飛機除冰液加熱控制系統(tǒng)設計分析

孫盼峰

(西安航空職業(yè)技術(shù)學院，陜西 西安 710089)

隨著我國經(jīng)濟的不斷發(fā)展，帶動了人們的整體生活水平，人們的出行工具逐漸從步行轉(zhuǎn)換為飛機、汽車等交通工具。飛機為眾多交通工具中運行速度最快的工具，在遇到寒冷天氣時，機身表面易出現(xiàn)結(jié)冰現(xiàn)象，無法保證飛機的穩(wěn)定運行，如何去除機身表面的冰層成為亟待解決的問題。本研究為保證飛機的穩(wěn)定運行，設計出飛機除冰液加熱控制系統(tǒng)。通過控制器對飛機除冰設備進行控制及加熱，可使除冰液在短時間內(nèi)加熱至預設溫度，同時該系統(tǒng)具有持續(xù)循環(huán)的作業(yè)能力，可有效去除飛機機翼表面的冰層，并預防冰層的產(chǎn)生。可為飛機的除冰作業(yè)提供數(shù)據(jù)支撐。

1 飛機除冰液加熱控制系統(tǒng)整體結(jié)構(gòu)設計

本研究對飛機除冰液加熱控制系統(tǒng)的整體結(jié)構(gòu)進行設計時，將該系統(tǒng)的整體結(jié)構(gòu)劃分為信號采集系統(tǒng)、中央控制處理器以及執(zhí)行機構(gòu)等部分。中央控制處理器為飛機除冰液加熱控制系統(tǒng)的核心設備，在該處理器的支持下，可對各個子系統(tǒng)采集的數(shù)據(jù)進行算法計算，同時可對執(zhí)行機構(gòu)進行整體控制。當飛機除冰液加熱控制系統(tǒng)執(zhí)行除冰任務時，可使噴槍出口的穩(wěn)定迅速達到系統(tǒng)設定溫度，并保持恒溫狀態(tài)。飛機除冰液加熱控制系統(tǒng)整體結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 飛機除冰液加熱控制系統(tǒng)整體結(jié)構(gòu)框圖

1.1 信號采集子系統(tǒng)

本研究對信號采集子系統(tǒng)進行設計時，在信號采集子系統(tǒng)內(nèi)部安裝多種類型的傳感器，同時該系統(tǒng)內(nèi)還包含流量計等設備，通過多種不同設備的安裝，有利于提升信號采集子系統(tǒng)的穩(wěn)定性。傳感器的類型主要包括：溫度、風壓以及感光傳感器。信號采集子系統(tǒng)的工作方式為：首先，對飛機除冰液加熱控制系統(tǒng)進行整體分析，結(jié)合該系統(tǒng)的實際要求，將所需參數(shù)上傳至中央控制處理器；其次，由中央控制處理器對參數(shù)進行計算，將計算結(jié)果作為主要依據(jù)，實現(xiàn)多項參數(shù)的實時采集；最后將參數(shù)信息傳輸至信息采集子系統(tǒng)內(nèi)部。通過對信息進行實時采集，可為飛機除冰液加熱控制系統(tǒng)提供充足的數(shù)據(jù)支持，使該系統(tǒng)達到加熱的預期效果。

1.2 參數(shù)顯示子系統(tǒng)

本研究對參數(shù)顯示子系統(tǒng)進行設計時，將其劃分為狀態(tài)界面和參數(shù)設置界面兩部分。其中狀態(tài)界面主要負責對飛機除冰液加熱控制系統(tǒng)的運行狀態(tài)進行實時顯示，可為操作者提供加熱控制系統(tǒng)運行過程中的狀態(tài)參數(shù)，有利于操作者更加直觀地觀察飛機除冰液加熱控制系統(tǒng)的運行狀態(tài)，若系統(tǒng)出現(xiàn)故障問題，維修人員可在最短的時間內(nèi)，通過狀態(tài)界面完成故障點的查找，并及時實現(xiàn)故障點的排除。參數(shù)設置界面的主要功能為參數(shù)設置功能，操作者通過該界面可實現(xiàn)參數(shù)的設置，使飛機除冰液加熱控制系統(tǒng)按照預先設置的參數(shù)進行運轉(zhuǎn)。為保證加熱控制系統(tǒng)內(nèi)燃料的燃燒狀態(tài)可滿足設計要求，在參數(shù)設置界面內(nèi)提供不同的燃燒參數(shù)，可擴大該界面的應用區(qū)域[1]。

1.3 執(zhí)行機構(gòu)子系統(tǒng)

本研究對執(zhí)行機構(gòu)子系統(tǒng)進行設計時，在執(zhí)行機構(gòu)子系統(tǒng)內(nèi)部安裝多個液壓比例閥、燃油預熱裝置以及點火電極等設備，通過不同設備的支持下，有利于提升飛機除冰液加熱控制系統(tǒng)的整體性能。利用中央控制處理器的功能，對系統(tǒng)內(nèi)噴油嘴的開關(guān)進行控制。為滿足飛機除冰液的加熱需求，應精準控制系統(tǒng)的進油量及進風量等參數(shù)。

2 飛機地面除冰過程能量分析及模型建立

通常情況下，若飛機在起飛之前遇到降雪天氣，為保證飛機的飛行安全，需要對飛機進行地面除冰操作，該操作的主要目的是去除飛機機身關(guān)鍵部位的冰雪。大部分機場均采用除冰液進行除冰作業(yè)，除冰液的操作過程是將處于高溫狀態(tài)下的除冰液噴灑至機身表面積冰部位，該過程對除冰液的溫度及流量要求較高。為提升系統(tǒng)的工作效率，對飛機除冰裝備參數(shù)進行整體優(yōu)化，最大限度地降低航班延誤情況的發(fā)生概率。

2.1 地面除冰過程能量分析

飛機地面除冰的方法是將處于高溫狀態(tài)下的除冰液噴灑至需要除冰的區(qū)域，利用除冰液自身的熱量實現(xiàn)冰雪的融化，在除冰操作開始之前，為達到除冰的效果，需要對除冰液進行加熱。除冰液具有降低冰點的作用，將其噴灑于機體表面，可在機體表面形成保護膜，能夠起到預防結(jié)冰的效果。本研究應用除冰液進行機體表面除冰時，將機翼作為主要研究對象，利用能量平衡的原理，建立飛機地面除冰過程的能量平衡方程，該過程需要忽略射流沖擊對飛機機身產(chǎn)生的影響。由于熱傳遞的過程較為復雜，為簡化計算過程，做出相應的假設：其一，若除冰操作開始之前遇到降雪天氣，此時可將太陽輻射設置為零；其二，在低溫環(huán)境下實施除冰操作時，可忽略除冰液的熱量損失；其三，忽略射流沖擊對飛機機翼除冰操作產(chǎn)生的影響；其四，忽略風速對飛機機翼除冰操作產(chǎn)生的影響[2]。

結(jié)合上述假設即可得到飛機地面除冰過程的能量平衡方程，其公式為

Q-Qconvection-Qradiation-Qmelt-Qheat=0

(1)

式中：Q為除冰液的熱量,J；Qconvection為機翼表面與空氣之間產(chǎn)生的對流交換熱量,J；Qradiation為機翼表面與空氣之間產(chǎn)生的熱輻射熱量,J；Qmelt為冰層融化過程中需要的熱量,J；Qheat為機翼表面溫度上升過程中需要的熱量,J[3]。

飛機除冰液熱量的計算公式為

Q=cmΔT

(2)

將飛機除冰液熱量的計算公式帶入至質(zhì)量計算公式，得到的公式為

Q=c0ρ0F0t(T0-Tsurface)

(3)

式中：c0為比熱容,J/(kg·℃)；ρ0為除冰液的除冰液密度,kg/m3；F0為除冰液流量,L/min；t為除冰液的噴射時間,min；T0為除冰液的實際溫度,℃；Tsurface為機翼表面溫度,℃[4]。

飛機處于靜止狀態(tài)下時，機翼表面即可與空氣之間產(chǎn)生對流交換熱，其熱流量的基本計算公式為

φconvection=hA(Tw-Tf)

(4)

通過對式(4)進行整理可得到對流交換熱的計算公式為

Qconvection=hcA(Tsurface-Tair)t

(5)

式中：hc為對流換熱系數(shù),W/(m2·℃)；A為機翼表面面積,m2；Tsurface為機翼表面溫度,℃；Tair為外界環(huán)境溫度,℃。

通常情況下空氣對流換熱的取值范圍在1～10，當自然對流換熱系數(shù)取較大值時，該數(shù)值的計算公式為

(6)

式中：Nu為努賽爾數(shù)；λ為空氣導熱系數(shù),W/(m·℃)；L為機翼寬度,m[5]。

機翼表面與空氣之間形成的輻射的熱流量的計算公式為

φconvection=εAσT4

(7)

通過對輻射熱流量的計算公式進行展開計算，即可得到熱輻射熱量的計算公式：

(8)

式中：ε為發(fā)射率；σ為玻爾茲曼常數(shù)，其數(shù)值為5.67×10-8W/(m2·K4)；其他參數(shù)的含義為同上。

除冰液均勻地噴灑至冰層之上時，冰層需要一定時間進行融化，融化過程中可產(chǎn)生一定熱量，該熱量包括融化潛熱和顯熱兩部分，其公式為：

Qmelt=Qsensible+Qlatent

(9)

式中：Qsensible為冰層融化需要的顯熱熱量,J；Qlatent為冰層融化需要的潛熱熱量,J。

冰層融化需要的顯熱熱量的計算公式為

Qsensible=cmΔT

(10)

將式(10)代入至質(zhì)量計算公式中，可得到的方程式為

Qsensible=ρiceAHicecice(Tair-0)

(11)

冰層融化需要的潛熱熱量的計算公式為

Qlatent=mh

(12)

將式(12)代入至質(zhì)量計算公式中，可得到的方程式為

Qlatent=ρiceAHicehmelt

(13)

式中：ρice為冰層的密度；Hice為機翼表面積冰厚度；hmelt為融化潛熱系數(shù)，其數(shù)值為3.3×105J/kg。

對機翼表面溫度上升過程中需要的熱量進行計算，其計算公式為

Qheat=ρAlAHAlcAl(Tsurface-Tair)

(14)

式中：ρAl為機翼蒙皮材料的密度；HAl為機翼蒙皮材料的厚度；cAl為機翼蒙皮材料的比熱容；Tsurface為機翼表面溫度；Tair為外界環(huán)境溫度[6]。

2.2 地面除冰過程模型建立

本研究對飛機進行除冰操作時，忽略外界的干擾因素，將除冰液的熱量傳遞作為主要依據(jù)，在此基礎上完成地面除冰過程模型的建立。為最大限度地提升系統(tǒng)的除冰效率，應不斷對參數(shù)進行優(yōu)化。在實際除冰過程中，冰的厚度與機翼的表面溫度之間呈動態(tài)變化關(guān)系。將式(2)～式(14)均代入式(1)，再求出冰厚度與機翼表面溫度的微分，即可得到地面除冰過程模型的動態(tài)方程：

(15)

通過對式(15)進行整理，除冰過程模型的動態(tài)方程為

(16)

3 飛機除冰液加熱控制系統(tǒng)主要參數(shù)的優(yōu)化結(jié)果與分析

3.1 除冰裝備參數(shù)的優(yōu)化過程

本研究為實現(xiàn)對除冰裝備參數(shù)的優(yōu)化，利用遺傳算法的GUI界面對飛機除冰液的溫度和流量參數(shù)進行優(yōu)化求解，其結(jié)果即為參數(shù)的優(yōu)化結(jié)果。除冰液溫度和流量參數(shù)的優(yōu)化步驟為：首先對完成M文件的編寫，并在該文件中對優(yōu)化目標函數(shù)進行編寫；其次，設置遺傳算法的種群參數(shù)，根據(jù)種群的多樣性特征，即可判斷出遺傳算法的性能；再次，對適應度函數(shù)返回的原始適應度數(shù)值進行測量，通過相應的變換方法，將原始適應度值轉(zhuǎn)換為符合系統(tǒng)選擇的函數(shù)范圍；最后對運行參數(shù)進行設置[7]。

3.2 除冰裝備參數(shù)的優(yōu)化結(jié)果

除冰過程模型的動態(tài)方程即為適應度函數(shù)。由于機翼表面積冰厚度與表面溫度之間無法用表達式描述，為此本研究對參數(shù)進行優(yōu)化計算時，忽略機翼表面溫度的動態(tài)變化。采用遺傳算法進行求解，得到的結(jié)果為函數(shù)的最小值，若獲取變化率的結(jié)果為最大值問題，應將適應度函數(shù)乘以-1，即可實現(xiàn)最小值問題的轉(zhuǎn)換。其適應度函數(shù)公式為

(17)

通過對式(17)進行計算，得到除冰液的最高溫度為84 ℃，最大流量數(shù)值為210 L/min。在實際除冰過程中，需要飛機在除冰液的保持時間內(nèi)完成相關(guān)工作，若未在除冰液的保持時間內(nèi)完成除冰，應重新進行除冰，否則可能造成航班出現(xiàn)延誤現(xiàn)象。除冰液在時間保持過程中需要一個約束條件，使飛機在不同的天氣條件下均由各自的保持時間。將式(2)～式(15)代入至式(1)中，即可得到除冰時間的計算公式：

(18)

結(jié)合參數(shù)的優(yōu)化結(jié)果，將降雪天氣積冰厚度設置為10 mm，除冰的保持時間符合設計要求。利用遺傳算法的工具箱對除冰液的流量和溫度參數(shù)進行優(yōu)化求解，并考察不同條件下除冰液的優(yōu)化數(shù)值。當外界環(huán)境的溫度為-10、-20、-30 ℃時，不同溫度下除冰液的流量依次為80、92、105 L/min，除冰液的溫度依次為70、75、80 ℃。當除冰液的濃度依次為50%、75%、100%時，除冰液的流量依次為90、85、80 L/min，除冰液的溫度依次為80、76、70 ℃。當降雪等級為小雪、中雪、大雪時，除冰液的流量依次為80、120、180 L/min，除冰液的溫度依次為70、75、80 ℃[8]。

4 結(jié) 語

本研究為保證飛機的飛行安全，對飛機進行地面除冰操作，該操作的主要目的是去除飛機機身關(guān)鍵部位的冰雪。通過飛機除冰液加熱控制系統(tǒng)的加熱功能對除冰液進行加熱，將處于高溫狀態(tài)下的除冰液噴灑至機身表面積冰部位，該過程對除冰液的溫度及流量要求較高。為提升系統(tǒng)的工作效率，對飛機除冰裝備參數(shù)進行整體優(yōu)化，最大限度地降低航班延誤情況的發(fā)生概率。其優(yōu)化結(jié)果表明，該系統(tǒng)符合設計要求，可達到除冰的目的。