馮麗娟，李冬，易賢

(1.中國航發(fā)商用航空發(fā)動機有限責(zé)任公司 設(shè)計研發(fā)中心，上海 201108)(2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心 空氣動力學(xué)國家重點實驗室，綿陽 621000)

民用航空發(fā)動機進氣道防冰系統(tǒng)設(shè)計方法研究

馮麗娟1，李冬1，易賢2

(1.中國航發(fā)商用航空發(fā)動機有限責(zé)任公司 設(shè)計研發(fā)中心，上海 201108)(2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心 空氣動力學(xué)國家重點實驗室，綿陽 621000)

民用航空發(fā)動機進氣道防冰系統(tǒng)為發(fā)動機在結(jié)冰條件下運行提供了安全保障，中國民航總局頒布的適航條款中對民用航空發(fā)動機在結(jié)冰環(huán)境中的運行也提出了安全性要求，但國內(nèi)針對進氣道防冰系統(tǒng)設(shè)計工作開展的研究較少，本文針對民用航空發(fā)動機進氣道笛形管防冰系統(tǒng)的設(shè)計，介紹了國內(nèi)外熱氣防冰系統(tǒng)的研究進展，闡述了進氣道防冰系統(tǒng)的設(shè)計依據(jù)、設(shè)計方法、優(yōu)化方法及試驗驗證方法，為民用航空發(fā)動機進氣道防冰系統(tǒng)設(shè)計相關(guān)工作提供參考。

民用航空發(fā)動機；進氣道；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)過冷水滴。試驗和飛行實踐表明：空氣中的過冷液滴撞擊在發(fā)動機短艙進氣道前緣唇口，形成的冰會使唇口氣動外形發(fā)生變化，造成發(fā)動機進氣量減少，降低發(fā)動機推力，嚴重時會產(chǎn)生壓氣機喘振等問題，導(dǎo)致發(fā)動機性能下降，且進氣道冰脫落被吸入發(fā)動機，可能會造成飛機墜毀的事故，嚴重威脅著飛行安全。

進氣道防冰系統(tǒng)是保證發(fā)動機進氣流場品質(zhì)以及飛機在結(jié)冰環(huán)境下安全運行的重要手段。在適航條款中，CCAR-33部以及CCAR-25部中對民用航空發(fā)動機安全性提出了明確的要求。其中，CCAR-33部主要針對發(fā)動機進氣道本體的防冰性能驗證要求，CCAR-25部針對發(fā)動機進氣道安裝之后的防冰系統(tǒng)性能設(shè)計及驗證提出了要求。

我國民用航空發(fā)動機的研制工作剛剛起步，進氣道防冰系統(tǒng)尚未系統(tǒng)開展設(shè)計研究，本文在總結(jié)國內(nèi)外民用航空發(fā)動機進氣道防冰系統(tǒng)設(shè)計技術(shù)的基礎(chǔ)上，對設(shè)計依據(jù)、設(shè)計方法、優(yōu)化方法及試驗驗證方法進行探索，以期為民用航空發(fā)動機進氣道防冰設(shè)計工作提供參考。

1 熱氣防冰系統(tǒng)的研究進展

進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)工作邏輯與控制實現(xiàn)較為簡單，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)動機短艙防冰系統(tǒng)設(shè)計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)動機高壓壓氣機內(nèi)引出的高壓熱氣經(jīng)過流量調(diào)節(jié)器和防冰閥等設(shè)備后，進入發(fā)動機短艙進氣道前緣防冰腔內(nèi)，使進氣道唇口的蒙皮表面的溫度達到一定的值，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短艙基本上都采用了這種形式的防冰系統(tǒng)。經(jīng)過長期的發(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，笛形管防冰主要運用了管道內(nèi)外的高壓比使限流孔達到臨界流動，從而精確控制熱氣流量和功率的分配，來滿足防冰熱載荷的需求。

關(guān)于熱氣防冰系統(tǒng)的優(yōu)化，國外的學(xué)者開展了大量的研究。M.Papadakis等[1]采用了試驗和數(shù)值方法研究了笛形管限流孔分布角度對防冰性能的影響；J.M.Brown等[2]通過試驗方法研究了限流孔之間間距、笛形管與蒙皮距離、開孔大小與防冰系統(tǒng)效率的關(guān)系，并給出了設(shè)計參考的范圍；D.Rigby[3]在設(shè)計中更多關(guān)注了限流孔分布構(gòu)型對防冰系統(tǒng)的影響，其研究結(jié)果表明非對稱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展了廣泛的研究，對各種防冰結(jié)構(gòu)的傳熱特性有了較深入的理解。

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

朱永峰等[9]基于某型飛機發(fā)動機，采用了按照發(fā)動機吞冰能力設(shè)計的新方法對短艙防冰系統(tǒng)在嚴酷工況下需求的熱流量進行了計算分析，有效地優(yōu)化了系統(tǒng)性能，提高了系統(tǒng)效率。

2 進氣道防冰設(shè)計依據(jù)

民用航空發(fā)動機進氣道防冰系統(tǒng)設(shè)計的需求一方面來源于發(fā)動機總體性能對發(fā)動機核心機部件工作性能的要求，另一方面來源是CCAR-25[10]部和CCAR-33[11]部的適航條款要求。

2.1 總體性能設(shè)計要求

發(fā)動機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，另一臺發(fā)動機的是否要求提供防冰能力；③防冰需要滿足的包線范圍，確定是否需要考慮過冷大水滴(SLD)的防冰要求。

2.2 適航條款的設(shè)計要求

在CCAR-25[10]部25.1093條款中規(guī)定“每臺渦輪發(fā)動機必須能在下列條件下在其整個飛行功率(推力)范圍(包括慢車)工作，而發(fā)動機、進氣系統(tǒng)部件或飛機機體部件上沒有不利于發(fā)動機運轉(zhuǎn)或引起功率或推力嚴重損失的冰積聚；”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)動機在其整個飛行功率范圍(包括慢車)內(nèi)的工作中，在發(fā)動機部件上不應(yīng)出現(xiàn)影響發(fā)動機工作或引起功率或推力嚴重損失的結(jié)冰情況”。

CCAR-25[10]部在25.1419條也提出了防冰設(shè)計的驗證要求，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)冰條件的特點是：在一定時間內(nèi)，飛機處于一個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)冰條件的特點是：短時間內(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)，飛機處于一個高液態(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 過冷大水滴

2014年11月，F(xiàn)AA 正式發(fā)布了25-140 號修正案“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的過冷大水滴條件，如圖3所示。附錄O包線中定義的水滴直徑范(MVD)范圍最大至1 000 μm，液態(tài)水含量范圍最高達到0.44 k/m3，遠遠大于附錄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)計工況點，其間斷最大結(jié)冰條件由于水平距離較短，雖然結(jié)冰強度較大，一般作為防冰系統(tǒng)的設(shè)計校核工況。

雖然FAA提出附錄O的要求，但是由于國內(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)計使用的數(shù)值仿真方法以及試驗驗證方法，因此CAAC沒有在CCAR-25部中提出SLD的防冰設(shè)計要求。

3 進氣道防冰系統(tǒng)設(shè)計方法

民用航空發(fā)動機進氣道熱氣防冰系統(tǒng)(如圖4所示)設(shè)計通常需要按照以下步驟開展：①防冰工況點定義；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)計及優(yōu)化。

圖4 進氣道防冰系統(tǒng)示意圖

3.1 設(shè)計工況點確定

進氣道防冰設(shè)計工況點需要根據(jù)發(fā)動機可能使用的飛行運行條件參數(shù)以及氣象條件范圍來確定，設(shè)計工況點的定義包含影響結(jié)冰條件的環(huán)境參數(shù)以及發(fā)動機防冰熱氣功率的供給參數(shù)。首先需要確定嚴重結(jié)冰條件，對進氣道防冰工況點中結(jié)冰條件的確定。對結(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)進行組合，再結(jié)合發(fā)動機的工作狀態(tài)，通過結(jié)冰計算分析，獲取臨界結(jié)冰條件。一般選取進氣道典型的二維剖面開展嚴重結(jié)冰條件的確定，然后經(jīng)過三維設(shè)計驗證，最終確定的用于防冰分析的嚴重結(jié)冰條件。

另外一方面，防冰系統(tǒng)設(shè)計工作需要考慮壓氣機的可用的功率。在不同的飛行高度、飛行速度條件下，壓氣機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)，找到嚴重結(jié)冰條件下最小的引氣功率對應(yīng)的發(fā)動機工作狀態(tài)來分析確定得到。對于進氣道防冰系統(tǒng)的設(shè)計工況點，需要結(jié)合嚴重結(jié)冰條件與該條件下的壓氣機的引氣參數(shù)以及管路流動參數(shù)來最終確定。

3.2 進氣道防冰范圍分析

防冰范圍的確定需要對水滴撞擊極限進行分析，對于水滴撞擊極限的計算，在裘燮剛，韓鳳華編著的《飛機防冰系統(tǒng)》[13]從機理上進行了詳細地說明，并給出了一種工程的方法計算水滴撞擊范圍。同時，設(shè)計中可參考相應(yīng)的AC[14-15]。數(shù)值方法上目前國內(nèi)通采用外流場計算軟件(例如：Fluent)，然后再利用自行二次開發(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，對進氣道的氣液兩相流場進行模擬，利用獲得的進氣道水滴撞擊特性，確定水滴撞擊范圍。

3.3 防冰能量需求確定

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

按照進氣道防冰系統(tǒng)設(shè)計的蒸發(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，對進氣道表面所需防冰加熱能量進行計算，得到不同工況點實現(xiàn)防冰所需加熱能量。

在防冰能量的確定過程中，需要將設(shè)計的結(jié)果與可用高壓壓氣機的引氣功率進行對比分析，最終確定可用于進氣道防冰系統(tǒng)的引氣功率。

3.4 笛形管的設(shè)計及優(yōu)化

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

(a) 限流孔間距

(b) 笛形管的開孔參數(shù)

在進行笛形管參數(shù)優(yōu)化設(shè)計的過程中，需要首先通過數(shù)值仿真計算得到進氣道外流場的速度、壓力、溫度、對流換熱系數(shù)等參數(shù)，利用外流場的計算結(jié)果，忽略外流場的變化的影響；然后截取需要優(yōu)化笛形管位置處的外流場參數(shù)，作為笛形管優(yōu)化設(shè)計的輸入條件，根據(jù)笛形管流動參數(shù)，采用數(shù)值方法模擬獲取進氣道外表面的溫度分布，判斷是否滿足預(yù)期的設(shè)計要求，經(jīng)過試驗驗證評估后，可確定笛形管外形及位置等設(shè)計參數(shù)。

4 進氣道防冰系統(tǒng)試驗驗證

在防冰系統(tǒng)設(shè)計數(shù)值計算的過程中，做了很多假設(shè)，同時換熱的過程是一個非穩(wěn)態(tài)的過程，采用穩(wěn)態(tài)的計算結(jié)果與試驗驗證結(jié)果有一定的差距，采用數(shù)值仿真方法有助于找到設(shè)計規(guī)律，對不同的設(shè)計方案進行優(yōu)化對比，但是對于后流冰的確定以及防冰效果的評估確定等方面，需要通過試驗來驗證。

4.1 冰風(fēng)洞試驗驗證

冰風(fēng)洞試驗是驗證數(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。通過冰風(fēng)洞的試驗設(shè)備產(chǎn)生與CCAR-25部附錄C包線要求的結(jié)冰云霧條件并模擬飛行條件下外部流場，通過內(nèi)部的熱氣供應(yīng)裝置提供一定溫度、壓力與速度的熱氣，對不同結(jié)冰條件下的防冰系統(tǒng)進行驗證。

冰風(fēng)洞試驗要求必須采用全尺寸、真實結(jié)構(gòu)材料的試驗?zāi)Ｐ?，而目前世界范圍的結(jié)冰風(fēng)洞試驗段尺寸都在2～3 m以下，對于高速試驗段，尺寸在1 m以下，因此全尺寸模型的展弦比、風(fēng)洞試驗段堵塞度將極大地限制試驗結(jié)果的真實性和有效性，模型結(jié)構(gòu)強度也增加了模型設(shè)計的難度在開展冰風(fēng)洞試驗時，短艙的模型尺寸較大，采用1∶1模型進行試驗，會造成了流場數(shù)據(jù)的不真實，不能滿足流場、水滴撞擊、防冰熱交換相似的條件，為此需要對模型進行重新設(shè)計。通常，采用將進氣道前緣展開設(shè)計的模型設(shè)計來滿足冰風(fēng)洞的試驗條件。

冰風(fēng)洞試驗的模型需通過設(shè)計修改后緣外形，以調(diào)節(jié)前緣壓力分布與原始模型一致，經(jīng)過調(diào)節(jié)的模型弦長較短，既滿足風(fēng)洞試驗堵塞度又能保證與原始模型的流場特征一致。

4.2 冰風(fēng)洞試驗條件的確定

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

目前通常采用的相似準則有：

(1) 法國(ONERA)：對水滴運動進行了相似處理；在熱力學(xué)相似方面，要求凍結(jié)比例和熱相對因子相等。

(2) 美國(AEDC)：對水滴運動進行了相似處理；在熱力學(xué)相似方面，要求凍結(jié)比例和水滴能量傳遞勢相等。

4.3 進氣道防冰系統(tǒng)飛行試驗驗證

由于自然結(jié)冰條件下的飛行試驗驗證代價較大，進氣道防冰系統(tǒng)飛行試驗驗證需要開展干空氣飛行試驗驗證與自然結(jié)冰飛行試驗驗證。

干空氣飛行試驗驗證主要在沒有結(jié)冰條件的云層中進行防冰系統(tǒng)表面溫度的測量，以驗證數(shù)值仿真與風(fēng)洞試驗的結(jié)果的正確性。

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

通過自然結(jié)冰試飛工作，可獲取發(fā)動機在不同高度、不同速度、不同工作條件下進氣道防冰功率提取數(shù)據(jù)，并對進氣道防冰系統(tǒng)的防冰效果進行評估。

但是自然結(jié)冰試飛過程中的大氣參數(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)冰工況隨機性比較大，重復(fù)性比較差，自然結(jié)冰試飛過程中的氣象參數(shù)也難以覆蓋整個結(jié)冰包線；此外，自然結(jié)冰試飛的成本昂貴，危險性大。因此，通常在進氣道防冰設(shè)計的適航取證過程中，自然結(jié)冰試飛數(shù)據(jù)與干空氣試飛數(shù)據(jù)、冰風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)、數(shù)值仿真數(shù)據(jù)應(yīng)相輔相成，完成進氣道防冰適航符合性驗證的工作。

5 結(jié)束語

基于我國現(xiàn)階段開展民用航空發(fā)動機設(shè)計的需求以及適航符合性驗證的需求，在型號研制中還需要注意以下幾方面的工作：

(1) 國內(nèi)民用航空發(fā)動機進氣道防冰系統(tǒng)設(shè)計工作剛剛起步，對于適航條款的要求以及相應(yīng)的適航符合性驗證方法需要進一步進行深入研究，建立國內(nèi)的民用航空發(fā)動機進氣道防冰設(shè)計的適航符合性驗證體系。

(2) 進氣道防冰設(shè)計數(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)計優(yōu)化及驗證大部分工作需要在冰風(fēng)洞內(nèi)驗證，相關(guān)的試驗工況多、周期長，試驗條件要求較高，需要選用經(jīng)濟適用的風(fēng)洞開展驗證，國內(nèi)冰風(fēng)洞試驗?zāi)芰ㄔO(shè)尚需進一步以工程設(shè)計需求為牽引，完善冰風(fēng)洞的試驗?zāi)芰Α?/p>

(3) 民用航空發(fā)動機進氣道防冰系統(tǒng)的冰風(fēng)洞試驗驗證工作在國外發(fā)展已經(jīng)較為成熟，國內(nèi)的冰風(fēng)洞試驗技術(shù)以及防冰系統(tǒng)系統(tǒng)設(shè)計驗證技術(shù)近幾年才起步，國內(nèi)一些新建的冰風(fēng)洞硬件設(shè)備已經(jīng)具備，正在開展結(jié)冰云霧參數(shù)的調(diào)試，后續(xù)還需要基于結(jié)冰過程以及防冰過程相似的試驗要求，進一步對試驗?zāi)Ｐ驮O(shè)計技術(shù)以及試驗測量技術(shù)進行探索。

[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. 飛機發(fā)動機進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, 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算[J]. 航空學(xué)報, 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)外熱耦合計算熱氣防冰系統(tǒng)表面溫度[J]. 航空動力學(xué)報, 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. 機翼熱氣防冰系統(tǒng)設(shè)計[J]. 北京航空航天大學(xué)學(xué)報, 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. 某型飛機發(fā)動機短艙防冰系統(tǒng)設(shè)計計算[J]. 航空動力學(xué)報, 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] 中國民用航空總局. 運輸類飛機適航標(biāo)準[S]. CCAR-25-R3, 2001. Civil Aviation Administration of China. Airworthiness standards: transport category airplanes[S]. CCAR-25-R3, 2001.(in Chinese)

[11] 中國民用航空總局. 航空發(fā)動機適航審定規(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. 飛機防冰系統(tǒng)[M]. 北京: 國防工業(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，高級工程師。主要研究方向：民用航空發(fā)動機短艙氣動熱力設(shè)計。

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)冰試驗等。