【防、除冰部位：】待保护表面积较大、防冰要求较高的机翼、发动机进气道前缘等部件。

气动带除冰和液体防冰技术始于上世纪三、四十年代，但因膨胀管充气时对飞机气动性能影响较大，目前已很少使用。电脉冲除冰技术兴起于六十年代末，由于系统有重至较轻，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。然而，当前飞机上使用最为广泛是热力防冰技术，该技术已成为现代飞机防冰与除冰技术发展的主流。

3 飞机防冰系统试验

飞机防冰系统试验是飞机防冰技术的重要环节，它可以测定飞机部件防护表面的结冰情况和飞机防冰系统的工作性能．验证防冰技术系统的可靠性。目前，主要的飞机防冰系统试验有以下四种：

3.1 冰风洞试验

“冰风洞”是飞机飞行时研究部件迎风表面和某些仪表机外传感器的结冰问题及其防（除）冰方法的特种风洞。冰风洞稳定段前装有大容盘的冷却器．稳定段中设有可控制的喷雾装置，以便在试验段中模拟真实飞行时遇到的结冰云雾条件。风洞风扇前设里防护网，防止冰块打伤风扇叶片。冰风洞试验主要是利用结冰风洞研究飞机部件或模型的结冰情况及防（除）冰方法，测定防冰系统最小需用功率（热空气流量、防冰液消耗量或耗电功率），确定防冰系统方案的。在风洞试验时，为了维持风洞正常运行．某些风洞部件和测试设备传感器须有防冰措施。例如，拐角导流片常用蒸汽加热以免其表面结冰而堵塞风洞回路，试验段观察窗用电加热），以免玻璃内表面结冰而影响其透明度；总压管用电加热，以免结冰而影响试验段风速的正常测示等。

防冰技术系统设计阶段通常需要反复进行冰风洞试验．一般可获得满意结果，但试验件的尺寸往往受冰风洞设备限制，很难模拟气压高度等因素。

3.2 干空气飞行试验

带有热力防冰系统的飞机在预定高度、气温的干空气中飞，并测定部件防冰表面温度分布值及防冰技术系统性能数据的试验。根据干空气飞行试验测得的数据进行计算分析，可估计热力防冰技术系统的防护能力。

3.3 模拟结冰飞行试验

飞机在人工模拟的结冰气象条件下飞行，测定防冰系统的工作性能，以及不防冰部件表面的结冰对飞行性能影响的试验。模拟结冰飞行试验可以用来对大部件及整机防冰系统作初步鉴定。

该试验常有以下三种试验方法：

被试部件的前方安装雾化喷水设备，在预定气温的大气中，模拟过冷云雾条件，接通防冰技术系统，测取系统性能数据。

图3-1 用于机翼、尾翼前缘的积冰模型

带有雾化喷水设备的飞机在预定温度的大气中飞行，控制喷水设备建立所需过冷云雾区，测取防冰技术系统工作性能数据。

③ 利用地面低温和风向条件，控制喷雾装里以形成所需过冷云雾区，测定防冰技术系统工作性能。

积冰模拟试验还可以将飞机部件表面冰层的模型固定于飞机上，使该部件与气流相对运动，以测定积冰对飞行性能影响的试验。积冰模型可用橡皮、夹布胶木、泡沫塑料、木材或有弹性的材料制作，常胶接于部件表面。可按预定的结冰气象条件、飞机飞行状态和所用防冰系统类型选取适当的积冰模型形式。用于机翼、尾翼前缘的积冰模型（图3-1）。对不防冰的机翼、尾翼，可用（a ）、（b ）冰型；对于流湿防冰或周期除冰方式，可用（c ) ，（d）冰型。为安全计，该机型必须先在风洞中试验，而后进行机载积冰模型飞行试验。通过对试验测得的有关气动性能数据的计算、分析，从而决定被试部件是否裕要采取防（除）冰措施。

3.4 自然结冰飞行试验

飞机在结冰计算状态的云中飞行，防冰技术系统的工作性能。自然结冰飞行试验仅用于新机防冰系统最后鉴定。因完全符合预定设计状态的云层很难遇到，一般只能在近似的预定气象条件下进行测定，然后根据所测的防冰试验和计算数据，分析、推算该防冰系统的工作能力。

4 防冰系统故障检查与实例分析—— Y-12Ⅱ

Y 一12Ⅱ 型飞机是小型多用途飞机，安装了机、尾翼降冰系统、进气道前缘电防冰系统、进气道惯性分离系统、螺旋桨电除冰系统、空速管电防冰系统、失速警告器电防冰系统、燃油通气孔防冰系统、风档酒精防冰系统。除没有热空气防冰系统外，具有电防冰、液体防冰、膨胀式除冰系统。机、尾翼除冰系统是膨胀式充气管橡胶除冰套．加上与其配套的机械、电子、电气部件组成．由美国BFG 公司提供了机、尾翼除冰系统初步建议，水滴撞击分析报告、除冰系统原理图及除冰套图。

由于在1985 年12 月24 日颁发Y 一12Ⅱ 型飞机的型号合格证时，没有安装机、尾翼除冰系统，因而，Y12Ⅱ 型飞机的使用类型是非结冰条件。经过1986 年下半年对机、尾翼除冰系统的安装，飞机的防冰系统已齐全．通过飞行试验验证Y 一121 型飞机的条件已经成熟。恰好，美国联邦航空局于1986 年新颁发了AC 23 . 1419-1 咨询通报，题目是：小飞机在结冰条件飞行的合格审定．FAA 认为，此材料既不是强制性的也不是限制性的．也不打算形成一部法规，其目的是为申请人实施符合性验证时提供可选择的方法。因而，下面的咨询通报可以作为Y 一12Ⅱ 飞机防冰能力飞行验证的指南。

届时，通过飞机防冰能力飞行验证的指南来对Y 一12Ⅱ 型飞机的防冰系统进行分析，从而清楚飞机防冰系统设计时要考虑什么，飞机起飞前对防冰系统有何要求，飞机防冰系统遇到故障怎样排故。

1. 45 分钟待机状态

在确定飞机防冰能力时，要考虑飞机使用条件的皱严重状态。通常要考虑飞机在不同高度上的爬升、巡航、待机和下降等使用状态。对于Y 12Ⅱ 型这类低速飞行的飞机，由于没有使用高升力装置，其巡航状态可能是呆严重的状态．因为外露表面L 结冰改变了机、尾翼的翼型，相应对飞机的升力、阻力和操纵上都产生影响。

使用经验表明：在结冰条件下飞行的持续时间长达45分钟是可能遇列的状态。称之为45 分钟待机状态。在确定研究全机使用特性的临界冰型应采用45分忡待机准则。Y 12Ⅱ 型飞机的干空气飞行试验的冰型就是根据上述咨询通报的45 分钟待机准则而进行计算并结合自然结冰试验的冰塑进行修正而确定的：水滴立径22 微米， 含水量0.59克每立方米 。这种分析是飞机保留在结冰云中飞行，而且所有的转弯在结冰云中完成。Y12Ⅱ 型飞机曾到新疆进行验证飞行，基本上是在层云中完成共飞行18 架次，28 小时33 分．结冰飞行试验了架次．每次试验飞行都力争达到待机45分钟条件下的结冰程度，但是由于自然结冰条件无法预报，同时在云中飞行过程中又不能直接控制含水量、水滴直径寺，因此每

次飞行都尽量增加持续结冰时间．飞行时间与含水量的乘积为最大的一次飞行是生98 了年3 月19 日下午的试验飞行，含水量0 . 32g / m3 ，飞行时间160 分，乘积为51 ,迢过了待机45 分钟乘0.5g / m3 ，等于22 , 5 的乘积。超过此乘积的还有1987 年3 月19 日的试飞及1987 年4 月3 日的试飞，其乘积分别为45和28。说明Y 一121 型飞机的防冰能力验证基本上按咨询通报进行的，符合45 分钟的待机状态的要求。

2 ．颇振分析

按照小飞机在结冰条件飞行的合格甲定要求应进行颤振研究以表明考虑了冰积累的质量分布后对颤振特性是否产生有害影响。对没有安装防冰或除冰设备的表面，考虑的是积累冰的影响．对已经防护的表面，考虑的是残留冰的影响。但是，在颤振分析中不需考虑冰型对气动特性的影响。

机翼颤振分析所用的结构模型由一根位于36 %弦长处的刚轴代替，机身与尾翼的结构模型也简化为刚轴，机翼在翼根处与机身铰接并通过斜撑杆与子翼和机身上部连接。机翼刚度及各连接杆的刚度通过调整，与未带冰型灼全机共振试验的振型及频率已达到一致。带冰型后仍采用这一套刚度和质量数据．但为了便于附加积累冰、除冰套与残留冰的质量．在刚轴上伸出了一些刚性臂。由于斜撑杆与子翼的积累冰离其刚轴较近，且对机翼颤振速度的影响很小．所以没有伸出刚性臂。颤振计算所用程序是国际公认的NASTRAN 程序．结果表明．随结冰量的增加，频率略有减少．规律是合理的．但其弈化量很小，可以认为没有变化．结论是结冰对临界颤振速度影响很小．仍可满足大于1 . 2Vd的要求。通过自然结冰试验可以发现副翼配重的头部结了很大的冰，这对防止副翼颤振是有利的。

3 ．动力源分析

AC 23 . 14 19 一1 咨询通报要求申请人在防冰系统设计时应估算动力源。Y 12Ⅱ 型飞机装有两台额定输出为200A 的直流发电机，共400A 。取并联系数0. 95 ．则系统的实际额定输出电流为400A x 0 .95=380A ．而Y 一12Ⅱ飞机防冰系统电气负载为78 . 59A 。如考虑加上没有防冰系统的飞机最大平均负载125 . llA ．则具有防冰系统的飞机最大负载为203 .7A ，小于38OA 的发电容量。即使一台发电机发生故障，另一台发电机可处于强迫通风状态．允许长期输出电流为25oA ，也满足动力源供给全机包括防冰系统等负载的要求。由于考虑了单台发动机的故障状态．因此有关动力源的验证符合23.903的发动机隔离要求．

4 ．故障分析

为了飞机的飞行试验安全，FAA 咨询报告要求应研究可识别的故障或失效。并分析其对飞机的影响。经分析，飞机，防冰、除冰系统影响飞行安全主要是：