飛機的防冰系統(tǒng)與除冰

1、畢業(yè)設計論文西安航空職業(yè)技術學院畢業(yè)設計論文1概述飛機的防冰系統(tǒng)與除冰方法飛機的結冰問題嚴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。這種安全的設備目前已向整個航空界推廣。飛機表面結冰現(xiàn)象、結冰形式以及影響因素高空飛行飛機的迎風表面通常會伴隨三種不同形式的結冰現(xiàn)象，即“水滴積冰”，“干結冰”和“升華結冰”。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于部件前緣表面而發(fā) 生的積冰現(xiàn)象。水滴積冰嚴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的主要研究對象。“干結冰”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備工作等原因使部 件迎風表面溫度高于冰點，冰晶沉積融化、然后再凍結成冰的現(xiàn)象。飛機干結冰 現(xiàn)象很少遇到，一般無危險，但發(fā)動機進氣道拐彎處和進氣部件表面發(fā)生的干結 冰現(xiàn)象，積聚的冰品進人發(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 氣溫達到結霜溫度時.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)設計論文西安航空職業(yè)技術學院畢業(yè)設計論文面不再發(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”?！半p角狀冰”通常透明堅硬，增長很快，凍 結牢固，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 )。該冰結構較“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)設計論文西安航空職業(yè)技術學院畢業(yè)設計論文2飛機防冰與除冰技術為了防止飛機某些部位結冰，或結冰時能間斷地除

6、去冰層.保證飛機積冰時 安全飛行，人們常常要采取適當?shù)姆辣c除冰技術。常見的需要采取防冰與除冰 技術的飛機部位主要有風擋、空速管、螺旋槳、直升機旋翼，機瑟、尾冀、發(fā)動 機進氣道前緣及進氣部件。飛機防冰與除冰技術按工作方式可分為機械除冰技 術、液體防冰技術和熱力防冰技術等如圖 2 -1飛機防冰、除冰技術所示。其中, 機械除冰技術又可分為氣動帶除冰和電脈沖除冰技術；熱力防冰技術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，以及連續(xù)防冰和間斷除冰技術。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、除冰技術采取何種具體的防冰、除冰技術種類，取決于機種、動力裝里、電源功率、 待保護表

7、面大小以及防冰重要程度等因素。一般來說.對于待保護表面積較大、 防冰要求較高的機翼、發(fā)動機進氣道前緣等部件.常采用氣熱防冰技術；對待保護表面積較小、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； 對不允許結冰而且耗電功率不大的風擋、空速管等部件，則多采用電熱防冰技術。 下面我將對圖2-1中的各種防冰、除冰技術進行 闡述。氣動帶除冰技術氣動帶除冰技術又稱“膨脹管除冰技術”。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。該技術系統(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?！痉馈⒊课唬骸匡w機部件前緣。機械除冰。西安航空職業(yè)技術學院為畢業(yè)設計論文電脈沖除冰技術電脈沖除冰技術由釋放靜電能產(chǎn)生高能盤的電脈沖， 作用在飛機部件待防護 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。該技術系統(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?、除冰部位：】主要用于除去飛機部件待防護部位的蒙皮表面的冰層。 機械除冰。電液體防冰技術向部件待防護表面噴涂防冰液，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冰的飛機防冰技術。通常采用連續(xù)噴射防冰液的防護方 式。有時也用周期性噴液方式。該技術系統(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擋、雷達罩外表面。(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， 維護麻煩，現(xiàn)已很少采用?！局饕糜诜辣课唬骸看Ｗo表面積較小、防冰要求較低的尾翼、螺旋槳 等部件。畢業(yè)設計論文西安航空職業(yè)技術學院畢業(yè)設計論文電熱防冰技術電熱防冰技術又稱電防冰技術是將電能轉變?yōu)闊崮?，加熱部件防冰?面的熱力防

11、冰技術。該技術系統(tǒng)一般由電源、選擇開關、過熱保護裝置，及電加 熱元件等組成。選擇開關有“手動”、“自動”等位置。當位于“自動”位置時， 飛機結冰傳感器感受結冰電訊號，自動接通或斷開系統(tǒng)電源。過熱保護裝置（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 所供的電能轉變?yōu)闊崮?，對部件防冰表面加熱?除冰。電防冰技術有連續(xù)加熱和 間斷加熱兩種形式。對防冰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）。常用連續(xù)加熱的防冰方式；對防冰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）。常用周期加熱的除冰方式。常用于不允許結冰而且耗電功率不大的風擋、空

12、速管等部件。氣熱防冰技術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。 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 的防護方式，而常用連續(xù)加熱的防護方式。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)動機進氣道前緣等。該技術系統(tǒng)使用維護簡單，工作可 靠，但熱最利用率較低。常用于待保護表面積較大、防冰要求較高的機翼、發(fā)動機進氣道前緣等部

13、件。蒸發(fā)防冰與流濕防冰技術蒸發(fā)防冰技術又稱“干防冰”技術，是氣熱防冰技術方式的一種。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)的防護技術。這種技術需熱量大，一般用在不允許防冰表面后部形 成冰瘤的部件，如懸掛（或后機身兩側吊掛）發(fā)動機的機具群根前緣表面。流濕 防冰技術又稱“濕防冰”技術。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)的防護技術。該技術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 方式播熱量較小，對防冰表面后允許結少量冰瘤而不影響飛行安全的部件 （如機

14、翼、尾翼，風擋等），一般都應采用這種技術。畢業(yè)設計論文西安航空職業(yè)技術學院畢業(yè)設計論文【防、除冰部位：】待保護表面積較大、防冰要求較高的機翼、發(fā)動機進氣道前緣等部件。氣動帶除冰和液體防冰技術始于上世紀三、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。然而，當前飛機上使用最為廣泛是熱力防冰技術，該技術已成為現(xiàn) 代飛機防冰與除冰技術發(fā)展的主流。西安航空職業(yè)技術學院為畢業(yè)設計論文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的重要環(huán)節(jié)，它可以測定飛機部件防護

15、表 面的結冰情況和飛機防冰系統(tǒng)的工作性能.驗證防冰技術系統(tǒng)的可靠性。目前， 主要的飛機防冰系統(tǒng)試驗有以下四種：冰風洞試驗“冰風洞”是飛機飛行時研究部件迎風表面和某些儀表機外傳感器的結冰問 題及其防（除）冰方法的特種風洞。冰風洞穩(wěn)定段前裝有大容盤的冷卻器.穩(wěn)定 段中設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冰云霧條 件。風洞風扇前設里防護網(wǎng)，防止冰塊打傷風扇葉片。冰風洞試驗主要是利用結 冰風洞研究飛機部件或模型的結冰情況及防（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 洞試驗時，為了維持風洞正常運行.某些風洞部件和測試設備

16、傳感器須有防冰措 施。例如，拐角導流片常用蒸汽加熱以免其表面結冰而堵塞風洞回路，試驗段觀察窗用電加熱），以免玻璃表面結冰而影響其透明度；總壓管用電加熱，以免結 冰而影響試驗段風速的正常測示等。防冰技術系統(tǒng)設計階段通常需要反復進行冰風洞試驗.一般可獲得滿意結 果，但試驗件的尺寸往往受冰風洞設備限制，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)進行計算分析，可估計熱力防冰技術系統(tǒng)的防護能力。模擬結冰飛行試驗飛機在人工模擬的結冰氣象條件下飛行， 測定防冰系統(tǒng)的工作性

17、能，以及不 防冰部件表面的結冰對飛行性能影響的試驗。 模擬結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備， 在預定氣溫的大氣中，模擬過冷云霧條 件，接通防冰技術系統(tǒng)，測取系統(tǒng)性能數(shù)據(jù)。畢業(yè)設計論文西安航空職業(yè)技術學院畢業(yè)設計論文圖3-1用于機翼、尾翼前緣的積冰模型帶有霧化噴水設備的飛機在預定溫度的大氣中飛行，控制噴水設備建立所需過冷云霧區(qū)，測取防冰技術系統(tǒng)工作性能數(shù)據(jù)。 利用地面低溫和風向條件，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定的結冰氣象 條件、飛機飛行狀態(tài)和所用防冰系統(tǒng)類型選取適當?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 必須先在風洞中試驗，而后進行機載積冰模型飛行試驗。通過對試驗測得的有關 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自然結冰飛行試驗飛機在結冰計算狀態(tài)的云中飛行，防冰技術系統(tǒng)的工作性能。自然結

19、冰飛行 試驗僅用于新機防冰系統(tǒng)最后鑒定。因完全符合預定設計狀態(tài)的云層很難遇到， 一般只能在近似的預定氣象條件下進行測定， 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)技術學院為畢業(yè)設計論文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)、進氣道前 緣電防冰系統(tǒng)、進氣道慣性分離系統(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：小飛機在結冰條件飛行的合格審 定.FAA認為，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) 進行分析，從而清楚飛機防冰系統(tǒng)設計時要考慮什么， 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)可能是呆嚴重的狀態(tài).因 為外露表面L結冰改變了機、尾翼的翼型，相應對飛機的升力、阻力和操縱上 都產(chǎn)生影響。使用經(jīng)

22、驗表明：在結冰條件下飛行的持續(xù)時間長達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采用45分忡待機準則。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分鐘待機準則而進行計算并結合自然結冰試驗的冰塑進行修正而確定的： 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冰云 中飛行，而且所有的轉彎在結冰云中完成。Y12H型飛機曾到新疆進行驗證飛行， 基本上是在層云中完成共飛行18架次，28小時33分.結冰飛行試驗了架次.每 次試驗飛行都力爭達到待機45分鐘條件下的結冰程度，但是由于自然結冰條件 無法預報，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)設計論文西安航空職業(yè)技術學院畢業(yè)設計論文次飛行都盡量增加持續(xù)結冰時間.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冰條件飛行的合格甲定要求應進行顫振研究以表明考慮了 冰積累的質

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備的表面，考慮的是積累冰的影響.對已經(jīng)防護的表面，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構模型由一根位于36 %弦長處的剛軸代替，機身與尾翼的結構模型也簡化為剛軸，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到一致。帶冰型后仍采用這一套剛度和質量數(shù)據(jù).但為了便 于附加積累冰、除冰套與殘留冰的質量.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的NASTRA曜序.結果表明.隨結冰量的增加，頻率略有減少.規(guī)律是合理的.但其弈化量很小，可以認為沒有變化.結 論是結冰對臨界顫振速度影響很小.仍可滿足大于1 . 2Vd的要求。通過自然結冰試驗可以發(fā)現(xiàn)副翼配重的頭部結了很大的冰，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)設計時應估算動力源。 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)的飛機最大平均負載 125 . llA .則具有防冰系統(tǒng)的飛機最大負載為 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)技術學院畢業(yè)設計論文防冰系統(tǒng)中除冰套有關部件發(fā)生故障使機翼或尾翼出現(xiàn)非

27、對稱結冰并達到喪失 操縱的程度。因此.在每次飛行前要嚴格檢查除冰套及管路是否漏氣.控制發(fā)生不對稱結冰的概率.止匕外.螺旋槳除冰系統(tǒng)有關電器部件發(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。這個分析應對飛機使用包線和 FAA25部附錄C結冰包線所有的臨界情況進 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.機翼上表面主要結冰部位在 60mm以.少數(shù)達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)技術學院結束語西安航空職業(yè)技術學院結束語畢業(yè)設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冰極限飛行速 度，所需的結冰防護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依然是飛機系統(tǒng)設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)以及相關試驗進行了全面綜述，能夠對飛機的防 冰與除冰技術有個較為全面的理解。我認為飛機的防冰系統(tǒng)學習在我三年對本專業(yè)的學習充當著很重要的角色， 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。 學期末，我有一個和南方航空公司人事部的 領導進行學習交流的機會，領導問的幾處都與飛機的防冰系統(tǒng)有關， 而在座的各 位很少有對飛機防冰系統(tǒng)有所說的。這也可能跟學校主要圍繞軍機教學有關系， 所以我希望在畢業(yè)論

31、文中能夠對防冰系統(tǒng)有更深的了解，對客機又拓展式的學 習。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習后有所消化。12畢業(yè)設計論文西安航空職業(yè)技術學院畢業(yè)設計論文辭在整個畢業(yè)設計中，我得到了指導老師瓊老師的熱心指導和幫助， 由于工作 原因，論文后期不能在校與導師當面溝通，所以后來借助網(wǎng)絡與老師取得聯(lián)系， 再此感老師在百忙之中抽出空來對我的論文進行詳細的批改及所給予的指導。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)設計期間，瓊老師為我提

32、供了種種專業(yè)知識上的指導和一些富 于創(chuàng)造性的建議，老師一絲不茍的作風， 嚴謹?shù)膽B(tài)度使我深受感動，沒有這樣的 幫助和關懷和熏，我不會這么順利的完成畢業(yè)設計。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，各位任課老師認真負責，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，我還參考了有關的書籍和論文，在這里一并向有 關的作者表示意。我還要感同組的各位同學以及我的各位室友， 在畢業(yè)設計的這段時間里，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)設計論文西安航空職業(yè)技術學院畢業(yè)設計論文文獻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)設計論文西安航空職業(yè)技術學院畢業(yè)設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)，飛機表面結冰現(xiàn)象、結冰形式以及影響因 素；然后對現(xiàn)有的飛機防冰與除冰技術進行概括；最后還對幾類常規(guī)的飛機防冰系統(tǒng)試驗進行綜述。經(jīng)大學課本的學習，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 風擋則是依靠電加溫來防冰的。通過本文，可對飛機的結冰、除冰與防冰，以及 相關的試驗技術有較為全面的了解，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。關鍵詞：飛機結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