机翼热气防冰控制系统及空中防冰压力控制方法

技术领域

本发明涉及防冰设计领域，尤其涉及一种机翼热气防冰控制系统。另外，本发明还涉及一种空中防冰压力控制方法。

背景技术

飞机防冰系统是一种用于防止或消除飞行中的飞机表面某些部位积冰的系统，其主要利用来自发动机的热空气或将电能转变为热能来给飞机上易于积冰的表面加温，以便防止积冰或融化冰层。尤其在机翼和尾翼前缘，或在螺旋桨前缘、进气道前缘以及驾驶舱风档玻璃上结冰，严重时会使飞行发生危险，例如机翼和尾翼前缘结冰可能改变翼剖面形状，使升力降低，阻力加大，甚至使飞行操纵因难和飞行不稳定，其他部位结冰也都会带来各种各样的困难。为此，在易于结冰的部位应安装防冰系统。

飞机上的主要防冰区域有机翼、尾翼、发动机进气道、螺旋桨、风挡玻瑞和测温、测压探头。根据这些部位的不同和防冰所需能量的大小，对不同区域有不同的防冰方法。飞机防冰系统主要有三类：一是利用热空气设备来防冰；二是用冰点很低的防冰液，喷在易于结冰的部位来防冰，或把冰溶掉；三是用电能来防冰，即在易于结冰部位，如螺旋桨前缘、风挡玻璃上粘贴电阻丝，电流通过电阻丝时发出热量来把冰溶化掉。

现代大中型客机均用热空气对机翼、尾翼前缘进行防冰。热空气来源于涡轮喷气发动机的压气机。防冰的管路就藏在机翼的前缘，热空气在内部走一圈，就可以防止水汽在机翼前缘结冰。而较热的空气向后流动，流过翼面又可以形成保护层。

目前在本技术领域中有主要以下几种方案：

比如，现有文献CN105059553B提出了一种基于需用防冰引气流量的智能热气防冰系统，其基于安装在飞机背部的大气液态水含量测试仪、飞机速度、攻角、环境温度、安装在防冰引气管路上的防冰温度，来实现实时按需防冰所需引气流量值，并依据安装在防冰引气管路上防冰引气传感器实现闭环控制。

再如，现有文献US20140290749A1和US8843253B1则是基于防冰活门上游的引气压力、引气温度和飞行高度来控制防冰流量，为开环控制，且只监控防冰温度。

又如，现有文献CN202863770U提出了根据温度传感器和压力传感器通过压力调节器调节压力；防冰活门只用于控制防冰的开和关，内外侧防冰活门用于调节内测管路防冰压力，且为开环控控制压力；采用地面超温开关监控地面过热。

如上所述，显然现有文献US20140290749A1、US8843253B1和CN202863770U提出了依据引气温度和压力进行开环控制，而现有文献CN105059553B则提出了依据安装在飞机背部的大气液态水含量测试仪，同时根据飞机速度、攻角、环境温度、安装在防冰引气管路上的防冰温度，实时精准计算所需的防冰引气流量值进行防冰(压力和温度为某组固定的值)，并实现闭环控制。

然而，目前飞机的机翼热气防冰系统防冰流量主要按照整个飞行包线范围内最大需要进行防冰，因而容易造成发动机引气浪费，这样不仅带来高能耗，而且安全性、防冰效果及通用性都不佳。

发明内容

本发明正是为了解决上述技术问题而作，其主要目的在于提供一种机翼热气防冰控制系统及空中防冰压力控制方法，其不会造成发动机引气浪费，由此不仅能够有效地降低能耗、提升经济性和安全性、而且防冰效果好，并且具有良好的通用性。

本发明的另一个目的在于提供一种包括上述机翼热气防冰控制系统的飞机。

为了实现上述发明目的，根据本发明的一个方面，提供了一种机翼热气防冰系统，包括机翼防冰活门、机翼防冰压力传感器、机翼防冰温度传感器、机翼防冰地面温度监控传感器、机翼防冰监控压力传感器、机翼防冰控制器、引气风扇活门和笛型管，

其中，所述机翼防冰控制器包括独立的控制通道和监控通道，所述机翼防冰活门包括独立的活门关断电路和活门调节电路，

其中，所述机翼防冰活门的所述活门调节电路、所述机翼防冰压力传感器和所述机翼防冰温度传感器与所述机翼防冰控制器的所述控制通道相连接，并且所述机翼防冰活门的所述活门关断电路、所述机翼防冰地面温度监控传感器和所述机翼防冰监控压力传感器与所述机翼防冰控制器的所述监控通道相连接。

较佳地，在上述机翼热气防冰系统中，还包括交输引气活门，所述机翼热气防冰系统呈左右对称布置并且由左机翼热气防冰系统和右机翼热气防冰系统组成，其中，所述左机翼热气防冰系统和所述右机翼热气防冰系统由所述交输引气活门连通。

较佳地，在上述机翼热气防冰系统中，所述左机翼热气防冰系统和所述右机翼热气防冰系统中任意一侧的结构为：在所述机翼防冰活门的下游且在所述防冰笛型管的入口处依次安装有所述机翼防冰压力传感器和所述机翼防冰温度传感器，接着沿着所述防冰笛型管依次安装有所述机翼防冰地面温度监控传感器和所述机翼防冰监控压力传感器，其中，所述引气风扇活门经由发动机引气至所述机翼防冰活门的上游，并且所述机翼防冰温度传感器与所述引气风扇活门相连接。

较佳地，在上述机翼热气防冰系统中，地面时，所述机翼防冰控制器依据所述机翼防冰压力传感器和所述机翼防冰温度传感器按照设定时间进行周期性间歇防冰，并通过所述机翼防冰地面温度监控传感器监控地面是否超温。

较佳地，在上述机翼热气防冰系统中，空中时，所述机翼防冰控制器根据飞机飞行状态(包括含高度、速度和攻角)，基于被调节的引气温度和压力基础上，依据所述防冰笛型管的入口温度，确定所需防冰压力和温度目标值，并通过调节所述机翼防冰活门的下游压力，以满足防冰流量需求进行防冰.

较佳地，在上述机翼热气防冰系统中，依据所述机翼防冰温度传感器监控空中防冰是否低温，当所述机翼防冰温度传感器所测得的温度小于设定温度值时，则判定为低温状态，并及时地通报飞行员。

较佳地，在上述机翼热气防冰系统中，当所述机翼防冰压力传感器与所述机翼防冰监控压力传感器所测得的压力差值大于等于设定值时，则判定为防冰泄漏状态，并及时地通报飞行员。

较佳地，在上述机翼热气防冰系统中，当所述机翼防冰压力传感器所测得的压力值小于设定压力值或者所述机翼防冰监控压力传感器所测得的压力值小于设定压力值，则判定为低压状态，并及时地通报飞行员。

较佳地，在上述机翼热气防冰系统中，继电器可以包含在所述机翼防冰控制器内或者独立于所述机翼防冰控制器。

根据本发明的另一个方面，提供了一种空中防冰压力控制方法，包括以下步骤：

第一步、调节机翼防冰活门的角度，然后经由机翼防冰压力传感器测量调节后的防冰压力测量值，进而判断调节后的防冰压力测量值与防冰压力目标值是否一致，

第二步、经由机翼防冰温度传感器测量调节后的防冰温度测量值，进而判断调节后的防冰温度测量值与防冰温度目标值是否一致，

第三步、若不一致，则依据设置的满足防冰流量要求的不同压力和温度组重新调节压力，

第四步、若最终调节依然不能满足，则进行适当上游引气温度调节。

根据本发明的又一个方面，提供了一种飞机，该飞机包括本发明的机翼热气防冰控制系统。

鉴于上述内容，相较于现有技术，本发明机翼热气防冰控制系统及空中防冰压力控制方法的核心技术在于：其能够依据飞机飞行状态、不同引气温度、引气压力以及防冰活门下游温度，分段精细地进行防冰压力的闭环控制，以便进行防冰控制和监控，同时还能进行独立的防冰压力监控和地面防冰温度监控，以及当超温、超压时，防冰活门能够被超越关断。

由于具备上述技术方案，相较于现有技术，本发明机翼热气防冰控制系统及空中防冰压力控制方法能够实现地面和空中防冰；在空中防冰时，依据机翼防冰压力传感器计算防冰比参考上游引气温度防冰更准确；同时对于某时刻同一防冰流量值，采用多个防冰压力和温度组用于防冰控制，使得防冰更经济并并利于上游引气设计，以在单发引气防冰、引气故障或性能下降等情况下，尽可能在保证飞机最优的情况下依然可进行防冰或最大程度防冰。另外，地面防冰时采用间歇性防冰，并监控超温，并且在防冰时，监控防冰温度、压力和泄漏探测等情况，通报飞行员，并按需通过独立监控功能关断防冰。这样就无需按照整个飞行包线范围内最大需要进行防冰，因而就不会造成发动机引气浪费，由此不仅能够有效地降低能耗、提升经济性和安全性、而且防冰效果好，并且具有良好的通用性。

在符合本领域常识的基础上，上述各优选实施方式，可任意组合，即得本发明各较佳实例。

附图说明

为了更好地理解本发明的上述及其他目的、特征、优点和功能，可以参考附图中所示的优选实施方式。附图中相同的附图标记指代相同的部件。本领域技术人员应该理解，附图旨在示意性地阐明本发明的优选实施方式，对本发明的范围没有任何限制作用，图中各个部件并非按比例绘制。

图1示意性地示出了本发明机翼热气防冰控制系统的一较佳实施例的构成示意图；

图2示意性地示出了空中防冰压力控制方法的流程框图；

图3示意性地示出了独立监控活门关断原理示意图。

图中的附图标记在技术方案和实施例中的列表：

1 机翼防冰活门

11 活门关断电路

12 活门调节电路

2 机翼防冰压力传感器

3 机翼防冰温度传感器

4机翼防冰地面温度监控传感器

5机翼防冰监控压力传感器

6 机翼防冰控制器

61 控制通道

62 监控通道

7 引气风扇活门

8 防冰笛型管

9 交输引气活门

A 飞机飞行状态

具体实施方式

为了使得本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更为详细地描述。

对此，首先需要指出的是，在这些实施例的具体描述过程中，为了进行简明扼要的描述，本说明书不可能对实际的实施例的所有特征均作详尽的描述。应当可以理解的是，在任意一种实施例的实际实施过程中，正如在任意一个工程项目或者设计项目的过程中，为了实现开发者的具体目标，为了满足系统相关的或者商业相关的限制，常常会做出各种各样的具体决策，而这也会从一种实施例到另一种实施例之间发生改变。此外，还可以理解的是，虽然这种开发过程中所作出的努力可能是复杂并且冗长的，然而对于与本发明公开的内容相关的本领域的普通技术人员而言，在本公开揭露的技术内容的基础上进行的一些设计、制造或者生产等变更只是常规的技术手段，不应当理解为本公开的内容不充分。

另外，需要说明的是，除非另作定义，权利要求书和说明书中使用的技术术语或者科学术语应当为本发明所属技术领域内具有一般技能的人士所理解的通常意义。“一个”或者“一”等类似词语并不表示数量限制，而是表示存在至少一个。“包括”或者“包含”等类似的词语意指出现在“包括”或者“包含”前面的元件或者物件涵盖出现在“包括”或者“包含”后面列举的元件或者物件及其等同元件，并不排除其它元件或者物件。“连接”或者“相连”等类似的词语并非限定于物理的或者机械的连接，也不限于是直接的还是间接的连接。

下面将结合图1对本发明机翼热气防冰系统的一较佳实施例进行详细阐述，以使本发明的优点和特征能易于被本领域的技术人员理解，从而对本发明范围做出更为清晰的界定。

总的来讲，如图1所示，图中示意性地示出了本发明机翼热气防冰系统的构成示意图。

如图所示，本发明的机翼热气防冰系统主要包括：机翼防冰活门1、机翼防冰压力传感器2、机翼防冰温度传感器3、机翼防冰地面温度监控传感器4、机翼防冰监控压力传感器5、机翼防冰控制器6、引气风扇活门7和防冰笛型管8。

具体地讲，如图1所示，机翼防冰控制器6包括独立的控制通道61和监控通道62，并且机翼防冰活门1包含独立的活门关断电路11和活门调节电路12。其中，机翼防冰活门1的活门调节电路12、机翼防冰压力传感器2和机翼防冰温度传感器3与机翼防冰控制器6的控制通道61相连接，并且机翼防冰活门1的活门关断电路11、机翼防冰地面温度监控传感器4和机翼防冰监控压力传感器5与机翼防冰控制器6的监控通道62相连接。

并且，如图所示，本发明的机翼热气防冰系统还包括交输引气活门9，该机翼热气防冰系统呈左右对称布置并且由左机翼热气防冰系统和右机翼热气防冰系统组成。其中，左机翼热气防冰系统和右机翼热气防冰系统由交输引气活门9连通。在一侧的引气风扇活门7或机翼防冰活门1发生故障时，交输引气活门9打开，通过另一侧的发动机引气来保证整个机翼热气防冰系统能够正常工作。

另外，左机翼热气防冰系统和右机翼热气防冰系统中任意一侧的机翼热气防冰系统的结构为：在机翼防冰活门1的下游且在防冰笛型管8的入口处依次安装有机翼防冰压力传感器2和机翼防冰温度传感器3，接着沿着防冰笛型管8依次安装有机翼防冰地面温度监控传感器4和机翼防冰监控压力传感器5，引气风扇活门7经由发动机引气至机翼防冰活门1的上游，并且机翼防冰温度传感器3与引气风扇活门7相连接。

本发明的机翼热气防冰系统依据飞机飞行状态和机翼防冰笛型管入口测量温度，空中在控制防冰压力情况下，根据实际按照设定的不同压力和温度组进行防冰，以保证防冰所需流量进行控制防冰；在防冰过程中监控防冰超温、低温、超压和低压，并按需独立关断防冰；地面则按照确定的压力值防冰，当探测超温时则独立关断防冰；并且通过设置的两个压力传感器探测机翼防冰泄漏。本发明的工作原理具体如下：

(1)

地面时，机翼防冰控制器6依据机翼防冰压力传感器2和机翼防冰温度传感器3按照设定时间进行周期性间歇防冰，并通过机翼防冰地面温度监控传感器监控地面是否超温：

当地面防冰或测试时，机翼防冰控制器6的控制通道61自动依据逻辑来间歇性地打开防冰(限制工作时间和不工作时间)，以保证在地面防冰或测试的同时不会出现过热情况；

当地面防冰或测试时，机翼防冰控制器6的监控通道62独立地通过机翼防冰地面温度监控传感器4来监控超温，当出现超温情况，则机翼防冰控制器6的监控通道62将通过机翼防冰活门1的活门关断电路11来超越关断机翼防冰活门1。

(2)

空中时，机翼防冰控制器6根据飞机飞行状态A(含高度、速度和攻角)，基于被调节的引气温度和压力基础上(上游引气)，依据防冰笛型管8的入口温度，确定所需防冰压力和温度目标值，并通过调节机翼防冰活门1的下游压力，以满足防冰流量需求进行防冰。

具体地，图2示意性地示出了空中防冰压力控制方法的流程框图，表1则示出了空中防冰温度压力组合表。如图所示，飞机在飞行过程中遇到结冰气象条件，机翼热气防冰系统启动：

第一步、调节机翼防冰活门1的角度，然后经由机翼防冰压力传感器2测量调节后的防冰压力测量值，进而判断调节后的防冰压力测量值Pa与防冰压力目标值Px是否一致，

第二步、经由机翼防冰温度传感器测量调节后的防冰温度测量值Ta，进而判断调节后的防冰温度测量值Ta与防冰温度目标值Tx是否一致，

第三步、若不一致，则依据设置的满足防冰流量Q要求的不同压力和温度组重新调节压力，

第四步、若最终调节依然不能满足，则进行适当上游引气温度调节。

表1空中防冰温度压力组合表

(3)

依据机翼防冰温度传感器3，来监控空中防冰是否低温，当机翼防冰温度传感器3所测得的温度小于设定温度值时，则判定为低温状态，并及时地通报飞行员。

(4)

基于飞机飞行状态A和温度控制值，当机翼防冰压力传感器2与机翼防冰监控压力传感器5所测得的压力差值大于等于设定值A时，则判定为防冰泄漏状态，此时及时地通报飞行员以进行操作并指导后续系统故障定位和维护。

(5)

基于飞机飞行状态A和温度控制值，当机翼防冰压力传感器2所测得的压力值大于设定压力值B或者机翼防冰监控压力传感器5所测得的压力值大于设定压力值C(其中B>C)，则判定为超压状态，并及时地通报飞行员。

(6)

基于飞机飞行状态A和温度控制值，当机翼防冰压力传感器2所测得的压力值小于设定压力值D或者机翼防冰监控压力传感器5所测得的压力值小于设定压力值E(其中D>E)，则判定为低压状态，并及时地通报飞行员。

(7)

图3中示意性地示出了独立监控活门关断原理示意图。如图3所示，机翼防冰控制器6内部采用独立的控制通道61和监控通道62，并且机翼防冰活门1包含独立的活门关断电路11和活门调节电路12，且具备关断超越调节功能。在此值得一提的是，继电器功能可以包含在机翼防冰控制器6内或者独立于机翼防冰控制器6。

综上所述，本发明机翼热气防冰控制系统及空中防冰压力控制方法能够实现地面和空中防冰，且空中防冰时按照所需防冰流量Q，在上游引气调温和调压的基础上，依据防冰温度，通过防冰活门调节防冰压力以进行防冰，同时判定防冰温度和防冰压是否与目标值一致，若不一致，通过依据设定的温度和压力组重新进行调节以最终满足防冰流量Q的要求。空中防冰时，依据机翼防冰压力传感器2计算防冰比参考上游引气温度防冰更准确；同时对于某时刻同一防冰流量值，采用多个防冰压力和温度组用于防冰控制，使得防冰更经济并并利于上游引气设计，以在单发引气防冰、引气故障或性能下降等情况下，尽可能在保证飞机最优的情况下依然可进行防冰或最大程度防冰。另外，地面防冰时采用间歇性防冰，并监控超温，并且在防冰时，监控防冰温度、压力和泄漏探测等情况，通报飞行员，并按需通过独立监控功能关断防冰。这样就无需按照整个飞行包线范围内最大需要进行防冰，因而就不会造成发动机引气浪费，由此不仅能够有效地降低能耗、提升经济性和安全性、而且防冰效果好，并且具有良好的通用性。

以上已详细描述了本发明的较佳实施例，但应理解到，在阅读了本发明的上述讲授内容之后，熟悉本领域的技术人员易于想到其它的优点和修改。因此，在其更宽泛的方面上来说，本发明并不局限于这里所示和所描述的具体细节和代表性实施例。因此，本领域技术人员能够将上述实施例的要素进行合理的组合或者改动，以便在不脱离如所附权利要求书及其等价物所限定的本发明总的发明概念的精神或范围的前提下作出各种修改。