基于適航標準的飛機風擋加溫系統控制方式研究

瑚洋，林麗

(1.上海交通大學 航空航天學院， 上海 200240)(2.航空工業第一飛機設計研究院 機電系統設計研究所， 西安 710089)

0 引 言

飛機飛行過程中，風擋玻璃外表面由于過冷水滴撞擊會結冰，內表面溫度一旦低于座艙露點溫度會結霧[1-3]。風擋的結冰結霧會降低甚至完全喪失其透明度，影響飛行員的視界[4]。為了保證飛行安全，FAA(美國聯邦航空管理局)、EASA(歐洲航空安全局)以及CAAC(中國民用航空局)都先后建立了運輸類飛機的駕駛艙視界適航條款，要求設置風擋加溫系統[5]。

近年來，國內外對飛機防除冰系統進行了大量研究。M.Pourbagian等[6]在保證飛行安全的前提下研究了如何減少電熱除冰系統的能量消耗；傅見平等[7]分析了不同結冰條件下,加熱時間控制律和加熱熱流密度對除冰表面溫度的影響；徐佳佳等[8]建立了三維風擋熱性能分析模型，并對某型民用飛機風擋防冰性能進行評估；蔡坤等[9]提出了一種適用于平面風擋防冰熱載荷的計算方法；林麗等[10]計算了不同飛行條件下風擋的表面溫度和電加熱功率的瞬時變化；韓王超等[11]提出了一種熱流密度-溫度薄膜熱源邊界條件，實現了飛機風擋玻璃非穩態傳熱耦合過程的數值模擬；白斌等[12]分析了某型飛機在進行風擋玻璃防霧試飛試驗時的環境數據，并給出了風擋表面溫度的變化曲線；徐佳佳[13]通過冰風洞試驗得到了風擋玻璃外表面對流換熱系數的試驗值。

在上述研究成果的基礎上，本文不局限于防冰表面傳熱傳質的理論分析，而是立足于適航條款建立一種基于需求的系統設計流程。以CCAR-25部附錄C規定的結冰氣象條件為切入點，討論影響風擋防冰熱載荷計算的主要參數，通過瞬態傳熱數值仿真明確不同溫度控制規律引起的風擋表面溫度和加熱功率的變化特點。

1 條款內容

1.1 駕駛艙視界

25.773 b(1)ii[14]要求，飛機必須具有措施使風擋在降水過程中保持有一個清晰的部分，足以使兩名駕駛員在飛機各種正常姿態下沿飛行航跡均有充分寬闊的視界。此措施必須設計成在下列情況中均有效，而無需機組成員不斷關注：

第25.1419條規定的結冰條件下，如果需要進行結冰條件下的飛行驗證。

25.773 c[14]要求，風擋和窗戶內側的起霧：飛機必須具有在其預定運行的所有內外環境條件(包括降水)下，防止風擋和窗戶玻璃內側在提供本條(a)規定視界的范圍上起霧的措施。

1.2 防 冰

25.1419[14]要求，飛機必須能在附錄C確定的連續和間斷的最大結冰狀態下安全運行。為了保證這一點，需確認以下(a)～(d)的內容可以滿足。

(a) 必須通過分析確認，飛機在各種運行形態下其各種部件的防冰是足夠的。

(b) 為了驗證防冰分析結果，檢驗各種結冰異常情況，演示防冰系統及其部件的有效性，必須對飛機或其部件在各種運行形態和經測定的自然大氣結冰條件下進行飛行試驗，而且在必要時，還應采用下列一種或幾種方法進行驗證：

①對部件或部件的模型進行實驗室干燥空氣試驗或模擬結冰試驗，或兩者的組合；

②對整個防冰系統或單獨對系統部件在干燥空氣中進行飛行試驗；

③對飛機或飛機部件在測定的模擬結冰條件下進行飛行試驗。

(c) 當防冰或除冰系統的功能不正常時，必須有琥珀色戒備燈或等效的戒備信息向機組報警。

(d) 對渦輪發動機飛機，本條的防冰規定可視為主要適用于機體。至于動力裝置的安裝，可以認為本要求E分部中的某些附加規定是適用的。

2 風擋防冰要求

飛機風擋的防冰主要針對座艙前風擋或主風擋，按照防冰方法的熱源進行分類，主要有電熱防冰和氣熱防冰兩種。目前運輸類飛機大多采用電熱方式為風擋加溫，通過對裝在風擋玻璃上的電阻絲或導電膜通電，將防護表面加熱到一定溫度，達到防冰的目的。因此，風擋加溫系統設計時首要考慮的因素是，在給定的結冰設計條件下確定風擋防冰所需的熱量，即防冰熱載荷。

2.1 結冰設計條件

25.1419條款對飛機所有迎風部件的防除冰系統的結冰設計條件做出了規定，其中附錄C規定的連續最大和間斷最大結冰條件是風擋加溫系統防冰熱載荷計算的基礎，體現了可能對飛機飛行造成影響的結冰氣象條件。不同環境溫度下液態水含量隨水滴直徑的分布如圖1～圖2所示，對于風擋防冰系統的設計，通常選取水滴直徑20 μm進行防冰熱載荷的數值計算，由于間斷最大條件對應的液態水含量較高，有時需要考慮利用水滴直徑40 μm進行校核。壁面溫度一般選取1.7 ℃，該溫度既可以保證風擋表面溫度高于水的冰點，又能避免防冰系統設計能力過高[15]。

圖1 連續最大結冰條件

圖2 間斷最大結冰條件

2.2 防冰熱載荷計算

影響防冰熱載荷的結冰條件包括環境溫度、液態水含量和水滴直徑。隨著CFD技術的迅速發展，防冰熱載荷越來越傾向于使用仿真計算來完成，具體計算流程如圖3所示。

圖3 風擋防冰熱載荷數值計算流程圖

流場計算的輸入條件主要分兩類：物理模型的幾何參數和遠場條件。通常給定物理模型后，參考長度和參考面積隨即確定，而遠場條件包含來流溫度、壓力及速度等，需依據實際情況進行確定。為了直觀說明遠場條件對風擋防冰熱載荷計算結果的影響，以某型飛機風擋作為研究對象，對上述參數可能的影響進行數值仿真，網格劃分如圖4所示，定義計算條件為：校準空速350 km/h，來流溫度273.15、268.15 K，來流壓力100 MPa，迎角0°。

圖4 網格劃分圖

得到速度場和壓力分布如圖5～圖6所示，可以看出：在相同來流校準空速、相同來流壓力及相同迎角下，273.15和268.15 K對應的機頭周圍的空間Ma分布近似，最大馬赫數相對差別小于0.6%，表明遠場靜溫對速度場影響可以忽略；風擋表面壓力分布近似，最大壓力值相對差別小于0.2%，最小壓力值相對差別小于0.15%，表明遠場靜溫對壓力場影響也可以忽略；給定的校準空速下，268.75和273.15 K對應的真實空速分別為96.318和97.221 m/s，兩者的變化量為0.903 m/s，相對變化量為0.9%，滿足遠場速度微小變化小于5%的要求，同理可以認為遠場速度的微小變化對壓力場影響也很小。

(a) 來流溫度為273.15 K

(b) 來流溫度為268.15 K

(a) 來流溫度為273.15 K

(b) 來流溫度為268.15 K

得到局部水收集系數分布如圖7所示，可以看出：最大β值相對差別小于1.2%，因此認為遠場靜溫對水滴撞擊的影響也可以忽略。

(a) 來流溫度為273.15 K

(b) 來流溫度為268.15 K

綜上，由于遠場壓力對應于飛行高度，在給定的飛行高度和校準空速下，不同來流溫度對應的流場計算結果差別可忽略。而遠場壓力是唯一一個對流場計算和水滴撞擊特性計算有較大影響的條件，因此在進行風擋防冰熱載荷計算點選取時，可以選擇不同高度但相同的來流溫度，同時建議選擇介于遠場最高溫度和最低溫度之間的溫度作為流場計算和水滴撞擊特性計算的溫度輸入，從而保證該溫度下的計算結果對所有來流溫度產生的偏差最小。

3 風擋防除霧要求

3.1 防霧系統設計基礎

25.773c條款主要針對風擋玻璃的防除霧做出規定。由于玻璃起霧后能見度會降低很多，25.773c條款提出有必要采取措施防止風擋和窗戶起霧。風擋結霧的原理是：風擋內表面溫度等于或低于座艙空氣的露點溫度時，內表面會結霧，如果內表面溫度低于0 ℃時還會結霜。風擋加溫系統設計時通常將其防除霧和防冰功能合并，只要將玻璃內表面加熱到超過駕駛艙露點溫度，就可以達到防除霧的目的。防霧需要將玻璃內表面溫度連續保持在飛機全部飛行時間內可能遇到的座艙空氣的最大露點以上，相比除霧需要更多的能量，但是防霧可以在整個飛行過程中保證玻璃清晰度，更好地保證飛行安全，因此民用飛機更多的使用防霧的方法。風擋的設計眼位和關鍵視野區的確定應由飛機總體專業確定。“預定運行的所有內外環境條件”中外界環境主要指飛機的飛行條件，而內環境則是指駕駛艙內的溫度和濕度等，因為這些與露點溫度密切相關。不同于防冰狀態下系統的設計，系統防霧性能計算和試驗驗證更多考核的是風擋玻璃的瞬態傳熱特性。

3.2 瞬態傳熱計算

以某型飛機風擋加溫系統為例，介紹一種風擋瞬態傳熱分析的計算方法。風擋玻璃的結構為多層復合材料，在外層玻璃的內表面通過一定工藝程序鍍上導電膜，風擋加溫系統開啟后，薄膜熱源將電能轉化為內能，并通過各層介質分別向風擋外表面和內表面傳遞，平衡由艙外環境強迫對流換熱和艙內自然對流換熱帶走的熱量，如圖8所示。

圖8 風擋剖面結構圖

風擋每一層材料的厚度和物性參數如表1所示。

3.2.1 計算模型

以風擋為研究對象，為了簡化運算，假設玻璃各層材料的物性參數為定值，忽略風擋外表面的輻射換熱,僅考慮風擋沿其厚度方向上的傳熱過程。使用LMS.AMESim軟件建立數學模型，并對風擋進行瞬態傳熱計算，如圖9所示。

表1 玻璃各層厚度及相關參數

圖9 風擋瞬態傳熱計算模型

3.2.2 加溫控制規律

目前電熱式風擋加溫系統常見的控制方法有兩種：一種是在確定玻璃加溫范圍后，以全功率接通及斷開電源，在玻璃溫度上升到控溫范圍的上限時停止加熱,下降到控溫范圍的下限時啟動加熱；另一種是占空比式加熱控制方式，即控制器根據溫度傳感器反饋的玻璃溫度改變加熱周期內的通電時間。本文主要對這兩種加溫規律對風擋玻璃瞬態加熱特性的影響進行分析。

3.2.3 仿真及結果分析

選取對于防除霧更為嚴酷的極熱天飛機高空巡航后高速俯沖作為計算狀態，飛機巡航高度H0=10 000 m，巡航時間t=3 600 s，俯沖速度V=20 m/s,目標高度H1=3 000 m，加熱功率Q=5 187.5 W，駕駛艙溫度T=24 ℃，溫度控制范圍32～37 ℃。下降過程中風擋外表面、內表面溫度和加熱功率時間變化曲線如圖10～圖13所示，可以看出：

(1) 對比圖10和圖11，兩種控制規律下玻璃升溫的整體趨勢是一致的，但是加溫初期全功率加溫式風擋升溫速率很快，在100 s內風擋外表面溫度已經由0 ℃上升至18 ℃，而占空比式加溫風擋外表面溫度上升曲線比全功率平滑，因為對于占空比式加溫控制方式，每個加溫時段中通電是間斷式的，可以減少對風擋玻璃的熱沖擊，避免風擋玻璃因為熱應力導致的炸裂現象，延長風擋使用壽命，提高系統的可靠性和安全性。

(2) 對比圖12和圖13，加熱穩定后全功率加溫的風擋溫度在36～37 ℃之間波動，保持在溫控范圍的上限，而占空比式加溫的風擋溫度一直在32 ℃上下波動，處于溫控范圍的下限，顯然全功率式加溫能將風擋保持在一個較高溫度，更有利于風擋的防冰除霧性能。另外，對比兩種控制方式下的加熱功率變化，可以看出占空比式加熱功率波動非常頻繁，這種頻繁波動會對上游電源設備產生影響，引起發電機頻率不斷振蕩。

(3) 全功率加溫和占空比加溫各有利弊，實際使用過程中需要設計者根據兩種加溫規律的不同特點權衡使用。

圖10 風擋表面溫度變化曲線(控制規律1)

圖11 風擋表面溫度變化曲線(控制規律2)

圖12 控制溫度和加溫功率變化(控制規律1)

圖13 控制溫度和加溫功率變化(控制規律2)

3.2.3 結果驗證

為了驗證計算模型的準確性，參考已有的風擋加溫試驗條件，使用上文介紹的計算方法進行數值仿真，并將計算結果與已有的試驗數據進行對比，結果如圖14所示，可以看出：二者符合性較好。

圖14 仿真結果和試驗結果對比

4 其他要求

25.1419(a)條款指出必須通過分析確認來證實所選擇的防冰系統的適用性。對于風擋加溫系統設計，主要體現在：系統選擇的玻璃加溫方式選擇、加溫功率的計算、加溫控制策略的確定以及這些系統關鍵因素的符合性說明。

25.1419(b)條款是對試驗演示方法的規定，其中自然大氣結冰條件下的飛行試驗是必須的，除了該試驗外，為了充分表明飛機能在附錄C所規定的結冰條件下安全運行，還應按(b)(1)～(3)規定，采用其中的一種或幾種方法進行驗證。對于風擋加溫系統，冰風洞試驗不是必須的，飛行試驗包括三部分：防除霧飛行試驗、干空氣飛行試驗和自然結冰飛行試驗。

(1) 防除霧飛行試驗

防除霧飛行試驗中認為起霧最嚴酷的試驗條件是飛機從寒冷高空俯沖至高溫高濕環境。根據某型飛機的試飛經驗，首先關閉風擋加溫系統并在高空寒冷環境中巡航一段時間，待玻璃冷透后以較大速度俯沖至高溫高濕環境。由于熱慣性，風擋內表面溫度還保持著高空低溫的狀態，面對較高的露點溫度風擋內表面很容易結霧。此時重新打開風擋加溫系統，隨著溫度上升，凝結在玻璃內表面的水逐漸蒸發，風擋恢復其透明度，從而驗證系統的防除霧性能。

(2) 干空氣飛行試驗

由于地面試驗條件的限制，風擋加溫試驗大多是在沒有風速的條件下進行的，干空氣飛行試驗能夠通過收集風擋表面溫度數據進一步研究各種工作條件下加熱功率的使用和控制規律的可行性分析。開展干空氣試飛通常需要對試驗機進行改裝，風擋加溫系統需要對加溫電流、電壓及電阻等關鍵參數進行測量。為了獲取系統在不同飛行狀態下玻璃的加熱特性，必須在風擋表面布置一定數量的溫度傳感器，其目的是得到風擋玻璃的傳熱剖面，為自然結冰飛行試驗打下基礎。

(3) 自然結冰飛行試驗

自然結冰試飛是防冰系統適航驗證試驗中最困難也是最重要的一項試驗項目。與干空氣試飛相比，風擋加溫系統及其設備只有通過了自然結冰飛行試驗，驗證了其功能性能，證明其可靠性，才能向局方表明系統能夠在適航條款規定的結冰條件下安全飛行。風擋由于可視性較高，其防除冰效果通常由飛行員口述完成。

25.1419(c)條款要求在防冰系統不正常工作時能夠及時為飛行機組提供告警信息，而系統告警信息的等級設定，是否需要告警燈和告警音頻等都將直接影響飛行員的具體操作程序。25.1419(d)條款則給出了25.1419的適用范圍[16]。

5 結 論

(1) 進行風擋防冰熱載荷計算時，遠場壓力對流場和水滴撞擊特性計算結果影響較大。

(2) 全功率加溫控制方式更有利于系統的防冰除霧性能，但是在低溫環境下玻璃溫度的迅速升高可能造成風擋較大的熱應力。

(3) 占空比式加溫可以減少對風擋玻璃的熱沖擊，延長風擋使用壽命，但由于其加熱功率波動非常頻繁，會對上游供電設備造成負面影響。