0 引 言

在结冰气象条件下，飞机机尾翼前缘及发动机进气道口常出现结冰现象，这些关键部位结冰将导致飞机气动性能恶化，严重者致使机毁人亡^[1-2]，因此，通常需要在这些关键部位安装防/除冰装置。据使用和设计形式的不同，飞机防/除冰装置大致可分为：热空气防/除冰系统、机械式除冰系统及电热式防/除冰系统等三种。国内外飞机目前主要采用热除冰系统，但是热除冰方式的损耗很大，因此研究者不断探索低能耗的防除冰技术^[3-4]。

电脉冲除冰系统作为一种电动-机械式除冰系统，具有结构简单、尺寸小、质量轻、能量消耗少、效率高、维修方便、使用寿命长等显著优点^[5-8]。电脉冲除冰技术从20世纪70年代起受到国外研究机构的重视，并开展了大量的研究工作。 从1972年起，前苏联开始在飞机飞行过程中采用该系统进行除冰^[9]，并在伊尔-18飞机上进行了结冰气象条件下的飞行试验^[10-11]。美国在Beech Bonanza、Cessna 206、DHC-6 Twin Otter与B767等机型上也安装了该系统，不过还处于验证阶段^[12]。相比之下，我国在这方面的研究起步较晚，在型号应用方面尚处于空白。李广超等^[13]基于Bernhart-Scharg模型预测通电线圈中电流的变化规律以及蒙皮受到的脉冲作用，但没有研究脉冲作用位置、作用序列以及翼型几何形状对系统除冰效果的影响。李清英等^[14]研究了电流大小、电频率、铝板厚度、铝板弹性模量、铝板密度以及铝板长宽比对最大响应位移的影响，但也没有进一步研究脉冲作用位置、作用序列以及翼型几何形状对系统除冰效果的影响。因此，有 必要深入研究脉冲作用位置、作用序列以及翼型几何形状对电脉冲除冰系统除冰效果的影响。

本文建立了简单前缘结构和多种NACA前缘结构的机翼电脉冲除冰系统有限元模型，提出了基于除冰率的系统除冰效果评判准则，并基于有限元模型，采用数值仿真的方法，研究了脉冲力作用位置、翼型几何形状以及不同脉冲力序列对电脉冲除冰系统除冰效果的影响，进而提出了机翼电脉冲除冰系统的优化策略。

1 机翼电脉冲除冰系统原理

图 1为电脉冲除冰系统的结构示意图^[15]。安装时，在机翼蒙皮内侧放置电脉冲线圈，线圈与蒙皮间有小间隙，防止线圈与蒙皮相碰。根据前缘的尺寸和形状，沿翼展放置适当数量的线圈，线圈由前梁或安装于翼肋上的横梁支承。

飞机电脉冲除冰系统的基本原理如图 2所示^[16]。系统通过电源给储能电容充电，然后断掉电源，触发晶闸管，回路闭合，脉冲线圈产生很大的瞬间电流，瞬间形成很大的磁场，且由于线圈与飞机表面的间隙很小，瞬变磁场在飞机表面的铝盘上感应出很大的涡流，涡流与瞬态磁场作用产生可达几kN的瞬间电磁力。此作用力使得飞机表面震动，虽然引起的位移很小，但是瞬间加速度很大，使得飞机上的冰层破裂脱落。

2 机翼电脉冲除冰系统模型参数 2.1 脉冲力

由电脉冲除冰系统的原理可知，作用在铝合金蒙皮上的脉冲载荷可设为：

(1)

式中A代表脉冲峰值；ω₁为脉冲载荷对位置坐标的频率；R为半径，即位置坐标变量；Φ₁ 为脉冲载荷对位置坐标正弦函数的初相位；t为脉冲作用时间；ω₂脉冲载荷对时间坐标的频率；Φ₂ 为脉冲载荷对时间坐标正弦函数的初相位。

由于脉冲载荷对位置坐标和时间坐标正弦函数的初相位均为0，故这里将脉冲线圈冲击力设定为：

(2)

2.2 冰层脱落准则

根据NASA的研究^[17-18]，电脉冲除冰过程中蒙皮与冰层间剪切力是冰层松脱的主要因素。本文引用了两种考虑剪切强度的冰层脱落准则。

文献^[17]采用梁单元模拟冰层附着力在铝蒙皮与冰层间的传递，且当梁单元上传递的剪应力达到层间剪切强度时判定冰层脱落。由此，提出了一种基于铝蒙皮与冰层间剪切强度的冰层脱落准则：

(3)

式中τ_max为铝蒙皮与冰层间最大剪切应力，τ_U为层间剪切强度，取值为0.345MPa。

文献^[18]中铝蒙皮与冰层通过层间单元节点连接，并考虑铝蒙皮与冰层间法向正应力和层间剪应力的共同作用，进而提出了一种考虑层间法向正应力的冰层脱落准则：

(4)

式中σ_max为间法向最大正应力，σ_U=1.44MPa为法向拉伸强度，τ_max为铝蒙皮与冰层间最大剪切应力，τ_U=0.4MPa为层间剪切强度。

为更加准确地模拟电脉冲除冰的过程，选取了文献^[18]中的冰层脱落准则。

2.3 电脉冲除冰仿真模型

基于简单前缘模型和NACA前缘模型来研究不同因素对机翼电脉冲除冰系统除冰效果的影响。两类模型的冰层厚度均取3.0mm。

简单前缘模型如图 3所示。采用半圆柱铝合金壳体模拟机翼前缘除冰结构，圆柱直径为200.0mm，长度为300.0mm，厚度为2.0mm。

如图 4所示，采用了三种NACA前缘模型，即NACA2414、NACA2428和NACA2407，三种模型的铝蒙皮厚度均采用2.0mm。

2.4 除冰效果评判准则

为量化系统的除冰效果，提出了基于除冰率的系统除冰效果评判准则。

(5)

式中λ为除冰率，用以评判电脉冲除冰系统的除冰效果，S_c为已除去冰层的面积，S_a冰层的总面积。

3 仿真结果与分析

基于上述的有限元模型，研究了脉冲力作用位置、翼型几何形状以及作用序列对电脉冲除冰系统除冰率的影响，进而提出了系统的优化策略。

3.1 不同脉冲力作用位置

采用如图 3所示的简单前缘模型来研究脉冲力作用位置对系统除冰率的影响。对于简单前缘结构，选取了五种工况。五种工况可分为两类：一类为单脉冲作用，包括前缘正前方单脉冲作用、前缘侧方30°单脉冲作用和前缘侧方45°单脉冲作用；另一类为对称双脉冲作用，包括前缘两侧±30°对称双脉冲作用和前缘两侧±45°对称双脉冲作用。

针对五种工况研究了单倍峰值、2倍峰值、3倍峰值、4倍峰值和5倍峰值的单脉冲作用下，简单前缘结构的除冰效果。图 5为5倍峰值的单脉冲作用在不同位置时简单前缘模型的除冰效果图和相应的除冰率。图 6为不同作用位置下除冰率随单脉冲峰值压力的变化曲线。

由图 6可以看出，简单前缘结构的除冰率随着脉冲载荷的增加而增加。单脉冲作用在正前方时简单前缘模型的除冰率明显高于作用在侧上方30°和45°时的除冰率。主要原因是：对于对称简单前缘结构，正前方的脉冲作用可以使铝蒙皮的响应向上下翼面对称传递，而越远离正前方对称点的脉冲作用，其铝蒙皮的响应就越难于传递到另一侧翼面，故无法达到全翼面整体除冰的效果。

图 7为不同角度的对称双脉冲作用下简单前缘结构的除冰效果图和相应的除冰率。

由图 7可以看出，双侧±45°双脉冲作用下的除冰率明显高于双侧±30°双脉冲作用下的除冰率。主要原因是：在双侧±45°双脉冲作用下，简单前缘结构在对称位置处的脉冲响应叠加增强效果更为显著，所以除冰效果更好。

3.2 不同翼型结构

如图 4所示，选取了三种NACA机翼前缘结构来研究不同翼型对除冰效果的影响，包括NACA2414机翼前缘结构、NACA2428机翼前缘结构和NACA2407 机翼前缘结构。三种前缘结构的脉冲力作用方式都为上下翼面同时作用。三种模型的具体参数如表 1所示。

分别研究了0.5倍峰值、0.8倍峰值和单倍峰值的脉冲作用下不同翼型结构的除冰效果。图 8为单倍峰值脉冲作用下不同前缘模型的除冰效果图和相应的除冰率。

由图 9可以看出：前缘结构的除冰率随着脉冲作用力的增加而增加，除冰效果越来越显著；在相同脉冲载荷作用下，相对厚度较小的翼型前缘除冰率更高，除冰效果更好，主要是由于相对厚度较小的翼型抗弯刚度较小，激励引起振动会更明显，脉冲作用后的加速度、速度响应相对较大；下翼面的除冰效果略好于上翼面的除冰效果，主要是由于上翼面的弧度相对稍大，结构特性呆滞，抗弯刚度较小，脉冲打击力有所消弱。

3.3 不同脉冲序列

为分析不同脉冲序列对前缘除冰效果的影响，选取了11种工况，并采用三段NACA2414机翼前缘结构的有限元模型进行仿真，如表 2所示。

图 10为三对0.8倍峰值脉冲同时作用时的除冰效果图和相应的除冰率。图 11为三对0.8倍峰值脉冲力作用下中间脉冲延迟不同时长时前缘结构的除冰效果图和相应的除冰率。图 12为三对0.8倍峰值脉冲力作用下两侧脉冲延迟不同时长时前缘结构的除冰效果图和相应的除冰率。图 13为三对非均匀脉冲作用时的除冰效果图和相应的除冰率。

图 14为三段NACA2414机翼前缘结构在不同脉冲序列作用下的除冰率。从图 14可以看出：脉冲载荷的大小对除冰率的影响比脉冲载荷触发顺序的影响更加明显；通过适当调整脉冲触发顺序可以达到或接近通过单纯增加脉冲载荷所达到的除冰效果。

4 结 论

本文建立了多种翼型结构的机翼电脉冲防除冰系统的有限元模型，提出了基于除冰率的系统除冰效果评判准则，研究了不同因素对电脉冲防除冰系统除冰效果的影响。

通过分析仿真结果可以发现：为达到相同除冰效果，采用对称双脉冲作用所需的幅值明显小于单脉冲作用；相同工况下，相对厚度较小的翼型前缘除冰效果较好，且同一翼型下翼面的除冰效果略好于上翼面的除冰效果；通过适当调整脉冲触发顺序可以达到或接近通过单纯增加脉冲载荷所达到的除冰效果。研究为机翼电脉冲除冰系统的设计奠定了基础。