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摘要
飞机机翼热气防冰系统设计主要包括防冰热载荷计算、笛形管设计、防冰腔设计及防冰系统验证。本文为第1部分研究，以某客机机翼为例，在机翼防冰热载荷计算的基础上，分析了热载荷及溢流水蒸发率结果，获得了防冰引气量需求，进一步提出了防冰系统随高度变化的引气流量制度，确定了防冰系统严酷状态设计点。其中，采用欧拉-欧拉两相流方法计算水滴运动和表面水滴撞击特性，建立考虑溢流水流动相变的机翼表面的能量平衡方程，计算分析机翼表面的防冰热载荷和溢流水的蒸发率。分析结果表明：同一飞行与结冰气象条件下，在防冰表面温度2～15℃范围，热载荷随着表面温度近似以线性增加；为满足防冰要求，高度较低时的状态对应的表面温度设计值较大；引气流量制度随高度变化分为3阶段：高度小于18356ft时，单边流量0.91kg/s；高度大于21998ft时，单边流量0.59kg/s；中间高度对应流量采取两者线性插值方式。本文结果为热气防冰系统的笛行管设计及校核提供支撑。
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单位中国航空工业集团公司; 北京航空航天大学; 中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院
