CN102407942B - 结冰条件探测器 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种结冰条件探测器，包括：感应元件，其包括温度感应层和绝热层，温度感应层中嵌入电阻丝，绝热层固定在所述温度感应层的内表面上；温度传感器，用于测量感应元件的实时温度；以及控制器，其包括：加热控制模块，用于以恒定电功率加热电阻丝，以使感应元件的温度保持在0℃以上；数据存储模块，用于存储不同飞行条件下感应元件的温度目标值，并采集通过温度传感器测得的感应元件的实时温度值；处理器，用于从数据存储模块中检索出一定飞行条件下感应元件的温度目标值，并将其与实时温度值进行对比，如果实时温度值小于温度目标值，则判定飞机遭遇结冰条件。

Description

结冰条件探测器

技术领域

本发明涉及飞机结冰探测领域，具体涉及一种结冰条件探测器。

背景技术

飞机结冰可能导致飞机操稳品质降级、飞行性能损失和飞行安全裕度下降。结冰探测技术可以在早期探测到飞机结冰，以便及时采取相应动作，是飞行安全的一项改进措施。《SAEAIR4367AAircraftInflightIceDetectorsandIcingRateMeasuringInstruments》对结冰探测种类进行了介绍，主要有两种方式：探测飞机参考表面结冰状态的结冰探测器，或者探测飞机是否处于结冰条件的结冰条件探测器。

民机A340/A380/B747/B777/ERJ/CRJ装备了GOODRICH公司的结冰探测器。探头由磁致伸缩材料制成，探头振动频率随着结冰质量增加振动频率下降，降低到阀值后发出结冰信号。B787装备GOODRICH公司的结冰条件探测器，探头内由两个干湿铂电阻温度计构成一个电桥，结冰条件不同电压不同，电压变化到阀值发出结冰信号。不足之处在于：外伸探头破坏机翼和发动机进气道等易结冰表面的气动外形，一般安装在飞机机头，间接监控机翼和发动机进气道等易结冰表面的结冰状态。

MD-80/90飞机在机翼上表面装备了一种齐平安装的结冰探测器，探测器和控制器通过电缆相连接。随着探测器表面不断结冰，结冰质量增加使探测器振动频率上升，频率超过阈值后，探测器发出结冰信号。不足之处在于：结冰质量到一定程度后，才能探测结冰，此时机翼和发动机进气道等易结冰表面可能已经积聚了一定质量的冰；而且，传感器表面为平面，机翼和发动机进气道等易结冰表面为曲面，安装时不能完全契合。

发明内容

为了解决上述问题，本发明提供一种结冰条件探测器，其能够齐平安装在飞机易结冰表面如机翼和发动机进气道等部位，而不破坏其气动外形，并能够直接反映结冰防护表面的结冰情况。

本发明的设计原理：

飞机在干空气(空气中没有过冷水滴)中飞行时，探测器表面在对流换热、气动加热等热流项作用下，表面温度为飞行条件(速度、攻角、大气温度和高度)的函数。在结冰条件(空气中存在冷水滴，也称为湿空气，可用单位体积内的过冷水滴质量---液态水含量g/m³表征)中飞行时，探测器表面在水蒸发散热、对流换热和气动加热等热流项作用下，表面温度为飞行条件和结冰条件的函数。同一飞行条件下，探测器表面在干空气和湿空气中温度不同，称为干湿温差。温差大小与液态水含量有关，据此温差可以判断飞机是否遭遇了结冰条件。干湿表面温差以及温度阈值的理论和计算方法，具体内容可参见裘燮纲，韩凤华编写的《飞机防冰系统》中5.6章-表面温度。

根据本发明的一个方面，提供一种结冰条件探测器，包括：

感应元件，其齐平安装在飞机的易结冰表面上，所述感应元件包括温度感应层和绝热层，所述温度感应层中嵌入电阻丝，用于加热所述温度感应层，所述绝热层固定在所述温度感应层的内表面上，用于防止所述温度感应层的热量通过其内表面散失；

温度传感器，其固定在所述温度感应层的内表面上，用于测量所述感应元件的实时温度；以及

控制器，其包括加热控制模块、数据存储模块和处理器，其中：

所述加热控制模块用于以恒定电功率加热所述电阻丝，以使所述感应元件的温度保持在0℃以上；

所述数据存储模块用于存储不同飞行条件下所述感应元件的温度目标值，并采集通过所述温度传感器测得的所述感应元件的实时温度值；

所述处理器用于从所述数据存储模块中检索出一定飞行条件下所述感应元件的温度目标值，并将其与实时温度值进行对比，如果所述实时温度值小于所述温度目标值，则判定飞机遭遇结冰条件。

其中，所述温度传感器通过信号线与所述控制器相连接。

其中，所述控制器通过电接头与飞机电源和航电系统相连接。

其中，所述温度感应层使用导热性强的金属制成，例如铜、铝等。

根据本发明的另一个方面，提供一种结冰条件探测方法，其中使用上述结冰条件探测器，所述方法包括步骤：

(1)通过温度传感器以一定的刷新率实时测量感应元件的实时温度，并通过信号线将实时温度值传递到所述控制器的数据存储模块；

(2)通过所述控制器从飞机航电系统得到飞机当前的飞行条件，并通过所述处理器根据飞行条件从数据存储模块中检索出该飞行条件下感应元件的温度目标值；

(3)通过所述处理器将所述实时温度值与所述温度目标值进行对比，如果所述实时温度值小于所述温度目标值，则判定飞机遭遇结冰条件，并激发结冰信号；

(4)通过电接头将结冰信号传递到飞机航电系统，提示飞行机组手动启动防冰系统或者飞机自动启动防冰系统。

其中，在所述步骤(1)中，通过加热控制模块以恒定电功率加热所述电阻丝，以使所述感应元件的温度保持在0℃以上，防止感应元件外表面结冰。

本发明的有益效果在于：

1.感应元件的温度感应层外形可以为任意曲面，能够齐平安装在机翼、发动机进气道等易结冰表面，与安装表面完全契合，不影响安装表面的气动外形；

2.能够直接反映结冰防护表面的结冰情况，不存在由于安装位置引起的临界温度差别；

3.能够在机翼、发动机进气道未结冰之前，探测到飞机进入了结冰条件，具有结冰预警的能力，减少防冰系统反应时间；

4.温度感应层使用导热性强的金属制成，对金属类型无限制。

附图说明

图1是根据本发明的结冰条件探测器的结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图详细描述本发明的结冰条件探测器的优选实施例。

如图1所示，其示意性地示出了根据本发明的结冰条件探测器10，包括能够齐平安装在机翼和发动机进气道等易结冰表面的感应元件1，用于测量感应元件温度的温度传感器2，控制器3和电接头4。

感应元件1由温度感应层5和绝热层6组成。温度感应层5中嵌入电阻丝(未示出)，用于加热温度感应层5。绝热层6固定例如通过粘合剂粘接在温度感应层5的内表面上，用于防止温度感应层5的热量通过其内表面散失。感应元件1例如通过法兰盘等齐平安装在机翼和发动机进气道等易结冰表面上，温度感应层5与安装表面契合，与外界大气相接触。

温度传感器2固定在温度感应层5的内表面上，例如可通过粘合剂粘接到内表面上设置的凹槽内，用于测量所述感应元件的实时温度。金属感应元件的内外表面温差极小，本文中的所述温度一般指感应元件的温度感应层外表面温度。

控制器3由加热控制模块7、数据存储模块8和处理器9组成。电阻丝通过供电线与控制器3相连接，加热控制模块7以恒定电功率加热电阻丝，从而加热温度感应层5，以使感应元件1在不同飞行条件和结冰条件下温度保持在0℃以上，防止感应元件1外表面结冰。温度传感器2通过信号线与控制器3相连接，控制器3通过电接头4与飞机电源和航电系统相连接。数据存储模块8用于存储不同飞行条件下感应元件1的表面温度目标值，并采集通过温度传感器2测得的感应元件1的实时表面温度值。处理器9用于从数据存储模块8中检索出一定飞行条件下感应元件1的表面温度目标值，并将其与所述实时表面温度值进行对比，如果所述实时表面温度值小于所述表面温度目标值，则判定飞机遭遇结冰条件。

控制器3与感应元件1可以采用分体设计。感应元件1可以制造得很小，而控制器3体积较大。如果飞机缝翼内安装空间有限，可将感应元件做成分体，通过信号线和供电线连接。

本发明还提供一种结冰条件探测方法，使用图1中所示的结冰条件探测器10，所述方法包括步骤：

(1)通过温度传感器2以一定的刷新率实时测量感应元件1的实时表面温度，并通过信号线将实时表面温度值传递到控制器3的数据存储模块8。通过加热控制模块7以恒定电功率加热电阻丝，以使感应元件1的温度保持在0℃以上，防止感应元件1外表面结冰。由于温度传感器2的温度工作范围高于加热后感应元件1的温度，所以加热不会影响测量感应元件1的实时表面温度。

(2)通过控制器3从飞机航电系统得到飞机当前的飞行条件(速度、高度、攻角和大气温度)，并通过处理器9根据飞行条件从数据存储模块8中检索出该飞行条件下感应元件的表面温度目标值；

(3)通过处理器9将所述实时表面温度值与所述表面温度目标值进行对比，如果所述实时表面温度值小于所述表面温度目标值，则判定飞机遭遇结冰条件，并激发结冰信号。

(4)通过电接头将结冰信号传递到飞机航电系统，提示飞行机组手动启动防冰系统或者飞机自动启动防冰系统。

控制器3的数据存储模块8存储了不同飞行条件(速度、高度、攻角和大气温度)下感应元件1的表面温度目标值即温度阈值。不同飞行条件下感应元件的表面温度目标值，是经过前期计算得到并存储在存储模块中，不需要微处理器实时计算该飞行条件下感应元件的表面温度目标值，从而有效地减少了计算时间。

本发明的核心是利用结冰防护表面过冷水滴蒸发散热形成的温降形成新的结冰条件判断标准，利用温度阈值代替传统结冰探测器的频率阈值，来触发结冰报警信号。

本发明结冰条件探测器具有以下优点：

1.感应元件的温度感应层外形可以为任意曲面，能够齐平安装在机翼、发动机进气道等易结冰表面，与安装表面完全契合，不影响安装表面的气动外形；

2.能够在机翼、发动机进气道未结冰之前，探测到飞机进入了结冰条件，具有结冰预警的能力，减少防冰系统反应时间；

3.能够直接反映结冰防护表面的结冰情况，免了外伸探头式结冰探测器由于安装位置引起的临界温度差别；

4.温度感应层使用导热性强的金属制成，对金属类型无限制。

本发明中所述具体实施案例仅为本发明的较佳实施案例而已，并非用来限定本发明的实施范围。即凡依本发明申请专利范围的内容所作的等效变化与修饰，都属于本发明的保护范围。

Claims (5)

1.一种结冰条件探测器，其特征在于，包括：

感应元件，其齐平安装在飞机的易结冰表面上，所述感应元件包括温度感应层和绝热层，所述温度感应层中嵌入电阻丝，用于加热所述温度感应层，所述绝热层固定在所述温度感应层的内表面上，用于防止所述温度感应层的热量通过其内表面散失；

温度传感器，其固定在所述温度感应层的内表面上，用于测量所述感应元件的实时温度；以及

控制器，其包括加热控制模块、数据存储模块和处理器，其中：

所述加热控制模块用于以恒定电功率加热所述电阻丝，以使所述感应元件的温度保持在0℃以上；

所述数据存储模块用于存储不同飞行条件下所述感应元件的温度目标值，并采集通过所述温度传感器测得的所述感应元件的实时温度值；

所述处理器用于从所述数据存储模块中检索出一定飞行条件下所述感应元件的温度目标值，并将其与实时温度值进行对比，如果所述实时温度值小于所述温度目标值，则判定飞机遭遇结冰条件。

2.根据权利要求1所述的结冰条件探测器，其特征在于，所述温度传感器通过信号线与所述控制器相连接。

3.根据权利要求1或2所述的结冰条件探测器，其特征在于，所述控制器通过电接头与飞机电源和航电系统相连接。

4.根据权利要求1所述的结冰条件探测器，其特征在于，所述温度感应层使用导热性强的金属制成。

5.一种结冰条件探测方法，其特征在于，使用根据权利要求1-4中任一项所述的结冰条件探测器，所述方法包括步骤：

(1)通过温度传感器以一定的刷新率实时测量感应元件的实时温度，并通过信号线将实时温度值传递到所述控制器的数据存储模块；

(2)通过所述控制器从飞机航电系统得到飞机当前的飞行条件，并通过所述处理器根据飞行条件从数据存储模块中检索出该飞行条件下感应元件的温度目标值；

(3)通过所述处理器将所述实时温度值与所述温度目标值进行对比，如果所述实时温度值小于所述温度目标值，则判定飞机遭遇结冰条件，并激发结冰信号；

(4)通过电接头将结冰信号传递到飞机航电系统，提示飞行机组手动启动防冰系统或者飞机自动启动防冰系统；

其中，在所述步骤(1)中，通过加热控制模块以恒定电功率加热所述电阻丝，以使所述感应元件的温度保持在0℃以上，防止感应元件外表面结冰。