熊建軍， 劉 錫， 冉 林， 趙 照

(1.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 結(jié)冰與防除冰重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，四川 綿陽(yáng) 621000；2.中國(guó)人民解放軍32033部隊(duì)，海南 ?？?570100)

飛機(jī)結(jié)冰是影響飛行安全甚至導(dǎo)致災(zāi)難性事故的重要原因之一，世界各航空大國(guó)對(duì)飛機(jī)結(jié)冰問(wèn)題的研究極為關(guān)注。為了防止飛機(jī)某些部位結(jié)冰，或結(jié)冰時(shí)能間斷地除去冰層，必須采取適當(dāng)?shù)姆莱夹g(shù)。飛機(jī)采取的防除冰技術(shù)，主要取決于機(jī)種、電源功率、待防護(hù)表面大小和防冰重要程度等因素[1-3]。結(jié)冰風(fēng)洞是一種性能復(fù)雜的大型特種風(fēng)洞，是完成結(jié)冰適航合格審定的地面試驗(yàn)設(shè)備。2013年我國(guó)首座大型結(jié)冰風(fēng)洞建成，電加熱防除冰試驗(yàn)技術(shù)是結(jié)冰風(fēng)洞防除冰試驗(yàn)技術(shù)研究的重要內(nèi)容之一[4]。電加熱防除冰技術(shù)因具有低能耗、易控制等優(yōu)點(diǎn)，已成為目前最為常用的防除冰裝置。電加熱防冰是在飛機(jī)結(jié)冰發(fā)生前，通過(guò)電加熱原理，使飛機(jī)需要防冰表面溫度高于凍結(jié)點(diǎn)，使水滴無(wú)法凍結(jié)而防冰；電加熱除冰是發(fā)現(xiàn)飛機(jī)部件結(jié)冰后，通過(guò)自動(dòng)或手動(dòng)啟動(dòng)電加熱除冰系統(tǒng)，利用熱力原理，破壞冰層和蒙皮之間的黏附應(yīng)力，在氣動(dòng)力或離心力等外力的作用下脫落，達(dá)到除冰的效果。控制律電加熱防除冰系統(tǒng)是使飛機(jī)部件電加熱元件的供電回路按照一定規(guī)律周期接通/斷開(kāi)，不同的控制律對(duì)電加熱防除冰系統(tǒng)的工作產(chǎn)生很大的影響。由于飛機(jī)上電能受限，高效的控制律電加熱防除冰系統(tǒng)設(shè)計(jì)和結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證是飛機(jī)防除冰系統(tǒng)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)之一。

國(guó)內(nèi)關(guān)于電加熱防除冰的研究，集中在周期控制律對(duì)表面溫度影響的理論計(jì)算中，未論述周期控制律防除冰設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)，也未在結(jié)冰風(fēng)洞工程中應(yīng)用[5-6]。本文基于結(jié)冰風(fēng)洞飛機(jī)模型電加熱防除冰試驗(yàn)需求，研制了工程實(shí)用的電加熱防除冰系統(tǒng)，包括實(shí)現(xiàn)控制律電加熱的硬件和控制軟件，具備控制律電加熱、通斷溫度閉環(huán)和調(diào)壓溫度閉環(huán)功能，通過(guò)簡(jiǎn)單設(shè)置和操作，一套系統(tǒng)可滿足不同飛機(jī)模型電加熱防除冰試驗(yàn)需要。目前，系統(tǒng)已經(jīng)應(yīng)用到多型飛機(jī)防除冰試驗(yàn)中，本文主要論述控制律電加熱防除冰系統(tǒng)的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)。

1 設(shè)計(jì)技術(shù)要求

根據(jù)國(guó)內(nèi)外技術(shù)調(diào)研和試驗(yàn)需求，基于控制律的飛機(jī)模型電加熱防除冰控制系統(tǒng)技術(shù)要求如下。

① 電加熱回路數(shù)量不小于10路；

② 加熱電源電壓范圍滿足不同飛機(jī)型號(hào)試驗(yàn)要求；

③ 每個(gè)電加熱回路功率滿足不同電流熱密度模擬，每路供電容量不低于2 kW；

④ 每個(gè)電加熱回路可以按照任意控制律同步導(dǎo)通/關(guān)斷；

⑤ 控制律設(shè)計(jì)滿足不同型號(hào)試驗(yàn)要求；

⑥ 系統(tǒng)自動(dòng)化程度高，操作簡(jiǎn)便。

2 電加熱防除冰試驗(yàn)技術(shù)

電加熱防除冰是利用電源流過(guò)電熱元件的電流熱效應(yīng)，將電能轉(zhuǎn)變?yōu)闊崮?，破壞冰層和飛機(jī)表面之間的黏附應(yīng)力，在氣動(dòng)力或離心力作用下達(dá)到防除冰目的。根據(jù)焦耳定律，為控制電加熱元件溫度，或者通過(guò)調(diào)節(jié)加熱元件供電電壓調(diào)節(jié)功率，或者通過(guò)控制加熱元件通電時(shí)間調(diào)節(jié)功率。飛機(jī)防除冰控制系統(tǒng)以機(jī)載電源為基礎(chǔ)，防冰電源容量有上限要求，防冰區(qū)域內(nèi)布置了一定數(shù)量和電阻的加熱元件，因此控制律電加熱通常采用控制電加熱回路通斷時(shí)間的方式來(lái)調(diào)節(jié)功率。結(jié)冰風(fēng)洞防除冰試驗(yàn)的目的就是驗(yàn)證在一定云霧參數(shù)情況下防除冰控制方案的有效性，并在飛行手冊(cè)里準(zhǔn)確描述安全飛行邊界。

控制律電加熱防除冰試驗(yàn)準(zhǔn)備時(shí)，先將飛機(jī)模型安裝在試驗(yàn)段，依次起動(dòng)動(dòng)力系統(tǒng)、制冷系統(tǒng)、高度模擬系統(tǒng)和噴霧系統(tǒng)。當(dāng)風(fēng)洞試驗(yàn)段的速度、溫度、模擬高度、液態(tài)水含量和液態(tài)水粒徑達(dá)到試驗(yàn)?zāi)M條件后，啟動(dòng)電加熱除除冰系統(tǒng)，加熱電源通過(guò)電加熱回路為飛機(jī)模型的加熱元件供電，系統(tǒng)按照設(shè)計(jì)的控制律控制電加熱回路導(dǎo)通或關(guān)斷，研究該型飛機(jī)采用不同控制律時(shí)的防除冰效果，用較小的電流熱密度，達(dá)到電加熱防除冰效果，降低電源能耗[7-10]。結(jié)冰風(fēng)洞控制律電加熱防除冰技術(shù)包括以下內(nèi)容。

① 電加熱防除冰控制律設(shè)計(jì)：根據(jù)飛機(jī)模型電加熱防除冰控制律試驗(yàn)需求，計(jì)算一個(gè)電加熱周期時(shí)間，每個(gè)加熱周期電加熱回路接通/斷開(kāi)次數(shù)，每次接通后的延時(shí)時(shí)間，每次斷開(kāi)后的延時(shí)時(shí)間。

② 完成系統(tǒng)硬件設(shè)計(jì)和軟件設(shè)計(jì)，使電加熱回路電流按照控制律同步導(dǎo)通/關(guān)斷。

③ 完成系統(tǒng)安裝調(diào)試。

④ 完成控制律和各項(xiàng)功能測(cè)試。

⑤ 完成結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證。

3 系統(tǒng)硬件設(shè)計(jì)

系統(tǒng)硬件包括上位機(jī)、觸摸屏、PLC控制器、溫度巡檢儀、加熱電源、電加熱回路和各種線纜等[11]。上位機(jī)、觸摸屏、PLC控制器、溫度巡檢儀、加熱電源等組成測(cè)控網(wǎng)絡(luò)，實(shí)現(xiàn)指令的下達(dá)與狀態(tài)參數(shù)的上傳，實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)加熱電源電壓，實(shí)現(xiàn)各加熱回路電流、電壓、功率、加熱分區(qū)溫度等狀態(tài)參數(shù)實(shí)時(shí)監(jiān)控。以上設(shè)備除加熱元件和部分線纜及電加熱回路安裝在試驗(yàn)段，在低溫、低氣壓、高濕度環(huán)境下工作，其他設(shè)備均安裝在駐室外，處于常溫常壓環(huán)境。上位機(jī)、觸摸屏實(shí)現(xiàn)控制率電加熱防除冰試驗(yàn)的本地/遠(yuǎn)程操作。上位機(jī)與PLC控制器組合實(shí)現(xiàn)控制律電加熱防除冰功能，完成多通道秒級(jí)同步實(shí)時(shí)觸發(fā)。控制律程序可以由上位機(jī)監(jiān)控程序?qū)崿F(xiàn)，也可以由PLC控制器的控制程序?qū)崿F(xiàn)，使各電加熱回路按照控制律導(dǎo)通或斷開(kāi)，完成電加熱分區(qū)功率調(diào)節(jié)。PLC控制器包括電源模塊、CPU模塊、通信模塊、AI模塊、DI模塊、DO模塊等。電源模塊為PLC控制器提供工作電源；CPU模塊是防除冰控制的核心，負(fù)責(zé)程序存儲(chǔ)、計(jì)算和分析；通信模塊完成設(shè)備間信息交互管理；AI模塊用于實(shí)時(shí)采集各電加熱回路電流等連續(xù)變化的信號(hào)；DI模塊用于外接輸入控制信號(hào)；DO模塊用于向電加熱回路的固態(tài)繼電器輸入端輸出高/低電平信號(hào)，控制固態(tài)繼電器通斷。飛機(jī)模型各加熱元件通常為阻性負(fù)載，采用過(guò)零調(diào)功法調(diào)節(jié)加熱功率，在正弦波的零點(diǎn)觸發(fā)，以完整的正弦波為單位，通過(guò)改變通斷的正弦波周期來(lái)調(diào)整輸出功率，減少對(duì)電網(wǎng)污染，提高功率因數(shù)。配套兩臺(tái)溫度巡檢儀，分別接入24通道熱電阻/熱電偶，緊靠試驗(yàn)段安裝，便于與飛機(jī)模型溫度反饋信號(hào)連接。加熱電源為電加熱防除冰系統(tǒng)提供能源，可以根據(jù)試驗(yàn)需要調(diào)節(jié)電源電壓幅值、頻率等，同時(shí)將電源參數(shù)實(shí)時(shí)上傳到上位機(jī)顯示、控制和存儲(chǔ)。系統(tǒng)配套2臺(tái)三相交流輸入的直流程控電源和2臺(tái)三相交流輸入的交流程控電源，電源功率均為20 kW，支持寬電壓調(diào)節(jié)，直流程控電源最高輸出DC 270 V，最低輸出DC 20 V；交流程控電源最高輸出AC 115 V，最低輸出AC 10 V，頻率400 Hz。以上電源覆蓋我國(guó)現(xiàn)役及未來(lái)飛機(jī)電源制式要求。每臺(tái)電源最多并聯(lián)輸出10個(gè)電加熱回路，各電加熱回路均按照2 kW設(shè)計(jì)選型；兩臺(tái)電源均支持RS485通信接口，支持設(shè)備組網(wǎng)；根據(jù)各加熱回路功率大小，在功率范圍內(nèi)，并聯(lián)數(shù)量不等的電加熱回路，滿足不同飛機(jī)模型控制律防除冰試驗(yàn)需求。飛機(jī)模型控制律電加熱防除冰系統(tǒng)組成如圖1所示。

圖1 控制律電加熱防除冰系統(tǒng)組成

4 系統(tǒng)軟件設(shè)計(jì)

系統(tǒng)軟件包括上位機(jī)監(jiān)控軟件、PLC控制軟件、觸摸屏監(jiān)控軟件共3個(gè)部分。上位機(jī)監(jiān)控軟件基于Windows 7操作系統(tǒng)，采用LabVIEW為開(kāi)發(fā)平臺(tái)設(shè)計(jì)，完成專用控制功能開(kāi)發(fā)。PLC控制器通過(guò)配套的編程環(huán)境STEP7完成控制程序設(shè)計(jì)并生成可執(zhí)行程序，完成設(shè)備間通信、工況選擇、溫度巡檢、各加熱回路電流采集、各加熱回路固態(tài)繼電器通/斷控制、各加熱回路溫度設(shè)定等任務(wù)。觸摸屏監(jiān)控軟件基于WinCC flexible 編寫(xiě)，包括操作界面、工作模式和電源狀態(tài)監(jiān)控等。

考慮監(jiān)控軟件通用性，本文重點(diǎn)論述防除冰控制律功能設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)。防除冰控制律功能可以集成在上位機(jī)監(jiān)控軟件或PLC控制軟件上，如果基于PLC控制軟件設(shè)計(jì)，每次調(diào)整控制律需要遠(yuǎn)程修改和優(yōu)化程序并下載。為簡(jiǎn)便操作，防除冰控制律基于上位機(jī)監(jiān)控軟件設(shè)計(jì)開(kāi)發(fā)。

防除冰控制律是指加熱電源電壓不變，加熱元件供電回路隨時(shí)間周期接通/斷開(kāi)，屬于溫度開(kāi)環(huán)控制，控制系統(tǒng)必須穩(wěn)定、可靠。防除冰控制律示意圖如圖2所示，X軸為時(shí)間(s),Y軸為加熱電源電源電壓幅值(V)。通常一個(gè)加熱周期從加熱回路導(dǎo)通開(kāi)始，經(jīng)過(guò)不定時(shí)間的持續(xù)導(dǎo)通和斷開(kāi)，到加熱回路斷開(kāi)結(jié)束。每個(gè)電加熱周期內(nèi)電加熱回路接通/斷開(kāi)狀態(tài)次數(shù)分別為nt和nd，每個(gè)周期內(nèi)對(duì)應(yīng)接通狀態(tài)時(shí)刻依次為t1，t2，t3，…，tt，每個(gè)周期內(nèi)對(duì)應(yīng)斷開(kāi)狀態(tài)時(shí)刻依次為d1，d2，d3，…，dd。從圖2所示看出，防除冰控制律為：從t1時(shí)刻開(kāi)始加熱回路導(dǎo)通，電源電壓連續(xù)加熱(d1-t1) s；從d1時(shí)刻開(kāi)始，加熱回路斷開(kāi)(t2-d1) s；從t2時(shí)刻開(kāi)始，加熱回路導(dǎo)通(d2-t2) s;從d2時(shí)刻開(kāi)始，加熱回路斷開(kāi)(t3-d2) s;從t3時(shí)刻開(kāi)始，加熱回路導(dǎo)通(d3-t3) s;從d3時(shí)刻開(kāi)始，加熱回路斷開(kāi)(t4-d3) s；從t4時(shí)刻開(kāi)始，加熱回路導(dǎo)通(d4-t4) s；從d4時(shí)刻開(kāi)始，加熱回路斷開(kāi)(t5-d4) s。完成一個(gè)加熱周期，此后按照該控制律重復(fù)加熱。以上控制律與飛機(jī)型號(hào)有關(guān)，對(duì)于不同的控制律，電流熱密度不同，防除冰效果不同，電源功耗相差較大。

上位機(jī)監(jiān)控軟件采用LabVIEW設(shè)計(jì)開(kāi)發(fā)，完成防除冰控制律設(shè)計(jì)、網(wǎng)絡(luò)通信、設(shè)備狀態(tài)監(jiān)控、控制指令發(fā)布和數(shù)據(jù)存儲(chǔ)。防除冰控制律利用狀態(tài)機(jī)作為設(shè)計(jì)模型，應(yīng)用狀態(tài)機(jī)和延時(shí)函數(shù)，實(shí)現(xiàn)控制律要求的每個(gè)周期接通/斷開(kāi)狀態(tài)次數(shù)和對(duì)應(yīng)的延時(shí)模擬。LabVIEW狀態(tài)機(jī)由一個(gè)While循環(huán)、一個(gè)條件結(jié)構(gòu)和一個(gè)移位寄存器組成，其中While循環(huán)用來(lái)保證程序可以連續(xù)地運(yùn)行；條件結(jié)構(gòu)各個(gè)分支中的代碼用來(lái)存儲(chǔ)控制律一個(gè)周期內(nèi)的接通/斷開(kāi)狀態(tài)次數(shù)nt和nd以及下一狀態(tài)的選擇；利用移位寄存器的暫存功能和延時(shí)函數(shù)實(shí)現(xiàn)控制律一個(gè)周期內(nèi)接通延時(shí)時(shí)間和一個(gè)周期內(nèi)斷開(kāi)延時(shí)時(shí)間，實(shí)現(xiàn)控制律的狀態(tài)保持，并賦值給條件結(jié)構(gòu)以建立全部狀態(tài)，直到下一次循環(huán)的選擇端子。上位機(jī)與PLC控制器通過(guò)工業(yè)以太網(wǎng)通信，依靠OPC技術(shù)傳輸數(shù)據(jù)，利用值屬性節(jié)點(diǎn)觸發(fā)PLC控制程序的開(kāi)關(guān)量處理事件模塊，將防除冰控制律程序要求的每個(gè)周期接通/斷開(kāi)狀態(tài)次數(shù)和對(duì)應(yīng)的延時(shí)模擬傳輸?shù)絇LC控制程序，將對(duì)應(yīng)的I/O狀態(tài)送給PLC的DO模塊，從而控制電加熱回路的固態(tài)繼電器按照設(shè)計(jì)的控制律通斷。通過(guò)簡(jiǎn)單的參數(shù)設(shè)置即可調(diào)整防除冰控制律。防除冰控制律軟件設(shè)計(jì)流程框圖如圖3所示。

圖3 防除冰控制律軟件設(shè)計(jì)流程框圖

5 試驗(yàn)驗(yàn)證

防除冰控制律試驗(yàn)驗(yàn)證以某型飛機(jī)整流罩模型為對(duì)象，驗(yàn)證防除冰控制律設(shè)計(jì)是否達(dá)到技術(shù)要求，驗(yàn)證不同控制律在整流罩前端電加熱防冰的有效性。表1是控制律(1)試驗(yàn)，表2是控制律(2)試驗(yàn)。在控制律(1)試驗(yàn)中，“0”表示加熱回路斷開(kāi)狀態(tài)，“1”表示加熱回路接通狀態(tài)，按①、②、③、④序號(hào)順序完成為一個(gè)加熱周期，1個(gè)周期時(shí)長(zhǎng)為476 s。在控制律(2)試驗(yàn)中，1個(gè)周期時(shí)長(zhǎng)為50 s，連續(xù)性接通25 s，再斷開(kāi)25 s。本次試驗(yàn)加熱電源為AC 115 V、400 Hz標(biāo)準(zhǔn)機(jī)載電源，1個(gè)電加熱分區(qū)，負(fù)載電阻阻值約為15 Ω。圖4 為控制律(1)試驗(yàn)加熱回路電流變化過(guò)程，1個(gè)加熱周期為476 s；圖5為控制律(2)試驗(yàn)加熱回路電流變化過(guò)程，1個(gè)加熱周期為50 s。從圖4、圖5可以看出，加熱回路電流與控制律同步變換，達(dá)到設(shè)計(jì)技術(shù)的電加熱回路電流按照任意控制律同步導(dǎo)通/關(guān)斷的要求。

表1 防除冰控制律(1)試驗(yàn)

表2 防除冰控制律(2)試驗(yàn)

圖4 控制律(1)加熱回路電流變化

圖5 控制律(2)加熱回路電流變化

試驗(yàn)驗(yàn)證過(guò)程中，為測(cè)量飛機(jī)模型表面溫度分布，在半球型整流罩表面布置了13個(gè)熱電偶，詳細(xì)布置如6所示，以點(diǎn)4為中心成“十”字形分布。試驗(yàn)分別采用了表1、表2的防冰控制律，主要試驗(yàn)參數(shù)如下：模擬高度H=3 km，試驗(yàn)段風(fēng)速V=80 m/s，總溫Ts=-10 ℃，液態(tài)水粒徑MVD=20 μm，液態(tài)水含量LWC=0.51 g/m3。同步采集控制律防冰時(shí)整流罩表面溫度變化過(guò)程，溫度采樣周期為1 s，驗(yàn)證不同控制律時(shí)整流罩穿越結(jié)冰環(huán)境電加熱防冰效果。圖7為控制律(1)時(shí)，噴霧前后整流罩表面溫度變化過(guò)程。從圖7可以看出，前一個(gè)加熱周期只模擬風(fēng)速、總溫，整流罩按照控制律(1)加熱，通過(guò)空氣流動(dòng)換熱，各測(cè)點(diǎn)溫度隨控制律變化明顯，表面溫度與控制律(1)電流變化完全一致；隨后再啟動(dòng)噴霧系統(tǒng)模擬結(jié)冰云霧環(huán)境，過(guò)冷水滴撞擊整流罩表面，各測(cè)點(diǎn)溫度下降明顯，但表面溫度仍然與控制律(1)電流變化完全一致。分析各測(cè)點(diǎn)溫度變化，噴霧系統(tǒng)工作后，整流罩加熱區(qū)邊緣點(diǎn)1、7、8、13溫度接近0 ℃，該區(qū)域有結(jié)冰風(fēng)險(xiǎn)，其他測(cè)點(diǎn)高于0 ℃，防冰效果較好，此時(shí)電流熱密度約0.03 W/cm2。圖8與圖7試驗(yàn)參數(shù)完全一致，只是按照控制律(2)電加熱防冰，開(kāi)始只模擬風(fēng)速、總溫，再啟動(dòng)噴霧系統(tǒng)模擬結(jié)冰云霧環(huán)境，防冰時(shí)電流熱密度約0.17 W/cm2。圖7和圖8進(jìn)一步驗(yàn)證了控制律防冰系統(tǒng)已實(shí)現(xiàn)技術(shù)需求。由于控制律(2)占空比大于控制律(1)，電流熱密度相差較大，圖7除加熱區(qū)邊緣4個(gè)溫度測(cè)點(diǎn)外，其他測(cè)點(diǎn)溫度略高于圖6對(duì)應(yīng)測(cè)點(diǎn)溫度，但防冰效果基本一致；調(diào)整控制律時(shí)，在上位機(jī)監(jiān)控界面操作，通過(guò)簡(jiǎn)單的參數(shù)設(shè)置即可調(diào)整控制律。

圖9為整流罩結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)和飛機(jī)飛行測(cè)試照片，從圖9可以看出，風(fēng)洞試驗(yàn)和飛機(jī)飛行測(cè)試基本一致，整流罩采用控制律電加熱防冰時(shí)，在同等云霧參數(shù)情況下，用較低能耗，達(dá)到電加熱防冰效果；電加熱區(qū)域與非防冰區(qū)交界，有明顯結(jié)冰現(xiàn)象，呈現(xiàn)環(huán)狀冰。以上情況與整流罩加熱區(qū)邊緣點(diǎn)溫度接近0 ℃完全一致，隨著云霧參數(shù)變化，同樣的防冰策略防冰效果差別較大。為做好整流罩防冰，必須增大整流罩電加熱區(qū)域，同時(shí)增大防冰電源容量；對(duì)不同的氣象條件，采取不同的防冰控制策略。

圖6 整流罩表面溫度測(cè)點(diǎn)布置

圖7 控制律(1)時(shí)噴霧前后整流罩表面溫度變化

圖8 控制律(2)時(shí)噴霧前后整流罩表面溫度變化

圖9 整流罩結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行測(cè)試對(duì)比

6 結(jié)束語(yǔ)

為滿足結(jié)冰風(fēng)洞電加熱防除冰試驗(yàn)要求，研制了工程實(shí)用的基于狀態(tài)機(jī)的控制律電加熱防除冰控制系統(tǒng)，包括實(shí)現(xiàn)控制律電加熱防除冰的硬件和控制軟件，已經(jīng)應(yīng)用到國(guó)內(nèi)大型結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)中。試驗(yàn)驗(yàn)證表明：飛機(jī)模型電加熱防除冰控制系統(tǒng)可以按照任意控制律工作，通過(guò)簡(jiǎn)便操作完成不同的防除冰控制律程序設(shè)計(jì)；各電加熱回路電流嚴(yán)格按照控制律時(shí)間要求同步接通/斷開(kāi)，防冰區(qū)域表面溫度變化與電流變化一致，可以模擬任意電加熱防除冰控制律；驗(yàn)證了不同控制律的能耗和防冰的有效性。系統(tǒng)各項(xiàng)技術(shù)指標(biāo)達(dá)到設(shè)計(jì)要求，自動(dòng)化水平高，已成為結(jié)冰風(fēng)洞電加熱防除冰試驗(yàn)的重要設(shè)備。