馮麗娟，李冬，易賢

(1.中國(guó)航發(fā)商用航空發(fā)動(dòng)機(jī)有限責(zé)任公司 設(shè)計(jì)研發(fā)中心，上海 201108)(2.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，綿陽(yáng) 621000)

民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道防冰系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法研究

馮麗娟1，李冬1，易賢2

(1.中國(guó)航發(fā)商用航空發(fā)動(dòng)機(jī)有限責(zé)任公司 設(shè)計(jì)研發(fā)中心，上海 201108)(2.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，綿陽(yáng) 621000)

民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道防冰系統(tǒng)為發(fā)動(dòng)機(jī)在結(jié)冰條件下運(yùn)行提供了安全保障，中國(guó)民航總局頒布的適航條款中對(duì)民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)在結(jié)冰環(huán)境中的運(yùn)行也提出了安全性要求，但國(guó)內(nèi)針對(duì)進(jìn)氣道防冰系統(tǒng)設(shè)計(jì)工作開(kāi)展的研究較少，本文針對(duì)民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道笛形管防冰系統(tǒng)的設(shè)計(jì)，介紹了國(guó)內(nèi)外熱氣防冰系統(tǒng)的研究進(jìn)展，闡述了進(jìn)氣道防冰系統(tǒng)的設(shè)計(jì)依據(jù)、設(shè)計(jì)方法、優(yōu)化方法及試驗(yàn)驗(yàn)證方法，為民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道防冰系統(tǒng)設(shè)計(jì)相關(guān)工作提供參考。

民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)；進(jìn)氣道；笛形管防冰系統(tǒng)

0 引 言

在結(jié)冰氣象條件下，云層中含有大量溫度低于0 ℃的液態(tài)過(guò)冷水滴。試驗(yàn)和飛行實(shí)踐表明：空氣中的過(guò)冷液滴撞擊在發(fā)動(dòng)機(jī)短艙進(jìn)氣道前緣唇口，形成的冰會(huì)使唇口氣動(dòng)外形發(fā)生變化，造成發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣量減少，降低發(fā)動(dòng)機(jī)推力，嚴(yán)重時(shí)會(huì)產(chǎn)生壓氣機(jī)喘振等問(wèn)題，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)性能下降，且進(jìn)氣道冰脫落被吸入發(fā)動(dòng)機(jī)，可能會(huì)造成飛機(jī)墜毀的事故，嚴(yán)重威脅著飛行安全。

進(jìn)氣道防冰系統(tǒng)是保證發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣流場(chǎng)品質(zhì)以及飛機(jī)在結(jié)冰環(huán)境下安全運(yùn)行的重要手段。在適航條款中，CCAR-33部以及CCAR-25部中對(duì)民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)安全性提出了明確的要求。其中，CCAR-33部主要針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道本體的防冰性能驗(yàn)證要求，CCAR-25部針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道安裝之后的防冰系統(tǒng)性能設(shè)計(jì)及驗(yàn)證提出了要求。

我國(guó)民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)的研制工作剛剛起步，進(jìn)氣道防冰系統(tǒng)尚未系統(tǒng)開(kāi)展設(shè)計(jì)研究，本文在總結(jié)國(guó)內(nèi)外民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道防冰系統(tǒng)設(shè)計(jì)技術(shù)的基礎(chǔ)上，對(duì)設(shè)計(jì)依據(jù)、設(shè)計(jì)方法、優(yōu)化方法及試驗(yàn)驗(yàn)證方法進(jìn)行探索，以期為民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道防冰設(shè)計(jì)工作提供參考。

1 熱氣防冰系統(tǒng)的研究進(jìn)展

進(jìn)氣道短艙防冰方法主要包括電加熱防冰和熱氣防冰。熱氣防冰系統(tǒng)工作邏輯與控制實(shí)現(xiàn)較為簡(jiǎn)單，系統(tǒng)集成難度較低，是目前應(yīng)用最為廣泛和最可靠的系統(tǒng)。民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)短艙防冰系統(tǒng)設(shè)計(jì)大多采用的是熱氣防冰系統(tǒng)。熱氣防冰系統(tǒng)的工作原理是：由發(fā)動(dòng)機(jī)高壓壓氣機(jī)內(nèi)引出的高壓熱氣經(jīng)過(guò)流量調(diào)節(jié)器和防冰閥等設(shè)備后，進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)短艙進(jìn)氣道前緣防冰腔內(nèi)，使進(jìn)氣道唇口的蒙皮表面的溫度達(dá)到一定的值，從而保證唇口表面不結(jié)冰或融冰。根據(jù)熱氣防冰效果可以將熱氣防冰分為干式防冰(全蒸發(fā)式防冰)和濕式防冰(半蒸發(fā)式防冰)。

熱氣防冰系統(tǒng)的使用已有幾十年的歷史，現(xiàn)役大型噴氣式民用客機(jī)短艙基本上都采用了這種形式的防冰系統(tǒng)。經(jīng)過(guò)長(zhǎng)期的發(fā)展，熱氣防冰系統(tǒng)的技術(shù)已經(jīng)非常成熟。傳統(tǒng)的熱氣防冰系統(tǒng)核心部件為笛形管，笛形管防冰主要運(yùn)用了管道內(nèi)外的高壓比使限流孔達(dá)到臨界流動(dòng)，從而精確控制熱氣流量和功率的分配，來(lái)滿(mǎn)足防冰熱載荷的需求。

關(guān)于熱氣防冰系統(tǒng)的優(yōu)化，國(guó)外的學(xué)者開(kāi)展了大量的研究。M.Papadakis等[1]采用了試驗(yàn)和數(shù)值方法研究了笛形管限流孔分布角度對(duì)防冰性能的影響；J.M.Brown等[2]通過(guò)試驗(yàn)方法研究了限流孔之間間距、笛形管與蒙皮距離、開(kāi)孔大小與防冰系統(tǒng)效率的關(guān)系，并給出了設(shè)計(jì)參考的范圍；D.Rigby[3]在設(shè)計(jì)中更多關(guān)注了限流孔分布構(gòu)型對(duì)防冰系統(tǒng)的影響，其研究結(jié)果表明非對(duì)稱(chēng)分布限流孔效率更高。而A.F.Massardo等[4]提出了一種新的防冰腔結(jié)構(gòu)，能夠節(jié)省熱氣的用量、提高防冰系統(tǒng)效率。國(guó)內(nèi)，常士楠[5]、裘燮綱等[6]關(guān)于防冰腔直噴式、弦向雙蒙皮式和微引射式結(jié)構(gòu)的性能及防冰效果開(kāi)展了廣泛的研究，對(duì)各種防冰結(jié)構(gòu)的傳熱特性有了較深入的理解。

在對(duì)笛形管防冰系統(tǒng)的研究中，卜雪琴等[7]、林貴平等[8]通過(guò)數(shù)值方法開(kāi)展了笛形管限流孔孔徑、孔數(shù)及孔間距等參數(shù)對(duì)防冰系統(tǒng)熱效率影響的研究。

朱永峰等[9]基于某型飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)，采用了按照發(fā)動(dòng)機(jī)吞冰能力設(shè)計(jì)的新方法對(duì)短艙防冰系統(tǒng)在嚴(yán)酷工況下需求的熱流量進(jìn)行了計(jì)算分析，有效地優(yōu)化了系統(tǒng)性能，提高了系統(tǒng)效率。

2 進(jìn)氣道防冰設(shè)計(jì)依據(jù)

民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道防冰系統(tǒng)設(shè)計(jì)的需求一方面來(lái)源于發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)部件工作性能的要求，另一方面來(lái)源是CCAR-25[10]部和CCAR-33[11]部的適航條款要求。

2.1 總體性能設(shè)計(jì)要求

發(fā)動(dòng)機(jī)總體的性能要求主要包含：①防冰的形式是否為全蒸發(fā)，如果是濕蒸發(fā)，則需要確定的后流水的質(zhì)量；②在單發(fā)失效的情況下，另一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的是否要求提供防冰能力；③防冰需要滿(mǎn)足的包線(xiàn)范圍，確定是否需要考慮過(guò)冷大水滴(SLD)的防冰要求。

2.2 適航條款的設(shè)計(jì)要求

在CCAR-25[10]部25.1093條款中規(guī)定“每臺(tái)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)必須能在下列條件下在其整個(gè)飛行功率(推力)范圍(包括慢車(chē))工作，而發(fā)動(dòng)機(jī)、進(jìn)氣系統(tǒng)部件或飛機(jī)機(jī)體部件上沒(méi)有不利于發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)轉(zhuǎn)或引起功率或推力嚴(yán)重?fù)p失的冰積聚；”以及CCAR-33[11]部33.68條款中規(guī)定“附錄C中規(guī)定的連續(xù)最大或間斷最大結(jié)冰狀態(tài)下，發(fā)動(dòng)機(jī)在其整個(gè)飛行功率范圍(包括慢車(chē))內(nèi)的工作中，在發(fā)動(dòng)機(jī)部件上不應(yīng)出現(xiàn)影響發(fā)動(dòng)機(jī)工作或引起功率或推力嚴(yán)重?fù)p失的結(jié)冰情況”。

CCAR-25[10]部在25.1419條也提出了防冰設(shè)計(jì)的驗(yàn)證要求，并在附錄C規(guī)定了連續(xù)最大結(jié)冰條件(CM)和間斷最大結(jié)冰條件(IM)。

2.2.1 連續(xù)最大結(jié)冰條件(CM)

連續(xù)最大結(jié)冰條件LWC與MVD關(guān)系如圖1所示。

圖1 連續(xù)最大結(jié)冰條件LWC與MVD關(guān)系

從圖1可以看出：連續(xù)最大結(jié)冰條件的特點(diǎn)是：在一定時(shí)間內(nèi)，飛機(jī)處于一個(gè)低等和中等程度水滴直徑(MVD)和液態(tài)水含量(LWC)的層云中。水平云層范圍采用NACA推薦值17.4 n mile，壓力高度范圍為0～22 000 ft(6 705.6 m)；環(huán)境溫度范圍為32(0)～-22 ℉(-30 ℃)。

2.2.2 間斷最大結(jié)冰條件(IM)

間斷最大結(jié)冰條件LWC與MVD關(guān)系如圖2所示。

圖2 間斷最大結(jié)冰條件LWC與MVD關(guān)系

從圖2可以看出：間斷最大結(jié)冰條件的特點(diǎn)是：短時(shí)間內(nèi)，在與連續(xù)最大結(jié)冰條件下相當(dāng)?shù)乃沃睆?MVD)范圍內(nèi)，飛機(jī)處于一個(gè)高液態(tài)水含量(LWC)的環(huán)境中。水平云層范圍采用NACA推薦值2.6 n mile，壓力高度范圍為4 000(1 219.2)～30 500 ft(9 296.4 m)；環(huán)境溫度范圍為26(-3.3)～-40 ℉(-40 ℃)。

2.2.3 過(guò)冷大水滴

2014年11月，F(xiàn)AA 正式發(fā)布了25-140 號(hào)修正案“Airplane and Engine Certification Requirements in Supercooled Large Drop，Mixed Phase，and Ice Crystal Icing Conditions”，新增了關(guān)于過(guò)冷大水滴結(jié)冰條件的25.1420條款(2015年1月5日生效)和附錄O[12]。在修訂后的要求中，F(xiàn)AA要求對(duì)于最大起飛重量小于60 000 lb或使用可逆的操縱系統(tǒng)的飛機(jī)除了需要考慮附錄C的結(jié)冰條件，還需要考慮附錄O的過(guò)冷大水滴條件，如圖3所示。附錄O包線(xiàn)中定義的水滴直徑范(MVD)范圍最大至1 000 μm，液態(tài)水含量范圍最高達(dá)到0.44 k/m3，遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于附錄C中定義的結(jié)冰條件。

(a) 凍毛毛雨粒徑分布(MVD<40 μm)

(b) 凍毛毛雨粒徑分布(MVD>40 μm)

(c) 凍毛毛雨液態(tài)水含量分布

附錄C定義的連續(xù)最大結(jié)冰條件通常是用于防冰系統(tǒng)定義設(shè)計(jì)工況點(diǎn)，其間斷最大結(jié)冰條件由于水平距離較短，雖然結(jié)冰強(qiáng)度較大，一般作為防冰系統(tǒng)的設(shè)計(jì)校核工況。

雖然FAA提出附錄O的要求，但是由于國(guó)內(nèi)在 SLD相關(guān)的技術(shù)研究領(lǐng)域內(nèi)尚未形成可供工程設(shè)計(jì)使用的數(shù)值仿真方法以及試驗(yàn)驗(yàn)證方法，因此CAAC沒(méi)有在CCAR-25部中提出SLD的防冰設(shè)計(jì)要求。

3 進(jìn)氣道防冰系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法

民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道熱氣防冰系統(tǒng)(如圖4所示)設(shè)計(jì)通常需要按照以下步驟開(kāi)展：①防冰工況點(diǎn)定義；②防冰范圍分析；③防冰能量需求確定；④笛形管參數(shù)的設(shè)計(jì)及優(yōu)化。

圖4 進(jìn)氣道防冰系統(tǒng)示意圖

3.1 設(shè)計(jì)工況點(diǎn)確定

進(jìn)氣道防冰設(shè)計(jì)工況點(diǎn)需要根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)可能使用的飛行運(yùn)行條件參數(shù)以及氣象條件范圍來(lái)確定，設(shè)計(jì)工況點(diǎn)的定義包含影響結(jié)冰條件的環(huán)境參數(shù)以及發(fā)動(dòng)機(jī)防冰熱氣功率的供給參數(shù)。首先需要確定嚴(yán)重結(jié)冰條件，對(duì)進(jìn)氣道防冰工況點(diǎn)中結(jié)冰條件的確定。對(duì)結(jié)冰分析需要的速度、高度、攻角、液態(tài)水含量、水滴直徑大小、環(huán)境溫度等參數(shù)進(jìn)行組合，再結(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)，通過(guò)結(jié)冰計(jì)算分析，獲取臨界結(jié)冰條件。一般選取進(jìn)氣道典型的二維剖面開(kāi)展嚴(yán)重結(jié)冰條件的確定，然后經(jīng)過(guò)三維設(shè)計(jì)驗(yàn)證，最終確定的用于防冰分析的嚴(yán)重結(jié)冰條件。

另外一方面，防冰系統(tǒng)設(shè)計(jì)工作需要考慮壓氣機(jī)的可用的功率。在不同的飛行高度、飛行速度條件下，壓氣機(jī)可提供熱氣引氣功率是不同的，在可允許的熱功率提取范圍內(nèi)，找到嚴(yán)重結(jié)冰條件下最小的引氣功率對(duì)應(yīng)的發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)來(lái)分析確定得到。對(duì)于進(jìn)氣道防冰系統(tǒng)的設(shè)計(jì)工況點(diǎn)，需要結(jié)合嚴(yán)重結(jié)冰條件與該條件下的壓氣機(jī)的引氣參數(shù)以及管路流動(dòng)參數(shù)來(lái)最終確定。

3.2 進(jìn)氣道防冰范圍分析

防冰范圍的確定需要對(duì)水滴撞擊極限進(jìn)行分析，對(duì)于水滴撞擊極限的計(jì)算，在裘燮剛，韓鳳華編著的《飛機(jī)防冰系統(tǒng)》[13]從機(jī)理上進(jìn)行了詳細(xì)地說(shuō)明，并給出了一種工程的方法計(jì)算水滴撞擊范圍。同時(shí)，設(shè)計(jì)中可參考相應(yīng)的AC[14-15]。數(shù)值方法上目前國(guó)內(nèi)通采用外流場(chǎng)計(jì)算軟件(例如：Fluent)，然后再利用自行二次開(kāi)發(fā)的結(jié)冰軟件或者商用軟件(例如：FENSAP)在不同的結(jié)冰工況下，對(duì)進(jìn)氣道的氣液兩相流場(chǎng)進(jìn)行模擬，利用獲得的進(jìn)氣道水滴撞擊特性，確定水滴撞擊范圍。

3.3 防冰能量需求確定

短艙進(jìn)氣道防冰能量的獲取，通常利用能量平衡的計(jì)算，需要考慮水滴撞擊到進(jìn)氣道表面的對(duì)流換熱、蒸發(fā)、熱傳導(dǎo)、相變等過(guò)程產(chǎn)生的能量變化。一般工程設(shè)計(jì)工作使用自行開(kāi)發(fā)的防冰熱載荷計(jì)算工具，根據(jù)所需計(jì)算的工況中的環(huán)境條件，得到水撞擊特性計(jì)算和結(jié)冰結(jié)果。

按照進(jìn)氣道防冰系統(tǒng)設(shè)計(jì)的蒸發(fā)方式，可設(shè)定不同的防冰表面溫度，再根據(jù)不同防冰表面溫度情況，對(duì)進(jìn)氣道表面所需防冰加熱能量進(jìn)行計(jì)算，得到不同工況點(diǎn)實(shí)現(xiàn)防冰所需加熱能量。

在防冰能量的確定過(guò)程中，需要將設(shè)計(jì)的結(jié)果與可用高壓壓氣機(jī)的引氣功率進(jìn)行對(duì)比分析，最終確定可用于進(jìn)氣道防冰系統(tǒng)的引氣功率。

3.4 笛形管的設(shè)計(jì)及優(yōu)化

笛形管設(shè)計(jì)的主要參數(shù)(如圖5所示)有：①笛形管的直徑(D)，②笛形管與進(jìn)氣道蒙皮的相對(duì)位置(d)，③限流孔的間距(dl)，④限流孔的開(kāi)孔角度(α)，⑤開(kāi)孔直徑(dr)。

(a) 限流孔間距

(b) 笛形管的開(kāi)孔參數(shù)

在進(jìn)行笛形管參數(shù)優(yōu)化設(shè)計(jì)的過(guò)程中，需要首先通過(guò)數(shù)值仿真計(jì)算得到進(jìn)氣道外流場(chǎng)的速度、壓力、溫度、對(duì)流換熱系數(shù)等參數(shù)，利用外流場(chǎng)的計(jì)算結(jié)果，忽略外流場(chǎng)的變化的影響；然后截取需要優(yōu)化笛形管位置處的外流場(chǎng)參數(shù)，作為笛形管優(yōu)化設(shè)計(jì)的輸入條件，根據(jù)笛形管流動(dòng)參數(shù)，采用數(shù)值方法模擬獲取進(jìn)氣道外表面的溫度分布，判斷是否滿(mǎn)足預(yù)期的設(shè)計(jì)要求，經(jīng)過(guò)試驗(yàn)驗(yàn)證評(píng)估后，可確定笛形管外形及位置等設(shè)計(jì)參數(shù)。

4 進(jìn)氣道防冰系統(tǒng)試驗(yàn)驗(yàn)證

在防冰系統(tǒng)設(shè)計(jì)數(shù)值計(jì)算的過(guò)程中，做了很多假設(shè)，同時(shí)換熱的過(guò)程是一個(gè)非穩(wěn)態(tài)的過(guò)程，采用穩(wěn)態(tài)的計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)驗(yàn)證結(jié)果有一定的差距，采用數(shù)值仿真方法有助于找到設(shè)計(jì)規(guī)律，對(duì)不同的設(shè)計(jì)方案進(jìn)行優(yōu)化對(duì)比，但是對(duì)于后流冰的確定以及防冰效果的評(píng)估確定等方面，需要通過(guò)試驗(yàn)來(lái)驗(yàn)證。

4.1 冰風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證

冰風(fēng)洞試驗(yàn)是驗(yàn)證數(shù)值仿真得到的結(jié)冰特性以及防冰系統(tǒng)性能的主要手段。通過(guò)冰風(fēng)洞的試驗(yàn)設(shè)備產(chǎn)生與CCAR-25部附錄C包線(xiàn)要求的結(jié)冰云霧條件并模擬飛行條件下外部流場(chǎng)，通過(guò)內(nèi)部的熱氣供應(yīng)裝置提供一定溫度、壓力與速度的熱氣，對(duì)不同結(jié)冰條件下的防冰系統(tǒng)進(jìn)行驗(yàn)證。

冰風(fēng)洞試驗(yàn)要求必須采用全尺寸、真實(shí)結(jié)構(gòu)材料的試驗(yàn)?zāi)Ｐ?，而目前世界范圍的結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)段尺寸都在2～3 m以下，對(duì)于高速試驗(yàn)段，尺寸在1 m以下，因此全尺寸模型的展弦比、風(fēng)洞試驗(yàn)段堵塞度將極大地限制試驗(yàn)結(jié)果的真實(shí)性和有效性，模型結(jié)構(gòu)強(qiáng)度也增加了模型設(shè)計(jì)的難度在開(kāi)展冰風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)，短艙的模型尺寸較大，采用1∶1模型進(jìn)行試驗(yàn)，會(huì)造成了流場(chǎng)數(shù)據(jù)的不真實(shí)，不能滿(mǎn)足流場(chǎng)、水滴撞擊、防冰熱交換相似的條件，為此需要對(duì)模型進(jìn)行重新設(shè)計(jì)。通常，采用將進(jìn)氣道前緣展開(kāi)設(shè)計(jì)的模型設(shè)計(jì)來(lái)滿(mǎn)足冰風(fēng)洞的試驗(yàn)條件。

冰風(fēng)洞試驗(yàn)的模型需通過(guò)設(shè)計(jì)修改后緣外形，以調(diào)節(jié)前緣壓力分布與原始模型一致，經(jīng)過(guò)調(diào)節(jié)的模型弦長(zhǎng)較短，既滿(mǎn)足風(fēng)洞試驗(yàn)堵塞度又能保證與原始模型的流場(chǎng)特征一致。

4.2 冰風(fēng)洞試驗(yàn)條件的確定

冰風(fēng)洞試驗(yàn)產(chǎn)生的水滴條件難以滿(mǎn)足所有工況，由于受到水滴慣性的影響，即便是在世界上最先進(jìn)的冰風(fēng)洞——意大利CIRA冰風(fēng)洞選定的試驗(yàn)段的風(fēng)速也不能滿(mǎn)足試驗(yàn)工況中速度較高的條件，必須針對(duì)冰風(fēng)洞試驗(yàn)參數(shù)進(jìn)行相似轉(zhuǎn)換。

目前通常采用的相似準(zhǔn)則有：

(1) 法國(guó)(ONERA)：對(duì)水滴運(yùn)動(dòng)進(jìn)行了相似處理；在熱力學(xué)相似方面，要求凍結(jié)比例和熱相對(duì)因子相等。

(2) 美國(guó)(AEDC)：對(duì)水滴運(yùn)動(dòng)進(jìn)行了相似處理；在熱力學(xué)相似方面，要求凍結(jié)比例和水滴能量傳遞勢(shì)相等。

4.3 進(jìn)氣道防冰系統(tǒng)飛行試驗(yàn)驗(yàn)證

由于自然結(jié)冰條件下的飛行試驗(yàn)驗(yàn)證代價(jià)較大，進(jìn)氣道防冰系統(tǒng)飛行試驗(yàn)驗(yàn)證需要開(kāi)展干空氣飛行試驗(yàn)驗(yàn)證與自然結(jié)冰飛行試驗(yàn)驗(yàn)證。

干空氣飛行試驗(yàn)驗(yàn)證主要在沒(méi)有結(jié)冰條件的云層中進(jìn)行防冰系統(tǒng)表面溫度的測(cè)量，以驗(yàn)證數(shù)值仿真與風(fēng)洞試驗(yàn)的結(jié)果的正確性。

自然結(jié)冰飛行試驗(yàn)是利用試驗(yàn)機(jī)在真實(shí)的結(jié)冰條件下進(jìn)行飛行，以驗(yàn)證防冰系統(tǒng)的設(shè)計(jì)在可能存在的大多數(shù)結(jié)冰氣象條件下可以滿(mǎn)足設(shè)計(jì)要求，保證飛行安全，為適航符合性驗(yàn)證工作提供直接的支撐數(shù)據(jù)。

通過(guò)自然結(jié)冰試飛工作，可獲取發(fā)動(dòng)機(jī)在不同高度、不同速度、不同工作條件下進(jìn)氣道防冰功率提取數(shù)據(jù)，并對(duì)進(jìn)氣道防冰系統(tǒng)的防冰效果進(jìn)行評(píng)估。

但是自然結(jié)冰試飛過(guò)程中的大氣參數(shù)條件難以控制，需要等待合適的結(jié)冰氣象條件才能完成，獲得的結(jié)冰工況隨機(jī)性比較大，重復(fù)性比較差，自然結(jié)冰試飛過(guò)程中的氣象參數(shù)也難以覆蓋整個(gè)結(jié)冰包線(xiàn)；此外，自然結(jié)冰試飛的成本昂貴，危險(xiǎn)性大。因此，通常在進(jìn)氣道防冰設(shè)計(jì)的適航取證過(guò)程中，自然結(jié)冰試飛數(shù)據(jù)與干空氣試飛數(shù)據(jù)、冰風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)、數(shù)值仿真數(shù)據(jù)應(yīng)相輔相成，完成進(jìn)氣道防冰適航符合性驗(yàn)證的工作。

5 結(jié)束語(yǔ)

基于我國(guó)現(xiàn)階段開(kāi)展民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)的需求以及適航符合性驗(yàn)證的需求，在型號(hào)研制中還需要注意以下幾方面的工作：

(1) 國(guó)內(nèi)民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道防冰系統(tǒng)設(shè)計(jì)工作剛剛起步，對(duì)于適航條款的要求以及相應(yīng)的適航符合性驗(yàn)證方法需要進(jìn)一步進(jìn)行深入研究，建立國(guó)內(nèi)的民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道防冰設(shè)計(jì)的適航符合性驗(yàn)證體系。

(2) 進(jìn)氣道防冰設(shè)計(jì)數(shù)值仿真工作通常采用解耦方法處理，受到仿真精度的影響，防冰系統(tǒng)的設(shè)計(jì)優(yōu)化及驗(yàn)證大部分工作需要在冰風(fēng)洞內(nèi)驗(yàn)證，相關(guān)的試驗(yàn)工況多、周期長(zhǎng)，試驗(yàn)條件要求較高，需要選用經(jīng)濟(jì)適用的風(fēng)洞開(kāi)展驗(yàn)證，國(guó)內(nèi)冰風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)芰ㄔO(shè)尚需進(jìn)一步以工程設(shè)計(jì)需求為牽引，完善冰風(fēng)洞的試驗(yàn)?zāi)芰Α?/p>

(3) 民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道防冰系統(tǒng)的冰風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證工作在國(guó)外發(fā)展已經(jīng)較為成熟，國(guó)內(nèi)的冰風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)以及防冰系統(tǒng)系統(tǒng)設(shè)計(jì)驗(yàn)證技術(shù)近幾年才起步，國(guó)內(nèi)一些新建的冰風(fēng)洞硬件設(shè)備已經(jīng)具備，正在開(kāi)展結(jié)冰云霧參數(shù)的調(diào)試，后續(xù)還需要基于結(jié)冰過(guò)程以及防冰過(guò)程相似的試驗(yàn)要求，進(jìn)一步對(duì)試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)技術(shù)以及試驗(yàn)測(cè)量技術(shù)進(jìn)行探索。

[1] Papadakis M, Wong S H. Parametric investigation of a bleed air ice protection system[C]∥AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, 2013: 231-246.

[2] Brown J M, Raghunathan S, Watterson J K, et al. Heat transfer correlation for anti-icing systems[J]. Journal of Aircraft, 2015, 39(1): 65-70.

[3] Rigby D. Numerical investigation of hole pattern effect on piccolo tube anti-icing[J]. AIAA Journal, 2000, 1012.

[4] Massardo A F, Farinazzo E. Experimental investigation of a new and energy-saving nacelle anti-ice system[J]. Journal of Aircraft, 2015, 33(6): 1033-1039.

[5] 常士楠, 韓鳳華. 飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道前緣熱氣防冰器性能分析[J]. 北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 1999, 25(2): 201-203. Chang Shinan, Han Fenghua. Aircraft engine inlet lip skin hot air anti-icing performance analysis[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 1999, 25(2): 201-203.(in Chinese)

[6] 裘夔綱, 余小章. 微引射防冰腔熱力計(jì)算[J]. 航空學(xué)報(bào), 1994, 15(9): 1110-1113. Qiu Xiegang, Yu Xiaozhang. Thermal calculations for anti-icer with mocro-ejector[J]. Acta Aeronautic et Asstronautic Sinica, 1994, 15(9): 1110-1113.(in Chinese)

[7] 卜雪琴, 林貴平, 郁嘉. 三維內(nèi)外熱耦合計(jì)算熱氣防冰系統(tǒng)表面溫度[J]. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào), 2009, 24(11): 2495-2500. Piao Xueqin, Lin Guiping, Yu Jia. Three-dimensional conjugate heat transfer simulation for the surface temperature of wing hot-air anti-icing system[J]. Journal of Aerospace Power, 2009, 24(11): 2495-2500.(in Chinese)

[8] 卜雪琴, 郁嘉, 林貴平, 等. 機(jī)翼熱氣防冰系統(tǒng)設(shè)計(jì)[J]. 北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 2010, 36(8): 927-930. Piao Xueqin, Lin Guiping, Yu Jia. Wing hot air anti-icing system design[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2010, 36(8): 927-930.(in Chinese)

[9] 朱永峰, 方玉峰, 封文春. 某型飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)短艙防冰系統(tǒng)設(shè)計(jì)計(jì)算[J]. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào), 2012, 27(6): 1326-1331. Zhu Yongfeng, Fang Yufeng, Feng Wenchun. Design and calculation of aircraft nacelle anti-icing system[J]. Journal of Aerospace Power, 2012, 27(6): 1326-1331.(in Chinese)

[10] 中國(guó)民用航空總局. 運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)[S]. CCAR-25-R3, 2001. Civil Aviation Administration of China. Airworthiness standards: transport category airplanes[S]. CCAR-25-R3, 2001.(in Chinese)

[11] 中國(guó)民用航空總局. 航空發(fā)動(dòng)機(jī)適航審定規(guī)定[S]. CCAR-33-R2, 2011. Civil Aviation Administration of China. Airworthiness standards: aircraft engines[S]. CCAR-33-R2, 2011.(in Chinese)

[12] Part F A R. 25: Airworthiness standards: Transport category airplanes[J]. Federal Aviation Administration, Washington, DC, 2002, 7.

[13] 裘夔綱, 韓鳳華. 飛機(jī)防冰系統(tǒng)[M]. 北京: 國(guó)防工業(yè)出版社, 2004. Qiu Xiegang, Han Fenghua. Aircraft anti-icing system[M]. Beijing: National Defence Industry Press, 2004.(in Chinese)

[14] Susan J M. Aircraft ice protection[R]. FAA Advisory Circular, No.20-73A, 2006.

[15] Susan J M. Performance and handling characteristics in icing conditions[R]. FAA Advisory Circular, No.25-25A, 2014.

(編輯：趙毓梅)

Civil Aero-engine Inlet Anti-icing System Power Requirement Definition Methodology Investigation

Feng Lijuan1, Li Dong1, Yi Xian2

(1.R&D Ceter, AECC Commercial Aircraft Engine Co., Ltd., Shanghai 201108, China)(2.State Key Laboratory of Aerodynamics, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang 621000, China)

The civil aero-engine inlet anti-icing system provide the guarantee to the engine operation safe in the icing condition. The Civil Aviation Administration of China published the regulation to the civil aero-engine operation in the icing condition. However, there is less relevant research work about anti-icing system design. In this paper, the research progress for inlet piccolo anti-icing system in recent years is introduces. The design requirement, design methods, optimization methods and test verification methods are described which provide a reference to the design of the civil aero-engine inlet piccolo anti-icing system.

civil aero-engine; inlet; piccolo anti-icing system

2017-04-14；

2017-05-16

國(guó)家自然科學(xué)基金(11472296)

馮麗娟,fenglijuan@acae.com.cn

1674-8190(2017)03-335-07

V233.94

A

10.16615/j.cnki.1674-8190.2017.03.014

馮麗娟(1976-)，女，碩士，高級(jí)工程師。主要研究方向：民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)短艙氣動(dòng)熱力設(shè)計(jì)。

李 冬(1989-)，男，碩士，工程師。主要研究方向：結(jié)冰適航、結(jié)冰安全性等。

易 賢(1977-)，男，博士，研究員。主要研究方向：結(jié)冰模擬、結(jié)冰試驗(yàn)等。