【航空工业行业标准(HB)】 飞机热力防冰系统通用规范

中华人民共和国航空工业标准
HB 7171 --95
飞机热力防冰系统通用规范
1995-12-13发布
中国航空工业总公司
1996—01—01实施
1主题内容与适用范围
1.1主题内容
1.2适用范围
2引用标准
3分类
3.1按热源
3.2按加热方式
4技术要求
防护表面
设计条件
热气加热系统
电加热系统
4.6通用要求
热力防冰系统类型的选择
4.8报告
5检验要求
检验分类
5.2鉴定检验
5.3质量一致性检验
中中+中#中中品营心
附录A飞机防冰电加热结构电热性能检测方法（补充件）(4)
中华人民共和国航空工业标准
飞机热力防冰系统通用规范
1主题内容与适用范胞
1.1生题内容
HB 7171-- 95
本标准规定了飞机热力防冰系统的设计、制造、试验和验收的一般要求。1.2适用范围
本标准适用于军用飞机的防冰，不适用于发动机进气系统和雷达罩的防冰。本标准是飞机热力防冰系统设计，制造和验收的依据。对于给定用途的任何预设计，若偏离本标准会改善系统的性能、降低寿命周期费用及研制经费，或者按本标准会降低系统工作性能时，设计单位应将需改进的细节提出论证，经订购方同意，方可在设计中进行更改。2引用标准
GB776电测量指示仪表通用技术条件GB3930测量电阻用直流电桥
GJB150.2军用设备环境试验方法低气压（高度）试验GJB150.3军用设备环境试验方法高温试验GJB 150.4
军用设备环境试验方法低温试验GJB150.9
军用设备环境试验方法湿热试验GJB 150. 10
GJB 150. 11
GJB 150. 12
军用设备环境试验方法霉菌试验军用设备环境试验方法盐雾试验军用设备环境试验方法砂尘试验GJB 150. 16
军用设备环境试验方法振动试验GJB 181
GJB 358
GJB 368
GJB599
GJB778
GJB 961
飞机供电特性和对用电设备的要求军用飞机电搭接技术要求
装备维修性通用规范
耐环境快速分离高密度小圆形电连接器总规范飞机电气系统设计和安装通用规范飞机电加温玻璃电热性能检测方法GJB 1014
飞机布线通用要求
GJB 1689
飞机透明区表面（风档和舱盖）排雨、除霜、防冰、除雾和清洗系统通用规范GJB 2195
飞机表面热气加热型防冰系统通用规范HB56535656月
航空导管识别标志
中国航空工业总公司1995一12一13发布1996-01—01实施
HG6一416军用钢丝编织软管
YB610铝及铝合金管品种
3分类
HB 7171-95
3.1按热源
热力防冰系统主要有热气加热系统和电加热系统。热气加热系统通常可分为：a.压气机引气防冰系统：
b.废气热交换器防冰系统：
c。燃烧式加热器防冰系统。
3.2按加热方式
热力防冰系统有连续加热和间断加热两种加热方式。连续加热分完全蒸发防冰和不完全蒸发防冰两类；间断加热分周期式和非周期式两类。4技术要求
4.1材料
4.1.1材料的选择
所选用的材料应符合国家标准或行业标准。必要时，也可选用性能满足要求并符合其它有关标准或技术条件的材料。
4.1.2金属材料
金属材料应是耐腐蚀的，或经过适当处理后是耐腐蚀的。4.1.3非金属材料
系统中使用的非金属材料应耐潮、防霉、阻燃；在规定温度下，不会散发出能够造成危害的毒性气体，不致因飞机上的液体及气体的作用而产生不良反应。4.2防护表面
4.2.1机翼、尾翼
在4.3条所规定的条件下，机翼和尾翼所有结冰并可能导致飞机性能有明显恶化的部位，均应由防冰系统进行防护。
靠近整体油箱的机翼表面不必加热防护。4.2.2透明区
透明区的防冰应符合GJB1689的规定。4.2.3进气口
在结冰条件下必须工作的各个进气口都应考虑防护。对导向叶片或与这些进气口相连的管道方向突变部位也应考虑防护，以保证这些管道中有所需空气流量。4.2.4其它部件
天线杆、铰链整流罩、扰流片、俯冲减速板、撑杆以及其它各种结冰部件的防护取决于：a．结冰对各部件正常功能的影响：b．所增加的阻力对飞机性能的影响。2
4.3设计条件
4.3.1结冰条件
a。环境气温不高于一9.4℃；
b。液态水含量为0.5g/m2；
c。水滴有效平均直径为20pm。
4.3.2飞行条件
4.3.2.1高度
HB 7171—95
从海平面到6100m或到飞行升限（取两者中的较低值），防冰系统都应能满意地工作。4.3.2.2姿态
飞机处于任何允许的飞行姿态时，防冰系统都应能满意地工作。4.3.2.3速度
在飞机设计失速速度和设计平飞速度之间的任何速度下，防冰系统都应能满意地工作。4.4热气加热系统
4.4.1热源
4.4.1.1压气机引气
在喷气式飞机和涡轮螺浆式飞机上，可以利用从发动机压气机引出的热空气。4.4.1.1.1最大流量
引气源应设有防正防冰系统超量引气的装置。4.4.1.1.2断流
防冰系统引气入口处应设有能由驾驶舱进行控制的断流装置。4.4.1.2废气热交换器
当热量取自发动机废气时，应使用一个或多个废气热交换器来获取热量。废气热交换器应符合有关规范的规定。
4.4.1.2.1排气反压
装有废气热交换器时，其气反压应符合专用技术条件的规定。4.4.1.3燃烧式加热器
燃烧式加热器应符合有关规范的规定。4.4.1.3.1供油
燃烧式加热器所耗燃油可由发动机油泵供给，或者用电动泵直接从飞机燃油系统抽取。4.4.1.3.2截止阀
应尽可能靠近燃油源（发动机驱动的油泵或燃油箱）安装可靠的截止阀。4.4.1.3.3燃油导管
向燃烧式加热器输送燃油的导管应是符合HG6—416规定的软管组合件，或是符合YB610规定的铝合金导管。燃油管路应按HB5653~~5656的规定作标记。4.4.1.3.4放油管路
每个燃烧式加热器上都应装有放油管路，以保证万一未点燃时，将抽取到加热器内的燃油全部排出机外。bzxz.net
4.4.1.4多个热源
HB 7171--95
当采用多个热气源为防冰系统供气时，应采取措施防止气流从一个热气源倒流入另一个热气源。这儿个热气源应联合使用，以便万一其中一个发生故障时，剩下的热气源仍能对所有需防护部位供气。
4.4.2热量要求
在4.4.2.1条规定的测温条件下，热气加热系统应能保持4.4.2.2条和4.4.2.3条规定的部件防护表面蒙皮温度。若合同规定执行GJB2195，热量要求则应符合其3.6.1条的规定。4.4.2.1测温条件
a：在发动机以额定功率工作的情况下，飞机于晴空中作水平飞行；b．环境大气温度为-9.4℃；
C。避免太阳辐射的影响。
4.4.2.2机翼、尾翼
a，当翼梁紧置于20%弦长之后时，该梁前面的前缘蒙皮温度应不低于10℃；b.当翼梁紧置于15%弦长之后时，该梁前面的前缘蒙皮温度应不低于29.4C；c．当翼梁紧置于10%弦长之后时，该梁前面的前缘蒙皮温度应不低于48.9℃；d．在给定百分比弦长处，沿翼展表面任意两点间蒙皮最大温差值不得超过11℃。4.4.2.3其它部件
进气口及其它部件的防护表面蒙皮温度应不低于10℃。4.4.3详细设计
4.4.3.1热空气分配系统
4.4.3.1.1分配
应利用适当的导管将热空气分配到部件前缘需防护部位。分配系统应使热空气离开热气源后，可流经该系统或排出机外。热气流分配管及翼展方向通道可采用不同的结构型式，应采取必要绝热措施以利加热防护表面。4.4.3.1.2排气
如果系统中含有来自废气热交换器或燃烧式加热器的气体，系统应设计成方一热交换器或加热器发生泄漏时，能防止有毒气体避入乘员舱，并能防正腐蚀飞机结构的任何构件。4.4.3.1.3排水
应采取措施，以保证可能进入系统的水自由排出机外。4.4.3.1.4泄漏
应采取措施，以防止热空气管路泄漏量超过设计分析所规定的充许值。4.4-3.2管道设计
热空气导管（包括性导管及柔性段）应设计成能承受在飞行条件下可能遇到的最大空气压力、温度和流速，以及热膨胀、热冲击、结构变形和恶劣环境的同时作用。4.4.3.2.1绝热层
当需要防止飞机任何构件受热超过121C时，应敷设可以快速拆卸的绝热层，并符合有关专用技术条件的规定。
4.4.3.2.2柔性段
HB 7171-95
管道柔性段应能承受轴向压缩或拉伸、径向变形和（或）横向移动。其设计变形量（压缩、拉伸或弯曲）应根据飞机专用技术条件所规定的加速度和温度确定。4.4.3.3温度控制
供给防护表面的热空气温度应能自动控制，以防止这些表面过热。4.4.3.4燃油温度
在任何飞行条件下，热气防冰系统的工作导致燃油系统任何部分油温的升高不得超过5.6℃.
4.4.3.5结构温度
热气防冰系统的工作不应便飞机任何构件的温度上升到121C以上。4.4.3.6质量
热气防冰系统的质量不得超过飞机空机质量的1%。4.5电加热系统
4.5.1电加热结构
电加热结构通常由电加热元件、汇流条、接线柱、绝缘层及内、外蒙皮等组成。在热容量较小及绝缘电阻足够的条件下，应尽量减薄绝缘层的厚度。应根据待加热部位特点，所需加热方式及热量和实际工艺条件，确定适宜的电加热结构方案。4.5.2热量要求
4.5.2.1连续加热
系统应根据部件防护要求（完全蒸发防冰或不完全蒸发防冰）确定的所需热量，对电加热结构中的电加热元件提供加热比功率。4.5.2.2周期加热
系统应对电加热结构中的电加热元件提供尽可能大的加热比功率，以保证在规定的时间内除去防护表面上的冰层。
4.5.3电加热结构的电热性能
电加热结构的电热性能，应符合专用技术条件的规定。4.5.4过热保护
系统中应设置过热保护装置，以防止结构过热。4.5.5电热周期除冰系统的设计
4.5.5.1：加热区
部件表面加热分区应按机身轴线对称布置，并对称加热。4.5.5.2．热万
在机翼和尾翼前缘电加热结构中，应设置连续供电的展向和弦向热刀。展向热刀通常置于驻点线附近，应考攻角改变起的驻点变化。当后掠角大于30°时，可不设置展向热刀。4.5.5.3减小冰瘤
加热周期结束时，应限制防护表面蒙皮温度在3一5℃范围内，以利减小冰瘤。4.5.5.4报装置
HB 7171- 95
电热周期除冰系统中应装设“结冰强度危险”和“气温危险”两种报警装置，以便能根据环境气温和结冰强度的变化自动调节加热周期或加热功率，从而保证防护表面上的结冰厚度不超过危险值和能有效地除去表面上的冰层。4.6通用要求
4.6.1方案论证
承制方应分析设计要求，拟定部件前缘加热结构方案，进行水滴撞击特性计算及热力计算，结合试样在冰风洞中的结冰与防（除）冰试验结果进行综合分析，从面确定需防护表面、需用热量和加热结构方案。
4.6.2需用热量与可用热的计算
部件表面采用连续加热方式时需用热量与可用热量的计算，应符合GJB2195中3.2.4条的规定。
4.6.3系统功能
a.在4.3条规定的条件下，连续加热系统应能按预定防冰要求防止防护表面上结冰，周期加热系统充许防护表面上结少量冰层葡不至影响飞行安全：b.系统应能承受飞机加速度或振动的影响：c．系统应能在地面工作，以帮助除去防护表面上的冰、霜和雪。4.6.4制造质量
整个系统，包括所有的零件和附件，均应采用成熟的工艺进行制造。应特别注意排除缺陷、尺寸精度和零组件的标记。
4.6.6环境条件
系统所采用的各项设备，应能承受高度，温度、潮湿、霉菌、盐雾、砂尘及振动的影响。4.6.6控制与指示
系统所用的控制器、温度指示器和警告信号器等，应成组地设置在便于正，副驾驶员或空中机械师操作与观察的位置。
4.6.6.1控制
对于正常使用，热力防冰系统应由单独的控制器来控制。4.6.6.2温度指示器
应装设温度指示器，以指示各个主要防冰区上对结冰条件最为敏感的典型部位的温度。4.6.6.3警告信号器
应装设警告信号器，以便在任何安全装置起动而使系统停止工作时给出显示。4.6.7电气设备
电气设备的设计和安装应符合GJB778的规定。4.6.7.1快卸式连接器
检查和维修时必须拆卸的设备应安装符合GJB599规定的快卸式连接器。4.6.7.2搭接
电气搭接应符合GJB358的规定。搭接时应留出余量，以考虑热膨胀的影响。4.6.7.3布线
HB 7171—95
所有的电线、电线接头及屏蔽套的布置应符合GJB1014的规定。4.6.7.4电源
系统应由飞机主电源系统供电。电源特性应符合GJB181的规定。4.6.8维修性
系统的维修性应符合GJB368的规定。4.6.8.1可达性
系统中所有需维修的零组件应易于接近，以便检查、调整和修理。4.6.8.2可拆性
燃烧式加热器、废气热交换器及与其同时使用的附件应易于拆卸。拆卸和更换每个加热器或热交换器所需时间不得超过8个人工时。4.6.9可靠性
系统的可靠性应满足全机的可靠性要求。4.7热力防冰系统类型的选择
系统类型的选择主要取决于机上可用热源条件和部件对防冰要求的高低，同时应考虑系统的控制、维修性、可靠性、当量质量、加热结构的热量利用率和热惯性大小等因素。4.7.1按热源
4.7.1.1热气源
机翼、尾翼及冲压进气口等部件，可根据飞机所装发动机的类型，在容易取得热气源的条件下，选用压气机引气防冰系统、废气热交换器防冰系统、燃烧式加热器防冰系统，或其组合系统。
4.7.1.2电热源
电加热可以用于那些使用方便或对飞机性能影响较小的小面积部位。为防冰提供热量的废气热交换器或燃烧式加热器的进气口和风道，以及需用功率充许而使用热气加热不方便的部件，适于采用电加热系统。
4.7.2按加热方式
热气加热系统一般采用连续加热方式。电加热系统可采用连续加热和周期加热方式。连续加热时，完全蒸发防冰适用于在防护表面后不允许形成冰瘤的部件不完全蒸发防冰适用于允许在防护表面后形成少量冰瘤而不至影响飞行安全的部件。风档透明区必须采用连续加热防冰系统。其它部件的加热方式取快手可用功率情况和少量结冰对飞机性能的影响程度。若机翼，尾翼等大部件可用电加热，则宜采用电热周期除冰系统。
4.8．报告
4.8.1设计报告
系统装机前，承制方应提交系统设计报告报请订购方批准。报告应给出系统设计原理图和对系统工作的文学说明，以及有关需用热量，可用热量和质量方面的完整资料。这些资料应足够详细，以便能评价所用方法的精确性，并应包含至少在一种状态下的计算实例。本报告的报请与批准是取得该系统或设备其它任何批准的先决条件。7
4.8.2试验大纲
HB 7171-95
在进行地面试验、晴空飞行试验及结冰飞行试验之前，承制方应提交试验大纲。该大纲应概述试验目的、项目、程序、测试参数，以及测试设备的选用与安装位置。4.8.3晴空飞行试验报告
完成系统晴空飞行试验后，应提交完整的试验报告。该报告应包括将所得数据推算到4，3.1条规定的结冰条件。热力防冰系统设计验收的最后批准，取决于推算的结果与设计要求的符合程度。
4.8.4结冰飞行试验报告
完成系统模拟结冰和自然结冰飞行试验后，应提交完整的试验报告。该报告应包括将所得数据计算和外推到4.3.1条规定的结冰条件。热力防冰系统定型验收的最后批准，取决于计算和外推的结果与设计要求的符合程度。5检验要求
5.1检验分类
本标准规定的检验分为：
a.鉴定检验；
b。质量-致性检验。
5.2鉴定检验
鉴定检验包括下列各项：
a.工程设计审查；
b．试生产试验；
c．装机试验，
d．定型试验。
5.2.1工程设计律查
承制方应在4.6.1条规定的方案论证结果的基础上进行工程设计与审查，检查工程设计是否与本标准及合同中规定的要求相一致。应准备一份包括这些要求以及经审查，验证符合这些要求的参考文件的清单。
5.2.2试生产试验
系统中所用的各项设备都应按有关规范进行试验，以证明其设计适合预定用途。试验应包括下列各条不合格者应拒收。
5.2.2.1性能试验
a。各项设备的性能及寿命，应符合其专用技术条件的规定；b.按本标准附录A（补充件）规定的方法检验电加热结构试样的电阻、总功率、绝缘电阻稚绝缘介电强度，结果应符合4.5.3条的规定；C.借助冰风洞或其它试验设备模拟4.3条规定的条件，对部件前缘加热结构试件供给预定热量进行试验，结果应符合4.6.3条a。、c.项的规定。5.2.2.2环境试验
HB 7171-95
设备按下列方法进行有关环境试验，应满足4.5.6条的要求。a.低气压（高度）试验
b．高温试验
c、低温试验
d，湿热试验
e.霉菌试验
f.盐雾试验
g·砂尘试验
h．振动试验
5.2.3装机试验
方法按GJB150.2
方法按GJB150.3；
方法按GJB150.4；
方法按GJB150.9
方法接GJB150.10
方法按GJB150.11#
方法按GJB150.12
方法按GJB150.16。
应在订购方指定的飞机上，按有关试验规范进行下列地面试验和晴空飞行试验，以验证系统是否达到本标推的要求。如实际可行，就应先在地面实体模型样机上检验这些项目，以防止因系统发生故障而摄坏飞机，同时也有利于及早查出缺陷并予以排除。5.2.3.1地面试验
承制方应准备一份检验项目利检验结果的清单，对装机系统进行全面目视检查，检查应装机的设备和零组件有无遗漏，以及系统的设计制造和安装是否符合工程设计图样及技术文件的规定。然后进行地面试验，以验证控制系统、温度指示系统、过热警告或控制的工作情况，用于飞行试验的系统的一般安全可靠性，可用气流的分配情况，以及抗过热和抗不同膨胀有害影啊的能力。
5.2.3.2晴空飞行试验
应进行晴空飞行试验，以验证控制系统、温度指标系统、过热警告或控制的工作情况，以及抗过热和抗不同膨胀有害影响的能力。飞行条件至少包括下列几种：a。正常起飞并爬升到实用升限；b.正常下降与着陆；
c.在1500m，3700m，6100m高度上，分别以最大速度，最大续航时间相对应的速度和接近这两种速度平均值的中间速度平飞。5.2.3.2.1测试设备
应安装测试设备，以测定各个热源提供的空气流量、温度和所有主分配管中的空气流量与温度。为了测定内、外蒙皮的弦向温度分布和流经双蒙皮通道的空气流量与温度，至少应在一侧机翼的三个部位，一个平尾和一个垂尾的各二个部位安装测试设备。机翼和尾翼的相应其余部位也应安装足够多的测试设备，以确认那些部位与测试设备安装齐备的部位吸收着相同的热量。为确保结构不出现过热现象，应测量足够多处的结构温度。在空气温度与其周围金属温度有显著差异的部位，应使用带罩式热电偶测量空气温度。若加热区不连续，则应测量适当多处的温度，以确定热流从加热区到非加热区的影响。5.2.4定型试验
应进行下列结冰试验，以验证系统的功能是否达到4.6.3条a。项的要求，同时应检查不完全蒸发防冰表面之后形成的冰瘤和不防冰部件迎风表面上的结冰对飞机飞行阻力及操纵性9
的影响。
HB717195
a.按4.3条规定的条件进行模拟结冰飞行试验：b.按4.3.2条规定的飞行条件和尽可能按近4.3.1条规定的结冰条件进行自然结冰飞行试验。
5.3质量一致性检验
每套热气加热系统的安装都应进行检验和试验，以确定空气分配和系统泄漏是否在设计分析所允许的范围内。每套电加热系统的制造和安装都需检验电加热结构的电阻及总功率应符合专用技术条件的规定。另外，热力防冰系统的每项安装都需检查，应满足4.6.4条的要求。10
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