某型飛機結冰與防護安全性研究

薛長寶 張占龍

（西安飛機工業（集團）有限責任公司，陜西 西安710089）

飛機結冰會引起升力下降，阻力和失速速度增加。機翼舵面等外部活動面上有積冰，將影響飛機的控制。進氣道結冰會引起發動機進氣量不足，造成發動機推力下降，甚至出現喘振。風擋玻璃結冰將使飛行員喪失前部視野。空速測量系統結冰將引起空速測量失真，使飛行員無法正確判讀飛行狀態[1]。總之，飛機結冰將給飛機帶來危險。因此，飛機的結冰防護是保證在結冰條件下安全飛行的重要保障手段。

一般情況下，飛機結冰防護有兩種手段，一種是防止結冰，一種是結冰后在危險可控的前提下進行除冰。對于除冰方式的防護，必須考慮冰脫落對飛機機體和發動機的影響。本文主要針對某型飛機氣動布局特點、飛行速度特性，從防止結冰角度進行安全性分析，通過結冰探測、結冰防護說明結冰防護系統的設計思路與解決方法。

1 防護區域設計

飛機在空中保持安全飛行必須保持良好的氣動特性，在相應飛行速度下，保持足夠的升力，并且具有良好的穩定性和操縱性；需保持飛機具有適應的動力特性；需保持飛機具備外部觀察能力。因此飛機結冰的防護應以飛機升力產生部件、穩定性和操縱性保持部件、保障發動機正常工作的進氣部件、駕駛艙觀察窗和空速測量系統的傳感器等為重點。

當大氣云層中含有低于冰點溫度的液態水滴，形成了過冷云層條件時，飛機在飛行過程中遭遇這種云層時，就有可能發生表面結冰現象。一般情況下，結冰起始點發生在氣流駐點附近，逐漸生長，當結冰達到一定程度后，將破壞飛機的氣動特性和發動機進氣特性，對飛行安全影響極大，因此防冰區域應從重要部件的氣流駐點開始，并沿順氣流方向進行一定量的延伸，從而確保在機體表面不產生結冰。因此，需對飛機機翼前緣、尾翼前緣、發動機進氣道前緣、風擋玻璃、空速測量系統的傳感器等重要區域進行結冰防護，確保飛行安全。

飛機防冰系統主要由機翼前緣除冰系統、發動機進氣道前緣防冰系統、尾翼前緣防冰系統、風擋玻璃加溫系統、大氣數據儀表防冰系統、結冰探測系統等組成，同時系統需具備相應顯示及告警功能，使飛行員能夠及時準確的掌握飛機結冰情況及防除冰效果(表1)。

表1 結冰防護功能定義

2 結冰防護系統工作原理

當結冰信號器發出對應結冰告警信號，表明飛機機翼前緣、尾翼前緣、進氣道等對應部位已結冰。

2.1 結冰與防護系統故障告警工作原理

當飛機進入結冰區域時，結冰探測器發出告警信息，飛行員前方儀表板兩側的主告警燈亮，同時發動機/告警顯示器右上方出現閃爍的紅色“結冰”字樣；告警顯示器上顯示畫面中供氣壓力，飛行員根據發出的結冰信號或通過觀察風擋玻璃、雨刷等有結冰跡象判斷飛機已經進入結冰區域，將防冰加溫控制板上防冰開關接通，相應的指示燈燃亮，以示系統處于工作狀態。

2.2 機翼前緣除冰系統工作原理

機翼前緣除防冰系統采用的“微引射”式供氣加熱方式減少了40%的發動機引氣量，并有效解決了沿翼展方向機翼前緣蒙皮加熱溫度逐漸降低的問題，保持機翼前緣蒙皮加熱溫度的一致性，除防冰效果更優。

圖1 微引射式氣熱防/除冰結構示意圖

飛行員根據結冰探測系統發出的結冰信號或觀察風擋玻璃等的結冰情況，或根據氣象雷達探測或天氣預報，綜合判斷飛機是否已經結冰或即將進入結冰氣象。飛行員將防冰加溫控制板上“機翼除冰”字樣下“左翼”、“右翼”字樣開關接通，左、右機翼除冰活門打開，除冰活門打開后，除冰熱氣經過絕對壓力調節器，將引氣壓力調節到適合于除冰需要的恒定壓力，壓力調節后的熱空氣流經限流文氏管、波紋補償器和單向活門，進入機翼前緣內的微引射管，熱空氣以臨界速度從微引射管上的引射孔噴射出來，引射前緣腔內的空氣，兩股氣流混合后，沿著前緣波紋板的導流槽流動，實現熱空氣與前緣蒙皮的熱交換，即對前緣蒙皮進行加熱除冰或防冰。由導流槽流入前緣腔內的廢氣，一部分被重新引射，而另一部分通過機翼翼尖處的通風百葉窗排入大氣。

2.3 發動機進氣道前緣防冰系統工作原理

進氣道前緣防冰系統分為進氣道前緣防冰與分流隔板前緣防冰兩個部分；左、右發動機進氣道前緣防冰系統各自有一個控制開關，當發動機結冰信號器發出結冰信號時，根據發出的結冰信號或通過觀察風擋玻璃等有結冰跡象判斷飛機已經進入結冰區域，打開防冰加溫控制板上“發動機防冰”開關接通，將防冰活門打開，引氣對進氣道前緣、發動機導流葉片和整流錐進行加熱防冰。部分發動機引氣供給發動機整流錐和發動機進氣導流葉片，加熱發動機整流錐和發動機進氣導流葉片，防止發動機整流錐和發動機進氣導流葉片結冰；部分發動機引氣經過波紋補償器、余壓調節器和文氏管后進入進氣道前緣環形防冰腔，通過前緣防冰通道上的射流孔，向進氣道前緣蒙皮內表面射流熱氣對進氣道前緣蒙皮進行加溫防冰，經過換熱的廢氣經過前緣下部的橢圓形排氣孔排入大氣。

2.4 尾翼前緣防冰系統工作原理

尾翼前緣防冰系統采用電加熱方式，當飛行機組判明飛機進入結冰區，接通防冰加溫控制板上的尾翼除冰開關，尾翼防冰控制盒通電，在其內部機構的控制下，在120s 周期內，以40s為間隔依次接通平尾除冰系統的內組、外組和垂尾加溫元件控制電路，以此往復循環。

2.5 風擋玻璃結冰防護工作原理

駕駛員風擋玻璃加溫采用電加熱方式，是為了除去風擋玻璃上冰霜、水霧等沉淀，保證飛機在冬季及復雜氣象條件下的能見度，保證飛行安全。

2.6 空速測力系統的傳感器結冰防護工作原理

全壓受感器電加熱方式，防止飛機在結冰區飛行時全壓受感器結冰。應急靜壓受感器采用氣熱方式，在飛機駕駛艙右側暖風主管道上引出一根暖風管接向靜壓孔的加溫罩向應急靜壓受感器吹熱風，防止外界水分進入靜壓孔產生結冰，保證應急靜壓受感器正常工作。

3 結論

飛機結冰與防護系統為飛機結冰區域飛行時提供了保護飛機氣動外形、保障發動機進氣、保護飛行速度探測傳感器及飛行員視野，為飛行員提供了必要的結冰告警及除防冰效果提示與觀測，以確保飛機在結冰區域的飛行安全。