一种飞机防除冰试验模型表面温度修正方法及测量方法技术

本发明专利技术属于结冰风洞防除冰试验技术领域，具体涉及一种飞机防除冰试验模型表面温度修正方法及测量方法，修正方法为，采集试验模型上设置的温度传感器探头检测到的试验模型表面温度T

【技术实现步骤摘要】
一种飞机防除冰试验模型表面温度修正方法及测量方法
本专利技术属于结冰风洞防除冰试验
，具体涉及一种飞机防除冰试验模型表面温度修正方法及测量方法。
技术介绍
飞机热防除冰系统是保护飞机飞行安全的关键系统之一，热防冰系统设计最重要的参数是飞机蒙皮表面的温度分布和热流分布。所以对风机蒙皮表面温度的测量非常重要。如中国专利：CN201420296294.2公开了一种机翼蒙皮的测温装置，包括机翼蒙皮的测温位置上安装的铠装热电偶、覆盖铠装热电偶的保护罩、保护罩上设置的连线出口，还包括与铠装热电偶相连接的显示仪表和温度报警器，铠装热电偶贴近机翼蒙皮的测温位置，保护罩将铠装热电偶包裹在内部，铠装热电偶的导线穿过连线出口分别连接至显示仪表和温度报警器，保护罩在流场中具有很好的顺流特性，其厚度在旋转轴线处最大，远离旋转轴线则厚度组件减薄。风洞试验过程中测量机翼蒙皮的温度时，高速气流流过保护罩而不与铠装热电偶发生直接接触，保证了气流流场的稳定，削弱了与高速气流摩擦所产生的空气动力加热现象，增加了承受高温的面积，提高了测温的精度。中国专利：CN201210493335.2公开了一种用于将测温热电偶安装到蒙皮内表面的安装方法，其中，蒙皮内表面被笛形管释放的气体加热，测温热电偶用于检测蒙皮内表面的温度，安装方法包括：提供金属薄片，金属薄片具有位于一侧的第一表面和位于另一侧的第二表面；焊接测温热电偶到金属薄片的第一表面上；以及胶接金属薄片的第二表面到蒙皮内表面上。通过本专利技术公开的安装方法能够比较方便地安装测温热电偶，同时，这种安装方法不会破坏蒙皮、易操作实施，而且也使测温热电偶测量得到的温度值更准确。中国专利：CN201710549537.7公开了一种机翼表面温度测量与存储系统，包括安装在飞机机翼的襟翼上的温度记录模块，温度记录模块与通讯授时模块连接，通讯授时模块还与GPS基准模块天线连接，温度记录模块包括由上盖和下壳构成的模块腔体，模块腔体内部设置有电路控制板，通讯授时模块还与电脑的上位机连接，通讯授时模块将温度记录模块采集存储的现场温度传感器数据上传至电脑上位机，温度记录模块同时与5路高精度的温度传感器组相连，每路温度传感器组包括5片贴片三线式PT100温度热电阻传感器，该专利技术还公开了机翼表面温度测量与存储系统的测量存储控制方法，该专利技术解决了现有技术中存在的飞机机翼表面温度不稳定很容易影响翼形气动升力，造成飞机严重事故的问题。即便现有技术采用了各种安装温度传感器探头的方式，以尽可能地检测到飞机蒙皮表面的温度，但是在将检测的温度作为实际控制参数时发现，这些直接测量的温度值往往存在较大的误差，造成后续试验的障碍。
技术实现思路
由于蒙皮表面的近壁区存在着一定厚度的速度边界层和温度边界层，蒙皮表面温度是逐渐过渡到外界环境流场的主流区温度，而不是直接跳跃到外界环境流场的主流区温度，即温度分布存在一定的型线。因此，直接将温度传感器探头固定在蒙皮表面，其感应到的温度并不是蒙皮表面的温度，而是蒙皮表面温度到主流区温度之间的过渡温度。本专利技术考虑了蒙皮表面温度到主流区温度之间的过渡温度（即温度边界层）对温度测量值的影响，进而经过分析推导，得出了用于飞机防除冰试验模型表面温度的修正方法。通常，飞机热防除冰是采用热气或者电热作为加热能量，对于热气防冰试验模型，蒙皮表面通常是恒定温度加热，而对于电热除冰试验模型，蒙皮表面通常是恒定热流加热。因此，针对蒙皮表面恒定温度和恒定热流这两种情况，本专利技术建立了相应的温度边界层型线，基于此型线再建立温度修正方法。本专利技术简化温度边界层的型线，推导过程如下：（1）当恒定温度加热时温度边界层的温度变化满足：T=ay+by=0时，Tw=by=δ时，T∞=aδ+Tw即得到温度边界层分布公式：；其中0≤y≤δ，；T∞为环境温度，δ为温度边界层的厚度，Tw修正温度；如图1所示，Ⅰ、当温度边界层的厚度h1≤δ时，温度传感器探头顶部测量的温度为：温度传感器探头检测试验模型表面温度Tt满足如下关系：即得到修正公式：；其中，h1为温度传感器探头露出到外界环境的尺寸，Tt为温度传感器探头检测到的温度，T∞为环境温度，δ为温度边界层的厚度；如图2所示，Ⅱ、当温度边界层的厚度h1＞δ时，温度传感器探头顶部测量的温度为：温度传感器探头检测试验模型表面温度Tt满足如下关系：即得到修正公式：；其中，h1为温度传感器探头露出到外界环境的尺寸，Tt为温度传感器探头检测到的温度，T∞为环境温度，δ为温度边界层的厚度；（2）恒定热流加热时温度边界层的温度分布满足：T=ay+by=0时，a=qw/ky=δ时，T∞=aδ+bb=T∞-aδ=T∞-δqw/k即得到温度边界层分布公式：；其中，T∞为环境温度，δ为温度边界层的厚度，k是空气的导热系数，qw是试验模型表面热流密度；如图1所示，Ⅰ、当温度边界层的厚度h1≤δ时，温度传感器探头顶部测量的温度为：温度传感器探头检测试验模型表面温度Tt满足如下关系：即得到修正公式：其中，T∞为环境温度，δ为温度边界层的厚度，k是空气的导热系数，qw是试验模型表面热流密度，Tt为温度传感器探头检测到的温度，h1为温度传感器探头露出到外界环境的尺寸；如图2所示，Ⅱ、当温度边界层的厚度h1＞δ时，温度传感器探头顶部测量的温度为：温度传感器探头检测试验模型表面温度Tt满足如下关系：即得到修正公式：其中T∞为环境温度，δ为温度边界层的厚度，k是空气的导热系数，qw是试验模型表面热流密度，Tt为温度传感器探头检测到的温度。基于上述推导过程，本专利技术提供了一种飞机防除冰试验模型表面温度修正方法，包括如下步骤：A：采集试验模型上设置的温度传感器探头检测到的温度Tt；测量温度传感器探头露出到外界环境的尺寸h1；获得环境温度T∞；B：计算温度边界层的厚度δ；C：根据试验条件选择修正模型,将Tt、h1、T∞、δ代入对应修正模型修正；所述修正模型包括：模型一、模型二、模型三和模型四；所述模型一的试验条件为:恒定温度对试验模型加热且h1≤δ,修正公式为：；所述模型二的试验条件为:恒定温度对试验模型加热且h1＞δ,修正公式为：；所述模型三试验条件为:恒定热流对试验模型加热且h1≤δ,修正公式为：；所述模型四试验条件为:恒定热流对试验模型加热且h1＞δ,修正公式为：；其中k是空气的导热系数，qw是试验模型表面热流密度；D：得到修正温度Tw。进一步地，温度边界层的厚度δ的计算公式包括：（1）当雷诺数Rex≤5×105本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种飞机防除冰试验模型表面温度修正方法，其特征在于：包括如下步骤：/nA：采集试验模型上设置的温度传感器探头检测到的温度T

【技术特征摘要】
1.一种飞机防除冰试验模型表面温度修正方法，其特征在于：包括如下步骤：
A：采集试验模型上设置的温度传感器探头检测到的温度Tt；测量温度传感器探头露出到外界环境的尺寸h1；获得环境温度T∞；
B：计算温度边界层的厚度δ；
C：根据试验条件选择修正模型,将Tt、h1、T∞、δ代入对应修正模型修正；
所述修正模型包括：模型一、模型二、模型三和模型四；
所述模型一的试验条件为:恒定温度对试验模型加热且h1≤δ,修正公式为：

；
所述模型二的试验条件为:恒定温度对试验模型加热且h1＞δ,修正公式为：

；
所述模型三试验条件为:恒定热流对试验模型加热且h1≤δ,修正公式为：

；
所述模型四试验条件为:恒定热流对试验模型加热且h1＞δ,修正公式为：

；
其中k是空气的导热系数，qw是试验模型表面热流密度；
D：得到修正温度Tw。


2.如权利要求1所述的一种飞机防除冰试验模型表面温度修正方法，其特征在于：所述边界层的厚度δ的计算公式包括：
（1）当雷诺数Rex≤5×105，试验模型外部流场处于层流状态，则边界层厚度δ的计算公式如下：



（2）当雷诺数Rex>5×105，试验模型外部流场处于湍流状态，则边界层厚度δ的计算公式如下：



其中：x是温度测点沿流向距离前缘驻点的距离，Rex是x位置当地的雷诺数。


3.如权利要求1或2所述的一种飞机防除冰试验模型表面温度修正方法，其特征在于：当温度传感器探头粘贴式固定在试验模型表面，粘接剂的厚度为h2，则得到修正公式：
恒定温度对试验模型加热且h1≤δ,修正公式为：

；
恒定温度对试验模型加热且h1＞δ,修正公式为：

；
恒定热流对试验模型加热且h1≤δ,修正公式为：

；
恒定热流对试验模型加热且h1＞δ,修正公式为：

。


4.如权利要求3所述的一种飞机防除冰试验模型表面温度修正方法，其特征在于：当0≤h1＜0.1h2时，h1忽略不计。


5.一种基于...

【专利技术属性】
技术研发人员：肖春华，姜裕标，
申请(专利权)人：中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所，
类型：发明
国别省市：四川;51