航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法和除冰方法与流程

1.本发明涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法、航空发动机整流帽罩除冰方法、设备、介质和程序产品。


背景技术：

2.航空发动机是飞机结冰部件中最敏感的部分之一。当发动机高速旋转时，进气道空气处于抽吸状态，气流加速，静温下降，使得航空发动机进气系统更容易受到天气变化的影响，更易结冰。即使不处于冰雪天气，在一定的飞行条件和气象条件下，航空发动机的进气部件也会出现结冰现象。比如云层中含有大量温度低于0℃的液态过冷水滴，它们撞击在发动机短舱进气道前缘，同样会凝结成冰，造成发动机进气量减少，导致发动机性能下降。
3.航空发动机作为飞机的核心部件，保证其正常良好的工作是飞机安全的首要任务。由于在航空发动机进气部件上很容易结冰，尤其是航空发动机整流帽罩。一旦发动机进气系统结冰，会改变其空气动力特性，增加流动阻力，使进气流场分布不均，轻则发生气流畸变，影响发动机的工作稳定性；重则导致熄火停车，造成致命后果。此外，如果发动机进气系统结冰，防冰系统开启滞后，还可能造成脱落的冰块被发动机吸入，导致发动机损伤。
4.目前航空发动机进气整流帽罩的结冰测量有很多种方法。
5.温度传感器测量方法：在航空发动机帽罩布置多点温度传感器，依靠多点温度传感器测量的不同温度发展趋势预测帽罩的结冰。
6.振动端子测量方法：在航空发动机帽罩布置振动端子，利用振动端子上的振动频率来评估帽罩的结冰厚度，当在振动端子上结有不同厚度的冰时，振动端子的振动频率也对应不同。
7.摄像头监控方法：利用最直观的影像监控的方法，在发动机进气口布置摄像头，通过观察帽罩的实时画面监测帽罩的结冰情况。
8.本发明发明人在实现本发明实施例技术方案的过程中，至少发现现有技术中存在如下技术问题：
9.航空发动机整流帽罩的多点温度传感器监测表面结冰情况对于在飞行速度低，温度变化范围小，或者是低空飞行状态的情况下，帽罩有可能已经结冰，但测点温度变化趋势却不明显，容易漏报。另外多点测温需要有参考基础点温度，参考基础点的布点要求很高，帽罩非结冰位置的气流大小及流动方向对其都有很大的影响，容易增加对结冰预测的误差。
10.航空发动机整流帽罩的结冰预测振动端子的方法只能测量整流帽罩局部结冰情况，并且结冰点正好在振动端子的中心位置测量结果最佳，对结冰测点的位置要求很高。而且当结冰过快，除冰不及时，冰层连成一片，振动端子与帽罩连成一体，测量结果会出现严重的误差。
11.航空发动机整流帽罩结冰直接影像监测对摄像头的安装位置及拍摄角度都有很高的要求。另外需要安装多个摄像头，对整流帽罩进行全方位的监控，但在实际应用中，对
于多个摄像头安装在发动机头部并不现实，因此该方法只能对帽罩的局部位置进行监测，来推断帽罩其他等径位置的结冰情况，因此误报率极大，该方法已经慢慢被淘汰，只作为辅助措施。
12.综上，现有技术存在航空发动机整流帽罩结冰测量方法不准确的技术问题。


技术实现要素：

13.本发明实施例提供一种航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法、航空发动机整流帽罩除冰方法、设备、介质和程序产品，解决了现有技术中存在的航空发动机整流帽罩结冰测量方法不准确的技术问题。
14.本发明实施例一方面提供了一种航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法，应用于一航空发动机整流帽罩结冰模拟测量系统，所述方法包括：测量航空发动机整流帽罩在无结冰状态下的原始压力系数分布数据和原始表面三维图谱；当所述航空发动机整流帽罩开始结冰时，每隔一预设时间范围，测量不同时刻所述航空发动机整流帽罩的压力系数分布数据和表面三维图谱；基于所述原始压力系数分布数据和不同时刻的压力系数分布数据，以及所述原始表面三维图谱和不同时刻的表面三维图谱，生成影响系数与冰型三维图谱。
15.可选的，在所述测量航空发动机整流帽罩在无结冰状态下的原始压力系数分布数据和原始表面三维图谱之前，还包括：在所述航空发动机整流帽罩距驻点60％长度的位置处，开设测压孔排。
16.可选的，在所述每隔一预设时间范围，测量不同时刻所述航空发动机整流帽罩的压力系数分布数据和表面三维图谱之后，还包括：当所述表面三维图谱中的结冰长度超过预设长度时，结束结冰模拟测量操作；或当所述航空发动机整流帽罩表面出现冰霜脱落现象时，结束结冰模拟测量操作。
17.可选的，所述基于所述原始压力系数分布数据和不同时刻的压力系数分布数据，以及所述原始表面三维图谱和不同时刻的表面三维图谱，生成影响系数与冰型三维图谱，具体包括：将所述原始压力系数分布数据和不同时刻的压力系数分布数据进行分析处理，记录压力系数曲线的变化情况；将所述原始表面三维图谱和不同时刻的表面三维图谱进行分析处理，记录冰型的变化情况；定义不同冰型对所述航空发动机整流帽罩的影响系数，计算结冰状态下在不同时刻对所述航空发动机整流帽罩的影响系数；生成影响系数与冰型三维图谱。
18.可选的，在所述生成影响系数与冰型三维图谱之后，还包括：验证所述影响系数与冰型三维图谱是否能作为除冰的判定条件。
19.另一方面，本发明实施例提供一种航空发动机整流帽罩除冰方法，应用于一航空发动机整流帽罩除冰系统，所述航空发动机整流帽罩除冰系统具有航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法的影响系数与冰型三维图谱，所述方法包括：测量航空发动机整流帽罩的压力系数分布数据和表面三维图谱；获取所述影响系数与冰型三维图谱中阈值影响系数对应的阈值压力系数分布数据和阈值表面三维图谱；判断所述压力系数分布数据与所述阈值压力系数分布数据是否吻合，所述表面三维图谱和所述阈值表面三维图谱是否相同；当所述压力系数分布数据与所述阈值压力系数分布数据吻合，所述表面三维图谱和所述阈值表面三维图谱相同时，执行除冰操作。
20.可选的，在所述判断所述压力系数分布数据与所述阈值压力系数分布数据是否吻合，所述表面三维图谱和所述阈值表面三维图谱是否相同之后，还包括：当所述压力系数分布数据与所述阈值压力系数分布数据不吻合，所述表面三维图谱和所述阈值表面三维图谱不相同时，继续测量航空发动机整流帽罩的压力系数分布数据和表面三维图谱。
21.本发明实施例还提供一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法和航空发动机整流帽罩除冰方法的步骤。
22.本发明实施例还提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法和航空发动机整流帽罩除冰方法的步骤。
23.本发明实施例还提供一种计算机程序产品，包括计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法和航空发动机整流帽罩除冰方法的步骤。
24.本发明实施例中提供的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：
25.一种航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法，应用于一航空发动机整流帽罩结冰模拟测量系统，所述方法包括：测量航空发动机整流帽罩在无结冰状态下的原始压力系数分布数据和原始表面三维图谱；当所述航空发动机整流帽罩开始结冰时，每隔一预设时间范围，测量不同时刻所述航空发动机整流帽罩的压力系数分布数据和表面三维图谱；基于所述原始压力系数分布数据和不同时刻的压力系数分布数据，以及所述原始表面三维图谱和不同时刻的表面三维图谱，生成影响系数与冰型三维图谱。本发明通过压力系数分布数据和表面三维图谱对航空发动机整流帽罩的结冰进行测量，解决了现有技术存在的航空发动机整流帽罩结冰测量方法不准确的技术问题，能够提高测量结果的准确性。另外，本发明还生成影响系数与冰型三维图谱，能够对航空发动机整流帽罩结冰后对帽罩的整流特性进行深入分析，反映航空发动机整流帽罩在结冰过程中的整流性能动态变化，也就是航空发动机整流帽罩在结冰的发展过程中，实时监测每个时间节点的冰型的变化对航空发动机整流帽罩的整流性能的影响的大小，不仅可以对航空发动机整流帽罩的结冰的发展有所了解和预测，而且对结冰的具体形状也能准确的评估，包括结冰的面积、部位、厚度等参数，也可以对每个冰型下的帽罩表面的流动状态进行评估预测。从而在航空发动机整流帽罩动态的冰型变化的过程中，可以分析预测冰型对航空发动机整流帽罩气动性能的影响以及发展趋势，可以作为发动机是否进行除冰决断的重要条件。
26.进一步，在所述测量航空发动机整流帽罩在无结冰状态下的原始压力系数分布数据和原始表面三维图谱之前，还包括：在所述航空发动机整流帽罩距驻点60％长度的位置处，开设测压孔排。通过开设的测压孔排能够准确评估航空发动机整流帽罩的周向结冰分布情况。
27.再进一步，在所述每隔一预设时间范围，测量不同时刻所述航空发动机整流帽罩的压力系数分布数据和表面三维图谱之后，还包括：当所述表面三维图谱中的结冰长度超过预设长度时，结束结冰模拟测量操作；或当所述航空发动机整流帽罩表面出现冰霜脱落现象时，结束结冰模拟测量操作。能够设定明显的结束结冰模拟测量的条件。
28.更进一步，所述基于所述原始压力系数分布数据和不同时刻的压力系数分布数
据，以及所述原始表面三维图谱和不同时刻的表面三维图谱，生成影响系数与冰型三维图谱，具体包括：将所述原始压力系数分布数据和不同时刻的压力系数分布数据进行分析处理，记录压力系数曲线的变化情况；将所述原始表面三维图谱和不同时刻的表面三维图谱进行分析处理，记录冰型的变化情况；定义不同冰型对所述航空发动机整流帽罩的影响系数，计算结冰状态下在不同时刻对所述航空发动机整流帽罩的影响系数；生成影响系数与冰型三维图谱。能够生成影响系数与冰型三维图谱。
29.还进一步，在所述生成影响系数与冰型三维图谱之后，还包括：验证所述影响系数与冰型三维图谱是否能作为除冰的判定条件。能够判断航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法能否应用于实际航空发动机。
30.本发明实施例提供一种航空发动机整流帽罩除冰方法，应用于一航空发动机整流帽罩除冰系统，所述航空发动机整流帽罩除冰系统具有航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法的影响系数与冰型三维图谱，所述方法包括：测量航空发动机整流帽罩的压力系数分布数据和表面三维图谱；获取所述影响系数与冰型三维图谱中阈值影响系数对应的阈值压力系数分布数据和阈值表面三维图谱；判断所述压力系数分布数据与所述阈值压力系数分布数据是否吻合，所述表面三维图谱和所述阈值表面三维图谱是否相同；当所述压力系数分布数据与所述阈值压力系数分布数据吻合，所述表面三维图谱和所述阈值表面三维图谱相同时，执行除冰操作。在冰型的发展中，当冰型的发展足够影响到航空发动机整流帽罩的整流性能时，采取除冰措施，能够消除冰型对航空发动机整流帽罩的影响。
31.进一步，在所述判断所述压力系数分布数据与所述阈值压力系数分布数据是否吻合，所述表面三维图谱和所述阈值表面三维图谱是否相同之后，还包括：当所述压力系数分布数据与所述阈值压力系数分布数据不吻合，所述表面三维图谱和所述阈值表面三维图谱不相同时，继续测量航空发动机整流帽罩的压力系数分布数据和表面三维图谱。在冰型的发展中，当冰型的发展不足以影响到航空发动机整流帽罩的整流性能时，不采取除冰措施，能够减少使用发动机高压热气流，降低了热气流的使用量，减少了高压气流的损耗，提高了发动机的推力性能。结冰对帽罩的气动性能的影响在有利的范围内时，对帽罩的结冰可以不做处理，这样还有利于航空发动机的进气，提高进气效率。
附图说明
32.图1为本发明一实施例中航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法的流程图；
33.图2为本发明一实施例中航空发动机整流帽罩实验测试系统装置总体安装示意图；
34.图3为本发明一实施例中航空发动机整流帽罩测压孔排布置及测压管路示意图；
35.图4为本发明一实施例中航空发动机整流帽罩测压孔排周向布置示意图；
36.图5为本发明一实施例中航空发动机整流帽罩压力系数曲线与坐标轴围着的面积定义示意图；
37.图6为本发明一实施例中航空发动机整流帽罩的原始压力系数曲线示意图；
38.图7为本发明一实施例中航空发动机整流帽罩的原始压力系数分布曲线和不同时刻压力系数分布曲线示意图；
39.图8为本发明一实施例中航空发动机整流帽罩压力系数分布曲线与坐标轴围着的
面积为0.117的示意图；
40.图9为本发明一实施例中阈值影响系数为5％对应的压力系数分布曲线与此时的压力系数分布曲线的对比图。
具体实施方式
41.本发明实施例提供一种航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法、航空发动机整流帽罩除冰方法、设备、介质和程序产品，解决了现有技术中存在的航空发动机整流帽罩结冰测量方法不准确的技术问题。
42.本发明一实施例的技术方案为解决上述的问题，总体思路如下：
43.一种航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法，应用于一航空发动机整流帽罩结冰模拟测量系统，方法包括：测量航空发动机整流帽罩在无结冰状态下的原始压力系数分布数据和原始表面三维图谱；当航空发动机整流帽罩开始结冰时，每隔一预设时间范围，测量不同时刻航空发动机整流帽罩的压力系数分布数据和表面三维图谱；基于原始压力系数分布数据和不同时刻的压力系数分布数据，以及原始表面三维图谱和不同时刻的表面三维图谱，生成影响系数与冰型三维图谱。本发明通过压力系数分布数据和表面三维图谱对航空发动机整流帽罩的结冰进行测量，解决了现有技术存在的航空发动机整流帽罩结冰测量方法不准确的技术问题，能够提高测量结果的准确性。另外，本发明还生成影响系数与冰型三维图谱，能够对航空发动机整流帽罩结冰后对帽罩的整流特性进行深入分析，反映航空发动机整流帽罩在结冰过程中的整流性能动态变化，也就是航空发动机整流帽罩在结冰的发展过程中，实时监测每个时间节点的冰型的变化对航空发动机整流帽罩的整流性能的影响的大小，不仅可以对航空发动机整流帽罩的结冰的发展有所了解和预测，而且对结冰的具体形状也能准确的评估，包括结冰的面积、部位、厚度等参数，也可以对每个冰型下的帽罩表面的流动状态进行评估预测。从而在航空发动机整流帽罩动态的冰型变化的过程中，可以分析预测冰型对航空发动机整流帽罩气动性能的影响以及发展趋势，可以作为发动机是否进行除冰决断的重要条件。
44.为了更好的理解上述技术方案，下面将结合说明书附图以及具体的实施方式对上述技术方案进行详细的说明。显然，本发明所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
45.本实施例提供一种航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法，应用于一航空发动机整流帽罩结冰模拟测量系统。本发明是针对航空发动机整流帽罩结冰状况预测及评估当地冰型对航空发动机整流帽罩整流特性影响的方法，因此要准确的预测航空发动机整流帽罩外表面的结冰情况，即冰型的发展状况。
46.航空发动机进气系统结冰是由于飞机在高空飞行，高空的气温较低，过冷水撞击而形成的结冰现象。根据结冰过程以及结冰后的外形及特征的不同，将冰型分为三类：霜冰、光冰和混合冰。
47.霜冰：在低温度、低风速状态以及低lwc结冰云雾时易形成。小水滴直接冻在撞击的航空发动机整流帽罩驻点，形成绕前缘的乳白色光滑和流线的结冰形状。当表面温度超过-12℃，就不会出现这种冰。这种形状的冰不太坏，因为霜冰对航空发动机整流帽罩的流
动特性有一定的影响，但多半不会造成致命影响，有时甚至提高航空发动机整流帽罩的性能。
48.光冰：在温度处于冰点附近、高风速状态以及高lwc结冰云雾时易形成。光冰通常在温度0℃～8℃之间形成。在这种情况下，小水滴不会全部在撞击后直接冻结，部分水滴在冻结之前，首先会向上或向下绕过驻点。其结果是积成像突起物的具有双角的冰，它通常是透明的也比霜冰更硬。这样的冰的形状在气动上是非常不利的，因为这种不规则的冰型严重破坏了附近的气流流动。
49.混合冰：温度在产生霜冰和光冰的温度之间易形成。由霜冰和光冰混合组成，这种冰在驻点附近冰的类型为光冰，离开驻点，则冰的类型逐渐由光冰向霜冰转化。由于表面粗糙，所以又得名“毛冰”，因其色泽类似于白瓷，所以有些资料又称它为“瓷冰”。由于这类冰的表面粗糙不平，又不容易脱落，所以对飞行的危害不亚于光冰。
50.航空发动机整流帽罩结冰模拟测量系统可以为发动机除冰控制提供冰型预测参数，作为发动机是否进行除冰决断的重要条件。本发明的实验测试系统装置包括：结冰实验装置、航空发动机整流帽罩、航空发动机整流帽罩结冰模拟测量系统、航空发动机整流帽罩除冰系统等。
51.首先，制定航空发动机整流帽罩结冰模拟测量实验计划及方案，建立结冰预测数据库，结冰预测数据库主要由不同时刻产生的冰型及对应的航空发动机整流帽罩表面压力分布数据组成，以便供给航空发动机整流帽罩除冰系统做出决断。该数据的由航空发动机整流帽罩结冰模拟测量实验获得，航空发动机整流帽罩结冰模拟测量实验对应航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法。
52.其次，在航空发动机整流帽罩结冰模拟测量实验对应的实验装置内安装航空发动机整流帽罩、压力测量装置、激光扫描仪等，并做好调试。
53.接下来，请参考图1，对本发明实施例中一种航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法进行详细的描述。
54.步骤101：测量航空发动机整流帽罩在无结冰状态下的原始压力系数分布数据和原始表面三维图谱；
55.步骤102：当航空发动机整流帽罩开始结冰时，每隔一预设时间范围，测量不同时刻航空发动机整流帽罩的压力系数分布数据和表面三维图谱；
56.步骤103：基于原始压力系数分布数据和不同时刻的压力系数分布数据，以及原始表面三维图谱和不同时刻的表面三维图谱，生成影响系数与冰型三维图谱。
57.当进行航空发动机整流帽罩无结冰状态下的实验时，开始执行步骤101：测量航空发动机整流帽罩在无结冰状态下的原始压力系数分布数据和原始表面三维图谱。
58.步骤101在具体实施过程中，例如：开始航空发动机整流帽罩无结冰状态下的压力系数分布实验，压力测量装置测量航空发动机整流帽罩在无结冰状态下的原始压力系数分布数据，压力系数是一个无量纲的量，便于航空发动机在不同飞行速度下航空发动机整流帽罩的压力系数分布比较。同时使用激光扫描仪对航空发动机整流帽罩的表面进行扫描，得到航空发动机整流帽罩在无结冰状态下的原始表面三维图谱。
59.在获取原始压力系数分布数据和原始表面三维图谱之后，开始执行步骤102：当航空发动机整流帽罩开始结冰时，每隔一预设时间范围，测量不同时刻航空发动机整流帽罩
的压力系数分布数据和表面三维图谱。
60.步骤102在具体实施过程中，例如：开始航空发动机整流帽罩的结冰实验，航空发动机整流帽罩结冰一般从气流驻点开始，慢慢周向均匀向后延伸。航空发动机整流帽罩结冰是一个随时间不断发展的过程，因此航空发动机整流帽罩结冰实验要进行不同时刻的测量，测量出航空发动机整流帽罩的结冰过程对航空发动机整流帽罩的整流特性的变化。因此需要测量大量的数据，数据点越密集，对航空发动机整流帽罩结冰的趋势和现状越容易评估。然而也要考虑帽罩的结冰速率问题和存储单元的容量。综合考虑，本发明的采集航空发动机整流帽罩的压力系数分布数据的时间测量间隔为10s，每隔10s记录一次航空发动机整流帽罩的压力分布数据。同时使用激光扫描仪每隔10s对航空发动机整流帽罩结冰的表面进行扫描，得到不同时刻的航空发动机整流帽罩表面的三维图谱。
61.在获取原始压力系数分布数据、原始表面三维图谱、不同时刻的压力系数分布数据和不同时刻的表面三维图谱后，开始执行步骤103：基于原始压力系数分布数据和不同时刻的压力系数分布数据，以及原始表面三维图谱和不同时刻的表面三维图谱，生成影响系数与冰型三维图谱。
62.在具体实施过程中，例如：将原始压力系数分布数据和不同时刻的压力系数分布数据进行比较，以及将原始表面三维图谱和不同时刻的表面三维图谱进行比较，生成影响系数与冰型三维图谱。将影响系数与冰型三维图谱装入结冰预测数据库，作为后续除冰的判定条件。
63.为了能够准确评估航空发动机整流帽罩的周向结冰分布情况。在步骤101的测量航空发动机整流帽罩在无结冰状态下的原始压力系数分布数据和原始表面三维图谱之前，还包括：在航空发动机整流帽罩距驻点60％长度的位置处，开设测压孔排。
64.在具体实施过程中，例如：请同时参考图3和图4，测量航空发动机整流帽罩2的长度为l，在航空发动机整流帽罩2距驻点60％l的位置处开设测压孔排9，测压孔排9由测压孔8组成，测压孔8的直径为0.8mm，沿航空发动机整流帽罩2轴线方向每距离5％l，开设一个测压孔8，形成测压孔排9。该测压孔排9在航空发动机整流帽罩2周向分布为间隔60度，一共形成6排测压孔排9，以便准确评估航空发动机整流帽罩2的周向结冰分布情况。
65.如图1-图4所示，实验测试系统装置包括结冰实验装置1、航空发动机整流帽罩2、压力扫描测量系统3、计算机系统4和激光扫描测量臂5。
66.步骤102的航空发动机整流帽罩2的结冰实验在结冰实验装置1中进行，结冰实验装置1主要是能够产生均匀的冷湿气流，并可以控制气流速度，结冰实验装置1产生的过冷水雾碰撞航空发动机整流帽罩2驻点位置，由于流速突然降低到零，在航空发动机整流帽罩2的驻点位置最先结冰，改变了航空发动机整流帽罩2本来原有的气动外形，因此航空发动机整流帽罩2表面的压力受结冰的影响会有变化，利用表面压力的改变对航空发动机整流帽罩2的结冰进行监测。因此在航空发动机整流帽罩2的长度60％l位置处开设测压孔排9，来监测航空发动机整流帽罩2气动外形改变是可以实施的。测压孔8的压力信号被压力扫描测量系统3接收，测压孔8的压力动态变化都可以从压力扫描测量系统3测量到。测量的数据经过计算机系统4的分析处理后存入结冰预测数据库中。对航空发动机整流帽罩2的表面的三维图谱测量由激光扫描测量臂5来实现，受结冰实验器结构及实验条件的影响，本发明对航空发动机整流帽罩2表面的扫描只扫描航空发动机整流帽罩2的一半，然后根据对称性绘
制整个航空发动机整流帽罩2的表面三维图谱。
67.由于航空发动机在空中工作时的环境速度很高，造成了在航空发动机整流帽罩2的结冰是由驻点开始的，因此测压孔8的布置位置安排在了高速区，避免了测压孔8表面结冰而堵塞测压孔8造成的测量误差。测压孔8开设要垂直于航空发动机整流帽罩2外表面。测压孔8间距为5％l。内置细不锈钢管6，细不锈钢管6一端与航空发动机整流帽罩2外表面保证平齐，内部要预留一定长度用来接厚壁胶管7，作为到压力扫描测量系统3的转接管路。
68.如图4所示，测压孔排9一共为6排，周向均匀布置。
69.请继续参考图1，为了能够设定明显的结束结冰模拟测量的条件，在步骤102的每隔一预设时间范围，测量不同时刻航空发动机整流帽罩的压力系数分布数据和表面三维图谱之后，还包括：当表面三维图谱中的结冰长度超过预设长度时，结束结冰模拟测量操作；或当航空发动机整流帽罩表面出现冰霜脱落现象时，结束结冰模拟测量操作。
70.在具体实施过程中，例如：采集航空发动机整流帽罩的压力系数分布数据的时间测量间隔为10s，每隔10s记录一次航空发动机整流帽罩的压力分布数据。同时使用激光扫描仪每隔10s对航空发动机整流帽罩结冰的表面进行扫描，得到不同时刻的航空发动机整流帽罩表面的三维图谱。实验结束标志为，当航空发动机整流帽罩表面结冰的长度超过航空发动机整流帽罩10％l或者是出现航空发动机整流帽罩表面冰霜有脱落现象时，实验结束。
71.当然，在实际应用中，可以设定不同的预设长度，例如航空发动机整流帽罩长15％l，本发明不作限制。
72.为了能够生成影响系数与冰型三维图谱，步骤103的基于原始压力系数分布数据和不同时刻的压力系数分布数据，以及原始表面三维图谱和不同时刻的表面三维图谱，生成影响系数与冰型三维图谱，具体包括：将原始压力系数分布数据和不同时刻的压力系数分布数据进行分析处理，记录压力系数曲线的变化情况；将原始表面三维图谱和不同时刻的表面三维图谱进行分析处理，记录冰型的变化情况；定义不同冰型对航空发动机整流帽罩的影响系数，计算结冰状态下在不同时刻对航空发动机整流帽罩的影响系数；生成影响系数与冰型三维图谱。
73.在具体实施过程中，例如：将原始压力系数分布数据和不同时刻的压力系数分布数据进行分析处理，将原始压力系数分布曲线均值处理，将不同时刻的压力系数分布曲线均值处理，将均值处理后的原始压力系数分布曲线与均值处理后的不同时刻的压力系数分布曲线进行比较，并记录压力系数分布曲线的变化，从而得到该冰型下，航空发动机整流帽罩表面结冰情况对帽罩整流效果的影响，可以记作百分比系数以便在实际应用中以阈值影响系数形式控制除冰决断。
74.将原始表面三维图谱和不同时刻的表面三维图谱进行分析处理，判断表面三维图谱对应的冰型，记录冰型的变化情况，例如由混合冰向光冰转化。
75.如图5所示，定义不同冰型对航空发动机整流帽罩的影响系数，以航空发动机整流帽罩测压点的位置，即航空发动机整流帽罩测压点到帽罩前驻点的轴向距离作为该点的横坐标，该点的压力系数作为纵坐标。压力系数曲线与横坐标轴围着的面积作为评估结冰影响。因此记作无结冰状态下的原始面积为s0，有结冰状态下的面积按时间递增依次记作s1、
s2、s3.....si，对航空发动机整流帽罩整流影响记作
76.按照定义的航空发动机整流帽罩整流影响对所有的结冰状态下实验工况形成一一对应的影响系数与冰型三维图谱。
77.为了判断航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法能否应用于实际航空发动机，在步骤103的生成影响系数与冰型三维图谱之后，还包括：验证影响系数与冰型三维图谱是否能作为除冰的判定条件。
78.在具体实施过程中，例如：验证航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法是否正确，是否能为航空发动机整流帽罩除冰提供除冰决断。将阈值影响系数设置为5％。当影响系数超过5％时，触发对航空发动机整流帽罩的除冰动作，输出高电平信号。做结冰实验，在结冰后，扫描航空发动机整流帽罩表面三维图谱，记录测压孔排压力系数分布数据。将扫描的航空发动机整流帽罩表面三维图谱和记录的测压孔排压力系数分布数据与数据库中的数据做对比，调出影响系数为5％(如果没有合适的值可以按最接近的值)时对应的航空发动机整流帽罩表面三维图谱以及压力系数分布曲线。分析两条曲线是否吻合，图谱是否相同。99.9％情况是曲线是基本吻合的，测点压力的敏感度很灵敏。当两条曲线吻合，图谱相同时，表明验证成功，可以把航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法应用于实际航空发动机中。
79.现有技术在发现航空发动机整流帽罩结冰后，第一时间控制如何除冰，并不对冰造成的影响进行比对分析，因此出现了过渡除冰的现象，造成了发动机热流的损耗，降低了发动机的性能，增加了发动机的燃油损耗。
80.本发明在冰型的发展中，当冰型的发展足够影响到航空发动机整流帽罩的整流性能时，采取除冰措施，能够消除冰型对航空发动机整流帽罩的影响。本发明另一实施例提供一种航空发动机整流帽罩除冰方法，应用于一航空发动机整流帽罩除冰系统，航空发动机整流帽罩除冰系统具有航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法的影响系数与冰型三维图谱，方法包括：测量航空发动机整流帽罩的压力系数分布数据和表面三维图谱；获取影响系数与冰型三维图谱中阈值影响系数对应的阈值压力系数分布数据和阈值表面三维图谱；判断压力系数分布数据与阈值压力系数分布数据是否吻合，表面三维图谱和阈值表面三维图谱是否相同；当压力系数分布数据与阈值压力系数分布数据吻合，表面三维图谱和阈值表面三维图谱相同时，执行除冰操作。
81.在前述实施例中已经对测量航空发动机整流帽罩的压力系数分布数据和表面三维图谱进行详细描述，也对后续步骤中的获取影响系数与冰型三维图谱中阈值影响系数对应的阈值压力系数分布数据和阈值表面三维图谱；判断压力系数分布数据与阈值压力系数分布数据是否吻合，表面三维图谱和阈值表面三维图谱是否相同进行详细描述，为了说明书的简洁，不再赘述。
82.当压力系数分布数据与阈值压力系数分布数据吻合，表面三维图谱和阈值表面三维图谱相同时，执行除冰操除，航空发动机高压压气机后的高温气流引入用来加热帽罩达到除冰的效果。
83.在冰型的发展中，当冰型的发展不足以影响到航空发动机整流帽罩的整流性能时，不采取除冰措施，能够减少使用发动机高压热气流，降低了热气流的使用量，减少了高
压气流的损耗，提高了发动机的推力性能。结冰对帽罩的气动性能的影响在有利的范围内时，对帽罩的结冰可以不做处理，这样还有利于航空发动机的进气，提高进气效率。在判断压力系数分布数据与阈值压力系数分布数据是否吻合，表面三维图谱和阈值表面三维图谱是否相同之后，还包括：当压力系数分布数据与阈值压力系数分布数据不吻合，表面三维图谱和阈值表面三维图谱不相同时，继续测量航空发动机整流帽罩的压力系数分布数据和表面三维图谱。
84.下面，简单介绍采用一具体型号的航空发动机整流帽罩对航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法和航空发动机整流帽罩除冰方法进行详细说明。
85.采用最大直径为258mm，长度l为320mm型号的航空发动机整流帽罩。在距驻点60％l的轴向位置即192mm开始，设置测压孔。采用若干细不锈钢管，外径为1.2mm，内径为0.8mm。在航空发动机整流帽罩上开设1.2mm的测压孔，测压孔的间距为5％l，即16mm。测压孔的数量不少于5个。同样在航空发动机整流帽罩的其他轴向位置也开设测压孔。粘接细不锈钢管在每个测压孔内，保证细不锈钢管在航空发动机整流帽罩的外表面平齐，内径为0.8mm。
86.安装航空发动机整流帽罩到简易结冰实验装置中，对原始航空发动机整流帽罩进行风速为100m/s实验，此时不喷雾结冰。测量航空发动机整流帽罩的压力系数曲线，作为原始整流帽罩的压力数据曲线，如图6所示。
87.开始航空发动机整流帽罩结冰状态下压力系数的分布实验，从结冰开始，间隔10s，测量一次压力系数分布数据，当结冰超过标点位置，结束实验，或者结冰到10％l＝32mm时，停止实验，形成结冰预测数据库。任取一组实验数据与原始数据做比较，观察压力系数曲线有无变化。从图7的曲线(方框曲线为原始状态数据，圆点曲线为结冰状态数据)可以看出，结冰对压力的影响明显，该方法可以有效地评估预测结冰的发展情况。
88.如图8所示，计算原始状态下的压力系数曲线与坐标轴围城的面积为0.117。
89.本发明设定结冰对航空发动机整流帽罩的阈值影响系数为5％时，即结冰状态下压力系数曲线与坐标轴围着面积为0.111时，除冰状态激发。开始进行结冰实验，当触发除冰输出高电平时，测量此时的压力系数，实验结束。调取结冰预测数据库影响参数5％时的压力系数分布曲线与此时的压力曲线进行对比如图9所示，可以看出，结冰预测数据库存储的数据与测量的数据吻合，可以利用结冰预测数据库形成的数据对航空发动机整流帽罩进行结冰预测，并通过设定阈值影响系数来控制除冰。
90.本发明另一实施例提供一种计算机设备，包括存储器和处理器，存储器存储有计算机程序，处理器执行计算机程序时实现航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法和航空发动机整流帽罩除冰方法的步骤。
91.本发明另一实施例提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法和航空发动机整流帽罩除冰方法的步骤。
92.本发明另一实施例提供一种计算机程序产品，包括计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法和航空发动机整流帽罩除冰方法的步骤。
93.本发明实施例中提供的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：
94.一种航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法，应用于一航空发动机整流帽罩结冰
模拟测量系统，方法包括：测量航空发动机整流帽罩在无结冰状态下的原始压力系数分布数据和原始表面三维图谱；当航空发动机整流帽罩开始结冰时，每隔一预设时间范围，测量不同时刻航空发动机整流帽罩的压力系数分布数据和表面三维图谱；基于原始压力系数分布数据和不同时刻的压力系数分布数据，以及原始表面三维图谱和不同时刻的表面三维图谱，生成影响系数与冰型三维图谱。本发明通过压力系数分布数据和表面三维图谱对航空发动机整流帽罩的结冰进行测量，解决了现有技术存在的航空发动机整流帽罩结冰测量方法不准确的技术问题，能够提高测量结果的准确性。另外，本发明还生成影响系数与冰型三维图谱，能够对航空发动机整流帽罩结冰后对帽罩的整流特性进行深入分析，反映航空发动机整流帽罩在结冰过程中的整流性能动态变化，也就是航空发动机整流帽罩在结冰的发展过程中，实时监测每个时间节点的冰型的变化对航空发动机整流帽罩的整流性能的影响的大小，不仅可以对航空发动机整流帽罩的结冰的发展有所了解和预测，而且对结冰的具体形状也能准确的评估，包括结冰的面积、部位、厚度等参数，也可以对每个冰型下的帽罩表面的流动状态进行评估预测。从而在航空发动机整流帽罩动态的冰型变化的过程中，可以分析预测冰型对航空发动机整流帽罩气动性能的影响以及发展趋势，可以作为发动机是否进行除冰决断的重要条件。
95.进一步，在测量航空发动机整流帽罩在无结冰状态下的原始压力系数分布数据和原始表面三维图谱之前，还包括：在航空发动机整流帽罩距驻点60％长度的位置处，开设测压孔排。通过开设的测压孔排能够准确评估航空发动机整流帽罩的周向结冰分布情况。
96.再进一步，在每隔一预设时间范围，测量不同时刻航空发动机整流帽罩的压力系数分布数据和表面三维图谱之后，还包括：当表面三维图谱中的结冰长度超过预设长度时，结束结冰模拟测量操作；或当航空发动机整流帽罩表面出现冰霜脱落现象时，结束结冰模拟测量操作。能够设定明显的结束结冰模拟测量的条件。
97.更进一步，基于原始压力系数分布数据和不同时刻的压力系数分布数据，以及原始表面三维图谱和不同时刻的表面三维图谱，生成影响系数与冰型三维图谱，具体包括：将原始压力系数分布数据和不同时刻的压力系数分布数据进行分析处理，记录压力系数曲线的变化情况；将原始表面三维图谱和不同时刻的表面三维图谱进行分析处理，记录冰型的变化情况；定义不同冰型对航空发动机整流帽罩的影响系数，计算结冰状态下在不同时刻对航空发动机整流帽罩的影响系数；生成影响系数与冰型三维图谱。能够生成影响系数与冰型三维图谱。
98.还进一步，在生成影响系数与冰型三维图谱之后，还包括：验证影响系数与冰型三维图谱是否能作为除冰的判定条件。能够判断航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法能否应用于实际航空发动机。
99.本发明实施例提供一种航空发动机整流帽罩除冰方法，应用于一航空发动机整流帽罩除冰系统，航空发动机整流帽罩除冰系统具有航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法的影响系数与冰型三维图谱，方法包括：测量航空发动机整流帽罩的压力系数分布数据和表面三维图谱；获取影响系数与冰型三维图谱中阈值影响系数对应的阈值压力系数分布数据和阈值表面三维图谱；判断压力系数分布数据与阈值压力系数分布数据是否吻合，表面三维图谱和阈值表面三维图谱是否相同；当压力系数分布数据与阈值压力系数分布数据吻合，表面三维图谱和阈值表面三维图谱相同时，执行除冰操作。在冰型的发展中，当冰型的
发展足够影响到航空发动机整流帽罩的整流性能时，采取除冰措施，能够消除冰型对航空发动机整流帽罩的影响。
100.进一步，在判断压力系数分布数据与阈值压力系数分布数据是否吻合，表面三维图谱和阈值表面三维图谱是否相同之后，还包括：当压力系数分布数据与阈值压力系数分布数据不吻合，表面三维图谱和阈值表面三维图谱不相同时，继续测量航空发动机整流帽罩的压力系数分布数据和表面三维图谱。在冰型的发展中，当冰型的发展不足以影响到航空发动机整流帽罩的整流性能时，不采取除冰措施，能够减少使用发动机高压热气流，降低了热气流的使用量，减少了高压气流的损耗，提高了发动机的推力性能。结冰对帽罩的气动性能的影响在有利的范围内时，对帽罩的结冰可以不做处理，这样还有利于航空发动机的进气，提高进气效率。
101.本领域内的技术人员应明白，本发明的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本发明可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本发明可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器和光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
102.本发明是参照根据本发明实施例的方法、设备(系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
103.这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
104.这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
105.显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。

技术特征：
1.一种航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法，应用于一航空发动机整流帽罩结冰模拟测量系统，其特征在于，所述方法包括：测量航空发动机整流帽罩在无结冰状态下的原始压力系数分布数据和原始表面三维图谱；当所述航空发动机整流帽罩开始结冰时，每隔一预设时间范围，测量不同时刻所述航空发动机整流帽罩的压力系数分布数据和表面三维图谱；基于所述原始压力系数分布数据和不同时刻的压力系数分布数据，以及所述原始表面三维图谱和不同时刻的表面三维图谱，生成影响系数与冰型三维图谱。2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，在所述测量航空发动机整流帽罩在无结冰状态下的原始压力系数分布数据和原始表面三维图谱之前，还包括：在所述航空发动机整流帽罩距驻点60％长度的位置处，开设测压孔排。3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，在所述每隔一预设时间范围，测量不同时刻所述航空发动机整流帽罩的压力系数分布数据和表面三维图谱之后，还包括：当所述表面三维图谱中的结冰长度超过预设长度时，结束结冰模拟测量操作；或当所述航空发动机整流帽罩表面出现冰霜脱落现象时，结束结冰模拟测量操作。4.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述基于所述原始压力系数分布数据和不同时刻的压力系数分布数据，以及所述原始表面三维图谱和不同时刻的表面三维图谱，生成影响系数与冰型三维图谱，具体包括：将所述原始压力系数分布数据和不同时刻的压力系数分布数据进行分析处理，记录压力系数曲线的变化情况；将所述原始表面三维图谱和不同时刻的表面三维图谱进行分析处理，记录冰型的变化情况；定义不同冰型对所述航空发动机整流帽罩的影响系数，计算结冰状态下在不同时刻对所述航空发动机整流帽罩的影响系数；生成影响系数与冰型三维图谱。5.如权利要求1所述的方法，其特征在于，在所述生成影响系数与冰型三维图谱之后，还包括：验证所述影响系数与冰型三维图谱是否能作为除冰的判定条件。6.一种航空发动机整流帽罩除冰方法，应用于一航空发动机整流帽罩除冰系统，其特征在于，所述航空发动机整流帽罩除冰系统具有权利要求1-4任一权项所述的影响系数与冰型三维图谱，所述方法包括：测量航空发动机整流帽罩的压力系数分布数据和表面三维图谱；获取所述影响系数与冰型三维图谱中阈值影响系数对应的阈值压力系数分布数据和阈值表面三维图谱；判断所述压力系数分布数据与所述阈值压力系数分布数据是否吻合，所述表面三维图谱和所述阈值表面三维图谱是否相同；当所述压力系数分布数据与所述阈值压力系数分布数据吻合，所述表面三维图谱和所述阈值表面三维图谱相同时，执行除冰操作。7.如权利要求6所述的方法，其特征在于，在所述判断所述压力系数分布数据与所述阈
值压力系数分布数据是否吻合，所述表面三维图谱和所述阈值表面三维图谱是否相同之后，还包括：当所述压力系数分布数据与所述阈值压力系数分布数据不吻合，所述表面三维图谱和所述阈值表面三维图谱不相同时，继续测量航空发动机整流帽罩的压力系数分布数据和表面三维图谱。8.一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1-7中任一权项所述的方法的步骤。9.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现权利要求1-7中任一权项所述的方法的步骤。10.一种计算机程序产品，包括计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现权利要求1-7任一权项所述的方法的步骤。

技术总结
本发明公开了一种航空发动机整流帽罩结冰模拟测量方法、航空发动机整流帽罩除冰方法、设备、介质和程序产品，该方法包括：测量航空发动机整流帽罩在无结冰状态下的原始压力系数分布数据和原始表面三维图谱；当航空发动机整流帽罩开始结冰时，每隔一预设时间范围，测量不同时刻航空发动机整流帽罩的压力系数分布数据和表面三维图谱；基于原始压力系数分布数据和不同时刻的压力系数分布数据，以及原始表面三维图谱和不同时刻的表面三维图谱，生成影响系数与冰型三维图谱。本发明能够提高测量结果的准确性，可以分析预测冰型对航空发动机整流帽罩气动性能的影响以及发展趋势，可以作为发动机是否进行除冰决断的重要条件。作为发动机是否进行除冰决断的重要条件。作为发动机是否进行除冰决断的重要条件。


技术研发人员：赵宇 冀疆峰 刘志超 唐怀远 张泽振 余国辉
受保护的技术使用者：江西中发天信航空发动机科技有限公司
技术研发日：2023.04.26
技术公布日：2023/8/21