白尨，劉月平

航空發(fā)動機進氣系統(tǒng)結(jié)冰適航性條款研究

白尨1，劉月平2

(1.中國航空綜合技術(shù)研究所，北京100028；2.中國南方航空工業(yè)(集團)有限公司，湖南株洲412002)

發(fā)動機進氣系統(tǒng)結(jié)冰通常給發(fā)動機工作帶來不利影響，甚至引起飛行事故，因此CCAR 33.68“進氣系統(tǒng)的結(jié)冰”對每型發(fā)動機在結(jié)冰條件下的運行提出了適航性要求。對航空發(fā)動機防冰系統(tǒng)的適航性要求進行了解讀，歸納了防冰方式對防冰系統(tǒng)的數(shù)值計算/關(guān)鍵點分析、試驗驗證進行了研究，介紹了典型符合性驗證案例。本研究了可為國內(nèi)開展航空發(fā)動機防冰適航性工作提供技術(shù)支持。

航空發(fā)動機適航規(guī)定；進氣系統(tǒng)；防冰系統(tǒng)；分析/計算；試驗驗證

1 引言

飛機穿過含有過冷水汽等具有結(jié)冰氣象條件的云層時，發(fā)動機進口部分(進氣道唇口、整流罩、傳感器等)會出現(xiàn)結(jié)冰現(xiàn)象。發(fā)動機進口結(jié)冰會改變進口流場，使發(fā)動機性能變壞；發(fā)動機傳感器結(jié)冰，可能會造成傳輸電子控制系統(tǒng)的信號失真；發(fā)動機振動可能會導致冰層破裂，冰塊吸入發(fā)動機內(nèi)部，可能引起飛行事故。為此，我國航空發(fā)動機適航規(guī)章CCAR 33部第33.68條“進氣系統(tǒng)的結(jié)冰”，明確規(guī)定了發(fā)動機在空中和地面結(jié)冰狀態(tài)下的最低安全標準，對應于美國FAR 33.68。

關(guān)于本條款，美國聯(lián)邦航空局(FAA)頒布了咨詢通告AC 20-147和AC 20-73A，對進氣系統(tǒng)結(jié)冰條款進行了解釋，并給出了發(fā)動機結(jié)冰試驗的標準試驗點、試驗程序及試驗結(jié)果判定準則[1，2]。國內(nèi)楊彬等就條款的要求、符合性驗證方法等進行了研究，給出了結(jié)冰試驗工況選擇方法和不同條件下結(jié)冰試驗要求[3]。某渦軸發(fā)動機研究小組對CCAR 33.68條款符合性驗證方法進行了研究，正在開發(fā)結(jié)冰數(shù)值計算軟件，并籌劃進行部件結(jié)冰試驗。

本文在上述成果的基礎(chǔ)上，結(jié)合國內(nèi)該方面適航性工作需求，對航空發(fā)動機防冰系統(tǒng)的適航性要求、防冰方式、數(shù)值模擬、試驗驗證方法、典型案例等進行總結(jié)和研究，以期為國內(nèi)開展民用發(fā)動機防冰適航性工作提供技術(shù)支持。

2 條款及要求解讀

CCAR 33.68條[4]明確規(guī)定，每型發(fā)動機必須滿足以下兩個要求：

(1)在中國民用航空規(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，發(fā)動機部件上不應出現(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。

(2)在臨界狀態(tài)進行引氣防冰時，地面慢車30 min不出現(xiàn)不利影響，此時大氣溫度在-9～-1℃之間，每立方米含液態(tài)水不少于0.3 g，且以平均有效直徑不小于20 mm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運轉(zhuǎn)。在30 min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。

條款(1)的實質(zhì)是確保發(fā)動機的設計和制造，使其在規(guī)定的結(jié)冰環(huán)境條件下安全運行，且必須通過試驗來驗證發(fā)動機在整個飛行功率范圍內(nèi)工作時，發(fā)動機部件上不會出現(xiàn)會造成不利影響的結(jié)冰。條款(2)的建立是考慮在凍霧天氣下，飛機可能在很長一段時間里停在跑道上等待起飛，此時引氣防冰能保證發(fā)動機穩(wěn)定運轉(zhuǎn)。

3 發(fā)動機進氣系統(tǒng)結(jié)冰適航性設計和驗證

發(fā)動機進氣系統(tǒng)結(jié)冰適航性研究一般會涉及防冰設計、氣動分析/計算和試驗驗證等(圖1)，這些環(huán)節(jié)都要考慮適航性要求。

圖1 發(fā)動機進氣系統(tǒng)防冰研究思路Fig.1 Research methods of anti-icing system

3.1發(fā)動機防冰系統(tǒng)設計方法

現(xiàn)有發(fā)動機防冰技術(shù)，按工作方式，可大致分為結(jié)構(gòu)防冰技術(shù)、熱防冰技術(shù)和液體防冰技術(shù)[5](圖2)。

圖2 發(fā)動機防冰設計Fig.2 The design of anti-icing system

(1)結(jié)構(gòu)防冰技術(shù)。在發(fā)動機設計過程中，采取特殊的結(jié)構(gòu)設計手段來實現(xiàn)防冰。如進氣道設計時，應盡量避免明顯的進口彎曲和進口回流等。

整流罩設計時，盡量采用錐形設計。如CFM56-5發(fā)動機的整流罩呈錐形，與常用的橢圓形整流罩的對比試驗表明：在相同條件下，其結(jié)冰量僅為橢圓形整流罩的6%，因而該發(fā)動機機沒采用專門的防冰裝置。但這種全錐形整流罩不易將內(nèi)涵氣流中的沙石、雨水等外物甩到外涵道，若將整流罩做成前、后兩段，并將前錐改為橢圓形，可解決該問題。GE90發(fā)動機就采用了這種前橢后錐的結(jié)構(gòu)。

在現(xiàn)代大型渦扇發(fā)動機上，如CF6、PW4000和V2500等，壓氣機進口處只有與風扇一起旋轉(zhuǎn)的整流罩，加強的寬弦風扇葉片和防外物損傷措施的廣泛采用，使得結(jié)冰不易產(chǎn)生，即使有結(jié)冰現(xiàn)象也不會造成超容限的損壞，所以這些發(fā)動機的整流罩無需采用防冰措施[6]。

除上述結(jié)構(gòu)防冰技術(shù)外，發(fā)動機進口部分材料的選擇、風扇/壓氣機的設計、附件的分布等對發(fā)動機進口防冰也有著重要意義。

(2)熱防冰技術(shù)。對容易結(jié)冰的零件表面進行加熱是最常用的防冰技術(shù)，常用的熱源有壓氣機的熱空氣和電加熱。

氣熱防冰系統(tǒng)是利用熱空氣加熱發(fā)動機零件防冰表面的熱防冰技術(shù)，大多應用于渦噴發(fā)動機和渦扇發(fā)動機上，如WS-9、WP-7、PW6000等。通常，發(fā)動機需要加熱的零件有進氣裝置、進口導流葉片和整流罩，有時前幾級整流葉片也需要加熱。但轉(zhuǎn)子葉片不需要加熱，因為在離心力作用下，冰層在葉片上無法形成。防冰的熱空氣通常由壓氣機最后一級引來，工作后的空氣可排入發(fā)動機進口或大氣中。

電熱防冰系統(tǒng)是將電能轉(zhuǎn)化為熱能，從而加熱發(fā)動機零件防冰表面的熱防冰技術(shù)，常用在渦槳發(fā)動機上，如T56-A-15等。電加熱的零件有發(fā)動機進氣罩、槳葉和槳榖。電加熱系統(tǒng)所耗電能由一臺發(fā)動機供給。對發(fā)動機和螺旋槳的加熱既可持續(xù)進行，也可周期性進行；持續(xù)加熱起防冰作用，周期加熱可實現(xiàn)除冰。

(3)液體防冰技術(shù)。將撞擊在零件防冰表面上的過冷水滴與噴涂的防冰液混合，使部件表面溫度高于液體凝固點或混合物冰點溫度低于環(huán)境溫度而不結(jié)冰的防冰技術(shù)。常用的防冰液有乙二醇、丙二醇、乙酸鉀等。該技術(shù)多用于發(fā)動機整流罩等部位。

除上述方法外，防冰還可采用減小零件表面水的附著力來實現(xiàn)。最常用的方法是在零件表面涂憎水劑，如WP7發(fā)動機的整流罩上就采用這種措施。

3.2發(fā)動機防冰系統(tǒng)分析/計算

發(fā)動機防冰系統(tǒng)分析/計算，包括防冰系統(tǒng)的數(shù)值模擬和關(guān)鍵試驗點分析(CPA)。

3.2.1數(shù)值模擬

防冰系統(tǒng)符合性驗證最直接和最可靠的方法，是進行冰風洞或飛行試驗，但冰風洞試驗費用高昂，自然結(jié)冰條件又非常有限。因此，運用數(shù)值模擬技術(shù)，來確定積冰形狀、計算和設計防冰系統(tǒng)或分析結(jié)冰條件下發(fā)動機的性能成為必然手段。采用數(shù)值計算方法進行發(fā)動機結(jié)冰研究包括(圖3)：①分析計算結(jié)冰部件表面的流場；②計算過冷水滴的運動方程和其對物面的撞擊特性；③根據(jù)能量守恒原理，建立冰型生長模型，研究結(jié)冰過程，分析結(jié)冰對發(fā)動機氣動性能的影響；④防冰系統(tǒng)的設計和仿真。數(shù)值模擬作為對結(jié)冰現(xiàn)象研究的一種重要手段，一是可為防冰系統(tǒng)設計提供數(shù)據(jù)，以進行設計修正和防冰驗證；二是可為關(guān)鍵試驗點分析提供數(shù)據(jù)，以分析發(fā)動機性能和說明結(jié)冰條件及其對發(fā)動機的影響。

圖3 數(shù)值模擬Fig.3 Numerical simulation

3.2.2關(guān)鍵試驗點分析

為符合第33.68條要求，發(fā)動機制造商首先應進行關(guān)鍵試驗點分析。關(guān)鍵試驗點應包括所有可能的結(jié)冰條件組合，這些結(jié)冰條件通常與25部附錄C、發(fā)動機工作狀態(tài)、結(jié)冰位置及延長暴露在結(jié)冰條件中(如空中保持等待)等相關(guān)(圖4)，且需通過經(jīng)驗數(shù)據(jù)和試驗數(shù)據(jù)驗證。

圖4 關(guān)鍵試驗點分析Fig.4 Critical point analysis

(1)氣象條件。影響發(fā)動機結(jié)冰的主要氣象參數(shù)，有云層溫度、液態(tài)水含量、水滴平均有效直徑和云層范圍四個。另外，CPA分析還需考慮不同氣象條件下，結(jié)冰類型及其對發(fā)動機的影響。

(2)發(fā)動機工作狀態(tài)。發(fā)動機工作狀態(tài)對結(jié)冰有很大影響，如隨著發(fā)動機轉(zhuǎn)速的增加，整流罩、轉(zhuǎn)子葉片等旋轉(zhuǎn)件的表面局部水收集系數(shù)下降，且撞擊區(qū)域變小。在驗證試驗中，一般推薦的發(fā)動機功率，有地面慢車、飛行慢車、50%連續(xù)最大功率、75%連續(xù)最大功率和起飛功率。

(3)結(jié)冰位置。進氣道結(jié)冰后，使得進氣道流場分布發(fā)生畸變，流場不均勻，氣流局部分離，可能導致壓氣機工作不正常；進氣道傳感器結(jié)冰會引起其失效；風扇葉片結(jié)冰后，使得氣流通道變窄，進氣面積減小，空氣質(zhì)量流量減小，引起推力下降等。

(4)數(shù)值模擬。結(jié)冰的數(shù)值模擬應能說明結(jié)冰系數(shù)和相關(guān)空氣動力學影響，如風扇入口和核心機入口的水收集系數(shù)，關(guān)鍵表面的水撞擊率，空速影響，發(fā)動機結(jié)構(gòu)影響和飛行高度影響。冰積聚計算需要結(jié)合關(guān)鍵發(fā)動機表面的能量平衡，如潛熱、熔解熱影響，金屬與冰之間熱傳導影響。對于防冰部件，關(guān)鍵試驗點的確定，應從發(fā)動機功率和結(jié)冰環(huán)境需要的熱負荷的能量平衡計算中確定。

除上述各因素外，關(guān)鍵試驗點還可通過數(shù)值模擬結(jié)果和先前相似型號發(fā)動機試驗數(shù)據(jù)進行驗證和補充。

過去的幾十年，工業(yè)界和適航部門制定了一套標準的合格審定試驗點，并通過若干發(fā)動機全尺寸試驗予以了驗證。推薦試驗點旨在通過個別工況選取來覆蓋發(fā)動機防冰系統(tǒng)符合性驗證試驗要求，以滿足第33.68條的規(guī)定。CPA分析并不是用來替代這些試驗點，而是針對特定設計，通過CPA分析來預測是否存在其它更為臨界的試驗點并進行試驗，因此CPA分析是對標準結(jié)冰試驗點的補充。

3.3試驗驗證

數(shù)值計算雖然是一種系統(tǒng)設計的低成本手段，但其結(jié)果受網(wǎng)格結(jié)構(gòu)、方程模型和邊界條件等多種因素影響，其計算精度必須通過試驗驗證。所以，只有將數(shù)值模擬和試驗研究結(jié)合在一起，才能更好地研究發(fā)動機防冰系統(tǒng)。

3.3.1試驗方法

發(fā)動機防冰系統(tǒng)試驗的目的主要有：一是符合性驗證，在自然結(jié)冰條件下，防冰系統(tǒng)的性能是否符合設計要求，是否達到最低安全標準；二是確定不防冰表面結(jié)冰對發(fā)動機性能的影響。目前，一般采用以下幾種方法進行發(fā)動機防冰系統(tǒng)試驗：

(1)冰風洞試驗。該試驗是將發(fā)動機部件或模型(全部或部分)放在冰風洞中進行試驗。冰風洞模擬結(jié)冰云層的氣象條件(液態(tài)水含量、水滴直徑、氣溫、風速)及飛行條件。

冰風洞是綜合技術(shù)含量很高的大型試驗設備。至今，除采用特批的等效方法外，F(xiàn)AA認可了三處冰風洞設備。歐洲航空安全局(EASA)批準了法國CEPr發(fā)動機試驗中心的冰風洞設備。而我國還沒有一座真正意義上的大型冰風洞。冰風洞關(guān)鍵技術(shù)在于大型冰風洞的建造，包括制冷系統(tǒng)、噴霧系統(tǒng)、速度模擬和整流，及各項模擬參數(shù)的校準和控制。

(2)模擬結(jié)冰條件的飛行試驗。由于在實際環(huán)境中找到合乎要求的自然結(jié)冰狀態(tài)氣象條件十分困難，且冰風洞的尺寸有限。因此，采用人工模擬結(jié)冰狀態(tài)進行飛行試驗，是解決大部件及整機防冰系統(tǒng)試驗的有效手段。其形式一般有兩種：一是對本身加裝模擬自然結(jié)冰氣象條件設備的航空發(fā)動機進行飛行試驗。試驗發(fā)動機進口處加裝噴霧柵欄，在預定氣溫的大氣中，模擬能使發(fā)動機結(jié)冰的過冷云霧以考核發(fā)動機和進氣道的防冰系統(tǒng)。二是試驗發(fā)動機安裝在試驗機上并尾隨噴霧機之后，在適當大氣條件下進行防冰試驗。噴霧機是一種加裝了可制造結(jié)冰云設備的大型飛機，目前在模擬結(jié)冰條件的飛行試驗中被廣泛采用。它已成為獲得數(shù)據(jù)、嚴格考核防冰系統(tǒng)的主要手段。

(3)海平面防冰系統(tǒng)試驗。在海平面試車臺上進行防冰系統(tǒng)的符合性試驗。發(fā)動機安裝在試車臺上，在發(fā)動機進口與側(cè)風裝置排氣口之間安裝噴水霧化設備，這樣噴嘴噴出的霧可由側(cè)風裝置排出的風送往發(fā)動機進口。此時，大氣溫度應在-9～-1℃之間，發(fā)動機進口空氣液態(tài)水含量不少于0.3 g/m3，且液態(tài)水以平均有效直徑不小于20 mm的水珠形式存在。試驗時主要監(jiān)視發(fā)動機排氣溫度來判斷防冰系統(tǒng)的性能。

(4)自然結(jié)冰條件下的飛行試驗。實踐證明，在自然結(jié)冰條件下，將發(fā)動機裝在原型機上并在規(guī)定結(jié)冰條件下進行試驗，是評價防冰系統(tǒng)的最好方法。由于在實際飛行中很難找到與設計狀態(tài)完全相同的氣象條件，所以發(fā)動機一般是在近似氣象條件下飛行，然后根據(jù)試驗結(jié)果，已進行的地面冰風洞試驗結(jié)果，及模擬結(jié)冰條件的飛行試驗結(jié)果進行推算，以驗證設計狀態(tài)下防冰系統(tǒng)的性能是否滿足要求。

自然結(jié)冰條件下的飛行試驗，從結(jié)冰條件、地理范圍和季節(jié)等的選擇來看，都是一項周期較長且很復雜的技術(shù)工作。因此只有在對一新機種做最后驗證，才進行自然結(jié)冰條件試驗。

FAA頒布的咨詢通告AC 20-147[1]和EASA頒布的《發(fā)動機合格證規(guī)范(CS-E)》[7]中，給出了標準結(jié)冰試驗點及試驗程序。結(jié)冰試驗可按照標準試驗程序，在能代表飛行條件的高空試車上或在充分模擬結(jié)冰條件的飛行中完成，試驗中應注意兩點：一是所有標準試驗點的結(jié)冰試驗，都應驗證在意外進入結(jié)冰條件時，可能發(fā)生的防冰系統(tǒng)的滯后開啟(代表性滯后時間為2 min)，不會對發(fā)動機性能造成不可接受的影響；二是在每項試驗結(jié)束時，發(fā)動機應加速到相應試驗高度的最大功率/推力狀態(tài)，以驗證冰脫落的任何影響。

3.3.2試驗結(jié)果符合性判定準則

在上述試驗中，發(fā)動機應滿足條款的要求，即結(jié)冰不會對發(fā)動機造成不利影響：①風扇轉(zhuǎn)速、核心機轉(zhuǎn)速、排氣溫度、扭矩、燃油流量等穩(wěn)定；②不會出現(xiàn)熄火、喘振、失速、振動過大；③不會產(chǎn)生持續(xù)的推力/功率損失；④不應造成不可接受的機械損失。

4 案例說明

CF6-80E1是雙轉(zhuǎn)子高涵道比渦扇發(fā)動機，裝有具有防冰功能的進氣道，防冰的熱空氣來自一單獨的供氣設備，發(fā)動機在所有功率下工作都有充足的熱空氣[8]。

4.1試驗裝置

(1)冰風洞。GE公司的防冰試驗設備是一個直接置于自由噴氣風洞后的戶外發(fā)動機試驗臺架。風洞出口的速度大概是28.3 m/s，主要由13個置于風洞進口高壓區(qū)的持續(xù)轉(zhuǎn)動的風扇產(chǎn)生。噴霧柵格為均勻排列的內(nèi)部混合霧化噴嘴提供熱空氣和水，這些噴嘴每隔0.5 m交錯排列。水流量和水滴直徑由噴霧柵格調(diào)節(jié)水和空氣壓力來實現(xiàn)。

(2)使用儀器。風洞排氣溫度由5個安裝在噴霧柵格上游絞線上的鎳銅合金熱電偶的吹氣傳感器測量。熱電偶有多重屏蔽，且對熱輻射影響不敏感。環(huán)境溫度由安裝在發(fā)動機進口支架上的兩個吸氣熱電偶傳感器測定。實時的液體含水量和水滴大小及分布，由兩個激光照明的粒子分光計測量，且這兩個分光計直接耦合到電腦進行數(shù)據(jù)還原和顯示。使用專用的電腦數(shù)據(jù)控制系統(tǒng)來監(jiān)測和控制測量系統(tǒng)。該系統(tǒng)對結(jié)冰條件進行精確測量，并提供實時監(jiān)控，這樣可控制噴射柵格，使其在環(huán)境溫度改變時獲得所需的云層水含量和液滴大小。數(shù)據(jù)系統(tǒng)采用多重測量系統(tǒng)來減小測量的不確定性，并提供備用測量系統(tǒng)。

4.2試驗流程

發(fā)動機首先加速到起飛功率以確定結(jié)冰前的目標推力水平。目標推力確定后，設定合適的發(fā)動機轉(zhuǎn)速，開啟模擬結(jié)冰云層。在完成規(guī)定時間的結(jié)冰試驗和發(fā)動機達到穩(wěn)定運行后，關(guān)掉模擬結(jié)冰云層。隨后發(fā)動機加速到起飛功率使冰脫落，并記錄結(jié)冰試驗數(shù)據(jù)。最后發(fā)動機停機、檢查。

4.3試驗點

CF6-80E1采用9個試驗點(表1)做驗證試驗[8]。

(1)地面慢車結(jié)冰試驗。試驗點1是在FAR 33.68(2)規(guī)定的試驗條件下進行，即在凍霧結(jié)冰條件下，地面慢車工作30 min。發(fā)動機在這種工作狀態(tài)下，風扇后溫升為2.0℃。因此，為使風扇進口導葉在結(jié)冰溫度下工作，發(fā)動機必須在環(huán)境溫度低于-2.0℃下進行試驗。

(2)空中慢車雨凇結(jié)冰試驗。試驗點2～5是發(fā)動機在雨凇條件下，從慢車功率到起飛功率所有工作范圍的結(jié)冰驗證試驗。試驗點2，風扇后溫升為5.0℃。因此，為使風扇進口導葉和進氣道到增壓級之間處于結(jié)冰溫度下，試驗點2必須在環(huán)境溫度低于-5.0℃下進行試驗。

表1 CF6-80E1防冰試驗試驗點Table 1 Anti-icing certification test points of induction system

(3)空中慢車結(jié)晶冰結(jié)冰試驗。試驗點6～9是發(fā)動機在結(jié)晶冰條件下，從慢車功率到起飛功率所有工作范圍的結(jié)冰驗證試驗。試驗點6，風扇和增壓級后的溫升為10.0℃。因此，為使增壓級到高壓壓氣機進口導葉之間處于結(jié)冰溫度下，試驗點6必須在環(huán)境溫度低于-10.0℃下進行試驗。

4.4試驗結(jié)果

CF6-80E1發(fā)動機防冰系統(tǒng)驗證試驗在雨凇、結(jié)晶冰等條件下完成。所有試驗點的試驗成功完成，發(fā)動機沒有嚴重的功率/推力損失。在結(jié)冰試驗中，沒有發(fā)生熄火和油門調(diào)節(jié)等。CF6-80E1在地面凍霧條件下，能以慢車狀態(tài)很好工作。試驗中，發(fā)動機工作30 min，沒有進行油門調(diào)節(jié)，并在試驗結(jié)束后成功加速到起飛功率。另外，控制器和附件在試驗中滿足防冰要求，沒有出現(xiàn)任何問題。

試驗證明，該發(fā)動機在結(jié)冰條件下，不會發(fā)生失速、熄火、嚴重振動和其它導致發(fā)動機停車的現(xiàn)象。

5 結(jié)束語

本文分析了CCAR 33.68“進氣系統(tǒng)的結(jié)冰”的目的和意圖，概述了發(fā)動機進氣系統(tǒng)防冰設計方法，闡述了分析/計算、試驗驗證要求，并對典型符合性驗證案例進行了介紹。本研究將有助于工業(yè)方在型號設計和符合性驗證中更好地貫徹該條款的要求，為型號適航取證工作提供技術(shù)支持。

[1]FAA.AC 20-147[Z].2004.

[2]FAA.AC 20-73A[Z].2006.

[3]楊彬，周燕佩.民用發(fā)動機結(jié)冰審定[J].國際航空，2010，55(9)：50—53.

[4]中國民用航空局.航空發(fā)動機適航規(guī)定(CCAR-33R2) [Z].2011.

[5]FAA Technical Center.Aircraft Icing Handbook[Z].1991.

[6]劉長福，鄧明.航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)分析[M].西安：西北工業(yè)大學出版社，2006.

[7]EASA.Certification Specification for the Engine CS-E[S]. 2003.

[8]GE.CF6 Certification Report-Induction System and Fan Blade Icing[R].1992.

Airworthiness Standards on Aero-Engine Induction System Icing

BAI Meng1，LIU Yue-ping2
(1.China Aero-Polytechnology Establishment，Beijing 100028，China；2.China National South Aviation Industry CD.LTD，Zhuzhou 412002，China)

Induction system icing can normally lead to the hazardous effect to aero-engine during the oper?ation.So,Airworthiness Standard CCAR 33.68-Induction System Icing provides the requirements on every aero-engine’s operation in the icing environment.To provide a useful guideline to the domestic industry community to improve the engine anti-icing capability,the airworthiness requirement of Induction System Icing has been interpreted,the methods of anti-icing have been summarized,the calculation critical point/ analysis and experimental demonstration of anti-icing system has been studied,and typical case of Induc?tion System Icing compliance certification has been introduced.

aero-engine airworthiness standard；induction system；anti-icing system；analysis/calculation；test demonstration

V231

A

1672-2620(2013)05-0041-05

2013-01-06；

2013-10-10

白尨(1987-)，男，陜西榆林清澗縣人，碩士，工程師，從事航空發(fā)動機適航性與安全性研究。