一种进气道动态温度反馈电加热防冰方法及装置与流程

1.本发明属于飞机防除冰技术领域，具体涉及一种进气道动态温度反馈电加热防冰方法及装置。


背景技术：

2.飞进气道结冰是飞行安全危险源之一。结冰破坏进气道气动外形，影响发动机的进气能力，飞行性能降低，而且冰脱落吸入核心机内，存在击伤风扇叶片组件的风险，严重时会导致发动机停机，因此进气道结冰防护是必要的。进气道唇口因结冰量大和结冰区域广，是其防护的关键部位，所采用的方式有热气防除冰、电热防除冰等，通过在唇口部位设置温度传感器，监视表面温度情况，并作为防除冰手段的反馈信号源进行精准的加热做功控制。
3.例如专利cn102407942a结冰条件探测器，公开了一种结冰条件探测器，设置温度传感器测量温度感应层上的实时温度，根据该温度值控制加热除冰；专利cn205203396u一种飞机发动机短舱热气防冰系统，公开了在发动机进气道前缘设置温度传感器，根据温度传感器采集的温度调节防冰热气的流量；专利cn103047010b一种发动机的进气道唇口的防冰系统以及防冰控制方法，公开了在发动机进气道唇口的最热区域设置第一温度传感器测t1，最冷区域设置第二温度传感器测t2；当温度传感器感应到的温度t1不小于过热保护温度tx并且所述第二温度传感器感应到的温度t2不小于0摄氏度时，减小所述压力调节关断活门的开度；以及当所述第一温度传感器感应到的温度t1不大于预定温度tx并且所述第二温度传感器感应到的温度t2不大于0摄氏度时，加大所述压力调节关断活门的开度。
4.综上，现有技术中有很多已经公开了根据温度传感器的信号进行除冰控制的装置的方法，但是申请人在实践中发现，这些技术在真实实施过程中常常出现控制失效的情况，导致防除冰效果不理想或者防除冰失败。


技术实现要素：

5.本发明旨在解决现有技术中存在的上述技术问题。本发明提供一种进气道动态温度反馈电加热防冰方法及装置，能够有效提高防除冰的准确性，保证防除冰效果。
6.本技术一方面提供了一种进气道动态温度反馈电加热防冰方法，包括电加热器、温度传感器和控制器；所述电加热器设置在进气道的唇口上，所述电加热器设置若干个；每个所述电加热器上至少设置三个温度传感器；所述控制器分别连接所述温度传感器和所述电加热器；控制器对每一个电加热器单独控制，对每个电加热器单独控制的方法为：控制器采集被控电加热器上的至少三个温度传感器的温度，当至少三个温度中有一个温度低于预设温度范围的最低值时，控制器控制所述电加热器加热；当至少三个温度中有一个温度高于预设温度范围的最高值时，控制器控制所述电加热器停止加热。
7.进一步地，所述控制器还进行温度传感器的故障判断，判断的方法为：当采集到的温度传感器的温度不在正常工作范围内，则判断为温度传感器故障，并且将故障温度传感器采集的温度信息剔除。
8.本技术另一方面还提供一种用于执行如前所述的一种进气道动态温度反馈电加热防冰方法的进气道动态温度反馈电加热防冰装置，包括电加热器、温度传感器和控制器；所述电加热器设置在进气道的唇口上，所述电加热器设置若干个；每个所述电加热器上至少设置三个温度传感器；所述控制器分别连接所述温度传感器和所述电加热器。
9.采用本技术的一种进气道动态温度反馈电加热防冰方法及装置，相对于现有技术，至少具有以下有益效果：1、本技术通过分析发现了现有技术中防除冰控制效果不理想的原因，最主要是由于发动机进气道在飞机姿态发生变化或自身进气流量的变化等情况下使得唇口上的换热情况发生变化，使得预先设置的最佳温度采集位置发生变化，温度反馈值不准确造成的控制策略不准确，进而导致防除冰效果不好。基于此，本技术提出了对于单个温度控制单元，采用多个温度传感器进行温度采集，选取其中温度最低值或最高值作为控制的依据，从而能够在唇口换热情况发生变化时，自适应地选择最佳的温度值作为控制依据，进而提高防除冰控制效果。
10.2、本技术还设置了温度传感器故障判断的依据和步骤，当发现故障温度传感器发生故障时，剔除故障温度传感器的温度值，从而避免了错误的控制策略的执行；同时，由于对每个控制单元均设置了三个以上的温度传感器，使得在有温度传感器故障时，还能有备用温度传感器使用，进一步提高了防除冰控制效果。
附图说明
11.为了更清楚地说明本发明实施例技术方案，下面将对本发明实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面所描述的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
12.图1为本发明实施例中电加热器和温度传感器的安装示意图一；图2为本发明实施例中电加热器和温度传感器的安装示意图二；图3为本发明实施例中进气道的结构示意图。
13.附图中：10-进气道，100-唇口，200-电加热器，300-温度传感器。
具体实施方式
14.在下文中将参考附图对本发明的各方面进行更充分的描述。然而，本发明可以具体化成许多不同形式且不应解释为局限于贯穿本发明所呈现的任何特定结构或功能。相反地，提供这些方面将使得本发明周全且完整，并且本发明将给本领域技术人员充分地传达本发明的范围。基于本文所教导的内容，本领域的技术人员应意识到，无论是单独还是结合本发明的任何其它方面实现本文所公开的任何方面，本发明的范围旨在涵盖本文中所公开的任何方面。例如，可以使用本文所提出任意数量的装置或者执行方法来实现。另外，除了本文所提出本发明的多个方面之外，本发明的范围更旨在涵盖使用其它结构、功能或结构
和功能来实现的装置或方法。应可理解，其可通过权利要求的一或多个元件具体化本文所公开的任何方面。
15.在此使用的术语仅仅是为了描述具体实施例，而并非意在限制本公开。在此使用的术语“包括”、“包含”等表明了所述特征、步骤、操作和/或模型的存在，但是并不排除存在或添加一个或多个其他特征、步骤、操作或模型。
16.在此使用的所有术语(包括技术和科学术语)具有本领域技术人员通常所理解的含义，除非另外定义。应注意，这里使用的术语应解释为具有与本说明书的上下文相一致的含义，而不应以理想化或过于刻板的方式来解释。
17.对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
18.申请人在实施现有技术中（例如背景技术中提到的现有技术）的方案进行防除冰控制时，往往会存在某些控制点控制失效的情况，导致防除冰的效果不理想或者防除冰失败。
19.通过查找故障点、进行理论计算和试验数据整理进行故障分析，发现其故障的原因主要有以下几点：1.其中某些传感器失效或故障，导致所采集的温度信息错误（现有技术中，往往一个控制点设置一个温度传感器，如果这一个温度传感器故障或失效，将导致该控制单元的控制失效）；2. 飞机在飞行过程中，由于飞行姿态、风向、环境温度或进气流量等改变，会导致发动机唇口的换热情况发生改变，使得设定好的固定的温度采集点并不能成为最佳的温度采集点（即现有技术中一个控制单元内只采用一个温度传感器反馈温度值存在以偏概全的问题），从而无法精确有效地对唇口的防除冰进行控制。
20.基于此，本技术提出采用多个温度传感器来进行温度采集，选用其中温度最低的温度反馈值控制加热器启动，选用其中温度最高的温度反馈值控制加热的停止，由此，使得所选用的温度值在温度控制单元内是随机的测温点，能够很好的适应由于飞行姿态和环境变化等导致的换热情况的变化（即当换热情况发生变化后，易结冰位置发生变化，直接反应在不同位置温度传感器所测的温度值上。通过直接选用最低温度值就能直接找到易结冰区域，而无需各种复杂的理论计算选择温度传感器的设置位置）；再者，本技术设置多个温度传感器，当检测到温度传感器故障后，故障传感器的测温值将不再使用，使得每一个温控单元都有备用温度传感器，从而在某些温度传感器故障时仍能有效地进行防除冰控制。
21.为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。
22.实施例1本实施例提供了一种进气道动态温度反馈电加热防冰方法，包括电加热器200、温度传感器300和控制器；所述电加热器200设置在唇口100上，如图3所示，在进气道10的唇口100有三处位置可以设置电加热器200，具体的，图示中的a位置、b位置和c位置，其中a位置为唇口100的迎风端面，b位置为唇口100的内表面（并不局限于图中位置，只要是唇口100的内表面都可以），c位置为唇口100的外表面（并不局限于图中位置，只要是唇口100外表面都可以）；设置电加热器200可以是单独在其中一个位置上，也可以是这三个位置的组合。所述
电加热器200设置若干个，若干个应该理解为，一个及以上，如图1、图2所示，即电加热器200的数量并不做限制；任意一个电加热器200上至少设置三个温度传感器300；所述控制器分别连接所述温度传感器300和所述电加热器200。图1、图2中的唇口100是接近矩形的形状，电加热器200的形状需要与唇口100的形状适配；唇口100实际还有接近圆形的形状，电加热器200的依然需要与形状接近圆形的唇口100形状适配；即电加热器200的形状可以按唇口100的形状进行适应性设计。
23.控制器采集被控电加热器上的至少三个温度传感器的温度，本领域技术人员可以理解，可以是温度传感器检测到温度值后发送给控制器，也可以是控制器直接抓取温度传感器检测到的温度，或者设置单独的采集单元进行温度信息采集，再传送给控制器，以及其他的可以实现控制器获取到温度传感器所检测到的问题即可，本发明对此不作限制。
24.控制器对每一个电加热器单独控制，本领域技术人员可以理解，发动机的唇口上也存在相对易结冰和相对不易结冰的区域，可以对唇口进行区域划分，设置多个单独的控制单元，每个控制单元单独设置电加热器，对每个电加热器单独控制，以提高对发动机唇口的防除冰的精细化控制。本领域技术人员理解，单独的控制单元设置得越小则控制越精确。
25.对每个电加热器单独控制的方法具体为：控制器采集被控电加热器上的至少三个温度传感器的温度，当至少三个温度中有一个温度低于预设温度范围的最低值时，控制器控制所述电加热器加热；当接收到的至少三个温度中有一个温度高于预设温度范围的最高值时，控制器控制所述电加热器停止加热。本领域技术人员也可以理解，按照本技术的发明构思，每个控制单元内温度传感器设置得相对多一点，则控制得越精确，温度传感器的设置数量根据控制精度和成本要求来确定。
26.也就是说，本技术在每个控制单元内，选择所有温度传感器中的最低温度作为电加热器是否启动的依据，选择所有温度传感器中的最高温度作为电加热器是否停止加热的依据。由此，无论发动机唇口的换热情况如何发生变化，本技术总能选择一个相对合适的温度反馈值作为加热器启停的依据，从而提高防除冰的控制效果。
27.作为优选，由于在实际使用或试验过程中，不可避免地存在某些温度传感器失效或故障的情况，因而在控制过程中，将故障传感器剔除，更有助于精确地判断电加热的启停，从而避免因为故障数据导致的控制错误。
28.在实践过程中，申请人发现，温度传感器故障时，其采集的温度值往往停留在一个超出正常范围的值附近，基于此提出了本技术判断故障温度传感器的依据：当采集到的温度传感器的温度不在正常工作范围内，则判断为温度传感器故障，并且将故障温度传感器采集的温度信息剔除。通常情况下，用于飞机防除冰的温度传感器的预设温度范围为：[5℃，15℃]；所述正常工作范围为：[-50℃，50℃]。
[0029]
通过本技术实施例1的方法，可以不用进行精确地模拟计算，寻找最佳的温度传感器设置位置，即可有效地进行防除冰控制；并且本技术非常适用于换热情况易发生改变的发动机唇口的防除冰控制。
[0030]
实施例2本实施例提供一种用于实施实施例1的一种进气道动态温度反馈电加热防冰装置，如图1、图2所示，包括电加热器、温度传感器和控制器；所述电加热器设置在进气道的唇口上，所述电加热器设置若干个；每个所述电加
热器上至少设置三个温度传感器；所述控制器分别连接所述温度传感器和所述电加热器。
[0031]
作为其中一个实施例，所述电加热器设置一个，所述电加热器设置为环形，然后在该环形的电加热器上设置至少三个温度传感器。
[0032]
作为优选，所述至少三个温度传感器均匀设置在所述电加热器上，当然也可以通过模拟计算，计算在不同条件下相对容易结冰的位置设置温度传感器。
[0033]
其中一个实施例中，所述电加热器设置多个，多个电加热器可以均匀贴附在唇口上，也可以根据经验或模拟计算结果，将其设置在易结冰的区域。
[0034]
当然，作为优选，所述电加热器设置在与唇口的迎风端面上。
[0035]
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。