发动机冷却空气系统控制发动机防冰

摘要发动机冷却2.1发动机冷却空气系统的目的和原理单位质量流量气体流经涡轮工作轮时，在工作轮上的作用力为P。可以将作用力P分解为轴向分力Pa和切向分力Pu，如图2-1所示。图2-1气体作用在涡轮上的力航空发动机内部的工作轮在其内部只进行旋转运动，所以气体作用在涡轮上的力只有切向分力，由上图可知只有Pu对涡轮功，而出处于轴向平行状态下的分力Pa不对涡轮做功[1]。因此我们可知，在发动机的工作轮进口出，单位质量额气体对工作轮的动量矩表示为c1ur1，对工作轮转轴的动量矩表示为-c2ur2。这是因为气流在出口处的切线分速度的方向和进口处的相反。单位质量气体流经工作轮所做的功为lt=M=（c1ur1+c2ur2）·1=c1uu1+c2uu2（式1）从涡轮功的式1可以看出，增大c1uu1或c2uu2都可以增大基元级涡轮功。但是对于航空燃气轮机所用的涡轮功来说，工作轮出口的绝对速度c2的方向希望接近轴向特别是对于末级涡轮更是如此，这样可以减少气流在尾喷管中的气流损失。因此，在上述涡轮功的公式中，c2uu2这一项总是比较小的。由此可知，研究增大基元级涡轮功的主要途径是从增大c1uu1这一项入手[1]。增大涡轮工作轮的切线速度u1可以十分有效的增大基元级涡轮功。必须注意的是，当工作轮前后气流速度c1和c2不变时，工作轮切线速度u1将会增大，同时β1也会增加而出口角β2值则减小。此外，导向器出口处的气流速度为c1是出口气流Ma1和燃气温度T1的函数，即：c1=a1Ma1=Ma1（kRT1）1/2增加导向器出口气流Ma1和提高燃气温度T1都气流速度c1增加。在一般情况下，导向器出口气流Ma1设计在接近1又小于1的范围内。当导向器出口反压降低至低于临界值时，气流在导向器出口处的斜切口中做超声速膨胀，如图2-2所示。图2-2气流在导向器出口处的斜切口中做超声速膨胀当气流在在做超声膨胀运动时，气流的出口角α1由于受到超声速膨胀而增大。因此，若想要提高涡轮前的燃气温度T1的话，就应该使得涡轮导向器的气流速度增大。进一步增加燃气温度必须相应的提高涡轮材料的耐热性和冷却涡轮叶片以及涡轮盘的能力。发动机从压气机和风扇处引入冷空气，经过一系列管道和结构，与高温气体相混合降低气体温度或者是在零件表面形成气膜，从而达到保护发动机内部结构不被高温破坏的目的。2.2燃烧室冷却航空发动机内部结构中的燃烧室主要作用为将航空燃油的化学能转化为热能，使得压气机在增压后将气流加热到涡轮额可承受范围之内。为涡轮中排气装置的膨胀来做一定的准备。燃烧室的如图2-3，2-4所示，为WP7发动机的环管燃烧室以及其横截面[2]。图2-3WP7发动机的环管燃烧室图2-4WP7发动机环管燃烧室的横截面航空发动机内部结构中的燃烧室，属于整个发动机系统的重要组成部分，承担这燃气轮机内部的热能循环作用，如图2-5。如下图所示，发动机的性能与使用寿命在一定程度上均由燃烧室的做功效率来决定。燃烧室的技术水平对发动机的性能、结构方案和重量有深远的影响。图2-5理想燃气轮机循环燃烧室是用来将燃油中的化学能转变为热能，将压气机增压后的高压空气加热到涡轮前允许温度，以便进入涡轮和排气装置内膨胀做功的部件。由于发动机内部燃烧室中的工作环境十分严酷，燃烧过程中的内部气流速度达到了惊人的100-50m/s，整个过程是在贫油混合器中完成，内部的结构元件在高温环境总承受着巨大的膨胀压力与各种振动负荷。不仅如此，还受到热应力和热腐蚀的作用。燃烧室和扩压器是发动机的主要承力件。燃烧室的零组件主要是薄壁件，工作时常出现翘曲、变形、过热、裂纹、烧穿和积碳等故障。因此，对于燃烧室的冷却就显得尤为重要。如图2-6所示的发动机燃烧室。火焰筒的内、外壁的内侧分别有5圈由蝶形浮动片组成的浮动环，高温燃气与火焰筒的内、外壁被其隔开，冷却气流通道在火焰筒内、外壁与浮动片之间。火焰筒头部有隔热屏，有效地进行隔热和冷却，延长火焰筒疲劳寿命。图2-6某发动机燃烧室1—20片支柱叶栅；2—整体式铸造扩压机匣；3—20个气动式燃油喷嘴；4—定位销5—火焰筒外壁；6—火焰筒内壁；7—孔探口；8—蝶形浮动片；9—全屏蔽头部火焰筒头部的主要功能是用于加速混合气体的合成，进而保证稳定的燃烧效率，因此在整个过程中需要火焰筒局部略微富油一些，所以此时的头部只有微小部分的空气进入大约为20％—30％之间[2]，如图2-7所示：图2-7气流分配在火焰筒组织结构的中段部分，也就是气体的快速燃烧部分，为了保证内部燃油的充分燃烧，约有20%以上的气体由这里进入，连续不断的空气在燃烧过程中起到相互补偿的作用。并形成均匀的温度场；对于环管形燃烧室来说，燃气导管还用来将圆形通道变成扇形，这样各个火箭筒的出口变围成一个环形的气流通道。大约50％—60％的空气是从这里和火焰筒筒壁上的冷却气膜孔进入火焰筒的。他们的作用是降低燃气和火焰筒筒壁的温度。筒体上的冷却气膜孔和进气孔有不同的结构，其性质取决于组织燃烧的需要和涡轮前燃气温度的要求。为提高抗疲劳、抗振强度，对孔抛光和加强是必要的措施，比如做成弯边或加箍套。采用边孔和进气斗可以加大进气深度；给大进气孔镶边或在筒壁上大孔之间开小孔可以改善受热不均的情况。如图2-8和图2-9所示图2-8火焰筒壁上进气孔的形式图2-9火焰筒壁的冷却结构2.3涡轮冷却涡轮是整个发动系统中承载热负荷与动力符合的重要结构，对涡轮机使用科学有效的冷却方式是飞机正常运行的关键。同时也是降低高温材料成本的有效措施。据统计，平均每年发动机涡轮前燃气温度上升25℃，其中有15％出自于技术冷却，涡轮冷却的目的有以下几点起分别为：使得涡轮前燃气的温度升高并且最大限度的提高发动机性能。保证涡轮机内部各部分零件内部温度保持在一定的范围内。增强零件耐蚀性进而延长使用寿命。在涡轮前燃气温度保持恒定的前提下，使得零件达到一定的新能要求。进一步增强耐热材料的经济性。整个涡轮是同一个高温部件。由于各个零件的工作条件和形态结构的不同，造成他们的冷却方式也各不相同。除了轴承部分采用滑油冷却外，其余部分均采用空气系统冷却，而在设计空气系统时，应该注意一下几个方面。要考虑到冷却空气的清洁、压力、流量和温度，以保证冷却的有效性。对发动机主流道的流动干扰应尽可能小，避免引起气动损失。冷却系统应结构简单，工作可靠。值得注意的是，冷却系统是网络性的，在某零件损伤的情况下可能影响其它位置的正常工作。下面以某航空发动机说明冷却空气的流路。第一路：在低压转子后的中介机匣内壁上开孔，用一根引气管将空气引至风扇后轴承及高压压气机前轴承之间，进行油封后，气体沿轴向在低压轴和高压轴内引气套之间向后流动，穿过高压涡轮后轴上的孔，在高、低压涡轮轴承周围形成冷气包围圈，并防止油腔漏油，最后由排气夹腔排入尾椎进入大气。少量气体流经低压轴内段隔热筒上的小孔进入轴承最外隔热层，最后由弯沉90º的外排气管，排入尾椎内。漏入油腔的少量气体由低压涡轮后轴承的油气分离器内孔进入轴内套管然后排入大气。如图2-10所示。第二路：在高压压气机进口导流叶片前缘根部沿圆周开孔，引气至高压前轴承后侧，进行油封后，气体经高压压气机前轴上的引气孔，进入高压转子内腔，图2-10某涡轮后支点冷却流路1—高压涡轮后轴承；2—高压涡轮后中介轴承；3—低压涡轮后轴；4—隔热筒5—低压涡轮轴承；6—油气分离器；7—外排气管；8—排气夹腔；9—轴内套管对高压压气机的后几级盘进行冷却，然后穿过高压涡轮后轴及低压涡轮后轴上的引气孔，进入低压涡轮轴后腔，冷却低压涡轮第三、四级盘。其中一部分气流经盘鼓间连接螺栓处的槽，进入挡板与鼓间的通道，对轮缘进行重点冷却。这股气流最后大都流入主燃气流。少量由篦齿漏过的气流和第一股的小部分混合最后经完成90º的外排气管排入尾椎。如图2-11所示。图2-11某涡轮低压涡轮盘的轮缘冷却1—工作叶片；2—挡板；3—轮盘鼓筒；4—连接螺栓第三路：从燃烧室后部中心引气口引来的二股气流，经过高压篦齿封严盘前的预旋喷嘴流过封严盘孔，进入篦齿封严盘和高压盘间的空腔，然后顺着封严盘的外缘达到盘缘，进入叶片中间叶根两侧，流入空心叶片内。冷却叶片后，从叶片的尖部尾缘以及叶身上很多的气膜小孔进入主燃气流。如图2-12所示图2-12某高压涡轮工作叶片冷却气的引入第四路：根据发动机工作情况的不同从高压压气机的第五级和第九级分别引气，用导管输送至高压涡轮外的集气室，对高压涡轮机匣进行主动间隙控制。第五路：由高压压气机五级后引来的气对低压涡轮第一级导向器进行冷却。进入导管的冷却气一部分从叶片上的小孔排入燃气，另一部分向中心流入低压涡轮轴前腔冷却高压涡轮后侧及低压1,2级盘。和低压3,4级盘一样，也有冷气通过挡板与盘鼓之间的缝隙对轮缘进行重点冷却，最后排入主燃气流。第六路:当外涵气流流经低压涡轮外部的通道时，用一根引起管引入一股气流然后流至环绕在低压涡轮机匣外的6根冷却管，管上开有很多小孔，空气从小孔中喷出，对低压涡轮机匣进行冷却。减小径向间隙。2.4涡轮盘的冷却要使冷却空气的冷却效果显著，涡轮与叶片的冷却设计是至关重要的。涡轮盘的受热主要来自燃气和转子的热量，由轮缘传向轮毂。其温度分布如图2-13所示。目前对涡轮盘常用的冷却方式有两种：（1）空气沿轮盘侧面径向吹风冷却。如图2-14所示。图2-14（a）中冷却空气从盘的前端面有里向外径向吹风，通过小孔后又沿后端面由外向里径向吹风。这样涡轮盘虽然被冷却气包围，但是由于流路长、轮盘厚，致使前后端面温差大，图2-13涡轮盘沿半径的温度变化图2-14两种发动机涡轮盘冷却流路对照简图产生很大的热应力。图2-14（b）中，轮盘前后端面均采用由外向里的冷却流路，形成两股并联的流路，减小温差。空气吹过叶片根部或榫头的装配间隙。2.5涡轮叶片的冷却航空发动机中内部结构中的涡轮叶片是整个发动机最重要的零件部分。具体可分为导向叶片与转子叶片，两者具体功能与安装位置有着明显不同[2]。如图2-15图2-15WP7发动机第1级涡轮转子叶片和图2-16所示为WP7发动机第一级涡轮转子叶片和WP7甲发动机第一级涡轮导向叶片。图2-16WP7甲发动机第一级涡轮导向叶片1—圈管；2—辐条；3—导向叶片（截面）；4—下缘板；5—折流板冷却方式也简易之分。相对来说，涡轮导向叶片由于位置固定，冷却相对简单。第一级导向叶片常常用燃烧室中的空气自己进行冷却，由于二级导向叶片中的空气温度一般较低，若使其温蒂下降，则要使得冷空气只能从其顶部流入。发动机的转子由于安装在涡轮盘上，因此冷却空气的引入较为复杂。气膜冷却：冷却后的气体经过壁面上的孔隙益出，在高温燃气与壁面之间形成了一层发热膜，其主要做用为减少高温与零件之间的热能交换。当涡轮机内部的温度上升到1500～1600K时，涡轮叶片通常使用的是气膜冷却的方式。其冷却效率可达650以上，是目前使用最为广泛的涡轮冷却方式。其结构如图2-17所示。图2-17气膜冷却1—冷却空气孔；2—鳃孔；3—尾缘槽对流冷却：当冷却后的气流流经被冷物体时，会发生对流换热现象，这种冷却方式是使用较多的方式，其有效冷却效果可达250度以上。冷却通道可以做成圆形、扁圆形和其他形状，如图2-18所示。当通道截面的总面积不变时，周长越长，冷却表面积越大，则冷却效果越好。图2-18冷却叶片流道形状冲击冷却：又被称之为喷射冷却，属于气流垂直冲击冷却的一种方式，其冷却效果较上述对流冷却效果要高出数倍左右。这种冷却方式在实际应用方面常被用来冷却受热严重的零件部位。具体如下图2-19所示图2-19喷射式冷却涡轮叶片1—喷射冷却；2—导流片；3—对流片发散冷却：这种冷却方式的原理为：利用叶片中的多个小孔使得腔内的气流经小孔汇总流出，当气体体积被缩小是，其温度便会下降，进而将空气汇总的热量实现扩散。其作用效果一般可到500～800℃，在这种发散小孔叶片的制造方法上，一般使用粉末冶金的方法来进行锻造。其叶片结构如图2-20所示图2-20发散冷却1—承力骨架；2—气膜（整个叶片表面的典型情况）；3—多孔丝网；4—径向气流流入内腔；5一定量供气；6—发散冷却在目前的航空发动机叶片上，时常按照使用需求经常采用综合冷却的方式来实现涡轮的冷却。图2-21为不同冷却方式的冷却效率和冷却空气百分比的关系。图2-21不同冷却方式的冷却效率和冷却空气百分比的关系涡轮转子叶片不仅处于有腐蚀性的燃气包围中，而且大部分的涡轮零件在高温燃气的冲击下承受较大的热负荷、气动负荷、振动负荷、热冲击等。因此，对材料有很高的要求。在工作温度下，要求高的热强度。在高温下，有高的抗氧化及抗腐蚀的能力。足够的塑性。好的抗热疲劳及机械疲劳性能。具有良好的物理性质，如导热性好，线膨胀系数小等。具有良好的工业图2-22为涡轮叶片材料的趋势图图2-22涡轮叶片材料趋势图第3章发动机空气系统控制发动机空气系统控制空气系统的作用就是对发动机内部间隙的控制和流量控制。因空气系统肩负着为航空发动机提供稳定的工作环境，其系统的设计随着发动机技术的发展逐渐变得复杂。如图3-1为某型航空发动机空气系统。图3-1某型航空发动机空气系统据上图可知：航空发动机的空气动力系统结构主要有涡轮机间隙控制与压气机流量控制两种主体功能。3.1涡轮间隙控制涡轮间隙具体是指涡轮叶尖处和机匣之间的间隙。根据发动机工作原理可知，气流进入燃烧室，和燃油混合并由发动机进行点燃燃烧，产生高温度及高压力的燃气。高温高压燃气向后流经涡轮，并在其内部膨胀对该部件做功，由于涡轮叶尖和外壳之间存在间隙，会造成一部分燃气通过间隙流过，造成能量的浪费。且间隙越大，能量浪费越多，发动机工作效率也就越低。而在发动机的整个工作过程中，涡轮间隙值会随工作状态的改变而改变。因此对涡轮间隙的控制，可使发动机提高作动效率并节省燃油消耗。从而，提高发动机使用寿命。通常，若要改变涡轮叶尖和涡轮外壳之间的间隙，可以由发动机的空气系统来实现。这有助于减少燃油的使用量，提高经济性。另外，在一些工作状态期间，发动机空气系统也增加涡轮叶片和外壳之间的间隙，保证确保涡轮叶尖和涡轮外壳之间不发生摩擦。3.1.1高压涡轮间隙主动控制（HPTACC）如前所述，由于高压涡轮叶尖和外壳之间存在间隙，从燃烧室出来的高温高压燃气在涡轮处膨胀，对涡轮做功，会造成一部分燃气通过间隙流过，造成能量的浪费。且间隙越大，能量浪费越多，发动机工作效率也就越低。且在发动机的整个工作过程中，涡轮间隙值会随工作状态的改变而改变。因此对高压涡轮间隙的控制对航空发动机有效的工作有很大的必要和意义。图3-2为高压涡轮间隙结构图。图3-2高压涡轮间隙HPTACC控制系统主要通过压气机引气来实现，主要通过HPTACC活门控制压气机中气流流至HPT护罩支架的气流量。在实际发动机结构中，高压涡轮间隙处安装有衬环支撑结构，该元件材料对温度较为敏感，当涡轮处温度随着发动机工作状态变化改变时，涡轮衬环会随着温度的变化膨胀或收缩，从而改变涡轮叶片叶尖与机匣间的间隙。而机匣结构，由于其工作要求，不容易受温度影响而发生很大变化。故通过对涡轮处的温度进行控制，可以改变衬环的状态，进而可实现对涡轮间隙的控制。通常HPTACC系统使涡轮叶尖与机匣间的间隙保持在最小状态，以减少发动机能量的消耗，减小耗油量。而在一些情况下，该系统也会增大叶尖与机匣的距离，避免两者发生接触，产生摩擦对发动机带来损害。图3-3为高压涡轮间隙主动控制系统示意图。图3-3高压涡轮间隙主动控制系统3.1.2低压涡轮间隙主动控制（LPTACC）低压涡轮间隙主动控制（LPTACC）系统主要控制风扇中的气流流入到LPT机匣的流量。通过引入风扇的气流，改变LPT机匣处气流的温度，使系统部件膨胀或收缩，以控制低压涡轮（LPT）叶尖间隙。LPTACC对风扇流至LPT机匣的空气流量的控制可以增大，也可以减小，甚至是关闭。而在发动机工作的一般情况下，LPTACC系统都是通过冷却低压涡轮机匣，控制LPT叶尖间隙处于最小状态。LPTACC系统主要包括活门，空气管和总管三个零件。其中活门和空气管处于高压压气机机匣右侧4:00的位置，总管围绕在低压涡轮机匣处。低压涡轮间隙主动控制系统如图3-4所示。图3-4低压涡轮间隙主动控制系统3.2压气机气流控制压气机是航空发动机重要的部件，其工作性能在一定程度上直接对发动机的机动性能产生影响。由于目前航空科学技术的发展，其气压机的设计成高增压比的。为使压气机在发动机不同工作状态下具有更广范围的优良性能，为了控制流量匹配，使得能够对所有功率状态的气流进行调节，防止发动机失速，同时也是防喘振的有效措施，保证发动机的共同工作。3.2.1可调放气活门（VBV）VBV系统可在发动机特定工作状态下，解决高压压气机（HPC）与低压压气机间的气流匹配问题，使发动机各部件能够共同工作，增加发送机工作的稳定性。其在工作时VBV系统能够使一部分低压压气机（LPC）的出口气流流入风扇通道，具体如下图3-5所示。图3-5VBV气流控制示意图VBV系统有2个可调放气活门，12个VBV门，12个柔性轴：1个主柔性轴，11个一般柔性轴，12个作动筒，12个摇臂，1个燃油传动马达，2个VBV作动筒，1根力反馈杆及12个LVDT传感器。2个VBV门之间通过一根柔性轴连接安装在风扇框架内，VBV门控制低压压气机（LPC）空气流入风扇通道的气流量，每个VBV门通过摇臂机构与作动筒连接[5]。12个VBV门中有两个主门，且主门具有较长的摇臂，VBV作动筒与主门的摇臂机构连接。当系统工作时，作动筒可以驱动两个主门的摇臂，进而使主门进行工作。可调放气活门（VBV）工作时，发动机电子控制系统根据内部工作系统获得相关数据，并从传感器处获得相对应的转速参数，发动机根据这些数据系统计算出一个角度数据，该数据用于对VBV门指定一个位置，并发送一个指令信号至液压装置。VBV控制系统示意图如下图3-6所示。图3-6VBV控制系统示意图通常，当N1值较小时，即当发动机在低转速范围情况下工作时，与设计值相比，压气机的换算转速较低，高压压气机需要的空气流量较小，而发动机提供的流量大于需求量，此时为了发动机稳定的工作，协调前后级的流动，需要打开VBV门，将一部分低压压气机的空气流量流到风扇通道中，以此来平衡高压压气机与低压压气机的流量，而随着N1转速逐渐增加时，需要逐渐关闭VBV门。在大于约80%N1转速时需要完全关闭VBV门，因为发动机在高转速工作期间，高压压气机需要更多的空气流量。发动机在低速工作时，利用VBV系统，控制通过压气机前后的气流，各级流量系数不会有太大的变化，使各级协调工作，避免气流流经压气机叶片时发生严重的气流分离。另外，当发动机在迅速减速、反推力工作及在潜在的结冰条件下工作时，需要将VBV门打开。3.2.2可调静子导向叶片（VSV）VBV系统并不是对各种发动机都是一种有效的气流控制方法，在现代航空发动机中对压气机的设计中，还普遍采用控制可调进气导向叶片（IGV）和可调导向静子叶片（VSV）技术，防止发动机喘振，以提高发动机的工作性能和效率。VSV系统的设计能够保证航空发动机在很大的工作状态下保持良好的工作性能，能够解决发动机失速及喘振问题，其系统主要控制导向叶片和三级静子叶片的角度，叶片转角随发动机工作状态的改变而发生变化，但每一时刻的角度值都可根据压气机的工作状态的气流参数预先计算出来，然后通过转动叶片的角度使空气气流以合适的角度参数流入压气机或下一级压气机叶片，而压气机的压缩特性关键的影响因素便是空气气流流入的角度，因此通过VSV系统的控制，能够影响到气流的流入角度，进而也就能改善发动机压气机的工作性能，改善各部件及级间工作匹配问题，提高发动机在非设计点状态时的稳定性。如图3-7所示。调节高压压气机内的空气流量，增加压气机效率和喘振裕度。图3-7VSV系统组成静子叶片系统中的两个VSV作动筒分别安装在压气机机匣2：00和8：00位置上，分别处于发动机的右侧和左侧上，两个摇臂组件与作动筒安装位置一致。作动筒、进气口导向叶片及压气机前三级静子叶片的位置是围绕在压气机机匣内部。发动机电子控制器（EEC）通过显示电子装置获得压气机进口总温T*，从发动机传感器获得发动机压气机转子转速数据n，然后根据n和T*，通过压气机相应换算转速与叶片角度间对应关系数据插值，计算出当前VSV系统的理论位置。经过转换电路，系统控制部分发送一个信号至液压装置，然后在实施相关的驱动活塞工作。活塞推动摇臂转动。当摇臂开始工作后会驱动作动筒工作，最终使静子叶片角度发生变化。每个作动筒有一个LVDT，并能分别发送反馈信号至EEC的两个通道A和B，EEC使用LVDT监控VSV作动筒的位置，经过放大电路、电液伺服阀作动筒的输出量经过反馈电路反馈到控制系统输入端并与当前实际角度位置比较，又经控制系统作用，控制液压作动筒上、下两腔内高压油的变换量，改变液压作动筒活塞的位移量，最终控制叶片角度达到设定值，如图3-8所示。图3-8VSV控制系统通常，当发动机工作在慢车范围时，即N2转速较小时，可调静子叶片处于关闭位置。随着发动机转速N2增加，可调静子叶片的角度逐渐变大。当N2大于95%时，它们是在全开位置。当N1或N2转速大于红线约1%时，EEC发送关闭VSV指令，即VSV处于关闭状态。第4章航空发动机防冰航空发动机防冰飞机在飞行过程中发生结冰的主要原因在于，空气中含有大量低于冰点的液体小水珠，这种处于过冷状态下的小水滴以一种亚稳定状态存在。当飞机穿过含有这种水珠的云层时，处于亚稳定状态下的水准会迅速在飞机表面发生结冰现象。大量的实验证明，在这种环境下，飞机机身的大部分位置均会出现结冰现象。其中包含有机头部分与即为部分以及机翼等。尤其是飞机关键部位，如发动机进气口出的结冰现象会使得飞机的机动性与安全性大大降低，严重时很可能造成飞机发动机空中停车的现象发生[4]。根据相关统计，美国在1981－1988年间的时间内，就发生了542起飞机空中结冰航空安全事件，导致发生事故的有42起。世界各地因飞机结冰导致空中事故的事例比比皆是，我国于2004年，东方航空公司一架客机在返航过程中，由于受到暖湿气流的影响，导致机翼最终导致该飞机失事。曾经我国的一家运八军用运输机在一次执行任务中也是由于飞机机翼出现结冰现象而发生坠毁事故。因此在飞机的空中除冰方面展开先关的研究是十分有必要的。飞机在飞行过程中大致的结冰过程是：当液态水的温度带到0度以下但又没有形成冰时的水被称之为过冷水，这种水的业态维持极不稳定，当过冷水的这种平衡被打破时，便会引发其结冰过程。当处于云层之中的过冷水遇到机翼划过时打破了它本身的亚稳定平衡状态，因此便迅速在飞机表面形成冰层。根据分析可知，飞机机身中结冰概率最高的部位有进气口整流罩与风扇叶片以及外涵壳体等部位。4.1发动机空气加热防冰系统原理通过对高压压气机引气，经过一系列管道，最后到达防冰位置。加热零件或者飞机表面结构，从而达到防冰的目的。当然热空气防冰系统虽然在现代防冰系统中广泛运用，但大多都是和多类型的防冰系统共同作用。达到高效，稳定，低耗防冰的目的。防冰系统的类型和工作原理如图4—1所示。热空气防冰结构简单、工艺成熟、当水滴完全蒸发时无气动阻力。但是对于高压压气机的引气会降低发动机的性能。而且在慢车状态下，这类系统不太可靠。4.2.发动机空气加热防冰系统的分布在结冰气候条件下，有些飞机发动机进气口零件会发生结冰现象。首先结冰的发动机零件和部位有：进气道唇口整流罩，进气道内安装的传感器，发动机进口整流罩，风扇叶片，发动机风扇叶片和外涵壳体之间的腔，发动机导向叶片，外涵导向叶片，外涵零件，发动机分流环等[3]。图4—1航空发动机所用防冰系统①发动机进气道前缘的防冰喷气式发动机进气道一般具有比较好的气动力外形，其结冰情况与机翼相似，也有三类结冰形状，在进气道前缘结透明冰时，由于它破坏了进气道的气动力外形，使进气道的效率降低，当结其它两类冰时，由于冰容易脱落，特别对高速飞机，进气道前缘有锐边，在锐边上所结的冰更容易脱落，这些脱落的冰会打坏压气机叶片，有时甚至会使发动机熄火。因此，发动机前缘必须有可靠的防冰装置。②发动机防冰轴流式压气机的燃气涡轮发动机结冰的危险性最大，所谓发动机结冰，一般是指轴流式压气机前的整流罩、叶片、支撑及导流片等的结冰，需要对其进行防冰措施。在一般情况下，经过第一级压气机后，空气的温度已超过0℃，所以后面的压气机转子及导流片不存在结冰的问题。4.3发动机空气加热防冰系统的结构空气加热防冰系统是一个由导管，腔室，活门，控制阀等组成的网络。其示意图如图4—2所示，为导向叶片的防冰空气网络。 图4—2导向叶片的防冰空气网络在空气加热防冰系统中有个典型的结构—整流罩头部防冰。飞机的整流罩顾名思义就是用于调整气流的，如果没有整流罩，发动机的管线都会暴露在外面，从而产生相当大的阻力。除此之外整流罩还能保护发动机原件。因为在飞行过程中会产生很大的气流，会对发动机造成损伤，而整流罩能很好的保护发动机内部组件。美观也是整流罩的附带作用。整流罩头部的结构是中空的薄壳结构，内部有气流管道。传统的热气防冰技术从高压压气机引入高温气体对头部进行加热防止头部结冰。结果分析与讨论5.1结果分析空气系统在发动机中有着不可或缺的地位，明白了空气系统的基本分布以及其功能的原理。对空气系统的分析过程中，发现空了气系统不足，比如冷却效率还可以更高，防冰系统中引入热空气的缺点。我想在日后的学习中，我还会比在大学时更加刻苦用功。更加明白发动机。对本文存在的问题做一些讲述：①本文缺少实验和实验数据、原理公式。②由于本人对航空器认知水平有限，部分观点可能存在错误。③在查找资料的过程中发现关于航空的资料比较难找。5.2对未来航空发动机空气系统的想法在未来人类肯定会以更高的速度飞行。为了满足速度的需求，发动机需要更耐高温、更高强度、更低质量的材料。同时也需要更可靠、更高效、更低耗的各个系统的配合。发动机的空气系统就是其一。发动机内部的温度日益升高，现有的空气系统水平不能满足未来航空发动机的需求。对于空气系统的革新迫在眉睫。对空气系统的冷却作用部分可以使用预冷却系统，取代传统的空—空热交换器。第二个就是空气加热防冰系统中取消压气机的引气，使用发动机余热加热外部空气防冰。在论文的写作过程中，深感自己才疏学浅，在以后的学习中我要更加努力学习专业知识，争取写一篇具有独特价值的论文！参考文献参考文献[1]王云.航空发动机原理[M].北京:北京航空航天大学出版社,2009.3.[2]刘长福,邓明.航空发动机结构分析[M].西安:西北工业大学出版社,2006.3（2007.1重印）.[3]裘燮纲,韩凤华.飞机防冰系统[M].北京:航空教材编审组.1985,1-104.[4]李林,王立新,彭小东.结冰对民机飞行性能的影响研究.飞行力学,2004,22（3）:12-16.[5]盛乐山.航空电气[M].北京:科学出版社,1994.致谢致谢韶光四年，回首大学成长历程，甜苦皆备，四年的时光转瞬即逝，感觉好像就在昨天我和同学们还在一起钳工实训，还在一起嬉笑怒骂，还在一起备战四级。转眼间却到了分道扬镳的时候，真是让人措手不及却又感觉顺其自然。首先我要感谢郭明星老师，他经验丰富，待人和蔼，治学严谨，给我留下了很深刻的印象。在论文写作伊始，他就给予了我很多指导、建议及修改意见。感谢同级的同窗们，在过去的四年是你们填满了我的记忆，过去的点点滴滴，一起实训，一起学习，一起奋斗的场景历历在目，我会记住这份记忆，迎向下一个人生的起点。感谢期间所遇到的所有人，在此向每当我感觉自己很低落的时候，是他们的鼓励，才让我重拾自信。我要特别感谢我的父母和家人，是他们一直无私的付出，无怨无悔地奉献让我才能无所顾虑，一心求学！最后，向在百忙之中对我的毕业设计（论文）进行评审并提出宝贵意见的专家、教授致以诚挚的谢意。外文资料原文外文资料原文Coolingmethodsforgasturbinebladeleadingedge:Comparativestudyonimpingementcooling,vortexcoolinganddoublevortexcoolingGasturbinesarewidelyusedinairpower,navalpropulsionandpowerplants.Generally,increasinglyhigherturbineinlettemperaturescontributetohigherthermalefficiencyandpower.Moderngasturbinesystemsaretargetingturbineinlettemperaturesthatvaryfromapproximately1600Kto1900K,whichisfarbeyondthemeltingtemperatureofthesuperalloysubstrate.Particularly,bladeleadingedgesnotonlywitnessthehighestheatfluxesbutbearthedirectscourofthehotgasaswell.Thus,anefficientandreliablecoolingsystemisineagerdemandtoguaranteetheoperationanddurabilityoftheentiresystem,especiallythebladeleadingedges.Uptonow,aseriesofinternalcoolingmethodsforgasturbinebladeleadingedgehavebeeninvestigated,includingtheimpingementcooling,thevortexcooling(alsonamedasswirlcooling)andthenewly-proposeddoublevortexcooling(alsonamedasdoubleswirlcooling).Avolumeofstudyonthemechanismandaffectingfactorsofthesethreecoolingmethodshasbeencarriedout.Intermsoftheimpingementcooling,Chuppetal.firstconductedanexperimentalstudyontheimpingementcoolingofasemicirculartargetwithsinglerownozzles,andacorrelationonNu,Reandnozzlepitchtotargetdiameterwassummarized.Choietal.alsoexperimentallyinvestigatedtheperformanceofimpingementcoolingonasemi-circularconcavesurface,andtheymeasuredthevelocityfluctuationandturbulentjetflowcharacteristicsontheconcavesurface.Byconductinganexperimentonasingle-rowjetimpingementarray,Siwetal.foundthattheflowratethroughthejetchannelwascloselyrelatedtothetotalheattransferperformance.Meanwhile,thejetdiameterhadsomeslightadvantagecomparedtothebaselinecase.Kumaretputationallyresearchedtheflowandheattransfercharacteristicsofacircularjetsrowimpingingonaconcavesurface,andresultsshowedthatthecomputationwithSSTk-ωturbulencemodelhadthehighestaccordancewiththeexperimentresultsfromChuppetal.Liuetal.establishedanimpingementcoolingmodelbasedontheleadingedgeofanactualturbineblade,andinfluencesoffourjetnozzlediametersatconstantflowratewereinvestigatednumerically.TheynotedthattheaveragedNusseltnumberwasmoreuniformwithlargerjetnozzlediameter.Intermsofvortexcooling,KreithandMargolisfirstmeasuredtheheattransferintensityandthefrictioncoefficientinwhichswirlwasintroducedintheflow.Theyexploredtheswirlingflowandfoundthattheswirlingflowcouldgeneratethinnerthermalboundarylayersandenhancetheheattransferperformancestrongly.Kiedaetal.investigatedtheheattransferenhancementinatwistedtubewitharectangularcrosssection,andtheyobservedthattheswirlflowhadasimilarheattransferperformancewiththeflowinaribbedpassage.HayandWestfirstconductedexperimentsonavortexcoolingstructure.Aftermeasuringthelocalheattransfercoefficientandthedistributionofflowfield,theydiscoveredtheheattransfercoefficientwascloselyrelatedtotheswirlnumber.Then,Glezeretal.establishedavortexchamberstructurewhichwasappliedtothebladecoolingsystembasedonHayandWestexperiments.LiandTomitaexperimentallystudiedtheswirlingflowinacircularpipeandthecharacteristicsofthedecayofpipewall,theaveragedynamicsandthepressurewereexplored.Duetothefastdevelopmentofnumericalmethods,themechanismofthevortexcoolingcanberesearchedindetail.Chenetal.conductedbothnumericalandexperimentalresearchontangentiallyinjectedswirlingflow,andfoundthattheswirlflowpatternwascloselyrelatedtotheinitialswirldensity.Lingetal.alsoperformedexperimentalandnumericalresearches,whosemodelwasaturbinebladecoolingpassagebasedonthestructuresetupbyHedlundetal.Guoetal.numericallyinvestigatedtheeffectofgeometricparametersontangentiallyinjectedswirlingpipeairflow.Liuetal.chosethebasicphysicalmodelaccordingtothegeometrybyLingetal.Theinfluencesofjetnozzleaspectratio,jetangleandtheratioofswirlchamberradiustojetslotheightwerenumericallyexplored.ResultsindicatedthatheattransferperformanceandpressurelossweresensitivetoReynoldsnumber,jetnozzleaspectratioandtheratioofswirlchamberradiustojetslotheight.Duetposedareasonablevortexcoolingstructureongasturbinebladeleadingedge.Effectsofjetnozzlegeometryandaerodynamicparameterswerecomprehensivelyexplored.Theyfoundbothfactorsimposedasignificanteffectonthecoolingperformance.Inaddition,theyalsoresearchedtheflflowandheattransferbehaviorunderrotatingconditions.Resultsshowedtherotationhadapronouncedeffectonvortexcoolingcharacteristics.Recently,LinandKustereretposedanewconceptforgasturbinebladeleadingedgecoolingnamedDoubleVortexCooling(DVC).Thecoolingchamberconsistsoftwomergedstandardswirlchamberswithonejetnozzle.IntheDVCconfiguration,theyobservedtheimpingementeffectandenhancedinternalheattransferperformance.Besides,a“∞”shapeswirlhadbeengeneratedbecauseofthecrosseffectbetweenthetwochambers.Accordingtotheirresearches,becauseoftheseimprovements,theDVCconfigurationledtoabettercoolingperformance.FurtherinvestigationsonDVChadalsobeenconductedbyLinandKustereretal.Researchershavedonemassiveworkonthesethreecoolingmethodsforgasturbinebladeleadingedge,butfewstudiesonthecomparativestudyofthesecoolingmethodshavebeenreported.Especiallyforthenewly-proposedDVCconfiguration,littleresearchhasbeenconducted.Ononehand,thesethreecoolingmethodshavetheirowncharacteristicsonflowandheattransferbehavior.Eachcoolingmethodmayhaveitsparticularadvantagesoncoolingsystems,thusitisimportanttomakeathoroughinventoryf