飞机的防冰系统与除冰解析.docx

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飞机的防冰系统与除冰解析

1概述

1.1飞机的防冰系统与除冰方法

飞机的结冰问题严重危害飞机的安全性。

飞机表面出现冰，阻碍了空气的流动，增大了摩擦力并减小升力，尤其是机翼上的冰对飞机起飞影响很大。

积聚在飞机尾翼上的冰可扰乱飞机的平衡，迫使飞机向下倾斜，这种现象称为尾翼失速。

这时，飞机的防冰系统起到了很重要的作用。

通常，飞机上除冰的方法有两种，一种是“渗透机翼”液体除冰系统，一种是膨胀橡胶气囊，称为气体罩，气体罩沿着机翼安装。

但这两种方法都存在缺点，如液体除冰系统效率有限，气体罩增加了飞机重量和功耗。

在格林研究中心开展联合研究，采用可膨胀的石墨箔加热单元技术有效替代通常的除冰方法。

这种超薄石墨覆盖在飞机表面，并不会太多增加飞机重量，且能够快速融化冰。

这种安全的设备目前已向整个航空界推广。

1.2飞机表面结冰现象、结冰形式以及影响因素

高空飞行飞机的迎风表面通常会伴随三种不同形式的结冰现象，即“水滴积冰”, “干结冰”和“升华结冰”。

在大气对流层下半部的云雾中，常常存在大量温度低于冰点而仍未冻结的液态水滴．即“过冷水滴”。

“水滴积冰”指的是飞机部件表面的平衡温度低于冰点，过冷水滴撞击并积聚冻结于部件前缘表面而发生的积冰现象。

水滴积冰严重时常常会飞机的气动外形、危害飞机的飞行安全，因此，是飞机防冰与除冰技术的主要研究对象。

“干结冰”指的是飞机在含有大量冰晶或有雨夹雪的云中飞行时．因气动力加热或飞机防冰设备工作等原因使部件迎风表面温度高于冰点，冰晶沉积融化、然后再冻结成冰的现象。

飞机干结冰现象很少遇到，一般无危险，但发动机进气道拐弯处和进气部件表面发生的干结冰现象，积聚的冰晶进人发动机后，会损坏压气机叶片或使发动机熄火，具有一定的危害性。

“升华结冰”指的是飞机由冷区飞入暖区，机体表面温度低于周围气温达到结霜温度时．空气中水汽在飞机表面凝华成冰的现象。

升华结冰．只要飞机表面温度与周围气温平衡时，冰层便能很快地被融化消失，故不存在危险。

因此，“水滴积冰”成为本文讨论的主要内容。

影响水滴积冰的形成及其严重程度的因素很多，包括气象条件、飞机部件外形及飞行状态等诸多因素。

一般来说，在液态水含量较大的过冷云中飞行时，容易发生积冰；大气温度约为0 ～-15℃时，发生积冰的概率最大；水滴直径大于20微米时，积冰会威胁飞行安全；飞行速度越大，由干过冷水滴撞击数增加使积冰量加大；但飞行速度超过冰极限飞行速度时，又会因气动力加热使部件表面不再发生积冰。

飞机表面积冰的形状则主要取决于云层中的水滴直径、大气温度及飞行速度。

高速飞行，飞经单位体积内过冷水滴多而大、过冷却程度较小的云中时，易形成如图l-1（a）所示的“双角状冰”。

“双角状冰”通常透明坚硬，增长很快，冻结牢固，不易破除，对飞机气动性能影响很大，对飞行安全具有严重的危害性。

低速飞行，飞经单位体积内过冷水滴少而小、过冷却程度较大的云中时，飞机表面的积冰形状通常呈现粒状或多孔的白色不透明冰层，称作“矛状冰”（图1-1（c） ）。

该冰结构较“双角状冰”为松．飞机振动和颠簸时易脱落，对飞机气动性能和飞行安全影响较小。

介于两者之间的，多形成所谓的“中间冰”（图1-1（b）） ，其危害程度和增长速度介于“双角状冰”和“矛状冰”之间。

图1-1飞机高速飞行中表面冰形状

（a）双角状冰1（b）中间冰1（c）矛状冰

2飞机防冰与除冰技术

为了防止飞机某些部位结冰，或结冰时能间断地除去冰层．保证飞机积冰时安全飞行，人们常常要采取适当的防冰与除冰技术。

常见的需要采取防冰与除冰技术的飞机部位主要有风挡、空速管、螺旋桨、直升机旋翼，机瑟、尾冀、发动机进气道前缘及进气部件。

飞机防冰与除冰技术按工作方式可分为机械除冰技术、液体防冰技术和热力防冰技术等如图2 -1飞机防冰、除冰技术所示。

其中，机械除冰技术又可分为气动带除冰和电脉冲除冰技术；热力防冰技术分别按热源和加热方式又分别分为电热防冰、气热防冰技术，以及连续防冰和间断除冰技术。

图2-1飞机防冰、除冰技术

采取何种具体的防冰、除冰技术种类，取决于机种、动力装里、电源功率、待保护表面大小以及防冰重要程度等因素。

一般来说．对于待保护表面积较大、防冰要求较高的机翼、发动机进气道前缘等部件．常采用气热防冰技术；对待保护表面积较小、防冰要求较低的尾翼、螺旋桨等部件，可采用电热周期除冰技术；对不允许结冰而且耗电功率不大的风挡、空速管等部件，则多采用电热防冰技术。

下面我将对图2-1中的各种防冰、除冰技术进行一一阐述。

2.1气动带除冰技术

气动带除冰技术又称“膨胀管除冰技术”。

利用飞机部件前缘表面上膨胀管的膨胀作用，使其外表面冰层破碎而脱落的机械障冰的技术。

该技术系统由空气泵．控制阀、卸压阀、翰气管及膨胀管等组成。

膨胀管常由涂胶织物制成。

用于机翼，尾翼前缘的膨胀管通常有展向、弦向两种形式。

周期地使膨胀管充气而膨胀，卸压而收缩，从而使冰层破裂，脱离管面，然后被气流吹去。

【防、除冰部位：

】飞机部件前缘。

机械除冰。

2.2电脉冲除冰技术

电脉冲除冰技术由释放静电能产生高能盘的电脉冲，作用在飞机部件待防护部位的蒙皮上，在弹性变形范围内使象皮快速鼓动，从而破除该蒙皮表面上冰层的机械除冰技术。

该技术系统一般由电源、电脉冲源、功率存贮器，脉冲发生器和控制装置等组成。

除冰时常采用以下两种方案：

（1）将电磁线圈置于十分靠近篆皮的内表面处，由电容向线圈地输人大量静电能，产生高峰值电磁波，使蒙皮鼓动而破冰。

（2）将不可燃、不导电的液体填充在由部件防冰表面蒙皮制成的腔体内，由浸在液体内的电极地释放大量静电能，产生很高的液体压力．经液体传递压力使蒙皮鼓动而破冰。

【防、除冰部位：

】主要用于除去飞机部件待防护部位的蒙皮表面的冰层。

机械除冰。

2.3电液体防冰技术

向部件待防护表面喷涂防冰液，与撞击在表面上的过冷水滴混合，液体凝固点低于表面温度而不结冰的飞机防冰技术。

通常采用连续喷射防冰液的防护方式。

有时也用周期性喷液方式。

该技术系统一般由贮液箱、泵、过滤器、控制装置、输液管及液体分配器等组成。

常用乙烯乙二醇，异丙醇、乙醇、甲醉等低凝固点液体作防冰液。

在泵的压力作用下，防冰液经液体分配器均匀地送至部件表面。

常用的分配方式有以下三种：

（1）利用螺旋桨、直升机旋翼旋转产生的离心力将防冰液甩到桨叶、旋翼前缘表面。

（2）由雾化喷嘴将防冰液喷射到风挡、雷达罩外表面。

（3）用安置在机（尾）翼前缘驻点线附近的多孔金属条渗出（在压差作用下）防冰液．并借助气流作用将防冰液均匀分布到前缘表面。

使用液体防冰技术时．不会在部件防冰表面后形成冰瘤．而且停止供液后．还具有短时间的防冰作用。

但因防冰液消耗量较大，使系统重量增丸喷液孔易堵塞，维护麻烦，现已很少采用。

【主要用于防冰部位：

】待保护表面积较小、防冰要求较低的尾翼、螺旋桨等部件。

2.4电热防冰技术

电热防冰技术又称‘电防冰技术’”。

是将电能转变为热能，加热部件防冰表面的热力防冰技术。

该技术系统一般由电源、选择开关、过热保护装置，及电加热元件等组成。

选择开关有“手动”、 “自动”等位置。

当位于“自动”位置时，飞机结冰传感器感受结冰电讯号，自动接通或断开系统电源。

过热保护装置（包括温度传感头和继电器）用来防止防冰表面蒙皮过热而变形。

电加热元件将电源所供的电能转变为热能，对部件防冰表面加热、除冰。

电防冰技术有连续加热和间断加热两种形式。

对防冰表面不允许结冰或加热耗电功率较小的部件（如风挡，空速管等）。

常用连续加热的防冰方式；对防冰表面允许少量结冰或加热耗电功率较大的部件（如机翼、尾翼等）。

常用周期加热的除冰方式。

常用于不允许结冰而且耗电功率不大的风挡、空速管等部件。

2.5气热防冰技术

气热防冰是利用热空气加热飞机部件防冰表面的热力防冰技术。

活塞式发动机的飞机，多用汽油加温器等加热冲压空气作热气源；装喷气发动机的飞机，一般从发动机压气机内引气作热气源。

被引出的热压缩空气流过流量限制器、单向活门、防冰控制阀，输入热气表面加热器，对部件表面加热以防冰。

由于热空气加热蒙皮时热惯性大，周期加热控制较难，故很少采用周期加热的防护方式，而常用连续加热的防护方式。

连续加热方式多用于防冰表面较大的部件，如机翼、尾翼、发动机进气道前缘等。

该技术系统使用维护简单，工作可靠，但热最利用率较低。

常用于待保护表面积较大、防冰要求较高的机翼、发动机进气道前缘等部件。

2.6蒸发防冰与流湿防冰技术

蒸发防冰技术又称“干防冰”技术，是气热防冰技术方式的一种。

它是指飞机在云层中飞行时，气热防冰系统对部件防冰表面连续加热，将飞机表面收集的水份全部蒸发的防护技术。

这种技术需热量大，一般用在不允许防冰表面后部形成冰瘤的部件，如悬挂（或后机身两侧吊挂）发动机的机具群根前缘表面。

流湿防冰技术又称“湿防冰”技术。

它是指飞机在云层中飞行时，热力防冰系统对部件防冰表面连续加热不能将飞机表面所收集的水量全部蒸发的防护技术。

该技术将使部件防冰表面呈流湿状态，而在防冰表面后部常常会形成冰瘤。

用这种防护方式播热量较小，对防冰表面后允许结少量冰瘤而不影响飞行安全的部件（如机翼、尾翼，风挡等），一般都应采用这种技术。

【防、除冰部位：

】待保护表面积较大、防冰要求较高的机翼、发动机进气道前缘等部件。

气动带除冰和液体防冰技术始于上世纪三、四十年代，但因膨胀管充气时对飞机气动性能影响较大，目前已很少使用。

电脉冲除冰技术兴起于六十年代末，由于系统有重至较轻，耗电功率小，除冰效果良好等特点，许多现代飞机上依然使用该技术。

然而，当前飞机上使用最为广泛是热力防冰技术，该技术已成为现代飞机防冰与除冰技术发展的主流。

3飞机防冰系统试验

飞机防冰系统试验是飞机防冰技术的重要环节，它可以测定飞机部件防护表面的结冰情况和飞机防冰系统的工作性能．验证防冰技术系统的可靠性。

目前，主要的飞机防冰系统试验有以下四种：

3.1冰风洞试验

“冰风洞”是飞机飞行时研究部件迎风表面和某些仪表机外传感器的结冰问题及其防（除）冰方法的特种风洞。

冰风洞稳定段前装有大容盘的冷却器．稳定段中设有可控制的喷雾装置，以便在试验段中模拟真实飞行时遇到的结冰云雾条件。

风洞风扇前设里防护网，防止冰块打伤风扇叶片。

冰风洞试验主要是利用结冰风洞研究飞机部件或模型的结冰情况及防（除）冰方法，测定防冰系统最小需用功率（热空气流量、防冰液消耗量或耗电功率），确定防冰系统方案的。

在风洞试验时，为了维持风洞正常运行．某些风洞部件和测试设备传感器须有防冰措施。

例如，拐角导流片常用蒸汽加热以免其表面结冰而堵塞风洞回路，试验段观察窗用电加热），以免玻璃内表面结冰而影响其透明度；总压管用电加热，以免结冰而影响试验段风速的正常测示等。

防冰技术系统设计阶段通常需要反复进行冰风洞试验．一般可获得满意结果，但试验件的尺寸往往受冰风洞设备限制，很难模拟气压高度等因素。

3.2干空气飞行试验

带有热力防冰系统的飞机在预定高度、气温的干空气中飞，并测定部件防冰表面温度分布值及防冰技术系统性能数据的试验。

根据干空气飞行试验测得的数据进行计算分析，可估计热力防冰技术系统的防护能力。

3.3模拟结冰飞行试验

飞机在人工模拟的结冰气象条件下飞行，测定防冰系统的工作性能，以及不防冰部件表面的结冰对飞行性能影响的试验。

模拟结冰飞行试验可以用来对大部件及整机防冰系统作初步鉴定。

该试验常有以下三种试验方法：

被试部件的前方安装雾化喷水设备，在预定气温的大气中，模拟过冷云雾条件，接通防冰技术系统，测取系统性能数据。

图3-1用于机翼、尾翼前缘的积冰模型

带有雾化喷水设备的飞机在预定温度的大气中飞行，控制喷水设备建立所需过冷云雾区，测取防冰技术系统工作性能数据。

③利用地面低温和风向条件，控制喷雾装里以形成所需过冷云雾区，测定防冰技术系统工作性能。

积冰模拟试验还可以将飞机部件表面冰层的模型固定于飞机上，使