范紹強(qiáng)

摘 要：飛機(jī)結(jié)冰是飛行安全的重大隱患。本文在介紹目前的防/除冰現(xiàn)狀分析的基礎(chǔ)上，分析了典型飛機(jī)的短艙進(jìn)氣道防除冰系統(tǒng)架構(gòu)，可作大型飛機(jī)短艙進(jìn)氣道防除冰系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)參考。

關(guān)鍵詞：大型飛機(jī);發(fā)動機(jī)短艙;防冰系統(tǒng)

飛機(jī)積冰是飛機(jī)在積冰氣象條件下飛行時(shí)，大氣中的液態(tài)水在部件表面凍結(jié)并積聚成冰的物理過程。結(jié)冰不僅增加飛機(jī)重量，而且破壞了飛機(jī)的氣動外形;發(fā)動機(jī)進(jìn)氣系統(tǒng)結(jié)冰會使發(fā)動機(jī)引氣不足，造成發(fā)動機(jī)功率降低，引致發(fā)動機(jī)喘振甚至熄火，同時(shí)脫落的積冰可能會流入發(fā)動機(jī)內(nèi)部，損壞發(fā)動機(jī)造成事故。研究發(fā)動機(jī)短艙進(jìn)氣道防除冰系統(tǒng)設(shè)計(jì)，具有重要意義。

1 防除冰技術(shù)現(xiàn)狀

根據(jù)結(jié)冰防護(hù)所采用能量方式的不同，當(dāng)前流行的飛機(jī)防除冰技術(shù)主要包含液體防除冰技術(shù)、機(jī)械防除冰技術(shù)和熱防除冰技術(shù)。

1.1?液體防除冰技術(shù)

向防冰表面噴灑防冰液，防冰液與飛機(jī)部件所收集的水混合后其冰點(diǎn)低于表面溫度，使水不致在表面上結(jié)冰?？捎米鞣辣旱挠幸蚁┮叶?、異丙醇、乙醇等。防冰液的分配方法主要有通過微孔金屬板、采用霧化噴嘴和利用離心力（主要針對直升機(jī)旋翼及螺旋槳）三種。液體防除冰技術(shù)的優(yōu)點(diǎn)是消耗功率小，缺點(diǎn)是防冰液裝載量有限，防冰時(shí)間受影響，裝載太多防冰液影響飛機(jī)的有效載重等。

1.2?機(jī)械防除冰技術(shù)

1.2.1?氣動套除冰技術(shù)

利用粘貼在飛機(jī)表面的氣動套的膨脹管交替充氣和放氣，使得氣動套交替的膨脹與收縮，將附著在氣動套外表面的冰破碎成小塊且破壞了冰與氣動套表面的附著力，然后被氣流吹去。除冰后，膨脹管收縮，以保持一定的氣動外形。氣動除冰系統(tǒng)的特點(diǎn)是消耗的空氣流量小，對低速飛機(jī)上實(shí)用性較好。缺點(diǎn)是除冰時(shí)，膨脹管會凸出蒙皮表面，破壞飛機(jī)原有的氣動外形，所以在現(xiàn)代高速飛機(jī)上應(yīng)用較少。

1.2.2?電脈沖除冰技術(shù)

在金屬蒙皮下方安裝脈沖線圈，利用瞬間放電技術(shù)在金屬蒙皮上形成電磁渦流場，從而使蒙皮產(chǎn)生作用時(shí)間極短的脈沖電磁力，使蒙皮快速鼓動，從而破除蒙皮表面上的冰層。電脈沖除冰系統(tǒng)質(zhì)量小，結(jié)構(gòu)緊湊，除冰效果好，但目前還沒實(shí)現(xiàn)廣泛的裝機(jī)應(yīng)用，主要在于系統(tǒng)可靠性和高頻振動對蒙皮的疲勞壽命和結(jié)構(gòu)的不利影響等問題還沒得到充分驗(yàn)證。

1.3?熱防除冰技術(shù)

1.3.1?熱氣防冰技術(shù)

熱氣防冰技術(shù)是利用熱空氣加熱飛機(jī)部件的待防護(hù)表面。現(xiàn)代噴氣發(fā)動機(jī)的飛機(jī)，一般從發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)內(nèi)引氣作熱氣源。由于熱空氣加熱蒙皮時(shí)的熱慣性大，周期加熱控制較難，故很少采用周期加熱的方式，而常用連續(xù)加熱的方式。連續(xù)加熱方式多用于待防護(hù)表面面積較大的部件，如機(jī)翼、尾翼、發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道前緣等。熱氣防冰系統(tǒng)使用維護(hù)簡單，工作可靠，但熱量利用率較低。

1.3.2?電熱防除冰技術(shù)

電熱防除冰技術(shù)將電能轉(zhuǎn)變?yōu)闊崮?。電熱防冰系統(tǒng)是加熱部件的待防護(hù)表面，保證其溫度高于水的結(jié)冰溫度，從而保證撞擊到防護(hù)表面上的水不結(jié)冰。電熱除冰技術(shù)是將熱量傳給已經(jīng)結(jié)冰的飛機(jī)表面，讓冰層與飛機(jī)接觸的部分融化以使冰層脫落。對表面不允許結(jié)冰或加熱耗電功率較小的部件（如風(fēng)擋、空速管等）通常采用防冰的方式;對表面允許少量結(jié)冰或加熱耗電功率較大的部件（如機(jī)翼、尾翼等），通常采用除冰的方式。

2 典型飛機(jī)短艙進(jìn)氣道防除冰系統(tǒng)

對于大型飛機(jī)，短艙進(jìn)氣道一般采用熱氣防冰系統(tǒng)。

2.1?ARJ21短艙進(jìn)氣道防冰系統(tǒng)

ARJ短艙防冰系統(tǒng)采用發(fā)動機(jī)中壓五級引氣口的熱空氣加熱短艙進(jìn)氣道前緣蒙皮，防止其結(jié)冰。原理見下圖1。

每個(gè)發(fā)動機(jī)端方防冰系統(tǒng)通過1個(gè)短艙防冰活門控制系統(tǒng)引氣通斷。短艙防冰開關(guān)接通時(shí)，熱氣通過短艙防冰壓力傳感器和防冰管路，進(jìn)入前緣笛形管，通過笛形管交錯(cuò)分布的三排引射孔噴射到進(jìn)氣道前緣防冰腔進(jìn)行加熱防冰。

短艙防冰活門為電控氣動關(guān)斷活門，采用來自發(fā)動機(jī)起動導(dǎo)管的一路引氣進(jìn)行活門作動。短艙防冰活門具有開關(guān)位置信號指示功能，故障（斷電或發(fā)動機(jī)起動導(dǎo)管壓力低）時(shí)自動打到開位。短艙防冰壓力傳感器用來檢測管內(nèi)壓力，以監(jiān)控系統(tǒng)狀態(tài)。防冰供氣導(dǎo)管采用雙層套管結(jié)構(gòu)，防止供氣管爆破，管路上設(shè)有防冰泄漏彈出指示器，檢測內(nèi)外層導(dǎo)管之間的壓力。如果內(nèi)層管破裂，彈出指示器的紅色內(nèi)芯向外彈出。

2.2?A320短艙進(jìn)氣道防冰系統(tǒng)

A320短艙進(jìn)氣道防冰系統(tǒng)同樣采用發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)的熱空氣加熱短艙進(jìn)氣道前緣蒙皮，防止其結(jié)冰。但在系統(tǒng)構(gòu)成上存在兩種不同構(gòu)型，見下圖2。

其中一種構(gòu)型由發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道防冰活門、管道和一個(gè)渦旋式噴嘴組成，引自于發(fā)動機(jī)高壓第五級壓氣機(jī)的引氣為熱力源。另一種構(gòu)型由發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道防冰活門、管道、文氏管和笛形管組成，引自于發(fā)動機(jī)高壓第七級壓氣機(jī)的引氣為熱力源。

發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道防冰活門為電控氣動關(guān)斷活門，采用來自發(fā)動機(jī)第九級壓氣機(jī)引氣口的一路引氣進(jìn)行活門作動。活門具有開關(guān)位置信號指示功能。發(fā)動機(jī)不工作狀態(tài)下（沒有氣時(shí)）活門自動打到關(guān)位。發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)下，當(dāng)供電失效時(shí)，活門打到開位。

2.3?B737短艙進(jìn)氣道防冰系統(tǒng)

B737短艙進(jìn)氣道防冰系統(tǒng)同樣采用發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)的熱空氣加熱短艙進(jìn)氣道前緣蒙皮，防止其結(jié)冰。原理見下圖3。

B737短艙進(jìn)氣道防冰系統(tǒng)采用電控氣動的壓力調(diào)節(jié)關(guān)斷活門控制系統(tǒng)引氣通斷并調(diào)節(jié)活門出口壓力?；铋T后有空氣膜片式壓力開關(guān)監(jiān)控管路壓力，當(dāng)超過指示壓力時(shí)時(shí)給出超壓（接通）信號。經(jīng)防冰后的氣體通過防冰區(qū)域下部的排氣口排到機(jī)外。

3 結(jié)語

從以上三個(gè)國內(nèi)外典型的大型飛機(jī)來看，短艙進(jìn)氣道大多采用熱氣防冰系統(tǒng)，主要原因在于發(fā)動機(jī)進(jìn)氣口一般不允許存在積冰外，還由于熱氣防冰系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡單，直接從發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)引氣，管路較短，溫降和壓降損失較小。從系統(tǒng)架構(gòu)上看，主要由防冰活門、管路和熱氣分配機(jī)構(gòu)（笛形管或渦旋噴嘴）等組成。部分飛機(jī)根據(jù)安全性要求等設(shè)置了壓力監(jiān)控，為防止管路破裂時(shí)引氣流量過大而設(shè)置了文氏管、泄漏指示等。在進(jìn)行大型飛機(jī)短艙進(jìn)氣道防冰系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)，可以根據(jù)實(shí)際的熱氣能源供給能力、安全性要求等具體情況，選擇合適的架構(gòu)。

[參考文獻(xiàn)]

[1]林貴平等.飛機(jī)結(jié)冰與防冰技術(shù)[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2016.1.

[2]常士楠.?大型飛機(jī)的防/除冰問題.?中國航空學(xué)會2007?年學(xué)術(shù)年會，?機(jī)載、航電專題89.

（作者單位：珠海通用航空研發(fā)制造基地，廣東?珠海?519040）