【文章內(nèi)容簡介】 畢業(yè)設(shè)計論文 9 （ 1） 楔狀冰 （小四號宋體，固定值 20 磅） 楔狀冰透明度比較差 ， 多程乳白色 ， 無光澤所以一些資料也稱它 “ 不透明 冰 ”、“ 無光澤冰 ”、 和 “ 乳白色冰 ”； 又由于它很像冬季地面上的霧凇 ， 所以又被稱為 “ 霧凇 ” 或 “ 結(jié)晶冰體 ”， 如圖31 圖 31 楔狀冰的顯著特點是，在結(jié)冰表面上的分布范圍小，僅在機翼前緣很狹窄的區(qū)域上形成，另外冰的比重也較小，約為 20xx6000N/m2。 這類冰在溫度比較低 （ 20℃ 左右）和過冷水滴 較小的云層中形成。由于 水滴尺寸要求小，所以在表面上的撞擊范圍小，加之溫度低，所以凍結(jié)過程中的潛熱要比熱損失小得多。因而它們的凍結(jié)速度十分迅速，以致在過冷水滴的外形尚未破壞時，就已經(jīng)凍結(jié)在表面了。撞擊區(qū)小加上無向后的流散，所以其凍結(jié)范圍狹窄，由于凍結(jié)迅速，所以水滴之間保持有空隙 ，其中氣泡來不及排除，因而具有像砂紙一樣粗糙不平的表面。楔狀冰組織比較松脆，所以比較容易脫落。但一旦冰層結(jié)的很厚，又加上表面比較粗糙，她會對飛行帶來較大的危害。 （ 2）混合冰 （小四號宋體，固定值 20 磅） 由于混合冰表面粗糙，所以又得 名“毛冰”；又因色澤類似于白瓷，所以也有 稱其為“瓷冰”的。如圖 32 圖 32 混合冰的主要特點是：其冰層表面粗糙不平且與機體表面的連接十分牢固，此種冰多形成于 10℃ —— 20℃ 的云中，因云中大、小水滴并存，所以形成的冰既具有大水滴結(jié)冰的特征，又具有小水滴凍結(jié)的特點。如果云中既含有過冷水滴又含有冰晶，也可以形成混合型冰。由于這類冰的表面粗糙不平，對飛機西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院 畢業(yè)設(shè)計論文 10 外形的破壞比較大，又因其在表面刪凍結(jié)的十分牢固，因而 對飛行的危害并不亞于楔狀冰。 （ 3） 槽狀冰 由于槽狀冰的表面光滑 ， 冰體透明 ， 也有資料稱其為 “ 明冰 ” ，這類冰 除光滑透明外，還具有以下各特點：通常它沿著翼型表面的弦向分布范圍比較大，一般大于 200300mm； 由于冰的比重較大 ， 當(dāng)飛機在結(jié)冰云層飛行時 ， 由于形成結(jié)冰的因素有很多 ， 飛機部件上的結(jié)冰形式也有所不同 。 一般為 60009000N/m2；冰中沒有氣泡，因而透明并且組織致密，所以它的表面連結(jié)力很大，法向結(jié)合力高達(dá) 185N/cm2， 如圖 33。 圖 33 槽狀冰具有上述特點 ，是由它形成時的條件決定的。這種冰是在溫度較高以及過冷水滴尺寸較大的云層中飛行時形成的。由于過冷水滴較大， 所以它在表面上的撞擊范圍 也大，加之環(huán)境溫度較高。因而水滴在凍結(jié)中的潛熱不易被散掉。所以其凍結(jié)速度比較緩慢，使得有機會再氣動力的作用下水滴向撞擊極限的后方流散，這就形成了光滑、透明和組織緊密以及與表面結(jié)合強度較大的特點。形成槽狀的原因是由于過冷水滴在凍結(jié)過程中，有翼型前緣向后方流散的不完全所致。飛機部件表面，特別是機翼表面上結(jié)了這類冰型，將會嚴(yán)重地破壞飛機的氣動外形，由于它表面結(jié)合力較大難以脫落所以它對飛行的危害最大。根據(jù)資料統(tǒng)計，飛機結(jié)冰中 經(jīng)常出現(xiàn)的為混合冰型，其次為楔狀冰，槽狀冰出現(xiàn)的機會很少。 4 結(jié)冰對飛機飛行性能的影響 機翼和尾翼是飛機產(chǎn)生升力的主要部件。結(jié)冰時，冰層主要聚集在翼面前緣部分。機翼和尾翼上結(jié)冰，會引起翼型阻力增加，升力下降，臨界攻角（失速攻角）減小，飛機操縱性和穩(wěn)定性惡化。 翼型阻力增加，升阻比降低 翼型阻力是由摩擦阻力和壓差阻力兩部分組成的。 摩擦阻力的產(chǎn)生是由空氣具有粘性，在空氣流經(jīng)機翼表面時，會形成附面層而產(chǎn)生摩擦阻力。摩擦阻力的大小，主要取決于附面層的性質(zhì)，層流附面層的阻力遠(yuǎn)比紊流附面層阻力小，西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院 畢業(yè)設(shè)計論文 11 機翼表面都設(shè)計成流線型截面，就是為了避免出現(xiàn)紊流附面層 的。 壓差阻力是物體前后的壓力差所引起的，因此，它的大小主要取決于物體的形狀。為了減小翼型的壓差阻力，機翼表面也必須具有良好的空氣動力外形。 機翼和尾翼結(jié)冰后，表面出現(xiàn)不平并使翼型失真，破壞了原來的流線外形，是氣流產(chǎn)生局部分離，從而使原來的層流附面層變成紊流附面層，于此相應(yīng)的摩擦阻力和壓差阻力都會增大。有資料說，機翼表面結(jié)上槽狀冰后，翼型阻力可增加 510 倍。根據(jù)飛機試驗，機翼和尾翼結(jié)冰時，其增加的阻力占飛機因結(jié)冰引起阻力增加總量的7080%。由此可見，對機翼前緣防冰加溫是十分重要的。 本來飛機的升力 系數(shù)Cy 是隨攻角α的增大而增大的，當(dāng)然阻力系數(shù) Cx 也會增加，對于一個氣動性能良好的翼型剖面，應(yīng)該是升力系數(shù)比阻力系數(shù)增加得快一些，通常用升阻比k=Cy/Cx 來衡量機翼空氣動力性能的優(yōu)劣。顯然， k 值應(yīng)越大越好。但是，機翼結(jié)冰后，阻力增加多，引起升阻比降低，使機翼空氣動力品質(zhì)變壞。 臨界攻角減小 臨界攻角減小 當(dāng)機翼為流線型時，流過機翼的氣流將是一層一層的，這時的升力系數(shù) Cy 隨攻角α的增加而線性增長；α增大α cr 時，如果再繼續(xù)增加，則 Cy 猛烈下降，這個升力系數(shù) Cy 為最大值時的攻角α cr 稱為臨界攻角。 當(dāng)翼面結(jié)冰后，氣流的流線型分層遭到破壞，會使臨界攻角α cr 下降。圖 41 表示了翼面結(jié)矛狀冰和槽形冰后臨界攻角減小的情況，同時可見，結(jié)冰后的升力系數(shù)最大值 Cymax 也下降了。機翼與尾翼結(jié)冰后，臨界攻角下降，使飛機在低速飛行時，特別是在著陸時有失速的危險，因此飛機在著陸時，水平尾翼通常處于負(fù)攻角狀態(tài)，對飛機起著配平作用，由于臨界攻角下降，使得尾翼在較小負(fù)攻角時就產(chǎn)生了氣流分離，因而引起飛機低頭，為了糾正這種非操縱性的飛機低頭，飛行員不得不增大襟翼偏轉(zhuǎn)角，這就失去了飛行速度，飛行速度過低則容易進(jìn)入失速狀 態(tài)。在結(jié)冰狀態(tài)，為了避免失速危險，飛機的最小飛行速度應(yīng)為不結(jié)冰狀態(tài)產(chǎn)生氣流分離時的極限速 度的 倍。機翼和尾翼的嚴(yán)重結(jié)冰，還會引起飛機的機械抖動，操縱機構(gòu)的縫隙結(jié)冰可能引起卡阻現(xiàn)象，這些都是影響飛機操縱和危及飛行安全的。 發(fā)動機進(jìn)氣部件結(jié)冰的影響 飛機在結(jié)冰氣象條件下飛行時，發(fā)動機的進(jìn)氣道前緣、發(fā)動機壓氣機前的整流罩。支撐件、以及第一級壓氣機前的導(dǎo)流葉片都有可能結(jié)冰。發(fā)動機進(jìn)氣道前緣通常具有與機翼類似的流線外形，故其結(jié)冰情況與機翼有類同之處，但又有它的特點，如結(jié)冰區(qū)域比機翼大，另外由于氣流在進(jìn)氣道內(nèi)加速，使溫度下降，所以在環(huán)境介質(zhì)溫度 510℃的正溫條件下也可能結(jié)冰。 圖 41 西安航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院 畢業(yè)設(shè)計論文 12 圖 42 圖 43 圖 42 為發(fā)動機進(jìn)氣道前緣及內(nèi)外表面結(jié)冰情況的示意圖。 發(fā)動機進(jìn)氣道及進(jìn)氣部件結(jié)冰，破壞了他們原來的氣動外形，減小了進(jìn)氣道面積同時也減小了壓氣機每相鄰葉片間的空氣流通面積，使進(jìn)入發(fā)動機的空氣流量減少，因而發(fā)動機功率下降。對進(jìn)氣道入口裝有格柵的發(fā)動機，結(jié)冰時氣體流通面積減小更多，可能導(dǎo)致功率嚴(yán)重下降。為了保障發(fā)動機的轉(zhuǎn)速和推力， 這時必 須加大燃油比流量，這樣除增大燃油比消耗外，還 會使渦輪前燃?xì)鉁囟壬?，若超過允許值則會燒壞渦輪葉片，導(dǎo)致發(fā)動機停車。由于結(jié)冰的不對稱性及壓氣機葉片上冰層的不均勻脫落，都會破壞轉(zhuǎn)子的動平衡，它除造成動力裝置及飛機的振動外，嚴(yán)重時還會導(dǎo)致發(fā)動機軸承的損壞；脫落的冰層