冯丽娟，李冬，易贤

(1.中国航发商用航空发动机有限责任公司 设计研发中心，上海 201108)(2.中国空气动力研究与发展中心 空气动力学国家重点实验室，绵阳 621000)

民用航空发动机进气道防冰系统设计方法研究

冯丽娟1，李冬1，易贤2

(1.中国航发商用航空发动机有限责任公司 设计研发中心，上海 201108)(2.中国空气动力研究与发展中心 空气动力学国家重点实验室，绵阳 621000)

民用航空发动机进气道防冰系统为发动机在结冰条件下运行提供了安全保障，中国民航总局颁布的适航条款中对民用航空发动机在结冰环境中的运行也提出了安全性要求，但国内针对进气道防冰系统设计工作开展的研究较少，本文针对民用航空发动机进气道笛形管防冰系统的设计，介绍了国内外热气防冰系统的研究进展，阐述了进气道防冰系统的设计依据、设计方法、优化方法及试验验证方法，为民用航空发动机进气道防冰系统设计相关工作提供参考。

民用航空发动机；进气道；笛形管防冰系统

0 引 言

在结冰气象条件下，云层中含有大量温度低于0 ℃的液态过冷水滴。试验和飞行实践表明：空气中的过冷液滴撞击在发动机短舱进气道前缘唇口，形成的冰会使唇口气动外形发生变化，造成发动机进气量减少，降低发动机推力，严重时会产生压气机喘振等问题，导致发动机性能下降，且进气道冰脱落被吸入发动机，可能会造成飞机坠毁的事故，严重威胁着飞行安全。

进气道防冰系统是保证发动机进气流场品质以及飞机在结冰环境下安全运行的重要手段。……