飛機的防冰系統(tǒng)與除冰

1、畢業(yè)設(shè)計論文西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院畢業(yè)設(shè)計論文1概述飛機的防冰系統(tǒng)與除冰方法飛機的結(jié)冰問題嚴(yán)重危害飛機的安全性。 飛機表面出現(xiàn)冰，阻礙了空氣的流 動，增大了摩擦力并減小升力，尤其是機翼上的冰對飛機起飛影響很大。積聚在飛機尾翼上的冰可擾亂飛機的平衡，迫使飛機向下傾斜，這種現(xiàn)象稱為尾翼失速。 這時，飛機的防冰系統(tǒng)起到了很重要的作用。通常，飛機上除冰的方法有兩種，一種是“滲透機翼”液體除冰系統(tǒng)，一種 是膨脹橡膠氣囊，稱為氣體罩，氣體罩沿著機翼安裝。但這兩種方法都存在缺點， 如液體除冰系統(tǒng)效率有限，氣體罩增加了飛機重量和功耗。在格林研究中心開展 聯(lián)合研究，采用可膨脹的石墨箔加熱單元技術(shù)有效替代通常的除冰

2、方法。這種超薄石墨覆蓋在飛機表面，并不會太多增加飛機重量，且能夠快速融化冰。這種安全的設(shè)備目前已向整個航空界推廣。飛機表面結(jié)冰現(xiàn)象、結(jié)冰形式以及影響因素高空飛行飛機的迎風(fēng)表面通常會伴隨三種不同形式的結(jié)冰現(xiàn)象，即“水滴積冰”，“干結(jié)冰”和“升華結(jié)冰”。在大氣對流層下半部的云霧中，常常存在大 量溫度低于冰點而仍未凍結(jié)的液態(tài)水滴.即“過冷水滴”?！八畏e冰”指的是飛 機部件表面的平衡溫度低于冰點，過冷水滴撞擊并積聚凍結(jié)于部件前緣表面而發(fā) 生的積冰現(xiàn)象。水滴積冰嚴(yán)重時常常會飛機的氣動外形、危害飛機的飛行安全， 因此，是飛機防冰與除冰技術(shù)的主要研究對象?！案山Y(jié)冰”指的是飛機在含有大量冰晶或有雨夾雪的云中

3、飛行時.因氣動力加熱或飛機防冰設(shè)備工作等原因使部 件迎風(fēng)表面溫度高于冰點，冰晶沉積融化、然后再凍結(jié)成冰的現(xiàn)象。飛機干結(jié)冰 現(xiàn)象很少遇到，一般無危險，但發(fā)動機進(jìn)氣道拐彎處和進(jìn)氣部件表面發(fā)生的干結(jié) 冰現(xiàn)象，積聚的冰品進(jìn)人發(fā)動機后，會損壞壓氣機葉片或使發(fā)動機熄火， 具有一 定的危害性。“升華結(jié)冰”指的是飛機由冷區(qū)飛入暖區(qū)，機體表面溫度低于周圍 氣溫達(dá)到結(jié)霜溫度時.空氣中水汽在飛機表面凝華成冰的現(xiàn)象。升華結(jié)冰. 只要 飛機表面溫度與周圍氣溫平衡時，冰層便能很快地被融化消失，故不存在危險。 因此，“水滴積冰”成為本文討論的主要容。影響水滴積冰的形成及其嚴(yán)重程度的因素很多，包括氣象條件、飛機部件外形及飛行

4、狀態(tài)等諸多因素。一般來說， 在液態(tài)水含量較大的過冷云中飛行時， 容 易發(fā)生積冰；大氣溫度約為 0-15C時，發(fā)生積冰的概率最大；水滴直徑大 于20微米時，積冰會威脅飛行安全；飛行速度越大，由干過冷水滴撞擊數(shù)增加 使積冰量加大；但飛行速度超過冰極限飛行速度時， 又會因氣動力加熱使部件表畢業(yè)設(shè)計論文西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院畢業(yè)設(shè)計論文面不再發(fā)生積冰。飛機表面積冰的形狀則主要取決于云層中的水滴直徑、大氣溫度及飛行速 度。高速飛行，飛經(jīng)單位體積過冷水滴多而大、過冷卻程度較小的云中時，易形 成如圖l-1(a)所示的“雙角狀冰”。“雙角狀冰”通常透明堅硬，增長很快，凍 結(jié)牢固，不易破除，對飛機氣動性能影響很大

5、，對飛行安全具有嚴(yán)重的危害性。 低速飛行，飛經(jīng)單位體積過冷水滴少而小、 過冷卻程度較大的云中時，飛機表面 的積冰形狀通常呈現(xiàn)粒狀或多孔的白色不透明冰層，稱作“矛狀冰”(圖1-1( c )。該冰結(jié)構(gòu)較“雙角狀冰”為松.飛機振動和顛簸時易脫落，對飛機 氣動性能和飛行安全影響較小。介于兩者之間的，多形成所謂的“中間冰” (圖 1-1 ( b ),其危害程度和增長速度介于“雙角狀冰”和“矛狀冰”之間。9)9)圖1-1飛機高速飛行中表面冰形狀(a)雙角冰1 ( b ) 中間冰1 ( c ) 矛狀冰畢業(yè)設(shè)計論文西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院畢業(yè)設(shè)計論文2飛機防冰與除冰技術(shù)為了防止飛機某些部位結(jié)冰，或結(jié)冰時能間斷地除

6、去冰層.保證飛機積冰時 安全飛行，人們常常要采取適當(dāng)?shù)姆辣c除冰技術(shù)。常見的需要采取防冰與除冰 技術(shù)的飛機部位主要有風(fēng)擋、空速管、螺旋槳、直升機旋翼，機瑟、尾冀、發(fā)動 機進(jìn)氣道前緣及進(jìn)氣部件。飛機防冰與除冰技術(shù)按工作方式可分為機械除冰技 術(shù)、液體防冰技術(shù)和熱力防冰技術(shù)等如圖 2 -1飛機防冰、除冰技術(shù)所示。其中, 機械除冰技術(shù)又可分為氣動帶除冰和電脈沖除冰技術(shù)；熱力防冰技術(shù)分別按熱源和加熱方式又分別分為電熱防冰、氣熱防冰技術(shù)，以及連續(xù)防冰和間斷除冰技術(shù)。氣朝帶靜冰電“港除冰方式拉橇際方式拉橇際圖2-1飛機防冰、除冰技術(shù)采取何種具體的防冰、除冰技術(shù)種類，取決于機種、動力裝里、電源功率、 待保護(hù)表

7、面大小以及防冰重要程度等因素。一般來說.對于待保護(hù)表面積較大、 防冰要求較高的機翼、發(fā)動機進(jìn)氣道前緣等部件.常采用氣熱防冰技術(shù)；對待保護(hù)表面積較小、防冰要求較低的尾翼、螺旋槳等部件，可采用電熱周期除冰技術(shù)； 對不允許結(jié)冰而且耗電功率不大的風(fēng)擋、空速管等部件，則多采用電熱防冰技術(shù)。 下面我將對圖2-1中的各種防冰、除冰技術(shù)進(jìn)行 闡述。氣動帶除冰技術(shù)氣動帶除冰技術(shù)又稱“膨脹管除冰技術(shù)”。利用飛機部件前緣表面上膨脹管 的膨脹作用，使其外表面冰層破碎而脫落的機械障冰的技術(shù)。該技術(shù)系統(tǒng)由空氣 泵.控制閥、卸壓閥、翰氣管及膨脹管等組成。膨脹管常由涂膠織物制成。用于 機翼，尾翼前緣的膨脹管通常有展向、 弦向

8、兩種形式。周期地使膨脹管充氣而膨 脹，卸壓而收縮，從而使冰層破裂，脫離管面，然后被氣流吹去?！痉?、除冰部位：】飛機部件前緣。機械除冰。西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院為畢業(yè)設(shè)計論文電脈沖除冰技術(shù)電脈沖除冰技術(shù)由釋放靜電能產(chǎn)生高能盤的電脈沖， 作用在飛機部件待防護(hù) 部位的蒙皮上，在彈性變形圍使象皮快速鼓動，從而破除該蒙皮表面上冰層的機 械除冰技術(shù)。該技術(shù)系統(tǒng)一般由電源、電脈沖源、功率存貯器，脈沖發(fā)生器和控 制裝置等組成。除冰時常采用以下兩種方案：(1)將電磁線圈置于十分靠近篆皮的表面處，由電容向線圈地輸人大量靜電能，產(chǎn)生高峰值電磁波，使蒙皮鼓動而破冰。(2)將不可燃、不導(dǎo)電的液體填充在由部件防冰表面蒙皮制成

9、的腔體， 由 浸在液體的電極地釋放大量靜電能， 產(chǎn)生很高的液體壓力.經(jīng)液體傳遞壓力使蒙 皮鼓動而破冰?！痉馈⒊课唬骸恐饕糜诔ワw機部件待防護(hù)部位的蒙皮表面的冰層。 機械除冰。電液體防冰技術(shù)向部件待防護(hù)表面噴涂防冰液，與撞擊在表面上的過冷水滴混合，液體凝固 點低于表面溫度而不結(jié)冰的飛機防冰技術(shù)。通常采用連續(xù)噴射防冰液的防護(hù)方 式。有時也用周期性噴液方式。該技術(shù)系統(tǒng)一般由貯液箱、泵、過濾器、控制裝 置、輸液管及液體分配器等組成。常用乙烯乙二醇，異丙醇、乙醇、甲醉等低凝 固點液體作防冰液。在泵的壓力作用下，防冰液經(jīng)液體分配器均勻地送至部件表 面。常用的分配方式有以下三種：(1)利用螺旋槳、直升

10、機旋翼旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的離心力將防冰液甩到槳葉、旋翼 前緣表面。(2)由霧化噴嘴將防冰液噴射到風(fēng)擋、雷達(dá)罩外表面。(3)用安置在機(尾)翼前緣駐點線附近的多孔金屬條滲出(在壓差作用 下)防冰液.并借助氣流作用將防冰液均勻分布到前緣表面。使用液體防冰技術(shù)時.不會在部件防冰表面后形成冰瘤.而且停止供液后.還 具有短時間的防冰作用。但因防冰液消耗量較大，使系統(tǒng)重量增丸噴液孔易堵塞， 維護(hù)麻煩，現(xiàn)已很少采用?！局饕糜诜辣课唬骸看Ｗo(hù)表面積較小、防冰要求較低的尾翼、螺旋槳 等部件。畢業(yè)設(shè)計論文西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院畢業(yè)設(shè)計論文電熱防冰技術(shù)電熱防冰技術(shù)又稱電防冰技術(shù)是將電能轉(zhuǎn)變?yōu)闊崮?，加熱部件防冰?面的熱力防

11、冰技術(shù)。該技術(shù)系統(tǒng)一般由電源、選擇開關(guān)、過熱保護(hù)裝置，及電加 熱元件等組成。選擇開關(guān)有“手動”、“自動”等位置。當(dāng)位于“自動”位置時， 飛機結(jié)冰傳感器感受結(jié)冰電訊號，自動接通或斷開系統(tǒng)電源。過熱保護(hù)裝置（包括溫度傳感頭和繼電器）用來防止防冰表面蒙皮過熱而變形。 電加熱元件將電源 所供的電能轉(zhuǎn)變?yōu)闊崮?，對部件防冰表面加熱?除冰。電防冰技術(shù)有連續(xù)加熱和 間斷加熱兩種形式。對防冰表面不允許結(jié)冰或加熱耗電功率較小的部件 （如風(fēng)擋， 空速管等）。常用連續(xù)加熱的防冰方式；對防冰表面允許少量結(jié)冰或加熱耗電功 率較大的部件（如機翼、尾翼等）。常用周期加熱的除冰方式。常用于不允許結(jié)冰而且耗電功率不大的風(fēng)擋、空

12、速管等部件。氣熱防冰技術(shù)氣熱防冰是利用熱空氣加熱飛機部件防冰表面的熱力防冰技術(shù)。 活塞式發(fā)動 機的飛機，多用汽油加溫器等加熱沖壓空氣作熱氣源；裝噴氣發(fā)動機的飛機， 一 般從發(fā)動機壓氣機引氣作熱氣源。 被引出的熱壓縮空氣流過流量限制器、 單向活 門、防冰控制閥，輸入熱氣表面加熱器，對部件表面加熱以防冰。由于熱空氣加熱蒙皮時熱慣性大，周期加熱控制較難，故很少采用周期加熱 的防護(hù)方式，而常用連續(xù)加熱的防護(hù)方式。連續(xù)加熱方式多用于防冰表面較大的 部件，如機翼、尾翼、發(fā)動機進(jìn)氣道前緣等。該技術(shù)系統(tǒng)使用維護(hù)簡單，工作可 靠，但熱最利用率較低。常用于待保護(hù)表面積較大、防冰要求較高的機翼、發(fā)動機進(jìn)氣道前緣等部

13、件。蒸發(fā)防冰與流濕防冰技術(shù)蒸發(fā)防冰技術(shù)又稱“干防冰”技術(shù)，是氣熱防冰技術(shù)方式的一種。它是指飛 機在云層中飛行時，氣熱防冰系統(tǒng)對部件防冰表面連續(xù)加熱， 將飛機表面收集的 水份全部蒸發(fā)的防護(hù)技術(shù)。這種技術(shù)需熱量大，一般用在不允許防冰表面后部形 成冰瘤的部件，如懸掛（或后機身兩側(cè)吊掛）發(fā)動機的機具群根前緣表面。流濕 防冰技術(shù)又稱“濕防冰”技術(shù)。它是指飛機在云層中飛行時，熱力防冰系統(tǒng)對部 件防冰表面連續(xù)加熱不能將飛機表面所收集的水量全部蒸發(fā)的防護(hù)技術(shù)。該技術(shù)將使部件防冰表面呈流濕狀態(tài)，而在防冰表面后部常常會形成冰瘤。用這種防護(hù) 方式播熱量較小，對防冰表面后允許結(jié)少量冰瘤而不影響飛行安全的部件 （如機

14、翼、尾翼，風(fēng)擋等），一般都應(yīng)采用這種技術(shù)。畢業(yè)設(shè)計論文西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院畢業(yè)設(shè)計論文【防、除冰部位：】待保護(hù)表面積較大、防冰要求較高的機翼、發(fā)動機進(jìn)氣道前緣等部件。氣動帶除冰和液體防冰技術(shù)始于上世紀(jì)三、四十年代，但因膨脹管充氣時對 飛機氣動性能影響較大，目前已很少使用。電脈沖除冰技術(shù)興起于六十年代末， 由于系統(tǒng)有重至較輕，耗電功率小， 除冰效果良好等特點，許多現(xiàn)代飛機上依然 使用該技術(shù)。然而，當(dāng)前飛機上使用最為廣泛是熱力防冰技術(shù)，該技術(shù)已成為現(xiàn) 代飛機防冰與除冰技術(shù)發(fā)展的主流。西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院為畢業(yè)設(shè)計論文3飛機防冰系統(tǒng)試驗飛機防冰系統(tǒng)試驗是飛機防冰技術(shù)的重要環(huán)節(jié)，它可以測定飛機部件防護(hù)

15、表 面的結(jié)冰情況和飛機防冰系統(tǒng)的工作性能.驗證防冰技術(shù)系統(tǒng)的可靠性。目前， 主要的飛機防冰系統(tǒng)試驗有以下四種：冰風(fēng)洞試驗“冰風(fēng)洞”是飛機飛行時研究部件迎風(fēng)表面和某些儀表機外傳感器的結(jié)冰問 題及其防（除）冰方法的特種風(fēng)洞。冰風(fēng)洞穩(wěn)定段前裝有大容盤的冷卻器.穩(wěn)定 段中設(shè)有可控制的噴霧裝置，以便在試驗段中模擬真實飛行時遇到的結(jié)冰云霧條 件。風(fēng)洞風(fēng)扇前設(shè)里防護(hù)網(wǎng)，防止冰塊打傷風(fēng)扇葉片。冰風(fēng)洞試驗主要是利用結(jié) 冰風(fēng)洞研究飛機部件或模型的結(jié)冰情況及防（除）冰方法，測定防冰系統(tǒng)最小需用功率（熱空氣流量、防冰液消耗量或耗電功率），確定防冰系統(tǒng)方案的。在風(fēng) 洞試驗時，為了維持風(fēng)洞正常運行.某些風(fēng)洞部件和測試設(shè)備

16、傳感器須有防冰措 施。例如，拐角導(dǎo)流片常用蒸汽加熱以免其表面結(jié)冰而堵塞風(fēng)洞回路，試驗段觀察窗用電加熱），以免玻璃表面結(jié)冰而影響其透明度；總壓管用電加熱，以免結(jié) 冰而影響試驗段風(fēng)速的正常測示等。防冰技術(shù)系統(tǒng)設(shè)計階段通常需要反復(fù)進(jìn)行冰風(fēng)洞試驗.一般可獲得滿意結(jié) 果，但試驗件的尺寸往往受冰風(fēng)洞設(shè)備限制，很難模擬氣壓高度等因素。干空氣飛行試驗帶有熱力防冰系統(tǒng)的飛機在預(yù)定高度、氣溫的干空氣中飛，并測定部件防冰 表面溫度分布值及防冰技術(shù)系統(tǒng)性能數(shù)據(jù)的試驗。根據(jù)干空氣飛行試驗測得的數(shù) 據(jù)進(jìn)行計算分析，可估計熱力防冰技術(shù)系統(tǒng)的防護(hù)能力。模擬結(jié)冰飛行試驗飛機在人工模擬的結(jié)冰氣象條件下飛行， 測定防冰系統(tǒng)的工作性

17、能，以及不 防冰部件表面的結(jié)冰對飛行性能影響的試驗。 模擬結(jié)冰飛行試驗可以用來對大部 件及整機防冰系統(tǒng)作初步鑒定。該試驗常有以下三種試驗方法：被試部件的前方安裝霧化噴水設(shè)備， 在預(yù)定氣溫的大氣中，模擬過冷云霧條 件，接通防冰技術(shù)系統(tǒng)，測取系統(tǒng)性能數(shù)據(jù)。畢業(yè)設(shè)計論文西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院畢業(yè)設(shè)計論文圖3-1用于機翼、尾翼前緣的積冰模型帶有霧化噴水設(shè)備的飛機在預(yù)定溫度的大氣中飛行，控制噴水設(shè)備建立所需過冷云霧區(qū)，測取防冰技術(shù)系統(tǒng)工作性能數(shù)據(jù)。 利用地面低溫和風(fēng)向條件，控制噴霧裝里以形成所需過冷云霧區(qū)，測定 防冰技術(shù)系統(tǒng)工作性能。積冰模擬試驗還可以將飛機部件表面冰層的模型固定于飛機上，使該部件與氣流相

18、對運動，以測定積冰對飛行性能影響的試驗。積冰模型可用橡皮、夾布膠木、 泡沫塑料、木材或有彈性的材料制作，常膠接于部件表面?？砂搭A(yù)定的結(jié)冰氣象 條件、飛機飛行狀態(tài)和所用防冰系統(tǒng)類型選取適當(dāng)?shù)姆e冰模型形式。用于機翼、 尾翼前緣的積冰模型（圖 3-1）。對不防冰的機翼、尾翼，可用（a ）、（b ）冰 型；對于流濕防冰或周期除冰方式，可用（c ） , （d）冰型。為安全計，該機型 必須先在風(fēng)洞中試驗，而后進(jìn)行機載積冰模型飛行試驗。通過對試驗測得的有關(guān) 氣動性能數(shù)據(jù)的計算、分析，從而決定被試部件是否裕要采取防（除）冰措施。3.4自然結(jié)冰飛行試驗飛機在結(jié)冰計算狀態(tài)的云中飛行，防冰技術(shù)系統(tǒng)的工作性能。自然結(jié)

19、冰飛行 試驗僅用于新機防冰系統(tǒng)最后鑒定。因完全符合預(yù)定設(shè)計狀態(tài)的云層很難遇到， 一般只能在近似的預(yù)定氣象條件下進(jìn)行測定， 然后根據(jù)所測的防冰試驗和計算數(shù) 據(jù)，分析、推算該防冰系統(tǒng)的工作能力。西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院為畢業(yè)設(shè)計論文4防冰系統(tǒng)故障檢查與實例分析Y-12 nY - 12H型飛機是小型多用途飛機，安裝了機、尾翼降冰系統(tǒng)、進(jìn)氣道前 緣電防冰系統(tǒng)、進(jìn)氣道慣性分離系統(tǒng)、螺旋槳電除冰系統(tǒng)、空速管電防冰系統(tǒng)、 失速警告器電防冰系統(tǒng)、燃油通氣孔防冰系統(tǒng)、風(fēng)檔酒精防冰系統(tǒng)。除沒有熱空 氣防冰系統(tǒng)外，具有電防冰、液體防冰、膨脹式除冰系統(tǒng)。機、尾翼除冰系統(tǒng)是 膨脹式充氣管橡膠除冰套.加上與其配套的機械、電子

20、、電氣部件組成.由美國 BFG公司提供了機、尾翼除冰系統(tǒng)初步建議，水滴撞擊分析報告、除冰系統(tǒng)原理 圖及除冰套圖。由于在1985年12月24日頒發(fā)Y 12H型飛機的型號合格證時，沒有 安裝機、尾翼除冰系統(tǒng)，因而， Y12H型飛機的使用類型是非結(jié)冰條件。經(jīng)過 1986年下半年對機、尾翼除冰系統(tǒng)的安裝，飛機的防冰系統(tǒng)已齊全.通過飛行 試驗驗證Y - 121型飛機的條件已經(jīng)成熟。恰好，美國聯(lián)邦航空局于1986年新頒發(fā)了 AC 23 . 1419-1咨詢通報，題目是：小飛機在結(jié)冰條件飛行的合格審 定.FAA認(rèn)為，此材料既不是強制性的也不是限制性的. 也不打算形成一部法規(guī)， 其目的是為申請人實施符合性驗證

21、時提供可選擇的方法。因而，下面的咨詢通報可以作為Y 12H飛機防冰能力飛行驗證的指南。屆時，通過飛機防冰能力飛行驗證的指南來對 Y - 1211型飛機的防冰系統(tǒng) 進(jìn)行分析，從而清楚飛機防冰系統(tǒng)設(shè)計時要考慮什么， 飛機起飛前對防冰系統(tǒng)有 何要求，飛機防冰系統(tǒng)遇到故障怎樣排故。1.45分鐘待機狀態(tài)在確定飛機防冰能力時，要考慮飛機使用條件的皺嚴(yán)重狀態(tài)。通常要考慮飛 機在不同高度上的爬升、巡航、待機和下降等使用狀態(tài)。對于 Y 12H型這類低 速飛行的飛機，由于沒有使用高升力裝置， 其巡航狀態(tài)可能是呆嚴(yán)重的狀態(tài).因 為外露表面L結(jié)冰改變了機、尾翼的翼型，相應(yīng)對飛機的升力、阻力和操縱上 都產(chǎn)生影響。使用經(jīng)

22、驗表明：在結(jié)冰條件下飛行的持續(xù)時間長達(dá)45分鐘是可能遇列的狀態(tài)。稱之為45分鐘待機狀態(tài)。在確定研究全機使用特性的臨界冰型應(yīng)采用45分忡待機準(zhǔn)則。Y 1211型飛機的干空氣飛行試驗的冰型就是根據(jù)上述咨詢通報 的45分鐘待機準(zhǔn)則而進(jìn)行計算并結(jié)合自然結(jié)冰試驗的冰塑進(jìn)行修正而確定的： 水滴立徑22微米，含水量0.59克每立方米。這種分析是飛機保留在結(jié)冰云 中飛行，而且所有的轉(zhuǎn)彎在結(jié)冰云中完成。Y12H型飛機曾到新疆進(jìn)行驗證飛行， 基本上是在層云中完成共飛行18架次，28小時33分.結(jié)冰飛行試驗了架次.每 次試驗飛行都力爭達(dá)到待機45分鐘條件下的結(jié)冰程度，但是由于自然結(jié)冰條件 無法預(yù)報，同時在云中飛行過

23、程中又不能直接控制含水量、水滴直徑寺， 因此每畢業(yè)設(shè)計論文西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院畢業(yè)設(shè)計論文次飛行都盡量增加持續(xù)結(jié)冰時間.飛行時間與含水量的乘積為最大的一次飛行是 生98 了年3月19日下午的試驗飛行，含水量0 . 32g / m3，飛行時間160分, 乘積為51 ,迢過了待機45分鐘乘0.5g / m3 ,等于22,5的乘積。超過此乘 積的還有1987年3月19日的試飛及1987年4月3日的試飛，其乘積分別為 45和28。說明Y 121型飛機的防冰能力驗證基本上按咨詢通報進(jìn)行的，符合45分鐘的待機狀態(tài)的要求。.頗振分析按照小飛機在結(jié)冰條件飛行的合格甲定要求應(yīng)進(jìn)行顫振研究以表明考慮了 冰積累的質(zhì)

24、量分布后對顫振特性是否產(chǎn)生有害影響。對沒有安裝防冰或除冰設(shè)備的表面，考慮的是積累冰的影響.對已經(jīng)防護(hù)的表面，考慮的是殘留冰的影響。 但是，在顫振分析中不需考慮冰型對氣動特性的影響。機翼顫振分析所用的結(jié)構(gòu)模型由一根位于36 %弦長處的剛軸代替，機身與尾翼的結(jié)構(gòu)模型也簡化為剛軸，機翼在翼根處與機身較接并通過斜撐桿與子翼和 機身上部連接。機翼剛度及各連接桿的剛度通過調(diào)整， 與未帶冰型灼全機共振試 驗的振型及頻率已達(dá)到一致。帶冰型后仍采用這一套剛度和質(zhì)量數(shù)據(jù).但為了便 于附加積累冰、除冰套與殘留冰的質(zhì)量.在剛軸上伸出了一些剛性臂。由于斜撐 桿與子翼的積累冰離其剛軸較近，且對機翼顫振速度的影響很小.所以

25、沒有伸出 剛性臂。顫振計算所用程序是國際公認(rèn)的NASTRA曜序.結(jié)果表明.隨結(jié)冰量的增加，頻率略有減少.規(guī)律是合理的.但其弈化量很小，可以認(rèn)為沒有變化.結(jié) 論是結(jié)冰對臨界顫振速度影響很小.仍可滿足大于1 . 2Vd的要求。通過自然結(jié)冰試驗可以發(fā)現(xiàn)副翼配重的頭部結(jié)了很大的冰，這對防止副翼顫振是有利的。.動力源分析AC 23.14 19 - 1咨詢通報要求申請人在防冰系統(tǒng)設(shè)計時應(yīng)估算動力源。 Y 1211型飛機裝有兩臺額定輸出為200A的直流發(fā)電機，共400A。取并聯(lián)系數(shù) 0. 95 .則系統(tǒng)的實際額定輸出電流為 400A x 0 .95=380A .而Y 1211飛機 防冰系統(tǒng)電氣負(fù)載為78.5

26、9A 。如考慮加上沒有防冰系統(tǒng)的飛機最大平均負(fù)載 125 . llA .則具有防冰系統(tǒng)的飛機最大負(fù)載為 203 .7A，小于380A的發(fā)電容 量。即使一臺發(fā)電機發(fā)生故障，另一臺發(fā)電機可處于強迫通風(fēng)狀態(tài).允許長期輸出電流為25oA ,也滿足動力源供給全機包括防冰系統(tǒng)等負(fù)載的要求。由于考慮 了單臺發(fā)動機的故障狀態(tài).因此有關(guān)動力源的驗證符合23.903的發(fā)動機隔離要求.故障分析為了飛機的飛行試驗安全，F(xiàn)AA咨詢報告要求應(yīng)研究可識別的故障或失效。 并分析其對飛機的影響。經(jīng)分析，飛機，防冰、除冰系統(tǒng)影響飛行安全主要是：10西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院畢業(yè)設(shè)計論文防冰系統(tǒng)中除冰套有關(guān)部件發(fā)生故障使機翼或尾翼出現(xiàn)非

27、對稱結(jié)冰并達(dá)到喪失 操縱的程度。因此.在每次飛行前要嚴(yán)格檢查除冰套及管路是否漏氣.控制發(fā)生不對稱結(jié)冰的概率.止匕外.螺旋槳除冰系統(tǒng)有關(guān)電器部件發(fā)生故障.以及除冰器接通時無 線電千擾或噪音等.都可能危及飛行安全。.撞擊極限分析咨詢通報要求申請人提出機、尾翼等需要防冰的部位的水滴軌跡和撞擊分 析。這個分析應(yīng)對飛機使用包線和 FAA25部附錄C結(jié)冰包線所有的臨界情況進(jìn) 行檢查。Y - 12H 飛機的速度圍是0.18 300km/h ,高度圍1 000 6000m , 其中1000 3000m的結(jié)冰幾率最大，是檢查的重點。翼型的前緣半徑和最大厚 度點的位置是影響水滴撞擊極限的兩個主要因素。當(dāng)撞擊極限超

28、出前緣半徑圓弧區(qū)時.前緣半徑越小.最大厚度點越靠后.則撞擊極限越靠后.反之亦然。因此 計算時用NACA65 216翼型代替GAW1翼型.前緣半徑由2.6 % 變?yōu)?2 .2 % 最大厚度點由38 崛為40 % 平尾用NACA65 212代NACA1412 .美 國BFG公司為Y 12H設(shè)計的除冰套除冰圍為：機翼上下表面分別為82 . 5mm 和184.1mm 平尾上下表面分別為 158 .7mmf口 57. 1mm,垂尾為82 . 5mm.如 以直徑40微米的水滴計算撞擊極限，則在機翼上表面超出5mm ,下表面超出73mm;平尾上表面超出27mm下表面超出12mm ,垂尾撞擊區(qū)全部落在除冰區(qū)。

29、 如果以水滴直徑為20微米計算撞擊極限.則全部在防護(hù)區(qū).實測試飛情況：最大水滴直徑在 40微米至44微米之間，空速為240km/h , 高度為2900m時.機翼上表面主要結(jié)冰部位在 60mm以.少數(shù)達(dá)90mm,下表面 超出210mmi寸有極薄的一層冰，說明計算是保守的。實際超出防護(hù)區(qū)的冰對飛機 性能的影響是很小的。因此，Y - 12型飛機機、尾翼氣動除冰套的除冰圍是足夠的。11西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院結(jié)束語西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院結(jié)束語畢業(yè)設(shè)計論文目前隨著飛機飛行速度的不斷提高，多數(shù)飛機的時速已超過結(jié)冰極限飛行速 度，所需的結(jié)冰防護(hù)部位因而也有所減少。但任何高速飛機都有低速飛行階段， 如起飛，著陸等，

30、而且風(fēng)擋和某些儀表的機外傳感頭等重要部件仍需防冰， 所以, 飛機的防冰與除冰技術(shù)依然是飛機系統(tǒng)設(shè)計中不可忽視的重要環(huán)節(jié)。本文對飛機防冰，除冰系統(tǒng)以及相關(guān)試驗進(jìn)行了全面綜述，能夠?qū)︼w機的防 冰與除冰技術(shù)有個較為全面的理解。我認(rèn)為飛機的防冰系統(tǒng)學(xué)習(xí)在我三年對本專業(yè)的學(xué)習(xí)充當(dāng)著很重要的角色， 貫穿幾門專業(yè)課。我也發(fā)現(xiàn)在航空電器， 飛機構(gòu)造幾門課程的課本上，我們可以 了解到的飛機防冰系統(tǒng)是很可觀的。 學(xué)期末，我有一個和南方航空公司人事部的 領(lǐng)導(dǎo)進(jìn)行學(xué)習(xí)交流的機會，領(lǐng)導(dǎo)問的幾處都與飛機的防冰系統(tǒng)有關(guān)， 而在座的各 位很少有對飛機防冰系統(tǒng)有所說的。這也可能跟學(xué)校主要圍繞軍機教學(xué)有關(guān)系， 所以我希望在畢業(yè)論

31、文中能夠?qū)Ψ辣到y(tǒng)有更深的了解，對客機又拓展式的學(xué) 習(xí)。通過論文，我也著實對飛機防冰系統(tǒng)，及其除冰工作有了深一層次的掌握， 了解了許多書本上以外的知識，也讓將要離開學(xué)校走入工作崗位的我對知識有所 鞏固，讓知識在三年后的學(xué)習(xí)后有所消化。12畢業(yè)設(shè)計論文西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院畢業(yè)設(shè)計論文辭在整個畢業(yè)設(shè)計中，我得到了指導(dǎo)老師瓊老師的熱心指導(dǎo)和幫助， 由于工作 原因，論文后期不能在校與導(dǎo)師當(dāng)面溝通，所以后來借助網(wǎng)絡(luò)與老師取得聯(lián)系， 再此感老師在百忙之中抽出空來對我的論文進(jìn)行詳細(xì)的批改及所給予的指導(dǎo)。從課題選擇到具體的寫作過程，論文初稿與定稿無不凝聚著瓊老師的心血和 汗水，在我的畢業(yè)設(shè)計期間，瓊老師為我提

32、供了種種專業(yè)知識上的指導(dǎo)和一些富 于創(chuàng)造性的建議，老師一絲不茍的作風(fēng)， 嚴(yán)謹(jǐn)?shù)膽B(tài)度使我深受感動，沒有這樣的 幫助和關(guān)懷和熏，我不會這么順利的完成畢業(yè)設(shè)計。在此向瓊老師表示深深的感 和崇高的敬意！在臨近畢業(yè)之際，我還要借此機會向在這兩年中給予我諸多教誨和幫助的各 位老師表示由衷的意，感他們兩年來的辛勤栽培。不積陛步何以至千里，各位任課老師認(rèn)真負(fù)責(zé)，在他們的悉心幫助和支持下，我能夠很好的掌握和運用專業(yè)知 識，并在設(shè)計中得以體現(xiàn)，順利完成畢業(yè)論文。同時，在論文寫作過程中，我還參考了有關(guān)的書籍和論文，在這里一并向有 關(guān)的作者表示意。我還要感同組的各位同學(xué)以及我的各位室友， 在畢業(yè)設(shè)計的這段時間里，你

33、們給了我很多的啟發(fā)，提出了很多寶貴的意見， 對于你們幫助和支持，在此我表 示深深地感！13畢業(yè)設(shè)計論文西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院畢業(yè)設(shè)計論文文獻(xiàn)1航空工業(yè)科技詞典編委會編航空工業(yè)科技詞典.國防工業(yè)， 19802林肖芬.飛機系統(tǒng)設(shè)計.航空工業(yè)，20023勤紅，喬建軍.飛機模擬冰型飛行試驗14畢業(yè)設(shè)計論文西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院畢業(yè)設(shè)計論文飛機防冰系統(tǒng)和除冰方法【摘要】本論文主要闡述了飛機防冰系統(tǒng)，飛機表面結(jié)冰現(xiàn)象、結(jié)冰形式以及影響因 素；然后對現(xiàn)有的飛機防冰與除冰技術(shù)進(jìn)行概括；最后還對幾類常規(guī)的飛機防冰系統(tǒng)試驗進(jìn)行綜述。經(jīng)大學(xué)課本的學(xué)習(xí)，我們基本只能知道飛機的防冰系統(tǒng)分為 電防冰和熱防冰，發(fā)動機防冰和大翼

34、防冰主要是靠發(fā)動機的熱引氣， 而空速管和 風(fēng)擋則是依靠電加溫來防冰的。通過本文，可對飛機的結(jié)冰、除冰與防冰，以及 相關(guān)的試驗技術(shù)有較為全面的了解，在論文最后以Y-12II型飛機為例解讀防冰系統(tǒng)故障檢查與實例分析。關(guān)鍵詞：飛機結(jié)冰飛機除冰防冰系統(tǒng)Abstract: This paper mainly expounds the plane surface ice phenomenon, icy form and influencing factors were expounded, Then for existing aircraft anti-icy and removing ice techn

35、ology generalization, Finally on several categories of conventional aircraft anti-icy system test were reviewed in this article. Through this paper, may to the aircraft icing, removing ice and anti-icy, and the related experimental technology have relatively comprehensive understanding,finally to Y - 12H type ofsystemairc