飞机机翼防除冰系统研究进展.docx

文 章 编 号 ：1004-3918（ 2012） 09-1246-05飞机机翼防除冰系统研究进展王毅，元辛，张峰（西北工业大学 力学与土木建筑学院工程力学系，西安 710072）摘 要 ： 机翼表面的积冰对飞机飞行姿态影响很大 . 为 满 足 飞 机 在 低 温 、高湿等气候条件下的飞行要求 ，防 除 冰 系统的设计研究是飞机设计中的重要内容 . 介 绍 了飞机积冰的特点及其对飞机飞行性能的影响 ，并对国外各种先进的 机翼防除冰系统工作原理及特征加以介绍和对比分析 ，对国内飞机防除冰系统的设计具有很大的参考价值 .关 键 词 ： 飞 机 积 冰 ； 机 翼 ； 防 除 冰 系 统中 图 分 类 号 ： V 21141文 献 标 识 码 ： AThe Development of the Wing Ice Protection SystemWang Yi， Yuan Xin， Zhang Feng（School of mechanics，Civil Engineering and Architecture，Northwestern Polytechnicial University，Xian 710072，China）Abstract: The effects of ice accretion on an aircraft can cause the shape of airfoils and flight control surfaces tochange. The design of the ice protection system is a key technique of the aircraft design for meeting the flight requirements under the low temperature and high humidity climatic conditions The characteristics of the ice accretion and the effects on the aircraft is introduced，and the operating principle and feature of the abroad wing ice protection systems is presented and contrastively analyzed in this paper This paper has important referencevalue to the aircraft designKey words: ice accretion on the aircraft； wing； the ice protection system飞行积冰是一种严重的危害，它破坏了飞机表面的光滑流场，增加了飞行阻力，降低了飞行控制的可靠性以及飞机的升力 . 积冰的实际重量在积冰引起的气流破坏过程中仅起次要作用 . 随着为补偿额外阻力 的动力增加以及为保持高度而采取的机鼻抬升导致的飞行攻角的增加，在机翼及机身下表面出现的积冰是 允许的 . 积冰会出现在飞机所有暴露的正表面，不仅在机翼，螺旋桨及风挡上面，而且会出现在各种天线、 通气孔、进风口、发动机整流罩等部位 . 在中等或严重积冰状况下，轻型飞机的积冰会导致飞机无法继续飞 行. 飞机会在比正常状态下较高的速度或较低的攻角下就出现失速，可能陷入不受控制且无法恢复的翻转 或仰俯状态.风洞试验和飞行试验表明在机翼前缘或上表面出现的厚度或粗糙程度要比一小片粗砂纸要小的霜、雪、 积冰会降低飞机升力的 30并增加阻力的 401 . 较多的堆积物会更大程度降低飞机的升力，冰增加飞行阻 力达到 80甚至以上. 尽管飞机装备了各种防除冰的设施，但其作用效果受到未保护区域积冰堆积的影响. NASA TM835642研究表明当受保护表面的积冰被清除后，飞行的阻力仍保持在原有阻力接近 50的水平.粘连在飞机外表面的结构积冰种类包括霜状冰、明冰及混合冰三种：1）霜状冰（rime ice）具有粗糙的、乳白色外表. 这类冰大多数情况下可以被除冰系统去除或被防冰系统 阻止 .收 稿 日 期: 2012-06-07基 金 项 目 : 航空科学基金（2010ZF56016）；河南省基础与前沿基金资助项目（11230041003）；河南省重点科技攻关项目（082102210016）作 者 简 介: 王 毅（1975），男，河南南阳人，博士研究生，副教授，主要研究方向为飞机防除冰系统及复合材料层合板力学 性能.2012 年 9 月王 毅 ，等 ： 飞机机翼防除冰系统研究进展-1247 -2）明冰（clear or glaze ice）通常是透明的并且紧紧贴附在飞机外表面，但经过进一步的堆积后容易形成冰脊. 这类冰通常很难去除.3）混合冰（mixed ice）即由前面两类积冰混合而成 .目前常见的防除冰技术按工作方式可分为机械除冰、液体防冰和热力防除冰. 其中，机械除冰技术可分 为气动带除冰和电脉冲除冰；热力防除冰技术按热源和加热方式可分为电热防冰、气热防冰，以及热翼防冰. 一般地，对保护面积大，防冰要求较高的机翼、发动机进气道前缘，常采用气热防冰；对保护面积小、防冰要求 低的部件采用电热周期除冰；对不允许结冰且耗电功率不大的风挡、空速管等部件，多采用电热防冰技术.机翼部位积冰对飞行安全的影响最大，因此本文针对国外机翼防除冰系统的发展现状及最新技术加以 介绍，对国内飞机设计具有重要的参考价值.2 防除冰系统21 气动除冰罩 技术1923 年，位于美国俄亥俄州阿克伦的 GOODRICH 公司 发明了气动除冰罩（如图 1）技术，这种技术主要由安装在机翼表面的厚橡皮薄膜构成 . 在正常情况下，薄膜紧贴于机翼表面，系统通过向橡皮薄膜内冲压缩空气使其膨胀产生 裂纹使积冰破碎，然后再抽出全部压缩空气. 目前这种技术 仍广泛应用于大翼，飞机尾部的水平稳定器及垂尾的前缘部位，在美国联邦航空管理局 2009 年 4 月 21 日公布的关于积 冰条件下飞行许可联邦法规第 14 条（14 CFR）中，对飞行员 如何正确地使用这种除冰技术做出了详尽的说明和要求3 .1956 年，Bowden4对安装有除冰罩的 NACA 0011 翼型积冰对气动性能影响进行了研究 . 通过力平衡方法得到了 一个除冰循环后的翼型性能（升力、阻力、俯仰力矩）变化情 况. 并研究了循环周期、充气压力、真空率以及防冰罩展向 管与翼张管的不同效果，发现在大多数积冰条件下，两种软 管分布方式效果相近，均能在 1 min 的周期内达到最小积冰 阻力. Andy P Broeren5-6对装有 GOODRICH 公司生产的除 冰罩的 NACA 23012 在 NASA 的 LPET 风洞进行了试验研 究，发现除冰循环间隙产生积冰（如图 2）比残余积冰严重 得多. 除冰循环间隙产生的积冰导致了翼型气动性能严重 丧失，与干净翼型相比，升力系数下降了 68，失速角从 17降为 9 . 不同雷诺数和马赫数对积冰后翼型的升力系数无显著影响.图 1 气动带除冰技术 Fig1 Pneumatic deicing boots图 2 除冰循环间隙积冰 Fig2 DeIcing Boot with Intercycle Ice气动除冰罩技术主要缺陷为：除冰罩需要经常更换（一般 23 年即须更换），由于防冰罩的任何孔洞引起的漏气都会导致其除冰功能的丧失. 因此，几乎每次起飞前都需要认真检查 . 在重度积冰环境下， 积冰的速度可能远大于防冰罩能够除冰的速度，因此并不能处理此类积冰问题 . 在无防冰罩区域，残余 积冰的重量会逐渐增加，进而会影响到飞行的安全性.由于气动除冰罩的这些缺点，其主要应用于中型客机或通用飞机，而大型客机或喷气式军机目前均采用在机翼前缘内部安装加热设备的方法来进行除冰.22气热防冰技 术引气是指在燃油被注入燃烧器之前，从燃气轮机中抽取的高温（典型值 200250 ）高压（典型值 275 kPa） 气体 . 尽管从理论上讲，可以从任何燃气轮机中抽取气体，但实质上在航空领域仅用在喷气式发动机上7 .这些压缩空气在飞机可以被用作不同用途，如为气动除冰罩提供必要的压缩空气 . 但此时气体温度过高， 压缩空气需要经过环控系统（ECS）的降温，或者为环控系统提供气源，或者直接被引入防冰腔结构，用于机 翼前缘襟翼结构的防冰 . 而一般意义上所指的气热防除冰系统是高温高压气流指通过 Piccolo 管在防冰腔河 南 科 学第 30 卷 第 9 期-1248 -内部的喷射，使机翼外表面温度保持在 10 以上的系统. 这种系统的典型原理就是通过环控系统（ECS）引入高温高压气流，再经过伸缩管和 Piccolo 管，最终到达防冰腔内部 .这种技术目前被应用在 Boering 737/747/757，Airbus 319/320/340 等系列大型客机以及 CJ130 等大型 运输机上 . 该系统被广泛应用的主要原因是由于高温高压热空气是一种容易获取的、可靠的、长效的资源 . 图 3（a）、（b）分别给出了 Airbus 319/320 和 Boering757 两种不同形式的防冰腔结构，图 3（c）给出了 Boering737800 的防冰引气系统操控面板，其上面仅有 auto 和 high 两个开关选择项，这无法满足精确控制不同积 冰状况下所需不同引气量的要求 .（a）空客 319/320 防冰腔结构（b）波音 757 防冰腔结构（c）Boeing 737800 防冰控制面板图 3 气 热 防 冰 系 统Fig3 The Turbine engine bleed air antiice system飞机气热防冰系统的引气会对飞机的操控性能产生严重的影响，甚至过量的引气会造成飞机发动机动力不足，造成机毁人亡的严重事故 . 因此波音公司在其最新型 787 梦想客机8上，就采用了新研制的无引气 防除冰系统（仅指机翼部分，其所装配的发动机 General Electric GEnx 及 RollsRoyce Trent 1000 均内置气 热防除冰系统）. 而空客公司在其最新型客机 A350 所采用的方案是通过一系列的改进来提高引气系统的 工作效率，进而减少引气量9 .电热防除冰 系统电热除冰方式在实际应用中由于能耗及安装等原因，主要应用在风挡及空速管等部位 . Galdemir C Botura10等人通过把研制出的能量存储模块（ESU）直接放置在机翼前缘内表面的方式除冰，每个能量存储模 块包括由有 14 个电压为 27 V，容量为 3500 F 的电容构成的能量存储单元、两个加热单元、一个电控制/检测单元、一个控制单元构成，模块的寿命达到了 106 个循环周期 . 这种低功耗电热除冰系统（LPED）的平均 能耗仅为 9.7 W/cm2 以内，通过在空客公司冰风洞 IWT 及自然飞行结冰条件下的试验研究发现，该系统较传 统电热除冰方式所需能量降低了 20%50 .2324机电除冰系 统尽管波音 737800 采用气动除冰罩技术来去除天线罩部位的积冰，并且通过引气系统来防止主翼前缘部位的结冰，但为了防止倾斜的翼梢小翼和尾翼部位的积冰，设计人员开发了一种新的除冰系统机电除冰系统（EMEDS）. Cox Company 公司开发的 EMEDS 系统通过激振由铝合金或不锈钢材料制造的机翼前缘来达 到除冰的目的，该系统所提供的能量可以去除厚度超过 0015 cm 厚的积冰. 由于只需对机翼前缘的形状稍 加改变即可调整结构的高阶固有频率，并且激振器可以装在机翼前缘内部，因此这项技术也被广泛应用于 豪客比奇商用喷气式飞机以及美国海军的相关机型上.25 电磁脉冲除 冰技术电磁脉冲除冰技术最早于 1937 年 在英国专利文献中被提出11 . 1985 年威 奇塔州立大学通过风洞试验及 NASA 双水獭飞机（如图 5）的飞行试验验证了这种方法的可行性12 .如图 6 所示，电磁脉冲防除冰技术（a）装有 EMEDS 系统的机翼前缘（b）激振器具体位置图 4 机 电 除 冰 系 统（ EMEDS）Fig4 The hybrid ElectroMechanical Expulsion Deicing System2012 年 9 月王 毅 ，等 ： 飞机机翼防除冰系统研究进展-1249-图 5 NASA 进行飞行试验双水獭飞机 Fig5 NASA Twin Otter used for the ElectroImpulse Method testing图 6 电子脉冲除冰系统 Fig6 The ElectroImpulse deicing system工作原理是：当高压电容器快速冲放电时，安装在机翼前缘线圈所产生的突发电磁斥力作用在蒙皮上，从而达到除冰的效果 . 这种防除冰方法的实施会受到电磁干扰、结构疲劳、以及噪音对乘员的影响等因素的制 约. 尽管这种除冰系统对于轻型飞机来说是适用的，但大多数飞机由于考虑到该系统的可靠性都不采用这 种除冰方式. 这种除冰方式也可应用于直升机旋翼以及发动机进气道的除冰. Dennis Newton13认为尽管此 种电磁脉冲除冰技术具有可靠性强，除冰效率高，能耗低且增重很小等优点，但在具体的产品设计中存在的 大量尚待解决的问题限制了其应用范围.26 热翼技术参照 NASA 小企业创新研究（SBIR）条款的要求，位于克利夫兰的一家公司诺斯科斯特科技有限公司应 凯利航天的要求对一种石墨薄片加热单元进行研究. 通过这项研究，诺斯科斯特公司开发出一种热翼系统14（如图 7 所示），它是一种重量轻、容易安装的可靠的除冰系统 .的柔韧导电石墨箔可根据需要瞬间升温，其超薄型的 层状结构使其质量很轻，这种系统相当于在飞机表面产生 5080 V 电压的 100150 A 的交流电机，而质量 的增加可以忽略不计 . 这种系统要比普通金属电加 热系统更易于使用且所需功率更小，超薄型的层状结 构使其可像胶带一样黏贴在飞机表面任意可能积冰 的部位 . 其层状结构包含了作为高效传热层的热电传导石墨箔以及电绝缘层 . 根据节能需要，特定区域 内的石墨箔可依照系统控制独自加热.这种热翼防除冰技术的防除冰效果目前在哥伦 比亚 350 和 400 两种单引擎飞机及比奇克拉夫特男爵 B55 型飞机上得到了验证 . 凯利航天公司正在研 究适用于其他型号飞机的热翼技术.27 渗漏机翼二十世纪三十年代，研究人员就开始通过对在机 翼前缘引入除冰液达到防除冰目的的方法进行了相关的实验研究 . 如图 8 所示，英国 CAV 航空有限公 司提供的 TKS 防冰保护系统是一种最典型的渗漏机 翼防除冰方案，渗漏翼设计使用了位于机翼前缘的小作为热翼技术的标志性特征，这种系统采用图 7 热 翼 技 术Fig7 The therma wing图 8 TKS 渗 漏 机 翼 技 术Fig8 The TKS weeping wing孔. 化学混合物被泵送到前缘，通过小孔渗出来防止冰的形成和增长.其主要优势是防冰而不是除冰. TKS系统通过降低过冷水凝固点的方法来达到防冰目的 . 在二十世纪六十年代，TKS 系统被应用于 HS125 喷气式飞机上，此后每 125 架喷气式飞机就有一架装备了 TKS 系统. 到了八十年代，随着激光钻孔技术的发展， 如图 9 所示的的微孔 TKS 系统变成了标准配置. TKS 系统没添加除冰液时质量仅有 1618 kg，加满除冰液 后的质量可达到 3645 kg，可确保飞行 25 小时的防除冰需要，该质量远小于安装除冰罩所增加的质量 . 该 系统目前广泛应用于 Cessna Aircraft，Cirrus Design Corporation 等小型飞机，装备 TKS 系统的小型飞机数量已河 南 科 学第 30 卷 第 9 期-1250-超过 6000 架. 此种系统的缺点是需要定期添加除冰液，而除冰效果的好坏与除冰液有直接关系.多孔表面液 体滑移技术哈佛大学工程与应用科学系的 Aizenberg 教授所研 发的多孔表面液体滑移技术（SLIPS）是通过一种类似于 分子游离技术的方案，实现了液滴在金属表面的自动滑落， 这种设计方案的思路来源于荷叶表面的厌水性 . 具体方法是通过在金属表面雕刻上一层膜状材料，使得润滑剂可 以在金属表面固定附着，而润滑剂的存在可以显著降低水28图 9 渗漏机翼的钻孔尺寸 Fig9 The dimension of the drilling hole of the weeping wing滴的附着力 . 实验证明，即便是在高湿、高压、低温环境下，也可以保证金属表面不出现积冰.3结论与展望通过对国外防除冰系统的性能对比可以看出：气动除冰罩技术由于需要定期更换，每次飞行前都须检查，且易于出现间隙积冰等缺陷，导致其主要应用于小型飞机 . 而电脉冲除冰技术由于系统制造中的诸 多问题造成的系统可靠性很低，导致其无法大规模应用 . 渗滤机翼技术需要补充防冰液给该项技术的应用 带来了很大的局限性，特别是在无人机的设计中，由于飞机所需较长的滞空时间，方案应用的可能性就很小 .气热防除冰系统尽管具有可靠性强等优点，但从发动机引气对飞行性能影响十分显著，并且过量引气会 造成发动机动力不足等严重问题 . 因此需要不断改进与完善 . 以 LPED 为代表的低功耗电热除冰系统 和以 EMEDS 为代表的机电防除冰系统是目前国外防除冰系统所采用的主要形式，也是国内飞机设计应当重点参考的防除冰手段 . 热翼技术和多孔表面液体滑移技术不需要外界过多的能量，且基本上不影响飞机 的气动外形就可实现较好的防除冰效果，是未来飞机防除冰系统发展的主要方向，也是国内研究人员需要 认真研究和学习的防除冰方法.参考文献:12Civil Aviation Authority Aircraft icing handbookM Lower Hutt：Civil Aviation Authority，2000Ranaudo R J，Mikkelsen K L，Mcknight R C，et al Performance degradation of a typical twin engine commuter type aircraft in measured natural icing conditionsC/22nd. Aerospace Sciences Meeting，Reno NV：American Institute of Aeronautics and Astronautics，1984：912US Department of transportation federal aviation administration Pilot training and checking under title 14 of the code of FederalRegulations（14 CFR）EB/OL 2009042120120705 http：//other_visit/aviation_industry/airline_operators/airline_safety/info.Bowden D T Effect of pneumatic deicers and ice formations on aerodynamic characteristics of an airfoil R Washington D C：National Advisory Committee for Aeronautics，1956Broeren A P，Bragg M B Effect of intercycle ice accretions on airfoil performanceJ. Journal of Aircraft，2004，41（1）：165174 Broeren A P，Bragg M B Effect of residual and intercycle ice accretions on airfoil performanceR Washington D C：Federal Aviation Administration，2