于 磊，张书晔，李 延

（1.航空工业沈阳飞机设计研究所，沈阳 110035；2.航空工业第一飞机设计研究院，西安 710089）

飞机发动机结冰是影响飞行安全的一个重要因素[1]。发动机热气防冰系统是通过导管将发动机压气机的高温气体输入防冰腔，加热防冰腔外表面以达到防冰的目的。对于双蒙皮防冰腔结构，在不同的飞行条件下，由于内、外蒙皮的换热边界条件不一致，使得内、外蒙皮的温度相差较大，内、外蒙皮的热变形量不一致，从而影响双层蒙皮之间的间隙值。如果没有相应的补偿措施保证蒙皮间隙，防冰腔在发生热变形后，蒙皮间隙将得不到保证，从而影响防冰效果[2]，甚至堵塞防冰通道或发生疲劳破裂，给飞机的安全带来隐患。因此，双蒙皮防冰腔结构的设计需具备较高的可靠性，并充分考虑防冰腔的热变形因素。国内外对发动机唇口热气防冰的数值研究多集中在不同结构防冰腔的防冰性能上[3-7]，对防冰腔的热变形研究相对较少。本文基于FLUENT软件对防冰腔的温度及压力场进行仿真计算，并利用NASTRAN软件对防冰腔的热变形量进行分析和校核，为双蒙皮防冰腔的设计和优化提供参考。

1 防冰腔工作原理

某发动机进气道唇口简化模型见图1，防冰腔是其中的红色区域。由于发动机引气能力不足，为提高防冰效率，因此将防冰腔设计为图2所示的双蒙皮结构。这种形式的防冰腔在工作时，热空气从笛形管上的笛形孔喷出后，直接加热前缘蒙皮，热气从内外蒙皮之间的防冰通道（图3）向后流动，加热外蒙皮，从而达到防冰的目的。……