本专利涉及飞机设计技术，进一步涉及飞机的防冰系统，具体是一种飞机防扰动结冰动态测量系统及测量方法。
背景技术：
1、飞机机翼结冰会改变机翼气动外形，影响机翼上的流场分布及气动力，影响飞机安全。飞机发动机进气口结冰，冰块掉落容易被吸入发动机，对发动机造成不可逆损伤。
2、目前飞机上通常采用的压差式结冰测量传感器，仅通过压差变化探测机翼和发动机进气口是否结冰，当传感器因结冰压差发生变化时立即发出结冰告警信号，但当压差式结冰测量传感器周围气流发生较大扰动时，可能会引起传感器发出结冰信号，造成结冰误告警。
3、本发明提出了一种飞机防扰动结冰动态测量系统及测量方法，通过延时接通继电器判断结冰信号有效性的方法，解决了压差式传感器受环境等因素影响从而发出误告警问题，提高系统工作可靠性。
技术实现思路
1、本发明提出了一种飞机防扰动结冰动态测量系统及测量方法，通过延时接通继电器判断结冰信号有效性的方法，以解决压差式结冰测量传感器感受周围气流发生较大扰动时，发出结冰信号，造成结冰误告警的问题，提高系统工作可靠性。
2、一种飞机防扰动结冰动态测量系统，其特征在于，该测量系统含有结冰信号转换装置和控制系统，所述的信号转换装置含有气压膜盒、连杆机构、封闭壳体以及第一探针和第二探针，所述的气压膜盒设置在封闭壳体内，气压膜盒有两个相对的应激端，两个应激端之间通过管路连通，所述的连杆机构将气压膜盒的两个应激端与控制系统连接，所述的第一探针和第二探针连接在封闭壳体上，第一探针与封闭壳体内腔连通，第二探针与气压膜盒的内腔连通，所述的控制系统含有电源、微动开关和告警指示。
3、所述的飞机防扰动结冰动态测量系统，其特征在于，所述的第一探针和第二探针为空心金属管结构，在第一探针和第二探针上分别设有与外界连通的通气孔，第一探针上通气孔的直径小于第二探针上通气孔的直径。
4、所述的飞机防扰动结冰动态测量系统，其特征在于，所述第一探针迎风侧的通气孔数量大于第一探针背风侧的通气孔数量；所述第二探针迎风侧的通气孔数量小于第二探针背风侧的通气孔数量。
5、所述的飞机防扰动结冰动态测量系统，其特征在于，在第一探针和第二探针的空心金属管内设有加热电阻，该加热电阻与控制系统连接。
6、所述的飞机防扰动结冰动态测量系统，其特征在于，所述的连杆机构含有杠杆和两个连杆，所述的杠杆中部铰接在封闭壳体内，杠杆的一端通过一个连杆与气压膜盒一侧应激端连接，杠杆的另一端通过另一个连杆与气压膜盒另一侧应激端连接，杠杆的延长端与控制系统连接。
7、所述的飞机防扰动结冰动态测量系统，其特征在于，所述的控制系统通过微动开关与信号转换装置的连杆机构连接。
8、所述的飞机防扰动结冰动态测量系统，其特征在于，所述的控制系统在微动开关与告警指示之间还有串联有延时接通继电器和延时断开继电器。
9、一种飞机防扰动结冰动态测量方法，其特征在于包含以下内容：1)使用所述的飞机防扰动结冰动态测量系统，将信号转换装置的探针布置在飞机蒙皮外表面，将电源与飞机上的电源接通；2)当外界具备结冰条件时，第一探针和第二探针探测外界结冰信息，并将外界结冰信息通过气压膜盒和连杆机构传递给控制系统，使得控制系统电源接通，告警指示发出结冰告警信号。
10、所述的一种飞机防扰动结冰动态测量方法，其特征在于，当外界具备结冰条件时，第一探针的迎风侧的通气孔相比第二探针迎风侧的通气孔先行结冰，封闭壳体内腔气压降低，气压膜盒的两个应激端变形，通过连杆机构带动微动开关关闭，使得控制系统电源接通，告警指示发出结冰告警信号。
11、所述的一种飞机防扰动结冰动态测量方法，其特征在于，控制系统中设置在微动开关与告警指示之间的延时接通继电器在微动开关持续接通预定时间后，才将告警指示接通，避免扰流对结冰信号的干扰。
12、所述的一种飞机防扰动结冰动态测量方法，其特征在于，当延时接通继电器接通后，控制系统中设置在微动开关与告警指示之间的延时断开继电器立即将告警指示接通；当延时接通继电器断开后，延时断开继电器延时预定时间将告警指示断开。
13、所述的一种飞机防扰动结冰动态测量方法，其特征在于，当告警指示发出结冰告警信号的同时，控制系统的电源将第一探针和第二探针内的加热电阻接通，通过加热电阻为通气孔除冰，使第一探针和第二探针对外界环境实现持续动态测量。
14、本发明的有益效果在于：解决了因气流扰动带来的结冰误告警问题，并且可实现实时动态观测。
1.一种飞机防扰动结冰动态测量系统，其特征在于，该测量系统含有结冰信号转换装置和控制系统，所述的信号转换装置含有气压膜盒、连杆机构、封闭壳体以及第一探针和第二探针，所述的气压膜盒设置在封闭壳体内，气压膜盒有两个相对的应激端，两个应激端之间通过管路连通，所述的连杆机构将气压膜盒的两个应激端与控制系统连接，所述的第一探针和第二探针连接在封闭壳体上，第一探针与封闭壳体内腔连通，第二探针与气压膜盒的内腔连通，所述的控制系统含有电源、微动开关和告警指示。
2.如权利要求1所述的飞机防扰动结冰动态测量系统，其特征在于，所述的第一探针和第二探针为空心金属管结构，在第一探针和第二探针上分别设有与外界连通的通气孔，第一探针上通气孔的直径小于第二探针上通气孔的直径。
3.如权利要求2所述的飞机防扰动结冰动态测量系统，其特征在于，所述第一探针迎风侧的通气孔数量大于第一探针背风侧的通气孔数量；所述第二探针迎风侧的通气孔数量小于第二探针背风侧的通气孔数量。
4.如权利要求2或3所述的飞机防扰动结冰动态测量系统，其特征在于，在第一探针和第二探针的空心金属管内设有加热电阻，该加热电阻与控制系统连接。
5.如权利要求1所述的飞机防扰动结冰动态测量系统，其特征在于，所述的连杆机构含有杠杆和两个连杆，所述的杠杆中部铰接在封闭壳体内，杠杆的一端通过一个连杆与气压膜盒一侧应激端连接，杠杆的另一端通过另一个连杆与气压膜盒另一侧应激端连接，杠杆的延长端与控制系统连接。
6.如权利要求1所述的飞机防扰动结冰动态测量系统，其特征在于，所述的控制系统通过微动开关与信号转换装置的连杆机构连接。
7.如权利要求1所述的飞机防扰动结冰动态测量系统，其特征在于，所述的控制系统在微动开关与告警指示之间还有串联有延时接通继电器和延时断开继电器。
8.一种飞机防扰动结冰动态测量方法，其特征在于包含以下内容：1)使用如权利要求1-7所述的任一项飞机防扰动结冰动态测量系统，将信号转换装置的探针布置在飞机蒙皮外表面，将电源与飞机上的电源接通；2)当外界具备结冰条件时，第一探针和第二探针探测外界结冰信息，并将外界结冰信息通过气压膜盒和连杆机构传递给控制系统，使得控制系统电源接通，告警指示发出结冰告警信号。
9.如权利要求8所述的一种飞机防扰动结冰动态测量方法，其特征在于，当外界具备结冰条件时，第一探针的迎风侧的通气孔相比第二探针迎风侧的通气孔先行结冰，封闭壳体内腔气压降低，气压膜盒的两个应激端变形，通过连杆机构带动微动开关关闭，使得控制系统电源接通，告警指示发出结冰告警信号。
10.如权利要求8所述的一种飞机防扰动结冰动态测量方法，其特征在于，控制系统中设置在微动开关与告警指示之间的延时接通继电器在微动开关持续接通预定时间后，才将告警指示接通，避免扰流对结冰信号的干扰。
11.如权利要求10所述的一种飞机防扰动结冰动态测量方法，其特征在于，当延时接通继电器接通后，控制系统中设置在微动开关与告警指示之间的延时断开继电器立即将告警指示接通；当延时接通继电器断开后，延时断开继电器延时预定时间将告警指示断开。
12.如权利要求8所述的一种飞机防扰动结冰动态测量方法，其特征在于，当告警指示发出结冰告警信号的同时，控制系统的电源将第一探针和第二探针内的加热电阻接通，通过加热电阻为通气孔除冰，使第一探针和第二探针对外界环境实现持续动态测量。
