V2500发动机进气道检查标准 参考自AMM71-11-11-200-001 第一部分：进气道唇口检查标准（Examine the Air Intake Cowl Lip Skin）。 图1： 1、擦伤（Abrasion）：在H、J、K1、K2区域允许最大深度不超过0.38mm的损伤。 2、凹坑（Dent ）：
3、凿伤（Gouge）：相邻凿伤位置之间距离不能小于254mm，凿伤位置经过铆钉头时可允许最大长度 101.6mm深度0.13mm的损伤，没有经过铆钉头时可允许最大长度101.6mm深度0.38mm的损伤。 4、擦挂（Scratch）：允许最大长度152.4mm深度0.38mm。若深度超出最大值，可视为裂纹处理。 5、裂口（Nick）：允许任一方向最大长度25.4mm深度0.38mm的损伤，相邻损伤之间距离不能小于 254mm。若深度超出最大值，可视为裂纹处理。 6、裂纹（Crack）：深度超出50.8mm，必须在下次飞行前进行修理。打止裂孔，裂纹与其他损伤（含 另一个裂纹）之间的距离不能小于305mm。 7、小孔（Hole）:4个区域都不允许看到小孔。 8、紧固件丢失（Fastener loss）：H和K1区域允许最大10个Fastener丢失；J和K2区域允许最大7 个Fastener丢失。一旦出现Fastener丢失必须在600个飞行小时、750个飞行循环（或100天）内进行维修。 第二部分：检查进气道外部（Examine the Air Intake Cowl Outer Barrel） 图2：
图3： 1、擦伤（Abrasion）：在其R, S, T, U, V, W, X, Y, Z区域，擦伤允许最大控制在表面切合处。且密封带 （sealing tape）处于被保护状态；在G区域，唇口与进气道外筒的切合处下部最大允许的擦伤的深度为1.02mm，超出这个限制就必须进行修理才能继续飞行。 2、擦挂和凿伤（Gouge/Scratch）：在其R, S, T, U, V, W, X, Y区域，允许最大长152.4mm深0.254mm 宽0.254mm的损伤。相邻的未处理的损伤之间最小距离允许为203.2mm。在每个外筒的半边最多允许出现6处擦挂或凿伤；在Z区域，允许环形擦挂或凿伤的最大长度为152.4mm（径向擦挂或凿伤为50.8mm）宽度为2.54mm的损伤。同样的，在每个外筒的半边最多允许出现6处擦挂或凿
基于A VL FIRE发动机进气道设计综述宋宝恒热工111班1101210142 摘要：利用仿真软件FIRE建立某柴油机进气道的三维模型，对进气流动进行CFD模拟计算，再用实验验证仿真模型的准确性，对比试验与计算结果，两者吻合良好。结果表明，CFD设计在柴油机进气道设计开发和性能评价中具有实用价值。 关键词：柴油机；FIRE；CFD ；进气道 0.引言 进气道是柴油机重要零部件之一，它的几何形状对提高柴油机的充气效率、改善燃烧性能和降低排放指标具有十分重要的影响。传统进气道设计主要采用经验设计和反复试验相结合，气道形状须经多次修正。近年来，随着计算机技术的迅速发展，特别是计算机存储量和计算速度的提高以及CAD技术的逐步完善，计算流体力学CFD已经成为目前解决三维流动问题尤其是设计进气道的重要手段。 本文主要是对利用仿真软件FIRE建立柴油机进气道的三维仿真模型，并进行相关数值模拟计算的一篇综述，仿真计算后的结果经修正和实验验证后，结果表明，CFD技术的应用有益于克服传统设计带来的盲目性和局限性，省时，成本低，具有理论指导意义，为柴油机的性能优化提供了新途径。 1.几何模型建立 利用CAD或者PROE构建所需进气道模型，如王志等人的《基于CAD/CAM/CFD的发动机气道研究》一文中，利用气道CAD造型，完成集气腔造型、气道曲面造型、合并气道型芯设计。 2.计算模型的建立 为了获得新设计气道的涡流比和流通系数，且使计算结果与试验结果具有可比性，应在试验台条件下建立模型。在稳流试验台上，模拟气缸的长度一般取为2.5D。 将三维气道几何模型输入FIRE软件中，建立气道内气体流动的数学模型，计算出气道内的三维流动，分析流动特性，提供给缸内研究。 3.网格的划分 应用FIRE的FAME技术进行网格划分处理，网格类型包括四面体和六面体
第31卷 第5期 空气动力学学报V o l .31,N o .5 2013年10月A C T AA E R O D Y N A M I C AS I N I C A O c t .,2013??????????????????????????????????????????????????? 文章编号:0258-1825(2013)05-0629-06 一种飞翼布局无人机M 形进气道设计及其特性 郁新华 (西北工业大学无人机研究所,陕西西安 710072 )摘 要:针对飞翼布局无人机,进行背部M 形进气道设计三通过特定中心线形状和沿程面积变化规律的控制,完成一种短扩压大偏距进气道的设计,设计中兼顾了进气道的隐身性能三利用C F D 方法和风洞试验,得到了进气道的性能参数以及地面吸气特性二速度特性二攻角特性和侧滑角特性三从流场结构看出,M 形进气道唇缘外上侧流态较为恶劣,随着位置向后推移,该低能量流会逐渐分散开来;进口梯形截面向出口圆形截面的转变过程中,由于S 弯旋流作用以及横向扩展效应,使得低能流区域逐渐远离对称面三研究结果表明:该进气道具有良好的气动性能, 总压恢复系数大于0.98,可为此类无人机进气道的设计提供依据三关键词:飞翼无人机;进气道;C F D ;风洞试验;气动特性中图分类号:V 211.7 文献标识码:A *收稿日期:2012-01-11; 修订日期:2012-05-10 作者简介:郁新华(1972-),男,江苏泰兴人,副教授,从事无人机总体气动设计二飞机/发动机匹配等研究.E -m a i l :y u x i n h u a @n w p u .e d u .c n 引用格式:郁新华.一种飞翼布局无人机M 形进气道设计及其特性[J ].空气动力学学报,2013,31(5):629-634.Y U X H.D e s i g na n d a e r o d y n a m i c p e r f o r m a n c e o f aMs h a p e d i n l e t o n f l y i n g w i n g U A V [J ].A C T A A e r o d y n a m i c aS i n i c a ,2013,31(5):629-634.0 引 言 飞翼式布局具有较大的升阻比和较好的隐身特 性[1-2] ,因而属于一种比较理想的无人机气动布局三国外许多飞行验证机如美国X -47二 臭鼬二哨兵无人机,英国的 涂鸦 雷神 验证机,法国的 神经元 均属于飞翼布局三从有关资料可以看出,该类无人飞行器进气道均采用背负式进气道,并与飞行器机体外形匹配一体化设计,进气口采用多棱角边唇口外形,形式有狭缝 八 字形二后掠三角形和 M 形,并以 M 形居多三 多棱角边唇口外形会使得进气道进口的气流流 动变得特别复杂,而唇口是影响进气道性能的敏感部位,进气道唇口的流动分离会直接影响总压损失和流 场畸变[3] 三另外,为了遮掩大部分压气机,降低雷达 R C S 和降低结构重量, 这种进气道内管道常设计成S 弯二管道相对较短[4-5 ];因此,内通道具有短扩压二大偏距的特点,其内型面存在剧烈变化和弯曲,会导致较强的流向和横向的压强梯度,形成复杂的二次流[ 6] ,并很容易在管道内出现较大的气流分离,故此类进气道总压恢复系数较低,畸变指标较大三国内对此类形式的进气道研究较少,因此,很有必要开展这种进气 道的设计研究,为此类飞行器进气道设计提供依据三 1 M 形进气道设计1.1 进气道进口设计 针对类似 神经元 无人机构型开展M 形进气道的设计三考虑到雷达隐身的需要,发动机采取背部进气方式,进气口斜切平面与垂直面成30?的夹角,进气道唇缘与机翼前缘平行,进气口与机身型面光滑融合过渡,选定喉道截面形状为梯形+倒圆(图1)三 喉道面积A t h 需确保通过发动机所有工作状态下的流量,喉道马赫数M a 的大小与发动机进口平面的总压恢复二畸变大小有关系三由于无人飞行器飞行马赫数M a 数不大于0.8,因此考虑喉道M a 数时以地面起飞时M t h =0.45而确定,从而保证空中M t h 数不大于0.6三 A t h = K G m T σ 0.0404p q ( λt h )式中,K 为考虑冷却及引射流量的修正系数,G m 为发动机空气流量,σ为总压恢复系数,P 为来流总压, T 为来流总温,q ( λt h )为气动函数三 为使来流流场均匀, 在进口和喉道之间设计成收敛形;为减少攻角二侧滑角时的压力畸变,根据以往
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。 影响水滴积冰的形成及其严重程度的因素很多，包括气象条件、飞机部件外形及飞行状态等诸多因素。一般来说，在液态水含量较大的过冷云中飞行时，容易发生积冰；大气温度约为0 ～-15℃时，发生积冰的概率最大；水滴直径大于20微米时，积冰会威胁飞行安全；飞行速度越大，由干过冷水滴撞击数增加使积冰量加大；但飞行速度超过冰极限飞行速度时，又会因气动力加热使部件表
喷气式飞机进气道是一个系统的总称，它包括进气口、辅助进气口、放气口和进气通道，因此它是保证喷气发动机正常工作的重要部件之一，它直接影响到飞机发动机的工作效率，它对发动机是否正常工作，推力大小等有着到关重要的作用，因此它对飞机性能尤其是战斗机有很大的影响。其作用是：第一，供给发动机一定流量的空气。螺旋桨飞机靠螺旋桨工作拉动空气向后运动带动飞机做相对运动前飞，螺旋桨发动机燃烧也需要空气，但它的用量无法与喷气发动机相比，而且在高空空气稀薄，含氧量代，发动机效率会急剧下降，喷气发动机所需的空气量惊人，动辄每秒以上百千克计，如“海鹞”的发动机空气流量为196千克/秒，中国飞豹的则是2×92千克/秒，美国F－15的是2×121千克/秒；第二、保证进气流场能满足压气机和燃烧室正常工作的要求，喷气发动机压气机进口流速约为当地音速的0.3－ 0.6M，而且对流场的不均匀性有严格限制。在飞行中，进气道要实现对高速气流的减速增压，将气流的动能转化为压力能。随着飞行速度的增加，进气道的增压作用越来越大，在超音速飞行时的增压作用可大大超过压气机。 进气道分为不可调进气道和可调进气道。不可调进气道，也就是进气道形状参数不可调节，只能在某种设计状态下才可高效工作的进气道，它只在设计状态下能与发动机协调工作，这时进气道处于最佳临界状态。在非设计状态下，譬如改变飞行速度，进气道与发动机的工作可能不协调。当发动机需要空气量超裹进气道通过能力时，进气道处于低效率的超临界状态。当发动机需要空气量低于进气道通过能力时，进气道将处于亚临界溢流状态。严格上讲，超音速进气道和亚音速进气道都会使阻力增加，不排除某些亚音速进气道或许出现前缘吸力大于阻力的情况，但过分的亚临界状态使阻力增加，并引起进气道喘振。为了使进气道在非设计状态下也能与发动机协调工作，提高效能，广泛应用可调进气道，常用的方法是调节喉部面积和斜板角度（最好专门对这些术语进行解释、配图。），使在任何状态下进气道的通过能力与发动机的要求一致。另外，在亚音速扩散通道处设有放气门，将多余的空气放掉，防止进气道处于亚临界状态，同时，在起飞时，发动机全加力工作，气流量需求很大；而且因为速度低，要保持同样气流量的需求，需要的捕获面积增大。因此为了解决起飞状态进气口面积过小的问题，还设置有在低速能被吸开的辅助进气口。 飞机进气道设计中几个重要的设计指标是总压恢复、流场畸变水平和阻力大小。在进气道设计中，必须参照这几个重要的技术指标，它也是反映飞机整体性能的关键参数。 总压是气流静压和动压之和，表征了气流的机械能，总压恢复是指发动机进口处的气流总压与进气道远前方来流的总压之比，是进气道设计中一个非常重要的参数，表示气流机械能的损失，对于超音速进气道，总压恢复主要与斜板级数和角度所决定的激波的级数和波后流动参数有关。 流场畸变水平表征了进气道提供给发动机的气流的均匀程度，一般用进气道流场中的最高总压与最低总压值之间的差值表示，它影响着发动机的喘振裕度，间接关系着飞机的安全。进气道设计时一般考虑的阻力是外罩阻力和附加阻力，其中附加阻力又叫溢流阻力，是指在进入进气道的气流量大于发动机所需流量时，由于部分气流从进气道口溢出而导致的阻力。进气道的形状选择和位置的布置应该满足发动机有较高工作效率的要求，或应保证飞行器具有最佳性能要求或应保证飞行器能达到最佳飞行性能的要求。进气道的设计在科技的带动下有了很大的发展，使得喷气战斗机的飞行速度越来越快，性能越来越高，可以说它的重要性越来越明显，并且已成为飞机机体设计中成为一个独立的组成部分，进气道设计成为飞机性能提高的重要因素之一。 飞机进气道发展到现在主要分为亚音速进气道和超音速进气道。
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
飞机的防冰防雨系统 摘要 本论文主要对飞机的防冰防雨系统进行分析。从飞机的结冰现象展开来阐述结冰探测器的种类及工作原理、飞机防冰防雨系统的工作原理热气防冰,电热防冰,化学溶液防冰,机械防冰以及防雨装置和应用以及风挡的防冰、排雨及控制中的问题,最后对防冰防雨系统的部分故障进行分析。 关键字:热气防冰电热防冰化学溶液防冰机械防冰以及防雨装置 ABSTRACT This paper mainly explains the ice and rain protection system of the airplane.From the aircraft icing phenomenon to explain the types of ice and working principle of the detector、working principle and application of the aircraft ice and rain protection system hot air anti-icing、electric anti-icing、chemical solution anti-icing,mechanical anti-icing and rain-resistant device and the problem of windshield anti-ice,behind the rain.Then finally analysis the part faults of the ice and rain protection system Key words:hot air anti-icing、electric anti-icing、chemical solution anti-icing、mechanical anti-icing and water-resistant device 目录
发动机进气道检查标准V2500 AMM71-11-11-200-001 参考自 。第一部分：进气道唇口检查标准（Examine the Air Intake Cowl Lip Skin）：图1 的损伤。区域允许最大深度不超过0.38mmJ、K1、K21、擦伤（Abrasion）：在H、）：Dent 2、凹坑（允许最大长度（任一方允许最大深度其深度不能超过长度的10%，向）距离最近铆钉位置必须大于25.4mm，两个2.54mm K1 区域25.4mm 相邻损伤之间的距离不2.54mm 50.8mm 区域H 能小于254mm，其中K1、5.08mm 区域50.8mm K2 K2区域最多允许2个凹5.08mm J 区域57.1mm 坑，H、J区域没有个数限制． 3、凿伤（Gouge）：相邻凿伤位置之间距离不能小于254mm，凿伤位置经过铆钉头时可允许最大长度101.6mm深度0.13mm 的损伤，没有经过铆钉头时可允许最大长度101.6mm深度0.38mm的损伤。 4、擦挂（Scratch）：允许最大长度152.4mm深度0.38mm。若深度超出最大值，可视为裂纹处理。 5、裂口（Nick）：允许任一方向最大长度25.4mm深度0.38mm的损伤，相邻损伤之间距离不能小于254mm。若深度超出最大值，可视为裂纹处理。 6、裂纹（Crack）：深度超出50.8mm，必须在下次飞行前进行修理。打止裂孔，裂纹与其他损伤（含另一个裂纹）之间的距离不能小于305mm。 7、小孔（Hole）:4个区域都不允许看到小孔。 8、紧固件丢失（Fastener loss）：H和K1区域允许最大10个Fastener丢失；J和K2区域允许最大7个Fastener丢失。
超音速进气道的分类与应用 【摘要】超音速飞机要想实现超音速飞行不仅需要强劲的发动机，还需要复杂的超声速进气道设计，随着人们对飞机性能要求的不断苛刻，超声速进气道的复杂程度也越来越高，本文将就不同的分类方法来对其进行分类，并就它的优缺点以及应用做一定的总结。 【关键词】飞机；超声速；进气道；分类；激波 现代的飞机尤其是战斗机大都具有非常高的速度，而且飞行高度也很高，高空的空气稀薄、氧气含量低而且在飞机高速运行时飞机的空气用量大，这就需要进气道来将空气“兜住”，另外，现代高性能发动机的压气机和燃烧室对工作条件的要求相当苛刻，这就需要进气道来实现高速空气的减速增压，将空气压力降至压气机的工作压力，在一定程度上，进气道起到了压气机的一部分作用，还有就是可以将附面层流排出发动机，增加发动机的稳定性。因此，现代超声速飞机的都有着复杂的进气道设计（导弹也不例外）。本文将就超声速进气道的分类、优缺点以及应用做一一概括。 超音速进气道在结构上比较复杂，它是通过一道正激波加多道较弱的斜激波来实现超音速气流的减速。超音速进气道分为外压式、内压式和混合式三种。外压式进气道：在进口前装有中心锥或斜板，以形成斜激波减速，降低进口正激波的强度，从而提高进气减速的效率。外压式进气道的超音速减速全部在进气口外完成，进气口内通道基本上是亚音速扩散段。内压式进气道：为收缩扩散形管道，相当于倒置的拉法尔喷管，超音速气流的减速增压全在进口以内实现。设计状态下，气流在收缩段内不断减速到喉部恰为音速，在扩散段内继续减到低亚音速。内压式进气道效率高、阻力小，但非设计状态性能不好，起动困难，在飞机上未见采用。混合式进气道：是内外压式的折衷。对于超音速飞机而言，本身其飞行马赫数变化范围较宽，对于进气道就要求在较宽的范围内高效的减速增压；而且，由于超音速飞行，进口前气流不能自动地适应发动机所需而引入适当的流量，容易发生溢流。所以随着速度提高，飞机进气道也发生了很大的变化，结构上朝着更加复杂化发展，这也是性能和速度提高后确保发动机工作稳定的先决条件。飞机进气口大小是不变的，而高速和低速飞行时发动机对空气量的需求却不一样，尤其超音速飞行时，进入进气道的空气量超过了发动机的实际需求，如果不将其排除则会导致额外的阻力，所以，超音速进气道都设有旁路系统，空气超过发动机需求时，则开启旁路系统，将多余的空气排放出去。一般的超声速进气道都有中心锥或者压缩斜板以来调节进气量和调节激波的位置。 若按进气道是否可调可分为不可调进气道和可调进气道。一、不可调进气道，也就是进气道形状参数不可调节，只能在设计状态下（如一定的飞行速度等）才可与发动机协调工作，反之则可能出现工作不协调的情况。当发动机需要空气量超过进气道通过能力时，进气道处于超临界状态，反之，进气道将处于亚临界溢流状态。超临界状态降低发动机工作效率，过分的亚临界状态使飞行阻力增加，并引起发动机喘振，工作效能也将降低。二、可调进气道：为了解决上述问题，可调进气道通过运用安装可调压缩斜板或者中心锥的方法，控制进气道的空气通过量以满足发动机的工作要求。另外，在亚音速扩散通道处设有放气门，将多余的空气放掉，防止进气道处于亚临界状态。在起飞时，发动机全加力工作，要保持同样的气流量，发动机捕获空气的面积需要增大，通常发动机都设有低速时能被吸开的辅助进气口。 若按照波系数目多少来划分，可分为正激波式、双波系和多波系进气道。一、正激波式进气道：正激波进气道又叫做皮托式进气道，当超声速气流流过进气道时，在一定的出口反
A320防冰防雨系统 1．防冰电子控制面板 A320防冰系统、探针/玻璃加热、座舱压力电子控制面板图如下： 面板从左往右，有关防冰的： （1）机翼防冰 ON（开启） “ON”灯亮 “机翼防冰”的信息传输到飞机电子集中监控系统ECAM并显示 机翼防冰阀门开启，来获得热空气 OFF（关闭） “ON”灯变成“OFF” 机翼防冰阀门关闭 FAULT（故障）—当出现以下情况时，此灯亮： 机翼防冰阀门偏离指定位置 检测到低压
（2）发动机1/2防冰 分别控制对应的发动机防冰系统 ON（开启） “ON”灯亮 “发动机防冰”的信息传输到飞机电子集中监控系统ECAM并显示 发动机防冰阀门开启，来获得发动机引气（Engine bleed air） 发动机阀门一开启，就连续不间断防冰，“ON”灯一直亮OFF（关闭） “ON”灯变成“OFF” 发动机防冰阀门关闭 FAULT（故障）—当出现以下情况时，此灯亮： 发动机防冰阀门偏离联接位置（switch position） （3）探头/风挡玻璃加热 AUTO（自动） 飞行过程中给探头和风挡玻璃提供自动加热
地面上当发动机启动时 ON（开启） 给探头和风挡玻璃提供热量 2．A320采用的防冰方法及部件 采用热空气和电加热两种防冰方法。 A320采用热空气防冰的部件有： 机翼前缘； 发动机进气口。 A320采用电加热防冰的部件有： 驾驶舱的风挡和侧窗； 全空温（TAT）探头； 迎角（ALPHA）探头； 空速管和大气数据系统（ADS）的静压探头； 污水排水柱。 3．防冰防雨具体位置
A320具体的防冰防雨的位置，如： 图1 A320防冰防雨部件的位置 4．机翼防冰系统 A320防冰翼面只有大翼，前缘缝翼3，4和5号采用热气防冰的方法，如。进入缝翼前缘内的热空气来自发动机引气。用于防冰的空气由气源系统所提供，其流量由压力控制/关断活门（机翼防冰控制活门）控制。当电路有供电时，由气动控制/关断活门选择打开。在每个活门的顺流都安装有限流器控制气流，如。 离开控制活门的空气经过固定在大翼前缘内的装有隔热套的供气导管，到达一个伸缩管，如，，中所示，该伸缩管将空气传送到3号缝翼内的笛形管（Piccolo duct）的内侧端。空气经过由柔性导管相连接的笛形管管路，沿3，4和5号缝翼进行分配。热气经笛形管管壁上的喷口，如和，向缝翼表面喷射来加热表面。空气在防冰腔内流动，然后通过加速度槽进入后部，最后空气从缝翼底部表面的孔排出机外，如。 大翼防冰系统是用来防止在3，4和5号缝翼前缘出现结冰。该系统（左右大翼均有）使用来自气源系统的热空气，在所有飞行条件下都可用。 通常两个发动机引气供给气源系统。如果发动机出现故障，只有一个发动机提供热空气时,气源系统的交输引气活门打开，此时可又一台发动机给两个大翼提供热气，如。 大翼防冰系统只允许在空中连续工作，但也可在地面上进行测试。以防止缝翼受到过热损伤，地面测试在30秒后自动停止。
发动机进气系统的改装详细解说 发动机进气系统包括空气滤清器、进气歧管、进气门机构等。空气经空气滤清器过滤掉杂质后，流过空气流量计，经过进气道进入进气歧管，与喷油器喷出的汽油混合后形成比例适当的可燃混合气。通过进气门进入气缸点火燃烧，产生动力。 一、容积效率与充气效率 发动机运转时，每一循环所能获得空气量的多少，是决定发动机动力大小的基本因素。发动机的进气能力是用发动机的容积效率及充气效率来衡量的。 1、容积效率 容积效率是指每一个进气行程中，气缸所吸入的空气在标准大气压力下所占的体积与气缸活塞行程容积的比值。 由于空气进入气缸时，气缸内的压力比外面的大气压力低，而且压力值会有所变化，所以采用标准大气压的状态下的体积作为共通的标准。由于进气阻力及气缸内的高温作用，将吸入气缸的空气体积换算成标准大气压下的状态时，一定小于气缸的体积，因此自然吸气发动机的容积效率一定小于1。降低进气阻力、提高进气压力、降低进气温度、降低排气回压、加大进气门面积都可提高容积效率，而发动机在高转速运转时则会降低容积效率。 进气歧臂的长度对容积效率也有影响，因为进气歧管长度的变化引发了与容积效率有关的脉动及惯性效应。较长的进气歧管有利于提高发动机低转速时的容积效率，最大扭矩也会提高，但随着转速的提高，容积效率及扭矩都会急剧降低，不利于高速运转。较短的进气歧管则可提高发动机高转速时的容积效率，但会降低发动机的最大扭矩及其出现时机。因此，若要兼顾发动机高低转速的动力输出，维持在各转速下均有较高的容积效率，就要采用可变长度的进气歧管。 2、充气效率 充气效率是指每一个进气行程所吸入的空气质量与标准状态下（1个大气压、20℃、密度为
收稿日期:2011 01 15;修回日期:2011 03 05 作者简介:刘鹏飞(1983 ),男,硕士,主要研究方向为柴油机性能匹配;00liupengfei@https://www.doczj.com/doc/0312387451.html, 。 某高强化柴油机进气道的设计开发 刘鹏飞1,许俊峰1,韩 君2,蔡忠周1,王 良3 (1.中国北方发动机研究所,山西大同 037036; 2.中北大学机电工程学院,山西太原 030051; 3.装甲兵驻长春地区军事代表室,吉林长春 130103) 摘要:以未简化的某柴油机进气道为研究对象,使用三维流动力学软件完成了气道稳流试验台中气道-气缸流动的三维数值模拟计算,模拟计算的流场显示出了在气道试验台条件下空气流动过程的详细状况,气道性能评价参数(流通系数和涡流比)的流动计算结果与气道试验结果吻合较好。数值模拟精度表明,气道CFD 计算可以为发动机开发中气道设计提供理论依据。 关键词:柴油机;进气道;数值模拟;计算流体动力学 中图分类号:T K423.44 文献标志码:B 文章编号:1001 2222(2011)03 0017 03 进气道是柴油机的重要组成部分,它直接决定 了柴油机的充气系数,进而影响了柴油机的性能。某柴油机在强化设计中将直气道改为螺旋与切向气道组合,设计目标为平均涡流比0.9~ 1.3,本研究应用FIRE 软件对该柴油机气道 气门 气缸实体模型进行了三维流动计算,计算出流通系数和涡流比等相关参数,最后进行了试验验证。 1 进气道仿真 1.1 网格的划分 在CAD 模型中,气缸长度取试验时的1.75倍缸径,即192.5m m,气门升程的取值与试验时相同,分别为1,2,3,4,5,6,7,8mm 。 三维模型见图1,在FIRE 中生成的网格见图2,对气道一些部位的网格作了相应的细化(见图3),保证了计算结果的可靠性。 图1 进气道三维模型 图2 网格图 图3 网格细化图(放大) 1.2 仿真参数的设定 计算中的边界条件(边界条件的设定以试验为标准)如下:进口总压p 1=89.6kPa;总温T =293K;出口静压p 2=p 1- p =84.6kPa(压差 p =5kPa)。初始条件如下:p =89kPa,T =293K 。湍流模型采用 模型,收敛标准为10-4。1.3 计算结果及分析 1.3.1 沿气缸轴向截面流场分布 从图4可以看出,气门全开时(8m m 升程)由于进气气流被两个气门分开,因产生剪切层而引起大的速度梯度,于是产生湍流。因此,较高的进气流速会形成较大的速度梯度,从而产生更大的湍流动能,形成了整个气道中质量和动量交换最强烈的区域,此区域内湍动能和耗散率均最大。 图5示出经过进气阀中心纵截面流线分布,可以看到,气门座与气缸连接,形成突扩区域,对气体而言相当于后台阶流动,容易出现流动分离现象;而在两气门相邻区域内,一方面由于气门座的影响,流 动分离出现漩涡运动,另一方面,又由于两股进气气 第3期(总第194期)2011年6月车 用 发 动 机V EH ICL E EN GIN E N o.3(Serial N o.194) Jun.2011
航空发动机控制系统浅析 【摘要】航空发动机控制系统是一个多变量、时变、非线性、多功能的复杂系统，其性能的优劣直接影响发动机及飞机的性能。本文主要论述了航空发动机控制系统的发展历程、相关技术及其技术优缺点，并预测了国际发动机控制技术的未来发展。 【关键词】航空发动机控制系统;机械液压;FADEC;分布式;综合控制 1.概述 发动机的工作过程是极其复杂的气动热力过程，在其工作范围内随着发动机的工作条件和工作状态（如巡航、加速及减速等）的变化，它的气动热力过程将发生很大的变化，对于这样一个复杂而且多变的过程如果不加以控制，可以想象系统不但达不到设计的性能要求，而且根本无法正常工作。所以，航空发动机控制系统的目的就是使其在允许的环境条件和工作状态下都能稳定、可靠地运行，充分发挥其性能效益。 2.发展历程 随着航空发动机技术的不断进步和性能不断提高，其控制系统也由简单到复杂。航空发动机控制系统发展阶段的分类方法有很多种，目前，按发动机控制技术的发展和应用阶段大致分为以下4种，作简要介绍：（1）机械液压控制;（2）数字电子式控制;（3）分布式控制;（4）综合控制。 2.1 机械液压控制系统 机械液压控制系统：是使用基于开环控制或单输入单输出（SISO）闭环反馈控制等经典控制理论，采用由凸轮和机械液压装置组成的机械液压控制器即可成功地对发动机进行控制。 机械液压控制系统典型应用的机种：最典型的就是俄罗斯AN-*系列飞机。 这种简单的单输入单输出控制系统优点：（1）方法简单;（2）易于实现;（3）能保证发动机在一定使用范围内具有较好的性能。因此这种控制方法目前仍然应用于许多发动机的控制中。目前，国内运输机飞机上，发动机控制仍然用的是凸轮和机械液压装置组成的机械液压控制器。 随着发动机控制功能的增加，控制系统的复杂度也越来越大。这种简单的液压机械控制系统的缺点就显现了出来：（1）仅适用于：飞行速度比较小、飞行高度比较低、发动机的推力不大的飞机。（2）机械液压流量控制和伺服部件变得越来越大、越来越重、越来越昂贵。
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。因此电脉冲防冰系统可能成为下一代飞机的防冰系统。
目录 1.1．课题研究的目的和要求 (1) 1.2．航空发动机控制系统的发展 (2) 1.2.1．经典控制理论和现代控制理论在发动机控制中的应用 (2) 1.2.2．航空推进系统机械液压式控制器和数字式电子控制器 (4) 1.2.3．航空推进系统各部分独立控制与综合控制 (6) 1.3.航空发动机控制系统的基本类型 (6) 1.3.1.机械液压式控制系统 (7) 1.3.2.数字式电子控制系统 (7) 1.1．课题研究的目的和要求 航空发动机的工作过程是一个非常复杂的气动热力过程，随着环境条件和工作状态（如最大、巡航、加力及减速等）的变化，它要给飞机提供所需的时变推力和力矩，对这样一个复杂且多变的过程，如不加以控制，航空发动机是根本不能工作的。例如：某发动机在地面最大状态工作时，需油量是每小时2400kg；在15km高空、马赫数Ma为0.8时只有每小时500kg，需油量变化达5倍。若对供油量不加以控制，则发动机在飞机升高过程中，将发生严重的超温、超转，会使发动机严重损坏。因此，发动机控制的目的就是使其在任何环境条件和任何工作状态下都能稳定、可靠地运行，并且充分发挥其性能效益。 概括来说，航空发动机对控制的基本要求有： （1）在各种工作状态及飞行条件下，能最大限度地发挥动力装置的潜力，能有效的使用动力装置，以满足飞机
对动力装置的要求。具体来说，就是在最大状态下， 要能发出最大推力，以满足飞机起飞、爬高的要求； 在巡航状态下，耗油率要小，以满足经济性要求（即 飞机的航程要大）；慢车状态时则要求转速尽可能的 小，但又能保证发动机连续稳定的工作。 （2）过渡过程（启动、加速、减速、加力启动等）的调节时间尽可能地短，但又要保证动力装置能稳定、可靠 地工作。 （3）在各种工作状态及飞行条件下，保证动力装置不出现超转、过热、超载、喘振、熄火等不安全现象。 1.2．航空发动机控制系统的发展 航空发动机控制系统的发展大致可归纳为：由基于经典控制理论的单变量控制系统发展到基于现代控制理论的多变量控制系统，由机械液压式控制系统发展到数字式电子控制系统，由动力装置各部分的独立控制发展到各部分的综合控制。 1.2.1．经典控制理论和现代控制理论在发动机控制中的应用（一）经典反馈控制 早期飞机的飞行速度不高，发动机的推力也不大，所采用的亚声速进气道和收敛型喷管也不需要控制，这时的航空发动机采用的控制
第1卷第2期2010年5月航空工程进展 ADVANCES IN AERONAU TICAL S CIENCE AND ENGINE ERING Vol .1No .2M ay 2010 收稿日期:2010-05-04; 修回日期:2010-05-22通信作者:李航航,li h ang hang @https://www.doczj.com/doc/0312387451.html, 文章编号:1674-8190(2010)02-112-04 飞机结冰探测技术及防除冰系统工程应用 李航航,周敏 (北京航空工程技术研究中心,北京 100076) Engineering Application of Icing Detection Technique and Anti -icing and Deicing System on Aircraft Li Hang hang ,Zhou M in (Beijing Aeronautical Technology Research Cen ter ,Beijing 100076,China ) 摘 要:飞机结冰是飞行过程中所面临的严重安全隐患,不同气象条件下会产生各种不同的结冰类型。文章 介绍了几种常见冰型、成冰机理及其对飞机结构和系统可能产生的危害程度,分析研究了目前国内外飞机结冰探测技术的现状和发展趋势,总结了各种防除冰措施在飞机上的应用和技术特点,并以波音777飞机防除冰系统设计为例,说明典型飞机结构防除冰系统设计的特点和功能。关键词:飞机;冰型;结冰机理;结冰探测;防除冰系统 中图分类号:V 321.229 文献标识码:A Abstract :Icing is one of main facto rs that threaten the flight safety of an aircraft .There are different kinds of icing shapes under different weather conditions .The different kinds of icing shapes and icing mechanism and the harm for aircraft struc -ture and systems are presented in this paper .The development of icing detection technique is analyzed ,and the application and technical trait of d ifferent kinds of anti -icing and deicing system are summarized .Take the anti -icing and deicing sys -tem of Boeing 777fo r example ,the design trait and function of typical anti -icing and deicing sy stem are introduced .Key words :airc raft ;icing shape ;icing mechanism ;icing detectio n ;anti -icing and deicing sy stem 0 引言 飞机结冰是指在特定气象条件下在飞机表面产生水分凝结成冰的现象,多发生在飞机的升力表面(如机翼、尾翼)、螺旋桨和旋翼、发动机进气道、风挡玻璃、外露传感器等部件的迎风表面。飞机结冰严重威胁飞机的飞行安全。飞机发生轻度结冰就会降低飞机的飞行性能,主要表现为升力下降、阻力增加、升阻比大幅下降等,进而造成飞行姿态控制困难。严重结冰时可能造成飞机在小迎角下出现失速或操纵翼面发生失效等现象而造成机毁人亡。 据资料统计,飞机在飞行中因结冰问题而导致空难事故的概率超过15%。近年来,已经发生了多起因飞行结冰而造成的重大空难事故。如2009年6月法国A330客机在大西洋上空飞行时遇到恶劣天气发生结冰引起飞机坠毁,造成228人遇 难;2006年6月,我国一架特种飞机在执行任务中也因严重结冰而发生一等空难,造成数十人死亡。据美国FAA /NASA 统计,飞机出现结冰后导致空难事故中有10%以上是因为飞机结冰造成舵面操 纵失效[1] 。因此,研究飞机飞行中可能出现的结冰现象、结冰机理以及飞机是否结冰、结冰后的除冰效果等问题成为各国航空飞行器设计必须解决的迫切难题。 1 飞机结冰机理及危害分析 1.1 飞机结冰机理分析 容易发生积冰的云层主要有层云(Stratiform Cloud )和积云(Cumuliform C loud )两大类。层云类包括层云、层积云、高层云和雨层云,发生结冰的高度多在0～7km 范围,其垂直方向厚度多小于2.0km ,水平方向长度最大可达几百公里,液态水 含量通常在0.1～0.9g /m 3 范围,能使飞机发生连续积冰。积云类包括积云、高积云、雨积云等,发生结冰的高度多在1.2～7.3km 范围,其水平方向长度一般不超过10km ,厚度与长度相当,液态水