飛機電脈沖除冰技術研究進展

董文俊,張永杰,趙賓賓（.中國商飛上海飛機設計研究院,上海 00；.西北工業大學航空學院,西安 7007）

飛機電脈沖除冰技術研究進展

董文俊1,張永杰2,趙賓賓1
（1.中國商飛上海飛機設計研究院,上海 201210；2.西北工業大學航空學院,西安 710072）

通過對電脈沖除冰裝置、除冰過程動力學分析方法以及除冰結構的疲勞測評方法等方面的研究進展進行綜合分析，初步揭示了電脈沖除冰技術在系統結構、除冰模擬以及疲勞性能等方面的優良性能和潛在問題，期望為電脈沖除冰技術的發展和完善提供參考；提高飛機除冰系統的工作效率，確保結冰環境下的飛行安全。

電脈沖除冰；飛機除冰；研究進展

0 引言

最早有關電脈沖除冰的思想[1]始于上世紀30年代，美、蘇、英、法等國先后開展了相關研究與測試，由于缺乏對基本問題的深入研究和商業因素等多種原因，美、英、法等國相繼放棄了這一研究計劃，唯有前蘇聯在1972年首次將電脈沖除冰系統[2]應用在飛機上，但是并未廣泛應用。直到上世紀80年代初，美國重新啟動電脈沖除冰研究計劃[3]，由NASA、Wichita州立大學和工業聯盟（Industry Consortium）共同發起，開展了一系列深入研究以及大量冰風洞和飛行測試，揭示了電脈沖除冰的潛在優勢，使之贏得了廣泛的關注和研究熱情。

本文期望從電脈沖除冰裝置、除冰過程動力學分析方法以及除冰結構的疲勞測評方法等方面對飛機電脈沖除冰技術的研究進展進行全面綜述，為電脈沖除冰系統設計與發展應用提供技術參考。

1 電脈沖除冰裝置

電脈沖除冰的基本原理如圖1（引自文獻[3]）所示，利用脈沖電路產生的磁場與金屬蒙皮上產生的感應磁場間相互作用的脈沖排斥力，引起蒙皮的高速振動，將附著在蒙皮外側的冰層去除[3-5]。

圖1 電脈沖除冰原理示意圖[3]

圖2 電脈沖線圈裝置安裝示意圖[3]

根據脈沖線圈的作用方式和安裝位置可以將電脈沖除冰裝置分為四種基本結構[3]：雙側型、前置型、推拉型和反作用型，如下圖2（引自文獻[3]）所示，其中雙側型和反作用型更適用于薄蒙皮和復合材料蒙皮除冰。

為了獲得理想的除冰效果，通常沿機翼前緣展向布置多個電脈沖線圈，根據前緣結構的動力學特性和冰層結覆情況，利用程序控制每個線圈的觸發順序，以達到整體快速除冰的要求。

此外，美國Cox&Company公司的Al-Khalil等[6]提出了一種電脈沖與電熱相結合的混合式除冰方法，如圖3（引自文獻[6]）所示，試驗證明具有不錯的除冰效果，然而高耗能和復雜的過程控制是需要解決的主要問題。

圖3 電脈沖線圈裝置安裝示意圖[6]

2 電脈沖除冰過程動力學分析方法

美國Khatkhate等[7]利用NASTRAN軟件模擬了電脈沖除冰過程，鋁蒙皮和冰層均使用二維平面單元模擬，冰層附著力采用梁單元傳遞，如圖4（引自文獻[7]）所示；由于在脈沖載荷作用下鋁蒙皮和冰層間將產生剪切錯動，于是文獻[7]提出了一種基于層間剪應力的除冰準則，盡管存在一定的計算誤差，但是為以后的除冰過程動響應分析提供了一條研究思路。

圖4 電脈沖除冰結構板單元模型[7]

希臘Patras大學George等[8]在總結前人研究工作的基礎上，提出了一種三維除冰結構動力學分析模型；指出在冰層開裂的初始階段層間剪應力起主要作用，而冰層在脫離蒙皮的過程中法向正應力是主導因素；于是提出了一種綜合層間剪應力與正應力的除冰準則，并利用ANSYS軟件模擬了除冰過程。與文獻[7]不同，文獻[8]采用體單元模擬鋁蒙皮和冰層，如下圖5（引自文獻[8]）所示，雖然計算量較大，但是仿真結果更為準確。

此外，以美國Akron大學Scavuzzo[9]和Chu[10]為代表的學者與R&D研究中心[11]合作，充分研究了蒙皮覆冰在脈沖載荷下的力學性能，提出了較為準確的電脈沖除冰結構有限元分析模型，為電脈沖除冰過程動力學分析提供了基本依據。

圖5 機翼前緣除冰結構體單元有限元模型[8]

3 電脈沖除冰結構的疲勞測評方法

與傳統的電熱除冰方法相比，電脈沖除冰耗能非常少，但是蒙皮結構在多次短時間脈沖力作用下的疲勞損傷累積問題一直以來都是人們關注的焦點，由此引發的電脈沖除冰結構疲勞測試與評估方法已成為電脈沖除冰技術的重要研究方向。

由美國NASA發起的電脈沖除冰研究計劃[3,12]分別對金屬機翼前緣、復合材料機翼前緣、脈沖線圈支架及其安裝結構開展了細致深入的疲勞性能測試，提出了合理的加速疲勞測試方法。通過一系列飛行測試與實驗測試，發現金屬機翼前緣在11500次脈沖載荷作用下一個連接線圈梁與翼肋的金屬支架出現了疲勞裂紋；在15000次脈沖載荷作用下三處金屬支架出現了疲勞裂紋，而其它位置并未出現疲勞裂紋；復合材料機翼前緣在20000次脈沖載荷作用下并未出現疲勞裂紋；脈沖線圈支架及其安裝結構在20000次脈沖載荷作用下并未出現疲勞裂紋和明顯開膠現象。

George等[8]通過分析金屬前緣結構在脈沖載荷作用下的動力學響應，指出蒙皮面內正應力是蒙皮產生疲勞裂紋的可能原因，但是在15000次脈沖載荷作用下計算出的蒙皮疲勞損傷小于1%；因此對機翼前緣除冰結構的疲勞分析，需要將脈沖線圈及其與前緣的連接結構全部考慮在內，建立更加精細的有限元模型才能獲得準確的疲勞分析結果。

4 結論

通過對電脈沖除冰裝置、除冰過程動力學分析方法以及除冰結構的疲勞測評方法等方面的研究進展分析，可以獲得如下結論：

（1）電脈沖除冰裝置安裝形式多樣，能夠滿足多種除冰結構的設計要求；

（2）電脈沖除冰系統可與傳統的電熱除冰技術配合，提高除冰效率；

（3）雖然利用動力學分析方法已能夠基本模擬電脈沖除冰過程，但是仍需精細化的建模和動響應分析手段，才能更準確地模擬除冰過程；

（4）在脈沖力作用下，除冰結構并未發生明顯的疲勞破壞，但在一些局部連接件上出現了疲勞裂紋，尚需對電脈沖除冰結構的疲勞機理開展深入細致的研究。

[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]姚遠,林貴平.電脈沖除冰系統的建模與計算分析.飛機設計,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，漢族，浙江浦江人，博士，研究方向為民機駕駛艙集成設計。