民用航空渦扇發(fā)動機進氣系統(tǒng)結(jié)冰高空模擬試驗技術(shù)要求研究

張瓊 文剛

摘 要：高空模擬試驗是民用航空發(fā)動機適航取證的符合性驗證手段之一?；谥袊窈揭?guī)章CCAR-33部33.68條款“進氣系統(tǒng)結(jié)冰”的要求，對進氣系統(tǒng)結(jié)冰高空模擬試驗驗證開展研究，以表明符合性。本文提出了進氣系統(tǒng)的結(jié)冰試驗點的選取方法、分析了試驗的流程、明確了試驗結(jié)果評估方法，并針對試驗設(shè)備提出了高空艙、測試裝置和試驗設(shè)備配備要求，介紹了典型符合性驗證案例。本研究可為國內(nèi)民用航空發(fā)動機開展進氣系統(tǒng)結(jié)冰適航符合性驗證工作提供技術(shù)支持。

關(guān)鍵詞：適航； 進氣系統(tǒng)結(jié)冰試驗； 高空模擬試驗； 渦扇發(fā)動機； 試驗技術(shù)要求

中圖分類號：V351.12 文獻標識碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2023.03.010

基金項目： 中國航發(fā)渦輪院穩(wěn)定支持項目

飛機在結(jié)冰條件下飛行時，發(fā)動機進氣道內(nèi)表面、進氣錐和風扇/增壓級均可能發(fā)生結(jié)冰，這些部件的結(jié)冰使得進氣系統(tǒng)流通面積減小，造成壓氣機吸入空氣量減少，輕則導(dǎo)致發(fā)動機推力下降[1]，重則積冰脫落導(dǎo)致葉片損傷甚至造成發(fā)動機停車的嚴重后果，直接影響到飛機系統(tǒng)的安全。

根據(jù)我國民用航空規(guī)章CCAR-33-R2《航空發(fā)動機適航規(guī)定》33.68條款“進氣系統(tǒng)的結(jié)冰”中的要求[2]：在中國民用航空規(guī)章第25部附錄C[3]中規(guī)定的連續(xù)最大或間斷最大結(jié)冰狀態(tài)下，發(fā)動機在其整個飛行功率范圍內(nèi)的工作中，發(fā)動機部件上不應(yīng)出現(xiàn)影響發(fā)動機工作或引起功率、推力嚴重損失的結(jié)冰情況。目前，結(jié)冰條款的符合性驗證主要采用地面結(jié)冰風洞試驗、數(shù)值模擬計算以及飛行試驗進行。地面結(jié)冰風洞試驗即高空模擬試驗，它是能夠在航空發(fā)動機研制過程中實現(xiàn)其全工作包線范圍內(nèi)性能/特性摸索與考核的唯一手段，是發(fā)動機研制過程中最有效的性能調(diào)試和技術(shù)攻關(guān)手段[4]。因此，為滿足適航條款的要求，民用航空渦扇發(fā)動機在開展發(fā)動機進氣系統(tǒng)結(jié)冰試驗適航取證過程中，高空模擬試驗是必須開展的符合性驗證工作之一。

國內(nèi)外相關(guān)學者針對航空發(fā)動機結(jié)冰問題開展了大量的試驗研究[5-13]，但是幾乎未提及結(jié)冰高空模擬試驗的研究。國內(nèi)由于民用航空發(fā)動機研制起步較晚，關(guān)于航空發(fā)動機結(jié)冰研究工作比較少，董威、楊軍等利用小型結(jié)冰風洞對零級導(dǎo)向葉片及進口支板開展試驗[14-15]，但未開展過發(fā)動機整機進氣系統(tǒng)結(jié)冰試驗。本文根據(jù)國產(chǎn)大飛機動力適航取證需求，在上述成果的基礎(chǔ)上，圍繞民用航空發(fā)動機適航規(guī)章CCAR-33.68條款的要求，從發(fā)動機進氣系統(tǒng)結(jié)冰高空模擬試驗的要求、試驗方法的選擇、試驗設(shè)備的改造、典型案例等方面進行總結(jié)研究，為國內(nèi)民用航空發(fā)動機開展進氣系統(tǒng)結(jié)冰適航符合性驗證工作提供技術(shù)支持。

1 試驗要求

1.1 CCAR-33-R2部33.68條款“進氣系統(tǒng)結(jié)冰”的要求

民用航空發(fā)動機進氣系統(tǒng)結(jié)冰試驗，要求在適航規(guī)章CCAR33-33.68條款“進氣系統(tǒng)結(jié)冰”[2]所要求的結(jié)冰條件[3]下進行，即發(fā)動機在整個飛行功率范圍內(nèi)不出現(xiàn)影響發(fā)動機工作或引起功率嚴重損失的結(jié)冰情況，即可以安全運行。同時，在凍霧天氣下飛機可能在很長一段時間里停在跑道上等待起飛，此時積冰不能對發(fā)動機產(chǎn)生有害影響。在開展民用航空發(fā)動機進氣系統(tǒng)結(jié)冰高空模擬適航符合性驗證工作中，需圍繞適航規(guī)章的規(guī)定和要求，開展結(jié)冰試驗點的分析、試驗方法和流程的研究。具體要求如下[2]：在所有防冰系統(tǒng)工作時，每型發(fā)動機必須滿足下列要求：（a） 在航空規(guī)章第25 部附件C中規(guī)定的連續(xù)最大或間斷最大結(jié)冰狀態(tài)下，發(fā)動機在其整個飛行功率范圍（包括慢車）內(nèi)的工作中，在發(fā)動機部件上不應(yīng)出現(xiàn)影響發(fā)動機工作或引起功率或推力嚴重損失的結(jié)冰情況。（b）在臨界狀態(tài)進行引氣防冰時，地面慢車 30min，不出現(xiàn)不利影響，此時大氣的溫度在-9～ -1℃，每立方米含液態(tài)水不少于 0.3g并且以平均有效直徑不小于20μm的水珠形式存在，接著發(fā)動機以起飛功率或推力進行短暫的運轉(zhuǎn)。在30min慢車運轉(zhuǎn)期間，該發(fā)動機可以以中國民用航空局接受的方式周期性地加速運轉(zhuǎn)到中等功率或推力調(diào)定值。

1.2 進氣系統(tǒng)的結(jié)冰高空模擬試驗點選定

航空渦輪風扇發(fā)動機結(jié)冰主要是指發(fā)生在發(fā)動機進氣道前緣、 帽罩、風扇、分離環(huán)、壓氣機轉(zhuǎn)子和靜子葉片、導(dǎo)流隔板等關(guān)鍵部件發(fā)生的結(jié)冰現(xiàn)象[16]。進氣系統(tǒng)的結(jié)冰試驗點由三部分組成，包括適航規(guī)章所要求的試驗點、結(jié)冰關(guān)鍵點分析（CPA）中得到的對發(fā)動機正常工作影響最大的試驗點及基于自身經(jīng)驗所確定的試驗點[17] 。根據(jù)高空模擬試驗的特點，本試驗需從這三個部分提取進氣系統(tǒng)的結(jié)冰高空模擬試驗點。結(jié)冰關(guān)鍵點分析方法如下：CPA指在發(fā)動機工作包線范圍內(nèi)，通過分析的方法，確定最為嚴酷的結(jié)冰條件[18]。CPA的目的是尋找比適航規(guī)章明確要求的試驗點更為嚴酷的結(jié)冰條件，并在結(jié)冰取證試驗中對這些結(jié)冰條件予以驗證。

為表明33.68條款的符合性，應(yīng)在聲明的發(fā)動機工作包線內(nèi)，通過分析識別得出結(jié)冰關(guān)鍵工作試驗點。相關(guān)經(jīng)驗表明，結(jié)冰關(guān)鍵點分析應(yīng)涵蓋CCAR-25部附錄C、CCAR-29部附錄C中描述的結(jié)冰條件。同時，應(yīng)當結(jié)合上述附錄與航空器飛行速度范圍，以及定義的發(fā)動機功率或推力，進行關(guān)鍵點分析。并且，關(guān)鍵點分析中還應(yīng)當包括在結(jié)冰環(huán)境中長時間飛行（如空中盤旋等待階段）或重復(fù)遭遇結(jié)冰環(huán)境的情況。在關(guān)鍵點分析中，通過以上要素的組合，應(yīng)當識別得出最關(guān)鍵的結(jié)冰工況條件[19]。

1.3 試驗流程研究

根據(jù)前面的研究發(fā)現(xiàn)，進氣系統(tǒng)結(jié)冰試驗關(guān)鍵是要確定測量參數(shù)、監(jiān)控主要性能參數(shù)，最后評估試驗的結(jié)果是否滿足適航要求。流程中主要任務(wù)如圖1所示。

（1）試驗要求（試驗前）

試驗前應(yīng)確定出最關(guān)鍵的測量參數(shù)，這些參數(shù)可以顯示出發(fā)動機積冰和脫冰的情況。這些參數(shù)將作為表明規(guī)章符合性的關(guān)鍵證據(jù)，并且，這些參數(shù)將有助于校驗和證明結(jié)冰關(guān)鍵點分析的假設(shè)。在進行結(jié)冰試驗時，需要對這些參數(shù)進行監(jiān)控，以表征發(fā)動機在結(jié)冰條件下的工作狀況。還應(yīng)按適航規(guī)章的規(guī)定收集確定水滴尺寸的方法和程序。在距離發(fā)動機進口界面不超過1.5m處和發(fā)動機進氣道內(nèi)或進氣管路中測量液態(tài)水的含量和水滴尺寸。

對國外典型民用航空發(fā)動機的結(jié)冰試驗相關(guān)資料進行研究，發(fā)現(xiàn)發(fā)動機在開展高空臺進氣系統(tǒng)結(jié)冰試驗前，應(yīng)按表1和表2的要求進行關(guān)鍵參數(shù)測量。在無飛機系統(tǒng)引氣和功率提取下，起動發(fā)動機并實時記錄發(fā)動機的性能參數(shù)，在試驗后將試驗結(jié)果與試驗規(guī)范進行對比分析，以確定進氣系統(tǒng)結(jié)冰對發(fā)動機性能的影響。表1中，T0表示發(fā)動機進口氣流總溫；V表示速度；H表示高度；D表示平均空氣中液態(tài)水的含量（持續(xù)）；Q表示有效水滴直徑。

（2）試驗要求（試驗中）

試驗中可參考表3的要求開展航空發(fā)動機進氣系統(tǒng)結(jié)冰高空模擬試驗，并連續(xù)記錄發(fā)動機的轉(zhuǎn)速、振動值以及推力等性能參數(shù)，并確保這些參數(shù)符合型號規(guī)范的使用限制要求。表明在進氣系統(tǒng)結(jié)冰條件下發(fā)動機運行時，發(fā)動機不會發(fā)生熄火、持續(xù)功率損失、喘振、失速和降轉(zhuǎn)。如果發(fā)動機裝有防冰系統(tǒng)，應(yīng)開啟防冰系統(tǒng)再進行試驗。另外，在發(fā)動機服役期間，自動恢復(fù)系統(tǒng)可以避免多種情況的功率衰減。但是，因為自動恢復(fù)系統(tǒng)屬于備份裝置，所以在表明符合性的過程中，不應(yīng)使用自動恢復(fù)系統(tǒng)。

1.4 評估方法研究

根據(jù)33.68條款的要求，民用航空渦扇發(fā)動機開展進氣系統(tǒng)結(jié)冰試驗以后不應(yīng)出現(xiàn)影響發(fā)動機工作或引起功率或推力嚴重損失的結(jié)冰情況。經(jīng)研究，試驗通過的評估方法主要包括功率損失評估和機械損傷評估。具體要求有以下幾個方面。

（1） 功率損失評估

在所有的結(jié)冰試驗期間，發(fā)動機上的積冰不應(yīng)對發(fā)動機工作產(chǎn)生不利影響。積冰可能會對發(fā)動機工作產(chǎn)生不利影響（如喘振、失速、降轉(zhuǎn)、熄火、高幅振動、加速遲緩、推力或功率桿無響應(yīng)），或者導(dǎo)致持續(xù)功率或推力損失。

（2） 機械損傷評估

發(fā)動機不應(yīng)出現(xiàn)任何由適航條款要求的結(jié)冰試驗導(dǎo)致的超限損傷。如果有限損傷導(dǎo)致的功率損失較小，則這些損傷是可接受的。另外，必須全面考慮由于重復(fù)遭遇結(jié)冰環(huán)境所導(dǎo)致的累積損傷（機械損傷的定量數(shù)值需視發(fā)動機的實際情況而定）。

2 試驗設(shè)備

航空發(fā)動機進氣系統(tǒng)結(jié)冰高空模擬試驗所需設(shè)備主要包括高空艙、測試裝置和試驗設(shè)備等。

2.1 高空艙設(shè)備的選擇

據(jù)研究，民用航空渦扇發(fā)動機進氣系統(tǒng)結(jié)冰高空模擬試驗一般在帶有冰云發(fā)生裝置的高空艙內(nèi)進行。目前，國內(nèi)高空臺的模擬高空試驗設(shè)備主要有供氣、抽氣和加溫、降溫設(shè)備，要開展進氣系統(tǒng)結(jié)冰試驗，還需增加一些特殊測量系統(tǒng)，并對設(shè)備進行局部改裝，在發(fā)動機進氣管路上加裝噴水霧裝置就可保證離發(fā)動機進口一定距離處，建立前文所要求的結(jié)冰條件。

當前航空發(fā)動機進氣系統(tǒng)的結(jié)冰高空模擬試驗主要通過直接連接式和亞聲速自由射流式兩種形式開展。

（1） 直接連接式[4]

直接連接式結(jié)冰試驗設(shè)備主要包括噴水柵、試驗的發(fā)動機、高空試驗艙、排氣管道、照相機、有機玻璃觀察管道、發(fā)動進口氣流總溫測量裝置、發(fā)動進口氣流總壓測量裝置，以及高空試驗艙內(nèi)發(fā)動機周圍環(huán)境壓力測量裝置。在直接連接式高空試驗艙的空氣流量計后，裝有一組多噴嘴噴水柵，艙內(nèi)還有照相觀察設(shè)備等。這種形式多用于軍用發(fā)動機。

（2） 亞聲速自由射流式

亞聲速自由射流式結(jié)冰試驗設(shè)備主要包括噴水柵、試驗的短艙和發(fā)動機、高空試驗艙、排氣管道、照相機、進氣吹風噴管、發(fā)動進口氣流總溫測量裝置、發(fā)動進口氣流總壓測量裝置以及高空試驗艙內(nèi)發(fā)動機周圍環(huán)境壓力測量裝置。在直接連接式高空試驗艙的隔板上，裝一個吹風噴管，噴管的空氣質(zhì)量流量約為1.05倍的發(fā)動機質(zhì)量流量，其中5%的流量繞過發(fā)動機或發(fā)動機短艙。噴管內(nèi)裝有多噴嘴噴水柵，艙內(nèi)也裝有照相觀察等設(shè)備。由于軍用飛機進氣道形狀復(fù)雜，尺寸各異，這種形式不宜采用，因而亞聲速自由射流式結(jié)冰試驗設(shè)備只適用于短艙式的民航飛機發(fā)動機的結(jié)冰試驗。

國外實踐證明，直接連接式模擬高空試驗已成為評價和鑒定飛機發(fā)動機結(jié)冰系統(tǒng)最受歡迎的方法。國外曾做過這樣的統(tǒng)計和比較，直接連接式模擬高空試驗中14天的環(huán)境結(jié)冰試驗，相當于120天的飛行試驗中的環(huán)境結(jié)冰試驗[4]。

2.2 測試裝置及方法

發(fā)動機高空試驗測試系統(tǒng)一般包括試驗測試參數(shù)、臺架測試設(shè)備、操縱臺監(jiān)視儀表、計算機監(jiān)視系統(tǒng)、熒屏顯示系統(tǒng)、監(jiān)視與報警系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集與處理系統(tǒng)等。進氣系統(tǒng)結(jié)冰高空模擬試驗還需關(guān)注結(jié)冰噴霧系統(tǒng)測試和結(jié)冰探測。

（1） 結(jié)冰噴霧系統(tǒng)測試

相關(guān)資料表明，國外典型民用航空渦扇發(fā)動機結(jié)冰噴霧系統(tǒng)需要測試的參數(shù)見表4。其中，Vin表示進流速度；pt表示進口氣流總壓；T0表示進口氣流總溫；ps表示進口氣流靜壓；N表示轉(zhuǎn)速。

（2） 結(jié)冰探測方法

噴水后需確定發(fā)動機是否結(jié)冰，結(jié)冰量和預(yù)估的結(jié)冰范圍是否滿足適航要求。相關(guān)實踐表明，這些數(shù)據(jù)很難直接觀察得到，而且由于高空臺試驗設(shè)備的安全保護措施，導(dǎo)致在結(jié)冰后不能立即開啟艙蓋，故結(jié)冰探測方法研究很關(guān)鍵。根據(jù)國內(nèi)外結(jié)冰探測技術(shù)的發(fā)展，當前對發(fā)動機結(jié)冰現(xiàn)象的探測主要依靠結(jié)冰信號器，該類信號器依據(jù)產(chǎn)品外形可以分為外伸式和內(nèi)埋式兩種。需要根據(jù)高空臺的設(shè)備情況和發(fā)動機的特點進行選擇。

2.3 試驗設(shè)備的確定

航空發(fā)動機進氣系統(tǒng)結(jié)冰高空模擬試驗設(shè)備應(yīng)能模擬高空試驗狀態(tài)的結(jié)冰氣象條件，根據(jù)第2.1節(jié)的研究結(jié)果，進氣系統(tǒng)的結(jié)冰高空模擬試驗建議使用直連式試驗設(shè)備。該設(shè)備的管道直接與發(fā)動機的前法蘭安裝邊連接，以防止進氣溢流現(xiàn)象發(fā)生。根據(jù)確定的進口氣流速度、氣流溫度、液態(tài)水含量、水滴尺寸開展結(jié)冰試驗研究。為了確保航空發(fā)動機進氣系統(tǒng)結(jié)冰試驗順利開展，除了配備直接連接式高空模擬試車臺之外，還必須配備一套結(jié)冰噴霧系統(tǒng)。同時，還應(yīng)確保試驗設(shè)備能夠產(chǎn)生滿足CCAR-33.68條款要求的云霧模擬條件。試驗中還應(yīng)用高速攝影系統(tǒng)或視頻磁帶機、頻閃光源來監(jiān)視和記錄結(jié)冰過程。另外，進氣總壓、總溫等測量受感部要附帶用熱空氣或用電加溫的裝置。

應(yīng)考慮的重點關(guān)注項目如下：結(jié)冰試驗設(shè)備的描述，包括噴霧系統(tǒng)的布置、噴嘴、供水系統(tǒng)、供氣系統(tǒng)，以及試驗設(shè)備的操作；測試功能應(yīng)包括設(shè)備運行監(jiān)測、云霧模擬，以及云霧特性的確定；空氣/水流量工作圖；濕度的測定；結(jié)冰試驗前臺架功能檢查；設(shè)備試驗程序；試驗數(shù)據(jù)測量的準確性和能力描述。

3 國外某型民用航空渦扇發(fā)動機進氣系統(tǒng)結(jié)冰高空模擬試驗

國外某型民用航空渦扇發(fā)動機進氣系統(tǒng)結(jié)冰試驗所選擇的試驗點應(yīng)能代表CCAR-25部附錄C規(guī)定的結(jié)冰包線。試驗點應(yīng)至少包括CCAR-33.68條款要求的試驗點和CPA得到的試驗點，并按需增加基于自身經(jīng)驗所確定的試驗點。其中，條款要求的試驗點見表5。試驗點1～試驗點4分別代表了典型的空中明冰結(jié)冰條件，其中，對于試驗點2與試驗點3而言，試驗時間通常為10min。如果試驗過程中發(fā)動機沒有形成自然脫冰循環(huán)，則需要更長的試驗時間，直至形成穩(wěn)定的脫冰循環(huán)。試驗點5～試驗點8分別代表了典型的空中霜冰結(jié)冰條件，對于試驗點6和試驗點7，有類似的試驗時間要求。試驗點9代表了明冰條件下空中保持的狀態(tài)，模擬飛機穿過典型長度的層云（液態(tài)水含量為0.3g/m3，穿云時間為6min）與積云（液態(tài)水含量為1.7g/m3，穿云時間為1min）的條件。要求試驗持續(xù)時間足夠表明發(fā)動機可以重復(fù)、穩(wěn)定工作（或者最大45min）。試驗點10代表了霜冰條件下空中保持的狀態(tài)，同樣要求試驗持續(xù)時間足夠表明發(fā)動機可以重復(fù)、穩(wěn)定工作（或者最大45min）。

針對特定的發(fā)動機設(shè)計，CPA的目是在所確定的發(fā)動機工作包線內(nèi)，通過分析識別得出關(guān)鍵結(jié)冰條件。CPA不能替代試驗，而是提供了一個預(yù)測關(guān)鍵試驗點的方法。如果能夠證明CPA試驗點與表5中條款要求的試驗點等效，則CPA試驗點可以替代表5中的試驗點。否則，CPA試驗點用于補充表5中的試驗點。表5中，T0表示發(fā)動機進口氣流總溫；D表示平均空氣中液態(tài)水的含量（持續(xù)）；Q表示有效水滴直徑；W表示發(fā)動機功率狀態(tài)；L表示運行持續(xù)時間。

開展CPA時，應(yīng)當考慮脫冰損傷、發(fā)動機工作特性和壓氣機再匹配、核心機和增壓級結(jié)冰堵塞、傳感器故障等因素。CPA包含了大量的結(jié)冰仿真計算，應(yīng)首先對第25部附錄C的結(jié)冰包線進行離散，得出數(shù)量龐大的離散點。之后，針對發(fā)動機不同功率狀態(tài)，對每個離散點所對應(yīng)的結(jié)冰條件逐一進行結(jié)冰計算，并進行脫冰評估，以及對發(fā)動機性能、結(jié)構(gòu)損傷的影響分析。國外某型號民用航空渦扇發(fā)動機進氣結(jié)冰試驗建議采用直連式試驗設(shè)備，并配備結(jié)冰噴霧系統(tǒng)、高速攝像系統(tǒng)等，對于進氣總壓、總溫等測量受感部要附帶用熱空氣或用電加溫的裝置。研究成果可為下一步我國民用航空渦扇發(fā)動機進氣系統(tǒng)結(jié)冰符合性驗證試驗提供參考。CPA分析結(jié)果見表6。

一般而言，為進一步縮減試驗點數(shù)量，將表6中的CPA分析結(jié)果與表5中規(guī)章要求的試驗點再進行逐一比對，刪除表6中不如表5嚴酷的試驗點，選擇出最終的CPA試驗點，以代表條款要求試驗點所不能覆蓋的嚴酷結(jié)冰條件。

經(jīng)過進一步計算分析，刪除了表6中的試驗點1與試驗點3，僅保留試驗點2作為最終CPA試驗點。該型號發(fā)動機進氣系統(tǒng)結(jié)冰試驗共包含11個空中試驗點，見表7，試驗點2為最終確定的CPA試驗點，即表6中的試驗點2，其余10個試驗點為表5中條款要求的試驗點。

該型號發(fā)動機結(jié)冰試驗最終結(jié)果顯示，結(jié)冰最嚴酷的試驗條件為試驗點1與試驗點2，均對應(yīng)發(fā)動機最小慢車下降功率。該功率為發(fā)動機空中運行時的最小功率狀態(tài)，此時發(fā)動機風扇轉(zhuǎn)速也最低，風扇葉片轉(zhuǎn)動帶來的脫冰效應(yīng)也最差。因此，在最小空中慢車狀態(tài)下，發(fā)動機的結(jié)冰量，以及冰脫落后造成的性能與損傷影響也最嚴酷，應(yīng)當予以格外關(guān)注。

4 結(jié)論

本文圍繞CCAR-33-R2部中33.68條款適航要求，針對民用航空渦扇發(fā)動機適航取證中進氣系統(tǒng)結(jié)冰高空模擬試驗需求，進行了技術(shù)要求分析，得到以下結(jié)論：

（1） 開展進氣系統(tǒng)結(jié)冰高空臺試驗前必須結(jié)合CPA和飛機結(jié)冰點分析等因素確定試驗點。

（2） 航空發(fā)動機進氣系統(tǒng)結(jié)冰試驗前應(yīng)確定關(guān)鍵測量參數(shù)，在試驗中進行測量記錄，并在試驗后將結(jié)果與試驗要求進行對比分析，以確定試驗后發(fā)動機的推力損失、機械損傷等滿足要求，不會出現(xiàn)影響發(fā)動機工作或引起功率或推力嚴重損失的結(jié)冰情況。

（3） 進氣結(jié)冰試驗建議采用直連式試驗設(shè)備，并配備結(jié)冰噴霧系統(tǒng)、高速攝像系統(tǒng)等，對于進氣總壓、總溫等測量受感部要附帶用熱空氣或用電加溫的裝置。研究成果可為下一步我國民用航空渦扇發(fā)動機進氣系統(tǒng)結(jié)冰符合性驗證試驗提供參考。

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Test Technology Method of Induction System Icing Altitude Simulation Test of Civil Aviation Turbofan Engine

Zhang Qiong1， Wen Gang2

1. Engineering Research Center of Intelligent Air-space Integration Vehicle and Control of Ministry of Education，Xihua University，Chengdu 610039，China

2. AECC Sichuan Gas Turbine Establishment， Mianyang 621703，China

Abstract： High-altitude simulation test is one of the conformity verification methods for civil aero-engine airworthiness certification. Based on the requirements of Clause 33.68 of CCAR33， Civil Aviation Regulations of China，"Air intake system icing"， the high-altitude simulation test verification of air intake system icing is studied to show the compliance. The selection method of icing test point of air intake system is put forward， the test flow is analyzed， and the evaluation method of test results is defined. The requirements of high empty warehouse， test device and test equipment are put forward for test equipment， and typical compliance verification cases are introduced. This study can provide technical support for domestic civil aero-engines to verify the airworthiness of air intake system icing.

Key Words： airworthiness； air intake system icing test； high altitude simulation test； turbofan engine； test technical requirements