何舟東, 朱永峰, 周景鋒

(中航工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院, 西安 710089)

飛機(jī)電脈沖除冰技術(shù)探討

何舟東*, 朱永峰, 周景鋒

(中航工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院, 西安 710089)

在對飛機(jī)防/除冰方式及其應(yīng)用與優(yōu)、缺點(diǎn)介紹的基礎(chǔ)上，結(jié)合現(xiàn)代飛機(jī)發(fā)展趨勢，提出電脈沖除冰技術(shù)是極具發(fā)展前途的飛機(jī)除冰方式，并對其發(fā)展歷史、應(yīng)用情況和發(fā)展現(xiàn)狀進(jìn)行論述。通過對電脈沖除冰技術(shù)國內(nèi)外現(xiàn)狀的研究可以看出，國外電脈沖除冰技術(shù)經(jīng)過多年發(fā)展，已可初步工程應(yīng)用，而國內(nèi)的相關(guān)研究多為原理性的理論研究，急需開展相關(guān)應(yīng)用性研究，進(jìn)而掌握電脈沖除冰的關(guān)鍵技術(shù)。最后，針對國內(nèi)研究現(xiàn)狀提出了電脈沖除冰技術(shù)的難點(diǎn)與挑戰(zhàn)以及今后的研究方向。

電脈沖除冰；除冰準(zhǔn)則；脈沖力；疲勞

0 引 言

飛機(jī)在寒冷、潮濕的空氣中飛行，如在云、濕雪、凍雨、霧以及氣溫在零攝氏度左右的高濕空氣中飛行，機(jī)體表面、機(jī)翼前緣與飛機(jī)其他部位都可能有不同程度的結(jié)冰。大量的理論計(jì)算、風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)表明，如果飛機(jī)部件沒有防/除冰措施，那么這些部件的結(jié)冰可導(dǎo)致飛機(jī)氣動特性和操穩(wěn)特性的嚴(yán)重惡化，并最終對飛行安全產(chǎn)生嚴(yán)重影響，如升力減小、阻力增大、失速迎角減小、使附面層提前分離等。為了克服這些影響，各種防/除冰措施已經(jīng)應(yīng)用于結(jié)冰部件上以阻止飛機(jī)結(jié)冰或者除去飛機(jī)結(jié)冰表面的冰層。然而，防/除冰系統(tǒng)的故障以及除冰系統(tǒng)未能清除的殘留冰層仍對飛機(jī)性能產(chǎn)生影響[1-6]。隨著這些問題的逐漸顯現(xiàn)，促使國內(nèi)外結(jié)冰和防/除冰專業(yè)開始了對飛機(jī)結(jié)冰防護(hù)技術(shù)的新一輪研究。本文對飛機(jī)結(jié)冰防護(hù)方式進(jìn)行了介紹并結(jié)合現(xiàn)代飛機(jī)發(fā)展趨勢，提出電脈沖除冰技術(shù)是極具發(fā)展前途的飛機(jī)除冰方式，并對其發(fā)展歷史、應(yīng)用情況等進(jìn)行了論述。

1 飛機(jī)防/除冰方式

現(xiàn)有的防/除冰技術(shù)根據(jù)防/除冰形式的不同分為：熱力防/除冰、液體防/除冰、機(jī)械式除冰及其他防/除冰形式[7-8]。

(1)熱力防/除冰

熱力防(除)冰系統(tǒng)可采用來自從發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)的熱氣，經(jīng)過調(diào)壓和調(diào)溫后，通過防冰腔內(nèi)的笛形管上的噴口射流加熱蒙皮內(nèi)表面，從而防止機(jī)翼(尾翼、

發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道)前緣防護(hù)區(qū)域結(jié)冰，如圖1所示。也可通過敷設(shè)在防護(hù)區(qū)域蒙皮下的電加熱元件對蒙皮進(jìn)行持續(xù)加熱或周期性加熱，以達(dá)到防冰或除冰的目的，如圖2所示。

圖1 熱氣防冰示意圖

如圖1所示為熱氣防冰系統(tǒng)，其是目前應(yīng)用最為廣泛同時(shí)又十分可靠的系統(tǒng)，適用于大中型運(yùn)輸機(jī)和民用客機(jī)，主要應(yīng)用于機(jī)翼與發(fā)動機(jī)的防除冰。

圖2 電熱除冰示意圖

如圖2所示為電熱除冰系統(tǒng)，適用于大中型運(yùn)輸機(jī)和民用客機(jī)的尾翼、風(fēng)擋、直升機(jī)的旋翼等部位，目前應(yīng)用于機(jī)翼防/除冰的電加熱方式由于所需消耗的電能較大，只在B787上應(yīng)用。

(2)液體防/除冰

液體防冰通過不斷地向防冰區(qū)域表面提供防冰液，此防冰液與飛機(jī)部件所收集的水混合，使其混合液的冰點(diǎn)低于表面溫度，使水不致在表面上結(jié)冰，如圖3所示。在較嚴(yán)重的結(jié)冰狀態(tài)下，其防冰效果差，因此該防冰系統(tǒng)在飛機(jī)型號上應(yīng)用較少。該系統(tǒng)主要用于機(jī)翼前緣、尾翼前緣和風(fēng)擋等部位。

其主要優(yōu)點(diǎn)是不易在防冰區(qū)后形成冰瘤，停止供液后還有一段時(shí)間能起到防冰作用。它可用來防冰，也可用來除冰。

其主要缺點(diǎn)是飛機(jī)需要攜帶一定量的防冰液，其系統(tǒng)重量較大，在非結(jié)冰天氣攜帶防冰液會增大燃油消耗，花費(fèi)較大，且需要后勤保障；滲液孔必須時(shí)時(shí)敞開，特別是前緣的滲液孔會影響氣動性能；另外對于利用離心力來分配防冰液的旋翼系統(tǒng)而言，在較嚴(yán)重的結(jié)冰條件下，其除冰效果會顯得尤其差。

圖3 液體防/除冰示意圖

(3)機(jī)械式除冰

機(jī)械式除冰是指由機(jī)械力使冰破碎，然后由氣流吹除，或者由離心力、振動把冰除去。機(jī)械式除冰包括氣囊除冰、電脈沖除冰和電動機(jī)械式除冰等。其主要優(yōu)點(diǎn)是能耗少。

圖4所示為氣囊結(jié)構(gòu)示意圖，是氣囊除冰系統(tǒng)的主要功能件。氣囊除冰系統(tǒng)的優(yōu)點(diǎn)是系統(tǒng)使用周期長，維修檢查工作簡單易行，重量小，能耗少，且已通過適航認(rèn)證。其缺點(diǎn)是氣囊的材料會隨著使用時(shí)間有所損壞，且對油敏感，需要經(jīng)常維護(hù)檢查；不使用時(shí)需要將氣囊內(nèi)的氣抽出以保持氣動外形，但是仍不可避免會降低氣動性能，因此不適用于高速飛機(jī)；從氣囊脫落下來的冰可能會損壞后部機(jī)身，特別是發(fā)動機(jī)與螺旋槳；對飛行員的技術(shù)要求高，需要把握好打開系統(tǒng)的時(shí)機(jī)，由于氣囊除冰系統(tǒng)對薄冰的作用不大，若過早打開除冰系統(tǒng)會導(dǎo)致難以除去的冰脊產(chǎn)生。

圖4 氣囊結(jié)構(gòu)示意圖

圖5所示為電動機(jī)械除冰示意圖，其主要優(yōu)點(diǎn)是對大于0.06英寸的冰或較冷環(huán)境時(shí)結(jié)的冰去除效果好；系統(tǒng)耗能少、可靠性高，維護(hù)成本低；使用周期長，可使用超過25年；系統(tǒng)對除冰表面沒有氣動性能的影響，不影響飛機(jī)的氣動外形。其缺點(diǎn)是對于薄冰或較溫暖的環(huán)境下結(jié)的冰除冰效果不太好；除冰可能不完全，會留有殘余冰，影響飛機(jī)的氣動性能。

圖5 電動機(jī)械除冰示意圖

(4)其他防/除冰形式

記憶合金除冰、防水涂層等形式為目前新研究的防除冰技術(shù)，目前這些技術(shù)多為理論研究，在飛機(jī)上的應(yīng)用較少。

2 電脈沖除冰技術(shù)

隨著未來飛機(jī)全電化/多電化的革新，飛機(jī)能源供給方式的改變，使得傳統(tǒng)熱氣防/除冰技術(shù)可能不再適用，電能將成為防/除冰能耗的主要輸入，但電熱防/除冰的電能消耗大，因此需要一種既有一定防/除冰效能而能量又相對節(jié)省的防/除冰方法，而電脈沖除冰技術(shù)具有結(jié)構(gòu)簡單、能耗少和除冰效率高等優(yōu)點(diǎn)，具有廣泛的應(yīng)用前景。

電脈沖除冰(Electro-Impulse De-Icing，簡稱EIDI)技術(shù)最早出現(xiàn)于第二次世界大戰(zhàn)之前，其示意圖如圖6所示[8]，基本原理是采用電容器組向線圈放電，由線圈產(chǎn)生強(qiáng)磁場，在飛機(jī)蒙皮上產(chǎn)生一個(gè)幅值高、持續(xù)時(shí)間極為短暫的機(jī)械力，使冰發(fā)生破裂而脫落。

圖6 翼展方向安裝的EIDI示意圖

2.1 電脈沖除冰技術(shù)國內(nèi)外研究現(xiàn)狀

最早有關(guān)電脈沖除冰的思想始于1937年，在英國專利文獻(xiàn)中被提出[9]，之后美、蘇、英、法等國陸續(xù)開展了相關(guān)技術(shù)的理論研究與試驗(yàn)測試，由于缺乏對基本問題的深入探索和商業(yè)因素等多種原因，美、英、法等國相繼放棄了這一技術(shù)的研究計(jì)劃，唯有前蘇聯(lián)繼續(xù)開展相關(guān)技術(shù)的研究并于1972年首次將電脈沖除冰技術(shù)應(yīng)用在飛機(jī)上[10]，但是在當(dāng)時(shí)并未受到廣泛的應(yīng)用。

直到上世紀(jì)80年代初，美國重新啟動電脈沖除冰技術(shù)的研究計(jì)劃，由NASA、University和Industry consortium共同發(fā)起，開展了一系列的深入研究以及進(jìn)行了大量冰風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)，揭示了電脈沖除冰技術(shù)的潛在優(yōu)勢，使之真正贏得了廣泛的關(guān)注，掀起了一股研究熱潮。

1982年，維奇塔州立大學(xué)(Wichita State University，Kansas)在美國國家宇航局(NASA)劉易斯研究中心的資助下與美國飛機(jī)制造商合作，開始電脈沖除冰技術(shù)的研究工作，通過在Beech、Cessna等一些小型飛機(jī)上的飛行測試和冰風(fēng)洞試驗(yàn)，驗(yàn)證了電脈沖除冰技術(shù)的可行性[11-12]。之后維奇塔州立大學(xué)G W Zuwalt教授帶領(lǐng)的科研團(tuán)隊(duì)對電脈沖除冰技術(shù)進(jìn)行了為期7年的研究[13]，并申請了系列專利，同時(shí)也開始了電脈沖除冰技術(shù)飛行安全性的相關(guān)論證，期望盡快獲得FAA的認(rèn)證；在電脈沖除冰技術(shù)的脈沖電路和電動力學(xué)方面，該團(tuán)隊(duì)獲得了脈沖力和脈沖電路的電壓、脈沖時(shí)間、線圈尺寸、蒙皮材料之間的基本關(guān)系[14-16]；在除冰結(jié)構(gòu)動力學(xué)特性研究方面，采用有限元法[17]和模態(tài)分析法[18]對脈沖力作用下的除冰過程和蒙皮動響應(yīng)進(jìn)行了初步分析；在飛行測試和冰風(fēng)洞試驗(yàn)方面，通過對不同機(jī)翼構(gòu)型[19]、不同飛行工況[20-21]下的大量試驗(yàn)，基本掌握了當(dāng)時(shí)服役飛機(jī)的電脈沖除冰試驗(yàn)評估技術(shù)。但是，至今電脈沖除冰技術(shù)仍未獲得FAA的認(rèn)證。

另外，以Akron大學(xué)R. Scavuzzo和M. Chu為代表的學(xué)者與R&D研究中心合作，在充分研究冰層受沖擊下的力學(xué)性能[22-23]后，提出了相對準(zhǔn)確的電脈沖除冰有限元分析模型[24-25]，為電脈沖除冰系統(tǒng)的精細(xì)化設(shè)計(jì)提供了重要技術(shù)途徑。此外，Cox & Company公司的K. AlKhalil等[26]提出了一種電脈沖與電熱相結(jié)合的混合式除冰方法，雖然試驗(yàn)證明該方法具有不錯(cuò)的除冰效果，但是復(fù)雜的控制過程和高能耗制約了其發(fā)展。

英、法、德等國在電脈沖除冰技術(shù)方面也有深入的研究，英國在1990年就起草了“機(jī)翼除冰程序”文件[27]，S. Esposito[28]和Th. Kermanidis[29]等通過測試冰層的附著性能，提出了新的機(jī)翼除冰力學(xué)分析模型。最終在英、法、德、意等國的共同努力下，電脈沖除冰技術(shù)取得了一些實(shí)用性研究成果。

隨著相關(guān)學(xué)科和計(jì)算機(jī)技術(shù)的快速發(fā)展，對冰層粘附和電脈沖除冰過程的研究也在不斷深入。希臘Patras大學(xué)George N. Labeas等[30]在總結(jié)前人研究的基礎(chǔ)上，提出了一種三維除冰結(jié)構(gòu)動力學(xué)分析模型，綜合考慮了冰層附著的界面剪切強(qiáng)度與拉伸強(qiáng)度，提出了一種新的冰層松脫條件，并將這一條件應(yīng)用于電脈沖除冰過程的動力學(xué)分析。

與國外相比，國內(nèi)在電脈沖除冰技術(shù)方面的研究起步較晚，最早由南京航空航天大學(xué)裘夑綱教授于1993年在《南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)》上發(fā)表了電脈沖設(shè)計(jì)參數(shù)研究[31]，但由于該技術(shù)研發(fā)的難度以及缺少經(jīng)費(fèi)的支持，沒有引起足夠重視而未能進(jìn)行深入的研究。

直至21世紀(jì)初，由于全球節(jié)能的需要與飛機(jī)防/除冰技術(shù)多樣化的需求，國內(nèi)才逐漸關(guān)注飛機(jī)防/除冰領(lǐng)域中低能耗的電脈沖除冰技術(shù)，并取得了一定的研究成果。2007-2008年，南京航空航天大學(xué)的杜騫首次搭建了地面電脈沖除冰試驗(yàn)臺[32]，可實(shí)現(xiàn)300mm×300mm的電脈沖除冰試驗(yàn)，主要采集了脈沖電路的電流峰值并進(jìn)行了加速度實(shí)驗(yàn)。北京航空航天大學(xué)的姚遠(yuǎn)、林貴平和李廣超等[33-35]在凡舟青年基金的資助下對電脈沖除冰系統(tǒng)的脈沖電路和電動力學(xué)模型進(jìn)行了計(jì)算分析，獲得了系統(tǒng)關(guān)鍵參數(shù)的基本關(guān)系，開始采用時(shí)域電流分析方法對電脈沖除冰技術(shù)進(jìn)行研究，但其對電磁場及電感的研究主要還是沿用美國維奇塔州立大學(xué)的分析思路并未有所突破。西北工業(yè)大學(xué)吳小華等[36]和張永杰等[37]在航空科學(xué)基金的資助下分別運(yùn)用電磁渦流場的求解方法研究了電脈沖除冰系統(tǒng)的影響因素以及運(yùn)用動力學(xué)分析方法對冰-鋁板界面之間的應(yīng)力狀態(tài)進(jìn)行計(jì)算分析，驗(yàn)證了電脈沖除冰的冰層失效準(zhǔn)則。南京航空航天大學(xué)的李清英等[38-41]在國家自然科學(xué)基金的資助下完成了建立電脈沖除冰系統(tǒng)的二維和三維電磁場渦流有限元分析模型， 分析了試驗(yàn)蒙皮在渦流場中法向及徑向的磁感應(yīng)強(qiáng)度，采用麥克斯韋應(yīng)力法計(jì)算了該蒙皮所受的瞬態(tài)電磁力，用南京航空航天大學(xué)的地面電脈沖除冰試驗(yàn)臺完成了脈沖放電電壓500V時(shí)的除冰試驗(yàn)，獲得了3次除冰激勵(lì)后的除冰效果并進(jìn)行了除冰過程的數(shù)值仿真計(jì)算等研究。

國內(nèi)對于電脈沖除冰技術(shù)電磁場及電感的研究主要還是沿用美國維奇塔州立大學(xué)的分析思路，在理論突破上具有一定的局限性；對于冰層失效準(zhǔn)則的研究只簡單地用動力學(xué)理論分析了冰-鋁板界面之間的應(yīng)力狀態(tài)，并未深入研究影響冰層失效的因素。國內(nèi)對于電脈沖除冰技術(shù)的研究雖然取得了一定的研究成果，但并未能在理論上做出突破并進(jìn)行深入研究。

在脈沖線圈研制方面，中航工業(yè)181廠成功試制了電脈沖除冰的脈沖電感線圈，并取得了小翼型截面原理性除冰試驗(yàn)的成功。之后通過航空科學(xué)基金項(xiàng)目：飛機(jī)機(jī)翼電脈沖除冰系統(tǒng)電動力學(xué)與動強(qiáng)度優(yōu)化方法研究以及工信部、財(cái)政部項(xiàng)目：民用飛機(jī)電脈沖除冰系統(tǒng)技術(shù)研究項(xiàng)目與中航工業(yè)一飛院、西北工業(yè)大學(xué)等單位共同對電脈沖除冰技術(shù)進(jìn)行了系統(tǒng)深入的研究，提出了電脈沖除冰系統(tǒng)脈沖電路及結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的基本方法以及電脈沖除冰系統(tǒng)電動力學(xué)建模與參數(shù)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，獲得了除冰結(jié)構(gòu)動響應(yīng)綜合分析與評估方法以及電脈沖除冰系統(tǒng)元器件和機(jī)翼等相關(guān)部件的疲勞分析方法與疲勞試驗(yàn)方法，可為飛機(jī)電脈沖除冰系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提供方法與技術(shù)指導(dǎo)。在項(xiàng)目工作期間，完成了平板電脈沖除冰原理性試驗(yàn)和小翼型結(jié)構(gòu)電脈沖除冰系統(tǒng)冰風(fēng)洞原理性試驗(yàn)，平板結(jié)構(gòu)電脈沖除冰結(jié)果如圖7和8所示， 小翼型電脈沖除冰結(jié)果如圖9和10所示。

綜合以上國內(nèi)外研究現(xiàn)狀可以看出，國外電脈沖除冰技術(shù)經(jīng)過30多年的研究發(fā)展，已可初步工程應(yīng)用。國內(nèi)的相關(guān)研究尚處在初期階段，多為原理性研究和理論研究，急需開展大量的基礎(chǔ)性研究工作，充分掌握電脈沖除冰的關(guān)鍵技術(shù)，為工程應(yīng)用奠定堅(jiān)實(shí)基礎(chǔ)。

圖7 單次激勵(lì)后平板結(jié)構(gòu)電脈沖除冰結(jié)果

圖8 多次激勵(lì)后平板結(jié)構(gòu)電脈沖除冰結(jié)果

圖9 小翼型結(jié)構(gòu)結(jié)冰情況

圖10 多次激勵(lì)后小翼型結(jié)構(gòu)電脈沖除冰結(jié)果

2.2 電脈沖除冰系統(tǒng)的應(yīng)用歷史

電脈沖除冰技術(shù)已經(jīng)在許多飛行器上進(jìn)行了飛行試驗(yàn)和冰風(fēng)洞試驗(yàn)，包括：Cessna-206，Twin Otter，Gates Learjet，Rohr Falcon，Boeing 737、757和767，在所有被試驗(yàn)機(jī)型中，都成功地完成了電脈沖除冰系統(tǒng)的除冰驗(yàn)證，但目前為止尚未見該類機(jī)型中已裝機(jī)應(yīng)用電脈沖除冰技術(shù)的相關(guān)報(bào)道。

飛機(jī)電脈沖除冰技術(shù)的應(yīng)用最早于20世紀(jì)60年代末，由前蘇聯(lián)學(xué)者I.A.Levin博士率先提出[42]，經(jīng)過40多年的發(fā)展，在前蘇聯(lián)、俄羅斯先后經(jīng)過了如下幾個(gè)階段的應(yīng)用。

第一代(電脈沖除冰技術(shù))EIDI的應(yīng)用：EIDI第一次全狀態(tài)安裝于飛機(jī)上使用。

俄羅斯伊留申設(shè)計(jì)局改裝了一架IL18飛機(jī)，如圖11所示，全狀態(tài)安裝了電脈沖除冰系統(tǒng)，并在-50～0℃和包括北極圈在內(nèi)的廣大區(qū)域進(jìn)行了各種氣象條件下的電脈沖除冰系統(tǒng)的飛行試驗(yàn)。試驗(yàn)表明電脈沖除冰系統(tǒng)適合于飛機(jī)使用，且可在各種條件下穩(wěn)定高效地工作(注：這架飛機(jī)此后一直使用該系統(tǒng)，在1980年離位檢查其電脈沖除冰系統(tǒng)附件時(shí)，狀態(tài)仍然完好，又繼續(xù)裝機(jī)使用)，此時(shí)并未過多考慮飛機(jī)電脈沖除冰系統(tǒng)的性能優(yōu)化及飛行安全性的相關(guān)論證工作。

鑒于電脈沖除冰系統(tǒng)在IL18飛機(jī)上飛行驗(yàn)證的優(yōu)異性能，蘇聯(lián)空軍和蘇聯(lián)國家飛機(jī)工程局批準(zhǔn)該技術(shù)可在其它型號廣泛推廣，并率先在IL-38反潛飛機(jī)上全面使用。

圖11 IL18飛機(jī)EIDI示意圖(第一代)

第二代EIDI的應(yīng)用(適用于大型寬體飛機(jī))：相比于第一代EIDI，其進(jìn)行了重量優(yōu)化，進(jìn)一步減小了體積。

為了適應(yīng)大型飛機(jī)更大除冰面積的需求，I.A.Levin博士及其項(xiàng)目組于1970年開始研發(fā)適用于大型寬體飛機(jī)的第二代電脈沖除冰技術(shù)，并對多種飛機(jī)結(jié)冰進(jìn)行了5000h在電脈沖除冰系統(tǒng)工作時(shí)的可靠性試驗(yàn)。試驗(yàn)表明電脈沖除冰系統(tǒng)對機(jī)體結(jié)構(gòu)無影響，此后又對173個(gè)電感觸發(fā)器進(jìn)行了總計(jì)45.8萬小時(shí)的壽命試驗(yàn)，并改裝了一架IL-76飛機(jī)進(jìn)行了飛行驗(yàn)證，用于IL-76驗(yàn)證機(jī)上的電脈沖除冰系統(tǒng)重量不超過45kg 。并且在1976年開始于IL-86飛機(jī)上全面使用，如圖12所示。96架IL-86飛機(jī)的使用表明，電脈沖除冰系統(tǒng)不會對飛機(jī)的結(jié)構(gòu)，如前緣縫翼和尾翼產(chǎn)生諸如裂紋等損壞，更不會引起飛機(jī)蒙皮振動現(xiàn)象的發(fā)生，完全可滿足大型飛機(jī)的使用。

圖12 IL86飛機(jī)EIDI示意圖(第二代)

第三代EIDI的應(yīng)用：相對于第二代EIDI，第三代的重量更輕，體積更小，可靠性更高。

電脈沖除冰技術(shù)已全面使用到IL96-300飛機(jī)(包括俄羅斯總統(tǒng)專機(jī))、An-124飛機(jī)的尾翼除冰和IL114飛機(jī)的機(jī)尾翼除冰，如圖13所示，其電脈沖除冰系統(tǒng)的質(zhì)量不超過15kg，且系統(tǒng)滿足FAR25部相關(guān)要求，并已獲得俄羅斯適航當(dāng)局的批準(zhǔn)。

第四代EIDI的應(yīng)用：第四代EIDI采用了新材料，其系統(tǒng)更輕，更耐用。

第四代電脈沖除冰系統(tǒng)于2004年研制成功，系統(tǒng)重量在5kg左右。

除俄羅斯外，美國、加拿大、瑞典等國也在開展類似技術(shù)的應(yīng)用研究，并取得了一定進(jìn)展，如美國在一架公務(wù)機(jī)、幾種直升機(jī)、無人機(jī)(如“獵犬”無人機(jī))上都采用了電脈沖除冰技術(shù)。

圖13 IL114飛機(jī)EIDI示意圖 (第三代)

2.3 電脈沖除冰技術(shù)的難點(diǎn)與挑戰(zhàn)

通過對國內(nèi)外電脈沖除冰技術(shù)研究現(xiàn)狀的整理，尤其是對國內(nèi)研究現(xiàn)狀的分析，可以發(fā)現(xiàn)，國內(nèi)電脈沖除冰技術(shù)的研究起步較晚，還未完全掌握電脈沖除冰系統(tǒng)電動力學(xué)和結(jié)構(gòu)動強(qiáng)度設(shè)計(jì)與分析方法、電脈沖除冰結(jié)構(gòu)的疲勞壽命評估方法、電脈沖除冰技術(shù)的動強(qiáng)度和疲勞強(qiáng)度驗(yàn)證試驗(yàn)方法以及電脈沖除冰系統(tǒng)的綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)與評估方法等關(guān)鍵技術(shù)，在型號應(yīng)用方面更是處于空白狀態(tài)。

如要將電脈沖除冰技術(shù)應(yīng)用于型號飛機(jī)上，則必須要解決在飛機(jī)上應(yīng)用的關(guān)鍵技術(shù)，也是電脈沖除冰技術(shù)研究的難點(diǎn)與挑戰(zhàn)。

電脈沖除冰技術(shù)研究的難點(diǎn)之一是如何得到最優(yōu)的脈沖電路以及除冰電脈沖激勵(lì)的計(jì)算?？紤]到脈沖電路參數(shù)間的關(guān)系是復(fù)雜的、綜合作用的，需進(jìn)行深入的理論研究以獲得脈沖電路電壓、電容、線圈尺寸、蒙皮材料以及線圈與蒙皮之間的間隙和脈沖力、脈沖時(shí)間等的基本關(guān)系，由此得到一個(gè)確定的設(shè)計(jì)方法，進(jìn)而設(shè)計(jì)最優(yōu)脈沖電路。在得到脈沖電路的基礎(chǔ)上研究脈沖激勵(lì)，但因?yàn)槊}沖激勵(lì)分布不均勻，若簡單的建立模型施加總電磁力，會影響計(jì)算精度，需按照脈沖力分布特點(diǎn)進(jìn)行有限元網(wǎng)格的劃分，計(jì)算得到不同位置不同時(shí)刻的脈沖激勵(lì)。

電脈沖除冰技術(shù)研究的難點(diǎn)之二是冰層失效準(zhǔn)則的研究。冰層失效準(zhǔn)則的研究是進(jìn)行除冰效果研究的前提，冰層失效問題的影響因素繁多，尤其需要了解冰層的物理屬性。由于冰層的物性參數(shù)受環(huán)境溫度、液態(tài)水含量、水滴直徑、撞擊速度等因素的影響，同時(shí)冰-蒙皮間的粘附強(qiáng)度還受基層材料、表面粗糙度等約束，因此在不同條件下產(chǎn)生的冰層其物性參數(shù)差別很大。這些都是冰層失效準(zhǔn)則研究的關(guān)鍵。而除冰效果的仿真研究，是通過計(jì)算覆蓋在蒙皮上的冰層失效狀態(tài)，模擬出電脈沖除冰的除冰范圍，從而求解得到除冰效果。其中所選用的冰層失效準(zhǔn)則是否適用是影響除冰效果計(jì)算的關(guān)鍵因素。

電脈沖除冰技術(shù)研究的難點(diǎn)之三是如何得到電脈沖除冰結(jié)構(gòu)的疲勞壽命時(shí)間。通過對除冰結(jié)構(gòu)疲勞性能的深入研究，從而獲得電脈沖除冰結(jié)構(gòu)的疲勞壽命評估方法。需結(jié)合蒙皮結(jié)構(gòu)電脈沖除冰的動強(qiáng)度和疲勞強(qiáng)度驗(yàn)證試驗(yàn)，提出電脈沖除冰結(jié)構(gòu)疲勞壽命的有效評估方法。為將來電脈沖除冰技術(shù)的裝機(jī)應(yīng)用奠定基礎(chǔ)。

電脈沖除冰技術(shù)研究的難點(diǎn)之四是脈沖線圈以及系統(tǒng)研制的工藝要求。目前國內(nèi)尚無能批量生產(chǎn)電磁脈沖線圈的廠家，并且尚無成熟的線圈制作工藝規(guī)程以及系統(tǒng)研制工藝規(guī)程。

在未解決上述難點(diǎn)之前，電脈沖除冰技術(shù)在國內(nèi)飛機(jī)型號上的應(yīng)用還需進(jìn)行大量的理論研究與試驗(yàn)研究的積累。電脈沖除冰技術(shù)在國內(nèi)飛機(jī)上的應(yīng)用研究對國內(nèi)防/除冰系統(tǒng)設(shè)計(jì)團(tuán)隊(duì)來說是極具挑戰(zhàn)的研究項(xiàng)目。

3 總結(jié)與展望

隨著現(xiàn)代飛機(jī)對于高效、低能耗要求的提出，對于防/除冰也有了相應(yīng)更高的要求，而電脈沖除冰技術(shù)以其具有結(jié)構(gòu)簡單、尺寸小、重量輕、能耗少、效率高及維修方便等顯著優(yōu)點(diǎn)，具有廣泛的應(yīng)用前景，是一種極具發(fā)展前途的飛機(jī)除冰方式。

今后，在電脈沖除冰脈沖電路、脈沖激勵(lì)與除冰效果研究的基礎(chǔ)上，針對影響電脈沖除冰效果的因素，如冰形、除冰部位、線圈安裝位置等，進(jìn)一步完善電脈沖除冰的設(shè)計(jì)流程；針對電脈沖除冰會產(chǎn)生電磁場這一現(xiàn)象，應(yīng)論證電磁輻射干擾等是否會影響飛機(jī)的安全。

另外，研究復(fù)合材料在電脈沖除冰技術(shù)中的使用問題，以及與現(xiàn)有航空電子設(shè)備和電氣系統(tǒng)的一體化問題都是未來需要考慮和研究的內(nèi)容。

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(編輯：楊 娟)

Study on Electro-Impulse De-Icing technology

He Zhoudong*, Zhu Yongfeng, Zhou Jingfeng

(AVIC The First Aircraft Institute, Xi′an 710089, China)

Based on the introduction of anti de-icing system and the analysis of aircraft development, it is proposed in this paper that the Electro-Impulse De-Icing (EIDI) is a promising technology for aircraft de-ice. The phylogeny, application and development status of EIDI is discussed. EIDI has been developed abroad for years, and preliminary engineering application has been realized. However, the domestic research on EIDI has been constrained mainly in the scope of theory, and thus it is urgent to conduct relevant application-oriented research to master the key techniques. In the end, the problems and challenges of domestic research on EIDI are discussed and the research directions in the future are proposed.

Electro-Impulse De-Icing;de-icing criterion;impulse force;fatigue

1672-9897(2016)02-0038-08

10.11729/syltlx20160022

2015-12-22;

2016-02-20

HeZD,ZhuYF,ZhouJF.Studyonelectro-impulsede-icingtechnology.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2016, 30(2): 38-45. 何舟東, 朱永峰, 周景鋒. 飛機(jī)電脈沖除冰技術(shù)探討. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2016, 30(2): 38-45.

V212.1，V244.1+5

A

何舟東(1984-),男，浙江舟山人，工程師，碩士。研究方向：飛機(jī)防/除冰系統(tǒng)的設(shè)計(jì)與試驗(yàn)研究工作。通信地址：中航工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院(710089)。E-mail：zoudong333@126.com

*通信作者 E-mail: zoudong333@126.com