（人机与环境工程专业论文）电脉冲除冰系统设计研究.pdf

南京航空航天大学硕士学位论文 i 摘 要 飞机电脉冲除冰是利用高压电容器向脉冲线圈瞬间放电，在线圈周围建立起快速形成并迅 速衰减的磁场，金属蒙皮内将出现涡流，产生一类似“锤击”的脉冲作用力，使冰破裂、脱离 蒙皮并弹走。电脉冲除冰的显著特点是低能耗、高可靠性且几乎不需进行维护。 本文着重围绕电脉冲除冰系统设计制作展开研究，选择利用地面除冰试验来检验自制电脉 冲除冰系统除冰效果的方案。自行设计制造出电脉冲除冰系统样机一套，其中包括非金属板的 设计制作、脉冲线圈的绕制、充电电容器及快速晶闸管的选择、固定安装架的设计制作、控制 箱制作及试验系统电路图设计等细节；搭建成地面电脉冲除冰试验台一个，通过试验测量出电 容器放电瞬间脉冲线圈中产生的峰值电流和试验蒙皮上出现的振动加速度峰值，得出了放电电 压与峰值电流之间的关系曲线、放电电压与振动加速度峰值之间的关系图像；建立了电脉冲除 冰系统瞬间放电理想二阶 rlc 振荡回路模型，通过进行 matlab 仿真，得出峰值电流随线圈电 感、线圈电阻及时间的变化关系曲线；利用 visual c+编写了电脉冲除冰电气参数计算程序， 并制作出相应的计算软件；通过人工结冰试验验证了电脉冲除冰方法的可行性，并为试验研究 的深入进行提出展望。 关键词关键词：电脉冲除冰，结冰防护，涡流，峰值电流，振动峰值加速度 电脉冲除冰系统设计研究 ii abstract de-icing of aircraft by using electro-impulse is accomplished by rapidly discharging high voltage capacitor into a wire coil rigidly supported just insided the aircraft skin.the discharge of capacitor through the impulse coil creates a rapidly forming and collapsing electro-magnetic field which induces eddy currents in the skin and creates a repulsive force resulting in a hammer-like force which cracks,debonds and expels ice on the skin surface. the promised advantages are very low engery,high reliability of de-icing and low maintenance. this paper mainly focuses on the design of electro-impulse de-icing (eidi) system, verifying the de-icing effect of a self-made electro-impulse de-icing system by several ground tests. the author managed to design and make a set of components of the electro-impulse de-icing system, including the non-metallic plate, the impulse coil, the choice of capacitor and fast thyristor, the fixed mount of the coil, a power supply-and-control box and the circuit diagram. a ground eidi test-bed was built. in the test the peak current in the coil and the vibration peak acceleration on the skin could be got when the capacitor discharged. then can get. the “discharge voltage-peak current” diagram and the “discharge voltage-vibration peak acceleration” diagram.the ideal second-order r-l-c current model of the eidi system was built, and simulated the peak current changing with the coil inductor, coil resistance and time by using matlab. the calculation program of the electrical parameters of the eidi system has been completed with visual c+, and corresponding software has been set up.through the artificial icing test, it has been proved that the eidi method is feasible and reliable.at last, based on the research conclusion , some prospect for further study on the test are given. key words: electro-impulse de-icing ice protection eddy current peak current vibration peak acceleration 南京航空航天大学硕士学位论文 v 图表清单 图 1.1 飞机防/除冰系统分类示意图3 图 1.2 飞机热气防冰系统方块图7 图 1.3 电脉冲除冰系统工作原理示意图9 图 2.1 非金属板设计示意图11 图 2.2 实际所加工的非金属板示意图12 图 2.3 紫铜螺栓电极示意图12 图 2.4 自制划线工具示意图13 图 2.5 紫铜带和绝缘纸带示意图13 图 2.6 连接件设计示意图15 图 2.7 手摇式双速绕线机及其连接件示意图15 图 2.8 自制脉冲除冰线圈示意图15 图 2.9 螺丝端子型电容器示意图16 图 2.10 晶闸管结构示意图和符号图17 图 2.11 晶闸管等效电路图17 图 2.12 快速晶闸管示意图18 图 2.13 快恢复二极管示意图20 图 2.14 试验蒙皮示意图21 图 2.15 实际所做出的电脉冲除冰系统示意图21 图 2.16 底板与支撑角钢焊接示意图（俯视图）22 图 2.17 电脉冲除冰系统安放钢框示意图（俯视图）22 图 2.18 电脉冲除冰系统固定安装示意图22 图 2.19 固定安装架结构示意图（俯视图）23 图 2.20 固定安装架整体示意图（正视图）23 图 2.21 固定安装架实体示意图23 图 2.22 控制箱面板布局设计示意图24 图 2.23 实际所做出的控制箱外观示意图24 图 2.24 控制箱内部布线示意图25 图 2.25 试验系统工作电路原理图25 电脉冲除冰系统设计研究 vi 图 3.1 试验原理示意图28 图 3.2 脉冲线圈与金属蒙皮间相互作用力示意图30 图 3.3 利用自制电流互感器采集的脉冲峰值电流波形图31 图 3.4 罗柯夫斯基线圈测量脉冲电流原理图和等效电路图32 图 3.5 罗柯夫斯基线圈积分电路示意图34 图 3.6 脉冲峰值电流测量试验原理示意图35 图 3.7 基于罗柯夫斯基线圈原理的电流互感器示意图35 图 3.8 电容器放电电压 100v 时记忆示波器所采集电流波形示意图35 图 3.9 电容器放电电压 200v 时记忆示波器所采集电流波形示意图36 图 3.10 电容器放电电压 300v 时记忆示波器所采集电流波形示意图36 图 3.11 峰值电流理论计算与实验测量数据对比示意图37 图 3.12 测振传感器不同输入输出时的传递函数示意图38 图 3.13 压电式振动加速度传感器结构示意图39 图 3.14 电容器放电电压为 100v 时试验铝板表面所采集振动加速度变化示意图41 图 3.15 电容器放电电压为 200v 时试验铝板表面所采集振动加速度变化示意图41 图 3.16 电容器放电电压为 300v 时试验铝板表面所采集振动加速度变化示意图42 图 3.17 电容器不同放电电压下所采集的振动加速度峰值示意图42 图 3.18 人工结冰示意图43 图 4.1 电脉冲除冰系统瞬间放电理想回路模型示意图45 图 4.2 电容器放电电压为 100v 时峰值电流随回路电阻 r 的变化曲线47 图 4.3 电容器放电电压为 200v 时峰值电流随回路电阻 r 的变化曲线47 图 4.4 电容器放电电压为 300v 时峰值电流随回路电阻 r 的变化曲线47 图 4.5 电容器放电电压为 100v 时峰值电流随线圈电感 l 的变化曲线48 图 4.6 电容器放电电压为 200v 时峰值电流随线圈电感 l 的变化曲线48 图 4.7 电容器放电电压为 300v 时峰值电流随线圈电感 l 的变化曲线48 图 4.8 电容器放电电压为 100v 时，线圈内脉冲电流随时间的变化曲线图 a49 图 4.9 电容器放电电压为 100v 时，线圈内脉冲电流随时间的变化曲线图 b49 图 4.10 电容器放电电压为 200v 时，线圈内脉冲电流随时间的变化曲线图49 图 4.11 电容器放电电压为 300v 时，线圈内脉冲电流随时间的变化曲线图50 图 4.12 放电电压变化时电气参数计算界面50 图 4.13 放电电压为 100v 时电气参数计算结果示意图51 图 4.14 eidi 系统电气参数计算软件界面51 南京航空航天大学硕士学位论文 vii 图 4.15 输入参数后 eidi 系统电气参数软件计算结果图52 表 2.1 晶闸管导通和关断条件18 表 2.2 实际所选用 kk500-16 快速晶闸管性能参数表18 表 2.3 实际所选用的快恢复二极管性能参数表20 表 3.1 电脉冲除冰系统不结冰条件下特性试验数据表28 表 3.2 电脉冲除冰系统在人工结冰条件下特性试验数据表29 表 3.3 峰值电流理论计算值表31 表 3.4 峰值电流实验测量值表37 电脉冲除冰系统设计研究 viii 注释表 （若文中另有说明，则以文中为准） 英文字母： r 脉冲线圈电阻 hz 赫兹 l 脉冲线圈电感 khz 千赫兹 c 放电电容器的电容 ka 千安 m 米 g 重力加速度 cm 厘米 ac 交流电 mm 毫米 dc 直流电 v 伏特 f 法拉 a 安培 h 亨利 ma 毫安 wb 韦伯 s 秒 ms 毫秒 m 公称直径 n 牛顿 a 振动加速度 c/n 库仑/牛顿 2 mm 平方毫米 3 /g cm 克每立方厘米 摄氏度 3 /kg m 千克每立方米 2 t 紫铜材料的一种 0 d 罗氏线圈内径 0 s 罗氏线圈截面积 a q 电荷量 0 r 罗氏线圈上采样电阻 a u 电压 a f 惯性力 max i 峰值电流 希腊字母： m 微米 脉冲电流频率 h 微亨 f 微法 欧姆 m 毫欧 电阻率 圆的直径 s 微秒 介电系数 0 谐振频率 0 真空磁导率 承诺书 本人郑重声明：所呈交的学位论文，是本人在导师指导下独立完成 的。除文中已经注明引用的内容外，本学位论文的研究成果不包含任何 他人享有著作权的内容。 对本论文所涉及的研究工作做出贡献的其他个 人和集体，均已在文中以明确方式标明。 本人授权南京航空航天大学可以有权保留送交论文的复印件， 允许 论文被查阅和借阅， 可以将学位论文的全部或部分内容编入有关数据库 进行检索，可以采用影印、缩印或其它复制手段保存论文。 （保密的学位论文在解密后适用本承诺书） 作者签名： 日 期： 南京航空航天大学硕士学位论文 1 第一章 绪 论 1.1 引言 长期以来，飞机结冰被视为航空安全的主要威胁之一。飞行实践表明，当飞机穿越含过冷 水滴的云层时，许多部件可能出现不同程度的结冰，如机翼前缘、尾翼、螺旋桨、直升机旋翼、 发动机进气道、风挡玻璃等。在无防/除冰系统或防/除冰系统使用不当时，飞机结冰将会使升 阻特性恶化、失速攻角及稳定性裕度减小、操纵性能恶化，可能造成发动机空中熄火、飞行中 显示数据失真等。简而言之，飞机结冰对飞行性能产生严重影响，轻则使飞机气动特性降低， 重则造成机毁人亡的悲剧1,8。 国内外因飞机结冰所引起的飞行事故屡见不鲜。据美国国家运输安全委员会（ntsb）公布， 1975-1988 年期间仅美国境内就发生了 803 起与飞机结冰相关的航空事故；1993 年 3 月-2006 年 2 月，美国范围内共发生 361 起与飞机结冰相关的航空事故 42。2001 年，我国两架运八飞机 因尾翼结冰，在着陆时相继坠毁；2006 年，一架军用运输机执行任务时因多次穿越结冰区域， 飞机空中结冰，导致失控坠毁，造成影响严重的“63”空难。 二十世纪初，人们在实践过程中已发现飞机结冰问题，随后从各个角度对其成因及结冰防 护方法的研究从未间断过。 二十世纪 20 年代用于研究飞机结冰问题的冰风洞问世， 同时一些国 家开始研究使飞机产生结冰的气象条件；二十世纪 40 年代，一些国家开始制定防/除冰系统设 计气象标准；50 年代，飞机结冰研究进入高潮；到 60 年代末，飞机防/除冰系统设计方法日臻 成熟。 美国已总结出比较完整地介绍飞机防/除冰系统的相关报告， 此后一段时间内这方面的研 究发展稍有停顿；80 年代开始，对飞机防/除冰系统的研究又掀起高潮，特别是在直升机防/除 冰和新型高效除冰方法研究方面取得了较大进展，对原有防/除冰系统的设计方法更趋于完善， 并且已开展防/除冰系统设计及试航性取证方面的软件研究 1。 为了消除飞机结冰对飞行安全可能带来的危害，确保飞机在结冰气象条件下安全飞行，扩 大现代军用飞机在恶劣气象条件下执行任务的能力，同时保障民用飞机通过结冰适航认证，必 须深入进行飞机防/除冰系统设计研究。在深入研究飞机防/除冰系统之前，需对飞机结冰机理 有所了解。 1.1.1 飞机结冰机理 飞机结冰按结冰形成的不同相变过程有三种形式：干积冰、凝华结冰（结霜） 、水微滴结冰 （滴状结冰） 1。其中前两种形式的结冰对飞机安全飞行危害不大；而由于大气中过冷水滴撞 击到飞机表面上所冻结形成的滴状结冰对飞机气动性能影响较大，也是飞机结冰的常见形式。 因此，通常所讨论的飞机结冰都是针对水微滴结冰而进行的。 电脉冲除冰系统设计研究 2 滴状结冰主要发生在含有过冷水滴的云层中。所谓过冷水滴是指在冰点以下仍不冻结的液 态水滴。国外经过大量试验研究表明，云层中存在过冷水滴的原因主要有如下三点 8： a.水溶液的冰点比纯水的冰点低 当云层中水蒸气变成云粒时，需有凝结核。大部分凝结核是可溶于水的盐，实际上许多云 粒为盐类水溶液，显然其冰点比纯水的冰点要低。 b.水滴曲率大 云粒直径很小，一般在几微米到几十微米之间。根据力学原理分析可知，水滴半径越小， 水的表面张力对水滴的内压力越大，而水受到压力越大其冰点越低。云滴热力学分析表明，当 云滴直径为 20m时， 水滴冰点可低至36， 一般在温度高于30的云中都存在过冷水滴。 云滴尺寸小是云中过冷水滴存在的最重要原因。 c.缺少冰核 水滴冻结成冰需要固态微粒作冰核，空气中存在的尘埃是主要的冰核。研究表明当温度低 于30时，水中会出现大量的自然冰核，而当温度在10左右时，所形成的自然冰核量极 少，云中液态水滴不易冻结。 关于过冷水滴为何能在大气中存在，而撞到飞机表面上就迅速冻结成冰这一问题一直没有 定论。其中基于热力学理论的假说对解决实际问题具有较好的指导作用。该假说认为：当水滴 撞击到飞机上，会被打碎并平贴于飞机表面，水滴曲率突然减小，其冰点变大，同时因相态变 化所产生的热量很容易被带走，因此水滴很快就在飞机表面上冻结。 1.1.2 飞机结冰危害 人们对飞机结冰的认识是从其危害开始的。经过长时间真实数据的积累，人们对飞机结冰 对其性能的影响已有了比较深入的了解。 （1）发动机进气道结冰 飞机在结冰条件下飞行时，发动机进气道、进气部件和动力装置均会发生结冰。进气道及 进气部件结冰，是指进气道前缘、发动机压气机前整流罩、支撑及第一级压气机前的导流叶片 等部件的结冰。空气经第一级压气机后，其温度一般为正温，加之离心力作用，使第一级以后 的转子和导流叶片不会结冰。 归纳起来，发动机进气道结冰所引起的危害主要有如下几个方面： （a）进气道内和入口处 保护网结冰将极大地减小气流的流通面积，使进入发动机的气流流量减少，降低发动机推力， 严重时还会引起压气机喘振。若要保证在给定转速下的推力，就必须增大燃油比流量，这无疑 需增大油耗； （b）同时还会使涡轮前的燃气温度升高，将会降低涡轮的使用寿命，甚至直接烧 毁涡轮； （c）升力表面、进气道内冰层脱落，有可能随气流进入发动机而打伤转速很大的压气 机叶片，造成压气机机械损伤甚至整台发动机报废。如果叶片表面结冰，会引起转子转动不平 南京航空航天大学硕士学位论文 3 衡和动力装置剧烈振动，可能导致发动机转子轴承损坏 1。 由此可见，进气道结冰对发动机的影响很大，轻则会使发动机功率降低，重则造成发动机 报废。目前，防冰系统已成为保障发动机安全工作的重要附件设备之一。 （2）升力表面结冰 升力表面主要是指机翼和尾翼两部件。 机翼、 尾翼上所结冰层主要积聚在它们的前缘部分。 飞机升力表面结冰会破坏其气动外形，导致翼型阻力增加、升力下降、失速攻角减小、操纵性 和稳定性品质恶化。升力表面结冰曾导致多起严重飞行事故发生。 （3）旋翼机螺旋桨结冰 旋翼机在结冰条件下飞行，螺旋桨桨叶、壳体和整流罩均可能发生结冰。如果在大雷诺数 条件下飞行，气流流动特性主要取决于表面粗糙度。桨叶结冰后破坏桨叶表面的光滑，一开始 便出现附面层紊流化，因而极大地增加了翼型阻力，升力特性变坏、效率降低。当冰层变厚时 螺旋桨的离心力可破坏冰层与表面的连结力，使冰层脱落，又使螺旋桨的平衡遭到破坏，出现 动力装置和机体振动。所以，螺旋桨结冰将严重影响直升机飞行安全。 1.2飞机防/除冰系统概述 目前用于处理飞机结冰形成的系统通常可分为两大类：一类称为防冰系统，即不允许在飞 机部件上产生任何结冰的系统；另一类称为除冰系统，即允许在飞机部件上结少量冰，然后周 期性地将冰除去 1,8。 根据飞机防/除冰系统所采用能量方式的不同，主要可分为机械除冰系统、化学液防/除冰 系统、热力防/除冰系统等。其中机械除冰系统包括膨胀管除冰系统和电脉冲除冰系统；化学液 防/除冰系统根据防/除冰液性能的不同，亦有多种分法，其中常用的除冰化学液有型飞机防/ 除冰液和型飞机防/ /除冰液；热力防冰系统根据热源形式的不同，可分为电热防/除冰系统和 气热防/除冰系统，而根据加热方式的不同，可分为连续防冰和间断除冰，在连续防冰中又可分 为完全蒸发防冰和不完全蒸发防冰等。具体分类如图 1.1 所示。 图 1.1 飞机防/除冰系统分类示意图 电脉冲除冰系统设计研究 4 1.2.1 膨胀管除冰系统 最早出现的机械除冰系统为膨胀管除冰系统。该方法是利用飞机部件前缘表面上膨胀管的 膨胀作用，使其外表面冰层破碎而脱落的一种机械除冰方法。膨胀管除冰系统一般由空气泵、 控制阀、卸压阀、输气管和膨胀管等组成。膨胀管常由涂胶织物制成。用于机翼、尾翼前缘的 膨胀管通常有展向、弦向两种布置形式。当膨胀管充气时，管子凸出，使冰破裂，然后经气流 吹走。除冰后，膨胀管收缩，以保持一定的气动外形。然而进行周期性除冰时，由于胶管凸出， 破坏了飞机原有的气动外形。所以现代高速飞机上很少采用这种系统，只有在个别机种的雷达 罩除冰时才采用这种方法 1 8。 气动除冰罩的优点是工作可靠、节省能量，但它却有一个致命的弱点，即它的阻力大，不 适于高速飞行的飞机，并且启动除冰罩除冰时不可能进行的很彻底，将会有一些残留冰，这将 使阻力增加，进而破坏飞机原有的气动外形。 1.2.2 化学液防/除冰系统 随着飞机飞行速度的不断提高，气动除冰罩的弱点更为突出。人们着眼于寻找采用物理、 化学方法来防冰，即想找到一种涂料，在物理或化学作用下，使冰融化或减小冰与金属蒙皮的 亲和力，从而将冰从翼面上除去。国外学者在这方面进行了大量的试验研究工作，但成效不大。 有人曾尝试在机翼表面涂上一层盐，当机翼收集过冷水滴时，盐溶于水滴中，使水的冰点下降 从而使水滴不致于在飞机表面上冻结。如果仅仅从原理上来说，这种方法是可行的，但由于盐 消耗过快，且飞机在一般云层飞行时，同样造成盐的大量消耗。为了确保安全，在每次飞行前 均需涂一次盐，另外再加上盐对金属蒙皮存在严重的腐蚀作用等，使这种方法一直未能得到实 际应用；还有人曾尝试找一种理想涂料使冰与金属蒙皮表面的粘着力减小，为此将憎水剂涂于 结冰表面。国外试验研究结果表明，蒙皮表面涂有憎水剂时，对飞机的结冰情况几乎没有任何 改善 8。 国外过去采用物理化学方法而实际得到应用的只有液体防冰。液体防冰系统需不断向防冰 表面供给防冰液，该防冰液与飞机部件上所收集的水相混合，使得混合液的冰点温度低于表面 温度，使水不致在飞机表面上结冰。通常可用作防冰液的有乙烯乙二醇、异丙醇、乙醇等。防 冰液除了应具有良好的防冰性能（即混合液的冰点低）外，还必须考虑对蒙皮的腐蚀性及引起 着火的安全性等。国外研究表明：在同样的重量百分浓度下，甲醇的冰点最低，乙醇次之，乙 烯乙二醇较高；而从着火的安全性来说，乙烯乙二醇最安全，且它的化学稳定性好，价格便宜。 美国的飞机常采用它作为防冰液； 而前苏联则多选用乙醇或乙烯乙二醇与其它液体的混合液 1。 美国的航空公司一般采用i型防冰液。i型防冰液是一种水和甘油的混合液，加热后喷在机 翼上防冰，在无降水条件下能短时间(几分钟内)保持机翼不结冰。欧洲的航空公司多年来一直 南京航空航天大学硕士学位论文 5 采用的方法是：先喷热水除冰，然后喷冷的ii型防冰液防止翼面再次结冰。型飞机防冰除 冰液通常由冰点降低剂、水和其他辅助溶剂组成，是黏度较大的非牛顿流体，能较好地附着于 静止飞机的表面，可以提供较长的结冰防护保持时间。同时，型液的黏度随剪切速率增加而 减小，在飞机起飞时可从飞机表面吹掉，不会影响飞机的空气动力学性能。喷洒后可在45分钟 左右的时间内保持翼面不再结冰。ii型防冰液性能虽优于i型除冰液，但它的缺点是污染跑道， 具有一定的毒性，并且价格较高。 在19961999年间，欧洲的航空公司多次发生因防冰所引发的飞行事故，其典型表现为高 空飞行时升降舵控制器发生冻结。这是由于飞机的升降控制系统中的防冰液残留物水合后在高 空结冰造成的，而同期美国的航空公司却没有发生类似事件。经过专家调查发现，欧洲的航空 公司在防冰过程中长期采用或型液的稀释液进行除冰，然后用或型液原液进行防冰。 而美国的航空公司常采用型液稀释液进行除冰，用或型液原液进行防冰。 近年来，研究人员在进行喷水防冰时间测试(一种防冰性能模拟测试方法，简称wset)时， 发现某些型液容易在测试板上出现液膜收缩现象，喷水防冰时间(wset)明显缩短。这种现象 在现场除冰中表现为防冰液从飞机表面迅速收缩、下滑并流走，结果造成防冰时间明显缩短。 经相关追踪调查，我国近年来生产的fcy-1a除冰液（型液）在使用过程中具有良好的润湿性 和附着力，能迅速、有效地铺展在飞机表面，没有出现除冰液的液膜收缩现象，防冰时间满足 美国联邦航空局（faa）公布的防冰时间表(hot表)要求。 液体防冰系统有许多优点， 其主要优点是所需防冰区域较小， 不易在防冰区后面形成冰瘤， 停止供液后还有一段时间能起到防冰作用。它可用来防冰，也可用来除冰。液体防冰系统的主 要缺点是飞机需要携带一定量的防冰液，其系统重量较大，另外若利用离心力来分配防冰液的 旋翼防冰系统，在较严重的结冰状态下，其除冰效果差。 1.2.3 热力防/除冰系统 热力防/除冰：采用热能加热表面，使翼表面温度超过0，以达到防冰或除冰目的。 在现代飞行器上，广泛采用热防冰系统，其热源主要有两种：电热和气热。此外，有少数 发动机还利用热滑油来防冰，其实这样既冷却了发动机的润滑油，又解决了防冰问题。 对于飞机机翼、尾翼、直升机旋翼等防冰需热量大的部件，一般均采用周期性电除冰。周期性 电除冰可以大大地节省能量。一般周期加热区分区数越多，所需电功率就越小；另一方面，随 着分区数的增加，控制变得困难，而且由于电缆等重量的增加，系统总重量亦随之增加，因此 通常分区数不超过10 1。 用热空气作为热源时，通常采用连续加热，很少采用热气周期除冰系统，这是由于热气除 冰系统的热惯性大，容易在加热区后形成冰瘤，而且它的控制比周期性电除冰系统困难，热效 电脉冲除冰系统设计研究 6 率也不如电除冰，这大大限制了热气除冰系统的应用和推广 8。 1.2.3.1 表面连续加热除冰系统 表面连续加热时，撞在表面上的水滴被加温至 0以上，使水不至于发生冻结，而且在水 沿表面流动时，由于防冰表面温度较外界高，因此表面上的水不断蒸发。反之，如果热气供给 的热量不足以把所有的水都蒸发掉，一些未被蒸发的水在加热区后冻结，形成冰瘤。在同样的 供气情况下，所形成冰瘤的厚度取决于飞机的飞行状态及结冰状态。在所设计的结冰状态下会 形成冰瘤，而在较轻的结冰状态下，所收集的水则可能完全蒸发。由此可知，连续加热防冰系 统可分为如下两类 8： （1）完全蒸发防冰 所谓完全蒸发防冰，就是在设计结冰气象状态下，防冰系统能将所收集的水全部蒸发掉。 早期的防冰系统设计中，还采用干防冰系统，即在设计结冰气象条件下，表面上所收集的水全 部在水收集区蒸发掉，这样所需要的热量太大，现代飞机上一般不宜采用干防冰系统。现代飞 机所采用的完全蒸发，防冰系统只要求在加热区内将所收集的水全部蒸发，这样所需的热量比 干防冰小多了。完全蒸发防冰不会形成冰瘤，从防冰特性上来说，这显然是最理想的，但由于 它所需的能量比不完全蒸发防冰大，因此目前只用于少数不允许形成冰瘤的地方。如某些有尾 吊发动机的翼根、某些发动机进气道前缘及发动机防冰上。 （2）不完全蒸发防冰系统 目前大多数防冰部件设计成不完全蒸发防冰，此系统在严重结冰的设计气象条件下，不是 把飞机表面上所有的收集水都蒸发掉，而是允许在加热区后形成少量冰瘤，这种防冰系统所需 的加热功率比完全蒸发防冰小得多。可以说，现代喷气式飞机的机翼大都采用这种系统。不完 全蒸发防冰系统所形成的冰瘤厚度与结冰状态有关，在轻度结冰状态下或者中度结冰状态下， 将形成少量冰瘤，甚至没有冰瘤出现。 1.2.3.2 表面周期加热除冰系统 进行表面周期加热时，防冰表面周期性地冷却及加热。在冷却过程中，表面收集了云层中 的过冷水滴而发生结冰，在加热时间内，表面温度不断升高，而将冰除去。为了便于将冰除去， 在周期加热的机翼前缘，有时会装有连续加热的长条，用它将冰分成几块，这种连续加热的装 置称为“热刀” 。相对于无后掠角或小后掠角的机翼而言，如果没有热刀，在加热时，虽与飞机 表面接触的冰层已融化，在气动力作用下，外面的冰壳紧紧地压向表面，冰仍然无法被气流吹 走。如果有热刀，连续加热的热刀将冰分成两块，这时冰很容易被气流吹除。在不同的加热区 边界上设置热刀，使加热区之间不会相互牵连，这样将冰分成几块，进行表面加热时，很容易 将冰除掉；若机翼后掠角较大时，没有热刀亦能将冰除去。对于旋翼、螺旋桨等部件，由于转 南京航空航天大学硕士学位论文 7 动时的离心力作用，很容易将冰除掉。因此也不必用热刀。 周期除冰的特点是在加热时只需融化表面的一层冰，而不是将所有的冰都融化。对周期除 冰而言，最有意义的是表面温度必须大于 0，因此外界气温对它的工作状况影响很大。在周 期性除冰系统设计中，很重要的一个因素是选择合理的设计气温。 另外，为了保证飞行安全，周期性除冰系统要有两种结冰信号警报器：结冰强度及气温危 险信号警报器。当结冰强度（单位时间内的结冰厚度）超过危险值时，发出“结冰强度危险” 信号，此时需缩短冷却时间；当气温低于设计值时，发出“气温危险”信号，此时应增加加热 时间。 1.2.3.3 典型气热防/除冰系统 现代喷气式运输机多采用发动机压气机引出的热空气来防冰。典型热气防冰系统原理图如 图 1.2 所示： 1发动机压气机 2流量控制阀 3单向活门 4发动机防冰阀 5尾翼防冰阀 6机翼防冰阀 7机翼防冰腔 8水平安定面防冰腔 9垂尾防冰腔 图 1.2 飞机热气防冰系统方块图 1 如图 1.2 所示，由发动机压气机 1 引出的热空气经过流量控制阀 2 及单向活门 3，机翼防 冰阀 6 打开时，热气于是进入机翼集气管，由此管壁上的细孔喷入机翼前缘防冰腔 7；随着尾 翼防冰阀 5 的打开，向水平安定面 8 及垂尾 9 的防冰腔供气。单向活门 3 的作用是万一飞机发 动机发生故障时，避免高压气流向发动机方向倒流。流量控制阀 2 的作用是控制进入防冰系统 的空气流量，以免过多的空气量进入防冰腔，从而严重影响发动机的性能。发动机防冰阀用来 接通发动机防冰系统。 热空气流进机（尾）翼的防冰腔后，沿前缘的通道流动，热空气在沿通道的流动过程中， 把热量传给蒙皮，使防冰表面的温度达到一定值，从而确保飞机表面不结冰。实际上防冰腔是 一个既有传热又有传质的热交换器。虽然它的结构形式很多，但要求热气与防冰通道间的对流 换热系数要大，防冰腔向外的传热面积应尽可能大。即要求当热气在防冰腔内流动时，热空气 电脉冲除冰系统设计研究 8 与蒙皮的热交换情况良好 1。 arj21-700 支线客机涡扇发动机能简便有效地提供用于防/除冰的热气源， 因此利于飞机选 用气热防冰系统。目前世界上此类发动机动力装置的飞机翼面防冰和发动机及其进气道整流罩 前缘防冰系统绝大多数采用气热除冰主要基于此点。 arj21-700 支线客机的机翼防冰系统选择从发动机引出高压热空气工作。引出的高压热空 气经气源系统调节后进入气源总管， 通常当从高压引气口补充引气时， 总管内的气体压力较高， 因此供防冰使用时需经防冰压力调节/关断活门调节。 如果气源总管内的气体参数始终都能满足 防冰要求， 则防冰压力调节/关断活门便不必设置。 防冰系统防冰气流的通断由防冰关断活门控 制， 并且设计上保证操作系统的防冰操作开关处于接通位置时， 防冰压力调节/关断活门也能工 作。防冰空气经导管输送到沿整个缝翼长度布置的前缘“d”形防冰腔的“d”形喷管。喷管上 很多孔径为 2mm 的小孔将防冰空气喷到整个前缘“d”形腔内，然后气流沿着夹层蒙皮形成的弦 向通道加热前缘蒙皮，加热后的防冰空气从防冰腔后缘的小孔和缝隙排至机外大气中。 1.2.3.4 风挡除冰 风挡除冰电加温是由风挡温度控制器控制风挡外层玻璃温度。 一块风挡由一台控制器控制。 为了减少风挡加温防冰热冲击，温度控制器采用斜线加温控制方式，即输送到防冰风挡上的加 热电功率是按时段逐步以 10%全功率递增量增加，直到风挡温度达到预定值时停止增大功率， 而在每个加温时段中通电加温是间断式的。具有防冰功能的风挡在玻璃组件的外层玻璃内表面 上喷涂导电薄膜层，而要求防雾功能的风挡窗户则在玻璃组件的内层玻璃的外表面上喷涂导电 薄膜层。通过提高风挡外层玻璃表面温度达到防止大气中的过冷水滴在风挡外表面上结冰；通 过提高风挡和窗户内层玻璃的表面温度来消除座舱空气中水分在内层风挡玻璃表面上产生雾 气。 风挡温度控制器根据压在风挡内部感受风挡外层玻璃温度的传感器的电阻信号来控制加温 工作。 为了增加风挡使用安全裕度风挡内压有两个可互换的温度传感器， 其中一个供备用 1,8。 这种加温方式可大大减少对风挡玻璃加温的强烈冲击，降低了风挡玻璃加温爆裂现象，延 长了风挡使用寿命。 1.2.4 电脉冲除冰系统 随着飞机尺寸增大和飞行速度的增加，防冰所需的能量也在不断增加，人们希望找到一种 既有一定防冰效能而能量又相对比较节省的防冰方法，为此出现了“电脉冲除冰”方法。 电脉冲除冰(electro-impulse de-icing， 简称eidi)技术最早出现于第二次世界大战之前， 其基本原理是采用电容器组向线圈放电， 由线圈产生强磁场， 在置于线圈附近的导电板(即目标 物)上产生一个幅值高、持续时间极为短暂的机械力，使冰发生破裂而脱落。由于受科学技术水 南京航空航天大学硕士学位论文 9 平所限，电脉冲除冰方法用于航空的想法在当时未能如愿 7。 飞机电脉冲除冰技术于上个世纪六十年代末由前苏联学者i.a.levin博士率先提出， 并在伊 尔-18飞机上进行了结冰条件下的飞行试验且获得成功， 通过飞行试验验证了电脉冲除冰方法是 一种省能且有效的除冰方法，但当时对电脉冲系统设计问题尚未妥善解决 16-18。 1982 年 5 月，维奇塔州立大学（wichita state university，kansas)在美国国家宇航局 （nasa）刘易斯研究中心的资助下与美国几家电气元件厂及飞机制造商合作开始进行电脉冲除 冰系统的研究工作。维奇塔州立大学（wichita state university）g.w.zuwalt 教授带领的科 研团队对电脉冲除冰系统进行了为期七年的研究工作， 进行了大量基础理论及相关的试验研究， 得到了一些有价值的结果9-15,28-29,38-39。 1.2.4.1 电脉冲除冰系统工作原理 用薄铜带绕制而成的脉冲线圈放在蒙皮内侧并与蒙皮保持一小间隙，此间隙能保证在脉冲 力作用下蒙皮产生衰减振动时不至于与线圈相撞。线圈用支架固定在梁或墙上，并以小电感、 低电阻的电缆与电容器相连。电容器在充电装置作用下充以高达千伏的直流电，充电后的电容 器组与线圈组成的电路由晶闸管（可控硅）进行导通。导通后，贮能电容器向线圈瞬间放电， 在线圈周围建立起迅速形成并快速衰减的电磁场。此磁场使金属蒙皮内产生涡流，脉冲线圈与 飞机蒙皮间产生一最大为数百牛顿、作用时间却不足 0.1ms 的脉冲力。在该力作用下蒙皮发生 小振幅（0.1mm 左右） 、高加速度（最大可达 10000g）的衰减振动。蒙皮先加速后减速的剧烈运 动使其表面的冰层剥离、粉碎并弹走，其除冰性能远优于其它各种除冰方法。为了减少耗能， 可用两次或三次连续脉冲来清除蒙皮表面上的冰，它与单次脉冲除冰相比可节能 40%左右。两 次脉冲之间的时间间隔由贮能电容器的充电时间来决定（一般为数秒钟） 9，15，28。 图 1.3 电脉冲除冰系统工作原理 15，28示意图 1.2.4.2 电脉冲除冰系统的主要优点 电脉冲除冰系统的主要优点具体如下 15，28： （1）系统工作温度范围大，可在 0-50的外界环境温度下工作； （2）所需能量少。它所需要的能量仅为周期性电除冰系统的 1/601/100； 电脉冲除冰系统设计研究 10 （3）质量轻、结构紧凑、无活动构件，易于维护； （4）在防冰区外不会形成冰瘤。 由于电脉冲除冰系统具有上述优点，因此，它是一种极具发展前途的飞机除冰方法。 1.3 论文研究的主要工作与创新点 1.3.1 论文研究的主要工作 1.在前人研究电脉冲除冰系统的基础上，探讨电脉冲除冰系统设计方法，尝试自行设计并 制作一套电脉冲除冰系统，同时分析耗能、电容和电压等电气参数、脉冲线圈几何参数及蒙皮 材料等对系统除冰性能的影响； 2.利用所制作的电脉冲除冰系统，通过试验验证当电容器在不同放电电压时脉冲线圈中出 现的峰值电流及试验蒙皮上产生的振动加速度等，并将脉冲电流实验测量数据与理论计算结果 进行对比； 3.在人工结冰状态下，通过进行电脉冲除冰系统地面除冰试验，检验所设计系统的实际除 冰效果； 4.建立电脉冲除冰系统瞬间放电回路模型， 利用 matlab 对该模型中相应电气参数之间的变 化关系进行仿真； 5.利用 visual c+编写程序，制作出相应的电脉冲除冰系统电气参数计算软件。 1.3.2 论文研究的创新点 1.自行设计制作出脉冲线圈一个，并通过选择电脉冲除冰系统其它元件设计装配出电脉冲 除冰系统样机一套； 2.在地面电脉冲除冰试验时，选用基于 rogowski coil 原理的电流互感器进行测量微秒级脉 冲放电电流； 3.提出并建立了电脉冲除冰系统瞬间放电理想二阶 rlc 回路模型； 4.编制出峰值电流理论计算软件，并将理论计算结果与试验实测数据进行了对比，发现在 误差允许范围内二者相吻合。 南京航空航天大学硕士学位论文 11 第二章 电脉冲除冰系统设计制作 2.1 非金属板设计 非金属板的主要是用来安放并固定脉冲线圈，并可利用其优良的绝缘性能以防止因脉冲线 圈瞬间放电时产生的脉冲大电流泄漏意外伤人。初步设计时加工所使用的非金属材料选择为胶 木或聚氯乙烯。 胶木为一种热固性酚醛树脂，具有较高的机械强度、良好的绝缘性，耐热、耐腐蚀，常用 于制造电器材料，如开关、灯头、耳机、电话机壳、仪表壳等。而胶木的缺点是机械性能较差， 不易于机械加工，同时亦不耐油和化学腐蚀。 聚氯乙烯是一种白色或淡黄色粉末状树脂，密度约为 1.4 3 /g cm，含氯量在 5658左 右。当在聚氯乙烯树脂中加入各种增塑剂和稳定剂时，使其变得易于机械加工，同时具有耐酸、 耐碱、耐腐蚀和绝缘保温的优良性能。 综合考虑加工材料与加工成本，本设计非金属板的加工材料选择使用聚氯乙烯。 （1）按脉冲线圈半径为 45mm 进行非金属板设计，用 autocad 2004 画出设计图，设计示意 图如图 2.1 所示： 图 2.1 非金属板设计示意图 （2）进行尺寸标注，送去厂家进行加工，同时设计 2 只由紫铜 2 t材料制作的螺栓。该螺 电脉冲除冰系统设计研究 12 栓可用作脉冲线圈的电极。螺栓电极一端头部中间设计出一狭缝（如图 2.3 所示） ，以便脉冲线 圈绕制时铜带能顺利穿过。 （3）实际所加工出的非金属板和螺栓电极如图 2.2、图 2.3 所示。 图 2.2 实际所加工的非金属板示意图 图 2.3 紫铜螺栓电极示意图 2.2 紫铜带切割 将金属宽铜皮（长 14.5m，宽 30cm，厚 0.2mm）购得后，发现与绕制脉冲线圈所需铜带宽 度相差甚大，故需进行铜带切割。 在进行切割时，曾打算选用线切割或等离子切割方法，实际却发现对长铜带切割无法采用 线切割或等离子切割方法。因线切割无法保证铜带切割精度；等离子切割容易产生毛刺，且容 易使所切割出的铜带受热变形。由于上述两种方法在实际切割操作中均难以实现，只好采用人 工剪切法。 （1）专用划线工具制作 南京航空航天大学硕士学位论文 13 为了确保手工剪切出的铜带宽度满足试验所需尺寸（宽 10mm） ，必须先通过划线来保证手 工剪切的边界线，因无法利用长钢尺直接划出切割界线，只好自制划线工具，以保证水平划出 切割线。 a.选择一片厚度为 1mm 的不锈钢片，剪裁成如图 2.4 所示形状，同时将图中 1 处的微小凸 起磨成锐利的针状； b.将宽铜皮平铺在光滑平整的地板上；用右手拇指、食指和中指握紧图中 2 处，使 3 平直紧靠 在铜皮边缘且卡于其上，并让针尖 1 接触铜皮，左手稳