涡轴发动机的防冰系统与试验设备

ｃＳＡＡ２００卜ＰＨ－啪４涡轴发动机的防冰系统与试验设备

武汉航空仪表有＿陧责任公司潘由甲

主题词：淳动毋防冰系统试验设备

一、直升机及萁发动机的防冰要求

直升飞机飞行空域为中低空，遭遇结冰环境豹机会多，其气动特性是既育迎面气流又有下洗气流，增加了结冰的不确定性，直升机的旋翼更加重了结冰的严酷性．

国军标对直升机进气道、风挡，旋翼和整机的防冰要求都作了详细规定。条文中规定：“当直升机被要求在结冰条件下工作时．其进气系统应是防冰的”；“具有完全防冰的直升机，其发动机进气系统应有持续防冰措施”；“防冰系统的接通可以是自动的、也可是手动的”，“如结冰探测器与发动机分开安装，则要采用自动接通防冰系统．同时还要提供手动操作装置。防冰系统应有指示该系统处于工作状态的信号”。

涡轴系统发动机是直升机动力研制的产品，ＧＪＢ２４２—８７规定了其防冰试验条件，要求在表１所列条件下，防冰系统应保证发动机不结冰，可以正常工作。其中在第一部分条件和每一功率状态下（慢车、２５％最大连续、５０％最大连续、最大连续和最大功率），发动机应至少工作１０分种；第二部分包括ｌ小时功率不移动的慢车运转。

表１

海平面防冰条件第一部分第二部分发动机进口总温℃一２０±ｌ－５±ｌ一５±】

飞行速度ｌ皿／ｈ０～１１００～１１００～１１０

飞行高度ｍ０～１５０Ｏ～１５００～１５０

Ｉ平均有效水滴直径ｐｍ２０±５２０±５３０±５空气中液态水含量ｇ向３１±０．２５２±０．２５０．４±０．１

以ｗｚ９发动机为例，其防冰系统是通过从离心压气机后引气来对所需要防冰的部位进行加温。防止发动机的进气道涡流叶片、分离器鼻锥、压气机导向叶片等部位结冰；在控制方砸要求具备两种控制方式：

自动控制：系统根据防冰探测器检测信号，自动进行防冰。

手动控制：驾驶员根据经验（或观察座舱结冰信号灯）。人为控制髓冰系统，打开防冰

调节阀，进行防冰。

二、防冰系统组成

涡轮发动机的防冰系统一般由结冰传感器、温度传感器、电子变换器、防冰调节器、压差传感器、管路系统组成，如图ｌ：

图１防冰系统框蕊

三、防冰系统工作过程

防冰系统可分为两丈部分：结冰探测部分、防冰执行部分。

结冰探测部分由结冰传感器、温度传感器、电子变换器组成．当飞机在飞行时，温度传感器将温度信号传给电子变换器，结冰传感器也将感知的信号传给电子变换器，当存在结冰条件时。由电子变换罂向防冰调节器发出指令，防冰调节器开启，从压气机后引出的热空气就通过防冰调节器进入管路系统，到达需要防冰的部位，使这些部位加温。引气量的分配是由各分支管路管径的粗细来控制的。当防冰调节器下游的管路中有热空气流动时．其压力使压差传感器电路接通，向电子变换器发出工作正常的信号。电子变换器将防冰控制信号和防冰系统正常工作信号送给发动机的电调。由电调统一与主机通讯。

四、结冰探蔫部分工作原理

ｌ，结冰探测部分的原理框图如图２：

ｆ…………一：；：：：三；ｉ一一…一……’４ｊ

图２结冰探测原理框图

２６

２、结冰撵测部分工作原理：

结冰传感器用来把其敏感元件（振动器）上的冰厚（重量）变为电信号。电子变换器频率相位自动高速部件向结冰传感器的振动激励器提供激励信号，使振动器产生共振，拾振器振取振动信号后送入频率相位自动调整部件。

池冰在结冰侍感器的惧收集器表面上生成时，它的重量及刚度发生变化，导致振动器的共振频率发生变化，信号处理部件检测到这个变化后，再从温度传感器获得温度信号是否在２０℃以下，形成结冰信号和指令．通过执行部件发出结冰告警信号和指令。当结冰传感器的共振频率值达到事先设定的值时．信号处理部件就给执行部件一个指令．接通结冰传感器的加热部分，给结冰传感器除冰。随着传感器上的冰层不断融化，给传感器提供的激励信号的频率得以逐渐恢复，当频率频率恢复后，执行部件停止加温操作。如果飞机处于结冰环境，冰又会重新在收集器表面生成，重复上述过程，不断发出告警信号和指令，使防冰调节器处于通电开启状态，引来热空气起防冰作用：同时，压差传感器的信号送到电子变换器。转送至电调完成通讯任务。其相互关系如图３所示：

Ｈｚ

棒蓐一加蔫辑事

防诛频塞

悖感暴加热信号

图３

３、防冰传感器

结冰传感器最常用种类有：谐振式，ＩｉＦ电流式，光纤折射式以及双电阻测温式．谐振式传感器的原理如下：

传感器由冰收集器、振动激励器、拾振器及加热器等组成．其中冰收集器、振动激励器和拾振器组成一个振动系统，当传感器未感受到结冰的存在时．振动系统由外界提供的能量维持在其固有频率上振动．此时拾振器输出的信号为系统的固有频率：当传感器结冰时，振动系统的频率发生变化，拾振器输出的信号也随之变化，依此变化调整提供给振动激励器的信号，使系统依然维持共振．此时拾振器输出的信号为系统当前的供振频率。因此检测拾振器输出的信号就可以辨别冰的存在，同时由信号的变化幅度就可探测冰层的厚度。当冰层到

一定厚度时由控制器使加热器除去传感器的冰层，使传感器能够重新探测结冰现象是否会重复发生。

此种方式可实际感受到冰的存在，能探测冰层的厚度，用常规的加工手段可以完成传感器的加工，探测精度适当，系统可靠，性价比比较高。国际上很多结冰探测器采用了这种方式，例如：苏一２７用的ＣＯ－１２１ＢＮ结冰信号器，米－２４用的ＫｇＡｔｒｒ一２电热加温防淋自动控制仪以及ＲｏＳ母ｆＵＮＴ公司８７１型结冰探测器等。

结冰传感器的结构如图４所示：

图４振动系统原理图

在图４所示的系统中，冰收集器端头的质量、冰收集器的形状是决定系统固有频率的关键。

防冰调节器（即防冰电磁阀门）和压力信号器结构及工作原理，限于篇幅，这里不再赘述。

五、防冰系统的试验驻证

发动机的防冰试验过去国内没有开展，国外发动机防冰试验设备有两种：一种为自由射流方式，另一种为直接联接方式．见图５．

自由射流方式要把发动机放在开口试验段中，如就ｇ放在开口试验段中，即收缩段出口直径ｄ应达到１．２米以上。短期内我们还难于建造这样大的冰风洞．直接联接方式则与发动机的实际工作情况比较接近，且采用１：１的实物，其传热情况真实，试验结果可信?

图５国外发动机试验设备

六、冰风洞方案的选择

方案一：涡轮冷却器制冷的开路风洞，其原理如图６

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卜１１ｊｌｎｎｎｊｊ澍１］：

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图６涡轮冷却器制冷开路风洞

开路式风洞其试验后冷风全部放空，能量损失大。

ＷＺ９用气量为５．２ｋｇ／／ｓ，就需三台伊尔１８的涡轮冷却器，还需要１个能容纳１０台ｌＯｍ３／ｍｉｎ、０．８舯ａ的空压机和４０个４ｍ３储气罐的压缩空气站。

这一方案能量损失大。投资太，占地面积大，建设周期长。北京航空航天大学的空压机站勉强用，但其涡轮冷却器现只有两个，还要加一个。热气源也要重新设计制造，且没有喷雾系统即净化水源、净化气源和喷嘴管路系统。要增加这些设施又受到场地、人力的限制。

方案二：ＹＢＦ０２冰风洞改造

中航二集团武汉航空仪表有限责任公司１９９９年建成了一座仪表冰风洞ＹＢＦ００２，经过改造完全可以满足涡轴系列及其他小型发动机的结冰试验要求。

风洞改造总体图如图７：

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图７ＹＢＦ０２冰风洞改造总体图

利用ＹＢＦ０２冰风洞的风扇，制冷系统，喷雾系统和铡试仪器完全可以满足ＷＺ９发动机进口风速６８ｍ／ｓ，温度一２０℃眺及平均有效水滴直径和空气中液态水含量等参数的要求。

由于引进Ｏ．１３５ｋｇ／ｓ，３６０℃热空气对发动机防冰部垃加温，这部分热空气在风洞中释放出的能量为６４ｋＷ，此时风扇电机出力３８ｋｋＷ，ｉ，Ｉ冷系统总功率为２２０ｋＷ，制冷系统能够将其热量带走，此时热交换器负速低些，换热效率稍差，在操作上可以开机长一些时间，使风洞充分热平衡，做试验时由洞体吸收一部分热量。

为满足ＷＺ９发动机分流器流量０．７５ｋｇ／ｓ的要求，设置通风管道系统，配风机，用变频器调速，测出总静压差，显示管道风速流量的干扰，回流口设在第～扩散段末端。

同时，由于风洞系统加入了０．１３５ｋｇ／ｓ，３６０＂Ｃ热空气，为使风洞正常运行．应把相应体积的冷空气排出风洞，为简便起见，在分流器管路上再分流，仍用变频调速风机，设总静压管，测量和调节排气量。

七、热气源系统

试验用的净化热气源需现场制取，其系统原理见图８。

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图８净化热气源系统原理图

八、结束语

开展直升机及其发动机防冰系统研制与试验，任务很紧逼，我们已具备了直升机和发动机防冰系统研制开发的能力，也具备必要的试验手段，这方面工作的展开既可为飞机发动机型号研制服务，又将丰富我国空气动力学试验的内容，积累经验，为我国大型冰风洞建设打好基础，

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涡轴发动机的防冰系统与试验设备

作者：潘由甲

作者单位：武汉航空仪表有限责任公司本文链接：https://www.wendangku.net/doc/3512673073.html,/Conference_310486.aspx

飞机的防冰系统与除冰

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

发动机防冰系统简介

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(已处理)

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

a防冰

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。

航空发动机控制系统浅析

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 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。

航空发动机控制系统的研究目的与发展

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

防冰系统故障分析及处理

防冰系统故障分析及处理 B737-300/400/500 Inlet Cowl Anti-ice System Trouble Shooting 波音737-300/400/500进气道防冰系统的组成如图1所示，进气道防冰系统使用发动机5级和9级压气机热空气，热空气经防冰活门调节和控制进入发动机进气道前沿整流罩内的环型喷射管，通过热喷射气流加热进气道前沿达到防冰的目的。其主要部件包括：防冰管路、防冰活门、防冰过热电门、防冰压力电门以及环型喷射管。 防冰活门的工作原理 通常所说的进气道防冰活门其实是由两个串联的活门构成的，一个压力调节活门、一个关断活门，防冰活门是电控气动活门，如图2所示。其主要元件包括：位置电门、压力调节器、作动阀、电磁阀、人工超控锁定机构。压力调节活门作动阀在弹簧预载下使调节活门保持在开位，而关断活门作动阀在弹簧预载下使关断活门保持在关位，当操作驾驶舱防冰电门时，关断活门内电磁阀通电，电磁阀门打开，使上游空气通过B传感口经参考压力调节器进入关断活门作动阀的上下腔体，但由于上腔（打开腔）面积比下腔（关闭腔）大，因此上腔压力大于下腔压力，克服弹簧力使作动阀向下移动使关断活门打开。当A传感口的压力大于设定的参考压力时，调节活门的作动阀关闭腔压力大于打开腔的压力，使作动阀下移调节活门关小，最终达到压力均衡。如果下游活门出口压力超过设定极限值时，梭阀向上运动，关断活门下腔压力大于上腔压力，作动阀向上移动使关断活门关闭。压力调节活门和关断活门内的位置电门，用来传感活门的位置状态，并向指示系统提供信号。压力调节活门和关断活门外部均有人工超控六角头，可以在活门发生故障时分别使活门锁定在开位或关位。 防冰系统控制和指示 从防冰系统控制电路（图3，只示出一台发动机进气道防冰系统）可以看出，防冰控

A防冰

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（Enginebleedair） ?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（switchposition） （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，如错误!未指定书签。： 图错误!未指定顺序。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，如错误!未指定书签。。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，如错误!未指定书签。。 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，如错误!未指定书签。，错误!未指定书签。，错误!未指定书签。中所示，该伸缩管将空气传送到3号缝翼内的笛形管（Piccoloduct）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，如错误!未指定书签。和错误!未指定书签。，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，如错误!未指定书签。。 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，如错误!未指定书签。。

航空发动机加力控制系统

航空发动机控制系统 加力控制

一、关于加力 加力时的推力与非加力时的推力之比为加力比。有时为满足飞机各种飞行状态的需?加力是指复燃加力。一般在最大转速、最高涡轮前燃气温度的前提下，通过复燃加热，提高涡轮后的燃气温度，使喷气速度增加，从而提高发动机的推力。 ?加力时的推力与非加力时的推力之比为加力比。有时为满足飞机各种飞行状态的需要，希望加力比可以调节。

二、加力控制的要求 过渡态的加力接通和关闭控制?加力控制需要解决 ––加力状态调节过程 ?对于加力状态调节过程的控制要求是 –按照给定的加力比，提供合适的推力 –同时能够根据外界条件的变化，控制加力燃烧室的供油量或者尾喷口的面积，保证发动机转子不超转，涡轮不超温 –最好达到，保持核心发动机的工作状态不变。这可通过控制不变，使其与不加力时的最大状态一样，这种调节器就是落压比调节器 * T

二、加力控制的要求 对于加力过程的过渡态，要考虑加力接通、关闭时，发动室点火源（油路接通） 达到燃烧条件时加力燃烧室点燃（点火）喷口按一定的规律打开（扩喷口） 落压比调节器投入工作，调节加力供油量，使落压比不变（控制）预燃室供油，切断点火系统，接通过程结束（切断点火源） ?机工作的稳定可靠 ?加力接通一般是按照一定的时序和逻辑关系由协动操纵盒控制的 ?一个加力接通程序的例子： –加力燃烧室点火系统接通(通电) –加力预燃供油系统喷油，加力预燃室点燃，形成可靠的加力燃烧室点火源（油路接通）–加力燃油开关打开，使供油量逐渐增加，当加力燃烧室的油气比达到燃烧条件时加力燃烧室点燃（点火）–喷口按一定的规律打开（扩喷口）–落压比调节器投入工作，调节加力供油量，使落压比不变（控制）–涡轮膨胀比趋于稳定，加力燃烧室进入稳定工作状态时，停止向预燃室供油，切断点火系统，接通过程结束（切断点火源）

航空发动机控制系统仿真课程的教学

航空发动机控制系统仿真课程的教学改革探索 摘要本文分析了航空发动机控制系统仿真课程的教学现状，论述了课程教学改革的意义，指出了课程教学改革中面临的挑战，针对这些挑战并依据课程教学内容及其体系结构特点，提出“控制系统仿真”课程教学改革。 关键词航空发动机控制系统仿真 reform and exploration of teaching for control system simulation of aeroengine pan muxuan (college of energy and power engineering, nanjing university of aeronautics and astronautics, nanjing, jiangsu 210016) abstract the current teaching of “control system simulation of aeroengine” is analyzed in the paper. the teaching reform signification is discussed and the challenges facing the reform are pointed out. in response to the challenges and based on the teaching content and its architecture, the teaching reform is proposed. key words aeroengine; control system; simulation 0 引言 航空发动机控制系统仿真（简称“控制系统仿真”）是一门飞行器动力工程专业本科生的高年级专业课程，主要讲授仿真的基本原

飞机的防冰系统与除冰

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

发动机防冰系统浅析及展望

龙源期刊网 https://www.wendangku.net/doc/3512673073.html, 发动机防冰系统浅析及展望 作者：陈阵王渝 来源：《中国科技纵横》2014年第12期 【摘要】飞机在结冰条件下飞行时，发动机进气道前缘将结冰，进气道结冰对发动机的影响严重：进气道结冰引起流道面积减小，发动机进气流量减少，使发动机整体性能降低。若进气道内的冰层脱落，跟随发动机气流进入发动机工作叶片，打伤发动机工作叶片，轻则叶片损伤，重则发动机停车。国内外对航空发动机的防冰系统十分关注，防冰系统对发动机的工作安全起到重要作用。本论文主要研究航空发动机防冰系统的工作原理和未来发展方向。 【关键词】结冰原因结冰信号器工作原理 1 发动机结冰原因和类型 发动机的结冰物通常分为雨淞和结晶冰两类：前者清澈，质地坚硬，在空气中具有较浓的水汽和大水滴情况下在温度低于但接近冰点时形成；后者为牛奶色的白冰，在空气中具有低水汽含量和小液滴时低温下形成。雨淞易在发动机静止件上积冰，而结晶冰容易在转子件上形成。 2 防冰系统工作原理 发动机结冰会使流路气动特性恶化、发动机质量增加和转子振动增大。进口导向器支板和叶片结冰比机翼结冰更严重，因为他们的尺寸更小。压气机第一级叶片结冰可能性大，特别是在无金卡导向器以及小转速时。叶片结冰改变了叶片型面，叶片的空气动力特性明显恶化，流道截面面积也将减小，在个别情况下，叶片冰瘤将损坏进口导向器叶片。转动叶片上的积冰，由于离心力的作用可以自然脱落，但其脱落是不均匀的，因而破坏转子平衡，使振动增大和轴承载荷增大导致轴承损坏。 目前航空发动机采用的防冰系统类型和工作原理见表1。 以下简述空气加热系统工作原理： 空气加热系统的功用是用热气加温整流罩和低压压气机进气导向器，按照结冰信号自动接通防冰系统或用座舱内的电门手动的接通防冰系统。 （1）触发装置—结冰信号器。结冰信号器用于探测气体的结冰信号，并将信号传给发动机结冰系统的气动电磁活门、机载参数记录系统和座舱内的监控警告系统。结冰信号器由结冰信号传感器、电子换流器和安装框架组成。当接通结冰信号器的电源时，电子换流器通过交流放大器和结冰信号传感器上的电磁激励系统，使结冰信号传感器上的弹性壳体发生振动。当结冰信号传感器壳体上的冰层增厚时，弹性壳体刚度增大，导致振动频率增加。当振动频率达到

B737防冰设备

B737防冰设备 所谓防冰（Anti-ice）就是当航空器进去结冰条件之前，即飞机还未结冰之前采取措施防止飞机结冰，像空速管加温、风挡加温、发动机防冰等。除冰(Deice)是指在航空器已经结冰，即积冰已经到一定程度时，为了不影响飞行，把已经形成的冰除掉，如大翼除冰（B737上无此设备）。 当存在结冰条件或预计会有结冰条件时，发动机防冰一定要接通，除非在爬升和巡航过程中静气温在－40度或以下！注意35,000英尺以上使用机翼防冰可能会造成引气跳开或座舱释压。 风挡加温（Window Heat）：在炎热的夏季飞行时，尤其是在地面上经常会出现风挡加温是接通的而加温ON指示灯却不亮，这是因为热控制器探测到风挡的温度即将过热，从而加热丝不再继续对风挡加热，当风挡冷却时，热控制器会自动继续加温。为了证实这一点，可以在加温电门接通的情况下向下扳动电测试电门（Power Test），这时温度控制器会强行向风挡全功率加热，所有的加温ON指示灯都会亮。测试时过热保护仍然会起作用。 如果风挡过热OVERHEAT灯亮，相应的风挡出现了过热现象，温度控制器会自动停止向其供电，这时要立即关闭风挡加温，待冷却2－5分钟后再打开。风挡过热测试（OVHT）会模拟这一过热条件。 探头加温（Pitot Heat）：驾驶舱2号风挡下面的各种仪表探头是飞机至关重要的装置，它们给飞机提供速度、高度、姿态、温度等数据，起飞前10分钟一定要对它们加温，防止因结冰造成阻塞。从上图可以看出，NG飞机不再对静压孔进行加温，增加了辅助皮托管的加温。飞机靠桥时左侧探头离廊桥很近，所以巡视飞机时一定不能忽略对此处的检查，尤其近来RVSM的普遍运行，此处的保护显得尤为重要。NG飞机的探头进行了大幅度前移，减小了无意中碰到它们的可能性。（如图所示）

飞机防冰防雨系统的维护

ATA30 防冰/防雨 一、本章维护要点 1．在开始工作之前或靠近飞行操纵装置、飞行操纵面、起落架和相关的门和可移动的部件时要将安全设施和警告牌放置到位。 2．确认起落架地面安全保护套安装到位。 3．在开始工作之前将安全护栏放在适当位置。 4．拆下并报废保险丝，松动的保险丝会割伤或使眼睛失明。 5．清只能在通风良好的环境下使用溶液/清洁剂、密封剂和其它特殊材料，并遵守制造商的说明。穿防护衣，不要让溶液/清洁剂、密封剂和其它特殊材料进入嘴里。不要在工作区域吸烟。不要吸入这种气体。这些材料是有毒、易燃且会刺激皮肤。如果皮肤或眼睛受到刺激,寻求医疗救助。 6．当发动机刚关车后在发动机上工作时要小心，发动机部件能够维持一小时高温状态。 30-11-00 翼面防冰 一、概述 1．右防冰控制活门可以锁在开位，但必须执行ECAM程序；当活门锁在关位时，不允许飞机在结冰气候条件下飞行， 2．当活门在关位时，防冰活门内的一个微动电门给出一个关/不关的信号到环境控制系统区控制器和引气状态计算机（ECS计算机）及ECAM。 3．一个目视机械位置指示提供指示。 4．在对防冰系统进行维护工作之前，将警告牌放在适当位置，告诉大家不要操作气源系统、起动发动机、操作缝翼、操作APU 电门。 5．在襟/缝翼控制手柄上，安装一个襟/缝翼控制手柄锁定装置。 5．在面板191DB上，将警告牌放在适当位置以告诉人们不要给引气系统增压。 二、机翼防冰系统操作测试 1．可以用一台发动机、地面气源车或APU做气源对机翼防冰系统操作测试。 2．在CFDS上通过空调TEMP CTL的3级故障进入机翼防冰系统的。 3．操作一台发动机进行测试，如果两台发动机都在运转，则无法连续进行操纵测试。 4．为了保护缝翼结构，地面测试大翼防冰时间不能超过30秒。 三、大翼防冰管路泄漏测试 1．由于APU无法提供足够的引气压力用于地面测试程序，因此不要使用APU引气给大翼防冰系统供气。 2．当进行大翼防冰管道的泄漏测试时,不得使用发动机引气，来自发动机的热空气会造成人员伤害。 四、大翼防冰滤子的检查 1．在气源系统工作前，确认气源系统已经释压。 2．在防冰管路冷却之前，不要接触管路，在发动机停车后，管路还可以保持高温一段时间。 30-11-41 伸缩型管道的拆装 一、拆卸防冰套管 1．在对防冰系统进行维护工作之前，将警告牌放在适当位置以告诉人们不要：（1）操作气源系统； （2）起动发动机或APU； （3）操作缝翼； （4）给引气系统增压。 二、安装防冰套管

B737飞机防冰系统的研究【毕业作品】

BI YE SHE JI （20 届） B737飞机防冰系统的研究 所在学院 专业班级飞机结构修理 学生姓名学号 指导教师职称 完成日期年月

摘要 目前，随着全球经济的发展，航空业也在迅猛的发展，随着人流量的流动，飞行器的安全问题一直是最让人们关注的问题。B737飞机防冰系统的研究,研究了飞机积冰对飞机的影响，各飞行阶段结冰对飞行的危害以及B737飞机的防冰除冰方法。论文首先简单阐述了飞机各部位积冰对飞机的危害。其次详细阐述了当代飞机的防冰除冰方法，包括防冰除冰的行为描述及原理。再对震荡式结冰探测器、压差式结冰探测器、B737窗户加热控制组件等进行分析，最后对B737驾驶舱针对防冰排雨案列进行初步分析。 关键词：飞机积冰，飞机除冰，防冰，结冰探测机，窗户加热控制组件

ABSTRACT Now, with the global economy, also the rapid development of the aviation industry, along with the flow of human traffic, aircraft safety issue has been the concern of most people. B737 aircraft’s ice protection system studies the influence of ice on a plane. Firstly, this paper briefly expoun ds the problem of icing in aircraft’s different parts. At the same time, possible reasons and the results are provided. Then oscillatory ice detectors, respectively, pressure-ice detectors, B737 windows, heating control components were analyzed, the last ice floe on the B737 cockpit rain for the case against a preliminary analysis of the column. Key Words: Aircraft icing；Aircraft Deicing；anti-icy；ice detectors；windows, heating control components