飞机电脉冲除冰技术研究进展

董文俊,张永杰,赵宾宾（.中国商飞上海飞机设计研究院,上海 00；.西北工业大学航空学院,西安 7007）

飞机电脉冲除冰技术研究进展

董文俊1,张永杰2,赵宾宾1
（1.中国商飞上海飞机设计研究院,上海 201210；2.西北工业大学航空学院,西安 710072）

通过对电脉冲除冰装置、除冰过程动力学分析方法以及除冰结构的疲劳测评方法等方面的研究进展进行综合分析，初步揭示了电脉冲除冰技术在系统结构、除冰模拟以及疲劳性能等方面的优良性能和潜在问题，期望为电脉冲除冰技术的发展和完善提供参考；提高飞机除冰系统的工作效率，确保结冰环境下的飞行安全。

电脉冲除冰；飞机除冰；研究进展

0 引言

最早有关电脉冲除冰的思想[1]始于上世纪30年代，美、苏、英、法等国先后开展了相关研究与测试，由于缺乏对基本问题的深入研究和商业因素等多种原因，美、英、法等国相继放弃了这一研究计划，唯有前苏联在1972年首次将电脉冲除冰系统[2]应用在飞机上，但是并未广泛应用。直到上世纪80年代初，美国重新启动电脉冲除冰研究计划[3]，由NASA、Wichita州立大学和工业联盟（Industry Consortium）共同发起，开展了一系列深入研究以及大量冰风洞和飞行测试，揭示了电脉冲除冰的潜在优势，使之赢得了广泛的关注和研究热情。

本文期望从电脉冲除冰装置、除冰过程动力学分析方法以及除冰结构的疲劳测评方法等方面对飞机电脉冲除冰技术的研究进展进行全面综述，为电脉冲除冰系统设计与发展应用提供技术参考。

1 电脉冲除冰装置

电脉冲除冰的基本原理如图1（引自文献[3]）所示，利用脉冲电路产生的磁场与金属蒙皮上产生的感应磁场间相互作用的脉冲排斥力，引起蒙皮的高速振动，将附着在蒙皮外侧的冰层去除[3-5]。

图1 电脉冲除冰原理示意图[3]

图2 电脉冲线圈装置安装示意图[3]

根据脉冲线圈的作用方式和安装位置可以将电脉冲除冰装置分为四种基本结构[3]：双侧型、前置型、推拉型和反作用型，如下图2（引自文献[3]）所示，其中双侧型和反作用型更适用于薄蒙皮和复合材料蒙皮除冰。

为了获得理想的除冰效果，通常沿机翼前缘展向布置多个电脉冲线圈，根据前缘结构的动力学特性和冰层结覆情况，利用程序控制每个线圈的触发顺序，以达到整体快速除冰的要求。

此外，美国Cox&Company公司的Al-Khalil等[6]提出了一种电脉冲与电热相结合的混合式除冰方法，如图3（引自文献[6]）所示，试验证明具有不错的除冰效果，然而高耗能和复杂的过程控制是需要解决的主要问题。

图3 电脉冲线圈装置安装示意图[6]

2 电脉冲除冰过程动力学分析方法

美国Khatkhate等[7]利用NASTRAN软件模拟了电脉冲除冰过程，铝蒙皮和冰层均使用二维平面单元模拟，冰层附着力采用梁单元传递，如图4（引自文献[7]）所示；由于在脉冲载荷作用下铝蒙皮和冰层间将产生剪切错动，于是文献[7]提出了一种基于层间剪应力的除冰准则，尽管存在一定的计算误差，但是为以后的除冰过程动响应分析提供了一条研究思路。

图4 电脉冲除冰结构板单元模型[7]

希腊Patras大学George等[8]在总结前人研究工作的基础上，提出了一种三维除冰结构动力学分析模型；指出在冰层开裂的初始阶段层间剪应力起主要作用，而冰层在脱离蒙皮的过程中法向正应力是主导因素；于是提出了一种综合层间剪应力与正应力的除冰准则，并利用ANSYS软件模拟了除冰过程。与文献[7]不同，文献[8]采用体单元模拟铝蒙皮和冰层，如下图5（引自文献[8]）所示，虽然计算量较大，但是仿真结果更为准确。

此外，以美国Akron大学Scavuzzo[9]和Chu[10]为代表的学者与R&D研究中心[11]合作，充分研究了蒙皮覆冰在脉冲载荷下的力学性能，提出了较为准确的电脉冲除冰结构有限元分析模型，为电脉冲除冰过程动力学分析提供了基本依据。

图5 机翼前缘除冰结构体单元有限元模型[8]

3 电脉冲除冰结构的疲劳测评方法

与传统的电热除冰方法相比，电脉冲除冰耗能非常少，但是蒙皮结构在多次短时间脉冲力作用下的疲劳损伤累积问题一直以来都是人们关注的焦点，由此引发的电脉冲除冰结构疲劳测试与评估方法已成为电脉冲除冰技术的重要研究方向。

由美国NASA发起的电脉冲除冰研究计划[3,12]分别对金属机翼前缘、复合材料机翼前缘、脉冲线圈支架及其安装结构开展了细致深入的疲劳性能测试，提出了合理的加速疲劳测试方法。通过一系列飞行测试与实验测试，发现金属机翼前缘在11500次脉冲载荷作用下一个连接线圈梁与翼肋的金属支架出现了疲劳裂纹；在15000次脉冲载荷作用下三处金属支架出现了疲劳裂纹，而其它位置并未出现疲劳裂纹；复合材料机翼前缘在20000次脉冲载荷作用下并未出现疲劳裂纹；脉冲线圈支架及其安装结构在20000次脉冲载荷作用下并未出现疲劳裂纹和明显开胶现象。

George等[8]通过分析金属前缘结构在脉冲载荷作用下的动力学响应，指出蒙皮面内正应力是蒙皮产生疲劳裂纹的可能原因，但是在15000次脉冲载荷作用下计算出的蒙皮疲劳损伤小于1%；因此对机翼前缘除冰结构的疲劳分析，需要将脉冲线圈及其与前缘的连接结构全部考虑在内，建立更加精细的有限元模型才能获得准确的疲劳分析结果。

4 结论

通过对电脉冲除冰装置、除冰过程动力学分析方法以及除冰结构的疲劳测评方法等方面的研究进展分析，可以获得如下结论：

（1）电脉冲除冰装置安装形式多样，能够满足多种除冰结构的设计要求；

（2）电脉冲除冰系统可与传统的电热除冰技术配合，提高除冰效率；

（3）虽然利用动力学分析方法已能够基本模拟电脉冲除冰过程，但是仍需精细化的建模和动响应分析手段，才能更准确地模拟除冰过程；

（4）在脉冲力作用下，除冰结构并未发生明显的疲劳破坏，但在一些局部连接件上出现了疲劳裂纹，尚需对电脉冲除冰结构的疲劳机理开展深入细致的研究。

[1]British Fatent Specification No.505,433 issued to Rudolf Goldschmidt, May 5,1939.

[2]I.A.Levin,“USSR electric impulse de-icing system design,”Aircraft Engineering,pp.7-10,July 1972.

[3]Zumwalt,G.W.,Schrag,R.L.,Bernhart,W.D.,and Friedberg,R. A.,“Electroimpulse de-icing testing analysis and design,” NASA CR-4175, Sep.1988.

[4]Zumwalt,G.W.,and Friedberg,R.A.,“Designing an Electroimpulse De-Icing System,”AIAA Paper 86-0545,1986.

[5]姚远,林贵平.电脉冲除冰系统的建模与计算分析.飞机设计,28（01）: 64-72,2008.

[6]K.Al-Khalil,T.Ferguson,and D.Phillips,“A hybrid antiicing ice protection system,”AIAA Paper 97-0302,1997.

[7]Khatkhate,A.A.,Skavuzzo,R.J.,and Chu,M.L.,“A Finite Element Study of the EIDI System,”AIAA Paper 88-0022, Vol. 26,pp.1-8,1988.

[8]George N.Labeas,IoannisD.Diamantakos and Milan M. Sunaric, “Simulation of the electroimpulse de-icing process of aircraft wings,” Journal of Aircraft, Vol. 43, No. 6, pp. 1876-1885, 2006.

[9]Scavuzzo,R.J.,Chu,M.C.,Woods,E.J.,Khatkhate,A. A.,and Raju, R.,“Finite Element Studies of the Electro Impulse De-Icing System,”Journal of Aircraft, Vol.27,No.9,pp.757-763, 1990.

[10]Chu,M.C.,and Scavuzzo,R.J.,“Adhesive Shear Strength of Impact Ice,”AIAA Journal,Vol.29,No.11, pp.1921-1926,1991.

[11]A. Reich, B. F. Goodrich, R. Scavuzzo and M. Chu, “Survey of Mechnical Properties of Impact Ice,”AIAA Paper 94-0712, 1994.

[12]Zumwalt,G.W.,Friedberg,R.A.and Schwartz,J. A.,“Electro-impulse de-icing research （fatigue and electromagnetic interference tests）,”International Journal of Fatigue, Volume 12,Issue 3,pp.231-236,May1990.

董文俊（1983-），男，汉族，浙江浦江人，博士，研究方向为民机驾驶舱集成设计。