发动机防冰系统简介
发动机冷却系统基本知识
水冷发动机的正常工作温度
水冷式发动机保持正常工作，其冷却水的温
度应在353K~363K(80℃~90℃)之间。此时，气 缸壁温度不超过473K~573K(200℃~300℃)；
什么是气蚀、气蚀产生的原因及危害
（一）什么是气蚀？ 液体在一定温度下，降低压力至该温度下的气化压力时，液
体便产生气泡。把这种产生气泡的现象称为气蚀。
气蚀时产生的气泡，流动到高压处时，其体积减小以致破 灭，这种由于压力上升气泡消失在液体中的现象称为气蚀溃灭。
气蚀极限：水泵转速不变的情况下，其流量下降3%，被认为气 蚀产生。
水冷式冷却系统的布置示意图：
冷却系统的工作原理
发动机的冷却系统是强制循环水冷系，即利用水泵提高冷 却液的压力，强制冷却液在发动机中循环流动。冷却系统 分大循环和小循环。节温器阀门开启的温度一般在87℃左 右，全开温度在102℃左右。在节温器阀门开启之前，冷 却系统进行的是小循环，此时的大循环是关闭的，随着温 度上升，节温器阀门逐渐开启，小循环逐步关闭，大循环 开始工作。冷却液经过散热器后，温度降低6℃左右。
什么叫冷却系？
内燃机是将燃烧的化学能转变为机械能的装置，在内燃 机不断地工作过程中，其火焰温度达2000 ℃以上，为保证 机械连续有效地工作，必须对相应部件采取冷却措施，尤其 是其气缸周围更为重要。对发动机进行冷却必须由一系列零、 部件协调工作来完成，其通常称为冷却系。
发动机过热或过冷的危害
1.发动机过热的危害
2.发动机过冷的危害
1)进入气缸的混合气(或空气)温度太低，可燃混合气品质差 （雾化差），使点火困难或燃烧迟缓，导致发动机功率下 降，燃料消耗量增加（热量流失过多，燃油凝结流进曲轴 箱）。
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是指飞机上安装的发动机短舱的进气道部分。
由于高空气压低，气温低，湿度低，短舱进气道易受冰冻现象的影响。
为了确保短舱进气道的正常运作，飞
机上配备了防冰系统，以防止结冰现象的发生。
防冰系统的主要功能是保持飞机进气道表面的温度在一定范围内，以防止冰冻现象的
出现。
防冰系统主要分为两类：空气防冰系统和电热防冰系统。
空气防冰系统通过使用高压空气来加热短舱进气道表面，以保持其温度在较高的范围内。
空气防冰系统的主要组成部分包括空气防冰管路、空气加热器和空气防冰活门。
当需
要防冰时，空气加热器会将高压空气送往空气防冰管路，经过空气防冰活门喷射到短舱进
气道表面，以加热表面温度。
空气防冰系统和电热防冰系统经常结合使用，以提高防冰效果。
在一些大型飞机上，
还配备了防冰传感器和防冰控制系统，用于监测和控制防冰系统的运作。
防冰传感器可以
测量进气道表面温度和冰冻情况，防冰控制系统可以根据传感器的反馈调节防冰系统的工
作状态。
除了空气防冰系统和电热防冰系统外，还有一些其他的辅助措施用于防止结冰现象的
发生。
使用特殊的防冰涂层来降低进气道表面的摩擦系数，以减少冰的附着。
还可以使用
风扇引导器和压力差传感器等设备来改变进气道的气流分布，以防止冰形成。
大型飞机短舱进气道防冰系统起着关键的作用，确保飞机进气道表面的温度在可接受
范围内，以预防冰结现象的发生。
这有助于保证飞机的正常运作和飞行安全。
发动机进气道防冰系统典型问题及说明
发动机进气道防冰系统典型问题及说明一、防冰活门限流器堵塞737NG飞机发动机防冰活门故障率一直都很高。
之前针对件号3215618-4的活门，由于环境污染的影响，限流器时间长了后会被堵塞，有定期更换送修进行清洁。
▲-4的活门之后Honeywell 推出了-5的活门，将限流器改成了可拆卸在翼清洁的。
▲-5的活门相关的手册程序在AMM TASK 30-21-11-100-801：Honest Orifice - Cleaning此处堵塞，将影响防冰活门的压力调节功能，导致发动机高功率时，P5-11板上琥珀色的进气道防冰灯亮。
针对北方大气环境污染比较严重，定期清洁限流器可以有效防止由此导致的发动机防冰活门超压灯亮故障发生。
需要注意的是：安装限流器时要注意手册的力矩要求，不要拧的过紧，同时要涂抹防咬油。
避免后续拆卸时将螺纹套拧出，只能更换活门。
波音也接到多家用户的报告，正在研究下一步改进方案。
二、防冰活门保留如果航路无结冰条件，可按活门锁定在关闭位保留：如果航路有结冰条件，需要按活门锁在打开位保留：需要注意：M项里要求脱开的是防冰压力电门插头，不是防冰活门本体上的插头。
图中红框处DP1302压力电门插头因为防冰活门锁定在开位后，失去了压力调节功能，会出现超压导致P5-11板琥珀色的进气道防冰灯亮和主警告灯亮，在起飞滑跑过程中，机组会滑回。
M项执行的其他问题：1. 高压引气活门锁定螺钉断裂由于防冰活门锁定在开位失去了调压功能，为了活门下游防冰管路压力和温度不超出设计要求；同时防冰活门一直处于打开位，发动机引气需求量加大，高压级活门可能会提前打开，导致引气温度高而跳开，所以M项同时需要将发动机高压引气活门锁定在关闭位。
锁定螺钉断裂2. AMM DDPG手册防冰活门锁定螺钉力矩错误TASK 30-00-00-040-803MMEL 30-03 (DDPG) Preparation - Engine and Nose Cowl Anti-Ice Valves Inoperative力矩是30 ±1磅寸TASK 30-00-00-440-803MMEL 30-03 (DDPG) Restoration - Engine and Nose Cowl Anti-Ice Valves Inoperative力矩是20 ±1磅寸之前我询问波音后的结果：DESCRIPTION:In AMM TASK 30-00-00-040-803,the torque of retaining screw on Engine Anti-Ice Valve is 30 ±1 in-lb (3.39 ±0.11 N·m).But in AMM TASK 30-00-00-440-803,the torque is 20 ±1 in-lb (2.26 ±0.11 N·m).My question:1.Why are these two torquedifferent?2.There is no torque for retainingscrew on 9th stage valve,can Boeing addthis torque to AMM?3.We often found the screwbroken,especially on 9th stage valveduring loosen the screw.I suggest boeingconsider applying anti-seize agent wheninstalling screws and and it into AMM.RESPONSE:Boeing will revise the torque range for the retaining screw to 20 ±1 in-lb (2.26 ±0.11 N·m) in the 737 NG AMM TASK 30-00-00-040-803 in accordance with Honeywell CMM 30-20-05. Regarding the torque required for the 9th stage valve retaining screw, the Honeywell CMM 36-12-45 advises to install the screw until mated with slot in butterfly shaft. This information will be included in Task 30-00-00-040-803 and Task 30-00-00-440-803. The use of an anti-seize agent when installing the 9th stage valve retaining screw will also be included.These changes will be scheduled for incorporation into the 15-Jun-2017 AMM revision.大家在平时安装高压级引气活门锁定螺钉时，要涂抹防咬剂，并且注意别拧的太紧，到位了就行。
轻松搞懂冷却系统的构造、原理！
轻松搞懂冷却系统的构造、原理！发动机工作时，由于燃油的燃烧，气缸内气体温度可高达1927~2527℃，使发动机的零件温度升高，如不及时冷却将影响发动机的正常工作。
发动机过热或过冷都会给发动机带来危害，冷却系统的作用就是把受热零件吸收的部分热量及时散发出去，保证发动机在最适宜的温度状态下工作。
冷却系统的类型冷却系统按照冷却介质不同可以分为风冷和水冷。
风冷却系统是把发动机中高温零件的热量直接散入大气而进行冷却的装置；水冷却系统是把这些热量先传给冷却液，然后再散入大气而进行冷却的装置。
由于水冷却系统冷却均匀，效果好，而且发动机运转噪声小，目前在汽车发动机上被广泛采用。
发动机正常工作时，水冷却系统中的冷却液温度应保持在80~90℃范围内。
风冷却系统风冷却系统中冷却介质是空气，利用气流使散热片的热量散到大气中。
其主要由风扇、导流罩、散热片、气缸导流罩和分流板组成。
风冷式发动机的气缸体、气缸盖均布置了散热片，气缸体、气缸盖都是单独铸造的，然后组装到一起。
气缸盖最热，采用铝合金铸造，且散热片比较长；为了加强冷却，保证冷却均匀，还装有导流罩、分流板。
当采用一个风扇时，装在发动机前方中间位置；采用两个风扇时，分别装在左右两列气缸前端。
风冷却系统的特点是结构简单、工作可靠、重量较轻、升温较快、经济性好，特别适用于沙漠等高温地区和极地等严寒地区。
缺点是冷却效果难以调节、消耗功率大、工作噪声大等，仅用于部分小排量及军用汽车发动机。
水冷却系统水冷却系统是以冷却液（或水）为冷却介质，通过冷却液的不断循环，从发动机水套中吸收多余热量并散发到大气中，根据冷却液循环方式不同，水冷却系统又可分为蒸发式（利用水的温度差使冷却液在发动机中循环流动）、自然循环（冷却液在管道中自然流动）、强制循环（水泵强制冷却液在发动机中循环流动）三种方式，目前汽车上普通采用的是强制循环水冷却系统。
水冷却系统一般是由膨胀水箱、散热器、水泵、风扇、水套和温度调节装置等组成。
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。
飞机的防冰系统与除冰解析
1概述1.1飞机的防冰系统与除冰方法飞机的结冰问题严重危害飞机的安全性。
飞机表面出现冰，阻碍了空气的流动，增大了摩擦力并减小升力，尤其是机翼上的冰对飞机起飞影响很大。
积聚在飞机尾翼上的冰可扰乱飞机的平衡，迫使飞机向下倾斜，这种现象称为尾翼失速。
这时，飞机的防冰系统起到了很重要的作用。
通常，飞机上除冰的方法有两种，一种是“渗透机翼”液体除冰系统，一种是膨胀橡胶气囊，称为气体罩，气体罩沿着机翼安装。
但这两种方法都存在缺点，如液体除冰系统效率有限，气体罩增加了飞机重量和功耗。
在格林研究中心开展联合研究，采用可膨胀的石墨箔加热单元技术有效替代通常的除冰方法。
这种超薄石墨覆盖在飞机表面，并不会太多增加飞机重量，且能够快速融化冰。
这种安全的设备目前已向整个航空界推广。
1.2飞机表面结冰现象、结冰形式以及影响因素高空飞行飞机的迎风表面通常会伴随三种不同形式的结冰现象，即“水滴积冰”，“干结冰”和“升华结冰”。
在大气对流层下半部的云雾中，常常存在大量温度低于冰点而仍未冻结的液态水滴•即“过冷水滴”。
“水滴积冰”指的是飞机部件表面的平衡温度低于冰点，过冷水滴撞击并积聚冻结于部件前缘表面而发生的积冰现象。
水滴积冰严重时常常会飞机的气动外形、危害飞机的飞行安全，因此，是飞机防冰与除冰技术的主要研究对象。
“干结冰”指的是飞机在含有大量冰晶或有雨夹雪的云中飞行时.因气动力加热或飞机防冰设备工作等原因使部件迎风表面温度高于冰点，冰晶沉积融化、然后再冻结成冰的现象。
飞机干结冰现象很少遇到，一般无危险，但发动机进气道拐弯处和进气部件表面发生的干结冰现象，积聚的冰晶进人发动机后，会损坏压气机叶片或使发动机熄火，具有一定的危害性。
“升华结冰”指的是飞机由冷区飞入暖区，机体表面温度低于周围气温达到结霜温度时•空气中水汽在飞机表面凝华成冰的现象。
升华结冰. 只要飞机表面温度与周围气温平衡时，冰层便能很快地被融化消失，故不存在危险。
因此，“水滴积冰”成为本文讨论的主要内容。
波音737NG整流罩防冰系统简介及常见故障分析
乔 成 昊 ＱＩ ＡＯ Ｃ ｈ ｅ ｎ ｇ — ｈ ａ ｏ ； 张爱学 Ｚ ＨＡ ＮＧ Ａｉ — ｘ ｕ ｅ
（ 国航工程技术分公司重庆维修基地 ， 重庆 ４ ０ １ １ ２ ０）
（ Ｃ ｈ ｏ ｎ ｇ ｑ ｉ ｎ ｇ Ｍａ ｉ ｎ ｔ ｅ ｎ ａ ｎ ｃ ｅ Ｂ ａ ｓ ｅ ｏ ｆ Ａ ｉ ｒ Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ Ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ｅ ｒ ｉ ｎ ｇ Ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｏ ｌ ｏ ｇ ｙ Ｂ ｒ ａ ｎ ｃ ｈ ， Ｃ ｈ ｏ ｎ ｇ ｑ ｉ ｎ ｇ ４ ０ １ １ ２ ０ ， Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ）
对 不同的测量工作 实现对误差 的控制 ， 降低误差 对检 测结 果的影响。 因此 ， 在进行 电测仪表测量时 ， 应针对测量 目标 制定合理 的检 测方法 ， 从而保证测量 的准确度。 ３ 结束语 电在现代 人们 的生活 与工作 中 占据 了主要的位置 ， 整 个社会 的顺利 运转离不开 电， 尤其是 照 明、 采暖等 一些列
整流罩 ， 热空气增 加进气整流罩 的温度 ， 后经过 整流罩 底 部 的排气 口流到外部 ， 进气整流罩热防冰空气来 源于 发动 机 。热 防冰 空 气 来 自发 动 机 引气 总 管 ， 上 流 至 压 力调 节 器 和 关断活 门。 进气整流罩热防冰压 力 电门监视 进气整流 罩 防冰活 门管道下游压 力， 其 中进 气整 流罩 热 防冰 活 门是 一个 电气 控 制气 有 弹 作者简介 ： 乔成 吴（ １ ９ ８ ５ 一 ） ， 男， 江苏南通人 ， 国航工程技术分公司 源 操 纵 的蝶 形 活 门 ， 簧 载 荷 使 它 到 关 闭位 。 重庆维修 基地 ，航 线一车 间 ，二级 技术员 ；张 爱学 当控制 信号 给活 门 电磁 （ １ ９ ８ ５ 一 ） ， 男， 甘肃武威 人 ， 国航工程技术分公司重庆维 修基地技术支援 ， 工程 师。 阀时， 电磁 阀使上游管道 图１
【A320】防冰系统
【A320】防冰系统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。
A320飞机发动机防冰活门
A320飞机发动机防冰活门一、发动机防冰系统原理1、原理：通过发动机高压压气机的引气来对发动机进气道唇口加热，以防止冰雪的积累对进气管道造成损坏2、组成：如图1所示，发动机防冰系统由引气管道、连接器、封严、关断活门、机械支架和一个喷嘴组成。
对CFM56发动机而言，热空气来自高压压气机第五级引气图1二、发动机防冰活门的构造与原理如图2所示，发动机防冰活门是一种蝶形的开关活门。
当没有作动压力时，活门靠内部弹簧保持在关闭位。
防冰活门有一个电磁线圈，当线圈供电时，活门关闭。
当有足够的作动压力，且电磁线圈的电信号丢失时，防冰活门就会完全打开。
防冰活门的作动压力来自第九级压气机引气，只有当作动压力至少大于10psi时，防冰活门才会打开图2如图3所示，当发动机防冰电门不在ON位时，防冰活门的电磁线圈通电，导向球（Pilot Ball）在电磁吸力（solenoid plunger）的作用下向右侧通气位移动，因为活塞在内腔A 一侧具有上更大的作用面积，在内腔A 的压力超过在内腔B的压力，同时在位置弹簧力的作用下，防冰活门处于关闭位。
当发动机防冰电门在ON位时，防冰活门的电磁线圈断电，导向球（Pilot Ball）在可动铁心弹簧（plunger spring）的作用下向左侧移动，打开通气口，内腔A通大气，此时内腔B 的引气压力大于内腔A的压力，防冰活门克服位置弹簧力，使防冰活门打开。
图3三、防冰活门的控制和指示在驾驶舱头顶版25VU ANTI ICE面板上的ENG1 ENG2两个控制发动机防冰活门。
当防冰活门正常打开时，绿色的ENG ANTI ICE ON信息都会显示在下ECAM的MEMO页面以下三种情况下，防冰活门电门的FAULT灯会点亮：1、做灯光测试时2、电门在OFF位时，防冰活门不在全关位3、电门在ON位时，防冰活门不在全开位四、防冰活门的原理图图4如图所示，当发动机防冰电门在OFF位时，28V直流电经过跳开关，从防冰电门的A/D2插钉到达防冰活门的A/9插钉，在此，电流再经过电磁线圈与防冰活门的A/10插钉接地形成回路，电磁线圈通电。
飞机防冰系统知识
飞机防冰系统知识飞机防冰系统知识1、机械防冰系统机械防冰是在飞机的防冰表面设置许多可膨胀的胶管，当探测到防冰要求时，防冰系统利用压缩空气使胶管周期性膨胀收缩，破碎冰层，然后由气流将碎冰吹走。
除冰后，胶管收缩恢复到正常形态，以保持正常的气动外形。
机械防冰系统结构简单，但是其改变了翼型，增大了阻力，所以多在低速飞机上应用。
2、热空气防冰系统热空气防冰是利用热空气加热飞机防冰表面的热力防冰技术。
该系统的热源充足，能量大，通常用于机翼和尾翼的大面积防冰。
现代民航客机多数采用发动机压气机的引气防冰，作用位置在机翼、水平安定面的前缘和发动机整流罩等部位。
活塞式发动机采用发动机的热交换器产生热空气，其热气流来自于发动机废燃气，冷空气来自外界空气。
气流经过热交换器加热后进入防冰系统工作。
而早期飞机上采用燃烧加温器提供防冰热空气。
外界空气流过燃烧加温器被加热，然后输送到防冰系统。
3、液体防冰系统液体防冰的原理是将冰点较低的'液体喷洒在防冰部位上，其与过冷水结合后，冰点低于表面温度，从而达到防冰效果。
目前使用的防冰液有甲醇、乙醇、乙烯乙二醇等。
从性能上看，甲醇的冰点最低，乙醇次之，乙烯乙二醇最高;但从着火危险程度来说，乙烯乙二醇稳定性好，价格也便宜。
美制飞机多用乙烯乙二醇作防冰液，苏制飞机多用乙醇或乙醇与其他液体的混合液作为防冰液。
4、电热防冰系统电热防冰是通过向加温元件通电产热进行加温。
电热防冰主要用于小部件、小面积的防冰。
现代飞机上的空速管、驾驶舱风挡等多采用电热防冰。
飞机空速管内装有功率较大的电阻丝，在积冰时通电把冰融化。
风挡玻璃则通过玻璃上的金属涂层加热来防冰。
5、电脉冲防冰系统电脉冲防冰是一种高效节能的防冰方式。
工作时先由电热冰刀将冰分割成小块，之后脉冲发生器产生电脉冲，使积冰部位产生作用时间很短的脉冲，并产生高频率的振动，使冰脱落。
电脉冲防冰系统所需能量较小，工作温度范围大，它的耗能仅为电热防冰系统的1/100到1/60。
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。
第十章 防冰系统
一、结冰的条件和位置
（一）结冰的条件
当发动机在地面工作时，若外界温度低，并且湿度较 大时（如下雨、下雪、有雾等）。
飞机穿越含水量高的云层时。 （二）结冰的位置 进气道前缘 进气整流锥（整流罩） 风扇叶片前缘 一级整流叶片前缘
图：涡扇发动机的典型防冰部位
二、结冰的危害（为什么要防冰）
防冰活门还有人工超控功能。
波音737-600/700/800/900飞机的CFM56发动 机进气道防冰系统（自学）
当不需要防冰时，关闭防冰电门（OFF） →活门工作灯灭→电磁活门通电→关闭作动活 塞上腔通大气同时打开HPC7通上腔的路线→活 塞在弹簧力作用下下移→关闭蝶形活门。
防冰电门失效安全位为开位
防冰电门活门上带有位置电门，以反馈活
门的位置，当活门位置与防冰电门位置不一致 时，则给出防冰给发动机 电子控制装置（EEC），当接通防冰时，EEC会 自动使点火系统工作，以防发动机熄火。
四、涡扇发动机的防冰系统
图：涡扇发动机的防冰空气流动示意图
防冰活门：控制防冰气路的开关，并调节引起压 力。（热空气一般引自高压压气机）
防冰控制电门（驾驶舱内）：控制防冰活门，需 要防冰时，接通防冰电门，使防冰活门打开。
空客320系列飞机的V2500发动机的防冰系统
图：V2500发动机防冰系统
进气道前缘：靠热空气加热防冰。（热空 气来自高压压气机（HPC7））
图：防冰活门示意图↑ 图：空客320飞机驾驶舱内的防冰电门→
防冰电门在驾驶舱头顶面板上，电门 本身又是指示灯。
防冰电门上半部分是故障（FAULT）灯 （琥珀色），下半部分是工作（ON）灯 （蓝色）。
当防冰电门在ON位时，电磁活门断电 →不产生电磁力→活塞在弹簧力作用下处于 关闭位→HPC7的空气进入作动活塞的下腔 而上腔经电磁活门与大气相通→活塞在下腔 与上腔压力差作用下克服弹簧力→活塞上移 →蝶形活门打开→活门工作灯亮。
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。
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发动机防冰系统简介
防冰系统对于发动机的安全有着至关重要的作用，一个好的防冰系统能够在保证发动机安全运行的同时，不消耗发动机的工作效率，文章介绍了一些发动机结冰的相关知识以及发动机防冰系统的组成与工作等相关内容。
标签：发动机；防冰；设计；组成
1 结冰的原理介绍
1.1 结冰的条件
在0℃以下大气中存在液态水滴的条件下飞行器会发生结冰。
水滴可以在负温度下以液态形式存在似乎很奇怪。
但是从热力学的观点来说，看上去“反自然”的这种状态是完全可能的，它被称作过冷状态。
水滴能够在过冷状态存在，是因为水滴从液态变为固态时，除了要克服通常的能障之外，还要克服与表面张力所作功相关的能障。
下面我们就来看一下水滴的冻结过程。
由于只有在高过饱和水蒸气中和在非常低的温度下（低于-60℃），才能直接由水蒸气自然形成冰核，所以在含水滴的两相过冷气流中，冰粒只有在下列情况下才能形成：过冷水中有冰核均质核化，即在水滴中自然生成冰核，之后随着冰核周围冰的增长水滴冻结；含有被激活的外来冰核的水滴从某种过冷状态开始冻结（异相核化）。
1.2 结冰的气象条件
在多数情况下，飞行器在有降水的云层中飞行时会结冰。
从结冰的角度看，所有的云都可分为层云和积云两大类。
结冰发生的概率可通过一系列表征大气条件的参数来计算，这些参数为：液态水含量或单位体积空气含水滴水分的质量，g/m3（这里需要将液态水含量的概念与温度或单位体积空气含水蒸汽的质量（g/m3）的概念区分开）；温度；水滴尺寸和水滴尺寸的分布；云层的水平范围和垂直范围。
上述参数的变化范围很大，在一定的参数组合下会有最大的结冰概率。
这些结冰条件在标准中有专门的研究和归纳，这些标准文件有三种用途：结冰条件的预测和记录；防冰系统的设计和试验；结冰条件的模拟（一般用于试验）。
1.3 结冰的物理过程
过冷水滴碰到飞机表面后就开始冻结，此时水滴的轨迹由水滴和气流的相互作用决定。
水滴碰撞后马上就会部分或全部冻结。
除温度外，云层中的液态水含量对计算水的冻结部分大小和冰瘤的形状起着重要作用。
随着云层中液态水含量
的增大，水的冻结部分会减小。
1.4 结冰对于发动机的危害
发动机在高空飞行，或者在寒冷地带飞行的时候，发动机的入口便容易结冰，一旦发动机的空气入口结冰，便会影响发动机的进气条件，如果发动机的入口持续结冰，入口处的冰块很有可能会进入发动机的进气道，而在飞机高速飞行的时候，进入发动机进气道的冰块便会打伤发动机的叶片，严重时，会导致发动机叶片的折断，这就会给发动机的高空飞行带来致命的损伤，从而导致空难的发生，所以，发动机的防冰系统对于发动机的正常工作是十分重要的。
2 发动机防冰系统的附件
2.1 结冰信号器
结冰信号器用于探测气体的结冰信号，并将信号传给发动机防冰系统的起动电磁活门、机载数据记录系统和座舱内的荧光屏监测和告警系统。
结冰信号器由结冰信号传感器、电子换流器和安装框架组成。
结冰信号传感器安装在飞机的左进气道内。
结冰信号器的原理图见图1。
当接通结冰信号器的电源时，电子换流器通过交流放大器和结冰信号传感器上的电磁激励系统，使结冰信号传感器上的弹性壳体发生振动。
当结冰信号传感器壳体上的冰层增厚时，弹性壳体刚度增大，导致振动频率增加。
当振动频率达到鉴频器上的阈值时，电子换流器以27伏直流电压的形式，输向座舱监控告警系统，发动机防冰系统的起动电磁活门和机载数据记录系统。
同时，加温结冰信号传感器振动器壳体以及其支架，以去除冰层，并在电子换流器的前面板上显示“加温”和“结冰”信号。
为了便于检查结冰信号器的良好性，当按压电子换流器前面板上的“模拟”按钮并松开，则信号灯“加温”和“模拟”燃亮，并且按按钮后，经41±11秒向座舱发出“良好”的27伏直流电压信号，经77±22秒后该信号消除，则表明结冰信号器正常，否则说明结冰信号器有故障。
2.2 控制附件
控制附件的功用是向发动机防冰系统输送经过调节的高压压气机第七级空气；根据飞机系统的指令，接通或关断防冰系统；向荧屏监测告警系统输送“结冰”信号。
控制附件主要由节气门、衬筒、微动电门、活塞、柱塞、双金属弹簧、活门等组成。
当气动电磁活门工作时，从空气热交换器来的高压压气机第九级热空气直接作用在活塞的右面，推动活塞左移，使节气门轴转动，打开由高压压气机第七级通往防冰系统用气部件的通路。
当控制附件后的第七级热空气流量过大，使控制附件后管路的压力增大，控制附件柱塞左边的B腔压力增大，推动柱塞右移，柱塞上的活门打开了活塞右边通往大气的通路，使活塞右移，节气门调小空气流量。
当高压压气机第七级热空气温度较高时，由双金属片控制的弹性间隙流
量调节器的转轴旋转，调小进气截面，减小热空气流量。
当从高压压气机第七级来的热空气温度≤120℃时，弹性间隙流量调节器处于全开状态；当热空气温度≥480℃时，弹性间隙流量调节器处于最小流量状态。
2.3 起动电磁活门
起动电磁活门用来根据结冰信号器的指令或人工指令，接通或断开控制附件。
起动电磁活门由电磁铁、电磁线圈、弹簧、顶杆等组成。
起动电磁活门通电时，从空气-空气热交换器来的热空气，经过顶杆活门输往控制附件。
起动电磁活门的工作电压是27伏直流电压，装在低压压气机机匣上。
3 发动机防冰系统的工作
当装在进气道中的结冰信号器探测到气体结冰时，立即向发动机防冰系统发出指令，气动电磁活门通电，打开空气-空气热交换器通往控制附件活塞右边的气路，活塞左移，节气门打开。
于是从高压压气机第七级来的热空气，经弹性间隙流量调节器、节气门输往发动机进口导流器和整流罩。
热空气从整流罩前部流出，在整流罩表面形成气膜，避免了结冰的发生；同样，热空气从进口导流叶片的长方形窗口流出，防止结冰发生。
当活塞运动到左极限时，断开微动电门，微动电门向机载数据记录系统和荧屏监测告警系统发出“结冰”信号，以示发动机防冰系统开始工作。
当防冰系统使用的高压压气机第七级空气温度升高时，控制附件内的弹性间隙流量调节器调小气体流量，反之，增加气体流量。
当防冰系统使用的热空气压力过大时，通过控制附件上的排泄活门，把压力调到规定范围内。
4 结束语
文章从发动机结冰入手，介绍了发动机结冰的原理以及过程，以及结冰对发动机产生的危害，并详细的介绍了发动机防冰系统的组成以及工作过程，为了解发动机结冰及如何防止结冰提供了一定的帮助。