飞行器进气道试验装置、系统和热气防冰试验判稳方法制造方法及图纸

本发明专利技术适用于风洞试验技术领域，提供了一种飞行器进气道试验装置、系统和热气防冰试验判稳方法，所述进气道的迎风端设置有唇口，所述唇口内部设置有热气腔，所述唇口的侧壁上沿前缘延伸方向设置有多个监测结构，所述监测结构包括测温组件和结冰测量组件，所述测温组件和所述结冰测量组件位于前缘的同一截面上，所述测温组件用于获取唇口外表面的温度，所述结冰测量组件用于获取唇口外表面的结冰信息。本发明专利技术提供的一种飞行器进气道试验装置、系统和热气防冰试验判稳方法具有防除冰效率高、节约热气资源的效果。热气资源的效果。热气资源的效果。

【技术实现步骤摘要】
飞行器进气道试验装置、系统和热气防冰试验判稳方法


[0001]本专利技术涉及风洞试验
，尤其是涉及一种飞行器进气道试验装置、系统和热气防冰试验判稳方法。

技术介绍

[0002]现有技术中飞行器外形表面的结冰改变了飞行器的气动外形，导致飞行性能恶化，是飞行器发生安全事故的主要危险源之一。因此，飞行器的易结冰部位必须受防除冰系统保护，不同部件相对较为独立，出现结冰情况有所不同，例如飞机发动机因能自供给热源，采用的结冰防护方式为热气防除冰，而其他部件主要有电热防除冰、机械防除冰、热力耦合防除冰等。考虑到不同部件的结冰环境和自身条件，在有限机载能源前提下，对于不同部件应用合适的防除冰手段是飞机结冰防护的研究重点。
[0003]热气防除冰技术是利用发动机产生的热气资源保护飞机机翼、发动机的关键位置，但引出的热气量与发动机的工作状态有着关联。目前热气防冰技术中难以实现在保障发动机稳定工作的同时保护防护部件不受结冰干扰，难以实现对热气引气资源的合理利用和设计，进而导致了防除冰效率低，或者热气引气资源的浪费。
[0004]综上所述，现有技本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种飞行器进气道试验装置（100），其特征在于，所述进气道的迎风端设置有唇口（110），所述唇口（110）内部设置有热气腔（112），所述唇口（110）的侧壁上沿前缘（111）延伸方向设置有多个监测结构，所述监测结构包括测温组件（130）和结冰测量组件（120），所述测温组件（130）和所述结冰测量组件（120）位于前缘（111）的同一截面上，所述测温组件（130）用于获取唇口（110）外表面的温度，所述结冰测量组件（120）用于获取唇口（110）外表面的结冰信息。2.如权利要求1所述的一种飞行器进气道试验装置（100），其特征在于，所述测温组件（130）包括中测温点、上测温点和下测温点，所述中测温点设置于前缘（111），所述上测温点设置于唇口（110）上侧壁，所述下测温点设置于唇口（110）下侧壁。3.如权利要求2所述的一种飞行器进气道试验装置（100），其特征在于，所述上测温点和所述下测温点的数量相等。4.如权利要求2所述的一种飞行器进气道试验装置（100），其特征在于，所述测温组件（130）嵌于蒙皮（113）内，所述蒙皮（113）设置于所述唇口（110）外表面。5.如权利要求2所述的一种飞行器进气道试验装置（100），其特征在于，所述结冰测量组件（120）包括接收端（121）和发射端（122），所述接收端（12...

【专利技术属性】
技术研发人员：赵照，冉林，熊建军，易贤，
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：