新研民用涡轴发动机防冰设计技术

doi:10.7527/S1000-6893.2025.33025

航空发动机防除冰技术专栏

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新研民用涡轴发动机防冰设计技术

李概奇, 赵尊盛(), 马东阳, 贺丹, 刘建新, 刘少戎, 吴楠

中国航发湖南动力机械研究所，株洲 412002

收稿日期:2025-10-31 修回日期:2025-12-02 接受日期:2025-12-25 出版日期:2026-01-12 发布日期:2026-01-09
通讯作者: 赵尊盛 E-mail:360653943@qq.com
基金资助:
省部级项目

Anti-icing design technology for a new civil turbo-shaft engine

Gaiqi LI, Zunsheng ZHAO(), Dongyang MA, Dan HE, Jianxin LIU, Shaorong LIU, Nan WU

AECC Hunan Aviation Power-plant Research Institute，Zhuzhou 412002，China

Received:2025-10-31 Revised:2025-12-02 Accepted:2025-12-25 Online:2026-01-12 Published:2026-01-09
Contact: Zunsheng ZHAO E-mail:360653943@qq.com
Supported by:
Provincial or Ministerial Level Project

摘要/Abstract

摘要：

结冰是一种对飞行安全有严重威胁的现象。以新研民用涡轴发动机为平台，系统开展了发动机防冰设计技术研究，从正向研发角度构建了完整的涡轴发动机防冰设计流程；提出了方孔曲面网罩结构防冰和通过定压活门自动调节防冰引气量的“网罩+热气防冰”复合防冰方案；数值分析了结冰环境下带网罩的进气道流场、进气总压损失、压气机参数变化和冰块对压气机第一级转子叶片的撞击影响。研究结果表明：结冰后进气道总压损失和压气机进口流场畸变增加，叠加热气防冰产生的温度畸变效应，压气机效率和喘振裕度降低，发动机性能恶化；为保证结冰包线内发动机防冰效果，可采用-20 ℃下的地面慢车状态作为热气防冰设计点和约2.8%的引气量来防冰；为满足飞机功率需求，总体设计时应保证高空结冰环境下发动机具有足够的功率；为避免结冰环境下发动机加速时出现喘振，通过自动降低燃气发生器转子加速度限制值，优化了结冰环境下发动机控制规律。研究成果直接应用于某新研民用涡轴发动机研制中，为发动机适航取证提供了重要技术支持。

关键词: 涡轴发动机, 防冰设计, 进气网罩, 压气机, 发动机性能

Abstract:

Icing is a phenomenon that poses a serious threat to flight safety. This paper systematically conducts research on engine anti-icing design technology using a newly developed civil turbo-shaft engine as a platform， establishing a complete anti-icing design process for turbo-shaft engines from a forward research and development perspective. It proposes an “mesh screen + hot air anti-icing” composited anti-icing method that combines structure anti-icing with a square-hole curved surface mesh screen and hot-air anti-icing through automatic regulation of bleed air volume via a constant pressure valve. Numerical analysis is performed on the inlet flow field with the mesh screen under icing conditions， the total pressure loss at the inlet， changes in compressor parameters， and the impact of ice chunks on the compressor first rotor blades. The research results indicate that after icing， the total pressure loss at the inlet and the distortion of the compressor inlet flow field increase. Coupled with the temperature distortion effect caused by hot-air anti-icing， compressor efficiency and surge margin decrease， leading to engine performance deterioration. To ensure the anti-icing effectiveness of the engine within the icing envelope， the ground idle condition at -20 ℃ can be used as the design point for hot-air anti-icing， with a bleed air volume of approximately 2.8%. To meet the aircraft’s power requirements， performance design should focus on ensuring that the engine retains sufficient power margin under high-altitude icing conditions. To prevent surge during engine acceleration under icing conditions， the control system can adopt a optimized control strategy that automatically reduces the acceleration limit of the gas generator rotor. The research findings have been directly applied to the development of a newly developed civil turbo-shaft engine， providing important technical support for the engine’s airworthiness certification.

Key words: turbo-shaft engine, anti-icing design, mesh cover, compressor, engine performance

中图分类号:

V231.3

李概奇, 赵尊盛, 马东阳, 贺丹, 刘建新, 刘少戎, 吴楠. 新研民用涡轴发动机防冰设计技术[J]. 航空学报, 2026, 47(11): 633025.

Gaiqi LI, Zunsheng ZHAO, Dongyang MA, Dan HE, Jianxin LIU, Shaorong LIU, Nan WU. Anti-icing design technology for a new civil turbo-shaft engine[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2026, 47(11): 633025.

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参考文献 34

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主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

参数	工况A	工况B
大气温度/℃	-5	-30
高度/km	1.2	6.0
飞行速度/（km·h^-1）	280	280
相对换算转速	0.977	1.017
大气压力/Pa	87 716	47 181
热气流量/（g·s^-1）	55.0	55.1
热气温度/℃	328	327

位置	流量比/%
离心叶轮出口引气点	2.8
承力筒排气槽	1.6
零级导叶尾缘	1.2

工况	海拔高度/km	进气温度/℃	进气压力/Pa	热气温度/℃
C（设计点）	0	-20	101 325	153
D（校核点）	4.5	-20	57 728	159

性能参数	燃气温度T₄₅/℃	功率/kW	耗油率/（kg·（kW·h）^-1）
结冰前	707.1	854.6	0.277
结冰后	733.7	775.3	0.293
变化量	+26.6	-79.3	+0.016

性能参数	燃气温度T₄₅/℃	功率/kW	耗油率/（kg·（kW·h）^-1）
结冰前	705.4	534.3	0.272
结冰后	757.4	434.7	0.307
变化量	+52.0	-99.6	+0.035

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Anti-icing design technology for a new civil turbo-shaft engine

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方法	T₄₅温度变化/℃	功率变化/kW	耗油率变化/%
试验	+18.0	-66.0	+4.8
计算	+26.6	-79.3	+5.8

方法	T₄₅温度变化/℃	功率变化/kW	耗油率变化/%
试验	+41.0	-85.0	+10.5
计算	+52.0	-99.6	+12.9