某型飛機進氣道結冰信號傳感器故障分析與試驗

歐陽清源 史 強

（國營蕪湖機械廠，蕪湖 241007）

如何保障飛行安全一直是航空器設計人員面臨的難題。影響飛行安全的因素非常多，其中發動機進氣道結冰是一個重要隱患。發動機進氣道結冰主要是由于進氣道空氣中存在低于0 ℃的液態水滴，這些水滴撞擊發動機進氣道表面后會迅速凍結并形成積冰，引起發動機進氣流場畸變，進氣通道阻塞，使得發動機的進氣量減少，降低發動機的工作效率。發動機進氣道冰層脫落后，如果被吸入發動機，會損傷發動機內部葉片，造成發動機推力下降，嚴重時會導致發動機熄火，影響飛行安全[1]。

1 防冰/除冰系統介紹

出現發動機進氣道結冰導致的航空事故以來，人們就開展了對發動機進氣道防冰及除冰的研究。目前，主要通過探測飛行過程中的結冰情況，及時開啟發動機除冰系統，對發動機進氣道進行除冰工作，防止發動機進氣道內部表面出現結冰現象[2]。某型發動機進氣道的除冰方式主要采用加熱式除冰系統，當開啟除冰系統時引氣閥門打開，利用自高壓壓氣機的熱空氣加熱整流罩和低壓壓氣機的進口導流器，從而達到除冰的目的。

發動機進氣道的防冰/除冰系統包括自動防冰/除冰系統和手動除冰系統2 種[3]。當工作開關處于“自動”位置時，即為自動防冰/除冰系統。為探測飛行過程中發動機進氣道的結冰情況，在進氣道內側加裝結冰信號傳感器，通過監測其振動頭頻率的變化來判斷進氣道內是否結冰。飛機在空中飛行時，如果結冰信號傳感器結冰，冰沉積在結冰信號傳感器振動頭上，振動頭的剛度提高會導致振蕩頻率增加。當結冰厚度達到結冰信號傳感器靈敏度設定的0.3 mm 時，振蕩頻率隨之增大到某一數值，這時電子變換器、防冰控制器中的鑒頻器電路導通。結冰信號經時間間隔部件傳送給指令輸出部件，由指令輸出部件向防冰系統接通繼電器和結冰信號傳感器發出“防冰”和“振動頭加熱”“支架加熱”的指令，并將“加熱”和“結冰”指示燈的發光信號提供給電子變換器與防冰控制器的前板[4]。

“振動頭加熱”“支架加熱”指令信號使結冰信號傳感器進行加熱除冰，“防冰”指令信號使防冰系統接通繼電器進行工作，所有常開觸點均接通。左、右發動機防冰電磁活門工作，接通高壓壓氣機的熱氣源，對發動機進氣道進行防冰。同時，接通語音告警系統和綜合顯示系統，發出“進氣道結冰”語音警告和進氣道結冰信息。為了可靠消除振動頭上的冰并連續發出防冰信號，飛機在結冰區域飛行時，先開啟“振動頭加熱”“支架加熱”指令，指令延遲（8±2）s 后關閉“振動頭加熱”指令。指令延遲（140±40）s 后，關閉發動機防冰系統、綜合顯示系統和“支架加熱”指令。

當工作開關處于“手動”位置時，切換為手動除冰系統。系統默認發動機進氣道結冰，直接接通防冰系統，進而接通繼電器，使左、右發動機防冰電磁活門工作。接通高壓壓氣機的熱氣源，對發動機進氣道進行防冰，發出“進氣道結冰”語音警告和進氣道結冰信息。當飛機飛行中M大于等于1.35 時（M為馬赫數，即飛機速度與聲速的比值），空氣摩擦力增大，發動機進氣道內溫度自動升高，不會出現結冰現象。因此，左、右進氣道繼電器在M大于等于1.35 的情況下工作時，會自動斷開左、右發動機防冰系統。

2 結冰信號傳感器故障分析

結冰信號傳感器由振動器、殼體、支架以及支架加熱器組成，內部灌注密封膠，殼體密封焊接[5]。振動器是結冰信號傳感器的主要部分，主要由振動頭、補償變壓器、帶有密封的接線板和振動器殼體組成。其中，振動頭是振動器的基本部件，由舌簧、腹片、鐵磁、激勵線圈、信號拾取線圈、補償變壓器和加熱元件組成。振動器內部裝有電磁勵磁系統、振動片和振動器加熱器。

自動加熱振動頭和支架可以除去結冰信號傳感器上的冰層，降低結冰信號傳感器振動頭的頻率，使其滿足自動檢測的要求。但是實際應用時會發生很多問題，其中振動頭、支架自動加熱問題最多且危險性最大，容易在傳感器內部形成高溫、高壓，振動頭內部氣體急劇膨脹，從而導致結冰傳感器爆裂。通過分析防冰工作原理可知，結冰信號傳感器振動頭、支架自動加熱的可能原因包括3 個方面。第一，電子變換部件故障導致部件自動輸出加熱指令，造成結冰信號傳感器長時間加熱或短時內重復異常加熱。第二，框架內部和機上電纜存在短路（27 V 直流輸入和振動頭加溫線圈線路之間）或者斷路（4 路放大器頻率信號），導致結冰信號傳感器異常加熱。第三，結冰信號傳感器自身存在問題，如振動頭變形、有異物等引起振動頭頻率超差，導致結冰傳感器異常加熱。其中，振動頭頻率超差是振動頭、支架自動加熱的主要原因。

結冰信號傳感器工作原理如圖1 所示，A、B 為結冰信號傳感器的振動頭，a 為放大電路部分，b 為加熱電路部分，y2為振動頭加熱繼電器、y3為支架加熱繼電器。當結冰信號傳感器正常工作時，振動頭的振動頻率為5 880 ～5 985 Hz，此時放大器的輸出電壓均不小于150 mV，指令輸出部件不會接通防冰加熱，振動頭加熱繼電器和支架加熱繼電器均處于斷開狀態，振動頭和支架不會加熱。

圖1 結冰信號傳感器原理

由于結冰信號傳感器安裝在進氣道內，工作環境惡劣，經常出現振動頭變形導致傳感器無信號輸出的問題。當結冰信號傳感器輸出電壓為零時，振動頭無法振蕩，此時鑒頻器的電路導通，信號經時間間隔部件傳送給指令輸出部件。接通振動頭加熱繼電器和支架加熱繼電器后，由指令輸出部件向防冰系統結冰信號傳感器發出“防冰”“振動頭加熱”“支架加熱”指令信號，并向電子變換器、防冰控制器前板提供“加熱”和“結冰”指示燈發光信號。振動頭、支架經長時間加熱，最終導致結冰信號傳感器膨脹爆裂，損壞發動機，影響飛行安全。防冰工作原理，如圖2 所示。

圖2 防冰工作原理

3 相關試驗分析

3.1 結冰信號傳感器加溫試驗

為判斷結冰信號傳感器長時間加溫是否會出現爆裂現象，采用2 個傳感器進行試驗。第1 個結冰信號傳感器的振動頭加溫線圈和支架加溫線圈同時接通27 V直流電，約30 s 后振動頭發熱變紅，50 s 后振動頭內部冒出液體，約1.5 min 后振動頭出現明火，結冰信號傳感器內部的非金屬可燃物燃燒，明火從振動器觸角與振動頭端部焊接處的縫隙處冒出。此后結冰信號傳感器內部的非金屬可燃物一直在燃燒，但是沒有爆裂。結冰信號傳感器2 組線圈持續加溫2.5 min 時，斷開27 V 電源，此時振動器的明火仍然存在，用抹布將其熄滅。第2 個結冰信號傳感器的振動頭加溫線圈和支架加溫線圈同時接通27 V 直流電，約30 s 后振動頭發熱變紅，持續1.3 min 后振動頭加溫線圈內部短路，啟動穩壓電源保護，停止供電。可見，正常情況下，結冰信號傳感器長時間加溫并不會導致爆裂現象。

3.2 結冰信號傳感器異常加溫模擬試驗

為驗證結冰信號傳感器因振動頭變形、存在異物導致防冰系統異常加溫的可能性，將電子變換部件、框架、結冰信號傳感器進行系統聯試，并將結冰信號傳感器振動頭端部用原子灰包裹，使得振動頭端部引形夾變形。在系統只接通工作電源的情況下，傳感器出現了自動加溫現象，加溫40 s 后自動斷開。為驗證結冰信號傳感器在缺少放大器頻率信號的情況下，防冰系統異常加溫的可能性（即傳感器無頻率信號系統也自動加溫），斷開結冰信號傳感器4 路放大器頻率信號中任意一路信號，在系統只接通工作電源的情況下，傳感器出現自動加溫現象，加溫40 s 后自動斷開。

通過試驗，可以判定故障原因為傳感器振動頭弓形夾間隙處有異物，或者弓形夾受外力影響產生變形，導致弓形夾與振動頭側面無間隙，使得傳感器因輸出頻率變化而失效，無信號輸出，造成自動加溫的情況。傳感器長時間通電加熱，內部溫度過高，產品內部較多殘余空氣在高溫條件下膨脹形成高壓，產品振動頭端部加熱部位因長期加熱存在材料疲勞損傷，最終導致爆裂。

4 措施與建議

結冰信號傳感器的振動頭振動時，通常會發出刺耳的聲音，日常維護時一旦發現無聲音或結冰信號傳感器有自加熱現象，應及時更換。建議維護時在結冰信號傳感器的振動頭上套防護罩，在飛行前取下，防止地面通電檢查時對工作人員造成傷害。同時，建議重新設計結冰信號傳感器的結構形式，使其振動頭不裸露在外，減少振動頭變形故障。

5 結語

發動機進氣道結冰直接影響飛行安全，在防冰/除冰系統設計、檢測和維修等方面要充分借鑒現有成熟技術和應用經驗，并針對不同的進氣道進行試驗，避免飛行中可能存在的結冰問題。通過分析某型飛機進氣道防冰/除冰系統的工作原理、結冰信號傳感器的構造、振動頭與支架自動加熱問題以及加溫試驗過程，提出了維護和排除飛機結冰信號傳感器故障的方法，并對結冰信號傳感器的設計提出建議。目前，科研人員一直在努力尋找新型的防冰/除冰方法，相信不久后將會實現表面涂層防冰技術、微波防冰技術、光波防冰技術及超聲波防冰技術。