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摘要
我国正在开展大型客机机翼热气防冰系统研制任务，自主知识产权的机翼热气防冰系统设计还未投入运营。首先从机翼热气防冰管路设计的原理出发，依据笛形管的流量分配计算方法，建立了管路仿真的SIMULINK模型，对不同工况下笛形管的压力、温度、管内流量分布等特性进行了分析。随后，搭建了一套机翼热气防冰地面流量分配试验台架系统，通过实际工程试验获得了笛形管压降和温降分布数据。试验结果表明当供气流量相同，入口温度越高，在笛形管段的沿程压力和温度就越高，压降变化明显，而在笛形管后段温降较小。当入口温度相同，供气流量越小，在笛形管的沿程压力和温度就越低，沿程压降变化较小，而在笛形管后段温降较大。最后，将试验结果和模型计算数据进行对比分析，进一步验证了模型计算正确性。搭建的机翼热气防冰地面流量分配试验平台可为机翼热气防冰系统优化设计提供借鉴。
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单位上海飞机设计研究院
