飞机发动机进气道防冰系统的设计计算

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大型飞机短舱进气道防冰系统概述

大型飞机短舱进气道防冰系统概述大型飞机的短舱进气道防冰系统是飞机上重要的防冰系统之一，它能够有效地防止在高空飞行时因空气中的水汽凝结成冰而影响飞机的安全飞行。

本文将对大型飞机短舱进气道防冰系统进行详细的概述，包括其工作原理、结构特点以及在飞行中的作用等方面。

一、短舱进气道防冰系统的工作原理短舱进气道防冰系统的工作原理主要是利用热空气对进气道表面进行加热，以防止空气中的水汽凝结成冰。

具体来说，当飞机在高空飞行时，由于飞行高度的升高，空气温度急剧下降，同时空气中的水汽会凝结成冰，这就会造成短舱进气道表面出现结冰的情况。

而短舱进气道防冰系统通过向进气道表面喷射热空气，使得进气道表面始终保持在适当的温度，从而防止冰的形成。

短舱进气道防冰系统一般由进气口、进气道、热空气喷射装置和控制系统等几个主要部分组成。

首先是进气口，它是短舱进气道防冰系统中的重要部分，进气口通常位于飞机机身的前部，用于引导空气进入到短舱进气道中。

进气口的设计要考虑到在高速飞行和各种恶劣气象条件下都能够正常工作，并且能够保证进气道内的气流稳定。

其次是进气道，进气道是短舱进气道防冰系统中起到通风导流和加热作用的部分，其结构设计要考虑到能够充分利用热空气对进气道表面进行加热，并且要能够确保进气道表面平整光滑，以及对进气口的保护。

再者是热空气喷射装置，热空气喷射装置是短舱进气道防冰系统中最重要的部分，它能够向进气道表面喷射高温的空气，从而有效地防止冰的形成。

喷射装置一般由热空气管道和喷嘴组成，其设计要考虑到能够充分利用发动机产生的热空气，同时要确保喷射的空气能够均匀地覆盖整个进气道表面。

最后是控制系统，控制系统是短舱进气道防冰系统的核心部分，它能够对系统的运行状态进行监测，并根据进气道表面的温度变化来控制热空气的喷射。

控制系统的设计要考虑到能够精确地对热空气进行控制，并且要能够对系统的运行状态进行实时监测，以确保系统能够正常工作。

短舱进气道防冰系统在飞行中起着至关重要的作用，它能够有效地防止进气道表面的冰的形成，从而保证飞机在高空飞行时能够保持良好的飞行性能。

大型飞机短舱进气道防冰系统概述

大型飞机短舱进气道防冰系统概述随着航空业的快速发展，大型飞机的运营也日益增加。

这些飞机在飞行过程中受到各种天气条件的影响，其中包括低温冰冻天气。

在这种情况下，飞机的进气道很容易受到结冰的影响，从而影响到飞机的正常运行。

大型飞机短舱进气道防冰系统变得非常重要。

本文将对大型飞机短舱进气道防冰系统进行概述，并对其工作原理和关键特点进行详细介绍。

大型飞机短舱进气道防冰系统主要用于防止飞机的进气道结冰。

进气道是飞机发动机的主要部分之一，负责将空气引入发动机内进行燃烧。

在飞行过程中，进气道很容易受到降温的影响，从而导致结冰。

一旦进气道结冰，会严重影响发动机的正常运行，甚至造成安全隐患。

大型飞机短舱进气道防冰系统的设计和使用至关重要。

大型飞机短舱进气道防冰系统通常使用加热元件和空气引导系统来防止结冰。

加热元件主要包括加热线圈和加热膜，通过向进气道表面施加热量来使其保持在适当的温度范围内，从而防止结冰。

空气引导系统则通过向进气道表面喷洒预热空气，从而减少表面温度下降，防止结冰。

这两种防冰方式通常会同时使用，以保证进气道在各种恶劣气候条件下都能保持畅通无阻。

大型飞机短舱进气道防冰系统的工作原理十分简单，但其中涉及到的技术和设备却是非常复杂的。

系统会通过气象雷达等设备对飞行路径上的气象条件进行监测，并预测进气道结冰的可能性。

一旦监测到结冰的可能性，系统会自动启动进气道防冰系统，并根据实际情况选择合适的防冰方式。

系统还会监测进气道表面温度和结冰情况，并将这些数据传输给飞行员和地面控制中心，以便他们及时采取相应的措施。

大型飞机短舱进气道防冰系统的关键特点主要包括自动化、可靠性和精密性。

系统能够根据实际情况自动启动和关闭，无需人工干预，大大减轻了飞行员的工作负担，提高了整个系统的可靠性和安全性。

系统中的传感器和监测器能够实时监测进气道的温度和结冰情况，保证了防冰系统的精密性，有效地避免了结冰对飞机正常运行的影响。

大型飞机短舱进气道防冰系统在航空领域具有非常重要的作用。

民用航空发动机进气道防冰系统设计方法研究

民用航空发动机进气道防冰系统设计方法研究
冯丽娟;李冬;易贤
【期刊名称】《航空工程进展》
【年(卷),期】2017(008)003
【摘要】民用航空发动机进气道防冰系统为发动机在结冰条件下运行提供了安全保障,中国民航总局颁布的适航条款中对民用航空发动机在结冰环境中的运行也提出了安全性要求,但国内针对进气道防冰系统设计工作开展的研究较少,本文针对民用航空发动机进气道笛形管防冰系统的设计,介绍了国内外热气防冰系统的研究进展,阐述了进气道防冰系统的设计依据、设计方法、优化方法及试验验证方法,为民用航空发动机进气道防冰系统设计相关工作提供参考.
【总页数】7页(P335-341)
【作者】冯丽娟;李冬;易贤
【作者单位】中国航发商用航空发动机有限责任公司设计研发中心,上海201108;中国航发商用航空发动机有限责任公司设计研发中心,上海201108;中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室,绵阳621000
【正文语种】中文
【中图分类】V233.94
【相关文献】
1.发动机进气道防冰计算方法研究 [J], 刘鹏
2.某型直升机发动机进气道热气防冰性能研究 [J], 何杰;黄文捷
3.民用航空发动机进气道防冰功率的计算方法研究 [J], 冯丽娟;秦娜;易贤
4.航空发动机进气道防冰阀建模与典型故障仿真 [J], 刘艺涛; 刘超; 黎森; 陈亚新
5.某型飞机发动机进气道前缘防冰腔改进数值研究 [J], 牛新龙; 郭宸佑
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飞机发动机进气道防冰系统的设计计算

收稿日期 : 2006207211 作者简介 : 常士楠 (1968 - ) ,女 ,黑龙江大庆人 ,副教授 , snchang@ buaa. edu. cn.
650
北京航空航天大学学报 2007年
文所涉及的发动机进气道具有分流隔板结构 ,在设计防冰系统时需同时考虑进气道前缘和分流隔板 ,图 1为分流隔板的防冰腔示意图 ,图 2为前缘防冰腔示意图. 由于进气道前缘非对称结构 (见图 3) , 8个主要截面都采用双波纹壁通道的防冰腔 ,供气通道和排气通道的布局有变化 ,图 2所示的是截面 Ⅲ的防冰腔.
Ab s tra c t: A hot2air anti2icing system for an engine inlet was designed. The engine had a flow distribution p late. Based on the calculation of water drop lets trajectories, therm al calculation was conducted for the anti2ic2 ing system , including the temperature p rofile of anti2icing surface, p ipes p ressure loss and flux distribution. The calculation was used to exam ine if the designed system would work well under the design condition. The influences of air temperature, flux and restrictor diam eter on temperature distribution of anti2icing surface were analyzed. The results indicte that the surface temperature increases w ith the increasing of hot2air temperature and flux, and that the surface temperature of the flow distribution increases w ith the increasing of restrictor di2 am eter, while the effect of it on leading edge surface temperature can be neglected.

发动机进气道前缘热气防冰器性能分析

1999年4月第25卷第2期北京航空航天大学学报J o u r n a l o fB e i j i n g U n i v e r s i t y ofA e r o n a u t i c s a n dA s t r o n a u t i c s A pr i l 1999V o l .25 N o .2收稿日期: 1998-06-16第一作者女 30岁讲师 100083 北京飞机发动机进气道前缘热气防冰器性能分析常士楠韩凤华(北京航空航天大学飞行器设计与应用力学系)摘要飞机发动机防冰对飞行安全具有十分重要的意义,对于热气防冰系统,前缘防冰器的结构型式对防冰的效果影响很大.本文针对常见的周向及双蒙皮波纹板型弦向飞机发动机进气道热气防冰器进行了热分析,在此基础上对其传热性能及防冰表面温度场进行了比较,结果表明双蒙皮弦向防冰器的防冰效率较高;在通常情况下,周向防冰器也可达到防冰的目的,并且结构简单,因而更为实用.关键词发动机进气道;防冰系统;性能;热平衡分类号 V244.15发动机进气道结冰是飞机结冰中最危险的情况,它不仅直接导致进气道气动外型的破坏,降低发动机推力,增大飞行负载,而且当进气道内冰层脱落时将随气流进入发动机内部,打伤具有很大转速的叶片,造成压气机的机械损伤,甚至整台发动机的破坏,直接引发飞行事故.因此,为了保证飞行安全,发动机防冰十分重要.目前,发动机防冰的热源多采用发动机压气机引出的热空气,热空气进入前缘的防冰器后,在沿通道的流动过程中,把热量传给蒙皮,使防冰表面的温度达到保证表面不结冰的数值.不同结构的防冰器,其性能及防冰效果有所不同,因此,研究各种防冰器的传热特性有助于选择更有效的结构,提高防冰效果.1 2种热气防冰器结构发动机进气道前缘内部结构通常为防冰器的结构,它是供防冰热气流动的空间,其结构型式对防冰效果影响很大.文献[1]中列举了几种型式.本文对其中最常见的2种型式进行分析比较.热气在其中的流动情况如图1所示.图1a 为周向防冰器,热气在腔体中沿周向即发动机进气道迎风面周向流动,具有结构简单,制造方便的优点.图1b 为双层壁的波纹板型弦向防冰器,热气在腔体内流动,方向与进气道外部气流流动方向一致,其结构相对复杂,由于波纹通道横截面积小,通道内热气流速提高,换热效果会有所提高.文献[2]中也提出了一种双蒙皮防冰器结构,其内蒙皮并非波纹板型,由于热气通道在迎风面方向的尺寸远大于双层壁之间的厚度,作者认为用双层平板间的流动代替文献[2]中使用的管内流动更合适.本文提出了另一种适合用管内流来处理的双层壁结构,其内部横截面的结构示意见图2.a周向防冰器b 双层壁的波纹板型弦向防冰器图1 2种防冰器内的热气流动情况图2 双层壁弦向防冰器横截面结构2 传热性能分析对于不同的发动机,其迎风面形状有所不同,多为圆形和椭圆形,也有方形的.为研究方便,本文假设发动机迎风面为圆形,发动机进气道前缘横截面的形状是长短轴之比为2ʒ1的半椭圆,椭圆半短轴长为B .根据2种防冰器结构,防冰器内为强迫对流换热,可采用光滑圆管内一维紊流传热理论进行研究.由于2种系统采用相同的传热方程式,因此对其传热性能可做直接比较.直径为D 的圆管内的换热方程的基本形式为N u =0.023R e 0.8D Pr 0.4(1) 对于所建立的周向防冰器模型,(1)式中圆管的直径D 用水力直径D z 代替.D z =4A zP z(2)其中 A z 为横截面积,P z 为湿润周长,分别为A z =π(2B )㊃B 2=πB 2(3)P z =2π(2B )2+B 22ʈ7B (4)则D z =47πB (5)对于双层壁的波纹板型弦向防冰器,有A s z =n b h (6)P s z =2n (b +h )(7)其中 n 为热气通道的个数;d 为发动机迎风面的直径;a ㊁b 和h 如图2所示为双层壁的结构尺寸.则D s z =2b hb +h(8)由R e =ρV D μ,N u =αD λ及(1)式,得到2种防冰器换热系数的比为αzαs z=D s z D æèçöø÷z 0.2㊃G z ㊃A s z G s z ㊃A æèçöø÷z 0.8(9)将(3)式㊁(5)式㊁(6)式㊁(8)式代入(9)式,且假定2种系统引气参数相同,即供气量G z =G s z ,则有αz αs z=3.5b (b +h )㊃æèçöø÷π0.2㊃h B ㊃d b æèçöø÷a B 0.8(10)代入相应结构参数即可比较出2种防冰器的换热性能.根据某型飞机实际情况,取a ㊁b ㊁h ㊁d 和B 的值分别为0.015m ㊁0.01m ㊁0.002m ㊁0.75m 和0.06m .得到αz ʈ0.31αs z (11)3 防冰表面温度分布比较为了计算防冰表面温度分布,先要对防冰器内部热流与防冰外表面的热流进行热平衡分析.在建立分析模型之前,首先进行如下合理简化.对于周向防冰器,假设:1)由于铝的导热系数较大,蒙皮厚度较小,因此,外蒙皮沿厚度方向热阻可忽略不计,即沿蒙皮厚度方向温度不变;2)根据经验,可忽略蒙皮沿发动机短舱气流方向的导热[1];3)防冰器墙体内壁为绝热层,即忽略热气向防冰器后部的传热.对于双层壁的波纹板型弦向防冰器,除做与上述周向防冰器相同的简化外,还可假设:蒙皮沿周向无导热,这是因为沿周向每个热气通道两侧都有相同的加热通道.防冰表面温度应满足防冰表面不结冰的要求,而此温度是由防冰器内热气热量的减少来保证的.沿防冰热气流动方向,将通道分为n 段,讨论任意第i 段的热平衡.在第i 段,应有Q n i (T b i )㊃S i =G ㊃C p ㊃(T i ,o u t -T i ,i n )(12)其中 Q n i (T b i )为外表面防冰所需比热流,它是防冰表面的温度T b i 的函数,文献[1,3,4]分别给出了它的推导和求解公式,本文采用文献[1]的方法;S i 为第i 段的表面积,对2种防冰器有不同的计算方法.S i z =S ㊃L i z(13)S i s z =n ㊃b ㊃L i s z(14)其中 S 为周向防冰器上㊁下表面加热区沿弦向最大长度之和;L i 为第i 段沿热气流动方向的长度.联合(12)式~(14)式,从第1段开始,用首先假设一个温降ΔT i ,然后不断迭代,直到假设值与计算值基本吻合的方法,计算出T b i ,即可求出防冰表面温度分布.针对结构尺寸如前所述,供气参数G =5400k g/h ,T =500K ,飞行高度H =5000m ,飞行速度v =100m /s 的算例,2种防冰器防冰表面温度分布对比见图3.图3 2种防冰器防冰表面温度分布对比202北京航空航天大学学报 1999年4 结论1)由式(11)可见,周向防冰器的传热性能不如双蒙皮弦向防冰器,但其结构简单,制造方便,对于尺寸较小的进气道前缘比较适用;对于尺寸较大的防冰部件,为了提高防冰效率,应选用双蒙皮弦向防冰器,但在供气量及供气温度许可的条件下,一般采用结构简单的周向防冰器.2)由图3可见,双蒙皮弦向防冰器的防冰能力较强,对于相同的条件,它能使整个防冰表面保持较高的温度,因此,从提高防冰效率的角度来看,选择双蒙皮弦向防冰器更好些.这与结论1是相吻合的.但从图3中还可看出,在给定的条件下,周向防冰器也可达到防冰的目的,这时就应该首选结构简单的周向防冰器,同时提示,为了节约能源,可减少供气量,或使用温度较低的热气作为气源.参考文献1 裘燮纲,韩凤华编.飞机防冰系统.北京:航空专业教材编审组,19852 R o s e n t h a lH A ,N e l e p o v i t zD O.P e r f o r m a n c eo f an e wn o s e -l i p h o t -a i r a n t i -i c i n g c o n c e p t .A I A A-85-1117,19853 A l -K h a l i lK M ,K e i t hT GJ r ,D e W i t tKJ .T h e r m a l a n a l y s i s o f e n g i n e i n l e t a n t i -i c i n g s y s t e m s .A I A A-89-0759,19894 Y e o m a nKE .E f f i c i e n c y o f a b l e e d a i r p o w e r e d i n l e t i c i n g p r o -t e c t i v e s ys t e m.A I A A-94-0717,1994P e r f o r m a n c eA n a l ys i s o nH o t -A i r A n t i -I c e r o f A i r p l a n eE n gi n e I n l e t C h a n g S h i n a n H a nF e n gh u a (B e i j i n g U n i v e r s i t y o fA e r o n a u t i c s a n dA s t r o n a u t i c s ,D e p t .o fF l i g h tV e h i c l eD e s i g na n dA p pl i e d M e c h a n i c s )A b s t r a c t T w o p a t t e r n s o f a i r p l a n e e n g i n e i n l e t h o t -a i r a n t i -i c e r a r e i n t r o d u c e d i n t h i s p a p e r ,o n e i s c i r c u m f e r e n t i a l a n t i -i c e r ,t h eo t h e r i sd o u b l e s k i nc o r r u g a t e dc h o r dd i r e c t i o na n t i -i c e r .B a s e do nt h e t h e r m a l a n a l y s i s o f t h e t w o a n t i -i c e r s ,t h eh e a t t r a n s f e r p e r f o r m a n c e a n d t e m p e r a t u r e f i e l do f i c e p r o -t e c t e d s u r f a c e a r e c o m p a r e d .T h e r e s u l t s i n d i c a t e t h a t t h e s t r u c t u r e o f f r o n t a l a n t i -i c e r a f f e c t s a n t i -i c i n g e f f e c t i v e n e s s o b v i o u s l y f o r a h o t -a i r a n t i -i c i n g s y s t e m ,t h e d o u b l e s k i n c h o r dd i r e c t i o n a n t i -i c e r i sm o r e e f f i c i e n t ,b u t u n d e r t h en o r m a l c o n d i t i o n s ,a c i r c u m f e r r e n t i a l a n t i -i c e r c a n a t t a i n t h e g o a l o f i c e p r o t e c -t i o na n d i t s s t r u c t u r e i sm o r e s i m pl e ,s o i t i sm o r e p r a c t i c a l .K e y w o r d s e n g i n e i n l e t ;a n t i -i c i n g s y s t e m ;p r o p e r t i e s ;h e a t b a l a n c e 302第2期常士楠等:飞机发动机进气道前缘热气防冰器性能分析。

B737飞机防冰系统的研究

B737飞机防冰系统的研究摘要本文研究了飞机积冰对飞机的影响，各飞行阶段结冰对飞行的危害以及B737飞机的防冰除冰方法。

论文首先简单阐述了飞机各部位积冰对飞机的危害和各个飞行阶段积冰可能造成的后果。

其次详细阐述了当代飞机的防冰除冰方法，包括防冰除冰的行为描述及原理。

同时基于当代飞机的防冰操作方法讨论了气热防冰、机械除冰、电热防冰、液体防冰等。

接着引出了B737飞机的防冰除冰问题。

讨论了B737飞机的防冰系统的工作原理，B737飞机防冰系统的主要应用部位及功能，B737飞机的防冰系统与目前常见防冰方法比较的特点以及B737飞机防冰系统的注意问题等。

论文中穿插飞机积冰引发的事故实例，对飞机积冰的危害性进行了详细讨论。

关键词：飞机积冰，飞机除冰，防冰，B737飞机Analysis of B737 aircraft’s ice protectionsystemAbstractThis paper studies the influence of ice on a plane and the detriment of icing in the different flight stages. Also methods of removing ice are discussed.Firstly, this paper briefly expounds the problem of icing in aircraft’s different parts.At the same time, possible reasons and the results are provided.Then anti-icing and de-icing methods are elaborated where anti-icing and de-icing behavior description and principle are included. Secondly, basing on contemporary aircraft anti-icing methods, gas hot anti-icing, mechanical de-icing, electroheat anti-icing, liquid anti-icing etc are discussed.Meanwhile, B737 aircraft anti-icing and de-icing problem is raised. Operating principle, main application areas and functions, characteristics by comparing with the most common anti-icing methods and notes of B737 aircraft’s ice protection system are analysed. This paper was s piced with aircraft’s accidents caused by icing issues and the harmfulness of aircraft icing were discussed.Key Words：Aircraft icing;Aircraft Deicing ;anti-icy；B737目录摘要 (1)Abstract (2)第一章绪论 (5)1.1 课题背景 (5)1.2 研究的目的及意义 (5)1.3本文的主要内容 (6)本文的内容安排如下： (6)第二章积冰对飞行性能的影响 (7)2.1概述 (7)2.2结冰对各飞行阶段的影响 (7)2.2.1结冰对起飞性能的影响 (7)2.2.2 结冰对着陆性能的影响 (8)2.2.3 结冰对爬升性能的影响 (8)2.3本章小结 (9)第三章 B737飞机的防冰系统 (10)3.1概述 (10)3.2防冰方法的提出 (10)3.3防冰原理及措施分析 (11)3.3.1机翼防冰 (11)3.3.2进气道整流罩防冰 (14)3.3.3皮托管和静压口防冰 (14)3.3.4驾驶舱窗户防冰 (15)3.4 本章小结 (16)第四章实例的分析及预防建议 (17)4.1 尾翼失速分析 (17)4.2螺旋桨和管道积冰的分析 (17)4.2.1空速管积冰 (17)4.2.2 N1压力传感器积冰 (18)4.2.3 管道其他部位积冰 (18)4.3 诱导积冰分析 (18)4.4 预防积冰的建议 (18)4.5本章小结 (19)第五章 B737飞机防冰系统的故障分析及未来探索 (20)5.1 故障分析 (20)5.1.1 概述 (20)5.1.2故障现象分析 (21)5.2飞机防冰的未来探索 (23)5.3 本章小结 (25)参考文献................................................... 错误！未定义书签。

航空发动机防冰系统的分析与设计

航空发动机防冰系统的分析与设计近年来，航空安全一直备受关注，其中一个重要的问题就是航空器在低温环境下的防冰问题，这也是航空公司和飞机制造商持续研究和改进的领域。

一个航空发动机的防冰系统可以保障发动机在低温环境下的安全运行。

本文将从分析航空发动机在低温环境下的工作原理开始，进而探讨防冰系统的设计和性能。

一、航空发动机在低温环境下的工作原理航空发动机在运行过程中需要燃烧机内燃料来产生动力，这会产生多种热能。

同时，进气口会接收大量的冷空气。

在这种情况下，发动机很容易发生结冰或者积冰的现象，这将会对发动机的安全运行产生严重影响。

为了应对这个问题，发动机厂商常采用防冰系统来降低环境的影响。

防冰系统通过多种方式将燃烧腔的温度升高，同时使用一些具有加热功能的元器件来进行热控制。

其中有两种方法最为常见: 空气加热和液体加热。

空气加热的原理非常简单，发动机会通过一些内置元器件，例如燃气喷嘴、燃气轮等，将热空气导入燃烧腔，从而提高环境温度，使得结冰或积冰的现象得以减少。

然而，这种方法存在一个问题，就是需要额外的能源才能产生足够的热空气。

这会带来额外的负担，对机动性、燃料效率和排放等方面都会产生影响。

最广泛使用的防冰方法是液体加热，液体加热直接利用冷却液循环系统提供的热能。

这个系统在发动机运行的时候会分发热量，将低温的冷却液更换为高温液体，从而提高环境温度。

这种方法更加高效，因为它不需要额外的能源来运行。

二、防冰系统的设计和性能防冰系统在整体设计时，需要考虑机身的形状、发动机的工作原理和性能。

以机身形状为例，有些飞机的机翼设计需要产生升力，这样可以让飞机可以保持在空中。

然而，这会导致机翼表面可能变得不规则，从而增加防冰系统的复杂度和难度。

另一种设计问题是如何提供良好的热控制。

这涉及到如何采用各种感应器来识别发动机工作状态，这些感应器需要监测燃气轮转速和延长筒上游压力，以及其他一些不同的信息。

这些信息被输入到控制系统中，控制系统可以算出环境是否有结冰或积冰现象，如果有，则防冰系统可以自动地启动加热过程。

飞机发动机进气道防冰系统的设计计算

飞机发动机进气道防冰系统的设计计算
常士楠;艾素霄;毕文明;袁修干
【期刊名称】《北京航空航天大学学报》
【年(卷),期】2007(033)006
【摘要】针对某型具有分流隔板的发动机进气道进行热气防冰腔和管路系统的设计,在进气道的水滴撞击特性计算的基础上,对防冰系统进行热力计算,包括防冰表面的温度分布和系统压降及系统管路的流量分配,由此验证防冰系统正常工作时能否满足对表面温度的要求.此外,还分析了供气温度、供气压力、供气流量以及限流环孔径对防冰表面温度分布的影响.分析发现表面温度随供气温度、供气流量的增加而升高,限流环孔径的变化对前缘表面温度几乎没有影响,分流隔板的表面温度随孔径的增大而升高.
【总页数】4页(P649-652)
【作者】常士楠;艾素霄;毕文明;袁修干
【作者单位】北京航空航天大学,航空科学与工程学院,北京,100083;北京航空航天大学,航空科学与工程学院,北京,100083;北京航空航天大学,航空科学与工程学院,北京,100083;北京航空航天大学,航空科学与工程学院,北京,100083
【正文语种】中文
【中图分类】V228.7+1
【相关文献】
1.民用航空发动机进气道防冰系统设计方法研究 [J], 冯丽娟;李冬;易贤
2.某型飞机发动机短舱热气防冰系统性能数值模拟 [J], 郁嘉;赵柏阳;卜雪琴;林贵平;李志茂
3.飞机发动机进气道前缘热气防冰器性能分析 [J], 常士楠;韩凤华
4.民用飞机发动机短舱灭火系统的设计计算 [J], 田傲;屈昕
5.某型飞机发动机进气道前缘防冰腔改进数值研究 [J], 牛新龙; 郭宸佑
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发动机进气道防冰计算方法研究

究；ｅ据结冰情况，数值模拟的方法进行防冰系统的设计；）根用
ｆ）结冰对机翼气动特性影响的数值模拟方法。
４１网格的划分与进气道流场特性的研究．国内外相继采用多块复合结构网格（ｈ —Ｂ０ｋｄＣｍｐｓｅＭｕｉｌｃｅｏｏｉｔ
ｃ进气道内的冰脱落，）若跟随气流进入发动机而打坏转速很高的压气机叶片，造成压气机的机械损伤甚至整台发动机的损坏。结冰对发动机的影响很大，则会使发动机功率降低，则造成发轻重动机损坏。进气道前缘防冰系统是保障发动机安全正常工作的重要系统。本文阐述了进气道前缘与机翼防冰计算方法的差异，分析了发动机进气道防冰计算的技术难点，供了相应的可行性解决方案，结了国提总内外进气道前缘防冰计算的现状，并对国内进气道前缘防冰计算提出了若干建议。２发动机进气道前缘防冰与机翼防冰计算方法的差异．
计算，松散耦合是固体导热和内外流体对壁面的换热分开计算。ｅ片旋转效应对流场的影响）叶由于发动机在工作状态其内部叶片的旋转必然会对进气道流场造成影响，而这种影响也势必会对计算结果产生影响。但是目前，国内还没有针对此内容研究的相关报道。４．国内外对于进气道前缘防冰性能计算的研究现状发动机进气道防冰计算的主要内容包括：ａ）求解Ｎ方程或Ｅｌ方程获得结冰表面外空气流场； —Ｓｕｒｅｂ建立了过冷水滴的运动方程和数值模拟方法；）ｃ求解水滴运动方程，）获得结冰区大小和水收集系数；ｄ根据能量守恒原理，立了冰型的生长模型，行结冰过程研）建进

大型飞机短舱进气道防冰系统概述

大型飞机短舱进气道防冰系统概述【摘要】大型飞机短舱进气道防冰系统是保障飞机安全飞行的重要装备之一。

本文介绍了短舱进气道防冰系统的原理、组成、工作流程、优点和应用范围。

短舱进气道防冰系统利用加热和排气等方式，有效防止进气道结冰，确保飞机正常运行。

其优点包括防冰效果好、反应快、操作简单等。

该系统适用于各种大型飞机，如民航客机、货运机等。

大型飞机短舱进气道防冰系统在确保飞机安全的提高了飞行的可靠性和稳定性。

对于各种恶劣天气条件下的飞行任务，短舱进气道防冰系统发挥了关键作用，是飞机飞行中不可或缺的技术装备。

【关键词】大型飞机，短舱，进气道，防冰系统，原理，组成，工作流程，优点，应用范围，总结1. 引言1.1 介绍大型飞机短舱进气道防冰系统大型飞机短舱进气道防冰系统是现代飞机上非常重要的一个系统，其作用是防止进气道结冰导致飞机性能降低或甚至发生事故。

短舱进气道是飞机引擎进气口前部的部分，也是飞机在高空飞行时经常接触到的气流中含有大量结冰颗粒的地方。

短舱进气道防冰系统的设计和工作原理就显得尤为重要。

短舱进气道防冰系统主要通过向进气道内部喷洒热空气或其他防冰液体来防止结冰，从而保证飞机的顺利飞行。

这个系统的工作原理是利用预先设计好的温度控制系统，根据飞行环境的温度和湿度自动调节进气道内部的温度，确保不会结冰。

大型飞机短舱进气道防冰系统是保证飞机飞行安全的重要装置，可以有效防止结冰对飞机飞行性能和安全造成的不利影响。

在未来的发展中，随着飞机技术的不断进步，短舱进气道防冰系统也将不断提升和完善，以满足更加严苛的航空要求。

2. 正文2.1 短舱进气道防冰系统原理短舱进气道防冰系统的原理主要是利用热气流或化学物质来防止进气道结冰的现象。

大型飞机的短舱进气道通常会遇到高空温度低，湿度大的环境，容易导致进气道结冰，影响飞机的正常运行。

防冰系统就显得尤为重要。

一种常见的短舱进气道防冰系统原理是通过增加热气流来防止结冰。

系统会在飞机启动时投入高温压缩空气，通过进气道的喷口将热气流吹入进气道，使得结冰的表面温度升高，从而达到防冰的效果。

涡轮发动机结构之进气道—进气道防冰

一防冰方法
热空气防冰引压气机出口热空气加热整流锥或发动机进口导向叶片
热空气防冰
一防冰方法
进气道防冰系统空气出口
一防冰方法
电加热防冰电加温垫粘接在整流罩的外蒙皮上，为
了防止加温垫受到雨水腐蚀，在它的表面涂有特殊的聚氨基甲酸乙酯漆涂层
电加热防冰
一防冰方法
观察图中所用的进气道防冰方法有哪些？
• 接通防冰电门前，应接通发动机点火电门防止熄火；如果空中打开防冰，飞行后要对进气装置和风扇叶片进行检查
小结进气防冰系统
➢ 结冰的原因：
当飞机穿越含有过冷水珠的云层或在有冻雾的地面工作时，发动机和进气道前缘处会结冰。
➢ 进气道结冰对发动机的影响：
1. 结冰会减少进入发动机的空气流量，引起发动机性能损失并可能会使发动机发生故障；
二防冰系统工作原理
二防冰系统工作原理
高压压气机热空气
防冰活门
需要防冰部件
热空气排出机外或重新进入发动机进口
二防冰系统工作原理
高压压气机热空气
防冰活门
需要防冰部件
热空气排出机外或重新进入发动机进口
• 防冰活门由人工选择电门或根据防冰探测系统信号自动开启
• 防冰引气会消耗发动机功率，因此不能同时打开所有发动机的防冰电门，依次打开
现代发动机防冰方式
➢ RB211,CFM56和V2500等发动机防冰
由于压气机进口处没有导流叶片,只有和风扇叶片一起旋转的进气整流锥；整流锥分为两段,前段为复合材料制成,后段为钛合金制成,用连接螺栓固定在一起。试验结果表明,这种整流锥结冰的可能性很小,所以,这些发动机的进气整流锥都没有防冰装置。
2. 脱落下来的冰块被吸入发动机或撞击进气道吸音材料衬层时可能造成损坏。

大型飞机短舱进气道防冰系统概述

大型飞机短舱进气道防冰系统概述范绍强摘要：飞机结冰是飞行安全的重大隐患。

本文在介绍目前的防/除冰现状分析的基础上，分析了典型飞机的短舱进气道防除冰系统架构，可作大型飞机短舱进气道防除冰系统设计时参考。

关键词：大型飞机;发动机短舱;防冰系统飞机积冰是飞机在积冰气象条件下飞行时，大气中的液态水在部件表面冻结并积聚成冰的物理过程。

结冰不仅增加飞机重量，而且破坏了飞机的气动外形;发动机进气系统结冰会使发动机引气不足，造成发动机功率降低，引致发动机喘振甚至熄火，同时脱落的积冰可能会流入发动机内部，损坏发动机造成事故。

研究发动机短舱进气道防除冰系统设计，具有重要意义。

1防除冰技术现状根据结冰防护所采用能量方式的不同，当前流行的飞机防除冰技术主要包含液体防除冰技术、机械防除冰技术和热防除冰技术。

1.1液体防除冰技术向防冰表面喷洒防冰液，防冰液与飞机部件所收集的水混合后其冰点低于表面温度，使水不致在表面上结冰。

可用作防冰液的有乙烯乙二醇、异丙醇、乙醇等。

防冰液的分配方法主要有通过微孔金属板、采用雾化喷嘴和利用离心力（主要针对直升机旋翼及螺旋桨）三种。

液体防除冰技术的优点是消耗功率小，缺点是防冰液装载量有限，防冰时间受影响，装载太多防冰液影响飞机的有效载重等。

1.2机械防除冰技术1.2.1气动套除冰技术利用粘贴在飞机表面的气动套的膨胀管交替充气和放气，使得气动套交替的膨胀与收缩，将附着在气动套外表面的冰破碎成小块且破坏了冰与气动套表面的附着力，然后被气流吹去。

除冰后，膨胀管收缩，以保持一定的气动外形。

气动除冰系统的特点是消耗的空气流量小，对低速飞机上实用性较好。

缺点是除冰时，膨胀管会凸出蒙皮表面，破坏飞机原有的气动外形，所以在现代高速飞机上应用较少。

1.2.2电脉冲除冰技术在金属蒙皮下方安装脉冲线圈，利用瞬间放电技术在金属蒙皮上形成电磁涡流场，从而使蒙皮产生作用时间极短的脉冲电磁力，使蒙皮快速鼓动，从而破除蒙皮表面上的冰层。

大型飞机短舱进气道防冰系统概述

大型飞机短舱进气道防冰系统概述大型飞机的短舱进气道防冰系统是飞行器上关键的一部分，它能够防止飞机在极端天气条件下受到结冰的影响，保证了飞机的安全飞行。

本文将对大型飞机短舱进气道防冰系统进行概述，包括其工作原理、结构组成、系统特点以及应用场景等方面的内容，以便更好地了解其重要作用和运行原理。

1. 工作原理大型飞机短舱进气道防冰系统的工作原理主要是通过在短舱进气道表面形成热气膜，阻止飞机表面的结冰，保持短舱进气道的通畅。

当飞机进入低温、高湿度的气流中，短舱进气道容易受到结冰的影响，导致进气道通道堵塞，进而影响飞机引擎的正常运行。

短舱进气道防冰系统通过加热的方式，将空气加热并对进气道表面进行加热，形成热气膜，防止结冰的产生，保持短舱进气道畅通。

2. 结构组成大型飞机短舱进气道防冰系统主要由加热元件、温控系统、控制系统和供电系统等部分组成。

加热元件主要包括加热片和加热丝，通过这些加热元件对短舱进气道表面进行加热，形成热气膜。

温控系统用于监测进气道表面的温度，并根据实际情况对加热元件进行控制，保证热气膜的形成和保持。

控制系统则负责对整个防冰系统的工作状态进行监控和控制，确保系统的正常运行。

供电系统则为整个系统提供必要的电力支持，保证加热元件和其他设备的正常运行。

3. 系统特点大型飞机短舱进气道防冰系统具有以下系统特点：（1）高效性：系统能够快速、高效地对短舱进气道进行防冰，确保飞机在极端天气条件下的安全飞行；（2）智能化：系统采用先进的温控和控制技术，能够实时监测和调控短舱进气道的温度，保证热气膜的形成和保持；（3）稳定性：系统具有良好的稳定性和可靠性，能够在各种复杂气候条件下正常运行；（4）节能环保：系统采用高效的加热元件和智能控制技术，能够实现节能减排，符合环保要求。

4. 应用场景大型飞机短舱进气道防冰系统主要适用于大型客机、货机和军用运输机等大型飞机，尤其是在飞行过程中需要穿越极端天气条件的情况下，如高空大气层的冰雹、降雪和冰冻细雨等。

直升机进气道防冰试验方法设计与试验

第17卷第20期2017年7月1671—1815(2017)020-0294-08科学技术与工程Science Technology and EngineeringVol. 17 No.20 Jul.2017©2017 Sci.Tech.Engrg.直升机进气道防冰试验方法设计与试验汪涛王俊琦王朝蓬(中国飞行试验研究院发动机所，西安710089)摘要进气道结冰是飞机结冰中最危险的情况，有可能降低发动机功率、增大了飞行负载等一系列危害，因此，发动机进气道防冰试飞尤为重要。

在对囯军标及适航相关标准研究的基础上，结合囯外结冰的地面试验及飞行试验方法，设计了一种新的进气道防冰系统测试及试验方法，并开展试验验证。

通过对试验结果深入分析发现了试验方法的不足，对后续直升机进气道的防冰试验具有指导意义。

关键词直升机相关试验标准防冰系统进气道中图法分类号V231.1; 文献标志码B直升机飞行空域通常为中低空，在低温、雨雪气象条件中，易出现结冰现象，直升机机体外流场气流既有迎面气流又有旋翼产生的下洗气流，因此，对积冰的反应较固定翼飞机更为敏感，同时，结冰的不确定性也较大，涡轴发动机作为直升机的主要动力装置，其进气道对积冰的最为敏感[1]。

发动机进气道结冰现象是非常显著的[2]，主要是在其唇口及内表面，如图1，此外，进气道内安装的传感器也会结冰。

进气道的内表面上结冰范围及结冰强度均比其外表面大得多[3]。

当直升机进气道前缘出现结冰，其危害主要体现在以下几个方面[4]:①发动机进口及压缩部件气动性能恶化，增加进气道的流体阻力和进气损耗，空气流畅不均匀，且气流局部分离，改变进气道表面内的空气动力特性;②发动机流道堵塞，当发动机进气道结冰厚度达到一定程度时，进人发动机的空气流量减小，同时，有的发动机装有防砂滤网，若滤网结冰，也大大减少了进人发动机的空气量，发动机可能富油燃烧，导致涡轮前燃气温度增加，影响发动机的工作稳定性，严重时可能导致熄火停车;③当发动机及进气道结冰时，飞行状态的改变、发动机喘振、除冰装置接通的不及时等原因，可能会使脱落的冰块随气流进人发动机，打坏高速转动的压气机叶片，甚至整台发动机，如图2所示。

大型飞机短舱进气道防冰系统概述

大型飞机短舱进气道防冰系统概述为了确保飞机的安全飞行，大型飞机通常装备有进气道防冰系统，以防止进气道结冰导致飞机引擎故障或性能下降。

而其中的短舱进气道防冰系统，是针对飞机进气道的一种专门设计，其作用是有效地预防和解决进气道结冰问题。

本文将对大型飞机短舱进气道防冰系统进行概述，以便更好地了解其作用和工作原理。

1.短舱进气道防冰系统的作用飞机的引擎需要不断地吸入大量空气进行燃烧，而在飞行过程中，常常会遇到高湿度和低温的天气条件，这样的环境容易导致进气道结冰。

如果进气道结冰，将严重影响引擎的正常工作，甚至引起飞机性能下降或发动机故障，危及飞行安全。

短舱进气道防冰系统的作用就是在低温高湿度环境下，保持进气道的通畅，避免结冰影响引擎工作。

2.工作原理短舱进气道防冰系统一般采用空气加热方式进行防冰。

其具体原理是利用飞机的压气机产生的高温压缩空气，将其送入进气道防冰系统中，通过热空气的对流加热作用，使得进气道的温度保持在较高水平，避免结冰现象的发生。

还可以通过空气引导道将热气流均匀地输送到进气道中各个部位，确保整个进气道的防冰效果。

3.组成结构短舱进气道防冰系统由多个部分组成，主要包括防冰空气引入系统、温度控制系统和防冰空气分配系统等。

防冰空气引入系统用于将高温压缩空气引入短舱进气道防冰系统中，而温度控制系统则主要负责控制进气道的温度，确保在适当的范围内。

防冰空气分配系统则是保证热气流能够均匀地输送到进气道的各个部位，以达到全面防冰的效果。

4.工作模式短舱进气道防冰系统通常采用自动控制方式进行工作，一般情况下，当飞机进入高湿度和低温环境时，防冰系统会自动开启，开始对进气道进行防冰处理。

而在高温和低湿度的环境下，系统则会自动关闭，以节省能源和减少对系统的磨损。

还可以通过飞行员的手动控制来进行切换和调节，以便更好地适应不同的飞行环境和飞行需求。

5.发展趋势随着航空技术的不断发展，短舱进气道防冰系统也在不断完善和改进。

民用飞机发动机防冰性能指标定义与计算

０８０３ｏｏ７００２８０ｏ５Ｏ００
Ｔｈｉｃｋｎｅｓｓ（ｉｎｃｈ）
Ｏ．２５Ｏ．２５０．２５Ｏ．２５０－３５０．４３
Ｗｉｄｔｈ（ｉｎｃｈ）
为ｌ８磅。
和发动机吞冰试验使用的冰块尺寸保持一致．以０．３２ｉｎｃｈ作为短舱防冰最大溢流冰限制尺寸．同时作为防冰性能的考核指标在性能计算时．考虑到未冻结的水在表面溢流的主要驱动力是气流的剪切力．选用三维壁面上的剪切力方向来描述液态水的溢流方向．根据剪切力方向与控制体周向面的底边长度来进行溢流水量的分配因为性能计算是基于稳态的传热传质模拟．以防护区最后一层网格流出水量作为该控制体处的溢流水量。再对０ｏ、４５￣、９０￣、１３５ｏ、１８０。、２２５ｏ、２７０。、３６０。截面处取＋２２．５ｏ的平均值输出作为该截面的总溢流水量该型号发动机共有２４个风扇叶片．每个叶片的最大吞冰体积为（１２ｉｎｏｈｘ６．６７ｉｎｏｈｘ０．３２ｉｎｃｈ）／２４．每个截面对应３个叶片即每个截面的最大吞冰体积为（１２ｉＢｅｈｘ６．６７ｉＨｅｈｘ０．３２ｉｎｃｈ）／８．再结合发动机实际尺寸澳４量出每个截面￣２２．５。的弧长和溢流区长度．即可计算出每个截面的溢流冰厚度３防冰表面溢流结冰厚度计算利用商业软件 ■－＿皴鍪■● ＦＬＵＥＮＴ自编程建立三维发动机性能计算模型．在某个典型严酷工况 ’ ：酶孙孙．＝孙１下发动机防冰表面的溢流水分布情况见图 “

适航条例进气系统的防冰

谢谢观看
汇报人：xxxx 汇报时间：20XX年X月
然而，在某些情况下，进
气系统可能会受到冰晶的
C
影响，这可能对航空器的
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ性能和安全性造成威胁
因此，进气系统的防冰设
D
计是确保航空器适航性的
重要环节
PART.2
进气系统的冰晶形成
在飞机飞行过程中，进气系统会吸入外部空气
当空气温度低于冰点时，水蒸气会在
x
进气系统的内部表面凝结成冰晶
这些冰晶会随着空气流动附着在进气系统的内部表面，形成一层冰层
如果冰层过厚或分布不均，可能会导致进气系统的性能下降，甚至引发安全问题
PART.3
适航条例对进气系统防冰的要求
适航条例对进气系统的防冰设计提出了严格的要求。首先，航空器制造商需要确保进气系统的设计和制造符合适航标准，能够有效地防止冰晶的形成和积累。其次，航空器制造商需要采取措施确保进气系统的性能不会受到冰晶的影响。例如，可以使用加热元件或化学除冰剂等方法来消除冰晶
此外，适航条例还规定了航空器制造商需要定期对进气系统进行维护和检查，以确保其正常运行和安全性。如果发现进气系统存在冰晶问题或其他故障，需要及时采取措施进行修复和改进
PART.4
进气系统防冰的设计与实施
为了满足适航条例的要求，航空器制造商需要采取一系列措施来确保进气系统的防冰性能。首先，需要对进气系统的内部表面进行特殊处理，以增加其抗冰性。这可以通过采用特殊的材料、涂层或热处理等方法来实现。例如，可以使用具有抗冰性能的涂层材料来覆盖进气系统的内部表面，以防止水蒸气凝结成冰晶
这包括对进气系统的内部表面进行特殊处理、采取主动加热的方法、使用化学除冰剂以及建立完善的维护和检查制度等