大型飛機短艙進氣道防冰系統概述

范紹強

摘 要：飛機結冰是飛行安全的重大隱患。本文在介紹目前的防/除冰現狀分析的基礎上，分析了典型飛機的短艙進氣道防除冰系統架構，可作大型飛機短艙進氣道防除冰系統設計時參考。

關鍵詞：大型飛機;發動機短艙;防冰系統

飛機積冰是飛機在積冰氣象條件下飛行時，大氣中的液態水在部件表面凍結并積聚成冰的物理過程。結冰不僅增加飛機重量，而且破壞了飛機的氣動外形;發動機進氣系統結冰會使發動機引氣不足，造成發動機功率降低，引致發動機喘振甚至熄火，同時脫落的積冰可能會流入發動機內部，損壞發動機造成事故。研究發動機短艙進氣道防除冰系統設計，具有重要意義。

1 防除冰技術現狀

根據結冰防護所采用能量方式的不同，當前流行的飛機防除冰技術主要包含液體防除冰技術、機械防除冰技術和熱防除冰技術。

1.1?液體防除冰技術

向防冰表面噴灑防冰液，防冰液與飛機部件所收集的水混合后其冰點低于表面溫度，使水不致在表面上結冰。可用作防冰液的有乙烯乙二醇、異丙醇、乙醇等。防冰液的分配方法主要有通過微孔金屬板、采用霧化噴嘴和利用離心力（主要針對直升機旋翼及螺旋槳）三種。液體防除冰技術的優點是消耗功率小，缺點是防冰液裝載量有限，防冰時間受影響，裝載太多防冰液影響飛機的有效載重等。

1.2?機械防除冰技術

1.2.1?氣動套除冰技術

利用粘貼在飛機表面的氣動套的膨脹管交替充氣和放氣，使得氣動套交替的膨脹與收縮，將附著在氣動套外表面的冰破碎成小塊且破壞了冰與氣動套表面的附著力，然后被氣流吹去。除冰后，膨脹管收縮，以保持一定的氣動外形。氣動除冰系統的特點是消耗的空氣流量小，對低速飛機上實用性較好。缺點是除冰時，膨脹管會凸出蒙皮表面，破壞飛機原有的氣動外形，所以在現代高速飛機上應用較少。

1.2.2?電脈沖除冰技術

在金屬蒙皮下方安裝脈沖線圈，利用瞬間放電技術在金屬蒙皮上形成電磁渦流場，從而使蒙皮產生作用時間極短的脈沖電磁力，使蒙皮快速鼓動，從而破除蒙皮表面上的冰層。電脈沖除冰系統質量小，結構緊湊，除冰效果好，但目前還沒實現廣泛的裝機應用，主要在于系統可靠性和高頻振動對蒙皮的疲勞壽命和結構的不利影響等問題還沒得到充分驗證。

1.3?熱防除冰技術

1.3.1?熱氣防冰技術

熱氣防冰技術是利用熱空氣加熱飛機部件的待防護表面。現代噴氣發動機的飛機，一般從發動機壓氣機內引氣作熱氣源。由于熱空氣加熱蒙皮時的熱慣性大，周期加熱控制較難，故很少采用周期加熱的方式，而常用連續加熱的方式。連續加熱方式多用于待防護表面面積較大的部件，如機翼、尾翼、發動機進氣道前緣等。熱氣防冰系統使用維護簡單，工作可靠，但熱量利用率較低。

1.3.2?電熱防除冰技術

電熱防除冰技術將電能轉變為熱能。電熱防冰系統是加熱部件的待防護表面，保證其溫度高于水的結冰溫度，從而保證撞擊到防護表面上的水不結冰。電熱除冰技術是將熱量傳給已經結冰的飛機表面，讓冰層與飛機接觸的部分融化以使冰層脫落。對表面不允許結冰或加熱耗電功率較小的部件（如風擋、空速管等）通常采用防冰的方式;對表面允許少量結冰或加熱耗電功率較大的部件（如機翼、尾翼等），通常采用除冰的方式。

2 典型飛機短艙進氣道防除冰系統

對于大型飛機，短艙進氣道一般采用熱氣防冰系統。

2.1?ARJ21短艙進氣道防冰系統

ARJ短艙防冰系統采用發動機中壓五級引氣口的熱空氣加熱短艙進氣道前緣蒙皮，防止其結冰。原理見下圖1。

每個發動機端方防冰系統通過1個短艙防冰活門控制系統引氣通斷。短艙防冰開關接通時，熱氣通過短艙防冰壓力傳感器和防冰管路，進入前緣笛形管，通過笛形管交錯分布的三排引射孔噴射到進氣道前緣防冰腔進行加熱防冰。

短艙防冰活門為電控氣動關斷活門，采用來自發動機起動導管的一路引氣進行活門作動。短艙防冰活門具有開關位置信號指示功能，故障（斷電或發動機起動導管壓力低）時自動打到開位。短艙防冰壓力傳感器用來檢測管內壓力，以監控系統狀態。防冰供氣導管采用雙層套管結構，防止供氣管爆破，管路上設有防冰泄漏彈出指示器，檢測內外層導管之間的壓力。如果內層管破裂，彈出指示器的紅色內芯向外彈出。

2.2?A320短艙進氣道防冰系統

A320短艙進氣道防冰系統同樣采用發動機壓氣機的熱空氣加熱短艙進氣道前緣蒙皮，防止其結冰。但在系統構成上存在兩種不同構型，見下圖2。

其中一種構型由發動機進氣道防冰活門、管道和一個渦旋式噴嘴組成，引自于發動機高壓第五級壓氣機的引氣為熱力源。另一種構型由發動機進氣道防冰活門、管道、文氏管和笛形管組成，引自于發動機高壓第七級壓氣機的引氣為熱力源。

發動機進氣道防冰活門為電控氣動關斷活門，采用來自發動機第九級壓氣機引氣口的一路引氣進行活門作動。活門具有開關位置信號指示功能。發動機不工作狀態下（沒有氣時）活門自動打到關位。發動機工作狀態下，當供電失效時，活門打到開位。

2.3?B737短艙進氣道防冰系統

B737短艙進氣道防冰系統同樣采用發動機壓氣機的熱空氣加熱短艙進氣道前緣蒙皮，防止其結冰。原理見下圖3。

B737短艙進氣道防冰系統采用電控氣動的壓力調節關斷活門控制系統引氣通斷并調節活門出口壓力。活門后有空氣膜片式壓力開關監控管路壓力，當超過指示壓力時時給出超壓（接通）信號。經防冰后的氣體通過防冰區域下部的排氣口排到機外。

3 結語

從以上三個國內外典型的大型飛機來看，短艙進氣道大多采用熱氣防冰系統，主要原因在于發動機進氣口一般不允許存在積冰外，還由于熱氣防冰系統結構簡單，直接從發動機壓氣機引氣，管路較短，溫降和壓降損失較小。從系統架構上看，主要由防冰活門、管路和熱氣分配機構（笛形管或渦旋噴嘴）等組成。部分飛機根據安全性要求等設置了壓力監控，為防止管路破裂時引氣流量過大而設置了文氏管、泄漏指示等。在進行大型飛機短艙進氣道防冰系統設計時，可以根據實際的熱氣能源供給能力、安全性要求等具體情況，選擇合適的架構。

[參考文獻]

[1]林貴平等.飛機結冰與防冰技術[M].北京：北京航空航天大學出版社，2016.1.

[2]常士楠.?大型飛機的防/除冰問題.?中國航空學會2007?年學術年會，?機載、航電專題89.

（作者單位：珠海通用航空研發制造基地，廣東?珠海?519040）