10防冰系统

•人工锁定机构：进气整流罩热防冰活门有一个人工超控轴环。
如果活门失效，能人工将活门锁到全开或全关位。 •压力电门：用来监视活门管道下游压力。当传感管口压力大 于65 Psi时，电门关闭。这时有超压指示，下述灯亮： 琥珀色整流罩防冰灯 主告诫和防冰指示灯。
CFM56
控制电路 当把发动机防冰电门打在接通位时，电门有以下作用： •进气整流罩热防冰活门上的控制电磁阀得到28伏直流电 •提供开环离散信号给EEC（为了发动机慢车控制） •提供开环离散信号给FMC（为引气负载旁通燃油计划） 防冰面板上一个暗亮的二极管控制蓝色的整流罩活门打开灯： •灯灭—电门在断开位，活门在关闭位
上后坠入伯托马克河中，造成74人遇难！
1986年12月，我国民航一架安—24型飞机从兰州飞往西安 途中，在3600米高度上遇到过冷气流，由于发动机进气口严 重结冰，引起进气道气流畸变，使压气机工作不稳定，从而 导致发动机喘振，右发停车，飞机速度迅速锐减，飞机返航
着陆时坠毁导致6人死亡。
飞机系统－－防冰和防雨系统 作用：防止以下部件结冰： •机翼、尾翼前缘 •大气数据探测器 •驾驶舱窗户 •发动机进气结构
方法
•液体防冰：向部件待防护表面喷射防冻液，与撞击在蒙皮表 面上的过冷水滴混合，使液体凝固点低于蒙皮表面温度而不 结冰。这种方法在停止供液后，还具有短时间的防冰作用。 但因防冻液消耗量较大，不仅使系统重量增加，而且喷液孔 易堵塞、维护麻烦，因此现已很少采用。
•热力防冰
一般来说，对于待防护表面的面积较大、防冰要求较高的 机翼、发动机进气道等部件，常采用气热防冰技术；对于待 防护表面的面积较小、防冰要求较低的尾翼、螺旋桨等部件， 可采用电热周期除冰技术；对不允许结冰而且耗电功率不大 的风挡、传感器等部件，则多采用电热防冰技术。 当前飞机上使用最为广泛的却是热力防冰技术，已成为现 代飞机防冰与除冰技术发展的主流。
发动机防冰系统 方法：
10.2 典型发动机防冰系统
V2500
防冰位置
•进气道前缘 －－热空气防冰 •进气温度/压力探头 －－电加热防冰
•进气整流锥
－－橡胶头防冰
V2500
•进气道前缘

结构：防冰电门、防冰 热空气：来自HPC7。 防冰过程： 当需要防冰时，接通防冰电门，来自HPC7的热空气流过
CFM56
发动机进气道防冰空气来自发动机引气系统。 从引气总管来的热空气流经防冰活门进入前缘喷气环，从这里 喷出给前缘加热，加热后从底部喷出到大气。
CFM56 防冰活门： •作用：用来控制流入发动机进气 整流罩的空气。 •位置：进气整流罩热防冰活门在 发动机风扇机匣右侧。
•结构：包括以下
作动筒 电气接头（电插头） 控制电磁阀 人工超控轴环/位置指示器 气流经过本体（防冰活门壳体） 压力调节器。 活门下游是个压力电门
要求
防冰系统必须在该飞机的使用要求内有效地防止冰的生成； 工作可靠；易维护；重量轻；工作时不会引起发动机严重的性 能损失。
发动机防冰系统 结冰条件和位置: 当飞机穿越含有过冷水珠的云层或在有冻雾 的地面工作时，发动机的进气道前缘，进气整流罩、进口导向 叶片都有可能结冰。
发动机防冰系统 方法 为了防止飞机某些部位结冰，或结冰时能间断地除去冰层， 保证飞机安全飞行，人们常常采取适当的防冰与除冰技术。
橡胶头：粘在整流锥的顶部。当锥头表面结冰后，橡胶
头的平衡会受到破坏，从而引起橡胶头振动，从而使冰破碎。
发动机防冰系统 方法 •电加热防冰 对于涡桨和涡轴发动机，一般采 用电加热的方式来防冰。 该技术将电能转变为热能，加热 部件的待防护表面，使其不结冰。 在需要加热的区域粘贴加热元件， 靠发电机给防冰系统供电。 电热防冰系统一般由电源、选择开关、过热保护装置， 及电加热元件等组成。过热保护装置用来防止部件表面蒙 皮过热而变形。 电加热方式有连续加热（表面不允许结冰的部件）和 间断加热（表面允许少量结冰）两种方式。
飞机系统－－防冰和防雨系统 积冰对飞机性能的影响： 升力面积冰
飞机系统－－防冰和防雨系统
积冰对飞机性能的影响
大气数据探测器结冰
飞机系统－－防冰和防雨系统 积冰对飞机性能的影响 驾驶舱窗户结冰
飞机系统 －－防冰和防雨系统 积冰对飞机性能的影响 飞机地面结冰
飞机系统－－防冰和防雨系统 积冰对飞机性能的影响 发动机进气道结冰
发动机防冰系统 结冰危害 •减小进气面积，推力降低－－结冰会破坏进气道的气动外形，
减小进气面积，使空气流量减少，功率下降。
•气流分离，稳定性差－－结冰会影响气体流动，还会影响压 气机的工作和性能，还可能造成压气机失速和喘振。
•损伤发动机部件－－结冰会破坏转子的平衡，引起发动机振
动过大。脱落下来的冰块还可能被吸入发动机，打坏发动机 部件。
活门下游引气压力传感器管将空气压力传给压力调节器。调 节器能根据下游压力调节活门开度，从而控制下游压力最大 值至50psi(145psi=1MP)。
CFM56
防冰活门 •位置指示器：提供活门位置数据。 当活门开度小于7度时，关闭的位置电门在关闭位。 当活门开度大于25度时，打开的位置电门在打开位。
对发动机防冰方法是 对容易结冰的零件表面 进行加温。常用热源有： 压气机热空气、电加热 和滑油加热。
发动机防冰系统 方法 •机械除冰
气动带除冰技术：利用飞机部件（如机翼尾翼）前缘表面上
膨胀管的膨胀作用，使其外表面冰层破碎而脱落的除冰技术。 气动带除冰始于20世纪三十年代，但因膨胀管充气时对飞机

CFM56
防冰活门 •工作过程： 进气整流罩热防冰活门是一个电气控制气源操纵的蝶形活门。 有弹簧载荷使它到关闭位。 当接能防冰电门时，控制信号传递给控制电磁活门，电磁活 门使活门上游管道空气进入压力调节器。 压力调节器调节引气压力，并使调节后的空气进入作动筒。
作动筒在空气压力的作用下，克服弹簧压力打开防冰活门。
亮
OFF（关闭）：“ON” 灯变成 “OFF”， 发动机防冰活门 关闭 。 FAULT（故障）： 当出现发动机防冰阀门偏离联接位置情况 时，此灯亮。
V2500 •防冰电门
（3） 探头/风挡玻璃加热
AUTO（自动）：飞行过程中系统给探头和风挡玻璃提供自 动加热
地面上当发动机启动时：ON（开启），给探头和风挡玻璃
复习
概述
起动系统
作用
结构
点火系统 作用
结构
典型起动点火系统
发动机地面运转
第十章 防冰系统
概述
作用
结构
典型涡轮风扇发动机防冰系统
V2500
CFM56
10.1 概述
1982年1月美国佛罗里达航空公司一架BOEING737飞机，因
大风雪天气被困于华盛顿国际机场，数次推迟起飞，在最后 一次在喷洒防冰液后，又在风雪中等待了49分钟，在没有检 查机身外表的冰雪是否已彻底清除的情况下仓促起飞，结果 因机翼上严重积冰，达不到足够的上升速率而下掉，撞在桥
FAULT（故障）：当出现机翼防冰阀门偏离指定位置或检
测到低压时，此灯亮。
V2500 •防冰电门 （2） 发动机1/2防冰 分别控制对应的发动机防冰系统
ON（开启）： “发动机防冰”的信息传输到飞机电子集中监
控系统ECAM并显示，发动机防冰阀门开启，来获得发动机引 气，发动机阀门一开启，就连续不间断防冰，“ON” 灯一直
气动性能影响较大，目前已很少使用
电脉冲除冰：将高能量的电脉冲作用在飞机待防护部位的蒙 皮上，在弹性变形范围内使蒙皮快速鼓动，从而破除该蒙皮 表面上的冰层。电脉冲除冰技术兴起于20世纪60年代末，由 于系统具有重量较轻、耗电功率小、除冰效果良好等特点， 许多现代飞机上依然使用该技术。
发动机防冰系统
提供热量。
CFM56
有两个进气整流罩防冰系统。 两个系统是一样的。进气整流 罩防冰系统的控制和指示线路 用28伏直流电源。控制指示电 门、灯在P5面板上。 防冰面板可以提供机组与机
翼及发动机进气整流罩防冰系
统的接口。它在P5前顶板。
CFM56
进气整流罩热防冰空气来源于发动机。热防冰空气来自
发动机引气总管，上流至压力调节器和关断活门。
发动机防冰系统 方法 •热空气防冰 （课本P260－261） 热空气一般来自高
压压气机，经防冰活
门和供气管路送到防 冰部位。 防冰活门：起开关和调节引气压力的作用，在驾驶 舱内对应有防冰控制电门。当需要防冰时，接能防冰电 门，使防冰活门打开，防冰空气就会送到需防冰的部位。
发动机防冰系统
方法 对于现代涡扇发动机而言，一般 没有进口导向叶片，而是把进气锥 直接装在风扇盘上。 若锥的形状、 构造和旋转特点允许的话，可以不 需要加热防冰。 若需要防冰，一般是让其供气系 统独立于进气道防冰系统，把不经 调节的压气机空气引入锥体内，加 热后的排入进气道内。
•灯暗—电门在接通位，活门在打开位
•灯明亮—电门和活门位置不一致或者活门在转换过程中。
发动机防冰系统使用条件 空气中有可见湿气以及外界大气温度低于一定值 飞越严重结冰区 防冰系统的使用注意
必须在结冰前使用
接通防冰系统后，确认防冰系统工作状态正常 防冰时加强点火，防止熄火 防冰时，应气源充足，防冰可靠 防冰时，推力减小，EGT增加
供气管路和防冰活门。

一个电磁线圈操作的蝶形防冰活门，到达时进气道前缘内部
的喷气环，经喷气环前缘的小孔喷出，从而给发动机进气道
前缘内表面加热。 加热结束后，在进气道的右下侧有一排气出口，加热后的 空气从此口排到发动机外部。
V的： （1） 机翼防冰 ON（开启）： “ON” 灯亮，“机翼防冰”的信息传输到 飞机电子集中监控系统ECAM并显示 ，机翼防冰阀门开启， 来获得热空气。 OFF（关闭）： “ON” 灯变成 “OFF”，机翼防冰活门 关闭