民用飞机短舱进气道结构设计

某型单发涡桨飞机发动机进气道设计 摘要：在常规单发飞机的构型中绝大多数选择发动机安装在机头（少数水上飞机发动机安装在机身上部）。进气道的设计会影响到发动机进气效率，近而影响到发动机功率的输出。本文以某型单发涡桨飞机发动机进气道设计为例，列举出进气道设计要求和设计流程，以及进气道曲面造型设计，归纳出了一套适合涡桨类发动机进气道设计的方法，为同类型涡桨飞机进气道设计提供一种思路。

关键词：发动机短舱；进气道；设计流程；曲面外形。

1.概述 目前市场上轻型通用飞机常用的涡桨发动机主要有加拿大普惠公司的PT6A系列、霍尼韦尔公司的TPE331系列以及GE公司的H85发动机。进气道设计的主要目的是要满足发动机在各种工作状态下所需的进气量，具有较高的进气效能，与发动机匹配性好。高质量的发动机短舱外形和进气道关联融合设计会带来好的飞机气动性能和进气效能，使得发动机更好的为飞机提供动力。

本文以某型号的涡桨发动机进气道设计情况，梳理出进气道设计流程，并运用三维软件进行曲面造型，对曲面质量进行分析检查，结合CFD分析进行修改调整，最终完成进气道的设计。

2.进气道设计 飞机进气道的设计，必须结合选用的发动机进气具体情况，以及发动机短舱内的布置情况进行。亚音速进气道结构较为简单，其进气口前缘较为钝圆，以避免低速起飞时进口处气流分离。其内部的进气通道多为扩散形，在最大速度或巡航状态下，进入气流的减速增压过程大部分在进气口外面完成，进气通道内的流体损失不大，因而有较高的效率。

2.1进气道的设计要求 a） 要满足发动机在各种工作状态下所需的进气量，尤其要满足在地面最大起飞状态的进气量，不至于影响发动机的基本性能，在整个飞行包线内都安全可靠，不能使发动机由于流量问题出现喘振。

b） 要保证进气道具有较高的效能，与发动机匹配性好。 c） 保证进气道设计中要满足发动机进气道口的流场特性、流速均匀等，要保证进气道喉道马赫数的设计符合设计要求。

工程技术科技创新导报 Science and Technology Innovation Herald72辅助动力装置（A PS）在现代民用客机上的应用非常普遍，其本身为一台小型燃气涡轮机，主要在飞机主发动机启动前向飞机提供电源和气源。

地面时，电源可向飞机系统供电，提供正常勤务等用电，气源可用于发动机的起动、空调系统等；空中时，A PS可提供备用的电源和气源，可以向飞机供电和供气，包括保证环控系统的运转、对主发动机冷却和发动机叶片附面层吹除等功能。

A PS也可以作为一种紧急情况下的动力装置[1]。

A P S 作为吸气式动力系统，其位于系统循环最前端的进气系统部分主要将气流从飞机外导入A P S压气机中，为其提供正常运转所需的空气压力和空气流量。

由于A P S进气系统的一部分通常处于飞机外表面，当APS工作时开启的进气风门将会改变飞机的气动外形，可能会给飞机带来额外的气动阻力，降低飞机的经济性，因此进气系统的设计还与飞机气动布局紧密相关。

目前国外对A P S 进气系统的研究较为深入，该文就典型民用飞机A P S进气系统设计方法展开研究，为将来的A P S 进气系统设计提供参考。

1 APS进气典型流路分析A PS正常工作时，带动与其同轴连接的负载压气机和附件齿轮箱（内含交流发电机），为飞机提供气源和电源，外界空气首先经飞机表面进气口进入A P S进气道，然后再进入燃气涡轮发动机和负载压气机共用的进气通道，通常称为主进气口。

经主进气口进入A P S 的气体，一部分进入燃气涡轮发动机，先后流经燃气涡轮发动机的进气道、压气机，进入燃烧室点火燃烧，保证燃气涡轮发动机的正常工作，以带动负载压气机及交流发电机工作。

经主进气口进入A P S 的另一部分气体进入负载压气机，经过压缩后通过管道输送给飞机，可作为主发动机起动、主发动机流道及飞机表面流动控制（如压气机叶片附面层吹除、机身附面层吹除等）和主发动机冷却等的气源。

大型飞机短舱进气道防冰系统概述大型飞机的短舱进气道防冰系统是飞机上重要的防冰系统之一，它能够有效地防止在高空飞行时因空气中的水汽凝结成冰而影响飞机的安全飞行。

本文将对大型飞机短舱进气道防冰系统进行详细的概述，包括其工作原理、结构特点以及在飞行中的作用等方面。

一、短舱进气道防冰系统的工作原理短舱进气道防冰系统的工作原理主要是利用热空气对进气道表面进行加热，以防止空气中的水汽凝结成冰。

具体来说，当飞机在高空飞行时，由于飞行高度的升高，空气温度急剧下降，同时空气中的水汽会凝结成冰，这就会造成短舱进气道表面出现结冰的情况。

而短舱进气道防冰系统通过向进气道表面喷射热空气，使得进气道表面始终保持在适当的温度，从而防止冰的形成。

短舱进气道防冰系统一般由进气口、进气道、热空气喷射装置和控制系统等几个主要部分组成。

首先是进气口，它是短舱进气道防冰系统中的重要部分，进气口通常位于飞机机身的前部，用于引导空气进入到短舱进气道中。

进气口的设计要考虑到在高速飞行和各种恶劣气象条件下都能够正常工作，并且能够保证进气道内的气流稳定。

其次是进气道，进气道是短舱进气道防冰系统中起到通风导流和加热作用的部分，其结构设计要考虑到能够充分利用热空气对进气道表面进行加热，并且要能够确保进气道表面平整光滑，以及对进气口的保护。

再者是热空气喷射装置，热空气喷射装置是短舱进气道防冰系统中最重要的部分，它能够向进气道表面喷射高温的空气，从而有效地防止冰的形成。

喷射装置一般由热空气管道和喷嘴组成，其设计要考虑到能够充分利用发动机产生的热空气，同时要确保喷射的空气能够均匀地覆盖整个进气道表面。

最后是控制系统，控制系统是短舱进气道防冰系统的核心部分，它能够对系统的运行状态进行监测，并根据进气道表面的温度变化来控制热空气的喷射。

控制系统的设计要考虑到能够精确地对热空气进行控制，并且要能够对系统的运行状态进行实时监测，以确保系统能够正常工作。

短舱进气道防冰系统在飞行中起着至关重要的作用，它能够有效地防止进气道表面的冰的形成，从而保证飞机在高空飞行时能够保持良好的飞行性能。

大型飞机短舱进气道防冰系统概述大型飞机短舱进气道防冰系统是大型民用或军用飞机的重要组成部分，进气道防冰系统主要作用是防止飞机在高空飞行时气流中的冰雪沉积在引擎进气口处，从而影响飞机引擎的正常运行和安全飞行。

目前的大型飞机短舱进气道防冰系统大多采用热空气防冰技术。

热空气防冰技术是将来自飞机引擎燃烧室的热空气通过管路输送到进气道壁面上，以加热进气道表面，从而防止冰雪沉积。

由于进气道防冰系统对于飞机安全性至关重要，因此，大型飞机短舱进气道防冰系统必须考虑多种因素，包括效率、重量、可靠性、成本以及维护和修理等。

近年来，随着航空工业和科技的不断推进，大型飞机短舱进气道防冰系统也在不断提高和改良，主要表现在以下方面。

首先，大型飞机短舱进气道防冰系统采用了更高效的防冰技术。

热空气防冰技术仍然是主流，但是采用了更加高效的热空气输送管路设计和控制系统，从而提高了系统的能效。

其次，大型飞机短舱进气道防冰系统对于飞行状态的响应速度进行了优化。

当飞机的飞行状态发生变化时，进气道防冰系统需要及时调整热空气的输出量和位置，以提高防冰效果和飞机的安全性。

现在的防冰系统通过先进的控制技术，实现了快速响应和自适应调节的功能，从而使飞机更为安全可靠。

第三，大型飞机短舱进气道防冰系统还采用了新的防冰材料和涂层技术。

新的防冰材料可以提高热传导效率并减少热损失，从而提高防冰效果，减少能源消耗。

新的涂层技术可以增强进气道的表面硬度和耐磨损性，并通过特殊的涂层材料和构造，减少进气道表面的摩擦系数，从而减少冰雪积聚，提高系统的可靠性和耐久性。

第四，大型飞机短舱进气道防冰系统采用了更智能的监测系统和自适应控制技术。

现在的防冰系统可以通过传感器和参数采集系统，实时监测进气道表面的温度、沉积情况，然后通过控制器调节热空气的输出量和位置，以实时保持进气道表面的温度和状态，防止冰雪的积聚。

现代化的防冰监测系统和自适应控制技术，使得防冰系统更加智能化和高效化。

民用翼吊涡扇发动机短舱结构设计研究王加成【摘要】发动机作为翼下吊装的布局形式是现代民用客机的主流方式,而短舱作为发动机本体的整流罩、防火层和反向推力装置,其结构对飞机的发动机性能、重量、噪声、振动、操作性以及维护性等方面具有很大的影响.主要研究了翼吊涡扇发动机短舱的结构和组成形式.【期刊名称】《装备制造技术》【年(卷),期】2017(000)004【总页数】3页(P64-65,72)【关键词】民用飞机;涡扇发动机;短舱结构【作者】王加成【作者单位】上海飞机设计研究院,上海201210【正文语种】中文【中图分类】V235.1对于商用卡车而言，发动机前置，主减速器连接传动轴与后桥，动力从发动机传到主减速器，利用准双曲面齿轮来改变动力传递的方向，同时降低转速、增大扭矩，带动半轴齿轮、半轴、轮毂、轮胎转动，驱动车辆行驶。

主齿凸缘螺母装配在主减速器上，连接凸缘与主动齿轮，一方面提供保证主动齿轮正常转动的轴向力，另一方面为主齿轴承提供一定的轴承预紧力。

凸缘螺母一旦松脱，主减速器会很快失效，导致车辆无法行驶。

本文通过对30°楔形角螺纹的防松性能的研究来探讨如何将其应用到主齿凸缘螺母上，降低主齿凸缘螺母松脱的几率。

短舱的结构设计要求可分为以下几个方面：（1）载荷强度：由于发动机固定在短舱内，短舱应能够承受相应的限制载荷和疲劳载荷。

（2）气动效应：具有光滑的外形面，对于翼下吊挂区域复杂的气动区域能产生良好的气动效应，尽量减少气动阻力，并且在飞机的整个气动包线内，向发动机输送所需空气。

（3）结构功能：有足够的空间安装发动机外部机械系统和相关附件，着陆时能够提供反推力，具备足够面积安装用于降噪的衬垫，能够有效吸收发动机振动和噪声[1]。

（4）使用寿命：短舱的经济服务寿命应满足一定的飞行小时/飞行循环的要求。

（5）工作环境：短舱结构的工作环境多变，一般需满足在-74～＋55℃范围内正常工作。

（6）维护性：因具有良好的维修性，便于飞机航前航后的发动机检查和维修。

大型飞机短舱进气道防冰系统概述大型飞机的短舱进气道防冰系统是飞机上的重要部件之一，它能够在极端天气条件下为飞机提供保护，确保飞机能够安全地起飞和降落。

短舱进气道是指飞机上的进气道系统，在飞机飞行时负责将空气引入引擎进行燃烧，从而产生推力。

由于在高空环境中存在结冰的风险，因此短舱进气道防冰系统成为了一项必不可少的安全设备。

本文将对大型飞机的短舱进气道防冰系统进行概述，包括其工作原理、结构特点和应用场景等方面的介绍。

1. 工作原理短舱进气道防冰系统的工作原理主要是利用热能来防止结冰。

在高空环境中，气温往往极低，当飞机飞行时，短舱进气道表面的空气会迅速冷却并结冰，从而影响到气流的流畅性和机身结构的完整性。

为了解决这一问题，短舱进气道防冰系统通常会采用热空气或者电热元件来对短舱进气道进行加热，以保持其表面的温度在安全范围内，从而防止结冰的产生。

2. 结构特点大型飞机的短舱进气道防冰系统通常由加热系统、温度控制系统和监控系统等部件组成。

加热系统是系统的核心部分，通过加热元件对短舱进气道进行加热，以保持其表面的温度在安全范围内。

温度控制系统负责对加热系统进行控制，确保短舱进气道表面的温度能够在适当的范围内波动，以适应不同的飞行环境。

监控系统则用于监测短舱进气道的温度变化和飞行情况，一旦发现异常情况，将及时向飞行员报警。

3. 应用场景大型飞机的短舱进气道防冰系统对于飞机的安全性和可靠性有着重要的作用。

它能够在极端天气条件下为飞机提供防冰保护，确保飞机能够顺利完成起飞和降落任务。

随着航空技术的不断发展，短舱进气道防冰系统的性能和稳定性将继续得到提升，为航空运输的安全和便捷提供更为可靠的保障。

发动机短舱初步布置一、发动机短舱布置的一般要求—在飞机整个飞行包线内，向发动机输送所需空气—必须有效地将发动机内流和绕其的外流分离开来—短舱外流阻力尽量小—有足够的空间安装发动机机械系统和附件—具备足够面积安装用于降噪的衬垫—便于发动机的检查和维修二、发动机短舱的类型—分离喷流的发动机，安装在有不同喷口的吊舱中—混合喷流发动机，安装在全长吊舱中一般对于民航客机而言，多采用分离喷流式发动机，故本飞机采用分离喷流式发动机。

三、短舱几何参数的确定DIH—进气道唇口直径M H—主整流罩最大高度LC—主整流罩长度DFO—风扇出口处主整流罩直径DJ—核心发动机气流出口处整流罩直径LAB—燃气发生器后体长度参考同类飞机的发动机短舱参数，初步确定风扇直径D F=1.524m=60in，在无风海平面和标准大气压下起飞额定推力的总空气流量W a=310kg/s= 683.43lb/s，另外已经确定发动机涵道比μ=6，总压比OPR=22.6，最大使用马赫数M M0=0.82计算结果如下：进气道唇口直径为DIH=0.037W a+32.2=0.037×683.43+32.2=57.49in=1.46m主整流罩最大高度为M H=1.21D F=1.21×60=72.6in=1.84m主整流罩长度为LC=2.36D F−0.01(D F M M0)2=2.36×60−0.01×(60×0.82)2=117.39in=2.98m风扇出口处主整流罩直径为DFO=(0.00036μW a+5.84)2=(0.00036×6×683.42+5.84)2=53.53in=1.36m核心发动机气流出口处整流罩直径参考同类飞机取DJ=0.8m=31.5in燃气发生器后体长度参考同类飞机取LAB=0.8m=31.5in核心发动机气流入口处整流罩直径为DMG=(0.000475μW a+4.5)2=(0.000475×6×683.43+4.5)2=41.6in=1.06m作出发动机短舱外形如下：（单位：米）四、发动机短舱的安装1、短舱安装的要求（1）有适当的通道纵深度—为保证机翼的气动效率和降低短舱阻力，在机翼和短舱之间需留有间隙（2）有适当贯入度—尾喷口平面与机翼前缘之间的距离，既短舱与机翼重叠的程度—与通道纵深度协调，使干扰阻力尽量小（3）进气口距地面有足够的高度，以避免形成地面涡系，从地面吸入异物（4）反推力喷流方向的控制—必须控制反推力喷流方向，以保证其不对襟翼和机身造成气动干扰，并避免发动机重新吸入排出的热气流（5）防爆—虽然风扇和涡轮叶片飞出的可能性很小，但万一发生，应使碎片不会对飞机造成额外的危险（6）短舱离地高度—在着陆时发生折断时，不致危机动力装置2、发动机短舱安装位置的初步确定（1）展向位置对于双发飞机，发动机短舱沿展向位置一般位于33%~38%的半展长处，本飞机的发动机短舱初步确定安装于沿展向35%半展长处。

航空发动机进气道设计研究作者：宋航来源：《科学导报·学术》2019年第08期1前言航空发动机进气道用于为发动机提供均匀的进气条件，并测量进入发动机的流量。

进气道包括唇口段、测量段及扩张段。

进气道的设计需综合考虑各方面的因素，测试段内气流Ma数过大和过下都将导致测量不准确；此外扩张段扩张角也需适中，角度过大可能带来气流分离，角度过小又会导致长度偏长，压力损失增加。

本文针对某型航空发动机，采用理论设计和CFD验证相结合的方法进行进气道设计。

经优化比选后，测量段Ma范围为0.11～ 0.43，扩散段选取半角6°，测量截面各参数分布均匀，静压不均匀度为0.055%，进气道出口静压分布均匀光滑，静压不均匀度0.093%。

2设计方法本文所针对某型航空发动机进行进气道设计，流量范围17～62kg/s，发动机进口内径尺寸為1500mm。

2.1唇口段进气道唇口段采取双扭线型面使空气均匀流入测量段，在测量段一定位置安排测量截面测量总压和静压计算流量。

为了保证进气道测量截面处的速度场均匀，流量测量精度不高于±0.5%F.S，进气道进气喇叭口内壁按如下公式造型：式中：0.6D2.2测量段进气道通过在特征截面测量总压和静压参数来计算流量，由于静压测量对气流动压头特别敏感，因此，当进气道几何尺寸一定时，其流量测量范围是有限制的，工程上为保证测量精度，目前一般将测量段气流Ma数控制在0.1～0.6。

取测量截面位于唇口末端与测量段切点下游0.5D处。

2.3扩散段扩散段用于连接测量段与发动机试验件进口，扩张角一般选取半角6°左右。

3设计结果静压测量对气流动压头特别敏感，因此，当进气道测量段几何尺寸一定时，其流量测量范围是有限制的，工程上为保证测量精度，目前一般将管内气流Ma数控制在0.1以上。

为保证进气道在扩散段流场不因逆压力梯度而产生分离，扩张角选取半角6°。

然而过大的流速将导致测量段直径偏小，扩散段长度偏长，压力损失相应增加，整体重量也会升高。

大型飞机短舱进气道防冰系统概述范绍强摘要：飞机结冰是飞行安全的重大隐患。

本文在介绍目前的防/除冰现状分析的基础上，分析了典型飞机的短舱进气道防除冰系统架构，可作大型飞机短舱进气道防除冰系统设计时参考。

关键词：大型飞机;发动机短舱;防冰系统飞机积冰是飞机在积冰气象条件下飞行时，大气中的液态水在部件表面冻结并积聚成冰的物理过程。

结冰不仅增加飞机重量，而且破坏了飞机的气动外形;发动机进气系统结冰会使发动机引气不足，造成发动机功率降低，引致发动机喘振甚至熄火，同时脱落的积冰可能会流入发动机内部，损坏发动机造成事故。

研究发动机短舱进气道防除冰系统设计，具有重要意义。

1防除冰技术现状根据结冰防护所采用能量方式的不同，当前流行的飞机防除冰技术主要包含液体防除冰技术、机械防除冰技术和热防除冰技术。

1.1液体防除冰技术向防冰表面喷洒防冰液，防冰液与飞机部件所收集的水混合后其冰点低于表面温度，使水不致在表面上结冰。

可用作防冰液的有乙烯乙二醇、异丙醇、乙醇等。

防冰液的分配方法主要有通过微孔金属板、采用雾化喷嘴和利用离心力（主要针对直升机旋翼及螺旋桨）三种。

液体防除冰技术的优点是消耗功率小，缺点是防冰液装载量有限，防冰时间受影响，装载太多防冰液影响飞机的有效载重等。

1.2机械防除冰技术1.2.1气动套除冰技术利用粘贴在飞机表面的气动套的膨胀管交替充气和放气，使得气动套交替的膨胀与收缩，将附着在气动套外表面的冰破碎成小块且破坏了冰与气动套表面的附着力，然后被气流吹去。

除冰后，膨胀管收缩，以保持一定的气动外形。

气动除冰系统的特点是消耗的空气流量小，对低速飞机上实用性较好。

缺点是除冰时，膨胀管会凸出蒙皮表面，破坏飞机原有的气动外形，所以在现代高速飞机上应用较少。

1.2.2电脉冲除冰技术在金属蒙皮下方安装脉冲线圈，利用瞬间放电技术在金属蒙皮上形成电磁涡流场，从而使蒙皮产生作用时间极短的脉冲电磁力，使蒙皮快速鼓动，从而破除蒙皮表面上的冰层。

大型飞机短舱进气道防冰系统概述大型飞机短舱进气道防冰系统是飞机上非常重要的系统之一，它的作用是防止短舱进气道管道在飞行过程中结冰，确保飞机的正常运行和飞行安全。

在低温高空环境下，短舱进气道的管道容易受到结冰的影响，导致进气不畅甚至堵塞，严重影响飞机的动力系统和控制系统的正常运行。

短舱进气道防冰系统的设计和运行对于飞机的安全飞行至关重要。

目前，大型飞机短舱进气道防冰系统一般采用的是热气流防冰系统。

这种系统通过向短舱进气道输送热空气来防止管道结冰，保持进气道的畅通。

下面将从系统原理、主要部件和运行特点等方面对大型飞机短舱进气道防冰系统进行详细介绍。

系统原理大型飞机短舱进气道防冰系统的原理是利用热气流来防止管道结冰。

系统由多个热气流装置组成，这些装置通常安装在进气道的关键部位，如进气口、进气道管道等处。

热气流装置一般由燃烧室、热气管道和喷咀等部件组成。

在飞机运行过程中，系统会通过控制燃烧室的燃烧和热气管道的输送，向进气道输送热空气，从而在一定范围内使管道保持温度在一个适宜的范围内，避免结冰的发生。

主要部件大型飞机短舱进气道防冰系统的主要部件包括燃烧室、热气管道、喷咀、控制系统等。

燃烧室是系统的核心部件，它主要负责产生热气流。

燃烧室内通常燃烧液体燃料，产生高温高压的燃烧气体。

燃烧气体经过热气管道输送到进气道的关键部位，通过喷咀向进气道输送热气流。

热气管道是热气流的输送通道，其设计和布置需要考虑进气道的结构和空间限制。

通常热气管道会经过一定的隔离和保护措施，以确保在恶劣气象条件下热气流仍能正常输送，不受外部环境的影响。

喷咀是热气流的喷射装置，其设计和布置需要考虑进气道的结构和空间限制。

喷咀一般安装在进气口、进气道管道等关键部位，通过控制喷咀的开闭和喷射方向，来调控热气流的输送范围和强度。

控制系统是系统的大脑，主要负责监测进气道结冰情况，调整燃烧室的燃烧和热气管道的输送，以确保热气流能够有效防止管道结冰，保证系统的正常运行。