某型飞机进气道结冰信号传感器故障分析与试验

欧阳清源 史 强

（国营芜湖机械厂，芜湖 241007）

如何保障飞行安全一直是航空器设计人员面临的难题。影响飞行安全的因素非常多，其中发动机进气道结冰是一个重要隐患。发动机进气道结冰主要是由于进气道空气中存在低于0 ℃的液态水滴，这些水滴撞击发动机进气道表面后会迅速冻结并形成积冰，引起发动机进气流场畸变，进气通道阻塞，使得发动机的进气量减少，降低发动机的工作效率。发动机进气道冰层脱落后，如果被吸入发动机，会损伤发动机内部叶片，造成发动机推力下降，严重时会导致发动机熄火，影响飞行安全[1]。

1 防冰/除冰系统介绍

出现发动机进气道结冰导致的航空事故以来，人们就开展了对发动机进气道防冰及除冰的研究。目前，主要通过探测飞行过程中的结冰情况，及时开启发动机除冰系统，对发动机进气道进行除冰工作，防止发动机进气道内部表面出现结冰现象[2]。某型发动机进气道的除冰方式主要采用加热式除冰系统，当开启除冰系统时引气阀门打开，利用自高压压气机的热空气加热整流罩和低压压气机的进口导流器，从而达到除冰的目的。

发动机进气道的防冰/除冰系统包括自动防冰/除冰系统和手动除冰系统2 种[3]。当工作开关处于“自动”位置时，即为自动防冰/除冰系统。为探测飞行过程中发动机进气道的结冰情况，在进气道内侧加装结冰信号传感器，通过监测其振动头频率的变化来判断进气道内是否结冰。飞机在空中飞行时，如果结冰信号传感器结冰，冰沉积在结冰信号传感器振动头上，振动头的刚度提高会导致振荡频率增加。当结冰厚度达到结冰信号传感器灵敏度设定的0.3 mm 时，振荡频率随之增大到某一数值，这时电子变换器、防冰控制器中的鉴频器电路导通。结冰信号经时间间隔部件传送给指令输出部件，由指令输出部件向防冰系统接通继电器和结冰信号传感器发出“防冰”和“振动头加热”“支架加热”的指令，并将“加热”和“结冰”指示灯的发光信号提供给电子变换器与防冰控制器的前板[4]。

“振动头加热”“支架加热”指令信号使结冰信号传感器进行加热除冰，“防冰”指令信号使防冰系统接通继电器进行工作，所有常开触点均接通。左、右发动机防冰电磁活门工作，接通高压压气机的热气源，对发动机进气道进行防冰。同时，接通语音告警系统和综合显示系统，发出“进气道结冰”语音警告和进气道结冰信息。为了可靠消除振动头上的冰并连续发出防冰信号，飞机在结冰区域飞行时，先开启“振动头加热”“支架加热”指令，指令延迟（8±2）s 后关闭“振动头加热”指令。指令延迟（140±40）s 后，关闭发动机防冰系统、综合显示系统和“支架加热”指令。

当工作开关处于“手动”位置时，切换为手动除冰系统。系统默认发动机进气道结冰，直接接通防冰系统，进而接通继电器，使左、右发动机防冰电磁活门工作。接通高压压气机的热气源，对发动机进气道进行防冰，发出“进气道结冰”语音警告和进气道结冰信息。当飞机飞行中M大于等于1.35 时（M为马赫数，即飞机速度与声速的比值），空气摩擦力增大，发动机进气道内温度自动升高，不会出现结冰现象。因此，左、右进气道继电器在M大于等于1.35 的情况下工作时，会自动断开左、右发动机防冰系统。

2 结冰信号传感器故障分析

结冰信号传感器由振动器、壳体、支架以及支架加热器组成，内部灌注密封胶，壳体密封焊接[5]。振动器是结冰信号传感器的主要部分，主要由振动头、补偿变压器、带有密封的接线板和振动器壳体组成。其中，振动头是振动器的基本部件，由舌簧、腹片、铁磁、激励线圈、信号拾取线圈、补偿变压器和加热元件组成。振动器内部装有电磁励磁系统、振动片和振动器加热器。

自动加热振动头和支架可以除去结冰信号传感器上的冰层，降低结冰信号传感器振动头的频率，使其满足自动检测的要求。但是实际应用时会发生很多问题，其中振动头、支架自动加热问题最多且危险性最大，容易在传感器内部形成高温、高压，振动头内部气体急剧膨胀，从而导致结冰传感器爆裂。通过分析防冰工作原理可知，结冰信号传感器振动头、支架自动加热的可能原因包括3 个方面。第一，电子变换部件故障导致部件自动输出加热指令，造成结冰信号传感器长时间加热或短时内重复异常加热。第二，框架内部和机上电缆存在短路（27 V 直流输入和振动头加温线圈线路之间）或者断路（4 路放大器频率信号），导致结冰信号传感器异常加热。第三，结冰信号传感器自身存在问题，如振动头变形、有异物等引起振动头频率超差，导致结冰传感器异常加热。其中，振动头频率超差是振动头、支架自动加热的主要原因。

结冰信号传感器工作原理如图1 所示，A、B 为结冰信号传感器的振动头，a 为放大电路部分，b 为加热电路部分，y2为振动头加热继电器、y3为支架加热继电器。当结冰信号传感器正常工作时，振动头的振动频率为5 880 ～5 985 Hz，此时放大器的输出电压均不小于150 mV，指令输出部件不会接通防冰加热，振动头加热继电器和支架加热继电器均处于断开状态，振动头和支架不会加热。

图1 结冰信号传感器原理

由于结冰信号传感器安装在进气道内，工作环境恶劣，经常出现振动头变形导致传感器无信号输出的问题。当结冰信号传感器输出电压为零时，振动头无法振荡，此时鉴频器的电路导通，信号经时间间隔部件传送给指令输出部件。接通振动头加热继电器和支架加热继电器后，由指令输出部件向防冰系统结冰信号传感器发出“防冰”“振动头加热”“支架加热”指令信号，并向电子变换器、防冰控制器前板提供“加热”和“结冰”指示灯发光信号。振动头、支架经长时间加热，最终导致结冰信号传感器膨胀爆裂，损坏发动机，影响飞行安全。防冰工作原理，如图2 所示。

图2 防冰工作原理

3 相关试验分析

3.1 结冰信号传感器加温试验

为判断结冰信号传感器长时间加温是否会出现爆裂现象，采用2 个传感器进行试验。第1 个结冰信号传感器的振动头加温线圈和支架加温线圈同时接通27 V直流电，约30 s 后振动头发热变红，50 s 后振动头内部冒出液体，约1.5 min 后振动头出现明火，结冰信号传感器内部的非金属可燃物燃烧，明火从振动器触角与振动头端部焊接处的缝隙处冒出。此后结冰信号传感器内部的非金属可燃物一直在燃烧，但是没有爆裂。结冰信号传感器2 组线圈持续加温2.5 min 时，断开27 V 电源，此时振动器的明火仍然存在，用抹布将其熄灭。第2 个结冰信号传感器的振动头加温线圈和支架加温线圈同时接通27 V 直流电，约30 s 后振动头发热变红，持续1.3 min 后振动头加温线圈内部短路，启动稳压电源保护，停止供电。可见，正常情况下，结冰信号传感器长时间加温并不会导致爆裂现象。

3.2 结冰信号传感器异常加温模拟试验

为验证结冰信号传感器因振动头变形、存在异物导致防冰系统异常加温的可能性，将电子变换部件、框架、结冰信号传感器进行系统联试，并将结冰信号传感器振动头端部用原子灰包裹，使得振动头端部引形夹变形。在系统只接通工作电源的情况下，传感器出现了自动加温现象，加温40 s 后自动断开。为验证结冰信号传感器在缺少放大器频率信号的情况下，防冰系统异常加温的可能性（即传感器无频率信号系统也自动加温），断开结冰信号传感器4 路放大器频率信号中任意一路信号，在系统只接通工作电源的情况下，传感器出现自动加温现象，加温40 s 后自动断开。

通过试验，可以判定故障原因为传感器振动头弓形夹间隙处有异物，或者弓形夹受外力影响产生变形，导致弓形夹与振动头侧面无间隙，使得传感器因输出频率变化而失效，无信号输出，造成自动加温的情况。传感器长时间通电加热，内部温度过高，产品内部较多残余空气在高温条件下膨胀形成高压，产品振动头端部加热部位因长期加热存在材料疲劳损伤，最终导致爆裂。

4 措施与建议

结冰信号传感器的振动头振动时，通常会发出刺耳的声音，日常维护时一旦发现无声音或结冰信号传感器有自加热现象，应及时更换。建议维护时在结冰信号传感器的振动头上套防护罩，在飞行前取下，防止地面通电检查时对工作人员造成伤害。同时，建议重新设计结冰信号传感器的结构形式，使其振动头不裸露在外，减少振动头变形故障。

5 结语

发动机进气道结冰直接影响飞行安全，在防冰/除冰系统设计、检测和维修等方面要充分借鉴现有成熟技术和应用经验，并针对不同的进气道进行试验，避免飞行中可能存在的结冰问题。通过分析某型飞机进气道防冰/除冰系统的工作原理、结冰信号传感器的构造、振动头与支架自动加热问题以及加温试验过程，提出了维护和排除飞机结冰信号传感器故障的方法，并对结冰信号传感器的设计提出建议。目前，科研人员一直在努力寻找新型的防冰/除冰方法，相信不久后将会实现表面涂层防冰技术、微波防冰技术、光波防冰技术及超声波防冰技术。