飛機機翼積冰研究方法和進展分析

劉成學，王永忠

（1.民航新疆空中交通管理局 區域管制室，新疆 烏魯木齊 830016；2.中國民用航空飛行學院 空中交通管理學院，四川 廣漢 618307）

1 引言

1990－2005年間，美國共發生飛行事故和事故征候33513起，其中有588起與飛機積冰有關［1］。飛機積冰輕則影響飛行的安全性和經濟型，重則導致機毀人亡的事故。2008年，我國研發具有自主知識產權的大飛機，需要先進的除冰系統并得到適航驗證。2010年8月19日，我國下發《關于深化低空空域管理體制改革的意見》的通知［2］，確定低空空域改革的總體思路。而低空空域中的通用飛行受飛機積冰的危害最為嚴重，所以飛機積冰的研究是保證我國通用航空安全和效益的需要。

飛機積冰相關研究領域較多，但以飛機機翼積冰研究最為集中，本文主要分析國內外研究積冰的手段和進展，對比分析各種手段的優勢、不足及之間的關系，提供進一步研究建議。

2 現行研究飛機機翼積冰的方法及其不足

目前，發達國家，尤其是美國的研究成果在世界上遙遙領先。簡單歸納如下：

（1）飛行試驗。利用飛機在積冰環境中進行飛行試驗。積冰環境分自然積冰環境和人工模擬的積冰環境兩種。其中，人工制造積冰環境有兩種方法：①將模擬積冰云的霧化器噴架及實驗件裝在研究飛機上，邊制造人造云邊在制造的云中飛行；②利用另一架裝有水槽和噴水裝置的飛機制造人造云，研究飛機在其后面飛行。

（2）冰風洞實驗。往冰風洞中噴射水汽一段時間，形成需要的積冰環境，然后將翼型垂直立于冰風洞中，設定氣流速度、翼型迎角等參數，按預定的時間等待積冰的形成和發展。測量冰的形狀、高度等冰形指標，研究積冰環境和冰形之間的關系。再測量翼型的升力、阻力和俯仰力矩等氣動參數，研究冰形和翼型氣動參數之間的的關系。

（3）數值模擬。機翼積冰過程、積冰防護系統防／除冰過程，積冰對飛機氣動性能的影響。機翼結冰過程數值模擬的基本步驟為［3］：首先，求解流體力學的基本方程組，得到氣液混合體繞翼型流場；其次，根據流場結果來求解水滴的運動方程，確定水滴與翼型的碰撞點。最后，按照一定的增長模型來確定與翼型相碰撞的水滴的結冰和冰的增長。此后，積冰翼型形狀發生變化，繞翼型的流場也會變化，這進一步影響水滴的運動軌跡，因此這需要反復迭代計算，一直到預定的計算時間為止。

上述三種方法是當前研究飛機機翼積冰最流行的，它們均存在著一些不足：

（1）在積冰氣象條件下進行飛行試驗，方法有效，獲取的數據真實可靠，但試驗費用高、周期往往很長、有時獲取試驗數據困難，且試驗也具有一定程度的危險性，所以此法一般僅用于飛機防／除冰系統最后的適航驗證。

（2）冰風洞實驗能有效模擬飛機機翼積冰的真實過程，但由于風洞的尺寸和風洞內能模擬的積冰條件有限，只能采用局部部件或者縮比的試驗模型進行結冰實驗，實驗結果往往不能直接反映真實結冰，需要采用相似理論進行處理。另外它對實驗設備要求高、費用高、實驗周期長，因此這種方法多為發達國家研究人員采用。

（3）數值模擬所需要的時間和費用都較少，明顯縮短了研制周期，顯著降低了設計成本，并且采用適當算法可得到較高的精度。但是，CFD技術一般僅限于方案設計階段和局部的設計研究工作，通過風洞試驗來獲得飛機型號的原始氣動力數據仍是世界目前公認的有效可靠的最終的手段［4］。另外，精度問題依賴數學物理的進展。

3 飛機機翼積冰研究進展及趨勢

3.1 飛行試驗

美國在積冰飛行試驗的主要目的是探測發生飛機積冰區的大氣環境特征。NASA根據NCAR預報尋找的自然積冰環境，用改裝的DHC－6飛機進行了29次自然積冰環境中飛行實驗，其中有3次在過冷大水滴環境中飛行［5］，得到了過冷大水滴（SLD）積冰環境的天氣形勢、大氣溫度（T）、過冷水液態水含量（LWC）、平均水滴直徑（MVD）隨時間變化的特征。Wyoming大學用改裝的Beechcraft Super King Air飛機進行試驗［6］，找到了導致機體積冰云的特征和不同區域及季節遇到積冰的差異。通過比較相同條件下積冰飛機和干凈飛機的爬升率得出這些云的特征對飛機飛行性能的影響。

3.2 冰風洞實驗

國際上用于飛機機翼結冰風洞實驗的風洞主要有以下幾個：①美國NASA格林研究中心的結冰研究風洞（IRT）。目前該風洞的試驗模擬和測試能力都是世界一流的。②UIUC3×4＇亞聲速冰風洞。截至目前，UIUC的飛機積冰研究小組在機翼積冰風洞實驗的研究方面進行的試驗次數最多。③BFGoodrich冰風洞。④意大利航天研究中心結冰風洞、美國LeClere結冰試驗室的Cox結冰風洞等。所有的冰風洞實驗基本圍繞著兩個方向進行研究：

（1）積冰環境和冰形之間的關系。不同的積冰環境和飛行參數導致機翼上形成不同的冰。積冰環境參數包括T、LWC、MVD等，飛行參數包括翼型、翼型迎角（α）、V、襟翼位置等，冰形參數一般包括冰的形狀、最大厚度、積冰極限、總質量等。找到環境參數和冰形參數之間的定量關系，能明確飛機在不同環境中的結冰狀況，為研究積冰環境中飛機性能打下了基礎。數值方法能夠很好的模擬一定環境下的積冰過程，如NASA開發的積冰模擬軟件LEWICE［7］已經被飛機生產商和適航局所采用，所以可以推測未來有關此方面的風洞實驗會有減少的趨勢。

（2）冰形和它對飛機機翼氣動性能的影響之間的關系。冰形參數包括冰的形狀、高度、冰在翼型上的相對位置等。機翼氣動性能參數包括升力系數（Cl）、阻力系數（Cd），失速迎角（αstall），俯仰力矩系數（Cm）等。Sam Lee［8］用冰風洞實驗研究相同積冰對不同翼型氣動性能影響的差異，證明了相同程度的積冰對不同翼型的影響大不一樣。對載荷主要作用在前部的翼型而言，它對積冰會非常敏感；對載荷主要作用在翼型后緣的翼型，積冰對翼型影響很小。Sam Lee［9］、Kim 和Bragg［10］均研究了積冰的高度、位置等對機翼氣動性能的影響。Sam Lee的研究結果表明，在其給定的實驗條件下，增加冰的高度一般會導致翼型更大的氣動性能損失，但是當冰位于翼型最前緣時除外。另外，當冰的高度達到一定值后，高度的繼續增加對氣動性能影響變化不大。Kim證明雙角冰的上下兩個角中下角對翼型最大升力系數（Clmax）的影響相對于上角對Clmax的影響而言可以忽略。因此，對雙角冰的研究一般只針對上角。

前面的討論一直圍繞用冰風洞實驗模擬積冰對飛機機翼氣動性能的影響，均沒有考慮除冰系統的除冰效應，因此，這與實際飛行有些差距。用冰風洞實驗研究除冰系統的除冰效應是機翼積冰研究的新進展，值得關注。從目前已有文獻看，冰風洞實驗模擬化學系統除冰的研究還未有報道，僅有熱力系統除冰和氣動系統除冰的研究。而氣動系統除冰過程目前還無法用數值方法模擬，因此冰風洞實驗幾乎是唯一研究手段。

Ashenden［11］實驗發現防／除冰系統的使用對翼型產生了不利的影響，即裝有模擬除冰系統的翼型上形成的冰比無除冰系統的翼型上形成的積冰導致更壞的翼型氣動性能衰減。原因在于，當不使用除冰系統時，積冰從翼型前緣開始形成且結冰后的翼型輪廓與干凈翼型輪廓基本一致，沒有展向帶狀冰形成；但是，當使用除冰系統后，在除冰系統的后部會迅速形成展向階梯狀冰，它們對翼型氣動性能的影響非常嚴重。

若機翼上安裝有氣動除冰系統，根據除冰系統的工作狀態機翼上形成的冰分為三類［12］：除冰系統啟動前積冰（Preactivation Ice）、循環除冰前積冰（Inter－cycle Ice）、循環除冰后剩余冰（Residual Ice）。Andy P.Broeren［13－14］研究了循環除冰前積冰的特征及其對翼型氣動性能的影響。實驗表明，循環除冰前積冰在形狀和大小上都比循環除冰后剩余冰嚴重。循環除冰前積冰對翼型氣動性能有嚴重影響。

若機翼上裝有熱防冰系統，可能形成后流冰（Runback ice accretion）。Edward A.Whalen［15］的研究發現了后流冰的形成及特征，即熱等待時在翼型吸力面上有凍結的密集水線形成，壓力面上有瘤狀和塊狀的冰。冷等待時的積冰有霜狀冰的特征，而且由于冰脊靠近熱空氣噴射區致使沿翼型展向冰的變化較大。飛機下降時形成的冰沿翼型展向也有很大變化，但冰的高度與在冷等待情況下形成的冰相比更趨于一致。該實驗氣動性能測試表明后流冰對翼型性能影響非常特殊，因為翼型前緣是無冰的，后流冰處于翼型后緣。年Andy P.Broeren［16］實驗考察NACA23012翼型上模擬的后流冰對翼型氣動性能的影響。后留冰使得Clmax從1.82減小到1.51，αstall從18.1°減小到15°，Cm曲線斜率增大，Cd增大了一半還要多，氣動性能的變化受雷諾數和馬赫數的影響較小。

3.3 數值模擬

Messinger［17－18］首次建立了飛機機翼積冰的熱力學模型。即考慮翼型表面單個控制體內的質量和能量守恒，確定控制體液態水在該控制體上的凍結系數，然后確定整個翼型表面的積冰。MacArther［19］首先建立起積冰模擬的數學模型，并研究相關求解算法。算法先求解翼型周圍的流場及水滴運動軌跡，得出積冰形狀；經過設定的時間步后積冰外形發生變化，再重新計算流場，并用到下一個時間步的冰形計算；逐次迭代，直到達到預定的時間為止。

NASA Lewis研究中心系統開展機翼積冰的數值模擬研究工作［20］。積冰的數值模擬一直沿著他們提出的三個方向發展：積冰過程的模擬、除冰系統除冰過程的模擬及積冰對飛機氣動性能影響的模擬。

NASA研發的機翼積冰模擬軟件LEWICE模擬能力強大，數值模擬的精度和可靠性高。目前NASA正將有關冰發生凍結的新理論植入LEWICE，不斷擴大該軟件的應用范圍。其他歐美國家開發的積冰過程模擬軟件有法國的ONERA、英國的ICECREMO和DRA、意大利的CIRAMIL、加拿大的FENSAP－ICE和捷克的R－ICE。這些軟件主要包括5個模塊：計算網格生成、空氣流場計算、水滴軌跡計算、結冰量計算及結冰后邊界重構。

隨著計算方法的發展以及CFD軟件的大量出現和成熟，國內對翼型上過冷水滴撞擊特性的研究不斷深入［21－23］，一些研究單位在翼型結冰方面取得了可喜成果，如中國空氣動力發展中心開發出三維積冰計算專用模擬軟件IRC3D［24］。國內此方面的研究相對滯后，而且國內側重翼型積冰過程的模擬，尤其是過冷水滴撞擊特性的研究。

4 改進研究方法的設想和建議

上述三種研究手段各有優勢，但僅用一種手段研究機翼積冰存在著明顯的不足。因此，一方面應該根據研究規劃，努力做到同時使用三種手段。另一方面要注意三者之間的互補關系。以數值模擬和冰風洞實驗為例，應先嘗試研發機翼積冰數值模擬軟件，用冰風洞實驗積累的數據庫檢驗和改進算法有效性。隨著軟件的不斷改進和成熟，此軟件完全能夠替代某些條件下的冰風洞實驗。這樣兩者之間的組合優勢就凸現出來。目前數值模擬還無法模擬某些積冰過程，如電熱除冰過程，此時必須通過另外兩種手段來進行。與風洞實驗相比，數值模擬具有另外兩個優勢，一是它可以模擬一些冰風洞中模擬不了的條件，且具有獨特的非線性分析和優化設計能力，二是它比冰風洞可以更好的模擬流場繞流的細節問題。此時，數值模擬是冰風洞實驗的有利補充。

結合國內機翼積冰研究現狀，提出如下建議。

（1）系統開展冰風洞實驗研究。國內現用的較為先進的飛機防／除冰系統都是從國外引進的，飛機上的防／除冰系統極為復雜，無論是其初始裝備費用還是維護費用都相當昂貴。我國大型飛機項目已經啟動，要研發防／除冰系統，積冰試驗和防／除冰系統驗證試驗均需要冰風洞試驗做支撐。所以，我國航空工業的發展要求盡快開展飛機防／除冰系統冰風洞試驗研究。

（2）開發專用軟件。國內數值機翼積冰一般使用通用CFD軟件（如ANSYS），模擬結果只能適用于單種積冰環境條件，積冰環境一旦發生變化，就要重新進行網格劃分。因此要進行更全面、快捷的模擬，必須開發積冰專用模擬軟件。

（3）冰風洞實驗和數值模擬研究互補。我國目前進行的積冰數值模擬只能借助國外同條件下的冰風洞實驗來驗證。而這些數據一方面不易獲得，另一方面我國獲得的這些數據也不夠完整。所以，從開展數值模擬的角度，建議設定一些典型積冰條件，開展此條件下積冰數值模擬與冰風洞實驗的平行研究。

（4）加大積冰試飛科目研究。我國自主研發的ARJ21－700飛機在烏魯木齊機場進行了自然結冰試飛試驗，這同之前進行的Y－7積冰試飛使我國積累了一定的經驗。但自然環境下的飛機積冰試飛和平尾失速敏感性試飛等是國際公認的高難風險科目，進行這些科目的試飛，我國目前經驗還相對匱乏，必須加大研究力度。

（5）關注和借鑒其他研究機構。飛機機翼積冰是一個多學科交叉的研究課題，我國進行的研究還非常少，而國外研究相對成熟。國外機翼積冰研究機構主要有以下幾個。①NASA Lewis研究中心。②UIUC的飛機積冰研究小組。③FAA。④飛機積冰研究聯盟（Aircraft Icing Research Alliance）。另外，每年一屆的航空科學會議和展會，有大量機翼積冰的風洞實驗和數值模擬方面的成果出現，飛機積冰界相當數量的學者都會展示他們的最新研究成果。

5 結語

綜上所述，國際上研究飛機機翼積冰流行方法主要有飛行試驗、冰風洞實驗和數值模擬三種。飛行試驗方法簡單，但實行起來面臨許多實際困難；冰風洞實驗方法有效，但對實驗設備的要求較高；數值模擬方法簡單易行，但是受到參數變化和當前數學物理方法進展的制約。綜合三種方法的優缺點，提出了開展進一步研究的建議。在條件許可的情況下，采用三種方法開展比較研究，可優勢互補。

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