飛機(jī)電脈沖除冰技術(shù)研究進(jìn)展

董文俊,張永杰,趙賓賓（.中國(guó)商飛上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院,上海 00；.西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院,西安 7007）

飛機(jī)電脈沖除冰技術(shù)研究進(jìn)展

董文俊1,張永杰2,趙賓賓1
（1.中國(guó)商飛上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院,上海 201210；2.西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院,西安 710072）

通過(guò)對(duì)電脈沖除冰裝置、除冰過(guò)程動(dòng)力學(xué)分析方法以及除冰結(jié)構(gòu)的疲勞測(cè)評(píng)方法等方面的研究進(jìn)展進(jìn)行綜合分析，初步揭示了電脈沖除冰技術(shù)在系統(tǒng)結(jié)構(gòu)、除冰模擬以及疲勞性能等方面的優(yōu)良性能和潛在問(wèn)題，期望為電脈沖除冰技術(shù)的發(fā)展和完善提供參考；提高飛機(jī)除冰系統(tǒng)的工作效率，確保結(jié)冰環(huán)境下的飛行安全。

電脈沖除冰；飛機(jī)除冰；研究進(jìn)展

0 引言

最早有關(guān)電脈沖除冰的思想[1]始于上世紀(jì)30年代，美、蘇、英、法等國(guó)先后開展了相關(guān)研究與測(cè)試，由于缺乏對(duì)基本問(wèn)題的深入研究和商業(yè)因素等多種原因，美、英、法等國(guó)相繼放棄了這一研究計(jì)劃，唯有前蘇聯(lián)在1972年首次將電脈沖除冰系統(tǒng)[2]應(yīng)用在飛機(jī)上，但是并未廣泛應(yīng)用。直到上世紀(jì)80年代初，美國(guó)重新啟動(dòng)電脈沖除冰研究計(jì)劃[3]，由NASA、Wichita州立大學(xué)和工業(yè)聯(lián)盟（Industry Consortium）共同發(fā)起，開展了一系列深入研究以及大量冰風(fēng)洞和飛行測(cè)試，揭示了電脈沖除冰的潛在優(yōu)勢(shì)，使之贏得了廣泛的關(guān)注和研究熱情。

本文期望從電脈沖除冰裝置、除冰過(guò)程動(dòng)力學(xué)分析方法以及除冰結(jié)構(gòu)的疲勞測(cè)評(píng)方法等方面對(duì)飛機(jī)電脈沖除冰技術(shù)的研究進(jìn)展進(jìn)行全面綜述，為電脈沖除冰系統(tǒng)設(shè)計(jì)與發(fā)展應(yīng)用提供技術(shù)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(xiàn)[3]）所示，利用脈沖電路產(chǎn)生的磁場(chǎng)與金屬蒙皮上產(chǎn)生的感應(yīng)磁場(chǎng)間相互作用的脈沖排斥力，引起蒙皮的高速振動(dòng)，將附著在蒙皮外側(cè)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(jù)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(jié)構(gòu)[3]：雙側(cè)型、前置型、推拉型和反作用型，如下圖2（引自文獻(xiàn)[3]）所示，其中雙側(cè)型和反作用型更適用于薄蒙皮和復(fù)合材料蒙皮除冰。

為了獲得理想的除冰效果，通常沿機(jī)翼前緣展向布置多個(gè)電脈沖線圈，根據(jù)前緣結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)特性和冰層結(jié)覆情況，利用程序控制每個(gè)線圈的觸發(fā)順序，以達(dá)到整體快速除冰的要求。

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

圖3 電脈沖線圈裝置安裝示意圖[6]

2 電脈沖除冰過(guò)程動(dòng)力學(xué)分析方法

美國(guó)Khatkhate等[7]利用NASTRAN軟件模擬了電脈沖除冰過(guò)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?jiǎn)卧獋鬟f，如圖4（引自文獻(xiàn)[7]）所示；由于在脈沖載荷作用下鋁蒙皮和冰層間將產(chǎn)生剪切錯(cuò)動(dòng)，于是文獻(xiàn)[7]提出了一種基于層間剪應(yīng)力的除冰準(zhǔn)則，盡管存在一定的計(jì)算誤差，但是為以后的除冰過(guò)程動(dòng)響應(yīng)分析提供了一條研究思路。

圖4 電脈沖除冰結(jié)構(gòu)板單元模型[7]

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

此外，以美國(guó)Akron大學(xué)Scavuzzo[9]和Chu[10]為代表的學(xué)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(xué)性能，提出了較為準(zhǔn)確的電脈沖除冰結(jié)構(gòu)有限元分析模型，為電脈沖除冰過(guò)程動(dòng)力學(xué)分析提供了基本依據(jù)。

圖5 機(jī)翼前緣除冰結(jié)構(gòu)體單元有限元模型[8]

3 電脈沖除冰結(jié)構(gòu)的疲勞測(cè)評(píng)方法

與傳統(tǒng)的電熱除冰方法相比，電脈沖除冰耗能非常少，但是蒙皮結(jié)構(gòu)在多次短時(shí)間脈沖力作用下的疲勞損傷累積問(wèn)題一直以來(lái)都是人們關(guān)注的焦點(diǎn)，由此引發(fā)的電脈沖除冰結(jié)構(gòu)疲勞測(cè)試與評(píng)估方法已成為電脈沖除冰技術(shù)的重要研究方向。

由美國(guó)NASA發(fā)起的電脈沖除冰研究計(jì)劃[3,12]分別對(duì)金屬機(jī)翼前緣、復(fù)合材料機(jī)翼前緣、脈沖線圈支架及其安裝結(jié)構(gòu)開展了細(xì)致深入的疲勞性能測(cè)試，提出了合理的加速疲勞測(cè)試方法。通過(guò)一系列飛行測(cè)試與實(shí)驗(yàn)測(cè)試，發(fā)現(xiàn)金屬機(jī)翼前緣在11500次脈沖載荷作用下一個(gè)連接線圈梁與翼肋的金屬支架出現(xiàn)了疲勞裂紋；在15000次脈沖載荷作用下三處金屬支架出現(xiàn)了疲勞裂紋，而其它位置并未出現(xiàn)疲勞裂紋；復(fù)合材料機(jī)翼前緣在20000次脈沖載荷作用下并未出現(xiàn)疲勞裂紋；脈沖線圈支架及其安裝結(jié)構(gòu)在20000次脈沖載荷作用下并未出現(xiàn)疲勞裂紋和明顯開膠現(xiàn)象。

George等[8]通過(guò)分析金屬前緣結(jié)構(gòu)在脈沖載荷作用下的動(dòng)力學(xué)響應(yīng)，指出蒙皮面內(nèi)正應(yīng)力是蒙皮產(chǎn)生疲勞裂紋的可能原因，但是在15000次脈沖載荷作用下計(jì)算出的蒙皮疲勞損傷小于1%；因此對(duì)機(jī)翼前緣除冰結(jié)構(gòu)的疲勞分析，需要將脈沖線圈及其與前緣的連接結(jié)構(gòu)全部考慮在內(nèi)，建立更加精細(xì)的有限元模型才能獲得準(zhǔn)確的疲勞分析結(jié)果。

4 結(jié)論

通過(guò)對(duì)電脈沖除冰裝置、除冰過(guò)程動(dòng)力學(xué)分析方法以及除冰結(jié)構(gòu)的疲勞測(cè)評(píng)方法等方面的研究進(jìn)展分析，可以獲得如下結(jié)論：

（1）電脈沖除冰裝置安裝形式多樣，能夠滿足多種除冰結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)要求；

（2）電脈沖除冰系統(tǒng)可與傳統(tǒng)的電熱除冰技術(shù)配合，提高除冰效率；

（3）雖然利用動(dòng)力學(xué)分析方法已能夠基本模擬電脈沖除冰過(guò)程，但是仍需精細(xì)化的建模和動(dòng)響應(yīng)分析手段，才能更準(zhǔn)確地模擬除冰過(guò)程；

（4）在脈沖力作用下，除冰結(jié)構(gòu)并未發(fā)生明顯的疲勞破壞，但在一些局部連接件上出現(xiàn)了疲勞裂紋，尚需對(duì)電脈沖除冰結(jié)構(gòu)的疲勞機(jī)理開展深入細(xì)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(yuǎn),林貴平.電脈沖除冰系統(tǒng)的建模與計(jì)算分析.飛機(jī)設(shè)計(jì),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?yàn)槊駲C(jī)駕駛艙集成設(shè)計(jì)。