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引言  结冰使飞机的气动特性变差,导致飞机的飞行阻力增大,升力减小,升阻比变小,最大升力系数减小,失速速度增大,临界迎角减小。气动特性的恶化进而导致飞机起飞、着陆的距离增大,发动机耗油率增加,飞机的航程和航时减小,爬升率减小,下降率增大。 此外,结冰会导致发动机可用推力减小、工作性能变差、易喘振; 结冰后,飞机的纵向稳定性和横航向稳定性都将受到影响。 平尾结冰导致临界迎角减小、操纵效率下降、产生非操纵性的低头力矩;操纵面结冰后, 操纵杆力、操纵效能等都会发生变化,特别是操纵面缝隙结冰的情形,不仅降低操纵效率,严重时将出现卡死现象,使操纵效能完全丧失。 因此，必须使用可靠的防冰排雨系统，以保证飞机能够在恶劣的天气条件下安全运行。 1 结冰条件 当 OAT（在地面和起飞后）或 TAT（空中）小于或等于 10 °C，且以任何方式存在可见水气（例如云、能见度小于或等于 1 海里的雾、雨、雪、冻雨或结晶体）时，则存在结冰条件。 当在地面和起飞时的 OAT 等于或小于 10 °C，且在停机坪、滑行道、或跑道上操作时发动机可能会吸入道面的雪、积水或水雪，或发动机、吊舱或发动机传感器探头上有冻结时，也存在结冰条件。 当机身上的积冰达到大约 5 mm (0.2 in) 或以上的厚度时认为是严重积冰。 2 防冰系统 飞机的重要区域由以下热空气或电加温保护。 热空气防冰：  每个机翼上的 3 块外侧前缘缝翼  发动机进气道 电加温防冰：  传感器、皮托管和静压探头  驾驶舱风挡玻璃  废水排泄管 3 机翼防冰  从气源系统来的热空气经过电控气动的防冰活门供到每一侧的机翼前缘，防冰活门调节热气压力到大约23PSI，活门还包括高压和低压电门以监控活门的功能，电源故障或无引气时，活门关闭。 活门由驾驶舱的机翼防冰按钮控制，地面测试时，当防冰选择电门ON位时延时继电器控制防冰活门打开30秒。 热气通过一个伸缩管送到3号缝翼，然后通过分配管路送到机翼外侧，活门下游有一个流量限制器调节气流大小，同时在管路漏气时也限制空气的流量。 只有机翼前缘的外侧3个缝翼有防冰保护，基于机翼的空气动力特性，1号和2号缝翼不需要防冰。 两个压力电门监控活门下游的压力， 如果压力上升到30.5PSI，相应的电门给出超压信号，如果压力低于14.5PSI，相应的电门给出低压信号。 选择机翼防冰时，EPR极限自动减小，慢车EPR 自动增加。 4 发动机防冰  发动机进气道防冰由相应的引气来加热进气道前缘，热空气会排放到机外。 采用了新技术的CFM56发动机，改装过的进气道防冰供气管加了一个限流器，因为HPC5级引气的压力和温度都比较高，这样满足了管道破裂或故障的认证要求。 防冰活门是电控气动的，电磁阀是通电关闭的，所以一旦供电故障，只要有足够的引气压力，进气道防冰活门就会打开，没有引气时，活门靠弹簧关闭。 一台发动机防冰活门打开时，它的EPR 限制自动减小，需要时，两台发动机的慢车EPR 自动增大以提供所需压力。 5 风挡加温  风挡和侧窗加温和防雾系统设计用来可以在结冰条件或有雾时保证好的能见度，风挡是防冰的，固定和滑动侧窗是防雾的。 WHC由28VDC供电，固定和滑动侧窗由115VAC供电，前风挡由200VAC供电。 WHC1控制和监控左侧系统，WHC2控制和监控右侧系统。WHC提供温度调节在32到42摄氏度之间，安全起见：当温度达到正负60摄氏度时加温断开。 当至少一台发动机运转或在飞行中自动得到加温。 风挡加温在地面工作是低功率方式，空中为正常功率方式。其相互转换是自动的。 6 探头加温  电加温保护以下设备： －空速管 －静压孔 －迎角探头(AOA) －全温(TAT)探头 三个独立的探头加温计算机(PHC)自动控制和监控： －机长探头 －副驾驶探头 －备用探头 它们提供过热保护和故障指示。 探头将被加温： －至少有一台发动机运转或在飞行中时自动加温。 －人工将探头加温电门选择在接通位。 在地面，全温(TAT)探头未加温，空速管加温以低功率工作(飞行中以正常功率加温，自动转换)。 7 防冰探测系统  结冰探测系统在机身的前下部分有两个隔离的结冰探测器探头。 探头探测积冰。它们同时通过备忘显示来指示已消失的结冰条件。该系统逻辑依据结冰探测器信号和机组选择发动机或机翼防冰系统来生成 ECAM 信息。 结冰探测系统不会控制发动机或机翼防冰系统。 8 有积冰的最小速度 如果机翼防冰工作：
最小速度：VLS 10 kt
最小速度：VLS 5 kt 最小速度考虑了在非加温结构上的结冰。 如果机翼防冰不工作： 最小速度：VLS 10 kt/绿点 最小速度考虑了防冰不工作时整个机身的积冰。 |
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