浅谈民用飞机短舱进气道结构设计
大型飞机短舱进气道防冰系统概述
大型飞机短舱进气道防冰系统概述大型飞机的短舱进气道防冰系统是飞机上重要的防冰系统之一，它能够有效地防止在高空飞行时因空气中的水汽凝结成冰而影响飞机的安全飞行。
本文将对大型飞机短舱进气道防冰系统进行详细的概述，包括其工作原理、结构特点以及在飞行中的作用等方面。
一、短舱进气道防冰系统的工作原理短舱进气道防冰系统的工作原理主要是利用热空气对进气道表面进行加热，以防止空气中的水汽凝结成冰。
具体来说，当飞机在高空飞行时，由于飞行高度的升高，空气温度急剧下降，同时空气中的水汽会凝结成冰，这就会造成短舱进气道表面出现结冰的情况。
而短舱进气道防冰系统通过向进气道表面喷射热空气，使得进气道表面始终保持在适当的温度，从而防止冰的形成。
短舱进气道防冰系统一般由进气口、进气道、热空气喷射装置和控制系统等几个主要部分组成。
首先是进气口，它是短舱进气道防冰系统中的重要部分，进气口通常位于飞机机身的前部，用于引导空气进入到短舱进气道中。
进气口的设计要考虑到在高速飞行和各种恶劣气象条件下都能够正常工作，并且能够保证进气道内的气流稳定。
其次是进气道，进气道是短舱进气道防冰系统中起到通风导流和加热作用的部分，其结构设计要考虑到能够充分利用热空气对进气道表面进行加热，并且要能够确保进气道表面平整光滑，以及对进气口的保护。
再者是热空气喷射装置，热空气喷射装置是短舱进气道防冰系统中最重要的部分，它能够向进气道表面喷射高温的空气，从而有效地防止冰的形成。
喷射装置一般由热空气管道和喷嘴组成，其设计要考虑到能够充分利用发动机产生的热空气，同时要确保喷射的空气能够均匀地覆盖整个进气道表面。
最后是控制系统，控制系统是短舱进气道防冰系统的核心部分，它能够对系统的运行状态进行监测，并根据进气道表面的温度变化来控制热空气的喷射。
控制系统的设计要考虑到能够精确地对热空气进行控制，并且要能够对系统的运行状态进行实时监测，以确保系统能够正常工作。
短舱进气道防冰系统在飞行中起着至关重要的作用，它能够有效地防止进气道表面的冰的形成，从而保证飞机在高空飞行时能够保持良好的飞行性能。
民用涡扇飞机短舱结构防火设计
民用涡扇飞机短舱结构防火设计摘要涡扇发动机动力部分和附件部分为指定火区，短舱作为包裹住火区的结构，必须设计成能够将火区与非火区完全隔离，以避免火区的火焰进去到其它区域引起灾难性的后果。
随着对于民用飞机安全性要求的不断提高，适航当局通过修正案和咨询通报，对于动力装置的防火保护提出了更加严格的要求。
本文研究的主要是火区的短舱结构防火墙与防火密封件的设计。
关键词涡扇发动机；短舱结构；防火1概述民用涡扇发动机飞机短舱一般包括进气道、风扇罩、反推力装置和尾喷。
飞机火区必须有易燃液体和火源的存在。
易燃液体主要指容易燃烧或者引起爆炸的液体和蒸汽。
火源指的是飞机正常运转的条件下有足够的温度和能量点燃易燃液体的热源。
防火设计要求包括防火（Fireproof）和耐火（Fire Resistant）两种。
根据AC20-135的定义：防火（Fireproof）：材料或结构在2000℉±150℉的火焰下冲击15分钟，能够完成设计要求的功能。
耐火（Fire Resistant）：材料或结构在2000℉±150℉的火焰下冲击5分钟，能够完成设计要求的功能。
民用涡扇飞机发动机核心舱内由于发动机机匣的温度高于发动机正常运转所产生的易燃液体的自燃温度，因此为指定火区（Designated Fire Zone）。
涡扇飞机发动机的附件齿轮箱（AGB）如果布置在核心舱，则风扇舱为易燃液体泄露区；如果AGB布置在短舱的风扇舱，则风扇舱也为指定火区，必须满足火区的防火要求。
2短舱结构防火设计短舱的火区需要有防火墙将其与非火区隔离开来，防火墙可以分为以下两种：如果作为防火墙的采用金属材料的短舱罩体和隔板能够在火焰的冲击下保持设计要求的功能，则为结构防火墙；如果作为防火墙的采用温度限制材料的短舱罩体和隔板需要护罩保护防止火焰的直接冲击，则为被保护的防火墙。
防火墙暴露与火区中的附属结构或支撑结构例如铰链和锁扣等，也分为直接暴露的和护罩保护的两种。
飞机的进气道
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在收缩段内不断减速到喉部恰为音速，在扩散段内继续减到低亚音速。内压式进气道效率高、阻力小，但非设计状态性能不好，起动困难，在飞机上 未见采用。混合式进气道：是内外压式的折衷。
对于超音速飞机而言，本身其飞行马赫数变化范围较宽，对于进气道就要求在较宽的范围内高效的减速增压；而且，由于超音速飞行，进口前 气流不能自动地适应发动机所需而引入适当的流量，容易发生溢流。所以随着速度提高，飞机进气道也发生了很大的变化，结构上朝着更加复杂化 发展，这也是性能和速度提高后确保发动机工作稳定的先决条件。飞机进气口大小是不变的，而高速和低速飞行时发动机对空气量的需求却不一样， 尤其超音速飞行时，进入进气道的空气量超过了发动机的实际需求，如果不将其排除则会导致额外的阻力，所以，超音速进气道都设有旁路系统，空 气超过发动机需求时，则开启旁路系统，将多余的空气排放出去。圆形或半圆形的进气道有个中心锥，它一是用来调节进气量，还有一个重要的作用 是调节激波的位置，超音速进气道与亚音速进气道在外形上的的主要区别就是是否有中心锥和压缩斜板，中心锥可以看到，而压缩板有的在进气道 内部。
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内部则没有压缩斜板，外压式进气道的超音速减速过程在进口外实现，附面层隔板还可以提高总压恢复。
随着战斗机性能不断提高，其对进气要求也越来越严格，三维轴对称进气道在某方面存在着一些不足，无法满足现代飞机高机动性的飞行要求， 第一、它速度调节范围小。由于三维轴对称进气道是利用中心锥在轴上前后移动来调节进气的，因此，调节范围小，若改变中心锥截面积的调节方法 ，则构造复杂，黑鸟的解决方式是混压式进气道；第二、它抗进气畸变的能力弱。正常飞行时，进气均匀，畸变小，但作高机动飞行时，迎角和侧滑 角动作都会破坏气流的对称性，使进气道效率降低；第三、如果进气口安置在头部，则不利于电子设备的这安装，其进气通道也太长，能量损失较多 ，空间浪费严重，机头进气方式基本上已不再使用。
大型民用飞机发动机短舱设计概述
大型民用飞机发动机短舱设计概述作者：***来源：《科学与信息化》2019年第17期摘要大型民用飞机发动机短舱设计一直是飞机设计关注的重点，本文介绍了短舱结构设计和气动设计，指出结构设计需满足发动机的使用要求，并实现防火、防冰等功能，气动设计则要通过优化气动型面来实现减阻。
關键词短舱;结构设计;气动设计1 概述大型民用飞机发动机短舱主要包括进气道、短舱外罩和尾喷管等。
短舱的设计一般可分为：①结构设计：可安装发动机及其附件系统，能够满足发动机的使用要求，并且具有防火、防冰和降噪等功能。
②气动设计：在飞机的整个飞行包线内，能持续不断地通过进气道向发动机输送足量空气，且具有良好的气动阻力特性[1]。
2 结构设计短舱结构设计主要包括进气道、短舱外罩和尾喷管等部件的设计。
进气道结构主要由蒙皮、隔板、壁板等部件组成。
进气道结构设计应首先满足发动机进气流量和扩压能力的要求，这就要求进气道结构有足够的进气面积和良好的型面设计。
另外由于飞机长时间飞行在低温环境中，进气道表面会逐渐聚集冰块，这些冰块不仅会引起进气道气动性能的下降，还可能会脱落引起发动机风扇叶片和压气机叶片的损坏。
国内外一般采用电热防冰或者热气防冰。
电热防冰是在进气道结冰时由防冰控制器控制加热元件对进气道进行加热，从而使冰融化，并通过加热区内的温度传感器监测温度并在过热时提供过热告警信号。
而热气防冰系统则是通过从发动机压气机引气，将热气流喷射至进气道前缘。
从目前应用情况来看，热气防冰系统由于引气技术更为成熟，可靠性更好，因此较电热防冰技术应用更为广泛，现役的主流机型大多采用了热气防冰系统。
此外，为满足降噪要求，内壁板一般设计为蜂窝结构，并带有消声衬垫;为使进气道在进水后能及时排水，通常在发动机正下方位置设置排液孔。
对于大型民用涡扇发动机来说，考虑到风扇舱通风气流的需要，可能在进气道上方设计NACA 口[2]。
短舱外罩是发动机的外衣，对发动机起保护作用，不仅可以防止外来物的撞击直接损坏发动机，还可以通过内部的结构设计实现发动机防火功能。
进气道设计.doc
喷气式飞机进气道是一个系统的总称，它包括进气口、辅助进气口、放气口和进气通道，因此它是保证喷气发动机正常工作的重要部件之一，它直接影响到飞机发动机的工作效率，它对发动机是否正常工作，推力大小等有着到关重要的作用，因此它对飞机性能尤其是战斗机有很大的影响。
其作用是：第一，供给发动机一定流量的空气。
螺旋桨飞机靠螺旋桨工作拉动空气向后运动带动飞机做相对运动前飞，螺旋桨发动机燃烧也需要空气，但它的用量无法与喷气发动机相比，而且在高空空气稀薄，含氧量代，发动机效率会急剧下降，喷气发动机所需的空气量惊人，动辄每秒以上百千克计，如“海鹞”的发动机空气流量为196千克/秒，中国飞豹的则是2×92千克/秒，美国F－15的是2×121千克/秒；第二、保证进气流场能满足压气机和燃烧室正常工作的要求，喷气发动机压气机进口流速约为当地音速的0.3－0.6M，而且对流场的不均匀性有严格限制。
在飞行中，进气道要实现对高速气流的减速增压，将气流的动能转化为压力能。
随着飞行速度的增加，进气道的增压作用越来越大，在超音速飞行时的增压作用可大大超过压气机。
进气道分为不可调进气道和可调进气道。
不可调进气道，也就是进气道形状参数不可调节，只能在某种设计状态下才可高效工作的进气道，它只在设计状态下能与发动机协调工作，这时进气道处于最佳临界状态。
在非设计状态下，譬如改变飞行速度，进气道与发动机的工作可能不协调。
当发动机需要空气量超裹进气道通过能力时，进气道处于低效率的超临界状态。
当发动机需要空气量低于进气道通过能力时，进气道将处于亚临界溢流状态。
严格上讲，超音速进气道和亚音速进气道都会使阻力增加，不排除某些亚音速进气道或许出现前缘吸力大于阻力的情况，但过分的亚临界状态使阻力增加，并引起进气道喘振。
为了使进气道在非设计状态下也能与发动机协调工作，提高效能，广泛应用可调进气道，常用的方法是调节喉部面积和斜板角度（最好专门对这些术语进行解释、配图。
飞机发动机维护—进气道
图8. 典型发动机的热空气防冰系统
二 典型发动机进 气道维护介绍
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1、典型发动机进气道 的部件识别
1.1 典型发动机的进气道
图9. 典型发动机的进气道
1.2 典型发动机的防冰空气管
图10. 典型发动机的防冰空气管
2、典型发动机进气道 的维护及安全注意事项
1、亚音速进气道
1.1 亚音速进气道的组成和工作原理
图3. 亚音速进气道
图4. 流量系数和流线谱
1.2 亚音速进气道的主要参数： 1）进气道总压恢复系数σi*——进气道出口总压与远前方未受扰动界 面气流总压之比，衡量进气道流动损失大小。 2）冲压比Πi*——进气道出口总压与远前方气流静压之比。
2、超音速进气道
图2. 战斗机的进气道
进气道的功用：进气道的基本功用：1）在各种状态下，捕获足够的空 气流量并以最小的流动损失顺利引导进入压气机；2）利用冲压作用适 当提高空气压力。
进气道的分类：亚音速和超音速进气道两大类；超音速进气道又分为： 内压式、外压式和混合式三种。民航飞机的进气道几乎全是亚音速进 气道。
2.）外压式——由中心体和外罩组成。利用中心体产生的一道或多道 斜激波及唇口处的一道正激波将超音速气流降为亚音速之后在扩张管 内继续减速增压。激波系中的激波数越多，则在同样的飞行马赫数下， 总压损失越小，总压恢复系数越大。M<2.0时使用此类进气道。
图6. 外压式超音速进气道
3.）混合式——兼具外压和内压式的特点。先进行外压，经过斜激波 以超音速进入唇口，开始内压，通过喉部或扩张段的正激波降为亚音 速气流。M>2.0时使用此类进气道。
图7. 混合式超音速进气道 Nhomakorabea3、进气道防冰
浅谈飞机进气道
浅谈飞机进气道超音速进气道在结构上更复杂，它通过多个较弱的斜激波实现超音速气流的减速。
超音速进气道分为外压式、内压式和混合式三种。
外压式进气道：在进口前装有中心锥或斜板，以形成斜激波减速，降低进口正激波的强度，从而提高进气减速的效率。
外压式进气道的超音速减速全部在进气口外完成，进气口内通道基本上是亚音速扩散段。
内压式进气道：为收缩扩散形管道，超音速气流的减速增压全在进口以内实现。
设计状态下，气流在收缩段内不断减速到喉部恰为音速，在扩散段内继续减到低亚音速。
内压式进气道效率高、阻力小，但非设计状态性能不好，起动困难，在飞机上未见采用。
混合式进气道：是内外压式的折衷。
对于超音速飞机而言，本身其飞行马赫数变化范围较宽，对于进气道就要求在较宽的范围内高效的减速增压；而且，由于超音速飞行，进口前气流不能自动地适应发动机所需而引入适当的流量，容易发生溢流。
所以随着速度提高，飞机进气道也发生了很大的变化，结构上朝着更加复杂化发展，这也是性能和速度提高后确保发动机工作稳定的先决条件。
飞机进气口大小是不变的，而高速和低速飞行时发动机对空气量的需求却不一样，尤其超音速飞行时，进入进气道的空气量超过了发动机的实际需求，如果不将其排除则会导致额外的阻力，所以，超音速进气道都设有旁路系统，空气超过发动机需求时，则开启旁路系统，将多余的空气排放出去。
圆形或半圆形的进气道有个中心锥，它一是用来调节进气量，还有一个重要的作用是调节激波的位置，超音速进气道与亚音速进气道在外形上的的主要区别就是是否有中心锥和压缩斜板，中心锥可以看到，而压缩板有的在进气道内部。
它主要经历了四个阶段：（一）三维轴对称进气道这种进气道通常指的是圆形、半圆形、四分之一圆形进气道，它与亚音速类似，但是它有一个中心锥面的预压缩面，中心锥的位置是可以调节的，以适应不同速度下的进气量要求，提高进气效率，使发动机始终在最佳状态下工作，满足飞机的飞行需要。
由于安装了中心锥，在低速，尤其是起飞阶段进气量不足，所以采用这种进气道的飞机一般在进气口后方开有一个或多个辅助进气口，这种进气道一般用在速度2.2M以下的飞机。
飞机发动机原理与结构—进气道
导学6 进气道防冰
基本的防冰方法
涡轮喷气发动机或涡轮风扇发动机一般采用热空气防冰； 涡轮螺旋桨发动机采用电加温或热空气与电加温混合的方式来防冰，防冰
可通过热滑油沿进气道周围循环来补充热量，热空气系统在可能会结冰的 地方为发动机提供表面加温； 某型发动机采用组合防冰的方式。
压比增大；在11,000 米高度以上，飞行高度改变时，大气温度保持不变。冲压比 也保持不变。 • 空气在进气道中的流动损失增大，气体总压减小，冲压作用减弱，冲压比减小。
导学5 冲压比
目录
CONTENTS
1
进气道概述
2
亚音速进气道
3
超音速进气道
4
进气道防冰
由于发动机的压气机进口处的气流都是亚音速，超音速飞机上的进气道必须使进来的气流 减速成亚音速气流；
❖ 整流锥后气流速度稍有上升,压力和温度稍有下降, 这样可以使气流比较均 匀地流入压气机保证压气机的正常工作,总压下降,总温保持不变。
❖ 进气道内所进行的能量转换是动能转变为压力能和热能。
2. 气体的流动模型
一定的进气道，它的进口流动模
型取决于发动机的工作状态和飞 行的M数。
流量系数φ=进气道远前方截面
3
超音速进气道
4
进气道防冰
1. 组成
亚音速进气道由壳体和整流锥组 成，整流锥有的分为前整流锥和 后整流锥。它的进口部分为圆形 唇口，进气道内部通道为扩张通 道，使气流在进气道内减速增压。
亚音速进气道
导学3 亚音速进气道
CFM56-3 进气锥
2. 气体的流动模型
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浅谈民用飞机短舱进气道结构设计
摘要：本文主要介绍安装先进涡轮风扇发动机的民用飞机进气道结构设计，包括进气道消声结构的设计。
关键词：进气道结构设计消声设计
0.概述
高涵道比、高效率的先进的动力装置是民用大型客机的心脏。
作为动力装置重要组成部分的短舱进气道，对于整个动力装置的性能起着重要的作用。
1.进气道设计要求
进气道的内部通道设计必须保证在发动机各种工作状态下能供给发动机所需要的空气流量，并为发动机风扇进气面提供均匀流场和高总压恢复系数。
进气道结构设计中，应运用声学处理技术，以最大程度减小发动机外传噪声，使飞机符合FAR-36部适航标准的要求。
短舱进气道应当与风扇叶片一样具有抵抗飞行中鸟撞的能力。
进气道必须采取防冰措施，在各种气候条件下，发动机及其进气系统上，都不产生不利于发动机运行或会引起推力严重下降的冰积聚。
2.进气道结构设计
进气道主要由唇口蒙皮、前隔板、后隔板、内壁板、外壁板和连接法兰组成。
进气道唇口蒙皮通常采用铝合金材料，表面阳极化处理，外表面打磨光滑，能够承受雨砂的侵蚀和冰雹的冲击，并且是防鸟撞的第一道防线。
进气道唇口蒙皮通过角材与进气道后隔板与外壁板相连接，角材之间通过接头连接。
进气道前隔板组件由腹板、径向肋、加强件、开口和管路支架组成。
腹板由钛合金退火材料成形，以承受防冰管路的高温，由左右两块拼接而成。
腹板上通常布置有径向肋，主要对结构起到加强作用。
进气道前隔板组件通过角材与唇口蒙皮、内壁板和外壁板相连接。
进气道前隔板组件主要承受的载荷为鸟撞冲击载荷，是防鸟撞设计的主要结构件。
进气道后隔板组件由腹板、径向肋、开口组成。
腹板通常采用钛合金退火材料成形，由左右两块拼接或者整体成型，主要吸收FBO工况时风扇打出能量。
腹板通常有径向肋，材料为钛合金，主要对结构起到加强作用。
进气道后隔板组件在外侧通过角材与外壁板相连接，并且通过角材提供风扇罩罩体搭接区域；后隔板组件在内侧通过角材与内壁板相连接。
进气道后隔板组件是防鸟撞结构设计的最后一道防线，要保证鸟的撞击不会穿透后隔板打到风扇舱段，后隔板的变形不能引起燃油管路以及其它系统的损坏以危及到飞行的安全。
同时，尽管FADEC 位于风扇舱段区而不在进气道内，但是不能允许鸟撞击后隔板变形而接触到FADEC。
因此后隔板需要布置一定数量的钛合金材料径向加强肋。
后隔板通常也是风扇舱段火区的前向边，因此后隔板需要采用钛合金退火材料且必须布置防
火板以与火区隔离。
进气道后隔板组件主要承受的载荷为管路爆破载荷。
进气道外壁板通常为复合材料铺层结构，热压罐成形，主要承受气动载荷，提供光滑的流线型表面。
外壁板通过角材与前后隔板连接。
进气道连接法兰通常为钛合金材料或者复合材料与内壁板共固化，通过周向一圈紧固件与发动机风扇机匣连接。
进气道法兰通过螺栓、衬套和垫片与发动机风扇机匣连接，衬套的设计目的是在FBO情况下保护接头以承受高阶载荷。
3.进气道结构消声设计
飞机噪声是飞机飞行时存在的各种噪声源的声辐射总和。
飞机噪声源主要有两类，即推进系统噪声和空气动力噪声。
推进系统噪声包括风扇/压气机噪声、喷流噪声、涡轮噪声和燃烧噪声等。
空气动力噪声则是由于气流流过机身引起的气流压力扰动产生的，因此也成为机体噪声。
另外，超音速飞机产生的冲击波还会在地面形成轰声。
当代飞机广泛使用的涡轮风扇发动机主要声源有四个部分，即风扇/压气机噪声、燃烧噪声源、涡轮噪声源和喷流噪声源。
其中风扇/压气机噪声和喷流噪声是发动机的主要噪声源。
随着飞机广泛使用的涡轮风扇发动机涵道比的不断提高，发动机排气速度大大减小，相应的喷流噪声得到较大的降低，使得风扇/压气机噪声在飞机总噪声中占有越来越突出的地位。
因此消声短舱的设计是必要的措施。
消声短舱声处理目的就在于抑制发动机噪声的向外传播，因此降噪就是消声结构的主要任务。
但是，用于发动机进气道、排气通道上的声处理壁板不仅仅只需要降噪这唯一的要求，还必须满足其他一些要求才能认为是合适的消声结构。
对于消声结构的一般要求大致可归纳如下：单位面积降噪量大，在起飞、着陆条件下都具有良好的降噪效果；对进气道、排气道内气流的摩擦损失尽量小；声疲劳强度高；在高速气流冲刷和温度变化的工作环境条件下仍十分牢固，有良好的耐久性和长寿命；重量轻，刚性好；不吸尘埃、水滴、油污等，以免堵塞面板小孔而降低吸声性能。
多孔消声材料的构造特征是：材料从表到里具有大量的互相贯通的微孔，也即具有适当的透气性。
其消声作用主要是：当声波入射到多孔材料表面时激发起微孔内的空气振动，空气与固体筋络间产生相对运动，由于空气的粘滞性，在微孔内产生相应的粘滞阻力，使振动空气的动能不断转化为热能，从而使声能衰减。
其次在空气绝热压缩时，空气与孔壁间不断发生热交换，由于热传导的作用，也会使声能转化为热能。
在空气流通管道内壁板铺设穿孔板蜂窝夹芯结构就成了消声管道。
良好的消声管道应具有尽可能大的噪声衰减量，满足降噪指标。
进气道内壁板通常由几块壁板拼接而成，通过角材与前后隔板相连接，后侧通过进气道法兰将整个进气道连接在发动机风扇机匣上。
位于后隔板之后的进气
道内蒙皮处于风扇舱段火区内，因此布置了防火板。
进气道内壁板通常为金属蜂窝夹芯的消声结构。
面板为穿孔铝合金材料，底板为铝合金材料，两层板之间采用消声蜂窝结构。
面板上的小孔和蜂窝芯格组成许许多多个亥姆霍兹共振器，经过面板的声波由于这些许多个共振器的共振作用使一部分声能转化成热能，热能传递给结构最终被结构所“消耗”。
亥姆霍兹共振器的共振频率与穿孔板蜂窝夹芯结构的面板厚度、小孔孔径、穿孔率和背腔深度有关。
进气道消声内壁板结构主要参数有POA、面板孔径面板厚度、蜂窝高度、有效声处理面积。
4.总结
飞机进气道结构消声处理的技术是飞机满足CCAR36以及FAR36的噪声要求指标的重要降噪技术，为先进的民用动力装置的研发所不可缺少的组成部分。
参考文献：
[1]《飞机设计手册10-结构设计》航空工业出版社，2000.10
[2]中国民用航空规章第25部（第四版）2012.10。