高郭池, 丁 麗, 李保良, 王梓旭, 姜裕標(biāo)

(1. 中國(guó)民用航空沈陽(yáng)航空器適航審定中心, 沈陽(yáng) 110043; 2. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心, 四川 綿陽(yáng) 621000)

0 引 言

Y12F飛機(jī)是目前世界上最大的中國(guó)民用航空規(guī)章(CCAR)23部通勤類飛機(jī)，2005年7月25日向中國(guó)民用航空局(CAAC)提交型號(hào)合格證申請(qǐng)書(shū)，2006年8月30日通過(guò)CAAC向美國(guó)聯(lián)邦航空管理局(FAA)提交同步認(rèn)可審定申請(qǐng)，歷經(jīng)10年的研制和適航審定，終于在2015年12月12日獲得CAAC型號(hào)合格證(TC)，2016年2月22日獲得FAA的TC。

Y12F飛機(jī)同步取得CAAC和FAA的型號(hào)合格證，是中國(guó)第一個(gè)接受FAA同步認(rèn)可審查并獲得批準(zhǔn)的型號(hào)，是繼1995年為簽署23部適航雙邊進(jìn)行Y12IV飛機(jī)“影子審查”后，中美兩國(guó)適航部門在小飛機(jī)適航審定領(lǐng)域的又一次重要的成功合作。為了提高適航審定能力，推動(dòng)適航審定體系的發(fā)展，為了加速與國(guó)際適航審定接軌，樹(shù)立自信并盡快補(bǔ)齊適航短板，理應(yīng)對(duì)Y12F型飛機(jī)的型號(hào)合格審定過(guò)程進(jìn)行系統(tǒng)地回顧和總結(jié)。

Y12F飛機(jī)結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)于2011年11月在美國(guó)Cox & Company公司LIRL結(jié)冰風(fēng)洞完成，是我國(guó)通用飛機(jī)首次進(jìn)行的型號(hào)結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)，CAAC和FAA審查代表在現(xiàn)場(chǎng)全程目擊。本文對(duì)Y12F飛機(jī)結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)過(guò)程進(jìn)行總結(jié)回顧，研究并歸納了試驗(yàn)設(shè)計(jì)中的關(guān)鍵適航審定要求與審定技術(shù)，目的是為后續(xù)新機(jī)型的結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)提供借鑒和指導(dǎo)，同時(shí)也為有意愿獲取FAA型號(hào)合格證的申請(qǐng)人提供參考。

1 適航要求

1.1 除防冰適航要求

按照中國(guó)民用航空規(guī)章(CCAR)23.1419-2D條款[1]要求，飛機(jī)型號(hào)合格證申請(qǐng)人應(yīng)通過(guò)分析和試驗(yàn)來(lái)表明飛機(jī)除防冰系統(tǒng)的可接受性，這些分析和試驗(yàn)必須考慮到所有的飛行形態(tài)。為了確定除防冰系統(tǒng)的能力是足夠的，可以采用下列任一一種或幾種試驗(yàn)進(jìn)行驗(yàn)證：自然結(jié)冰飛行試驗(yàn)、風(fēng)洞試驗(yàn)或/和結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)、帶模擬冰形的干空氣飛行試驗(yàn)、模擬結(jié)冰條件下的飛行試驗(yàn)、計(jì)算分析等。

適航規(guī)章要求飛機(jī)必須通過(guò)在經(jīng)測(cè)定自然結(jié)冰大氣條件下進(jìn)行的飛行試驗(yàn)。但由于自然結(jié)冰條件的季節(jié)性、難以捕捉性、易散性、與CCAR 25部附錄C規(guī)定最大結(jié)冰條件的差異性、結(jié)冰大氣參數(shù)的非穩(wěn)定性、試驗(yàn)的風(fēng)險(xiǎn)性等原因，在自然結(jié)冰條件下完成適航所要求的全部結(jié)冰驗(yàn)證是極其困難的，甚至是不可能的。

現(xiàn)代結(jié)冰數(shù)值模擬技術(shù)[2-7]對(duì)未防護(hù)表面的結(jié)冰預(yù)測(cè)已經(jīng)比較成熟，但對(duì)殘留冰、溢流冰、粗糙冰、過(guò)冷大水滴結(jié)冰、以及機(jī)翼前緣后掠效應(yīng)對(duì)結(jié)冰的影響等還不能進(jìn)行準(zhǔn)確模擬計(jì)算，而結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)則能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)結(jié)冰試驗(yàn)條件和狀態(tài)的精確控制,且成本較低。

綜上所述，為確定飛機(jī)的防除冰系統(tǒng)能力，首先由結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)獲取臨界冰形(有時(shí)結(jié)合結(jié)冰數(shù)值模擬技術(shù))，再通過(guò)帶模擬冰形的干空氣飛行試驗(yàn)完成適航條款的符合性驗(yàn)證[1,8]，最后進(jìn)行自然結(jié)冰條件下的飛行試驗(yàn)。這一過(guò)程是綜合考慮風(fēng)險(xiǎn)性、經(jīng)濟(jì)性和可靠性等方面的最佳途徑，也是航空技術(shù)先進(jìn)國(guó)家目前普遍采用的方法。

1.2 制造符合性檢查要求

結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)的制造符合性檢查應(yīng)由制造檢查代表或經(jīng)授權(quán)的委任制造檢查代表完成，檢查內(nèi)容分為試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷闹圃旆闲詸z查和試驗(yàn)設(shè)施/設(shè)備的有效性檢查。制造檢查代表在確認(rèn)申請(qǐng)人已經(jīng)完成了對(duì)試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷闹圃旆闲詸z查和試驗(yàn)設(shè)施/設(shè)備的有效性檢查，記錄了檢查結(jié)果并遞交制造符合性聲明之后方可進(jìn)行符合性檢查。制造檢查代表依據(jù)工程審查代表發(fā)出的制造符合性檢查請(qǐng)求單并結(jié)合結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)大綱及圖紙等資料進(jìn)行檢查[9]。

試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷闹圃旆闲詸z查包括翼段模型、氣動(dòng)除冰套、氣動(dòng)除冰套與翼段模型的連接等，這部分檢查應(yīng)在到達(dá)結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)前完成。結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)檢查包括確認(rèn)試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜖顟B(tài)、試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷陌惭b、結(jié)冰風(fēng)洞和其他試驗(yàn)設(shè)備，以及試驗(yàn)人員資質(zhì)等。試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷臓顟B(tài)應(yīng)與制造符合性檢查請(qǐng)求單相符且?guī)в羞m航批準(zhǔn)標(biāo)簽。

2 除防冰系統(tǒng)的審定歷程

對(duì)Y12F飛機(jī)除防冰系統(tǒng)的審定，F(xiàn)AA采用問(wèn)題紀(jì)要(IP)的方式明確和解決其所關(guān)注的問(wèn)題，包括防除冰系統(tǒng)的設(shè)計(jì)或預(yù)期的符合性方法等，而CAAC則采用問(wèn)題紀(jì)要(IP)和系統(tǒng)級(jí)合格審定計(jì)劃(CP)相結(jié)合的方式進(jìn)行審定。

IP E1(Flight into known icing)是項(xiàng)目初始FAA發(fā)出的33份問(wèn)題紀(jì)要之一，屬于外部環(huán)境威脅項(xiàng)目，其類別是符合性方法。IP E1第1階段內(nèi)容包括問(wèn)題描述、背景資料及FAA立場(chǎng);第2階段增添了申請(qǐng)人立場(chǎng)和CAAC立場(chǎng)。

“問(wèn)題描述”明確本項(xiàng)目為確認(rèn)項(xiàng)目，AC23.1419-2D和AC20-73A為23部飛機(jī)(按照CCAR23部規(guī)章進(jìn)行審查的飛機(jī))在已知結(jié)冰條件下飛行的合格審定指南，最新其他型號(hào)合格審定表明需要明確AC23.1419-2D條款的符合性方法?！氨尘百Y料”明確引用咨詢通告的部分關(guān)鍵性指南，包括：(1)冰積聚，溢流冰、起飛冰、進(jìn)場(chǎng)/著陸冰、循環(huán)冰和殘留冰、大水滴冰、按照25部附錄C結(jié)冰條件確定的臨界冰、過(guò)冷大水滴結(jié)冰SLD；(2)B分部要求，概述、航路爬升性能、螺旋槳性能、失速警告、訓(xùn)練模式失速改出?！癋AA立場(chǎng)”、“申請(qǐng)人立場(chǎng)”和“CAAC立場(chǎng)”是審查方及申請(qǐng)人針對(duì)“背景”內(nèi)容表明各自觀點(diǎn)。

IP E1第3階段是申請(qǐng)人與審查方(CAAC和FAA)互相交換觀點(diǎn)的階段。每個(gè)問(wèn)題紀(jì)要階段可有多個(gè)版次，通過(guò)階段內(nèi)容及日期跟蹤。若FAA立場(chǎng)在申請(qǐng)人立場(chǎng)基礎(chǔ)上進(jìn)行修訂，該版次便會(huì)升級(jí)，直到各方達(dá)成一致才進(jìn)入第4階段。IP E-1第4階段增添了問(wèn)題的“結(jié)論”，各方達(dá)成一致，問(wèn)題紀(jì)要關(guān)閉，落實(shí)行動(dòng)項(xiàng)目等。

3 目標(biāo)試驗(yàn)狀態(tài)確定

3.1 總體要求

目標(biāo)試驗(yàn)狀態(tài)是指試驗(yàn)所需模擬的結(jié)冰飛行條件(飛行狀態(tài)參數(shù))、結(jié)冰大氣條件以及模擬時(shí)間，目的是獲得臨界結(jié)冰條件。一般而言，臨界結(jié)冰飛行條件為：飛行速度高，機(jī)翼/平尾迎角小。臨界結(jié)冰大氣條件[10-13]為：靜溫-6～-10℃，液態(tài)水含量(LWC)約0.5g/m3,平均水滴直徑(MVD)20～30μm。

在確定試驗(yàn)條件時(shí)，應(yīng)考慮所有試驗(yàn)條件下可能出現(xiàn)的臨界冰形。在氣動(dòng)除冰飛機(jī)的結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)中，不僅考慮氣動(dòng)除冰系統(tǒng)正常工作和系統(tǒng)失效2個(gè)方面，還要考慮結(jié)冰大氣條件和結(jié)冰飛行條件。從結(jié)冰大氣條件角度，主要涉及的典型冰形[1,8]包括啟動(dòng)前冰、循環(huán)冰、殘留冰、故障冰、溢流冰、過(guò)冷大水滴冰、粗糙冰、以及滿足CCAR25部附錄C的大水滴撞擊極限冰等。而從結(jié)冰飛行條件角度，則應(yīng)考慮飛機(jī)飛行剖面中不同飛行階段(或狀態(tài))的結(jié)冰類型，所涉及的主要冰形[1,8]包括起飛冰、爬升冰、巡航冰(航路冰)、下降冰、等待冰、著陸/進(jìn)場(chǎng)冰等。

3.2 結(jié)冰飛行條件

結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)需對(duì)飛機(jī)飛行剖面的不同飛行階段進(jìn)行測(cè)定，研究在不同速度、不同迎角狀態(tài)下機(jī)翼/平尾的冰積聚情況。表1列出了從Y12F飛機(jī)飛行剖面中選取的6種典型飛行狀態(tài)(結(jié)冰飛行條件)。

表1 Y12F飛機(jī)典型飛行狀態(tài)參數(shù)Table 1 Classic flight profile parameter of Y12F aircraft

這6種飛行狀態(tài)對(duì)結(jié)冰的影響分析如下：

(1) 起飛狀態(tài)：機(jī)翼迎角為6.3°，速度為89knots(正常類、實(shí)用類、特技類飛機(jī)起飛速度V50，通勤類飛機(jī)起飛速度V35)。此狀態(tài)機(jī)翼迎角最大，在機(jī)翼下表面容易形成冰積聚，但由于起飛階段時(shí)間較短，結(jié)冰厚度一般不大，因此起飛狀態(tài)的冰積聚危害較小。

(2) 爬升狀態(tài)：機(jī)翼迎角為4.3°，速度VY為139knots。此狀態(tài)迎角不太小，速度不高，且爬升時(shí)間較短，對(duì)爬升性能影響不大，因此不作重點(diǎn)分析。

(3) 巡航狀態(tài)：機(jī)翼迎角為0.4°，速度為301knots(巡航可能包括正常巡航(遠(yuǎn)程速度)和高速巡航(VMO))。此狀態(tài)機(jī)翼迎角最小，飛行速度最高，且在整個(gè)飛行階段占據(jù)最長(zhǎng)的時(shí)間，屬于臨界飛行狀態(tài)，應(yīng)重點(diǎn)考慮。

(4) 下降狀態(tài)：機(jī)翼迎角為0.9°，速度為169knots(下降可能包括正常下降和高速下降(VMO))。此狀態(tài)迎角很小，速度不高，且下降時(shí)間比較短，因此不作重點(diǎn)分析。

(5) 等待狀態(tài)(Standby status)：機(jī)翼迎角為3.4°，速度為207knots。在整個(gè)飛行階段,“等待狀態(tài)”可能占據(jù)較長(zhǎng)時(shí)間，并且該狀態(tài)飛行高度一般不高，可能遭遇嚴(yán)重的結(jié)冰大氣條件，因此應(yīng)將“等待狀態(tài)”作為重點(diǎn)分析。

(6) 著陸/進(jìn)場(chǎng)狀態(tài)：機(jī)翼迎角為1.6°，速度VREF為69knots。機(jī)翼迎角很大，飛行速度很小，此時(shí)升降舵的效率急劇下降，在平尾上的冰積聚有可能導(dǎo)致飛機(jī)縱向不能配平，因此在著陸/進(jìn)場(chǎng)狀態(tài)階段應(yīng)重點(diǎn)考察平尾冰積聚所導(dǎo)致的飛機(jī)縱向配平能力的下降。

3.3 結(jié)冰大氣條件

(1) 連續(xù)最大結(jié)冰和間斷最大結(jié)冰

大氣結(jié)冰條件主要包括靜溫、LWC以及MVD等。AC23.1419-2D要求結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)應(yīng)模擬CCAR25部附錄C規(guī)定的連續(xù)最大結(jié)冰條件及間斷最大結(jié)冰條件[14]，而根據(jù)該范圍選擇臨界的結(jié)冰大氣條件非常困難，需要進(jìn)行理論分析、借助結(jié)冰模擬軟件進(jìn)行分析計(jì)算、借鑒類似的結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)實(shí)踐經(jīng)驗(yàn)等。即使這樣，在結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)過(guò)程中有時(shí)也不得不對(duì)個(gè)別狀態(tài)的結(jié)冰試驗(yàn)參數(shù)進(jìn)行適當(dāng)?shù)恼{(diào)整，以達(dá)到預(yù)期的目的。

(2) 過(guò)冷大水滴(SLD)結(jié)冰

過(guò)冷大水滴[15]是指水滴直徑超出CCAR25部附錄C規(guī)定的范圍，即水滴直徑超過(guò)了50μm。SLD結(jié)冰條件一般包括凍毛毛雨(Freezing drizzle)結(jié)冰和凍雨(Freezing rain)結(jié)冰；凍毛毛雨的水滴直徑范圍為50～500μm，凍雨的水滴直徑范圍大于500μm。

經(jīng)CAAC批準(zhǔn)，根據(jù)咨詢通告AC23.1419-2D建議的SLD結(jié)冰條件為L(zhǎng)WC=0.33g/m3、MVD=170μm、靜溫為-4.4～1.9℃[1]，Y12F飛機(jī)選取結(jié)冰條件為L(zhǎng)WC=0.30g/m3、MVD=110μm、靜溫為-5℃。

3.4 結(jié)冰模擬時(shí)間

(1) 循環(huán)冰和殘留冰模擬時(shí)間

獲取循環(huán)冰和殘留冰臨界冰形需要豐富的結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)經(jīng)驗(yàn)和較強(qiáng)預(yù)判能力。由于氣動(dòng)除冰套循環(huán)工作影響，氣動(dòng)除冰套表面的冰積聚和冰脫落具有偶然性及突然性，而且冰積聚脫落后再次產(chǎn)生的冰形與前一次冰形不可能完全相同。每種試驗(yàn)狀態(tài)模擬大約執(zhí)行5～10次循環(huán)除冰，其中，冰脫落一般發(fā)生在第5～7個(gè)循環(huán)膨脹的瞬間，所以應(yīng)采用虛擬增長(zhǎng)冰形法判斷恰當(dāng)時(shí)機(jī)并果斷停止除冰套工作。一般情況下，氣動(dòng)除冰套正常循環(huán)工作狀態(tài)中的循環(huán)冰比殘留冰嚴(yán)重[16-19]。

(2) 溢流冰模擬時(shí)間

溢流冰一般在總溫0℃左右產(chǎn)生，并且對(duì)溫度非常敏感，因此在進(jìn)行溢流冰試驗(yàn)時(shí)，需要在總溫0℃附近進(jìn)行精細(xì)地調(diào)節(jié)。一般從總溫+2℃開(kāi)始，以-0.5℃的降低幅度進(jìn)行調(diào)節(jié)，直至溢流冰出現(xiàn)。溢流冰一般出現(xiàn)在除冰套的上/下表面，而在試驗(yàn)?zāi)Ｐ颓熬壣?下表面的展向縫隙(如果有)處也可能積聚成一條冰脊[5]。

(3) 啟動(dòng)前冰模擬時(shí)間

通過(guò)分析或試驗(yàn)等手段確定啟動(dòng)前冰的最大可能結(jié)冰時(shí)間，由于除冰系統(tǒng)操作前產(chǎn)生的結(jié)冰時(shí)間與飛行員的反應(yīng)能力有關(guān)，如果不能準(zhǔn)確的判定，可采用咨詢通告AC23.1419-2D建議的最長(zhǎng)時(shí)間(2min)[1]。由于結(jié)冰時(shí)間較短，因此啟動(dòng)前冰通常是粗糙冰，可能對(duì)失速產(chǎn)生影響，一般要求除冰系統(tǒng)啟動(dòng)前失速速度至少應(yīng)有1knots的裕度，這一點(diǎn)在飛行試驗(yàn)中應(yīng)予以關(guān)注[18]。另外，啟動(dòng)前冰結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)獲取的冰形數(shù)據(jù)亦可用于驗(yàn)證結(jié)冰模擬軟件計(jì)算結(jié)果的可信度。

(4) 故障冰模擬時(shí)間

如果除防冰系統(tǒng)在設(shè)計(jì)上不能表明極不可能發(fā)生故障/失效，則應(yīng)通過(guò)飛行試驗(yàn)驗(yàn)證除防冰系統(tǒng)故障的危害等級(jí)，并在《飛行手冊(cè)》中給出相應(yīng)的安全操縱程序。如果除防冰系統(tǒng)故障且有指示信息提供給飛行員，根據(jù)《飛行手冊(cè)》中的規(guī)定，飛行員要盡快退出結(jié)冰環(huán)境，發(fā)生故障的防護(hù)部位上允許的結(jié)冰時(shí)間取正常等待飛行時(shí)間的一半，即22.5min[8]。

(5) 等待冰模擬時(shí)間

在結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)中咨詢通告AC20-73A建議等待冰模擬時(shí)間采用等待飛行時(shí)間的時(shí)長(zhǎng),即45min[8]。

3.5 臨界結(jié)冰條件評(píng)估與確認(rèn)

結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)的目標(biāo)試驗(yàn)狀態(tài)(目標(biāo)試驗(yàn)條件矩陣)由結(jié)冰大氣條件、結(jié)冰飛行條件和試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜖顟B(tài)等組合而成(以表格形式給出)，包含欄目：(1) 序號(hào)：將試驗(yàn)狀態(tài)按試驗(yàn)計(jì)劃進(jìn)行排序；(2) 試驗(yàn)?zāi)Ｐ停骸?”為機(jī)翼模型，“2”為平尾模型；(3) 液態(tài)水含量(g/m3)；(4) 平均水滴直徑(μm)；(5) 靜溫，一般以攝氏溫度(℃)和華氏溫度(℉)表示；(6) 飛行狀態(tài)，目的是確定試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷挠牵?7) 風(fēng)速(knots)；(8) 膨脹壓力(psig)，除低壓告警外都為定值；(9) 模擬循環(huán)時(shí)間(s)，即除冰套循環(huán)周期，除考察啟動(dòng)前冰和故障冰不適用外均為定值；(10) 25部附錄C結(jié)冰條件，連續(xù)最大、間斷最大和SLD；(11) 模擬目的/備注，是指各個(gè)試驗(yàn)狀態(tài)下的考察目的，如獲取循環(huán)冰、殘留冰、低壓告警、溢流冰、脊冰、啟動(dòng)前冰、等待冰、故障冰(氣動(dòng)除冰套不工作22.5min)等。

目標(biāo)試驗(yàn)狀態(tài)(目標(biāo)試驗(yàn)條件矩陣)的確定是結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)的關(guān)鍵，以Y12F飛機(jī)為例分析如下：

(1)“溢流冰”的考察選取“等待”狀態(tài)，選取結(jié)冰大氣條件為L(zhǎng)WC0.50g/m3、MVD22μm，由于形成溢流冰的溫度接近0℃，但具體溫度需要根據(jù)試驗(yàn)觀測(cè)結(jié)果來(lái)確定，因此將靜溫標(biāo)為“調(diào)整”。一般情況下，試驗(yàn)時(shí)會(huì)首先對(duì)該狀態(tài)進(jìn)行測(cè)定。

(2)“起飛”狀態(tài)機(jī)翼迎角最大，機(jī)翼下表面容易形成冰積聚，但由于起飛階段時(shí)間較短，結(jié)冰厚度一般不大，不作重點(diǎn)考慮。選取連續(xù)最大結(jié)冰條件靜溫-10℃、LWC0.53g/m3、MVD17μm，模擬目的是獲得“循環(huán)冰”。

(3)“著陸/進(jìn)場(chǎng)”狀態(tài)機(jī)翼迎角很大，飛行速度很小，此時(shí)升降舵的效率急劇下降，在平尾上的冰積聚有可能導(dǎo)致飛機(jī)縱向不能配平，應(yīng)仔細(xì)考察。選取連續(xù)最大結(jié)冰條件靜溫、LWC及MVD分別為-10℃、0.53g/m3、17μm和-6℃、0.51g/m3、20μm，模擬目的是獲得“循環(huán)冰”。

(4)“爬升”狀態(tài)機(jī)翼迎角不太小，速度不高，且爬升時(shí)間較短，不作重點(diǎn)考慮。選取連續(xù)最大結(jié)冰條件靜溫-6℃、LWC0.20g/m3、MVD35μm(以免與著陸狀態(tài)重復(fù))，模擬目的是獲得“殘留冰”。

(5)“下降”狀態(tài)迎角小速度低，且下降時(shí)間比較短，不作重點(diǎn)考慮，選取連續(xù)最大結(jié)冰條件靜溫-6℃、LWC0.68g/m3、MVD15μm(以免與著陸狀態(tài)重復(fù))，模擬目的是獲得“循環(huán)冰”。

(6)“巡航”狀態(tài)機(jī)翼迎角最小，飛行速度最高，且在整個(gè)飛行階段占據(jù)最長(zhǎng)的時(shí)間，屬于臨界飛行狀態(tài)，應(yīng)重點(diǎn)考察，選取連續(xù)最大結(jié)冰條件靜溫、LWC及MVD分別為-10℃、0.23g/m3、30μm，-10℃、0.50g/m3、18μm和-20℃、0.30g/m3、15μm，選取間斷最大結(jié)冰條件靜溫-20℃、LWC0.50g/m3、MVD22μm。這4種狀態(tài)由不同靜溫、液態(tài)水含量和平均水滴直徑組合而成，基本覆蓋了“明冰”的結(jié)冰條件區(qū)間。由于“明冰”比“霜冰”凍結(jié)牢固，與翼面結(jié)合力較大而很難除去，可參考這4種狀態(tài)評(píng)估氣動(dòng)除冰套的除冰能力，因此模擬目的是獲得“殘留冰”。

(7)“等待”狀態(tài)在整個(gè)飛行階段可能占據(jù)較長(zhǎng)時(shí)間，并且其飛行高度一般不高，可能遭遇嚴(yán)重的結(jié)冰大氣條件，應(yīng)重點(diǎn)考察。選取連續(xù)最大結(jié)冰條件靜溫、LWC及MVD分別為-6℃、0.51g/m3、20μm(循環(huán)冰)，-10℃、0.10g/m3、40μm(殘留冰)和-20℃、0.15g/m3、25μm(循環(huán)冰)。這3種狀態(tài)由不同靜溫、液態(tài)水含量和平均水滴直徑組合而成，基本覆蓋了臨界結(jié)冰條件范圍。

(8)“低壓告警”考察氣動(dòng)除冰套在低壓條件下的除冰能力，選擇的氣動(dòng)除冰套膨脹壓力為14psig，低于正常的膨脹壓力值(18psig)。飛行狀態(tài)為“等待狀態(tài)”的連續(xù)最大結(jié)冰條件靜溫-10℃、LWC0.53g/m3、MVD17μm。

(9)“SLD”考察過(guò)冷大水滴形成的“脊冰”，選取結(jié)冰條件靜溫-5℃、LWC0.30g/m3、MVD110μm，這一試驗(yàn)條件超出了25部附錄C規(guī)定的連續(xù)和間斷最大結(jié)冰條件，能否完成“脊冰”試驗(yàn)取決于結(jié)冰風(fēng)洞的試驗(yàn)?zāi)芰Α?/p>

(10)“啟動(dòng)前冰”主要用于驗(yàn)證關(guān)于翼型結(jié)冰撞擊極限的分析，選取的水滴直徑與結(jié)冰數(shù)值模擬軟件[8]分析中的相同，為40μm，選取間斷最大結(jié)冰條件靜溫為-10℃、LWC0.53g/m3。為獲得“啟動(dòng)前冰”，在2min的試驗(yàn)中氣動(dòng)除冰套不開(kāi)啟。

(11) 氣動(dòng)除冰套除冰能力考察選取“巡航”和“等待”狀態(tài)。選取間斷最大結(jié)冰條件溫度為-20℃、LWC0.80g/m3、MVD28μm，目的是獲得“殘留冰”。

(12) 驗(yàn)證參考文獻(xiàn)[2-4]中關(guān)于“霜冰”特征的一些結(jié)論，包括外形、透明度、與翼面的結(jié)合力等，選取“等待”和“巡航”狀態(tài)。選取間斷最大結(jié)冰條件靜溫為-30℃、LWC0.6g/m3、MVD28μm(殘留冰)和連續(xù)最大結(jié)冰條件靜溫-30℃、LWC0.20g/m3、MVD15μm(循環(huán)冰)。

(13) “等待冰”考察，選取間斷最大結(jié)冰條件靜溫-20℃、LWC0.50g/m3、MVD22μm，等待時(shí)間45min。

(14) “故障冰”考察選取“巡航”狀態(tài)，選取間斷最大結(jié)冰條件靜溫為-20℃、LWC0.50g/m3、MVD22μm，22.5min除冰套失效情況。

由于結(jié)冰數(shù)值模擬軟件[2-7]分析冰形時(shí)存在很多局限，因此需要通過(guò)結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)來(lái)獲得可靠的臨界冰形。經(jīng)上述分析與評(píng)估確定的Y12F飛機(jī)目標(biāo)試驗(yàn)狀態(tài)見(jiàn)表2，表中各項(xiàng)試驗(yàn)狀態(tài)說(shuō)明如下：

(1) “起飛狀態(tài)”(狀態(tài)1)時(shí)間較短，不作重點(diǎn)考慮。臨界結(jié)冰條件中靜溫為-10℃，模擬目的是獲得“循環(huán)冰”。

(2) “著陸/進(jìn)場(chǎng)狀態(tài)”(狀態(tài)2、3)最主要的風(fēng)險(xiǎn)是平尾冰積聚引起升降舵效率急劇下降，可能導(dǎo)致飛機(jī)縱向無(wú)法配平。這一狀態(tài)應(yīng)仔細(xì)考察，靜溫為-10℃和-6.1℃的2種臨界結(jié)冰條件，模擬目的是獲得“循環(huán)冰”。

(3) “爬升狀態(tài)”(狀態(tài)4)和“下降狀態(tài)”(狀態(tài)5)不作重點(diǎn)考慮。靜溫為-6.1℃的臨界結(jié)冰條件，之所以選擇液態(tài)水含量分別為0.20和0.68g/m3的參數(shù)，是為了避免大氣條件與狀態(tài)3重復(fù)。

(4) “巡航”(狀態(tài)6～9)是應(yīng)重點(diǎn)考察的飛行狀態(tài)。靜溫分別為-20、-10、-10和-20℃的臨界結(jié)冰條件，這4種狀態(tài)由不同靜溫、液態(tài)水含量和平均水滴直徑組合而成，基本覆蓋了“明冰”的結(jié)冰條件區(qū)間。由于“明冰”比“霜冰”凍結(jié)牢固，與翼面結(jié)合力較大而很難除去，可用這4種狀態(tài)評(píng)估氣動(dòng)除冰套的除冰能力，因此模擬目的是獲得“殘留冰”。

(5) “等待狀態(tài)”(狀態(tài)10～12)應(yīng)進(jìn)行重點(diǎn)考察。靜溫分別為-20、-10和-6.1℃的臨界結(jié)冰條件，這3種狀態(tài)由不同靜溫、液態(tài)水含量和平均水滴直徑組合而成，基本覆蓋了臨界結(jié)冰條件范圍。

(6) 狀態(tài)13考察氣動(dòng)除冰套在低壓條件下的除冰能力，選擇的氣動(dòng)除冰套膨脹壓力為14psig，低于正常的膨脹壓力值(18psig)。飛行狀態(tài)為“等待狀態(tài)”、靜溫-6.1℃的臨界結(jié)冰條件。

(7) 狀態(tài)14考察“溢流冰”，選擇“等待狀態(tài)”，由于形成溢流冰的溫度接近0℃，但具體溫度需要根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果來(lái)確定，因此將靜溫標(biāo)為“調(diào)整”。

(8) 狀態(tài)15考察過(guò)冷大水滴(SLD)形成的“脊冰”，選用水滴直徑為110μm，這一試驗(yàn)條件已經(jīng)超出了25部附錄C規(guī)定的連續(xù)和間斷最大結(jié)冰條件，在試驗(yàn)中能否完成“脊冰”的試驗(yàn)取決于結(jié)冰風(fēng)洞的試驗(yàn)?zāi)芰Α?/p>

(9) 狀態(tài)16、17主要用于驗(yàn)證關(guān)于翼型結(jié)冰撞擊極限的分析，選取與結(jié)冰數(shù)值模擬軟件[5]分析中相同的水滴直徑40μm，結(jié)冰大氣條件選為在間斷最大結(jié)冰條件中靜溫為-10℃的臨界結(jié)冰條件。為了在這2次試驗(yàn)中同時(shí)獲得“啟動(dòng)前冰”，在2min的試驗(yàn)中氣動(dòng)除冰套不開(kāi)啟。

表2 Y12F飛機(jī)結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)的目標(biāo)試驗(yàn)狀態(tài)(目標(biāo)試驗(yàn)條件矩陣)Table 2 The target test conditions of Y12F aircraft in icing wind tunnel test (test conditions matrix)

(10) 狀態(tài)18、19考察氣動(dòng)除冰套在間斷最大結(jié)冰條件中的除冰能力，選取飛行狀態(tài)為“巡航狀態(tài)”和“等待狀態(tài)”，靜溫-20℃的結(jié)冰條件，在這2次試驗(yàn)中可以獲得“殘留冰”。

(11) 狀態(tài)20、21主要用于驗(yàn)證參考文獻(xiàn)[20-22]中關(guān)于“霜冰”特征的一些結(jié)論，包括外形、透明度、與翼面的結(jié)合力等，選取靜溫為-30℃，在這一溫度翼面冰積聚必為“霜冰”。

(12) 狀態(tài)22主要用于獲得“等待冰”，狀態(tài)23主要用于獲得“故障冰”，由于結(jié)冰數(shù)值模擬軟件分析冰形時(shí)存在很多局限，因此需要通過(guò)結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)來(lái)獲得可靠的臨界冰形。

4 試驗(yàn)設(shè)備選擇

結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)備由結(jié)冰風(fēng)洞、模擬試驗(yàn)裝置和數(shù)據(jù)采集設(shè)備組成。應(yīng)提供結(jié)冰風(fēng)洞性能參數(shù)精度，并按照SAE ARP5905[23]的要求對(duì)結(jié)冰風(fēng)洞進(jìn)行校準(zhǔn)。

應(yīng)對(duì)結(jié)冰風(fēng)洞的試驗(yàn)?zāi)芰κ欠駶M足試驗(yàn)條件的要求進(jìn)行判斷，將所確定的試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛶缀螀?shù)、結(jié)冰飛行條件、結(jié)冰大氣條件與結(jié)冰風(fēng)洞的結(jié)構(gòu)參數(shù)、氣動(dòng)參數(shù)、結(jié)冰大氣參數(shù)進(jìn)行對(duì)比，從而選定能夠滿足試驗(yàn)條件的結(jié)冰風(fēng)洞。

結(jié)冰風(fēng)洞主要參數(shù)[24]：

(1) 結(jié)構(gòu)參數(shù)，試驗(yàn)段尺寸寬×高×長(zhǎng)。例如，Goodrich風(fēng)洞0.56m×1.12m×1.52m。

(2) 氣動(dòng)參數(shù)，包括模擬的氣流速度、氣壓等；如LIRL風(fēng)洞氣壓為常壓，即1個(gè)標(biāo)準(zhǔn)大氣壓，試驗(yàn)段在無(wú)阻堵塞情況下最大風(fēng)速為200knots，在安裝試驗(yàn)?zāi)Ｐ颓闆r下最大風(fēng)速接近于170knots。

(3) 大氣參數(shù)，包括氣流溫度、液態(tài)水含量(LWC)、平均水滴直徑(MVD)等。

結(jié)冰風(fēng)洞主要由風(fēng)扇、通風(fēng)塔、冷卻器、噴霧系統(tǒng)、測(cè)控系統(tǒng)和試驗(yàn)段等部分組成。

5 試驗(yàn)狀態(tài)的等效轉(zhuǎn)換

如果試驗(yàn)風(fēng)速超出了結(jié)冰風(fēng)洞安裝試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜁r(shí)的風(fēng)速限制，應(yīng)對(duì)目標(biāo)試驗(yàn)狀態(tài)進(jìn)行等效變換以達(dá)到試驗(yàn)條件。由于Y12F飛機(jī)結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ捅壤秊?∶1，因此不必對(duì)試驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦M(jìn)行縮比變換，僅通過(guò)調(diào)整LWC、MVD、靜溫、除冰套循環(huán)周期這4個(gè)試驗(yàn)參數(shù)進(jìn)行等效變換使試驗(yàn)風(fēng)速降到不超過(guò)限制即可，并且等效變換前后的結(jié)冰情況一致[25-26]。

轉(zhuǎn)換方法可參考“NASA/CR-2004-212875”中介紹的Modified Ruff相似準(zhǔn)則[27]，所用相似參量主要包括：水滴積聚系數(shù)A、相對(duì)熱力因子b、翼型弦長(zhǎng)c、水滴慣性修正參數(shù)K0、前緣駐點(diǎn)凍結(jié)系數(shù)n0、前緣駐點(diǎn)捕獲系數(shù)β0、靜溫Tst、自由來(lái)流速度V、平均水滴直徑δ、結(jié)冰時(shí)間τ、氣流中水蒸氣壓力pst、水滴能量傳遞參數(shù)Φ、空氣能量傳遞參數(shù)θ。下標(biāo)“st”表示目標(biāo)試驗(yàn)表態(tài)參數(shù)，“R”表示目標(biāo)試驗(yàn)狀態(tài)參數(shù)，“S”表示等效目標(biāo)試驗(yàn)狀態(tài)參數(shù)。以某一典型目標(biāo)試驗(yàn)狀態(tài)為例進(jìn)行等效變換案例見(jiàn)表3、4。

通過(guò)分析CCAR25部附錄C結(jié)冰大氣條件、以及CCAR-23-R3[28]、AC23.1419-2D和AC20-73A等規(guī)章與指南，結(jié)合某氣動(dòng)除冰飛機(jī)的飛行包線，制定結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)的目標(biāo)試驗(yàn)狀態(tài)(目標(biāo)試驗(yàn)條件矩陣)，通過(guò)Modified Ruff方法進(jìn)行試驗(yàn)條件的等效變換，得到結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)的等效模擬試驗(yàn)狀態(tài)(擴(kuò)展試驗(yàn)條件矩陣)，見(jiàn)表5。

目標(biāo)試驗(yàn)狀態(tài)進(jìn)行參數(shù)變換后得到的等效模擬試驗(yàn)狀態(tài)(擴(kuò)展試驗(yàn)條件矩陣)，即是結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)的具體實(shí)施試驗(yàn)狀態(tài)。

表3 試驗(yàn)狀態(tài)等效變換方法Table 3 The scaled method on test conditions

表4 試驗(yàn)狀態(tài)等效變換結(jié)果Table 4 The scaled result on test conditions

表5 Y12F飛機(jī)結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)的等效模擬試驗(yàn)狀態(tài)(擴(kuò)展試驗(yàn)條件矩陣)Table 5 The scaled test conditions of Y12F aircraft in icing wind tunnel test (scaled test conditions matrix)

6 試驗(yàn)?zāi)Ｐ脱兄?/h2>

6.1 阻塞度要求

試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷脑O(shè)計(jì)必須考慮結(jié)冰風(fēng)洞的阻塞度。結(jié)冰風(fēng)洞阻塞度應(yīng)不超過(guò)10%，否則應(yīng)考慮試驗(yàn)?zāi)Ｐ投氯葘?duì)結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)的空氣動(dòng)力相似和熱動(dòng)力相似的不利影響[8]，不然結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果會(huì)產(chǎn)生較大失真。

結(jié)冰風(fēng)洞阻塞度計(jì)算公式：

ST=W×H

式中：ξ為阻塞度，ST為結(jié)冰風(fēng)洞面積，W表示結(jié)冰風(fēng)洞寬度，H是結(jié)冰風(fēng)洞高度，SM代表試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮诮Y(jié)冰風(fēng)洞垂直截面上的投影面積。

若試驗(yàn)?zāi)Ｐ妥枞囼?yàn)段并導(dǎo)致結(jié)冰風(fēng)洞風(fēng)速降低，如果試驗(yàn)段風(fēng)速仍然能夠滿足試驗(yàn)要求，則認(rèn)為該結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)芰尚?即使阻塞度超過(guò)了10%的限制)，但這一觀點(diǎn)需要論證并能被CAAC、FAA當(dāng)局接受。

通用飛機(jī)結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ鸵话悴捎?∶1的全尺寸模型，在飛行狀態(tài)已選定的情況下，翼尖段阻塞度最小，翼根段阻塞度最大，因此，阻塞度的限制決定了模型的選取位置一般為機(jī)翼/平尾的外段，該處水滴修正慣性參數(shù)較大、冰積聚較嚴(yán)重。

如果所選模型尺寸較大，大迎角情況下結(jié)冰風(fēng)洞阻塞超過(guò)了10%，則只能使用“混合”模型?！盎旌稀蹦Ｐ褪潜３謾C(jī)翼/平尾的前緣形狀和尺寸不變，重新設(shè)計(jì)一個(gè)尺寸相對(duì)較小的機(jī)翼或平尾的后端，所設(shè)計(jì)的后端應(yīng)使模型前緣駐點(diǎn)處流場(chǎng)與1∶1全尺寸模型前緣駐點(diǎn)流場(chǎng)一致。此方法需要進(jìn)行模型反設(shè)計(jì)，并且只能保證在設(shè)計(jì)駐點(diǎn)處的流場(chǎng)與1∶1全尺寸模型一致[13]。

6.2 模型設(shè)計(jì)要求

除結(jié)冰風(fēng)洞阻塞度外，研制翼段試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜁r(shí)還應(yīng)考慮下列因素：

(1) 試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛶缀螀?shù)：展長(zhǎng)、弦長(zhǎng)、后掠角、上反角和扭轉(zhuǎn)角等；

(2) 選取典型模型，即相對(duì)機(jī)翼/平尾的代表性和合理性。譬如，Y12F的機(jī)翼就是由2種翼型構(gòu)成。

(3) 模型表面。模型前緣表面應(yīng)與原型相同，包括蒙皮對(duì)接、口蓋、鉚釘/螺釘?shù)犬a(chǎn)生的縫隙和臺(tái)階等，而模型后部只需保證所需的外形即可。

(4) 模型材質(zhì)。模型前緣材質(zhì)應(yīng)與原型相同，而后部可采用金屬或木質(zhì)外包金屬蒙皮(譬如鋁)。

(5) 模型圖紙的繪制。在繪制模型圖紙時(shí)應(yīng)考慮模型的安裝、試驗(yàn)的操作、數(shù)據(jù)的采集、冰形的描繪等。譬如：Y12F飛機(jī)平尾后掠，應(yīng)考慮是否需要擴(kuò)大結(jié)冰風(fēng)洞的玻璃窗口；如果機(jī)翼有上反角的存在，在截取模型時(shí)則應(yīng)將機(jī)翼放平切割；如果機(jī)翼有負(fù)扭轉(zhuǎn)角，會(huì)導(dǎo)致上表面冰積聚嚴(yán)重。

6.3 氣動(dòng)除冰套研制要求

除冰套裝置研制應(yīng)考慮下列因素：

(1) 除冰套模型的工作模式、充氣和排氣規(guī)律應(yīng)與原型除冰套相同；

(2) 除冰套模型的材質(zhì)及加工工藝應(yīng)與原型除冰套保持一致；

(3) 除冰套面積與機(jī)翼/平尾面積的比率應(yīng)與原型相同(全尺寸模型)；

(4) 除冰套與機(jī)翼/平尾蒙皮的間隙(0.5～1.0mm)與原型相同；

(5) 充氣氣體的濕度。在飛行試驗(yàn)過(guò)程中從發(fā)動(dòng)機(jī)的引氣沒(méi)有濕度，而結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)過(guò)程中給除冰套模型充氣氣體的濕度(含有水分)會(huì)影響除冰套模型的正常工作狀態(tài)，因此，結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)所用充氣泵應(yīng)具有水分過(guò)濾功能或配裝水分過(guò)濾設(shè)備。

如果由原型除冰套生產(chǎn)廠家承擔(dān)除冰套模型的研制將是一個(gè)不錯(cuò)的選擇。當(dāng)然，試驗(yàn)中直接使用完整的原型除冰套更是一個(gè)簡(jiǎn)單實(shí)用的方法，因?yàn)槠錈o(wú)需考慮模型的配套氣囊(氣罐)。

7 結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)

7.1 氣動(dòng)除冰套充/排氣規(guī)律驗(yàn)證

氣動(dòng)除冰套模型充氣和排氣規(guī)律必須在結(jié)冰風(fēng)洞中進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證。通過(guò)一個(gè)嵌入式壓力傳感器和一個(gè)視頻顯示系統(tǒng)監(jiān)視充氣和排氣規(guī)律，視頻顯示系統(tǒng)用于顯示結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的獲取和控制系統(tǒng)，獲得的壓力曲線(紅色虛線)應(yīng)與原型除冰套壓力曲線(綠色實(shí)線)進(jìn)行對(duì)比驗(yàn)證，如圖1所示。

《Y12F飛機(jī)飛行手冊(cè)》“正常操作程序”章節(jié)中規(guī)定：“在進(jìn)入結(jié)冰環(huán)境時(shí)啟動(dòng)除冰套工作”。因此在結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)中，當(dāng)模擬結(jié)冰云的水滴開(kāi)始噴射時(shí)，要同時(shí)啟動(dòng)除冰套開(kāi)始循環(huán)工作，其工作模式只有一種,即周期1min的循環(huán)工作模式。

圖1 除冰套模型壓力曲線與除冰套原型壓力曲線對(duì)比

Fig.1Thepressurecurveofde-icingbootmodelcontrastswiththepressurecurveofprototypede-icingboot

7.2 試驗(yàn)流程

(1) 調(diào)整試驗(yàn)?zāi)Ｐ陀?，在適當(dāng)位置擺放好標(biāo)牌，打開(kāi)攝像機(jī)；

(2) 開(kāi)啟結(jié)冰風(fēng)洞、冷卻器，待試驗(yàn)段風(fēng)速、靜溫達(dá)到目標(biāo)值并穩(wěn)定后，記錄風(fēng)速、靜溫；

(3) 打開(kāi)噴霧系統(tǒng)并激活氣動(dòng)除冰套開(kāi)始計(jì)時(shí)，記錄試驗(yàn)段液態(tài)水含量、平均水滴直徑、氣動(dòng)除冰套膨脹壓力數(shù)據(jù)；

(4) 觀測(cè)結(jié)冰和除冰過(guò)程，根據(jù)需要進(jìn)行拍照，記錄試驗(yàn)狀態(tài)(含標(biāo)牌)或控制臺(tái)所指示的試驗(yàn)狀態(tài)；

(5) 待達(dá)到預(yù)定結(jié)冰狀態(tài)后，立即關(guān)停結(jié)冰風(fēng)洞、冷卻器、噴霧系統(tǒng)和引射閥；

(6) 打開(kāi)帶有加熱裝置的窗門，進(jìn)入風(fēng)洞，開(kāi)始采集冰形數(shù)據(jù)；

(7) 在試驗(yàn)?zāi)Ｐ颓熬夁m當(dāng)位置(建議模型前緣中間位置)，沿順氣流方向插入熱刀融化冰積聚得到冰截面；

(8) 在熱刀插入位置插入貼有方格紙的卡鉗尺(或紙質(zhì)卡板)，用描圖筆沿冰截面輪廓描繪冰形，得到冰描圖；

(9) 用直尺測(cè)量冰截面的結(jié)冰厚度，用卷尺測(cè)量結(jié)冰區(qū)域，并記錄在冰描圖上；

(10) 將砂紙與冰形表面對(duì)比，選出與冰形表面粗超度相似的砂紙，并將此砂紙靠近對(duì)應(yīng)冰形拍攝照片，同時(shí)在冰描圖上標(biāo)注冰形表面粗糙度；

(11) 重復(fù)(7)～(10)步驟采集其他典型位置的冰形數(shù)據(jù)；

冰形數(shù)據(jù)采集完畢后，用高溫?zé)釟獬鶚屒宄囼?yàn)?zāi)Ｐ捅砻娴臍埍⒁簯B(tài)水跡等以保持表面狀態(tài)，準(zhǔn)備進(jìn)行下一狀態(tài)的試驗(yàn)。

7.3 數(shù)據(jù)采集

對(duì)于每項(xiàng)結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)應(yīng)進(jìn)行完整詳細(xì)記錄，以確保試驗(yàn)數(shù)據(jù)無(wú)任何遺漏，試驗(yàn)采用冰描圖、照片和視頻的形式記錄試驗(yàn)數(shù)據(jù)。在結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)過(guò)程中，攝像機(jī)安裝在試驗(yàn)段的適當(dāng)位置(如左側(cè)和頂部)以獲得觀察氣動(dòng)除冰套的最佳視角，并保持焦距、縮放比例、視屏分辨率等設(shè)置不變，以保證視頻記錄的冰積聚生長(zhǎng)和脫落特性以及氣動(dòng)除冰套工作情況的連貫性以及各試驗(yàn)狀態(tài)之間的統(tǒng)一性。用高分辨率數(shù)字相機(jī)記錄試驗(yàn)狀態(tài)和試驗(yàn)結(jié)果，包括靜溫、風(fēng)速、液態(tài)水含量、水滴直徑，以及試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷挠?、循環(huán)時(shí)間和次數(shù)等。冰形獲取可參考2種測(cè)量方法：

(1) 冰形描圖

冰形描圖是用描圖筆沿冰截面描繪冰形，并標(biāo)注冰形尺寸、冰形表面粗糙度、冰積聚范圍及冰形相對(duì)位置。切冰位置的選取也是對(duì)臨界冰形位置的判斷，考慮結(jié)冰云分布的均勻性影響，冰形描圖主要在風(fēng)洞試驗(yàn)段中間區(qū)域進(jìn)行。理論上臨界冰形只選一個(gè)即可，但是實(shí)際情況卻并非如此簡(jiǎn)單，因?yàn)榕R界冰形的甄別判斷有時(shí)比較困難，為了更好地記錄冰形沿展向的平均形狀，或?yàn)橛涗洑埩舯目傮w分布情況，應(yīng)根據(jù)具體情況選取1個(gè)或更多典型位置進(jìn)行切冰，分別描繪獲得臨界冰形圖或近似臨界冰形圖。還有一種方法是根據(jù)具體情況在某些典型位置進(jìn)行切冰，并將不同位置冰切面的嚴(yán)重冰積聚進(jìn)行組合，形成一個(gè)相對(duì)保守的臨界冰形圖(拼湊臨界冰形)。

冰形粗糙度，將各種型號(hào)的砂紙(金剛砂樣板)與冰形表面進(jìn)行目測(cè)對(duì)比，找出與冰形表面粗糙度相似的砂紙，將二者對(duì)比結(jié)果拍攝照片留存(如圖2所示)，并將粗糙度記錄在冰形描圖上。

對(duì)于冰積聚較少的冰(可能是由于冰積聚時(shí)間短或者處于除冰套后方等)，因?yàn)楸魏穸容^小，難以繪制冰描圖，其形狀可用相同粗糙度的砂紙標(biāo)示，但應(yīng)測(cè)量冰積聚范圍并記錄在冰形描圖上。

圖2 冰形表面粗糙度(右)與砂紙對(duì)比照片

Fig.2Theroughnesscomparisonbetweeniceshapesurface(right)andthesandpaper(left)

(2) 直接鑄模法

臨界冰形可采用直接鑄模的方法獲取，即通過(guò)向鑄模木箱內(nèi)注入某種膠體，然后將鑄模木箱按壓在結(jié)有冰形的試驗(yàn)?zāi)Ｐ颓熬墸?dāng)鑄模木箱內(nèi)的膠體凝固后即得到相應(yīng)的冰形。冰形鑄模示意圖如圖3所示。

圖3 結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)的冰形鑄模示意圖

8 結(jié)果的后期應(yīng)用

(1) 首先對(duì)氣動(dòng)除冰套在結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)所考察的臨界狀態(tài)中是否能夠有效地膨脹除冰進(jìn)行評(píng)估。然后將試驗(yàn)所獲得的循環(huán)冰、殘留冰制成冰形模型安裝到全機(jī)模型上進(jìn)行常規(guī)干空氣測(cè)力風(fēng)洞試驗(yàn)(或CFD計(jì)算)，評(píng)估帶有冰積聚的飛機(jī)是否能夠安全飛行。

(2) 選取臨界冰形的方法一般采用結(jié)冰數(shù)值模擬軟件[16-21]、常規(guī)干空氣測(cè)力風(fēng)洞試驗(yàn)或二者結(jié)合。將在結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)中獲得的各種冰形進(jìn)行分析，根據(jù)分析結(jié)果選取對(duì)氣動(dòng)力影響比較大的冰形安裝到全機(jī)模型上進(jìn)行常規(guī)干空氣測(cè)力風(fēng)洞試驗(yàn)(或CFD計(jì)算)，評(píng)估飛機(jī)在整個(gè)飛行包線內(nèi)各飛行階段能否安全飛行，某飛行階段內(nèi)使飛機(jī)安全性下降最嚴(yán)重的冰形就是該飛行狀態(tài)的臨界冰形。

9 結(jié)束語(yǔ)

結(jié)合型號(hào)飛機(jī)的結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)工程經(jīng)驗(yàn)，研究總結(jié)了適航條款解讀、目標(biāo)試驗(yàn)狀態(tài)設(shè)定、設(shè)備選擇、試驗(yàn)狀態(tài)等效轉(zhuǎn)換、模型研制、風(fēng)洞試驗(yàn)等驗(yàn)證流程，構(gòu)建了一套氣動(dòng)除冰飛機(jī)結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)適航審定方法，有效地指導(dǎo)了Y12F飛機(jī)除防冰系統(tǒng)的適航審定工作，并獲得了CAAC和FAA雙方審查肯定。

隨著適航規(guī)章的不斷修訂完善和新型防除冰系統(tǒng)的探索創(chuàng)新，當(dāng)前我國(guó)的地面試驗(yàn)?zāi)M能力還不夠完備，對(duì)于新增的適航條款認(rèn)知也不夠清晰，還需要在過(guò)冷大水滴結(jié)冰、旋翼航空器結(jié)冰、新型防除冰系統(tǒng)的適航驗(yàn)證方面繼續(xù)開(kāi)展深入研究，在模擬方法與技術(shù)途徑上取得突破，以形成能夠指導(dǎo)航空器申請(qǐng)方制定系統(tǒng)完善的適航驗(yàn)證方法與流程，同時(shí)也為CAAC的適航審查提供參考和借鑒。