航空发动机进气系统结冰适航性条款研究

白尨，刘月平

航空发动机进气系统结冰适航性条款研究

白尨1，刘月平2

(1.中国航空综合技术研究所，北京100028；2.中国南方航空工业(集团)有限公司，湖南株洲412002)

发动机进气系统结冰通常给发动机工作带来不利影响，甚至引起飞行事故，因此CCAR 33.68“进气系统的结冰”对每型发动机在结冰条件下的运行提出了适航性要求。对航空发动机防冰系统的适航性要求进行了解读，归纳了防冰方式对防冰系统的数值计算/关键点分析、试验验证进行了研究，介绍了典型符合性验证案例。本研究了可为国内开展航空发动机防冰适航性工作提供技术支持。

航空发动机适航规定；进气系统；防冰系统；分析/计算；试验验证

1 引言

飞机穿过含有过冷水汽等具有结冰气象条件的云层时，发动机进口部分(进气道唇口、整流罩、传感器等)会出现结冰现象。发动机进口结冰会改变进口流场，使发动机性能变坏；发动机传感器结冰，可能会造成传输电子控制系统的信号失真；发动机振动可能会导致冰层破裂，冰块吸入发动机内部，可能引起飞行事故。为此，我国航空发动机适航规章CCAR 33部第33.68条“进气系统的结冰”，明确规定了发动机在空中和地面结冰状态下的最低安全标准，对应于美国FAR 33.68。

关于本条款，美国联邦航空局(FAA)颁布了咨询通告AC 20-147和AC 20-73A，对进气系统结冰条款进行了解释，并给出了发动机结冰试验的标准试验点、试验程序及试验结果判定准则[1，2]。国内杨彬等就条款的要求、符合性验证方法等进行了研究，给出了结冰试验工况选择方法和不同条件下结冰试验要求[3]。某涡轴发动机研究小组对CCAR 33.68条款符合性验证方法进行了研究，正在开发结冰数值计算软件，并筹划进行部件结冰试验。

本文在上述成果的基础上，结合国内该方面适航性工作需求，对航空发动机防冰系统的适航性要求、防冰方式、数值模拟、试验验证方法、典型案例等进行总结和研究，以期为国内开展民用发动机防冰适航性工作提供技术支持。

2 条款及要求解读

CCAR 33.68条[4]明确规定，每型发动机必须满足以下两个要求：

(1)在中国民用航空规章第25部附件C中规定的连续最大或间断最大结冰状态下，发动机在其整个飞行功率范围(包括慢车)内的工作中，发动机部件上不应出现影响发动机工作或引起功率或推力严重损失的结冰情况。

(2)在临界状态进行引气防冰时，地面慢车30 min不出现不利影响，此时大气温度在-9～-1℃之间，每立方米含液态水不少于0.3 g，且以平均有效直径不小于20 mm的水珠形式存在，接着发动机以起飞功率或推力进行短暂运转。在30 min慢车运转期间，该发动机可以以中国民用航空局接受的方式，周期性地加速运转到中等功率或推力调定值。

条款(1)的实质是确保发动机的设计和制造，使其在规定的结冰环境条件下安全运行，且必须通过试验来验证发动机在整个飞行功率范围内工作时，发动机部件上不会出现会造成不利影响的结冰。条款(2)的建立是考虑在冻雾天气下，飞机可能在很长一段时间里停在跑道上等待起飞，此时引气防冰能保证发动机稳定运转。

3 发动机进气系统结冰适航性设计和验证

发动机进气系统结冰适航性研究一般会涉及防冰设计、气动分析/计算和试验验证等(图1)，这些环节都要考虑适航性要求。

图1 发动机进气系统防冰研究思路Fig.1 Research methods of anti-icing system

3.1发动机防冰系统设计方法

现有发动机防冰技术，按工作方式，可大致分为结构防冰技术、热防冰技术和液体防冰技术[5](图2)。

图2 发动机防冰设计Fig.2 The design of anti-icing system

(1)结构防冰技术。在发动机设计过程中，采取特殊的结构设计手段来实现防冰。如进气道设计时，应尽量避免明显的进口弯曲和进口回流等。

整流罩设计时，尽量采用锥形设计。如CFM56-5发动机的整流罩呈锥形，与常用的椭圆形整流罩的对比试验表明：在相同条件下，其结冰量仅为椭圆形整流罩的6%，因而该发动机机没采用专门的防冰装置。但这种全锥形整流罩不易将内涵气流中的沙石、雨水等外物甩到外涵道，若将整流罩做成前、后两段，并将前锥改为椭圆形，可解决该问题。GE90发动机就采用了这种前椭后锥的结构。

在现代大型涡扇发动机上，如CF6、PW4000和V2500等，压气机进口处只有与风扇一起旋转的整流罩，加强的宽弦风扇叶片和防外物损伤措施的广泛采用，使得结冰不易产生，即使有结冰现象也不会造成超容限的损坏，所以这些发动机的整流罩无需采用防冰措施[6]。

除上述结构防冰技术外，发动机进口部分材料的选择、风扇/压气机的设计、附件的分布等对发动机进口防冰也有着重要意义。

(2)热防冰技术。对容易结冰的零件表面进行加热是最常用的防冰技术，常用的热源有压气机的热空气和电加热。

气热防冰系统是利用热空气加热发动机零件防冰表面的热防冰技术，大多应用于涡喷发动机和涡扇发动机上，如WS-9、WP-7、PW6000等。通常，发动机需要加热的零件有进气装置、进口导流叶片和整流罩，有时前几级整流叶片也需要加热。但转子叶片不需要加热，因为在离心力作用下，冰层在叶片上无法形成。防冰的热空气通常由压气机最后一级引来，工作后的空气可排入发动机进口或大气中。

电热防冰系统是将电能转化为热能，从而加热发动机零件防冰表面的热防冰技术，常用在涡桨发动机上，如T56-A-15等。电加热的零件有发动机进气罩、桨叶和桨榖。电加热系统所耗电能由一台发动机供给。对发动机和螺旋桨的加热既可持续进行，也可周期性进行；持续加热起防冰作用，周期加热可实现除冰。

(3)液体防冰技术。将撞击在零件防冰表面上的过冷水滴与喷涂的防冰液混合，使部件表面温度高于液体凝固点或混合物冰点温度低于环境温度而不结冰的防冰技术。常用的防冰液有乙二醇、丙二醇、乙酸钾等。该技术多用于发动机整流罩等部位。

除上述方法外，防冰还可采用减小零件表面水的附着力来实现。最常用的方法是在零件表面涂憎水剂，如WP7发动机的整流罩上就采用这种措施。

3.2发动机防冰系统分析/计算

发动机防冰系统分析/计算，包括防冰系统的数值模拟和关键试验点分析(CPA)。

3.2.1数值模拟

防冰系统符合性验证最直接和最可靠的方法，是进行冰风洞或飞行试验，但冰风洞试验费用高昂，自然结冰条件又非常有限。因此，运用数值模拟技术，来确定积冰形状、计算和设计防冰系统或分析结冰条件下发动机的性能成为必然手段。采用数值计算方法进行发动机结冰研究包括(图3)：①分析计算结冰部件表面的流场；②计算过冷水滴的运动方程和其对物面的撞击特性；③根据能量守恒原理，建立冰型生长模型，研究结冰过程，分析结冰对发动机气动性能的影响；④防冰系统的设计和仿真。数值模拟作为对结冰现象研究的一种重要手段，一是可为防冰系统设计提供数据，以进行设计修正和防冰验证；二是可为关键试验点分析提供数据，以分析发动机性能和说明结冰条件及其对发动机的影响。

图3 数值模拟Fig.3 Numerical simulation

3.2.2关键试验点分析

为符合第33.68条要求，发动机制造商首先应进行关键试验点分析。关键试验点应包括所有可能的结冰条件组合，这些结冰条件通常与25部附录C、发动机工作状态、结冰位置及延长暴露在结冰条件中(如空中保持等待)等相关(图4)，且需通过经验数据和试验数据验证。

图4 关键试验点分析Fig.4 Critical point analysis

(1)气象条件。影响发动机结冰的主要气象参数，有云层温度、液态水含量、水滴平均有效直径和云层范围四个。另外，CPA分析还需考虑不同气象条件下，结冰类型及其对发动机的影响。

(2)发动机工作状态。发动机工作状态对结冰有很大影响，如随着发动机转速的增加，整流罩、转子叶片等旋转件的表面局部水收集系数下降，且撞击区域变小。在验证试验中，一般推荐的发动机功率，有地面慢车、飞行慢车、50%连续最大功率、75%连续最大功率和起飞功率。

(3)结冰位置。进气道结冰后，使得进气道流场分布发生畸变，流场不均匀，气流局部分离，可能导致压气机工作不正常；进气道传感器结冰会引起其失效；风扇叶片结冰后，使得气流通道变窄，进气面积减小，空气质量流量减小，引起推力下降等。

(4)数值模拟。结冰的数值模拟应能说明结冰系数和相关空气动力学影响，如风扇入口和核心机入口的水收集系数，关键表面的水撞击率，空速影响，发动机结构影响和飞行高度影响。冰积聚计算需要结合关键发动机表面的能量平衡，如潜热、熔解热影响，金属与冰之间热传导影响。对于防冰部件，关键试验点的确定，应从发动机功率和结冰环境需要的热负荷的能量平衡计算中确定。

除上述各因素外，关键试验点还可通过数值模拟结果和先前相似型号发动机试验数据进行验证和补充。

过去的几十年，工业界和适航部门制定了一套标准的合格审定试验点，并通过若干发动机全尺寸试验予以了验证。推荐试验点旨在通过个别工况选取来覆盖发动机防冰系统符合性验证试验要求，以满足第33.68条的规定。CPA分析并不是用来替代这些试验点，而是针对特定设计，通过CPA分析来预测是否存在其它更为临界的试验点并进行试验，因此CPA分析是对标准结冰试验点的补充。

3.3试验验证

数值计算虽然是一种系统设计的低成本手段，但其结果受网格结构、方程模型和边界条件等多种因素影响，其计算精度必须通过试验验证。所以，只有将数值模拟和试验研究结合在一起，才能更好地研究发动机防冰系统。

3.3.1试验方法

发动机防冰系统试验的目的主要有：一是符合性验证，在自然结冰条件下，防冰系统的性能是否符合设计要求，是否达到最低安全标准；二是确定不防冰表面结冰对发动机性能的影响。目前，一般采用以下几种方法进行发动机防冰系统试验：

(1)冰风洞试验。该试验是将发动机部件或模型(全部或部分)放在冰风洞中进行试验。冰风洞模拟结冰云层的气象条件(液态水含量、水滴直径、气温、风速)及飞行条件。

冰风洞是综合技术含量很高的大型试验设备。至今，除采用特批的等效方法外，FAA认可了三处冰风洞设备。欧洲航空安全局(EASA)批准了法国CEPr发动机试验中心的冰风洞设备。而我国还没有一座真正意义上的大型冰风洞。冰风洞关键技术在于大型冰风洞的建造，包括制冷系统、喷雾系统、速度模拟和整流，及各项模拟参数的校准和控制。

(2)模拟结冰条件的飞行试验。由于在实际环境中找到合乎要求的自然结冰状态气象条件十分困难，且冰风洞的尺寸有限。因此，采用人工模拟结冰状态进行飞行试验，是解决大部件及整机防冰系统试验的有效手段。其形式一般有两种：一是对本身加装模拟自然结冰气象条件设备的航空发动机进行飞行试验。试验发动机进口处加装喷雾栅栏，在预定气温的大气中，模拟能使发动机结冰的过冷云雾以考核发动机和进气道的防冰系统。二是试验发动机安装在试验机上并尾随喷雾机之后，在适当大气条件下进行防冰试验。喷雾机是一种加装了可制造结冰云设备的大型飞机，目前在模拟结冰条件的飞行试验中被广泛采用。它已成为获得数据、严格考核防冰系统的主要手段。

(3)海平面防冰系统试验。在海平面试车台上进行防冰系统的符合性试验。发动机安装在试车台上，在发动机进口与侧风装置排气口之间安装喷水雾化设备，这样喷嘴喷出的雾可由侧风装置排出的风送往发动机进口。此时，大气温度应在-9～-1℃之间，发动机进口空气液态水含量不少于0.3 g/m3，且液态水以平均有效直径不小于20 mm的水珠形式存在。试验时主要监视发动机排气温度来判断防冰系统的性能。

(4)自然结冰条件下的飞行试验。实践证明，在自然结冰条件下，将发动机装在原型机上并在规定结冰条件下进行试验，是评价防冰系统的最好方法。由于在实际飞行中很难找到与设计状态完全相同的气象条件，所以发动机一般是在近似气象条件下飞行，然后根据试验结果，已进行的地面冰风洞试验结果，及模拟结冰条件的飞行试验结果进行推算，以验证设计状态下防冰系统的性能是否满足要求。

自然结冰条件下的飞行试验，从结冰条件、地理范围和季节等的选择来看，都是一项周期较长且很复杂的技术工作。因此只有在对一新机种做最后验证，才进行自然结冰条件试验。

FAA颁布的咨询通告AC 20-147[1]和EASA颁布的《发动机合格证规范(CS-E)》[7]中，给出了标准结冰试验点及试验程序。结冰试验可按照标准试验程序，在能代表飞行条件的高空试车上或在充分模拟结冰条件的飞行中完成，试验中应注意两点：一是所有标准试验点的结冰试验，都应验证在意外进入结冰条件时，可能发生的防冰系统的滞后开启(代表性滞后时间为2 min)，不会对发动机性能造成不可接受的影响；二是在每项试验结束时，发动机应加速到相应试验高度的最大功率/推力状态，以验证冰脱落的任何影响。

3.3.2试验结果符合性判定准则

在上述试验中，发动机应满足条款的要求，即结冰不会对发动机造成不利影响：①风扇转速、核心机转速、排气温度、扭矩、燃油流量等稳定；②不会出现熄火、喘振、失速、振动过大；③不会产生持续的推力/功率损失；④不应造成不可接受的机械损失。

4 案例说明

CF6-80E1是双转子高涵道比涡扇发动机，装有具有防冰功能的进气道，防冰的热空气来自一单独的供气设备，发动机在所有功率下工作都有充足的热空气[8]。

4.1试验装置

(1)冰风洞。GE公司的防冰试验设备是一个直接置于自由喷气风洞后的户外发动机试验台架。风洞出口的速度大概是28.3 m/s，主要由13个置于风洞进口高压区的持续转动的风扇产生。喷雾栅格为均匀排列的内部混合雾化喷嘴提供热空气和水，这些喷嘴每隔0.5 m交错排列。水流量和水滴直径由喷雾栅格调节水和空气压力来实现。

(2)使用仪器。风洞排气温度由5个安装在喷雾栅格上游绞线上的镍铜合金热电偶的吹气传感器测量。热电偶有多重屏蔽，且对热辐射影响不敏感。环境温度由安装在发动机进口支架上的两个吸气热电偶传感器测定。实时的液体含水量和水滴大小及分布，由两个激光照明的粒子分光计测量，且这两个分光计直接耦合到电脑进行数据还原和显示。使用专用的电脑数据控制系统来监测和控制测量系统。该系统对结冰条件进行精确测量，并提供实时监控，这样可控制喷射栅格，使其在环境温度改变时获得所需的云层水含量和液滴大小。数据系统采用多重测量系统来减小测量的不确定性，并提供备用测量系统。

4.2试验流程

发动机首先加速到起飞功率以确定结冰前的目标推力水平。目标推力确定后，设定合适的发动机转速，开启模拟结冰云层。在完成规定时间的结冰试验和发动机达到稳定运行后，关掉模拟结冰云层。随后发动机加速到起飞功率使冰脱落，并记录结冰试验数据。最后发动机停机、检查。

4.3试验点

CF6-80E1采用9个试验点(表1)做验证试验[8]。

(1)地面慢车结冰试验。试验点1是在FAR 33.68(2)规定的试验条件下进行，即在冻雾结冰条件下，地面慢车工作30 min。发动机在这种工作状态下，风扇后温升为2.0℃。因此，为使风扇进口导叶在结冰温度下工作，发动机必须在环境温度低于-2.0℃下进行试验。

(2)空中慢车雨凇结冰试验。试验点2～5是发动机在雨凇条件下，从慢车功率到起飞功率所有工作范围的结冰验证试验。试验点2，风扇后温升为5.0℃。因此，为使风扇进口导叶和进气道到增压级之间处于结冰温度下，试验点2必须在环境温度低于-5.0℃下进行试验。

表1 CF6-80E1防冰试验试验点Table 1 Anti-icing certification test points of induction system

(3)空中慢车结晶冰结冰试验。试验点6～9是发动机在结晶冰条件下，从慢车功率到起飞功率所有工作范围的结冰验证试验。试验点6，风扇和增压级后的温升为10.0℃。因此，为使增压级到高压压气机进口导叶之间处于结冰温度下，试验点6必须在环境温度低于-10.0℃下进行试验。

4.4试验结果

CF6-80E1发动机防冰系统验证试验在雨凇、结晶冰等条件下完成。所有试验点的试验成功完成，发动机没有严重的功率/推力损失。在结冰试验中，没有发生熄火和油门调节等。CF6-80E1在地面冻雾条件下，能以慢车状态很好工作。试验中，发动机工作30 min，没有进行油门调节，并在试验结束后成功加速到起飞功率。另外，控制器和附件在试验中满足防冰要求，没有出现任何问题。

试验证明，该发动机在结冰条件下，不会发生失速、熄火、严重振动和其它导致发动机停车的现象。

5 结束语

本文分析了CCAR 33.68“进气系统的结冰”的目的和意图，概述了发动机进气系统防冰设计方法，阐述了分析/计算、试验验证要求，并对典型符合性验证案例进行了介绍。本研究将有助于工业方在型号设计和符合性验证中更好地贯彻该条款的要求，为型号适航取证工作提供技术支持。

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

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

[3]杨彬，周燕佩.民用发动机结冰审定[J].国际航空，2010，55(9)：50—53.

[4]中国民用航空局.航空发动机适航规定(CCAR-33R2) [Z].2011.

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

[6]刘长福，邓明.航空发动机结构分析[M].西安：西北工业大学出版社，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，陕西榆林清涧县人，硕士，工程师，从事航空发动机适航性与安全性研究。