B737飞机防冰系统的研究

B737飞机防冰系统的研究摘 要本文研究了飞机积冰对飞机的影响，各飞行阶段结冰对飞行的危害以及B737飞机的防冰除冰方法。论文首先简单阐述了飞机各部位积冰对飞机的危害和各个飞行阶段积冰可能造成的后果。其次详细阐述了当代飞机的防冰除冰方法，包括防冰除冰的行为描述及原理。同时基于当代飞机的防冰操作方法讨论了气热防冰、机械除冰、电热防冰、液体防冰等。接着引出了B737飞机的防冰除冰问题。讨论了B737飞机的防冰系统的工作原理，B737飞机防冰系统的主要应用部位及功能，B737飞机的防冰系统与目前常见防冰方法比较的特点以及B737飞机防冰系统的注意问题等。论文中穿插飞机积冰引发的事故实例，对飞机积冰的危害性进行了详细讨论。关键词：飞机积冰，飞机除冰，防冰，B737飞机Analysis of B737 aircrafts ice protection systemAbstractThis paper studies the influence of ice on a plane and the detriment of icing in the different flight stages. Also methods of removing ice are discussed.Firstly, this paper briefly expounds the problem of icing in aircrafts different parts.At the same time, possible reasons and the results are provided.Then anti-icing and de-icing methods are elaborated where anti-icing and de-icing behavior description and principle are included. Secondly, basing on contemporary aircraft anti-icing methods, gas hot anti-icing, mechanical de-icing, electroheat anti-icing, liquid anti-icing etc are discussed.Meanwhile, B737 aircraft anti-icing and de-icing problem is raised. Operating principle, main application areas and functions, characteristics by comparing with the most common anti-icing methods and notes of B737 aircrafts ice protection system are analysed. This paper was spiced with aircrafts accidents caused by icing issues and the harmfulness of aircraft icing were discussed.Key Words：Aircraft icing;Aircraft Deicing ;anti-icy；B737目 录摘 要iAbstractii第一章 绪 论- 1 -1.1 课题背景- 1 -1.2 研究的目的及意义- 1 -1.3本文的主要内容- 2 -本文的内容安排如下：- 2 -第二章 积冰对飞行性能的影响- 3 -2.1概述- 3 -2.2结冰对各飞行阶段的影响- 3 -2.2.1结冰对起飞性能的影响- 3 -2.2.2 结冰对着陆性能的影响- 4 -2.2.3 结冰对爬升性能的影响- 4 -2.3本章小结- 5 -第三章 B737飞机的防冰系统- 6 -3.1概述- 6 -3.2防冰方法的提出- 6 -3.3防冰原理及措施分析- 7 -3.3.1机翼防冰- 7 -3.3.2进气道整流罩防冰- 9 -3.3.3皮托管和静压口防冰- 10 -3.3.4驾驶舱窗户防冰- 10 -3.4 本章小结- 12 -第四章 实例的分析及预防建议- 13 -4.1 尾翼失速分析- 13 -4.2螺旋桨和管道积冰的分析- 13 -4.2.1空速管积冰- 13 -4.2.2 N1压力传感器积冰- 14 -4.2.3 管道其他部位积冰- 14 -4.3 诱导积冰分析- 14 -4.4 预防积冰的建议- 14 -4.5本章小结- 15 -第五章 B737飞机防冰系统的故障分析及未来探索- 16 -5.1 故障分析- 16 -5.1.1 概述- 16 -5.1.2故障现象分析- 17 -5.2飞机防冰的未来探索- 19 -5.3 本章小结- 20 -参 考 文 献- 22 -致 谢- 23 -第1章 绪 论1.1 课题背景众所周知冰雪是导致飞行事故的主要原因之一，据统计大约有9%的飞行事故是由结冰造成的。飞机在结冰情况下飞行，飞行品质及飞行性能将受到很大影响。结冰不仅会增加飞机重量，降低螺旋桨效率，进而导致飞机可用推力减小，而且还干扰气流，造成阻力增大，升力减小。机翼、尾翼及操纵面上的结冰会破坏翼型上的气流，导致失速速度增大，从而引起飞行事故1。20世纪40-50年代，人们在飞机积冰防冰方面做了大量的工作：一方面改进飞机的防冰装置，另一方面加强地面的防冰、除冰和检查工作。然而纵然飞机防冰系统比较完善，但除冰、防冰系统并不能在所有情况下都能达到预期效果，结冰依然是飞机飞行的一大隐患。现代运输机巡航飞行高度在500010000m左右，大气温度都在0摄氏度以下，通用机也常在负温层中飞行。当飞机的迎风部位如风挡玻璃、机尾翼前缘、螺旋桨、发动机进气道、空速管与温度传感头等遇上冰晶云时则会产生干结冰，遇上水蒸气则会产生凝华结冰(霜淞冰)，遇上过冷水滴则会产生滴状结冰(雨淞冰)，冻雨将会导致严重的滴状结冰。常见的滴状结冰对飞机飞行性能的影响较大，特别是在起飞、着陆过程中遇上结冰，处置不当则会引发飞行事故。据美国航空局的综合分析，飞机结冰导致的失事每年近30起。飞机结冰不仅使气动性能恶化，阻力增大、升力减小，导致失速，而且使发动机功率下降、风挡视界不清、有关仪表读数不准，因此结冰直接影响到飞行安全。为了保证飞机在结冰气象条件下的飞行安全，一般在主要部件处都安装有防冰系统，以此来除去积冰与防止结冰2。1.2 研究的目的及意义当飞机出现积冰时对飞行会有什么影响，这是应该考虑到的很重要的问题。总的来说，当飞机空气动力表面出现积冰时，对空气动力的影响是很大的。风洞试验表明，当机翼前缘有半英寸厚的积冰时，飞机将会减少50%的升力和增加60%的阻力。积冰的速度是非常快的，有时在严重积冰的情况下，5分钟内的积冰厚度可达23英寸。最严重的积冰情况一般发生在云外飞行时、在结冰温度下遇到降雨的时候。飞机最容易积冰的部位是：机翼，尾翼，进气口，空速管，风挡，天线，燃料系统通气孔，汽化器，螺旋桨飞机的螺旋浆和直升机的主旋翼等处，而这些部位结冰往往造成重大飞行事故。鉴于飞机积冰对飞行安全的危害性，飞机的防冰除冰也越来越受重视，这是飞行安全的现实需要。由于飞机结冰的危害性，人们在飞机积冰防冰方面做了大量工作：一方面改进飞机的防冰装置，另一方面加强地面的防冰、除冰和检查工作。然而纵使飞机防冰系统比较完善，但除冰、防冰系统并不能在所有情况下都能达到预期效果，结冰依然是飞机飞行的一大隐患。本文基于B737飞机的防冰系统的分析并结合由于积冰现象造成的飞行事故来讨论飞机的积冰防冰。1.3本文的主要内容 本文的内容安排如下：第一章概括介绍了飞机防冰的必要以及飞机各易结冰部位结冰带来的后果，对积冰的危害性做了简单的描述。第二章具体阐述了积冰对各飞行阶段的影响。第三章具体阐述了现代飞机采用的的防冰除冰方法，各种方法所事宜的条件和要求以及现代飞机各部位采用的防冰除冰方法概述及工作原理。第四章结合实例具体分析了飞机结冰的危害并提出了预防结冰的一些建议与措施。第五章对飞机防冰技术进行了展望，同时对本文进行了总结。第二章 积冰对飞行性能的影响2.1概述通常情况下, 结冰导致飞机的气动特性变差, 从而影响到飞机的飞行性能。冰风洞和飞行试验的结果表明, 大多数情况下, 结冰后飞机的失速速度约增大5% 10% , 全机的升力系数约减小5%15%，阻力系数约增大15%50%。2.2结冰对各飞行阶段的影响2.2.1结冰对起飞性能的影响一般地讲, 民航条例规定不许飞机带冰、霜起飞, 但并不能排除在某些特殊或紧急情况下有飞机带冰起飞的情况发生, 因此, 仍有必要研究结冰对飞机起飞性能的量化影响。以大型支线客机福克100 (Fokker 100) 为算例，表2.1给出了结冰对该机起飞性能的影响计算结果。表2.1 结冰对福克100飞机的起飞性能的影响飞机起飞参数未结冰一般结冰情况变化百分比范围离地速度m·s¹61.064.067.05%10%起飞地面滑跑距离/m793.9893.31026.612.5%29.3%起飞空中段距离/m125.9145.2186.815.3%48.4%起飞距离/m1057.81192.31395.512.7%31.9%起飞滑跑距离/m985.41110.81288.012.7%30.7%通过计算比较结冰前后飞机起飞性能的变化，可以看出：在自然结冰情况下， 无论是全发工作还是单发停车， 离地速度、滑跑距离、滑跑时间、达到安全高度的时间、水平距离都增加，起飞爬升困难。这是因为：结冰使飞机的升力系数减小, 原来的起飞速度不足以使升力和重力平衡, 必须增加速度才能使飞机起飞; 升力减小, 阻力增加, 减小了起飞的加速度,使滑跑距离、时间都增加; 起飞空中段飞机迎角很大, 而速度很小, 这使得飞机很容易失速。另外, 由于平尾操纵效率降低, 飞行员容易操纵不当, 拉杆过多, 短时间内可以增大升力, 但迎角过大, 阻力增大, 在较低的速度时, 容易使飞机失速坠毁。据统计, 在由于结冰造成的飞行事故中, 起飞阶段约占三分之一。2.2.2 结冰对着陆性能的影响结冰对飞机着陆性能的影响是民航适航组织审定的重要内容。如果飞机带冰着陆, 或者是着陆时机场温度在0以下, 飞机的着陆性能都有可能受到结冰的影响。以福克100 飞机为算例, 着陆时开启反推力装置, 襟翼偏角为0°。着陆场长为1340m。部分计算结果如表2.2所示。表2.2 结冰对福克100飞机的着陆性能的影响飞机着陆参数未结冰一般结冰情况变化百分比范围进场速度m·s¹54.657.360.15%10%接地速度m·s¹50.452.955.45%10%着陆空中段距离/m385.7275.2335.7-28.6%-13.0%着陆地面滑跑段距离/m414.3440.7451.26.4%8.9%着陆距离/m 800.0726.4776.4-9.2%-3.0%可见, 由于结冰降低了飞机的升力系数, 提高了飞机的失速速度, 因此也提高了飞机的进场速度与接地速度, 而且进场速度、接地速度随结冰厚度的增加而增大。结冰使得飞机着陆空中段距离和时间缩短, 着陆地面滑跑距离和时间增长。显然, 结冰使飞机的着陆性能明显下降。此外, 由于着陆速度增大, 而且平尾也可能结冰, 导致平尾配平比较困难, 操纵杆力增加。如果为了减小着陆速度, 增加升力而放下襟翼, 则平尾处的下洗更加严重, 产生附加的抬头力矩。驾驶员容易因推杆误操纵而导致飞机失速, 引起飞机着陆时失事。据统计, 在飞机因结冰引起的飞行事故中, 着陆阶段约占总数的三分之一。2.2.3 结冰对爬升性能的影响飞机的爬升一般要穿越6 000m 以下的易结冰飞行高度范围, 因此很有必要研究结冰对飞机爬升性能的影响。以福克100 飞机为算例, 初始飞行高度取为2000 m , 飞机以M a= 0.14 爬升, 发动机处于最大推力状态。结冰后近似认为飞机重量不变, 推力减小按5% 估算。表2.3列出了结冰对飞机爬升性能影响的计算结果。表2.3结冰对福克100飞机爬升性能的影响飞机爬升状态参数未结冰结冰后变化率剩余推力/N70.6495097361246-13.3%-27.9%爬升率m·s¹23.116.720.0-13.4%-27.8%爬升角/()10.17.38.8-12.9%-27.7%爬升梯度0.1780.1280.155-12.9-28.0%由以上计算结果可知, 由于结冰导致剩余推力减少, 使得飞机的爬升率、爬升角、爬升梯度都有所减小, 且减小的比例与剩余推力减小的比例基本一致。结冰使飞机的爬升性能下降, 加之飞机在爬升段结冰概率很大, 如果爬升距离较长的话, 很容易因结冰引发飞行事故3-6。2.3本章小结飞机飞行中所结冰型, 包括形状、位置、厚度等主要取决于大气的物理条件, 尤其是水滴直径、液态水含量、云层温度、云层范围等关键参数。另外, 飞机的外形、飞行速度、飞行高度、飞行姿态(主要是飞行迎角) 等也影响冰型的形成。结冰使飞机的气动特性变差, 导致飞机的飞行阻力增大, 升力减小, 升阻比变小, 最大升力系数减小, 失速速度增大, 临界迎角减小。气动特性的恶化进而导致飞机起飞、着陆的距离和时间增大, 发动机耗油率增加, 飞机的航程和航时减小, 爬升率减小,下降率增大, 飞行包线萎缩。此外, 结冰会导致发动机可用推力减小、工作性能变差、易喘振; 结冰后, 飞机的纵向稳定性和横航向稳定性都将受到影响, 但具体的变化情况要根据不同的机型、结冰状况来确定; 平尾结冰导致临界迎角减小、操纵效率下降、产生非操纵性的低头力矩;操纵面结冰后, 操纵杆力、操纵效能等都会发生变化, 特别是操纵面缝隙结的情形, 不仅降低操纵效率, 严重时将出现卡死现象, 使操纵效能完全丧失。总之, 结冰会危及飞机的飞行安全, 降低飞机的飞行性能。在民机的设计中, 应着力开展结冰对飞机气动特性的影响、防除冰装置的研制以及改善飞机飞行品质的飞行控制律的研究设计工作。第三章 B737飞机的防冰系统3.1概述现代飞机都装有防冰系统,以除去积冰与防止结冰。防冰系统分为机械除冰、气热防冰、电热防冰和液体防冰等。B737的机翼、进气道整流罩主要采用了气热防冰，驾驶舱以及水和厕所排泄系统采用了电热防冰，风挡采取了机械除冰以液体防冰等。3.2防冰方法的提出（1）气热防冰现代飞机的翼面主要采用加热而防止积冰。防冰热空气多从发动机压气机引气,也可从辅助发动机APU引气,有的飞机则由废气加热器或燃烧加热器产生。防冰热空气经压力调节器控制压力,并经温度传感器感受温度后,进入机翼、尾翼前缘防冰腔的防冰管道时,一定压力的热空气从管道小孔高速喷出形成局部低压区,将腔内冷空气吸入混合而增温,加热周围蒙皮后由翼尖排出,这样就破坏了飞机积冰基本条件中飞机表面温度低于0的条件,而起到有效防止机翼积冰和尾翼积冰的作用。（2）机械除冰系统机械除冰系统的原理是通过用机械的方法是冰层破碎,然后由气流吹除,或者是利用离心力,振动把冰除去。机械除冰主要可分为气动除冰和电脉冲除冰。目前在飞机上应用的最多的机械除冰系统就是气动除冰系统,也可称为膨胀管除冰系统。它是给翼面前缘安装可以充气的橡胶除冰袋,膨胀管可以沿展向放置,也可以沿弦向放置。需要除冰时,给除冰带充以一定压力的空气,胶带的膨胀管鼓起而使冰层破碎。不除冰时,由真空系统产生真空度,使胶带紧贴翼面保持较好的气动外型。气动除冰的优点是工作可靠,节省能量,但它有一个致命的弱点,即它的阻力大,因此它不适于高速飞行的飞机。而且除冰不可能彻底,还会有一些残冰,这又增加了阻力。（3） 电热防冰由于飞机的机翼、尾翼、直升机旋翼等防冰需要用热量大的部件,一般都采用周期电除冰,周期电除冰可以大大的节省能量。一般周期加热区分区数越多,所需的电功率也越小。用热空气作为热源时,通常采用连续加热,很少采用热空气周期除冰系统,这是由于热气周期除冰系统的热惯性大,容易在加热区后面形成冰瘤,而且它的控制比周期电除冰系统困难,热效率也不如电除冰,这些都限制了热空气除冰系统的应用。（4） 液体防冰液体防冰其原理是将冰点很低的液体喷洒在结冰部位,使其与过冷水混合后冰点低于表面温度而防止结冰。可用作防冰夜的有乙烯乙二醇,异丙醇,乙醇等。液体防冰系统主要考虑如何把防冰液输送到防冰表面上,防冰液的分配方法主要有三种:(一)微孔金属板供液是将带有微孔的金属条安装在机翼驻点线上,在气流的作用下, 由金属条渗出的防冰液沿上、下表面流动,可使防冰液在表面上均匀的分布。(二)雾化分配方法是防冰液由中心的管子进入,流经螺旋桨槽,由排液孔喷出与空气混合压缩空气在外套的螺旋槽里流动,然后气-液混合流高速喷出喷口,不停的旋转并与空气混合形成雾状,在需要防冰的位置形成一层防冰膜。(三)防冰液的离心力分配方法一般作用于直升机旋翼及飞机螺旋桨的防冰。液体防冰优点是需要防冰的区域较小,不会在防冰区后面形成冰瘤,停止供液后还有一段时间能起防冰作用。缺点是要带一定量的防冰液,其系统重量比较大。需要注意的一点是在较严重的结冰状态下,即在冰层达到一定厚度情况下防冰液除冰效果很差甚至是没有效果的。3.3防冰原理及措施分析飞机防冰主要应用在机翼前缘、发动机进气整流罩、大气数据探测器、驾驶舱窗户、排水和排污系统管道，所以以下主要从这几方面讨论。3.3.1机翼防冰3.3.1.1概述机翼热防冰系统WTAI使用热空气防冰使用的热空气来自气源系统主要防止机翼前缘结冰在空中和地面均可使用WTAI起飞期间WTAI系统自动关闭。3.3.1.2工作原理待添加的隐藏文字内容2波音737系列飞机机翼防冰系统使用了来自气源系统的热空气进行前缘缝翼的防冰, 如图3.1所示,前缘缝翼笛形管采用典型的并联式布置方式, 对最外侧一段前缘缝翼未采取防冰措施。左右机翼前缘各有一个过热保护电门, 防止前缘缝翼过热。在驾驶舱还有推力保护装置电门, 位于自动油门架上。当飞机起飞的时候, 发动机油门杆向前推, 发动机WA I电门关闭机翼热防冰活门, 以保持发动机推力。进入机翼防冰系统热空气的流量受到每个机翼上截止阀的控制。所有的阀门都由飞行员头顶面板的上开关单独控制。当系统处于工作状态时, 阀门打开, 空气通过一个分配系统到达前缘缝翼。整个机翼防冰系统由空气分配管、两个控制阀、电气控制部件、热开关和指示部件组成。图3.1 B737机翼热防冰系统图3.2 B737机翼热防冰部件位置如图3.2所示, 防冰系统供气管通过伸缩管与两侧的前缘缝翼相连。伸缩管由两根管子组成, 当前缘缝翼放下或收起时, 其中一根管子可以在另一根管子中移动, 两根管子之间用 O#型圈密封。伸缩管内管通过一个 T#型回转接头与机翼防冰系统供气管相连。 T#型接头用每个 T#型接头与供气管末端之间的 O#型圈密封。伸缩管外管通过一个 T#型回转接头与缝翼防冰笛形管相连, 伸缩管可以绕缝翼笛形管转动。缝翼内的一个托架支撑伸缩管和笛形管的末端并阻止防冰热气通过缝翼桁梁中的隔断流回。笛形管通过其管上的孔将热气喷射到前缘缝翼防冰腔, 热气在防冰腔中流动对缝翼进行加热, 然后空气从缝翼底部的孔排出机外, 如图3.3所示。图3.3 B737前缘缝翼防冰腔及伸缩管示意每边大翼前缘有一个过热保护电门防止前缘缝翼过热但只有飞机在地面时候过热保护才能工作在驾驶舱还有推力保护装置电门位于自动油门架上当起飞时候发动机油门杆向前推发动机WTAI电门关闭机翼热防冰活门以保持发动机推力这个推力保护只有飞机在地面的时候才能工作空/地逻辑电门给WTAI系统提供空中/地面的信号反馈发动机和机翼防冰板根据这个反馈信号决定机翼热防冰系统的过热和推力保护。每边大翼有一个关断活门在发动机吊架外侧这个活门控制从气源总管到防冰管路的热空气流量这个活门是马达控制的蝶形活门活门上有一个人工超控和位置指示手柄该活门使用115V交流电源P5发动机和机翼防冰面板电门控制机翼防冰VALVE OPEN灯指示活门和电门的位置当指示灯灭表示电门和活门在关闭位当指示灯暗表示电门和活门都在打开。3.3.2进气道整流罩防冰3.3.2.1概述发动机进气道整流罩使用热空气防冰P5板上的发动机和机翼防冰面板上的电门控制发动机进气道整流罩防冰指示灯显示与机翼防冰类似。3.3.2.2工作原理当系统接通时进气道整流罩的热防冰TAI活门打开发动机引气管内的热空气通过活门进入整流罩热空气提高了整流罩内的温度然后通过整流罩末端的外部排放口将热空气排出整流罩TAI活门是电控气动式的蝶型活门在关闭位置有一弹性负载活门上有一个套环如果活门失效了可以人工将活门放置在全开或全关位活门上的压力传感器感觉下游管路压力根据这个压力调整调节器调节器移动活门叶片限制管道下游压力不超过50 psi如果活门下游的管道压力太高将会有以下指示琥珀色COWL ANTI-ICE灯亮主警告和防冰灯牌亮。CDS系统显示发动机进气道整流罩热防冰信息显示的信息是TAI这条信息显示在每个N1速度的数字指示区域的左侧当电门和活门都在打开位时这条信息是绿色当电门和活门位置不一致超过8秒时这条信息是琥珀色。3.3.3皮托管和静压口防冰3.3.3.1概述探头防冰的目的是防止大气数据探头结冰控制和指示在P5板上的窗户和皮托管加热面板上探头内有整体加热器采用电加热方式探头防冰系统加热的探头位置静压系统的传感器端口不属于探头加热系统的一部分这些端口与机身平齐不需要加热探头防冰系统使用115V交流和28V直流电源加热器使用115V交流电电流探测电路使用28V直流电源。3.3.3.2工作原理探头加热系统有两套系统系统A和系统B每套系统各有一个控制电门和一套指示灯系统A控制机长皮托管左升降舵皮托管左角和总温TAT探头的加热器系统B控制副驾驶皮托管辅助皮托管右升降舵和右角探头的加热器在窗户和皮托管加热面板上有指示灯如果加热器失效指示灯会亮指示灯还有按压测试功能同样也可使用主暗和测试电门执行指示灯的测试面板上还有TAT TEST电门可以执行加热器的地面测试。注意拆除或装回皮托管基座封严时应该使用木质或塑料工具当拆除封严时注意不要损坏机身铝包皮。3.3.4驾驶舱窗户防冰3.3.4.1概述驾驶舱窗户防冰系统能够帮助提高窗户的抗冲击能力同时防止窗户结冰驾驶舱窗户采用电加热方式1号窗和2号窗由窗户加热控制组件WHCU控制其他窗户由热电门控制3号窗没有防冰系统1号窗和2号窗的控制和指示都在P5板上，如图3.4.图3.4 驾驶舱窗户防冰系统控制和指示面板3.3.4.2工作原理WHCU是驾驶舱窗户防冰的一部分主要功能有感应驾驶舱窗户的温度提供电源给窗户加热器提供ON和OVERHEAT加热状态指示信号自检测试控制输出到窗户的电流防止玻璃爆裂飞机上总共装有4台WHCU分别控制左右1号窗和左右2号窗防冰系统WHCU相同可以互换在WHCU前有BITE测试面板可以将系统故障隔离到LRU接口等级WHCU的自检页面如图3.4。注意在维护WHCU时必须先安装防静电装置在安装完成之前不要碰WHCU否则火花放电可能会烧坏WHCU1号窗和2号窗装有阻抗型温度传感器传递反馈信号给WHCU每个窗户有两个传感器但WHCU只需要一个信号就可正常工作其他窗户没有传感器可以使用EE设备舱的E4支柱架上的风挡传感器电门进行传感器测试WHCU上的自动变压器有多个接头与窗户加热器端口接头连接提供不同的电压与窗户玻璃的阻抗匹配1号窗户可选用5个接头2号窗户可选用6个接头如果更换了一块窗户玻璃但窗户不能正常加热说明新玻璃的电阻与旧的可能不同电阻值刻在玻璃上应该根据新的电阻值找到相匹配的电压接头。5号窗上的热电门控制到4号窗和5号窗加热器的电源这些窗户没有过热保护装置如果热电门故障或者玻璃结构损坏窗户可能会过热这时候触摸玻璃应该感到热但不烫手如果玻璃层内有气泡表示窗户过热(热爆裂且释放乙烯气体)。3.3.5水和厕所排放管的防冰 水和厕所排放管的防冰系统主要防止以下部位结冰：饮用水系统服务和供给部件，废水系统排放组件，真空污水系统排放和服务组件。该系统使用电加热方式。水和厕所排放管防冰系统必须要有电源。如果飞机停放在结冰环境且没有电源，应将饮用水和厕所排干，防止结冰。在排空饮用水之前，拔出水箱压缩机和水加热器的跳开关7-11。3.4 本章小结 本章主要介绍了现代飞机的主要防冰方法及B737各主要部件所采用的具体防冰措施，并具体阐述了各主要部件采取的防冰方法的工作及原理。第四章 实例的分析及预防建议鉴于由积冰导致的飞行事故很多，我们就举若干实例说明飞机各部位积冰预防、除冰的重要性与必要性，并以此引出一些对飞行的建议。4.1 尾翼失速分析当尾翼前缘出现积冰时，有可能导致尾翼失速。积冰引起的尾翼失速一般发生在五边进近阶段，这是因为五边进近时襟翼全部伸出，作用在平尾上的气动力载荷达到最大。由于前缘积冰对气流的干扰引起平尾失速，平尾上负升力突然消失，机头急剧下俯。从这种失速中改出的操作程序与机翼失速的情况不同，机翼失速时是应用全动力和向前推杆的方法来改出，但在只是尾翼失速而机翼不失速的情况下用这种方法则会带来问题。从尾翼失速中改出的正确方法是将动力减小到慢车状态，同时向后拉杆。1989年联合捷运公司的一架喷气流飞机在华盛顿的帕斯科发生的撞地事故是尾翼失速的一个例子。事故发生时的飞行情况是飞机在夜间进行ILS进近，云底高度是离地1000英尺，低于目视飞行条件，飞机表面温度是32F，露点温度是30F。NTSB的调查报告认为，在下降过程中，飞机在积冰条件下飞行了9.5分钟。进近是不稳定的，导致五边进近时速度大于正常空速，最后导致撞地，2名飞行员和4名乘客死亡。NTSB说，水平安定面的失速和失去控制是这次事故的可能原因；由于积冰造成飞机性能下降被认为是一个影响因素。所以，无论什么时候，当发现飞机有积冰时要注意着陆时的襟翼情况，特别是在预计到平尾有积冰时，更应该特别注意着陆襟翼问题。4.2螺旋桨和管道积冰的分析除了机翼和尾翼积冰外，积冰还可能出现在螺旋桨上。螺旋桨积冰会减小动力和降低空速，同时增加燃油消耗。螺旋桨积冰还会破坏螺旋桨平衡。造成严重的振动。管道积冰的部位包括空速管、喷气飞机的N1压力传感器、雷达天线和燃油系统通气管，管道积冰会给飞行带来其他问题。4.2.1空速管积冰 空速管积冰是个很严重的问题。有的飞行员对此不太注意。仪表中最重要的是空速指示，它的读数是根据空气的动压和静压给出的。当空速管因积冰受堵，该仪表将变成一个“高度计”，如空速增加，高度指示会随之增加，这就会给飞行员以错误的指示。1974年在美国纽约Thiels附近发生的波音727坠毁事故就与空速管积冰有关。飞机在爬升时遇到积冰条件，机组没有打开空速管除冰设备，得到了错误的仪表读数。当飞机爬升到22000英尺时出现失速，最后落地坠毁。由此可见，在飞行中对空速管的积冰的预防与处理需足够的重视。4.2.2 N1压力传感器积冰N1压力传感器积冰会造成传感器堵塞，引起错误的大功率指示，导致机组在起飞时使用比实际需要小的推力。1982年在华盛顿国家机场，一架波音737因N1压力传感器堵塞及没有使用空速管除冰设备，导致机组用过小的推力起飞，最后飞机掉到了Potomac河里。4.2.3 管道其他部位积冰 天线积冰可能引起天线折断，严重干扰雷达通信。 燃油系统通气管堵塞，会影响燃油的流动，导致发动机功率的下降。4.3 诱导积冰分析最常见的诱导积冰是汽化器冰（Carburetor ice），汽化器冰通常是在潮湿空气环境下，当功率设定较低或功率迅速减小时形成。应当注意的是当温度在积冰点以上时也会出现汽化器冰。对付汽化器冰的困难在于飞行员发现不到它。当遇到汽化器冰时，飞机的最直接的反应是：对定距螺旋桨飞机来说转速下降；对恒速螺旋桨飞机来说进气压力下降。随着积冰的增加，汽化器喉部将被堵塞，发动机将运转不平稳12-13。4.4 预防积冰的建议在处理积冰问题时应采取以下措施：（1） 尽可能地收集将要飞行区域的气象资料和详尽的简报，包括：气象预报、空气变化情况、重要的气象情报和飞行报告等。另外，与刚结束飞行的飞行员交谈，从中了解飞行区域的有关积冰情况。（2） 在已知会有积冰的情况下，如不是不得已不要在积冰区域飞行。（3） 保持对周围环境条件的注意，特别是在夜晚的时候，要注意观察外界气温和其他情况。察看风挡边角处和凸出部位，因为这些部位比机翼更早出现积冰。（4） 在遇到有可能出现积冰的温度和湿度时，要应用空速管防冰设备。（5） 在下降过程和减少动力的时候，要使用足够的汽化器热。（6） 当平尾有积冰时，要用尽可能小的襟翼设定着陆。（7） 要掌握机上的防冰设备，要懂得何时和如何使用它。（8） 在起飞前要确保机翼和尾翼表面没有霜、雪和别的污染，不要认为雪可以在起飞滑跑过程中被吹尽而不采取清除措施。（9） 如果飞机开始积冰，则绕过或避开结冰区。如果不能这么做，则考虑以温度较高的高度或没有结冰的高度飞行。总的来说，预防积冰事故最根本的措施是，要认识到积冰问题的严重性，要保持高度的警觉性，不能有麻痹大意的思想。4.5本章小结 本章主要完成了对飞机防冰的若干实例的分析，并对不同情况造成的结冰进行了针对性的分析，并提出了针对性的预防措施，最后总结了一些对预防积冰的建议。第5章 B737飞机防冰系统的故障分析及未来探索5.1 故障分析飞机防冰系统故障多种多样，本文主要以B737飞机进气道故障为例进行系统故障的分析与处理。波音737进气道防冰系统的组成如图所示，进气道防冰系统（如图5.1）使用发动机5级和9级压气机热空气，热空气经防冰活门调节和控制进入发动机进气道前沿整流罩内的环型喷射管，通过热喷射气流加热进气道前沿达到防冰的目的。其主要部件包括：防冰管路、防冰活门、防冰过热电门、防冰压力电门以及环型喷射管。图5.1 进气道防冰系统5.1.1 概述从防冰系统控制电路( 如图5.2, 只示出一台发动机进气道防冰系统) 可以看出,防冰控制部件主要有: 电源、防冰控制板、防冰活门、防冰过热电门、防冰压力电门。防冰系统的指示有琥珀色的进气道防冰警告灯、蓝色的防冰活门打开灯、主警告灯。正常情况下, 当接通防冰电门时, 琥珀色的进气道防冰警告灯灭, 蓝色的防冰活门打开灯开始明亮( 活门在转换状态) , 然后变暗亮( 活门打开) 。当断开防冰电门时, 蓝色的防冰活门打开灯从暗亮变明亮( 活门在转换状态) , 然后熄灭( 活门关闭) 。当压力大于65±3psi 时防冰压力电门内部电路接通, 琥珀色的进气道防冰警告灯亮, 当温度大于825±20!时, 防冰过热电门内部电路接通, 琥珀色的进气道防冰警告灯亮。图5.2 防冰系统控制电路5.1.2故障现象分析防冰系统故障现象主要有以下几种:A. 防冰电门在“ ON”位, 琥珀色的进气道防冰警告灯亮。B. 防冰电门拨至“ ON”位时, 蓝色的防冰活门打开灯明亮, 但不能转换为暗亮。C. 防冰电门拨至“ OFF”位时, 蓝色的防冰活门打开灯由暗亮转换为明亮, 但不熄灭。D. 防冰电门拨至“ ON”位时, 蓝色的防冰活门打开灯不亮。E. 防冰电门拨至“ OFF”位时, 蓝色的防冰活门打开灯保持暗亮, 不转换, 也不熄灭。从上图可以看出: 接通防冰电门打开防冰控制活门后下列情况可能导致进气道防冰警告灯亮:( 1) 压力调节活门锁在开位;( 2) 过热电门失效;( 3) 压力电门失效;( 4)防冰控制板故障;( 5) 防冰活门故障;( 6) 引气系统故障。因此对于故障现象A 首先检查压力调节活门是否锁定在开位, 如果调节活门锁定在开位,将不能调节压力, 可能引起活门出口压力过高超过65 psi, 压力电门接通。通过测量压力电门、过热电门的电阻, 可以检查压力电门、过热电门是否损坏, 通过测量压力电门、过热电门插头和防冰活门插头内插钉间的电压,可以检查防冰控制板或线路是否损坏。通过进行引气系统操作测试, 可以排除是否是引气系统发生了故障,如果排除以上部件故障, 则是防冰活门故障。对于上述故障现象B 和C, 防冰控制板故障和防冰活门故障将会导致上述故障现象, 通过检查防冰活门插头内插钉电压, 可以确定是否是防冰控制板或线路故障, 如果不是, 则防冰活门本身故障, 说明活门可以打开, 但活门卡阻在中间位, 不能打开到全开位, 或活门已经打开到全开位, 但活门内的位置指示器损坏, 这需要更换防冰活门。对于故障现象D, 可能是由以下原因造成:( 1) 关断活门锁定在关位;( 2) 活门卡阻在关位;( 3) 气源压力不够。关断活门锁定在关位, 可以人工开锁。而造成活轴端自锁螺帽松脱、弹簧断裂和位置指示电门损坏。气源压力不够可能是防冰活门管路接头处气体渗漏、活门外部控制管气体渗漏、高级活门故障或高级活门锁定在关位、高级活门控制器故障, 这可以通过管路渗漏测试和引气系统操作测试和压力检查进行排除。防冰控制板故障和防冰活门故障也可能出现上述故障现象E, 因此先应排除是否是防冰控制板或线路故障, 如果不是, 则是防冰活门本身故障, 说明活门卡阻在开位, 不能关闭, 需要更换防冰活门。找出故障部件后, 如果时间允许并有备件, 可以立即更换故障件, 但是, 如果飞机是短停, 无备件或时间不允许, 可以参照MEL采取适当措施进行飞机放行。以下是波音737- 300/400/500MEL30- 3 有关发动机防冰活门的放行标准。(1)(M) 只要飞机不在已知或预报结冰天气飞行, 一个发动机防冰活门可以失效在关闭置。(2)(M)(O) 允许一个失效锁在打开位, 只要:a. 第9 级引气调节和关断活门锁在关闭位置。b. 外界大气温度低于100!( 38) 。c. 在结冰条件下飞行, 相关发动机应最小保持60%N1。d. 除了起飞和复飞之外, 相关发动机的推力极限减少0.8%N1。e. 航路爬升限制重量减少4500 磅( 2040 千克) 。f. 在大气温度高于50"( 10) 时, 相关发动机的起飞及复飞推力限制值及起飞着陆性能减载如表5.1:表5.1 起飞及复飞推力限制值及起飞着陆性能减载表推力%N1重量Lb（kg)18.50.83650(1670)20.00.83900(1770)22.00.83990(1770)23.514650(2110)注1klbf=4.48Ng. 大气温度等于或低于50#( 10)时, 以发动机防冰接通为基础计算性能限制重量。引起防冰系统故障的原因较多, 现象也不相同, 以进气道为例，从实践排故来看, 防冰活门故障占较大比例, 主要原因是该活门在长时间压力振荡的条件下工作易发生机械故障。防冰活门是高价周转件, 引起防冰活门更换的原因也有多种, 在怀疑防冰活门故障时, 应先排除其他部件故障,以免造成防冰活门的误更换。以此为例，在其他防冰系统部件的排故中，也应遵循这一原则。并严格按照维修手册一步步来。5.2飞机防冰的未来探索由于飞机积冰对飞行安全的危害，飞机防冰日趋重要，而现有飞机的防冰系统大多采用加热后的废气喷射除冰及化学方法除冰,需要在飞机飞行过程中不间断工作,但是这样消耗了大量能源,增加了对飞机功率的要求。目前，一种智能防冰系统正处于研究之中，如果在一定的飞机结冰条件下，飞机拥有一定的安全裕度并且驾驶系统能保持既定的航线飞行，那么飞行安全就完全可以保证，这就是容冰的概念。基于此，1998年，美国伊利诺州大学的Bragg教授提出了设计飞机智能防冰系统（Smart Icing System,SIS)的设想。该设想的容冰思路是：（1） 测量结冰对飞机性能的稳定性和控制系统的影响，检测结冰和防冰系统的性能；（2） 自动激活和管理防冰系统，给飞行员提供飞机的结冰信息以及防冰系统的实时信息反馈；（3） 应用飞行控制系统修改飞行包线，以避免可能出现的飞行事故；（4） 调整飞机的控制规律，保持和没有结冰飞机一样的飞行品质，使得飞机在简化后的飞行包线内安全飞行，提醒飞行人员这种情况并保持良好的自动驾驶状态。SIS控制中心是一个结冰管理系统（Ice Man-agement System，IMS),主要有4个功能：结冰影响描述、防冰系统运作、飞行包线保护和飞行控制修改。当飞机安装SIS后，其在结冰条件下将具有如图5.3所示的飞行模式。SIS研究涉及到空气动力学及飞行动力学、监测与控制、人机交换系统、飞行模拟等多学科的知识。飞行力学作为一个交叉学科，在研究结冰对飞机飞行性能的影响、飞行包线的估算、控制律的设计修改等方面起到重要作用，有大量问题需要研究。图5.3 SIS控制下的飞行模式此外，近几年随着低表面能涂料研究及应用的发展，蒙皮涂料对飞机防冰性能的辅助作用也日益得到重视，这能从相关数据中得知，并且中外大型客机以及我国最新蒙皮涂料的技术指标中也可以体现出来。 随着飞机性能的提高以及对飞机用涂料功能性要求的进一步加强，对飞机用涂料综合性能的要求也越来越全面，比如飞机发动机不但要求涂层具有良好的憎水性，还要求具有良好的耐温性及抗冲蚀性能。如北京航空材料研究院研制的W04-101H有机硅憎水涂料就是应用于飞机发动机整流罩外壁的耐高温憎水涂层，该涂层具有较好的疏水性能，水接触角达到102°，长期工作温度可达350，但是该涂层需要在280烘烤固化从而影响了该涂层的应用范围。北京航材院研制的J01-101H氟橡胶叶片漆则是用于飞机发动机叶片的耐冲蚀保护涂料，该涂料除了具有较为优良的综合性能外，其耐磨性大于 20min(吹砂法，min/20m)，用于涡浆发动机压气机叶片1000h后涂层基本完好，但是该涂料没有考虑涂层防冰性能的要求。因此，今后飞机用涂层的研究方向应该是朝综合性能方向发展，以满足日益提高的使用要求。 除了对飞机用涂料性能要求的提升，近年来在施工工艺方面也有较大的发展。目前国外民用客机蒙皮的最新涂装工艺是底色漆加罩光清漆配套的方案，由PPG工业公司航空材料事业部研究的航空底色漆/清漆涂料系统，比传统的涂料质量更轻，更持久，且喷涂更省时，因此可帮助航空公司每年节省大量的维护资金。进入21世纪以来, 飞机防冰系统的发展更加迅速, 波音公司和空客公司都在自己研究的客机上装配了先进的防冰系统。随着飞机向多电飞机和全电飞机的发展, 防冰系统也逐渐在向多电和全电防冰系统发展14-17。5.3 本章小结在本章中主要完成了对B737飞机的以进气道故障的例子分析，以及对防冰新技术的一些探讨。到目前为止，国际上对飞机容冰技术的研究尚处于起步阶段，SIS也是近几年才提出的，正处于探索中。涂料防冰也正在积极探索之中。相信随着计算机技术和控制技术的发展，飞机防冰技术也将日臻完善。随着经济的发展，航空运输在国际运输中的比重日益增大，将是新世纪中极具发展潜力的行业之一。为了保证飞行安全，提高飞行质量，解决飞机结冰问题不容忽视。