过冷大水滴探测器

技术领域

本发明涉及一种过冷大水滴探测器，具体而言，涉及一种具有(例如球形)探测结构的过冷大水滴探测器，用于识别并区分过冷大水滴结冰气象，属于结冰探测领域。

背景技术

航空行业对结冰气象存在严格的要求，这是因为结冰气象会危及飞机的安全，可能给飞机带来严重的飞行风险。

结冰气象又包括50微米以下的过冷水滴结冰气象(即中国民航规章25部附录C)和超过50微米的过冷大水滴结冰气象(中华人民共和国民用航空器适航管理条例附录O)。而传统的结冰探测器可用于对结冰气象识别，但无法进一步区分究竟是过冷水滴结冰气象还是过冷大水滴结冰气象。

通常的飞机防冰系统是基于不到50微米的结冰气象设计的，因此，当飞机进入过冷水滴超过50微米的过冷大水滴结冰气象后，因防冰能力不足以覆盖此种结冰气象，可能发生飞机快速结冰进而失速坠毁的安全事件。

当前针对过冷大水滴结冰气象的一种可行的方案是一旦探测器识别到进入过冷大水滴结冰气象，立即执行逃离动作。为此，研发一种能够准确且可靠地识别并区分过冷大水滴结冰气象的探测器显得至关重要。

发明内容

本发明为解决上述技术问题而作，其目的在于提供一种过冷大水滴探测器，更具体的是具有(例如球形)探测结构的过冷大水滴探测器，能够准确且可靠地识别并区分过冷大水滴结冰气象。

为了实现上述目的，本发明提供一种过冷大水滴探测器，包括探测器基座和探测结构，其特征是，所述探测结构用于检测气流中的过冷水滴并且用于识别并从结冰气象中区分出所述过冷水滴超过临界尺寸的过冷大水滴的结冰气象，所述探测结构包括三层结构，外层为均匀布置的温度传感器层，中间层为电加热膜层，内层为结构基底，均匀布置于所述探测结构的中间层的所述电加热膜层通过位于多个不同位置处的多个电加热回路来提供加热能量，使得所述探测结构的表面在没有外来气流和水滴影响时保持为均匀的温度，均匀布置于所述电加热膜层的外层的所述温度传感器层具有用于实时检测所述探测结构的所述多个不同位置的表面温度变化的多个温度传感器，在所述结构基底中设置有控制器，所述控制器通过过冷水滴撞击所述探测结构所引起的所述多个不同位置的温度变化来推断出所述过冷水滴的撞击范围，并通过判断所述撞击范围是否超出所述临界尺寸的过冷水滴撞击所述探测结构时的临界撞击范围，来确定先前撞击的过冷水滴是否为所述过冷大水滴。

根据如上所述构成，通过气流中不同尺寸的过冷水滴撞击过冷大水滴探测器的检测结构时，由过冷水滴引起的检测结构的温度变化的位置范围来量化过冷水滴的尺寸，解决了传统的结冰探测器只能用于对结冰气象识别，但无法进一步区分究竟是过冷水滴结冰气象还是过冷大水滴结冰气象的技术问题，通过准确且可靠地识别并区分过冷大水滴结冰气象，能防止因防冰能力不足导致飞机快速结冰进而失速坠毁的安全事件，从而提升了飞机的安全性和适航性。

在本发明中，所述探测结构优选呈球形，这是由于球体以任意的方向及角度与气流发生撞击，气流相对于所述探测结构的第一滞止点(临界尺寸的过冷水滴的临界撞击范围)及最大滞止点(过冷水滴的最大撞击范围)的相对位置(即，第一区域和第二区域的撞击区域的最大弧长)不会变化。另外，在过冷水滴撞击所述探测结构时，所述临界尺寸以下的过冷水滴只撞击所述气流的第一滞止点之间的第一区域，而超过所述临界尺寸的过冷大水滴在撞击所述第一区域的同时撞击所述气流的最大滞止点之间的第二区域。另外，考虑到飞机、尤其是民航飞机具有最大升角和俯角，不可能机头90度朝上地垂直升空，也不可能机头90度朝下地垂直坠落，因此，只要保证在飞机的最大升角与俯角之间的飞行范围内，气流相对于所述探测结构的第一滞止点及最大滞止点的相对位置不会变化，则探测结构不局限于严格意义上的球形，也可以是气流撞击区域为球形的实质球形。此时，理想的是将与管道相连的部分(气流非撞击区域)形成为适于使空气低阻力流过的流线形。

优选的是，所述过冷大水滴探测器安装于飞机的机头位置，所述过冷大水滴探测器还具有将所述探测器基座与所述探测结构连接的弯曲的管道，与所述管道一端相连的所述探测器基座安装于未图示的飞机蒙皮内部并与机体结构固定，所述管道被弯曲成使与所述管道另一端相连的所述探测结构平行于飞机的气流方向迎着气流。

根据如上所述构成，通过这种弯曲设计的管道，能最大限度降低管道对所述探测结构的空气流场的影响，以确保气流中的过冷水滴与所述探测结构的撞击。

另外，优选的是，多个所述温度传感器分别通过温度传感器线缆将对应位置处的温度检测值或温度变化值传输至所述控制器，多个电加热回路利用通电线缆与所述控制器连接，所述控制器负责为所述电加热膜层的多个电加热回路提供电流以及收集所述温度传感器层的多个温度传感器的信号并进行数据处理。

进一步优选的是，所述管道是空心的管道，所述温度传感器线缆和所述通电线缆布置在所述管道的内部。

根据如上所述构成，通过采用空心结构，能使连接在所述探测结构与探测器基座(内设置的控制器)之间的温度传感器以及电加热回路的线缆(传感器线缆、通电线缆)布置在该管道内部，防止线缆暴露于外部而老化，提升探测器的使用寿命和安全性。

优选的是，所述电加热膜层中对应于不同位置的每个所述电加热回路呈螺旋形布置或是呈回字形布置，所述温度传感器的测量位置统一布置在所述电加热膜层的每个所述电加热回路的回字形或螺旋形的正中心。

根据如上所述构成，采用了螺旋形布置或是回字形布置的电加热回路能够针对每个位置均能够提供均匀的加热功率，提升使用过程中的温度的稳定性。另外，通过将所述温度传感器的测量位置统一布置于电加热回路的回字形或螺旋形的正中心，能够保证外层的温度传感器的测量一致性。

另外，优选的是，所述结构基底采用热的不良导体材料。

根据如上所述构成，能使中间层的电加热膜层产生的热量以向所述探测结构的外层侧的导热为主。

受限于目前的技术水平，结冰气象中，在某一临界尺寸(50微米)以下的过冷水滴结冰气象能通过飞机防冰系统防止结冰，而超过该临界尺寸的过冷大水滴结冰气象则只能立即执行逃离动作，但不排除随着未来技术的发展，在当前只能立即执行逃离动作的过冷大水滴结冰气象中，对于过冷水滴为另一临界尺寸以下的结冰气象，可采用其他动作而不再只是立即执行逃离动作，此时，可以将另一临界尺寸视作本发明的临界尺寸来识别并区分只能执行逃离动作的区域，又或是将50微米的临界尺寸和该另一临界尺寸同时视作本发明的临界尺寸来识别并区分执行第一动作的第一区域、执行第二动作的第二区域和执行第三动作(逃离动作)的第三区域。由此，所述结冰气象具有多个不同临界尺寸的过冷水滴的结冰气象，所述过冷大水滴探测器能探测出撞击所述探测结构的过冷水滴的尺寸范围，来确定当前所处的结冰气象。

所述探测结构的尺寸为30～300mm，所述探测结构的尺寸、所述温度传感器的截面尺寸、所述电加热回路的布局尺寸之间优选的是包括如下组合：组合1，即，所述探测结构的尺寸为50mm，所述温度传感器的截面尺寸为1mm，所述电加热回路的布局尺寸为3mm；组合2，即，所述探测结构的尺寸为100mm，所述温度传感器的截面尺寸为2mm，所述电加热回路的布局尺寸为4mm；组合3，即，所述探测结构的尺寸为150mm，所述温度传感器的截面尺寸为3mm，所述电加热回路的布局尺寸为5mm；组合4，即，所述探测结构的尺寸为200mm，所述温度传感器的截面尺寸为3mm，所述电加热回路的布局尺寸为6mm。

附图说明

图1是本发明一实施方式的用于对过冷大水滴结冰气象进行探测(识别并区分)的过冷大水滴探测器的示意结构图。

图2是图1所示的过冷大水滴探测器的例如球形探测结构的剖视图。

图3是在本发明的过冷大水滴探测器的球形探测结构中以第一形态(螺旋形)布局的电加热回路及温度传感器的布局图。

图4是在本发明的过冷大水滴探测器的球形探测结构中以第二形态(回字形)布局的电加热回路及温度传感器的布局图。

(符号说明)

100过冷大水滴探测器；

200探测器基座；

300球形探测结构；

300A第一区域

300B第二区域

310温度传感器层；

311温度传感器；

312温度传感器线缆；

320电加热膜层；

321电加热回路；

322通电线缆；

330球形结构基底；

400管道；

500控制器。

具体实施方式

以下，参照图1至图4，对本发明的过冷大水滴探测器100的结构进行详细说明，其中，图1是本发明一实施方式的用于对过冷大水滴结冰气象进行探测(识别并区分)的过冷大水滴探测器100的示意结构图，图2是图1所示的过冷大水滴探测器100的(例如球形)探测结构300的剖视图。另外，图3和图4是在本发明的过冷大水滴探测器的探测结构300中的两种形态下的电加热回路321及温度传感器311的布局图，图3是作为第一形态的螺旋形布局，而图4是作为第二形态的回字形布局。

如图1所示，本发明的过冷大水滴探测器100包括探测器基座200、探测结构300以及将所述探测器基座200与所述探测结构300连接的管道400。

所述探测器基座200安装于未图示的飞机蒙皮内部并与机体结构相连，用于为本发明的过冷大水滴探测器100提供支撑。另外，在本发明中，将控制器500布置于该基座200内。

所述探测结构300用于检测气流中的过冷水滴并且用于识别并从结冰气象中区分出过冷水滴超过50微米的过冷大水滴结冰气象。

如图2所示，所述探测结构300例如呈球形，其包括三层结构，外层为均匀布置的温度传感器层310，中间层为均匀布置的电加热膜层320，内层为(例如球形)结构基底330，通过将中间层的电加热膜结构320和外层的温度传感器310在内层的结构基底330上依此均匀布置来实现过冷水滴的探测功能。

均匀布置于电加热膜层320的外层的温度传感器层310具有用于实时检测所述探测结构300的多个位置(不同位置)的表面温度变化的多个温度传感器311，并通过温度传感器线缆312将温度检测值或温度变化值传输至控制器500进行分析。

均匀布置于结构基底330的中间层的电加热膜层320通过利用通电线缆322连接而成的多个电加热回路321来提供加热能量，使得所述探测结构300表面在没有外来气流和水滴影响时保持为均匀的温度。此处，应当注意，电加热膜层320在使用过程中应保持温度的稳定性，并且应当具有一定的可调节温度范围，例如100～130

℃。为了能够提供均匀的加热功率，电加热膜层320中对应于不同位置的每个电加热回路321的布局可采用图3所示的作为第一形态的螺旋形布局(即，每个电加热回路321呈螺旋形布置)或是图4所示的作为第二形态的回字形布局(即，每个电加热回路321呈回字形布置)，另外，为了保证外层的温度传感器311的测量一致性，温度传感器311的测量位置统一布置在电加热膜层320的每个电加热回路321的回字形或螺旋形的正中心。

内层的结构基底330采用非金属等热的不良导体材料，从而使中间层的电加热膜层320产生的热量以向所述探测结构300的外层侧的导热为主。

所述管道400的一端与所述探测器基座200相连，另一端与所述探测结构300相连，并且所述管道400是空心且弯曲的管道。通过采用空心结构，能使连接在所述探测结构300与探测器基座200(内设置的控制器500)之间的温度传感器311以及电加热回路321的线缆(传感器线缆312、通电线缆322)布置在该管道400内部。另外，通过这种弯曲设计的管道，使得与管道400另一端相连的所述探测结构300基本平行于飞机的气流方向迎着气流，最大限度降低管道400对所述探测结构300的空气流场的影响，以确保气流中的过冷水滴与所述探测结构300的撞击。

所述控制器500负责为电加热膜层320的电加热回路321提供电流以及收集温度传感器层310的温度传感器311的信号并进行数据处理。在其中使用的温度传感器311应当具有较高的精度，以便于准确判断撞击过冷水滴所引起的多个位置(不同位置)的温度变化，从而推断出过冷水滴的撞击范围。

本发明的过冷大水滴探测器100安装于飞机的机头位置，当飞机上电后，该过冷大水滴探测器100即开始工作，通过控制器500向所述探测结构300中间层的电加热膜层320通电，每一个电加热回路321均被提供相同电压和电流，使探测结构300被均匀加热且温度保持在100～130℃之间。

当气流中存在过冷水滴时，过冷水滴会撞击在探测结构300的表面，超过50微米的过冷水滴(过冷大水滴)在探测结构300的表面的撞击极限范围要大于50微米以下的过冷水滴(普通水滴)的撞击范围。同时被撞击区域的热量将被撞击的水滴带走，使得该部分区域(被撞击区域)与非撞击区域的温度产生明显差异。所述控制器500通过对所述探测结构300的表面温度数据进行分析，来确定过冷水滴在所述探测结构300表面的撞击范围(被撞击区域)，再通过该撞击范围(被撞击区域)与50微米的过冷大水滴的撞击范围进行比较来判断先前撞击的水滴是否为超过50微米的过冷水滴(过冷大水滴)，由此来识别并区分是否处于(或进入)过冷大水滴结冰气象。

在图1中，50微米以下的过冷水滴(普通水滴)将只会撞击到第一区域300A，而超过50微米的过冷水滴则会在撞击第一区域300A的同时撞击到第二区域300B，即，第一区域300A与第二区域300B的临界线(即，第一区域300A的最大弧长)为50微米的过冷水滴与探测结构300撞击时的第一滞止点(或者说临界尺寸的过冷水滴的临界撞击范围)，而第二区域300B的最大弧长为过冷水滴与探测结构300撞击时的最大滞止点(或者说过冷水滴的最大撞击范围)，此时，无论多大的过冷水滴，均不可能与探测结构300的第一区域300A和第二区域300B以外的其他区域发生撞击。当飞行角度变化后，第一区域300A和第二区域300B在所述探测结构300的实际位置会发生变化，但气流相对于所述探测结构300的第一滞止点(临界尺寸的过冷水滴的临界撞击范围)及最大滞止点(过冷水滴的最大撞击范围)的相对位置(即，第一区域300A和第二区域300B的撞击区域的最大弧长)不会变化。当穿云时，若飞行中的过冷水滴的撞击区域增大并超过第一区域300A(即，撞击区域的弧长大于第一区域300A的最大弧长)，即可判定为先前撞击的水滴为超过50微米的过冷水滴(过冷大水滴)，而当前正处于(或已进入)过冷大水滴结冰气象，相反，若飞行中的过冷水滴的撞击区域未超过第一区域300A(即，撞击区域的弧长小于第一区域300A的最大弧长)，则判定先前撞击的水滴并非为过冷大水滴，也未处于(或进入)过冷大水滴结冰气象。

另外，在本发明中，利用例如球形且具有加热功能的探测结构300，并基于气动原理将对过冷水滴的直径的探测(即对过冷大水滴的判断)转化为对温度分布的探测。当球形的探测结构300的直径增大时，超过50微米的过冷水滴(过冷大水滴)区别于50微米以下的过冷水滴(普通水滴)撞击球形的探测结构300的区域(即，第二区域)尺寸变大，由此在相同的探测要求下，无需采用昂贵且灵敏度高的小尺寸的温度传感器，但是，过冷大水滴探测器100是在飞机上使用，结构紧凑、安装方便仍是要优先予以考虑的因素。

在本发明中，(球形的)探测结构300的尺寸并非是定值，但在确定合适的尺寸时主要考虑下面两方面因素的影响：

(1)一方面，探测结构300的直径越大，则同一尺寸的温度传感器311对探测结构300表面的温度场分布的测量也越精准和灵敏，但是，大尺寸的探测结构300(及更精确的温度场分布的测量)会带来设备功耗的增加的缺点；

(2)另一方面，探测结构300的直径越小，则同一尺寸的温度传感器311对探测结构300表面的温度场分布的测量精度和灵敏度也越低，同时，直径越小的探测结构300就要求采用尺寸更小、价格更昂贵且灵敏度更高的温度传感器311，并且要求更精细的电加热回路321的布局。

综上，兼顾各方面因素，本发明优选的探测结构300的尺寸可以在30～300mm之间，探测结构300的尺寸以及加热回路尺寸和温度传感器的截面尺寸的组合可以示例性地如下表1所示取值，但本领域技术人员应当知道，本发明的各尺寸不应局限于表1中所示的尺寸组合。

表1：

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，可以在不脱离如所附权利要求书及其等价物所限定的总体发明概念的精神或范围的前提下做出修改。

例如，在本发明中，列举了探测结构300是球形的探测结构进行了说明，这是球体以任意的方向及角度与气流发生撞击，气流相对于所述探测结构300的第一滞止点(临界尺寸的过冷水滴的临界撞击范围)及最大滞止点(过冷水滴的最大撞击范围)的相对位置(即，第一区域300A和第二区域300B的撞击区域的最大弧长)不会变化，但考虑飞机、尤其是民航飞机具有最大升角和俯角，只要保证在飞机的最大升角与俯角之间的飞行范围内，使气流相对于所述探测结构300的第一滞止点(临界尺寸的过冷水滴的临界撞击范围)及最大滞止点(过冷水滴的最大撞击范围)的相对位置(即，第一区域和第二区域的撞击区域的最大弧长)不会变化，则探测结构300不局限于严格意义上的球形，也可以是气流撞击区域为球形的实质球形，此时，优选的是，将与管道400相连的部分(气流非撞击区域)形成为适于使空气低阻力流过的流线形。

另外，在本发明中，将50微米作为所述过冷水滴中区别于过冷大水滴的临界尺寸，但本发明不局限于此，不排除未来从适航性的角度出发，对该临界尺寸做出更进一步地划分，即，也可以是50微米以外的任意合适的值。

另外，在当前技术下，50微米以下的过冷水滴结冰气象能通过飞机防冰系统防止结冰，而超过50微米的过冷大水滴结冰气象则立即执行逃离动作，但不排除随着未来技术的发展，在第一尺寸(例如50微米)以下的结冰气象下，飞机采用第一动作(例如通过飞机防冰系统防止结冰)，在超过第一尺寸且第二尺寸以下的结冰气象下，飞机采用第二动作，而在超过第二尺寸的结冰气象下，飞机采用第三动作(例如立即执行逃离动作)。此时，可以将不同于第一尺寸的第二尺寸作为与前述实施方式相同的临界点来识别并区分执行防冰动作的第一区域300A和执行逃离动作的第二区域300B，也可以将第一尺寸和第二尺寸都作为与前述实施方式相同的临界点来识别并区分执行第一动作的第一区域、执行第二动作的第二区域和执行第三动作的第三区域。