某型飞机结冰与防护安全性研究

2020-08-13薛长宝张占龙

科学技术创新 2020年23期

薛长宝张占龙

（西安飞机工业（集团）有限责任公司，陕西西安710089）

飞机结冰会引起升力下降，阻力和失速速度增加。机翼舵面等外部活动面上有积冰，将影响飞机的控制。进气道结冰会引起发动机进气量不足，造成发动机推力下降，甚至出现喘振。风挡玻璃结冰将使飞行员丧失前部视野。空速测量系统结冰将引起空速测量失真，使飞行员无法正确判读飞行状态[1]。总之，飞机结冰将给飞机带来危险。因此，飞机的结冰防护是保证在结冰条件下安全飞行的重要保障手段。

一般情况下，飞机结冰防护有两种手段，一种是防止结冰，一种是结冰后在危险可控的前提下进行除冰。对于除冰方式的防护，必须考虑冰脱落对飞机机体和发动机的影响。本文主要针对某型飞机气动布局特点、飞行速度特性，从防止结冰角度进行安全性分析，通过结冰探测、结冰防护说明结冰防护系统的设计思路与解决方法。

1 防护区域设计

飞机在空中保持安全飞行必须保持良好的气动特性，在相应飞行速度下，保持足够的升力，并且具有良好的稳定性和操纵性；需保持飞机具有适应的动力特性；需保持飞机具备外部观察能力。因此飞机结冰的防护应以飞机升力产生部件、稳定性和操纵性保持部件、保障发动机正常工作的进气部件、驾驶舱观察窗和空速测量系统的传感器等为重点。

当大气云层中含有低于冰点温度的液态水滴，形成了过冷云层条件时，飞机在飞行过程中遭遇这种云层时，就有可能发生表面结冰现象。一般情况下，结冰起始点发生在气流驻点附近，逐渐生长，当结冰达到一定程度后，将破坏飞机的气动特性和发动机进气特性，对飞行安全影响极大，因此防冰区域应从重要部件的气流驻点开始，并沿顺气流方向进行一定量的延伸，从而确保在机体表面不产生结冰。因此，需对飞机机翼前缘、尾翼前缘、发动机进气道前缘、风挡玻璃、空速测量系统的传感器等重要区域进行结冰防护，确保飞行安全。

飞机防冰系统主要由机翼前缘除冰系统、发动机进气道前缘防冰系统、尾翼前缘防冰系统、风挡玻璃加温系统、大气数据仪表防冰系统、结冰探测系统等组成，同时系统需具备相应显示及告警功能，使飞行员能够及时准确的掌握飞机结冰情况及防除冰效果(表1)。

表1 结冰防护功能定义

2 结冰防护系统工作原理

当结冰信号器发出对应结冰告警信号，表明飞机机翼前缘、尾翼前缘、进气道等对应部位已结冰。

2.1 结冰与防护系统故障告警工作原理

当飞机进入结冰区域时，结冰探测器发出告警信息，飞行员前方仪表板两侧的主告警灯亮，同时发动机/告警显示器右上方出现闪烁的红色“结冰”字样；告警显示器上显示画面中供气压力，飞行员根据发出的结冰信号或通过观察风挡玻璃、雨刷等有结冰迹象判断飞机已经进入结冰区域，将防冰加温控制板上防冰开关接通，相应的指示灯燃亮，以示系统处于工作状态。

2.2 机翼前缘除冰系统工作原理

机翼前缘除防冰系统采用的“微引射”式供气加热方式减少了40%的发动机引气量，并有效解决了沿翼展方向机翼前缘蒙皮加热温度逐渐降低的问题，保持机翼前缘蒙皮加热温度的一致性，除防冰效果更优。

图1 微引射式气热防/除冰结构示意图

飞行员根据结冰探测系统发出的结冰信号或观察风挡玻璃等的结冰情况，或根据气象雷达探测或天气预报，综合判断飞机是否已经结冰或即将进入结冰气象。飞行员将防冰加温控制板上“机翼除冰”字样下“左翼”、“右翼”字样开关接通，左、右机翼除冰活门打开，除冰活门打开后，除冰热气经过绝对压力调节器，将引气压力调节到适合于除冰需要的恒定压力，压力调节后的热空气流经限流文氏管、波纹补偿器和单向活门，进入机翼前缘内的微引射管，热空气以临界速度从微引射管上的引射孔喷射出来，引射前缘腔内的空气，两股气流混合后，沿着前缘波纹板的导流槽流动，实现热空气与前缘蒙皮的热交换，即对前缘蒙皮进行加热除冰或防冰。由导流槽流入前缘腔内的废气，一部分被重新引射，而另一部分通过机翼翼尖处的通风百叶窗排入大气。

2.3 发动机进气道前缘防冰系统工作原理

进气道前缘防冰系统分为进气道前缘防冰与分流隔板前缘防冰两个部分；左、右发动机进气道前缘防冰系统各自有一个控制开关，当发动机结冰信号器发出结冰信号时，根据发出的结冰信号或通过观察风挡玻璃等有结冰迹象判断飞机已经进入结冰区域，打开防冰加温控制板上“发动机防冰”开关接通，将防冰活门打开，引气对进气道前缘、发动机导流叶片和整流锥进行加热防冰。部分发动机引气供给发动机整流锥和发动机进气导流叶片，加热发动机整流锥和发动机进气导流叶片，防止发动机整流锥和发动机进气导流叶片结冰；部分发动机引气经过波纹补偿器、余压调节器和文氏管后进入进气道前缘环形防冰腔，通过前缘防冰通道上的射流孔，向进气道前缘蒙皮内表面射流热气对进气道前缘蒙皮进行加温防冰，经过换热的废气经过前缘下部的椭圆形排气孔排入大气。