新研民用涡轴发动机结冰适航试验
收稿日期: 2024-10-12
修回日期: 2024-10-31
录用日期: 2024-12-09
网络出版日期: 2024-12-23
基金资助
民用涡轴发动机型号研制项目
Icing airworthiness test on a newly developed civil turbo-shaft engine
Received date: 2024-10-12
Revised date: 2024-10-31
Accepted date: 2024-12-09
Online published: 2024-12-23
Supported by
Civil Turbo-shaft Engine Development Project
以中国新研民用涡轴发动机为验证平台，自主开展了结冰适航试验研究。攻克了结冰喷雾系统研制、云雾场模拟等技术难题，利用新建的结冰试车台，完成了结冰包线工况点的结冰试验，揭示了进气系统结冰形成机理，获得了发动机进气系统结冰形貌，分析了飞行环境条件对结冰形貌的影响，总结了进气系统总压损失、压气机效率、燃气涡轮出口温度等参数变化的规律。试验结果表明：发动机结冰主要出现在进气网罩，结冰类型主要表现为明冰和霜冰；结冰形貌多样，霜冰覆盖范围较大，最大结冰厚度可达260 mm，出现在温度-10 ℃、高度1.2 km、风速280 km/h结冰工况点。进气系统结冰对发动机性能有较大影响，在温度-30 ℃、高度6 km、风速280 km/h结冰条件下，发动机结冰造成的进气总压损失系数高达13.3%，压气机效率值下降10.4%，燃气涡轮出口的燃气温度升高41 ℃，功率损失达15.8%。结冰试验全过程中发动机未出现喘振、熄火等异常现象，充分验证了该发动机在恶劣结冰气象条件下稳定可靠的工作能力。
李概奇 , 田骏丹 , 吴晶峰 , 赵尊盛 , 杨洋 , 刘梦妮 . 新研民用涡轴发动机结冰适航试验[J]. 航空学报, 2025 , 46(12) : 131388 -131388 . DOI: 10.7527/S1000-6893.2024.31388
In this paper， the icing airworthiness test is conducted independently. A newly developed civil turbo-shaft engine is taken as the verification platform. The technical problems such as development of icing spray system and simulation of cloud spray flowfield are solved. Icing tests in icing envelope conditions are completed by using the newly constructed icing test bench. The ice formation mechanism of the intake system is revealed. The ice morphology of the engine intake system is obtained， and the impact of the flight environment on ice morphology is analyzed. The changing rules of total pressure loss， compressor efficiency， gas turbine outlet temperature and other parameters are summarized. The test results show that icing mainly occurs in the intake mesh cover of the engine， and the icing type is mainly manifested as glaze ice and rime ice. There are various forms of ice morphology， and the rime ice covers a large area， with the maximum icing thickness up to 260 mm appearing at temperature -10 ℃， altitude 1.2 km， and velocity 280 km/h. Icing has a significant impact on engine performance. Due to icing， the total intake pressure loss coefficient of the engine reaches up to 13.3％， the compressor efficiency value decreases by up to 10.4%， the gas temperature at gas turbine outlet increases by 41 ℃ and the engine power decreases by 15.8％ at temperature -30 ℃， altitude 6 km， and velocity 280 km/h. During the icing test， the engine does not show any abnormal phenomena such as stalling or flame-out， which fully verifies the stability and reliability of the engine under adverse icing conditions.
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