航空發動機進氣系統結冰適航性條款研究

白尨，劉月平

航空發動機進氣系統結冰適航性條款研究

白尨1，劉月平2

(1.中國航空綜合技術研究所，北京100028；2.中國南方航空工業(集團)有限公司，湖南株洲412002)

發動機進氣系統結冰通常給發動機工作帶來不利影響，甚至引起飛行事故，因此CCAR 33.68“進氣系統的結冰”對每型發動機在結冰條件下的運行提出了適航性要求。對航空發動機防冰系統的適航性要求進行了解讀，歸納了防冰方式對防冰系統的數值計算/關鍵點分析、試驗驗證進行了研究，介紹了典型符合性驗證案例。本研究了可為國內開展航空發動機防冰適航性工作提供技術支持。

航空發動機適航規定；進氣系統；防冰系統；分析/計算；試驗驗證

1 引言

飛機穿過含有過冷水汽等具有結冰氣象條件的云層時，發動機進口部分(進氣道唇口、整流罩、傳感器等)會出現結冰現象。發動機進口結冰會改變進口流場，使發動機性能變壞；發動機傳感器結冰，可能會造成傳輸電子控制系統的信號失真；發動機振動可能會導致冰層破裂，冰塊吸入發動機內部，可能引起飛行事故。為此，我國航空發動機適航規章CCAR 33部第33.68條“進氣系統的結冰”，明確規定了發動機在空中和地面結冰狀態下的最低安全標準，對應于美國FAR 33.68。

關于本條款，美國聯邦航空局(FAA)頒布了咨詢通告AC 20-147和AC 20-73A，對進氣系統結冰條款進行了解釋，并給出了發動機結冰試驗的標準試驗點、試驗程序及試驗結果判定準則[1，2]。國內楊彬等就條款的要求、符合性驗證方法等進行了研究，給出了結冰試驗工況選擇方法和不同條件下結冰試驗要求[3]。某渦軸發動機研究小組對CCAR 33.68條款符合性驗證方法進行了研究，正在開發結冰數值計算軟件，并籌劃進行部件結冰試驗。

本文在上述成果的基礎上，結合國內該方面適航性工作需求，對航空發動機防冰系統的適航性要求、防冰方式、數值模擬、試驗驗證方法、典型案例等進行總結和研究，以期為國內開展民用發動機防冰適航性工作提供技術支持。

2 條款及要求解讀

CCAR 33.68條[4]明確規定，每型發動機必須滿足以下兩個要求：

(1)在中國民用航空規章第25部附件C中規定的連續最大或間斷最大結冰狀態下，發動機在其整個飛行功率范圍(包括慢車)內的工作中，發動機部件上不應出現影響發動機工作或引起功率或推力嚴重損失的結冰情況。

(2)在臨界狀態進行引氣防冰時，地面慢車30 min不出現不利影響，此時大氣溫度在-9～-1℃之間，每立方米含液態水不少于0.3 g，且以平均有效直徑不小于20 mm的水珠形式存在，接著發動機以起飛功率或推力進行短暫運轉。在30 min慢車運轉期間，該發動機可以以中國民用航空局接受的方式，周期性地加速運轉到中等功率或推力調定值。

條款(1)的實質是確保發動機的設計和制造，使其在規定的結冰環境條件下安全運行，且必須通過試驗來驗證發動機在整個飛行功率范圍內工作時，發動機部件上不會出現會造成不利影響的結冰。條款(2)的建立是考慮在凍霧天氣下，飛機可能在很長一段時間里停在跑道上等待起飛，此時引氣防冰能保證發動機穩定運轉。

3 發動機進氣系統結冰適航性設計和驗證

發動機進氣系統結冰適航性研究一般會涉及防冰設計、氣動分析/計算和試驗驗證等(圖1)，這些環節都要考慮適航性要求。

圖1 發動機進氣系統防冰研究思路Fig.1 Research methods of anti-icing system

3.1發動機防冰系統設計方法

現有發動機防冰技術，按工作方式，可大致分為結構防冰技術、熱防冰技術和液體防冰技術[5](圖2)。

圖2 發動機防冰設計Fig.2 The design of anti-icing system

(1)結構防冰技術。在發動機設計過程中，采取特殊的結構設計手段來實現防冰。如進氣道設計時，應盡量避免明顯的進口彎曲和進口回流等。

整流罩設計時，盡量采用錐形設計。如CFM56-5發動機的整流罩呈錐形，與常用的橢圓形整流罩的對比試驗表明：在相同條件下，其結冰量僅為橢圓形整流罩的6%，因而該發動機機沒采用專門的防冰裝置。但這種全錐形整流罩不易將內涵氣流中的沙石、雨水等外物甩到外涵道，若將整流罩做成前、后兩段，并將前錐改為橢圓形，可解決該問題。GE90發動機就采用了這種前橢后錐的結構。

在現代大型渦扇發動機上，如CF6、PW4000和V2500等，壓氣機進口處只有與風扇一起旋轉的整流罩，加強的寬弦風扇葉片和防外物損傷措施的廣泛采用，使得結冰不易產生，即使有結冰現象也不會造成超容限的損壞，所以這些發動機的整流罩無需采用防冰措施[6]。

除上述結構防冰技術外，發動機進口部分材料的選擇、風扇/壓氣機的設計、附件的分布等對發動機進口防冰也有著重要意義。

(2)熱防冰技術。對容易結冰的零件表面進行加熱是最常用的防冰技術，常用的熱源有壓氣機的熱空氣和電加熱。

氣熱防冰系統是利用熱空氣加熱發動機零件防冰表面的熱防冰技術，大多應用于渦噴發動機和渦扇發動機上，如WS-9、WP-7、PW6000等。通常，發動機需要加熱的零件有進氣裝置、進口導流葉片和整流罩，有時前幾級整流葉片也需要加熱。但轉子葉片不需要加熱，因為在離心力作用下，冰層在葉片上無法形成。防冰的熱空氣通常由壓氣機最后一級引來，工作后的空氣可排入發動機進口或大氣中。

電熱防冰系統是將電能轉化為熱能，從而加熱發動機零件防冰表面的熱防冰技術，常用在渦槳發動機上，如T56-A-15等。電加熱的零件有發動機進氣罩、槳葉和槳榖。電加熱系統所耗電能由一臺發動機供給。對發動機和螺旋槳的加熱既可持續進行，也可周期性進行；持續加熱起防冰作用，周期加熱可實現除冰。

(3)液體防冰技術。將撞擊在零件防冰表面上的過冷水滴與噴涂的防冰液混合，使部件表面溫度高于液體凝固點或混合物冰點溫度低于環境溫度而不結冰的防冰技術。常用的防冰液有乙二醇、丙二醇、乙酸鉀等。該技術多用于發動機整流罩等部位。

除上述方法外，防冰還可采用減小零件表面水的附著力來實現。最常用的方法是在零件表面涂憎水劑，如WP7發動機的整流罩上就采用這種措施。

3.2發動機防冰系統分析/計算

發動機防冰系統分析/計算，包括防冰系統的數值模擬和關鍵試驗點分析(CPA)。

3.2.1數值模擬

防冰系統符合性驗證最直接和最可靠的方法，是進行冰風洞或飛行試驗，但冰風洞試驗費用高昂，自然結冰條件又非常有限。因此，運用數值模擬技術，來確定積冰形狀、計算和設計防冰系統或分析結冰條件下發動機的性能成為必然手段。采用數值計算方法進行發動機結冰研究包括(圖3)：①分析計算結冰部件表面的流場；②計算過冷水滴的運動方程和其對物面的撞擊特性；③根據能量守恒原理，建立冰型生長模型，研究結冰過程，分析結冰對發動機氣動性能的影響；④防冰系統的設計和仿真。數值模擬作為對結冰現象研究的一種重要手段，一是可為防冰系統設計提供數據，以進行設計修正和防冰驗證；二是可為關鍵試驗點分析提供數據，以分析發動機性能和說明結冰條件及其對發動機的影響。

圖3 數值模擬Fig.3 Numerical simulation

3.2.2關鍵試驗點分析

為符合第33.68條要求，發動機制造商首先應進行關鍵試驗點分析。關鍵試驗點應包括所有可能的結冰條件組合，這些結冰條件通常與25部附錄C、發動機工作狀態、結冰位置及延長暴露在結冰條件中(如空中保持等待)等相關(圖4)，且需通過經驗數據和試驗數據驗證。

圖4 關鍵試驗點分析Fig.4 Critical point analysis

(1)氣象條件。影響發動機結冰的主要氣象參數，有云層溫度、液態水含量、水滴平均有效直徑和云層范圍四個。另外，CPA分析還需考慮不同氣象條件下，結冰類型及其對發動機的影響。

(2)發動機工作狀態。發動機工作狀態對結冰有很大影響，如隨著發動機轉速的增加，整流罩、轉子葉片等旋轉件的表面局部水收集系數下降，且撞擊區域變小。在驗證試驗中，一般推薦的發動機功率，有地面慢車、飛行慢車、50%連續最大功率、75%連續最大功率和起飛功率。

(3)結冰位置。進氣道結冰后，使得進氣道流場分布發生畸變，流場不均勻，氣流局部分離，可能導致壓氣機工作不正常；進氣道傳感器結冰會引起其失效；風扇葉片結冰后，使得氣流通道變窄，進氣面積減小，空氣質量流量減小，引起推力下降等。

(4)數值模擬。結冰的數值模擬應能說明結冰系數和相關空氣動力學影響，如風扇入口和核心機入口的水收集系數，關鍵表面的水撞擊率，空速影響，發動機結構影響和飛行高度影響。冰積聚計算需要結合關鍵發動機表面的能量平衡，如潛熱、熔解熱影響，金屬與冰之間熱傳導影響。對于防冰部件，關鍵試驗點的確定，應從發動機功率和結冰環境需要的熱負荷的能量平衡計算中確定。

除上述各因素外，關鍵試驗點還可通過數值模擬結果和先前相似型號發動機試驗數據進行驗證和補充。

過去的幾十年，工業界和適航部門制定了一套標準的合格審定試驗點，并通過若干發動機全尺寸試驗予以了驗證。推薦試驗點旨在通過個別工況選取來覆蓋發動機防冰系統符合性驗證試驗要求，以滿足第33.68條的規定。CPA分析并不是用來替代這些試驗點，而是針對特定設計，通過CPA分析來預測是否存在其它更為臨界的試驗點并進行試驗，因此CPA分析是對標準結冰試驗點的補充。

3.3試驗驗證

數值計算雖然是一種系統設計的低成本手段，但其結果受網格結構、方程模型和邊界條件等多種因素影響，其計算精度必須通過試驗驗證。所以，只有將數值模擬和試驗研究結合在一起，才能更好地研究發動機防冰系統。

3.3.1試驗方法

發動機防冰系統試驗的目的主要有：一是符合性驗證，在自然結冰條件下，防冰系統的性能是否符合設計要求，是否達到最低安全標準；二是確定不防冰表面結冰對發動機性能的影響。目前，一般采用以下幾種方法進行發動機防冰系統試驗：

(1)冰風洞試驗。該試驗是將發動機部件或模型(全部或部分)放在冰風洞中進行試驗。冰風洞模擬結冰云層的氣象條件(液態水含量、水滴直徑、氣溫、風速)及飛行條件。

冰風洞是綜合技術含量很高的大型試驗設備。至今，除采用特批的等效方法外，FAA認可了三處冰風洞設備。歐洲航空安全局(EASA)批準了法國CEPr發動機試驗中心的冰風洞設備。而我國還沒有一座真正意義上的大型冰風洞。冰風洞關鍵技術在于大型冰風洞的建造，包括制冷系統、噴霧系統、速度模擬和整流，及各項模擬參數的校準和控制。

(2)模擬結冰條件的飛行試驗。由于在實際環境中找到合乎要求的自然結冰狀態氣象條件十分困難，且冰風洞的尺寸有限。因此，采用人工模擬結冰狀態進行飛行試驗，是解決大部件及整機防冰系統試驗的有效手段。其形式一般有兩種：一是對本身加裝模擬自然結冰氣象條件設備的航空發動機進行飛行試驗。試驗發動機進口處加裝噴霧柵欄，在預定氣溫的大氣中，模擬能使發動機結冰的過冷云霧以考核發動機和進氣道的防冰系統。二是試驗發動機安裝在試驗機上并尾隨噴霧機之后，在適當大氣條件下進行防冰試驗。噴霧機是一種加裝了可制造結冰云設備的大型飛機，目前在模擬結冰條件的飛行試驗中被廣泛采用。它已成為獲得數據、嚴格考核防冰系統的主要手段。

(3)海平面防冰系統試驗。在海平面試車臺上進行防冰系統的符合性試驗。發動機安裝在試車臺上，在發動機進口與側風裝置排氣口之間安裝噴水霧化設備，這樣噴嘴噴出的霧可由側風裝置排出的風送往發動機進口。此時，大氣溫度應在-9～-1℃之間，發動機進口空氣液態水含量不少于0.3 g/m3，且液態水以平均有效直徑不小于20 mm的水珠形式存在。試驗時主要監視發動機排氣溫度來判斷防冰系統的性能。

(4)自然結冰條件下的飛行試驗。實踐證明，在自然結冰條件下，將發動機裝在原型機上并在規定結冰條件下進行試驗，是評價防冰系統的最好方法。由于在實際飛行中很難找到與設計狀態完全相同的氣象條件，所以發動機一般是在近似氣象條件下飛行，然后根據試驗結果，已進行的地面冰風洞試驗結果，及模擬結冰條件的飛行試驗結果進行推算，以驗證設計狀態下防冰系統的性能是否滿足要求。

自然結冰條件下的飛行試驗，從結冰條件、地理范圍和季節等的選擇來看，都是一項周期較長且很復雜的技術工作。因此只有在對一新機種做最后驗證，才進行自然結冰條件試驗。

FAA頒布的咨詢通告AC 20-147[1]和EASA頒布的《發動機合格證規范(CS-E)》[7]中，給出了標準結冰試驗點及試驗程序。結冰試驗可按照標準試驗程序，在能代表飛行條件的高空試車上或在充分模擬結冰條件的飛行中完成，試驗中應注意兩點：一是所有標準試驗點的結冰試驗，都應驗證在意外進入結冰條件時，可能發生的防冰系統的滯后開啟(代表性滯后時間為2 min)，不會對發動機性能造成不可接受的影響；二是在每項試驗結束時，發動機應加速到相應試驗高度的最大功率/推力狀態，以驗證冰脫落的任何影響。

3.3.2試驗結果符合性判定準則

在上述試驗中，發動機應滿足條款的要求，即結冰不會對發動機造成不利影響：①風扇轉速、核心機轉速、排氣溫度、扭矩、燃油流量等穩定；②不會出現熄火、喘振、失速、振動過大；③不會產生持續的推力/功率損失；④不應造成不可接受的機械損失。

4 案例說明

CF6-80E1是雙轉子高涵道比渦扇發動機，裝有具有防冰功能的進氣道，防冰的熱空氣來自一單獨的供氣設備，發動機在所有功率下工作都有充足的熱空氣[8]。

4.1試驗裝置

(1)冰風洞。GE公司的防冰試驗設備是一個直接置于自由噴氣風洞后的戶外發動機試驗臺架。風洞出口的速度大概是28.3 m/s，主要由13個置于風洞進口高壓區的持續轉動的風扇產生。噴霧柵格為均勻排列的內部混合霧化噴嘴提供熱空氣和水，這些噴嘴每隔0.5 m交錯排列。水流量和水滴直徑由噴霧柵格調節水和空氣壓力來實現。

(2)使用儀器。風洞排氣溫度由5個安裝在噴霧柵格上游絞線上的鎳銅合金熱電偶的吹氣傳感器測量。熱電偶有多重屏蔽，且對熱輻射影響不敏感。環境溫度由安裝在發動機進口支架上的兩個吸氣熱電偶傳感器測定。實時的液體含水量和水滴大小及分布，由兩個激光照明的粒子分光計測量，且這兩個分光計直接耦合到電腦進行數據還原和顯示。使用專用的電腦數據控制系統來監測和控制測量系統。該系統對結冰條件進行精確測量，并提供實時監控，這樣可控制噴射柵格，使其在環境溫度改變時獲得所需的云層水含量和液滴大小。數據系統采用多重測量系統來減小測量的不確定性，并提供備用測量系統。

4.2試驗流程

發動機首先加速到起飛功率以確定結冰前的目標推力水平。目標推力確定后，設定合適的發動機轉速，開啟模擬結冰云層。在完成規定時間的結冰試驗和發動機達到穩定運行后，關掉模擬結冰云層。隨后發動機加速到起飛功率使冰脫落，并記錄結冰試驗數據。最后發動機停機、檢查。

4.3試驗點

CF6-80E1采用9個試驗點(表1)做驗證試驗[8]。

(1)地面慢車結冰試驗。試驗點1是在FAR 33.68(2)規定的試驗條件下進行，即在凍霧結冰條件下，地面慢車工作30 min。發動機在這種工作狀態下，風扇后溫升為2.0℃。因此，為使風扇進口導葉在結冰溫度下工作，發動機必須在環境溫度低于-2.0℃下進行試驗。

(2)空中慢車雨凇結冰試驗。試驗點2～5是發動機在雨凇條件下，從慢車功率到起飛功率所有工作范圍的結冰驗證試驗。試驗點2，風扇后溫升為5.0℃。因此，為使風扇進口導葉和進氣道到增壓級之間處于結冰溫度下，試驗點2必須在環境溫度低于-5.0℃下進行試驗。

表1 CF6-80E1防冰試驗試驗點Table 1 Anti-icing certification test points of induction system

(3)空中慢車結晶冰結冰試驗。試驗點6～9是發動機在結晶冰條件下，從慢車功率到起飛功率所有工作范圍的結冰驗證試驗。試驗點6，風扇和增壓級后的溫升為10.0℃。因此，為使增壓級到高壓壓氣機進口導葉之間處于結冰溫度下，試驗點6必須在環境溫度低于-10.0℃下進行試驗。

4.4試驗結果

CF6-80E1發動機防冰系統驗證試驗在雨凇、結晶冰等條件下完成。所有試驗點的試驗成功完成，發動機沒有嚴重的功率/推力損失。在結冰試驗中，沒有發生熄火和油門調節等。CF6-80E1在地面凍霧條件下，能以慢車狀態很好工作。試驗中，發動機工作30 min，沒有進行油門調節，并在試驗結束后成功加速到起飛功率。另外，控制器和附件在試驗中滿足防冰要求，沒有出現任何問題。

試驗證明，該發動機在結冰條件下，不會發生失速、熄火、嚴重振動和其它導致發動機停車的現象。

5 結束語

本文分析了CCAR 33.68“進氣系統的結冰”的目的和意圖，概述了發動機進氣系統防冰設計方法，闡述了分析/計算、試驗驗證要求，并對典型符合性驗證案例進行了介紹。本研究將有助于工業方在型號設計和符合性驗證中更好地貫徹該條款的要求，為型號適航取證工作提供技術支持。

[1]FAA.AC 20-147[Z].2004.

[2]FAA.AC 20-73A[Z].2006.

[3]楊彬，周燕佩.民用發動機結冰審定[J].國際航空，2010，55(9)：50—53.

[4]中國民用航空局.航空發動機適航規定(CCAR-33R2) [Z].2011.

[5]FAA Technical Center.Aircraft Icing Handbook[Z].1991.

[6]劉長福，鄧明.航空發動機結構分析[M].西安：西北工業大學出版社，2006.

[7]EASA.Certification Specification for the Engine CS-E[S]. 2003.

[8]GE.CF6 Certification Report-Induction System and Fan Blade Icing[R].1992.

Airworthiness Standards on Aero-Engine Induction System Icing

BAI Meng1，LIU Yue-ping2
(1.China Aero-Polytechnology Establishment，Beijing 100028，China；2.China National South Aviation Industry CD.LTD，Zhuzhou 412002，China)

Induction system icing can normally lead to the hazardous effect to aero-engine during the oper?ation.So,Airworthiness Standard CCAR 33.68-Induction System Icing provides the requirements on every aero-engine’s operation in the icing environment.To provide a useful guideline to the domestic industry community to improve the engine anti-icing capability,the airworthiness requirement of Induction System Icing has been interpreted,the methods of anti-icing have been summarized,the calculation critical point/ analysis and experimental demonstration of anti-icing system has been studied,and typical case of Induc?tion System Icing compliance certification has been introduced.

aero-engine airworthiness standard；induction system；anti-icing system；analysis/calculation；test demonstration

V231

A

1672-2620(2013)05-0041-05

2013-01-06；

2013-10-10

白尨(1987-)，男，陜西榆林清澗縣人，碩士，工程師，從事航空發動機適航性與安全性研究。