孔滿昭, 段卓毅, 馬玉敏

(中航第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 氣動(dòng)設(shè)計(jì)研究室， 西安 710089)

機(jī)翼展向不同部位結(jié)冰對飛機(jī)氣動(dòng)力特性影響研究

孔滿昭*, 段卓毅, 馬玉敏

(中航第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 氣動(dòng)設(shè)計(jì)研究室， 西安 710089)

機(jī)翼展向不同部位結(jié)冰對飛機(jī)氣動(dòng)力特性的影響規(guī)律是機(jī)翼防除冰系統(tǒng)設(shè)計(jì)需要考慮的重要因素之一。通過風(fēng)洞試驗(yàn)方法，將機(jī)翼不同部位的模擬冰型加裝在飛機(jī)模型上進(jìn)行常規(guī)測力試驗(yàn)，研究巡航構(gòu)型、著陸構(gòu)型下的機(jī)翼展向不同部位結(jié)冰后的升力特性、阻力特性、俯仰力矩特性的變化規(guī)律。同時(shí)通過數(shù)值計(jì)算的手段，分析機(jī)翼不同部位結(jié)冰的流場細(xì)節(jié)特征。研究結(jié)果表明，機(jī)翼中段結(jié)冰對飛機(jī)氣動(dòng)力特性影響最為嚴(yán)重，翼根和翼尖結(jié)冰影響較小，研究結(jié)果為制定高效合理的防除冰系統(tǒng)提供技術(shù)依據(jù)。

結(jié)冰；機(jī)翼；風(fēng)洞試驗(yàn)；氣動(dòng)力特性；防除冰系統(tǒng)

0 引 言

飛機(jī)結(jié)冰是影響飛機(jī)飛行安全的重要因素之一。一方面需要研究飛機(jī)的結(jié)冰特性，如空氣液態(tài)水含量、水滴直徑、環(huán)境溫度、飛行高度和飛行速度等對飛機(jī)結(jié)冰特性的影響；另一方面需要在結(jié)冰氣動(dòng)特性影響的基礎(chǔ)上，制定合理的防除冰方案。相比其他部件，機(jī)翼、平尾、垂尾的結(jié)冰對飛機(jī)氣動(dòng)力特性影響更嚴(yán)重，通常在該部件前緣都需要設(shè)置防除冰系統(tǒng)以保證飛行安全。從飛機(jī)安全角度考慮，希望防除冰系統(tǒng)能覆蓋所有凸出部件的前緣區(qū)域，但同時(shí)受到飛機(jī)提供能量的限制，過大的防除冰區(qū)域設(shè)置會(huì)消耗飛機(jī)過多能量，對飛機(jī)整體性能來說是得不償失。本文針對某飛機(jī)機(jī)翼全展向的不同部位開展結(jié)冰氣動(dòng)力特性以及流場細(xì)節(jié)研究，一是有利于充分認(rèn)識(shí)機(jī)翼展向不同部位結(jié)冰對飛機(jī)安全的影響程度，二是有利于制定更合理的防除冰方案。

適航驗(yàn)證要求飛機(jī)在結(jié)冰條件下具備安全飛行的能力，規(guī)范要求在各飛行階段都需要考核飛機(jī)結(jié)冰后的安全性[1]。對翼型以及三維機(jī)翼結(jié)冰后的氣動(dòng)

特性影響有大量的研究成果，例如：Sam Lee，Han S.Kim[2-3]等人通過試驗(yàn)研究不同翼型結(jié)冰后氣動(dòng)力特性變化。Michael Papadakis[4-5]等人對三維機(jī)翼的試驗(yàn)冰型和計(jì)算冰型分別進(jìn)行了氣動(dòng)力特性影響試驗(yàn)，風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果表明2種冰形對機(jī)翼氣動(dòng)力特性影響量相當(dāng)。Robert Henry[6]等人研究了冰型表面粗糙度對機(jī)翼氣動(dòng)力特性的影響，其研究認(rèn)為靜溫是影響冰型表面粗糙度最重要的參數(shù)；防除冰系統(tǒng)主要的研究方向是不同防除冰方法、防除冰系統(tǒng)效率優(yōu)化等方面，文獻(xiàn)[7-9]通過計(jì)算和試驗(yàn)的手段研究機(jī)翼前緣縫翼多孔結(jié)構(gòu)、笛形管防冰腔等幾何參數(shù)對換熱效率的影響；文獻(xiàn)[10]則是對目前國內(nèi)外飛機(jī)結(jié)冰探測技術(shù)的現(xiàn)狀和發(fā)展趨勢做了總結(jié)，并以波音777 飛機(jī)防除冰系統(tǒng)設(shè)計(jì)為例, 說明典型飛機(jī)結(jié)構(gòu)防除冰系統(tǒng)設(shè)計(jì)的特點(diǎn)和功能。飛機(jī)結(jié)冰后的氣動(dòng)力特性是進(jìn)行飛機(jī)防除冰系統(tǒng)設(shè)計(jì)的重要依據(jù)，同時(shí)，飛機(jī)氣動(dòng)力特性研究和防除冰系統(tǒng)設(shè)計(jì)又屬于完全獨(dú)立的2門專業(yè)，公開發(fā)表的文獻(xiàn)中很少看到耦合飛機(jī)氣動(dòng)力特性的防除冰系統(tǒng)設(shè)計(jì)的相關(guān)內(nèi)容。

本文的主要研究內(nèi)容是全機(jī)機(jī)翼展向不同部位結(jié)冰后，對飛機(jī)氣動(dòng)力特性的影響，包括升力、阻力、俯仰力矩特性的變化規(guī)律，為機(jī)翼防除冰區(qū)域的設(shè)置提供參考。

1 機(jī)翼前緣防除冰系統(tǒng)概述

作為飛機(jī)最重要的氣動(dòng)力部件，運(yùn)輸類飛機(jī)的機(jī)翼前緣都設(shè)有防除冰系統(tǒng)，大部分的機(jī)翼防除冰系統(tǒng)都是通過發(fā)動(dòng)機(jī)引熱氣的方式來防止/除去機(jī)翼前緣結(jié)冰，以保證飛機(jī)在結(jié)冰氣象條件下的飛行安全。

圖1給出了波音系列飛機(jī)，即波音737、757、777這3種飛機(jī)的機(jī)翼前緣防除冰區(qū)域設(shè)置[11-13]。737飛機(jī)在發(fā)動(dòng)機(jī)外側(cè)的全段都設(shè)置了防除冰區(qū)域，而757和777飛機(jī)同樣是在發(fā)動(dòng)機(jī)以外設(shè)置防除冰區(qū)域，但并沒有延伸到翼尖區(qū)域。

圖2給出了空客的A340客機(jī)機(jī)翼防除冰區(qū)域設(shè)置[14]。A340飛機(jī)的機(jī)翼防除冰區(qū)域設(shè)置經(jīng)過了2個(gè)發(fā)展階段，從001～099架飛機(jī)，A340是從機(jī)翼中段以外都設(shè)置有防除冰區(qū)域，但從101～199架開始，機(jī)翼防除冰區(qū)域進(jìn)行了優(yōu)化，其防護(hù)范圍只有在2個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)之間靠近外發(fā)區(qū)域設(shè)置了防除冰區(qū)域，其余地方均沒有。

從波音和空客飛機(jī)的機(jī)翼防除冰區(qū)域設(shè)置發(fā)展趨勢來看，有以下共同的特點(diǎn)：(1)內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)以內(nèi)的機(jī)翼翼根區(qū)域，都不設(shè)置防除冰系統(tǒng)；(2)逐漸取消了翼尖區(qū)域的防除冰系統(tǒng)，只保留機(jī)翼中外側(cè)的防除冰區(qū)域設(shè)置。導(dǎo)致該發(fā)展趨勢的主要原因是在飛機(jī)結(jié)冰對氣動(dòng)力特性影響深入研究的基礎(chǔ)上，在保證飛機(jī)結(jié)冰飛行安全的條件下減少不必要區(qū)域的防除冰系統(tǒng)設(shè)置，節(jié)約大量能源，是飛機(jī)總體性能綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)的表現(xiàn)。

圖1 波音飛機(jī)機(jī)翼前緣防除冰區(qū)域

圖2 空客A340飛機(jī)機(jī)翼前緣防除冰區(qū)域

Fig.2 Anti/de-icing region of wing leading edge of Airbus A340 airplane

機(jī)翼防除冰區(qū)域的設(shè)置與飛機(jī)結(jié)冰安全性緊密相關(guān)，必須兼顧考慮飛機(jī)飛行安全和能源消耗這2方面的問題，防除冰區(qū)域設(shè)置過大，大量的發(fā)動(dòng)機(jī)引熱氣會(huì)帶來飛機(jī)性能的較大損失，而防除冰區(qū)域偏小，可能會(huì)威脅飛機(jī)飛行安全，因此，機(jī)翼防除冰區(qū)域設(shè)計(jì)要求越來越精確。本文通過開展某飛機(jī)的機(jī)翼前緣展向不同部位結(jié)冰對飛機(jī)氣動(dòng)力特性的風(fēng)洞試驗(yàn)研究，為合理精確設(shè)計(jì)機(jī)翼防除冰系統(tǒng)提供重要參考。

2 機(jī)翼展向不同部位帶冰型風(fēng)洞試驗(yàn)

2.1 試驗(yàn)系統(tǒng)及方法

風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ图鞍惭b支撐方式如圖3所示。本次試驗(yàn)系統(tǒng)主要由內(nèi)置式六分量機(jī)械應(yīng)變天平、單支桿腹部支撐機(jī)構(gòu)、迎角和側(cè)滑角機(jī)構(gòu)等部件組成。通過內(nèi)置應(yīng)變天平測量模型的氣動(dòng)載荷，獲得氣動(dòng)力特性數(shù)據(jù)。

圖3 試驗(yàn)?zāi)Ｐ图霸陲L(fēng)洞的安裝方式

縱向測力試驗(yàn)采用連續(xù)掃描測力方法進(jìn)行，掃描速度為0.2°/s，采樣頻率每通道500Hz。橫向試驗(yàn)采用步進(jìn)測力方法，采集方式為采樣延時(shí)10s、采樣時(shí)間8s、采樣頻率每通道500Hz。試驗(yàn)在常壓下開展，風(fēng)洞氣流風(fēng)速為70m/s。

2.2 試驗(yàn)冰型及機(jī)翼分段方法

本次氣動(dòng)力特性風(fēng)洞試驗(yàn)所使用的冰型是前期在冰風(fēng)洞試驗(yàn)中獲得的。冰風(fēng)洞獲得冰型的試驗(yàn)條件由表1給出。如圖4所示，該冰型是典型的羊角冰冰型，由于機(jī)翼的三維流動(dòng)特性，其冰型的形狀呈現(xiàn)出扇貝形，通過外形測繪、重新生成并加工獲得氣動(dòng)力試驗(yàn)所需的冰模型，冰模型在總體外形上和真實(shí)冰型基本相似，但在冰型細(xì)節(jié)上存在較大差異，文獻(xiàn)[4]中，對這種三維特性明顯的扇貝形冰型做了真實(shí)冰型和簡化后冰型的氣動(dòng)力特性對比，研究結(jié)果表明，保證了冰的具體尺寸和冰角的位置，其得到的氣動(dòng)力特性結(jié)果的誤差是可以接受的。

圖4 試驗(yàn)冰型外形

液態(tài)水含量LWC/(g·m-3)水滴直徑D/μm溫度T/℃結(jié)冰時(shí)間t/min速度V/(m·s-1)高度/m迎角α/(°)0.48920-722.510530001.5

圖5給出了機(jī)翼前緣冰型的分段方式。全翼展冰型總共分為4段來進(jìn)行氣動(dòng)力試驗(yàn)，翼根段冰型ice-1，機(jī)翼中段冰型ice-2，機(jī)翼中外段冰型ice-3和翼尖冰型ice-4。針對巡航構(gòu)型和著陸構(gòu)型，分別對機(jī)翼4個(gè)部位的結(jié)冰開展氣動(dòng)力特性試驗(yàn)。圖6給出了冰型在機(jī)翼翼尖區(qū)域以及機(jī)翼中段區(qū)域的安裝細(xì)節(jié)，通過螺釘和膠水把冰型模型粘貼在機(jī)翼對應(yīng)的部位。表2給出了本次帶冰型氣動(dòng)力試驗(yàn)的風(fēng)洞試驗(yàn)參數(shù)。

圖5 機(jī)翼前緣冰型的分段方式

圖6 機(jī)翼翼尖及中段的冰形安裝細(xì)節(jié)

Fig.6 Ice shape installation detail in the wing-tip and wing-middle sections

表2 氣動(dòng)力風(fēng)洞試驗(yàn)參數(shù)

3 試驗(yàn)結(jié)果分析

3.1 巡航構(gòu)型試驗(yàn)結(jié)果

圖7～9給出了巡航構(gòu)型機(jī)翼前緣不同部位結(jié)冰的升力系數(shù)、阻力系數(shù)以及俯仰力矩系數(shù)的對比，圖中標(biāo)明了每格單元數(shù)值大小(下同)。從升力系數(shù)曲線來看，翼根結(jié)冰ice-1和翼尖結(jié)冰ice-4的影響最小，只在失速迎角附近，最大升力系數(shù)降低不到0.05；翼根中段結(jié)冰ice-2影響最大，失速迎角提前3.5°左右，最大升力系數(shù)降低約0.4；中外翼段結(jié)冰ice-3的影響也較大，最大升力系數(shù)降低約0.3。阻力系數(shù)在線性段差異較小，但在小迎角和大迎角區(qū)域，冰形引起的氣流分離，使得阻力增加明顯，其規(guī)律同樣是ice-2影響最嚴(yán)重,ice-1、ice-4影響較小，ice-3介于2者之間；俯仰力矩曲線同樣在線性段影響很小，在大迎角區(qū)域冰形的影響規(guī)律和升力曲線影響規(guī)律一致，機(jī)翼中段結(jié)冰影響嚴(yán)重。

圖7 巡航構(gòu)型升力系數(shù)曲線對比

圖8 巡航構(gòu)型阻力系數(shù)曲線對比

圖9 巡航構(gòu)型俯仰力矩系數(shù)曲線對比

Fig.9 Comparision of pitch moment coefficients of cruise configurations

3.2 著陸構(gòu)型試驗(yàn)結(jié)果

圖10～12給出了著陸構(gòu)型機(jī)翼前緣不同部位結(jié)冰的升力系數(shù)、阻力系數(shù)以及俯仰力矩系數(shù)的對比。與巡航構(gòu)型試驗(yàn)結(jié)果對比來看，同樣是機(jī)翼中段結(jié)冰ice-2的影響最嚴(yán)重，最大升力系數(shù)降低約0.3，

圖10 著陸構(gòu)型升力系數(shù)曲線對比

圖11 著陸構(gòu)型阻力系數(shù)曲線對比

圖12 著陸構(gòu)型俯仰力矩系數(shù)曲線對比

失速迎角降低約5°；但在著陸構(gòu)型中，機(jī)翼中外段結(jié)冰ice-3的影響很小。阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)同樣是ice-2影響較嚴(yán)重，其余冰型的影響較小。

4 計(jì)算流場分析

本文使用CFX商業(yè)流體計(jì)算軟件的κ-ω湍流模型進(jìn)行流場特性分析。求解邊界條件與實(shí)驗(yàn)條件一致。文獻(xiàn)[15]中使用S-A、SST、κ-ω等湍流模型對標(biāo)模DLR-F6翼身加短艙構(gòu)型進(jìn)行計(jì)算分析，研究結(jié)果表明，κ-ω模型能很好地捕捉到翼身結(jié)合處的分離渦特性，而S-A、SST模型對分離區(qū)的預(yù)測偏大。

圖13給出了翼根結(jié)冰(ice-1)、機(jī)翼中段結(jié)冰(ice-2)以及機(jī)翼中外段結(jié)冰(ice-3)在9°迎角下的機(jī)翼上翼面的壓力云圖分布和流動(dòng)特性。計(jì)算結(jié)果表明，在9°迎角下，翼根結(jié)冰對機(jī)翼流動(dòng)特性影響很小，機(jī)翼上翼面沒有氣流分離，但機(jī)翼中段及中外段結(jié)冰，都引起了機(jī)翼上翼面氣流分離，特別是翼根中段結(jié)冰，導(dǎo)致上翼面大面積分離。數(shù)值計(jì)算從流動(dòng)機(jī)理上直觀給出了機(jī)翼各段結(jié)冰對流動(dòng)特性的影響，跟上文的風(fēng)洞氣動(dòng)力特性試驗(yàn)結(jié)果吻合。

圖13 機(jī)翼前緣不同區(qū)域結(jié)冰的流動(dòng)特性(迎角9°)

Fig.13 Flow characteristics of ice accretion in different wing span sections

5 結(jié)束語

通過開展機(jī)翼不同部位結(jié)冰氣動(dòng)力特性影響試驗(yàn)及流動(dòng)特性計(jì)算分析，獲得了某飛機(jī)巡航構(gòu)型、著陸構(gòu)型機(jī)翼不同部位結(jié)冰的氣動(dòng)力特性和機(jī)翼流動(dòng)特性細(xì)節(jié)。試驗(yàn)結(jié)果表明：

(1)巡航構(gòu)型下，機(jī)翼不同部位結(jié)冰，翼根區(qū)域結(jié)冰對飛機(jī)氣動(dòng)力特性影響很小，機(jī)翼中段及外側(cè)結(jié)冰影響較大；

(2)著陸構(gòu)型下，機(jī)翼不同部位結(jié)冰，翼根、翼尖區(qū)域結(jié)冰影響很小，機(jī)翼中段結(jié)冰影響較大；

(3)巡航構(gòu)型機(jī)翼不同部位結(jié)冰的分離特性表明，翼根區(qū)域結(jié)冰沒有導(dǎo)致機(jī)翼氣流的嚴(yán)重分離，而機(jī)翼中外段結(jié)冰會(huì)導(dǎo)致上翼面大面積氣流分離，導(dǎo)致飛機(jī)氣動(dòng)力特性惡化；

(4)防除冰系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)，應(yīng)該考慮對氣動(dòng)力特性影響嚴(yán)重的區(qū)域設(shè)置防除冰系統(tǒng)，對氣動(dòng)力影響很小的區(qū)域不設(shè)置防除冰系統(tǒng)；

(5)不同飛機(jī)機(jī)翼的氣動(dòng)力特性有較大差異，本文提出的機(jī)翼展向防除冰區(qū)域設(shè)置的研究思路及方法應(yīng)根據(jù)不同飛機(jī)機(jī)翼結(jié)冰后氣動(dòng)力特性來決定相應(yīng)的防除冰區(qū)域位置。

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(編輯：楊 娟)

Study on aerodynamic characteristics of ice accretion in different wing span sections

Kong Manzhao*, Duan Zhuoyi, Ma Yumin

(Aerodynamics Department, The First Aircraft Institute of AVIC, Xi’an 710089, China)

Aerodynamic characteristics of icing on different wing sections are one of the most important factors to be considered for designing anti/de-icing system. Wind tunnel routine force measure tests were carried out to obtain aerodynamic characteristics using simulation ice model on different wing sections of an airplane. Wing leading icing on different wing span sections would lead to different aerodynamic performance losses. Cruise and landing configurations were involved to study the lift, drag and pitch characteristics of the airplane. The results of the research showed that icing in the middle part of the wing lead to the greatest aerodynamic performance losses, and icing at the root and the tip of the wing leads to less aerodynamic performance losses which could be propitious to establish effective and efficient anti/de-icing system.

ice accretion;wing;wind tunnel test;aerodynamic characteristic;anti/de-icing system

1672-9897(2016)02-0032-06

10.11729/syltlx20160025

2015-12-22;

2016-01-21

KongMZ,DuanZY,MaYM.Studyonaerodynamiccharacteristicsoficeaccretionindifferentwingspansections.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2016, 30(2): 32-37. 孔滿昭, 段卓毅, 馬玉敏, 等. 機(jī)翼展向不同部位結(jié)冰對飛機(jī)氣動(dòng)力特性影響研究. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2016, 30(2): 32-37.

V212.1，V244.1+5

A

孔滿昭(1978-),男，廣東佛山人，高級(jí)工程師。研究方向：飛機(jī)氣動(dòng)力設(shè)計(jì)、計(jì)算流體力學(xué)、飛機(jī)結(jié)冰特性計(jì)算分析等。通信地址：西安市72信箱302分箱(710089)。E-mail: kmz@mail.nwpu.edu.cn

*通信作者 E-mail: kmz@mail.nwpu.edu.cn