基于適航標準的飛機風(fēng)擋加溫系統(tǒng)控制方式研究

瑚洋，林麗

(1.上海交通大學(xué) 航空航天學(xué)院， 上海 200240)(2.航空工業(yè)第一飛機設(shè)計研究院 機電系統(tǒng)設(shè)計研究所， 西安 710089)

0 引 言

飛機飛行過程中，風(fēng)擋玻璃外表面由于過冷水滴撞擊會結(jié)冰，內(nèi)表面溫度一旦低于座艙露點溫度會結(jié)霧[1-3]。風(fēng)擋的結(jié)冰結(jié)霧會降低甚至完全喪失其透明度，影響飛行員的視界[4]。為了保證飛行安全，F(xiàn)AA(美國聯(lián)邦航空管理局)、EASA(歐洲航空安全局)以及CAAC(中國民用航空局)都先后建立了運輸類飛機的駕駛艙視界適航條款，要求設(shè)置風(fēng)擋加溫系統(tǒng)[5]。

近年來，國內(nèi)外對飛機防除冰系統(tǒng)進行了大量研究。M.Pourbagian等[6]在保證飛行安全的前提下研究了如何減少電熱除冰系統(tǒng)的能量消耗；傅見平等[7]分析了不同結(jié)冰條件下,加熱時間控制律和加熱熱流密度對除冰表面溫度的影響；徐佳佳等[8]建立了三維風(fēng)擋熱性能分析模型，并對某型民用飛機風(fēng)擋防冰性能進行評估；蔡坤等[9]提出了一種適用于平面風(fēng)擋防冰熱載荷的計算方法；林麗等[10]計算了不同飛行條件下風(fēng)擋的表面溫度和電加熱功率的瞬時變化；韓王超等[11]提出了一種熱流密度-溫度薄膜熱源邊界條件，實現(xiàn)了飛機風(fēng)擋玻璃非穩(wěn)態(tài)傳熱耦合過程的數(shù)值模擬；白斌等[12]分析了某型飛機在進行風(fēng)擋玻璃防霧試飛試驗時的環(huán)境數(shù)據(jù)，并給出了風(fēng)擋表面溫度的變化曲線；徐佳佳[13]通過冰風(fēng)洞試驗得到了風(fēng)擋玻璃外表面對流換熱系數(shù)的試驗值。

在上述研究成果的基礎(chǔ)上，本文不局限于防冰表面?zhèn)鳠醾髻|(zhì)的理論分析，而是立足于適航條款建立一種基于需求的系統(tǒng)設(shè)計流程。以CCAR-25部附錄C規(guī)定的結(jié)冰氣象條件為切入點，討論影響風(fēng)擋防冰熱載荷計算的主要參數(shù)，通過瞬態(tài)傳熱數(shù)值仿真明確不同溫度控制規(guī)律引起的風(fēng)擋表面溫度和加熱功率的變化特點。

1 條款內(nèi)容

1.1 駕駛艙視界

25.773 b(1)ii[14]要求，飛機必須具有措施使風(fēng)擋在降水過程中保持有一個清晰的部分，足以使兩名駕駛員在飛機各種正常姿態(tài)下沿飛行航跡均有充分寬闊的視界。此措施必須設(shè)計成在下列情況中均有效，而無需機組成員不斷關(guān)注：

第25.1419條規(guī)定的結(jié)冰條件下，如果需要進行結(jié)冰條件下的飛行驗證。

25.773 c[14]要求，風(fēng)擋和窗戶內(nèi)側(cè)的起霧：飛機必須具有在其預(yù)定運行的所有內(nèi)外環(huán)境條件(包括降水)下，防止風(fēng)擋和窗戶玻璃內(nèi)側(cè)在提供本條(a)規(guī)定視界的范圍上起霧的措施。

1.2 防 冰

25.1419[14]要求，飛機必須能在附錄C確定的連續(xù)和間斷的最大結(jié)冰狀態(tài)下安全運行。為了保證這一點，需確認以下(a)～(d)的內(nèi)容可以滿足。

(a) 必須通過分析確認，飛機在各種運行形態(tài)下其各種部件的防冰是足夠的。

(b) 為了驗證防冰分析結(jié)果，檢驗各種結(jié)冰異常情況，演示防冰系統(tǒng)及其部件的有效性，必須對飛機或其部件在各種運行形態(tài)和經(jīng)測定的自然大氣結(jié)冰條件下進行飛行試驗，而且在必要時，還應(yīng)采用下列一種或幾種方法進行驗證：

①對部件或部件的模型進行實驗室干燥空氣試驗或模擬結(jié)冰試驗，或兩者的組合；

②對整個防冰系統(tǒng)或單獨對系統(tǒng)部件在干燥空氣中進行飛行試驗；

③對飛機或飛機部件在測定的模擬結(jié)冰條件下進行飛行試驗。

(c) 當(dāng)防冰或除冰系統(tǒng)的功能不正常時，必須有琥珀色戒備燈或等效的戒備信息向機組報警。

(d) 對渦輪發(fā)動機飛機，本條的防冰規(guī)定可視為主要適用于機體。至于動力裝置的安裝，可以認為本要求E分部中的某些附加規(guī)定是適用的。

2 風(fēng)擋防冰要求

飛機風(fēng)擋的防冰主要針對座艙前風(fēng)擋或主風(fēng)擋，按照防冰方法的熱源進行分類，主要有電熱防冰和氣熱防冰兩種。目前運輸類飛機大多采用電熱方式為風(fēng)擋加溫，通過對裝在風(fēng)擋玻璃上的電阻絲或?qū)щ娔ね?，將防護表面加熱到一定溫度，達到防冰的目的。因此，風(fēng)擋加溫系統(tǒng)設(shè)計時首要考慮的因素是，在給定的結(jié)冰設(shè)計條件下確定風(fēng)擋防冰所需的熱量，即防冰熱載荷。

2.1 結(jié)冰設(shè)計條件

25.1419條款對飛機所有迎風(fēng)部件的防除冰系統(tǒng)的結(jié)冰設(shè)計條件做出了規(guī)定，其中附錄C規(guī)定的連續(xù)最大和間斷最大結(jié)冰條件是風(fēng)擋加溫系統(tǒng)防冰熱載荷計算的基礎(chǔ)，體現(xiàn)了可能對飛機飛行造成影響的結(jié)冰氣象條件。不同環(huán)境溫度下液態(tài)水含量隨水滴直徑的分布如圖1～圖2所示，對于風(fēng)擋防冰系統(tǒng)的設(shè)計，通常選取水滴直徑20 μm進行防冰熱載荷的數(shù)值計算，由于間斷最大條件對應(yīng)的液態(tài)水含量較高，有時需要考慮利用水滴直徑40 μm進行校核。壁面溫度一般選取1.7 ℃，該溫度既可以保證風(fēng)擋表面溫度高于水的冰點，又能避免防冰系統(tǒng)設(shè)計能力過高[15]。

圖1 連續(xù)最大結(jié)冰條件

圖2 間斷最大結(jié)冰條件

2.2 防冰熱載荷計算

影響防冰熱載荷的結(jié)冰條件包括環(huán)境溫度、液態(tài)水含量和水滴直徑。隨著CFD技術(shù)的迅速發(fā)展，防冰熱載荷越來越傾向于使用仿真計算來完成，具體計算流程如圖3所示。

圖3 風(fēng)擋防冰熱載荷數(shù)值計算流程圖

流場計算的輸入條件主要分兩類：物理模型的幾何參數(shù)和遠場條件。通常給定物理模型后，參考長度和參考面積隨即確定，而遠場條件包含來流溫度、壓力及速度等，需依據(jù)實際情況進行確定。為了直觀說明遠場條件對風(fēng)擋防冰熱載荷計算結(jié)果的影響，以某型飛機風(fēng)擋作為研究對象，對上述參數(shù)可能的影響進行數(shù)值仿真，網(wǎng)格劃分如圖4所示，定義計算條件為：校準空速350 km/h，來流溫度273.15、268.15 K，來流壓力100 MPa，迎角0°。

圖4 網(wǎng)格劃分圖

得到速度場和壓力分布如圖5～圖6所示，可以看出：在相同來流校準空速、相同來流壓力及相同迎角下，273.15和268.15 K對應(yīng)的機頭周圍的空間Ma分布近似，最大馬赫數(shù)相對差別小于0.6%，表明遠場靜溫對速度場影響可以忽略；風(fēng)擋表面壓力分布近似，最大壓力值相對差別小于0.2%，最小壓力值相對差別小于0.15%，表明遠場靜溫對壓力場影響也可以忽略；給定的校準空速下，268.75和273.15 K對應(yīng)的真實空速分別為96.318和97.221 m/s，兩者的變化量為0.903 m/s，相對變化量為0.9%，滿足遠場速度微小變化小于5%的要求，同理可以認為遠場速度的微小變化對壓力場影響也很小。

(a) 來流溫度為273.15 K

(b) 來流溫度為268.15 K

(a) 來流溫度為273.15 K

(b) 來流溫度為268.15 K

得到局部水收集系數(shù)分布如圖7所示，可以看出：最大β值相對差別小于1.2%，因此認為遠場靜溫對水滴撞擊的影響也可以忽略。

(a) 來流溫度為273.15 K

(b) 來流溫度為268.15 K

綜上，由于遠場壓力對應(yīng)于飛行高度，在給定的飛行高度和校準空速下，不同來流溫度對應(yīng)的流場計算結(jié)果差別可忽略。而遠場壓力是唯一一個對流場計算和水滴撞擊特性計算有較大影響的條件，因此在進行風(fēng)擋防冰熱載荷計算點選取時，可以選擇不同高度但相同的來流溫度，同時建議選擇介于遠場最高溫度和最低溫度之間的溫度作為流場計算和水滴撞擊特性計算的溫度輸入，從而保證該溫度下的計算結(jié)果對所有來流溫度產(chǎn)生的偏差最小。

3 風(fēng)擋防除霧要求

3.1 防霧系統(tǒng)設(shè)計基礎(chǔ)

25.773c條款主要針對風(fēng)擋玻璃的防除霧做出規(guī)定。由于玻璃起霧后能見度會降低很多，25.773c條款提出有必要采取措施防止風(fēng)擋和窗戶起霧。風(fēng)擋結(jié)霧的原理是：風(fēng)擋內(nèi)表面溫度等于或低于座艙空氣的露點溫度時，內(nèi)表面會結(jié)霧，如果內(nèi)表面溫度低于0 ℃時還會結(jié)霜。風(fēng)擋加溫系統(tǒng)設(shè)計時通常將其防除霧和防冰功能合并，只要將玻璃內(nèi)表面加熱到超過駕駛艙露點溫度，就可以達到防除霧的目的。防霧需要將玻璃內(nèi)表面溫度連續(xù)保持在飛機全部飛行時間內(nèi)可能遇到的座艙空氣的最大露點以上，相比除霧需要更多的能量，但是防霧可以在整個飛行過程中保證玻璃清晰度，更好地保證飛行安全，因此民用飛機更多的使用防霧的方法。風(fēng)擋的設(shè)計眼位和關(guān)鍵視野區(qū)的確定應(yīng)由飛機總體專業(yè)確定?！邦A(yù)定運行的所有內(nèi)外環(huán)境條件”中外界環(huán)境主要指飛機的飛行條件，而內(nèi)環(huán)境則是指駕駛艙內(nèi)的溫度和濕度等，因為這些與露點溫度密切相關(guān)。不同于防冰狀態(tài)下系統(tǒng)的設(shè)計，系統(tǒng)防霧性能計算和試驗驗證更多考核的是風(fēng)擋玻璃的瞬態(tài)傳熱特性。

3.2 瞬態(tài)傳熱計算

以某型飛機風(fēng)擋加溫系統(tǒng)為例，介紹一種風(fēng)擋瞬態(tài)傳熱分析的計算方法。風(fēng)擋玻璃的結(jié)構(gòu)為多層復(fù)合材料，在外層玻璃的內(nèi)表面通過一定工藝程序鍍上導(dǎo)電膜，風(fēng)擋加溫系統(tǒng)開啟后，薄膜熱源將電能轉(zhuǎn)化為內(nèi)能，并通過各層介質(zhì)分別向風(fēng)擋外表面和內(nèi)表面?zhèn)鬟f，平衡由艙外環(huán)境強迫對流換熱和艙內(nèi)自然對流換熱帶走的熱量，如圖8所示。

圖8 風(fēng)擋剖面結(jié)構(gòu)圖

風(fēng)擋每一層材料的厚度和物性參數(shù)如表1所示。

3.2.1 計算模型

以風(fēng)擋為研究對象，為了簡化運算，假設(shè)玻璃各層材料的物性參數(shù)為定值，忽略風(fēng)擋外表面的輻射換熱,僅考慮風(fēng)擋沿其厚度方向上的傳熱過程。使用LMS.AMESim軟件建立數(shù)學(xué)模型，并對風(fēng)擋進行瞬態(tài)傳熱計算，如圖9所示。

表1 玻璃各層厚度及相關(guān)參數(shù)

圖9 風(fēng)擋瞬態(tài)傳熱計算模型

3.2.2 加溫控制規(guī)律

目前電熱式風(fēng)擋加溫系統(tǒng)常見的控制方法有兩種：一種是在確定玻璃加溫范圍后，以全功率接通及斷開電源，在玻璃溫度上升到控溫范圍的上限時停止加熱,下降到控溫范圍的下限時啟動加熱；另一種是占空比式加熱控制方式，即控制器根據(jù)溫度傳感器反饋的玻璃溫度改變加熱周期內(nèi)的通電時間。本文主要對這兩種加溫規(guī)律對風(fēng)擋玻璃瞬態(tài)加熱特性的影響進行分析。

3.2.3 仿真及結(jié)果分析

選取對于防除霧更為嚴酷的極熱天飛機高空巡航后高速俯沖作為計算狀態(tài)，飛機巡航高度H0=10 000 m，巡航時間t=3 600 s，俯沖速度V=20 m/s,目標高度H1=3 000 m，加熱功率Q=5 187.5 W，駕駛艙溫度T=24 ℃，溫度控制范圍32～37 ℃。下降過程中風(fēng)擋外表面、內(nèi)表面溫度和加熱功率時間變化曲線如圖10～圖13所示，可以看出：

(1) 對比圖10和圖11，兩種控制規(guī)律下玻璃升溫的整體趨勢是一致的，但是加溫初期全功率加溫式風(fēng)擋升溫速率很快，在100 s內(nèi)風(fēng)擋外表面溫度已經(jīng)由0 ℃上升至18 ℃，而占空比式加溫風(fēng)擋外表面溫度上升曲線比全功率平滑，因為對于占空比式加溫控制方式，每個加溫時段中通電是間斷式的，可以減少對風(fēng)擋玻璃的熱沖擊，避免風(fēng)擋玻璃因為熱應(yīng)力導(dǎo)致的炸裂現(xiàn)象，延長風(fēng)擋使用壽命，提高系統(tǒng)的可靠性和安全性。

(2) 對比圖12和圖13，加熱穩(wěn)定后全功率加溫的風(fēng)擋溫度在36～37 ℃之間波動，保持在溫控范圍的上限，而占空比式加溫的風(fēng)擋溫度一直在32 ℃上下波動，處于溫控范圍的下限，顯然全功率式加溫能將風(fēng)擋保持在一個較高溫度，更有利于風(fēng)擋的防冰除霧性能。另外，對比兩種控制方式下的加熱功率變化，可以看出占空比式加熱功率波動非常頻繁，這種頻繁波動會對上游電源設(shè)備產(chǎn)生影響，引起發(fā)電機頻率不斷振蕩。

(3) 全功率加溫和占空比加溫各有利弊，實際使用過程中需要設(shè)計者根據(jù)兩種加溫規(guī)律的不同特點權(quán)衡使用。

圖10 風(fēng)擋表面溫度變化曲線(控制規(guī)律1)

圖11 風(fēng)擋表面溫度變化曲線(控制規(guī)律2)

圖12 控制溫度和加溫功率變化(控制規(guī)律1)

圖13 控制溫度和加溫功率變化(控制規(guī)律2)

3.2.3 結(jié)果驗證

為了驗證計算模型的準確性，參考已有的風(fēng)擋加溫試驗條件，使用上文介紹的計算方法進行數(shù)值仿真，并將計算結(jié)果與已有的試驗數(shù)據(jù)進行對比，結(jié)果如圖14所示，可以看出：二者符合性較好。

圖14 仿真結(jié)果和試驗結(jié)果對比

4 其他要求

25.1419(a)條款指出必須通過分析確認來證實所選擇的防冰系統(tǒng)的適用性。對于風(fēng)擋加溫系統(tǒng)設(shè)計，主要體現(xiàn)在：系統(tǒng)選擇的玻璃加溫方式選擇、加溫功率的計算、加溫控制策略的確定以及這些系統(tǒng)關(guān)鍵因素的符合性說明。

25.1419(b)條款是對試驗演示方法的規(guī)定，其中自然大氣結(jié)冰條件下的飛行試驗是必須的，除了該試驗外，為了充分表明飛機能在附錄C所規(guī)定的結(jié)冰條件下安全運行，還應(yīng)按(b)(1)～(3)規(guī)定，采用其中的一種或幾種方法進行驗證。對于風(fēng)擋加溫系統(tǒng)，冰風(fēng)洞試驗不是必須的，飛行試驗包括三部分：防除霧飛行試驗、干空氣飛行試驗和自然結(jié)冰飛行試驗。

(1) 防除霧飛行試驗

防除霧飛行試驗中認為起霧最嚴酷的試驗條件是飛機從寒冷高空俯沖至高溫高濕環(huán)境。根據(jù)某型飛機的試飛經(jīng)驗，首先關(guān)閉風(fēng)擋加溫系統(tǒng)并在高空寒冷環(huán)境中巡航一段時間，待玻璃冷透后以較大速度俯沖至高溫高濕環(huán)境。由于熱慣性，風(fēng)擋內(nèi)表面溫度還保持著高空低溫的狀態(tài)，面對較高的露點溫度風(fēng)擋內(nèi)表面很容易結(jié)霧。此時重新打開風(fēng)擋加溫系統(tǒng)，隨著溫度上升，凝結(jié)在玻璃內(nèi)表面的水逐漸蒸發(fā)，風(fēng)擋恢復(fù)其透明度，從而驗證系統(tǒng)的防除霧性能。

(2) 干空氣飛行試驗

由于地面試驗條件的限制，風(fēng)擋加溫試驗大多是在沒有風(fēng)速的條件下進行的，干空氣飛行試驗?zāi)軌蛲ㄟ^收集風(fēng)擋表面溫度數(shù)據(jù)進一步研究各種工作條件下加熱功率的使用和控制規(guī)律的可行性分析。開展干空氣試飛通常需要對試驗機進行改裝，風(fēng)擋加溫系統(tǒng)需要對加溫電流、電壓及電阻等關(guān)鍵參數(shù)進行測量。為了獲取系統(tǒng)在不同飛行狀態(tài)下玻璃的加熱特性，必須在風(fēng)擋表面布置一定數(shù)量的溫度傳感器，其目的是得到風(fēng)擋玻璃的傳熱剖面，為自然結(jié)冰飛行試驗打下基礎(chǔ)。

(3) 自然結(jié)冰飛行試驗

自然結(jié)冰試飛是防冰系統(tǒng)適航驗證試驗中最困難也是最重要的一項試驗項目。與干空氣試飛相比，風(fēng)擋加溫系統(tǒng)及其設(shè)備只有通過了自然結(jié)冰飛行試驗，驗證了其功能性能，證明其可靠性，才能向局方表明系統(tǒng)能夠在適航條款規(guī)定的結(jié)冰條件下安全飛行。風(fēng)擋由于可視性較高，其防除冰效果通常由飛行員口述完成。

25.1419(c)條款要求在防冰系統(tǒng)不正常工作時能夠及時為飛行機組提供告警信息，而系統(tǒng)告警信息的等級設(shè)定，是否需要告警燈和告警音頻等都將直接影響飛行員的具體操作程序。25.1419(d)條款則給出了25.1419的適用范圍[16]。

5 結(jié) 論

(1) 進行風(fēng)擋防冰熱載荷計算時，遠場壓力對流場和水滴撞擊特性計算結(jié)果影響較大。

(2) 全功率加溫控制方式更有利于系統(tǒng)的防冰除霧性能，但是在低溫環(huán)境下玻璃溫度的迅速升高可能造成風(fēng)擋較大的熱應(yīng)力。

(3) 占空比式加溫可以減少對風(fēng)擋玻璃的熱沖擊，延長風(fēng)擋使用壽命，但由于其加熱功率波動非常頻繁，會對上游供電設(shè)備造成負面影響。