一种飞机防结冰方法及系统

技术领域

本发明涉及一种飞机防结冰方法及系统，属于飞机防结冰技术领域。

背景技术

飞机结冰是飞机机身表面某些部位聚集冰层的现象，容易发生于机翼尾翼的前缘、风挡、空速管、天线、发动机进气口等突出部位。飞机结冰危害性大，除改变飞机气动特征导致飞行升力下降外，当结冰较厚时还会使飞机重心发生改变，产生附加的俯仰力矩，破坏飞机的操纵稳定性。风洞试验表明，当机翼前缘有半英寸厚的积冰时，会减少50％的升力和增加60％的阻力。除此之外，风挡结冰会影响飞行员目视飞行，空速管结冰会导致飞行高度、速度等重要飞行数据无法准确显示，天线结冰会影响空地通讯或造成导航中断，破碎后的明冰还可能吸入发动机造成其损坏。飞机结冰是由云中存在的过冷水滴或过冷雨滴碰到机体后冻结而成，有时也可以由大气中的水汽直接在机身表明凝结而成，特别是在云中温度低于零摄氏度时，极易导致飞机结冰。飞机结冰速度有时是非常快的，在低温、高湿度、大表速飞行等极端条件下，5分钟内结冰厚度可达2～3英寸，此时需要进行大强度除冰操作。

长期以来，飞机防冰与除冰技术一直是飞机系统设计的重要研究课题，除了加强气象研究预测，尽可能避开可能导致飞机结冰的航线外，在遇到可能导致飞机结冰的突发情况时，通常采用化学除冰、热力除冰、机械除冰等方式进行除冰。由于机载防冻剂储量有限，热力除冰和机械除冰耗能大，若长时间运行还会对机体部件造成损害，因而除冰系统不能一直开启，需由飞行员或无人机操纵员根据所在空域气象状况手动短时开启。但飞行员或无人机操纵员需要处理分析大量数据，在执行任务时容易忽视对气象数据的观察，对于将发生的结冰现象往往无法第一时间感知，且缺乏全面系统的判据，导致除冰响应动作慢，飞机除冰效果不佳，飞行安全存在隐患。

发明内容

针对现有技术的不足，本发明的目的在于提供一种飞机防结冰方法及系统，以解决现有技术中飞行员或无人机操纵员在飞行过程中需要处理分析大量数据，容易忽视对气象数据的观察，对于将发生的结冰现象往往无法第一时间感知，且缺乏全面系统的判据，容易导致除冰响应动作慢、飞机除冰效果不佳的技术问题。

为解决上述技术问题，本发明所采用的技术方案是：

一种飞机防结冰方法，包括如下步骤：

获取飞机的飞行数据，所述飞行数据包括飞机的飞行高度；

获取飞机所处空域飞行高度上的大气数据；

将大气数据与预设的大气数据结冰阈值进行比对；

如果大气数据超出大气数据结冰阈值，开启部署于易结冰部位的除冰装置，所述易结冰部位包括机翼前缘、尾翼前缘、风挡、空速管、天线、发动机进气口中的至少任一项。

进一步地，所述大气数据的获取来源包括由机载大气数据传感器采集的大气数据信息或/和由地面站传输的大气数据情报。

进一步地，所述大气数据包括温度和湿度，所述大气数据结冰阈值包括温度结冰阈值、湿度结冰阈值；

大气数据超出大气数据结冰阈值的条件，包括：温度小于温度结冰阈值，且湿度大于湿度结冰阈值。

进一步地，所述大气数据还包括水滴粒径，所述大气数据结冰阈值还包括水滴粒径结冰阈值；

大气数据超出大气数据结冰阈值的条件，还包括：水滴粒径大于水滴粒径结冰阈值。

进一步地，所述大气数据结冰阈值与易结冰部位相对应，大气数据结冰阈值与易结冰部位的曲率半径相关联。

进一步地，大气数据结冰阈值与易结冰部位的曲率半径相关联，包括：

温度结冰阈值与易结冰部位的曲率半径呈反比；

湿度结冰阈值与易结冰部位的曲率半径呈正比；

水滴粒径结冰阈值与易结冰部位的曲率半径呈正比。

进一步地，所述飞行数据还包括飞机的飞行速度；

温度结冰阈值与飞行速度呈反比，除冰装置的开启强度与飞行速度呈正比。

进一步地，还包括：

获取飞机的剩油量或/和装载量；

部署于机翼前缘或/和尾翼前缘的除冰装置的开启强度，与剩油量或/和装载量呈正比。

为达到上述目的，本发明还提供了一种飞机防结冰系统，包括：

飞行数据获取单元：用于获取飞机的飞行数据，所述飞行数据包括飞机的飞行高度；

大气数据获取单元：用于获取飞机所处空域飞行高度上的大气数据；

大气数据结冰阈值存储单元：用于存储预设的大气数据结冰阈值；

除冰装置：部署于易结冰部位，用于对易结冰部位进行除冰处理，所述易结冰部位包括机翼前缘、尾翼前缘、风挡、空速管、天线、发动机进气口中的至少任一项；

大气数据分析处理单元：用于将大气数据与预设的大气数据结冰阈值进行比对，如果大气数据超出大气数据结冰阈值，开启对应的除冰装置。

进一步地，部署于机翼前缘、尾翼前缘、空速管、天线、发动机进气口中至少任一项的除冰装置采用热力除冰，部署于风挡的除冰装置采用化学除冰。

与现有技术相比，本发明所达到的有益效果：利用飞行数据获取单元获取机身各传感器所采集的飞行数据，利用大气数据获取单元获取飞机所处空域飞行高度上的大气数据，再将大气数据与大气数据结冰阈值进行比对，根据比对结果判定飞机特定部位的结冰条件是否成就，当条件成就时向对应的除冰装置发送除冰控制指令。本发明方法及系统将温度、湿度、水滴粒径作为判定结冰条件是否成就的比对内容，在设定大气数据结冰阈值时，引入了易结冰部位的曲率半径这个个性化指标，从而实现对部署于各易结冰部位的除冰装置进行分别控制；在判定结冰条件成就的前提下，将飞行速度、剩油量、装载量数据作为除冰装置开启强度的判据，以适应极端环境条件下、飞机大自重条件下大强度防冰除冰的需要。本发明方法及系统提供了全面系统的判据，由机载计算机自动进行控制，有效解决了除冰响应动作慢、飞机除冰效果不佳的技术问题。

附图说明

图1是本发明方法实施例的流程示意图；

图2是本发明系统实施例的结构示意图；

图3是本发明系统实施例中化学除冰装置的连接结构示意图。

图中：1、储液罐；2、离心泵；3、导管；4、喷嘴；5、防冻液液面。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步描述。以下实施例仅用于更加清楚地说明本发明的技术方案，而不能以此来限制本发明的保护范围。

本发明的目的在于提供一种迅速判定飞机结冰条件是否成就，以及在条件成就情况下自动进行飞机除冰的整套解决方案。技术人员通过对飞机结冰的原理机理进行分析研究，主要与以下因素有关：

(1)云中温、湿度

云中的温度、湿度是能够影响积冰产生的最基本气象因素，当云中温度在－14℃～0℃之间且存在过冷水滴，飞机易有积冰产生。云中湿度的大小可由温度露点差反映，两者呈反比关系，云中温度露点差越小，积冰更容易形成。

(2)水滴大小

水滴尺度也是造成飞机产生积冰的重要因素，机体更容易捕获较大的水滴而产生积冰，因而当水滴较小时，即使过冷水含量很大也不易产生积冰。

(3)飞行速度

飞机速度若增加，积冰强度也会增加。速度的增加也会使飞机增温，若增加的温度不能使机体表面温度大于0℃，机体表面会继续积聚冰层，且积冰强度会随着速度的增加继续增强；当增加的温度使机体表面的温度大于0℃，那么机体表面已经积聚的积冰便会融化。

(4)积冰部位的曲率半径

积冰强度除了受飞机速度的影响外，还受机体表面曲率半径的影响。由于机体前沿极易遇到过冷水滴，因此该部位最容易形成积冰。若飞机前沿部位曲率半径较大，气流在机翼前沿较远处便开始分散，水滴易跟着气流从机翼边缘绕过，因此水滴不易在前缘积聚，也就不易发生飞机积冰现象；若飞机前沿部位曲率半径较小，气流在距机翼前沿较近处才开始分散，水滴容易在前沿积聚，因此很容易发生积冰现象。

基于上述原理分析，本发明具体实施方式提供了一种飞机防结冰方法，如图1所示，是本发明方法实施例的流程示意图，包括如下步骤：

第一步，实时获取飞机的飞行数据，诸如飞行高度、飞行速度、飞行姿态、飞行航向等，上述飞行数据可由遍布飞机机身的各类传感器获取，如通过空速管中的气压传感器可以获取飞机的动压、静压，再对动压和静压进行处理运算即可获得飞机的飞行高度、飞行速度；通过机载陀螺仪可以获取飞机的飞行姿态和飞行航向等数据。上述飞行速度是指飞机相对于空气的运动速度，即空速。

第二步，实时获取飞机所处空域飞行高度上的大气数据，以及飞机航向上的大气数据，主要包括大气温度、湿度、水滴粒径等，其中水滴粒径即前述的大气中水滴大小。这些大气数据通常需要对气象卫星发送的气象云图进行实时处理，再结合气象站不间断的监测数据进行综合分析方可取得，可以最大限度地保证大气数据的监测精度，再由地面站通过数据链传输至飞机。对于大型有人驾驶飞机，由于机体容量大，可载设备多，为避免在数据通讯中断情况下无法独立进行除冰处置，可在机身布设专用的机载大气数据传感器进行采集。

第三步，将前述大气数据与预设的大气数据结冰阈值进行比对。所谓大气数据结冰阈值是指发生飞机结冰现象的临界气象条件，该临界气象条件会由于飞行高度、速度变化而发生改变，同时还与飞机特定部位的形状相关，比如特定部位的曲率半径。因而需要有技术人员针对特定机型，通过大量的测试数据来确定，预先存储于飞机存储器上。本实施例中，该大气数据结冰阈值包括：温度结冰阈值、湿度结冰阈值、水滴粒径结冰阈值。其中，温度结冰阈值用T

H

D

式中，α为温度结冰阈值系数，β为湿度结冰阈值系数，η为水滴粒径结冰阈值，V为飞机的飞行速度，R为飞机易结冰部位的曲率半径。这里的易结冰部位通常包括机翼前缘、尾翼前缘、风挡、空速管、天线、发动机进气口等部位。在这些易结冰部位，部署有热力除冰、化学除冰等除冰装置，用来进行除冰。其中热力除冰方式包括有发热电阻丝加电除冰、布设热气管道由发动机导引高温废气等，化学除冰方式包括有布设喷头喷射防冻剂、酒精等。前述α、β、η三个结冰阈值系数需要由飞机设计生产厂家针对特定机型在地面进行反复模拟，基于所获取的大量试验数据来合理确定，然后分发到各航空公司，由机务维护人员加载到机载计算机的存储器中。航空机务人员定期收集分析飞参数据，及时反馈给飞机生产厂家作大数据分析，进一步验证在不同航线、纬度、场高、季节等条件下的实际防冰除冰效果，对结冰阈值系数作必要修正，再向航空公司分发。

更具体的，大气数据与大气数据结冰阈值的比对方法为，将温度T与温度结冰阈值T

由于空速管用来采集飞机的飞行高度、飞行速度数据，而飞行高度数据是采集大气数据的重要前提，为避免空速管结冰导致飞行高度和飞行速度数据采集失效，其结冰条件成就的判定时机需要适当提前，所以对于空速管部位所对应的三个阈值设置，应当严于其他易结冰部位所对应的大气数据结冰阈值。所谓从严设置，即对空速管的T

第四步，在判定大气数据超出大气数据结冰阈值的情况下，对应开启易结冰部位的除冰装置。由于积冰强度与飞机速度呈正比，为确保除冰速度超过结冰速度，对于飞行速度较快的，应当对应加大除冰装置的开启强度。具体来说，对于化学除冰方式，应当加大防冻剂、酒精的喷射速率；对于热力除冰方式，应当加大发热电阻丝通电电流或高温废气的导入量，从而有效解决除冰效果不佳的问题。

另外，考虑到机翼、尾翼面积较大，凝结产生的结冰面积较大，且上述部位是飞机升力产生的主要部位，该处结冰容易导致飞行升力急剧下降，尤其是在飞机满油、满载情况下，一旦飞机丧失升力超过一定限度，便很有可能导致飞行升力小于飞机自重，进而造成飞行高度在短时间内急剧下降，构成无法弥补的严重后果。为此，在本实施例中，还将部署于机翼前缘或/和尾翼前缘的除冰装置的开启强度，分别与飞机剩油量和装载量成正比，即飞机剩油量或/和装载量越大，该两个易结冰部位除冰装置的开启强度越大。其中，剩油量数据通过分布于飞机各油箱内的电容传感器来测量，装载量数据通过布设于飞机货仓或客舱底部的重力传感器来测量，从而保证飞机自重较大时，该两部位除冰装置能够以更快速度防冰除冰，以避免飞机机翼、尾翼处的结冰面快速凝结，导致严重安全事故。

本发明具体实施方式还提供了一种飞机防结冰系统，本发明系统用于实现前述发明方法。具体如图2所示，是本发明系统实施例的结构示意图，包括与数据总线相连接的飞行数据获取单元、大气数据获取单元、大气数据结冰阈值存储单元、大气数据分析处理单元、除冰装置，前述数据总线采用1553b数据总线，前述飞行数据获取单元、大气数据获取单元、大气数据结冰阈值存储单元、大气数据分析处理单元部署于机载计算机内，用于判定结冰条件是否成就，以及当条件成就时通过数据总线向除冰装置发送除冰控制信号；前述除冰装置部署于机翼前缘、尾翼前缘、风挡、空速管、天线、发动机进气口等易结冰部位，用于通过数据总线接收除冰控制信号，对易结冰部位进行除冰处理。

飞行数据获取单元：通过数据总线获取由机身各传感器所采集的飞行数据，包括飞机的飞行高度、飞行速度等。

大气数据获取单元：通过数据总线获取由机载数据链或机身传感器所采集的飞机所处空域飞行高度上的大气数据，包括温度、湿度、水滴粒径等。

大气数据结冰阈值存储单元：通过数据总线获取并存储由技术人员加载的大气数据结冰阈值，包括温度结冰阈值、湿度结冰阈值、水滴粒径结冰阈值等。

大气数据分析处理单元：用于接收由飞行数据获取单元、大气数据获取单元、大气数据结冰阈值存储单元采集或存储的各类数据，将大气数据与预设的大气数据结冰阈值进行比对，如果大气数据超出大气数据结冰阈值，开启对应的除冰装置。

另外，飞机各油箱内电容传感器和飞机货仓或客舱底部重力传感器所采集到的剩油量和装载量数据，也通过数据总线传输至大气数据分析处理单元，再由大气数据分析处理单元按前述发明方法对上述数据一并处理。

本实施例中，部署于机翼前缘、尾翼前缘、空速管、天线、发动机进气口的除冰装置采用热力除冰，其中机翼前缘、尾翼前缘、发动机进气口处的机体内部空间较大，可布设热气管道由发动机导引高温废气进行除冰，以利于节约电能，且适用于较大除冰面；空速管、天线处空间有限，除冰面积小，可布设发热电阻丝进行快速加热除冰。部署于风挡的除冰装置可采用化学除冰，同时起到冲洗风挡玻璃的作用。

本实施例中，采用发热电阻丝作为除冰装置的，其开启部件为变阻二极管或变阻器，通过数据总线接收控制指令，根据指令内容改变其电阻大小，从而实现对发热电阻丝回路通断及其发热功率的精确控制。采用热气管道或化学除冰作为除冰装置的，其开启部件为电磁阀，当大气数据分析处理单元判定大气数据超出大气数据结冰阈值时，通过数据总线向对应的电磁阀发送控制指令，电磁阀根据指令内容控制阀门开度，从而精确控制除冰装置的开启强度，达到良好的除冰效果。

化学除冰装置还可以采用电动离心泵作为其开启部件，电动离心泵的功率可调节，其输出功率越大，单位时间喷涂至飞机风挡上的酒精越多，除冰效果越好。具体如图3所示，本发明系统实施例中化学除冰装置的连接结构示意图，包括盛装防冻液的储液罐1，储液罐1内收容有离心泵2，离心泵2位于防冻液液面5以下，离心泵2的电气输入端与数据总线连接，离心泵2的输出端连接有导管3，导管3端部的喷嘴4开设于飞机风挡下方，当离心泵2由数据总线接收到除冰指令后，产生对应的输出功率从而带动叶轮高速旋转，进入叶轮内的防冻液随着旋转产生离心力，在离心力作用下被甩向叶轮外侧并获得能量，具有静压能的防冻液泵入导管3，自喷嘴4喷出并覆盖至风挡表面。离心泵2的输出功率越大，防冻液所具有静压能越大，单位时间内喷射量越大，因而除冰效果越好。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变形，这些改进和变形也应视为本发明的保护范围。