大型飞机短舱进气道防冰系统概述
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摘 要：飞机结冰是飞行安全的重大隐患。本文在介绍目前的防/除冰现状分析的基础上，分析了典型飞机的短舱进气道防除冰系统架构，可作大型飞机短舱进气道防除冰系统设计时参考。
关键词：大型飞机;发动机短舱;防冰系统
飞机积冰是飞机在积冰气象条件下飞行时，大气中的液态水在部件表面冻结并积聚成冰的物理过程。结冰不仅增加飞机重量，而且破坏了飞机的气动外形;发动机进气系统结冰会使发动机引气不足，造成发动机功率降低，引致发动机喘振甚至熄火，同时脱落的积冰可能会流入发动机内部，损坏发动机造成事故。研究发动机短舱进气道防除冰系统设计，具有重要意义。
1 防除冰技术现状
根据结冰防护所采用能量方式的不同，当前流行的飞机防除冰技术主要包含液体防除冰技术、机械防除冰技术和热防除冰技术。
1.1 液体防除冰技术
向防冰表面喷洒防冰液，防冰液与飞机部件所收集的水混合后其冰点低于表面温度，使水不致在表面上结冰。可用作防冰液的有乙烯乙二醇、异丙醇、乙醇等。防冰液的分配方法主要有通过微孔金属板、采用雾化喷嘴和利用离心力（主要针对直升机旋翼及螺旋桨）三种。液体防除冰技术的优点是消耗功率小，缺点是防冰液装载量有限，防冰时间受影响，装载太多防冰液影响飞机的有效载重等。
1.2 机械防除冰技术
1.2.1 气动套除冰技术
利用粘贴在飞机表面的气动套的膨胀管交替充气和放气，使得气动套交替的膨胀与收缩，将附着在气动套外表面的冰破碎成小块且破坏了冰与气动套表面的附着力，然后被气流吹去。除冰后，膨胀管收缩，以保持一定的气动外形。气动除冰系统的特点是消耗的空气流量小，对低速飞机上实用性较好。缺点是除冰时，膨胀管会凸出蒙皮表面，破坏飞机原有的气动外形，所以在现代高速飞机上应用较少。
1.2.2 电脉冲除冰技术
在金属蒙皮下方安装脉冲线圈，利用瞬间放电技术在金属蒙皮上形成电磁涡流场，从而使蒙皮产生作用时间极短的脉冲电磁力，使蒙皮快速鼓动，从而破除蒙皮表面上的冰层。电脉冲除冰系统质量小，结构紧凑，除冰效果好，但目前还没实现广泛的装机应用，主要在于系统可靠性和高频振动对蒙皮的疲劳寿命和结构的不利影响等问题还没得到充分验证。
1.3 热防除冰技术
1.3.1 热气防冰技术
热气防冰技术是利用热空气加热飞机部件的待防护表面。现代喷气发动机的飞机，一般从发动机压气机内引气作热气源。由于热空气加热蒙皮时的热惯性大，周期加热控制较难，故很少采用周期加热的方式，而常用连续加热的方式。连续加热方式多用于待防护表面面积较大的部件，如机翼、尾翼、发动机进气道前缘等。热气防冰系统使用维护简单，工作可靠，但热量利用率较低。
1.3.2 电热防除冰技术
电热防除冰技术将电能转变为热能。电热防冰系统是加热部件的待防护表面，保证其温度高于水的结冰温度，从而保证撞击到防护表面上的水不结冰。电热除冰技术是将热量传给已经结冰的飞机表面，让冰层与飞机接触的部分融化以使冰层脱落。对表面不允许结冰或加热耗电功率较小的部件（如风挡、空速管等）通常采用防冰的方式;对表面允许少量结冰或加热耗电功率较大的部件（如机翼、尾翼等），通常采用除冰的方式。
2 典型飞机短舱进气道防除冰系统
对于大型飞机，短舱进气道一般采用热气防冰系统。
2.1 ARJ21短舱进气道防冰系统
ARJ短舱防冰系统采用发动机中压五级引气口的热空气加热短舱进气道前缘蒙皮，防止其结冰。原理见下图1。
每个发动机端方防冰系统通过1个短舱防冰活门控制系统引气通断。短舱防冰开关接通时，热气通过短舱防冰压力传感器和防冰管路，进入前缘笛形管，通过笛形管交错分布的三排引射孔喷射到进气道前缘防冰腔进行加热防冰。
短舱防冰活门为电控气动关断活门，采用来自发动机起动导管的一路引气进行活门作动。短舱防冰活门具有开关位置信号指示功能，故障（断电或发动机起动导管压力低）时自动打到开位。短舱防冰压力传感器用来检测管内压力，以监控系统状态。防冰供气导管采用双层套管结构，防止供气管爆破，管路上设有防冰泄漏弹出指示器，检测内外层导管之间的压力。如果内层管破裂，弹出指示器的红色内芯向外弹出。
2.2 A320短舱进气道防冰系統
A320短舱进气道防冰系统同样采用发动机压气机的热空气加热短舱进气道前缘蒙皮，防止其结冰。但在系统构成上存在两种不同构型，见下图2。
其中一种构型由发动机进气道防冰活门、管道和一个涡旋式喷嘴组成，引自于发动机高压第五级压气机的引气为热力源。另一种构型由发动机进气道防冰活门、管道、文氏管和笛形管组成，引自于发动机高压第七级压气机的引气为热力源。
发动机进气道防冰活门为电控气动关断活门，采用来自发动机第九级压气机引气口的一路引气进行活门作动。活门具有开关位置信号指示功能。发动机不工作状态下（没有气时）活门自动打到关位。发动机工作状态下，当供电失效时，活门打到开位。
2.3 B737短舱进气道防冰系统
B737短舱进气道防冰系统同样采用发动机压气机的热空气加热短舱进气道前缘蒙皮，防止其结冰。原理见下图3。
B737短舱进气道防冰系统采用电控气动的压力调节关断活门控制系统引气通断并调节活门出口压力。活门后有空气膜片式压力开关监控管路压力，当超过指示压力时时给出超压（接通）信号。经防冰后的气体通过防冰区域下部的排气口排到机外。
3 结语
从以上三个国内外典型的大型飞机来看，短舱进气道大多采用热气防冰系统，主要原因在于发动机进气口一般不允许存在积冰外，还由于热气防冰系统结构简单，直接从发动机压气机引气，管路较短，温降和压降损失较小。从系统架构上看，主要由防冰活门、管路和热气分配机构（笛形管或涡旋喷嘴）等组成。部分飞机根据安全性要求等设置了压力监控，为防止管路破裂时引气流量过大而设置了文氏管、泄漏指示等。在进行大型飞机短舱进气道防冰系统设计时，可以根据实际的热气能源供给能力、安全性要求等具体情况，选择合适的架构。
[参考文献]
[1]林贵平等.飞机结冰与防冰技术[M].北京：北京航空航天大学出版社，2016.1.
[2]常士楠. 大型飞机的防/除冰问题. 中国航空学会2007 年学术年会， 机载、航电专题89.
（作者单位：珠海通用航空研发制造基地，广东 珠海 519040）
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