冰脊對Y-8飛機副翼鉸鏈力矩的影響分析

史 剛

(中航工業飛行事故調查研究中心，陜西 西安710089)

0 引言

飛機結冰是影響飛行安全的重要因素之一，結冰研究對飛機設計、試驗和使用具有重要意義。飛機結冰會改變飛機的氣動外形，使飛機的升力降低、阻力增大、安定性和操縱性變差。其中，機翼和尾翼結冰可引起氣流分離，使操縱變得困難，嚴重時會導致飛機失速，造成飛行事故。數值模擬及飛行試驗結果表明，機翼前緣是結冰最容易、最嚴重且最危險的部位，所以大量關于飛機結冰問題的研究都集中于機翼前緣結冰［1-3］。由于現代飛機機翼前緣在條件允許時都會采取防冰、除冰措施，所以機翼前緣結冰對飛行安全的影響程度降低很多。一般情況下，冰脊發生在存在過冷大水滴(Supercooled Large Droplet，SLD)的氣象條件下(SLD水滴的尺度遠遠大于FAR 25附錄c中結冰包線所限的尺度)，表面水向后流動，并在機翼前緣冰防護區之后結冰。然而，即使在FAR 25附錄c中結冰包線所限的尺度內，當飛機在結冰區飛行過程中，機翼前緣的結冰經加熱除冰不能完全蒸發時，溢流水在機翼前緣防冰區之后會再次凍結，也將不斷積聚形成冰脊。

文獻［4］利用幾種幾何形狀簡單的截面來模擬展向冰脊，并利用風洞進行了大量研究。文獻［5］則模擬了復雜的展向冰脊，并根據冰脊對翼型氣動特性的影響把展向冰脊分為高冰脊和矮冰脊兩個子類。文獻［6-8］對機翼前緣幾種冰型和展向冰脊作了對比研究。這些研究的結果表明，展向冰脊對飛機氣動特性的影響十分嚴重。假如冰脊的大小、形狀和位置均處于敏感范圍內，有可能導致飛機的滾轉失控。1994年10月31日，美國一架ATR72飛機在凍雨環境下長時間(約30 min)飛行后失事。事故調查取證結果表明:在遠低于結冰失速告警迎角的情況下，外翼段流動分離產生的非對稱升力損失導致初始滾轉運動，使得副翼鉸鏈力矩產生變化是事故的主要原因。目前的防冰、除冰技術還不能有效解決防冰區后的結冰問題，所以，關于展向冰脊的研究應成為今后的研究重點。

本文采用CFD和風洞試驗兩種方法，研究不同參數展向冰脊對Y-8飛機副翼處翼型壓力分布和副翼鉸鏈力矩的影響，進而分析其對飛行員操縱的影響，為飛機防冰系統的設計和駕駛員駕駛技術提供參考。

1 展向冰脊

圖1給出了展向冰脊形成示意圖。未凍結的水滴向后流動，在融冰區之后凍結形成冰脊。

圖2 給出了展向冰脊和機翼前緣的幾種冰型(流向冰、粗糙冰、角狀冰)對飛機氣動特性影響程度的比較。橫坐標表示氣動影響程度，縱坐標表示幾種冰型引起的流動分離的維數。從圖2中可以看出，展向冰脊的影響相對最嚴重。

展向冰脊外形復雜，圖3顯示的是冰風洞吹出的展向冰脊的外形，橫坐標表示翼型弦向位置，縱坐標表示翼型高度，單位都是相對弦長的百分比。圖4給出了文獻［5］研究用的模擬展向冰脊外形，縱橫坐標及單位的意義與圖3相同。

在既沒有冰風洞，又不想使用外形復雜的冰脊模型時，可以采用幾種外形簡單的幾何圖形來模擬展向冰脊。文獻［4］所使用的幾種形狀如圖5所示。圖中，h表示冰脊高度。用x表示冰脊距翼型前緣的距離，c表示翼型弦長，則h/c表示冰脊高度與翼型弦長之比，x/c表示冰脊在翼型上的相對位置。冰脊的形狀、h/c和x/c以及冰脊展向相對副翼長度是冰脊影響研究的4個重要參數。

圖3 冰風洞吹出的展向冰脊實物圖及截面圖Fig.3 Spanwise ridge real and cross-section ridge come out from the ice wind tunnel

圖4 文獻［5］所用的展向冰脊實物圖及截面圖Fig.4 Spanwise ridge real and cross-section ridge used in document［5］

圖5 文獻［4］所使用的幾種冰脊截面形狀Fig.5 Cross-section of spanwise ridge used in document［4］

2 仿真試驗及結果分析

2.1 試驗條件

在Y-8飛機數模的副翼正中部截取了翼型截面，冰脊外形采用國際上典型的4種形狀中的兩種，即半圓和前向1/4圓。冰脊(半徑)高度 h=20 mm，x/c=0.3，α =4°，V=100 m/s，δa=0°。只進行翼型流場的二維計算，故不需要冰脊相對長度參數。

2.2 典型翼剖面的壓力分布

圖6給出了翼型帶半圓形冰脊時的流場及表面壓力分布。圖7給出了翼型帶前向1/4圓冰脊時的流場及表面壓力分布。

圖6 翼型帶半圓冰脊時的表面壓力分布Fig.6 Surface pressure distribution of airfoil with half-round ice ridge

從圖6和圖7可以看出，帶冰脊翼型與干凈翼型的表面壓力分布差別很大:翼型上表面前緣負壓峰值減小;冰脊后產生很大的負壓峰值，但面積很小;副翼上下表面壓力差變化較大。

2.3 仿真結果分析

結合其他狀態點的計算結果，初步得到以下結論:

(1)冰脊的高度、形狀和位置均對翼表面壓力分布有明顯影響，冰脊在30%弦向位置處的影響最大;前向1/4圓形冰脊比半圓冰脊的影響大;

(2)高度10 mm的前向1/4圓形冰脊，在30%弦向位置對壓力分布的影響較小;

(3)高度20 mm的冰脊，在30%弦向位置，半圓冰脊對副翼壓力分布的影響較小;前向1/4圓冰脊對副翼壓力分布的影響較大;

(4)高度40 mm冰脊，30%位置，前向1/4圓形狀，產生了嚴重的非定常現象，對壓力分布影響嚴重;

(5)各種冰脊都會導致氣流分離。冰脊高度越高，分離區越大;前向1/4圓產生的分離區較大。

如果冰脊引起外翼流動分離的不對稱，就可能誘導全機的滾轉振蕩，并且外翼分離的氣流可能改變副翼的鉸鏈力矩特性。

3 風洞試驗及結果分析

3.1 試驗條件

根據對Y-8飛機機翼除冰裝置的分析，認為20%弦向位置是最有可能產生冰脊的區域，故針對該位置進行風洞模擬試驗。風洞試驗側重研究冰脊對副翼鉸鏈力矩的影響。選取如下試驗狀態:迎角9°，副翼上偏9°和下偏9°，冰脊弦向位置20%弦長，冰脊長度為70%副翼展長，冰脊高度為(10，15，20，30，45)mm，取1/4前向圓和半圓兩種狀態。

3.2 典型試驗結果

幾種典型狀態的試驗結果見表1和表2。表中相關符號的含義如下:C()表示冰脊弦向位置，括號內的數據為當地百分弦長;H()表示冰脊高度，括號內數據的單位為mm;P()表示冰脊形狀，括號內數字2代表半圓，4代表1/4圓;L()表示由副翼外端算起的冰脊展向長度，括號內數據為與副翼長度的百分比;mj表示副翼鉸鏈力矩系數;Δmj表示不同副翼偏轉時副翼鉸鏈力矩系數的絕對變化量;表的最后一列是相對變化量，這些變化量都是相對于無冰狀態而言的。

(1)半圓冰脊高度的影響

從表1中可以看到，半圓冰脊的高度變化對副翼鉸鏈力矩系數的影響量不大，最大的影響量為－11.6%。

表1 半圓冰脊對副翼鉸鏈力矩系數的影響Table 1 Effect of half-round ice ridge on aileron hinge moment coefficient

(2)1/4圓冰脊高度的影響

從表2中可以看到，45 mm高的冰脊使得副翼鉸鏈力矩系數增加7.5%。但是，隨著冰脊的高度降低，副翼鉸鏈力矩系數減小，最大減小量為12.7%。

表2 1/4圓冰脊對副翼鉸鏈力矩系數影響Table 2 Effect of quarter-round ice ridge on aileron hinge moment coefficient

3.3 試驗結果分析

結合其他狀態點的風洞試驗結果，初步得到以下結論:

(1)冰脊對副翼鉸鏈力矩系數有影響。在試驗的所有對稱冰脊狀態，合成后的鉸鏈力矩系數沒有反號;

(2)大多數情況下，對稱冰脊使得鉸鏈力矩系數減小;

(3)1/4圓冰脊在25%弦向位置，鉸鏈力矩系數變化較大，最大減小量為34.5%;

(4)不對稱冰脊產生的最大鉸鏈力矩系數為－0.0589(沒有修正調整-補償片的力矩系數)。

在不使用副翼調整片時，計算獲得飛行狀態下單人(雙人)能承受的鉸鏈力矩系數為－0.0418(－0.0527)。顯然，如果不使用副翼調整片，那么不對稱冰脊可能產生的最大鉸鏈力矩系數將超過駕駛員的承受能力。計入調整片貢獻后，不對稱冰脊產生的最大鉸鏈力矩系數為－0.0402，小于單個飛行員能承受的極限值。所以，當飛機出現非指令性滾轉且桿力異常加重時，駕駛員應同時使用副翼配平機構，以免飛機因姿態過大而失控。

4 結束語

結冰可能對副翼鉸鏈力矩產生較大的影響，這種影響無論方向如何都會對飛機的橫向操縱特性產生影響，這種影響過大時是不能接受的。典型狀態計算結果表明，副翼上偏時結冰對副翼鉸鏈力矩的影響使副翼更容易上偏，結冰對副翼鉸鏈力矩產生的影響會引起副翼奪權(Aileron Snatch)。當右翼結冰右副翼上偏時，結冰對副翼鉸鏈力矩的影響是使右副翼增加上偏。當駕駛桿配平時，這種影響會使駕駛桿自動右偏，從而引起飛機自動向右滾轉。由于結冰仿真計算與風洞模擬試驗是在一定假設條件下進行的，有局限性，因此，各項結果只能作為定性分析使用。

螺旋槳飛機受飛行速度和高度限制，飛行中容易結冰。雖然在機翼前緣結冰最嚴重的區域設置防冰裝置，但除冰效果存在局限，不可能完全消除機翼上表面的積冰，這是航空界的一個難題。因此，國內外普遍對飛機在結冰區飛行加以限制。飛行員不能因為飛機有防冰系統而放松警惕。

［1］ The Fluid Dynamics Panel Working Group.Ice accretion simulation［R］.AGARD-AR-344，1998.

［2］ Addy Jr，Harold E.Ice accretions and icing effects for modern airfoils［R］.Ohio，Cleveland:Glenn Research Center，2000.

［3］ Papadakis M，Yeong H W，Wong SC，et al.Experimental investigation of ice accretion effects on a swept wing［R］.PB2005-110681/XAB，2005.

［4］ Bragg M B，Loth E.Effects of large-droplet ice accretion on airfoil and wing aerodynamics and control［R］.DOT/FAA/AR －00/14，2000.

［5］ Broeren A P，Whalen E A，Busch GT.Aerodynamic simulation of runback ice accretion［R］.NASA/TM-2010-215676，2009.

［6］ Broeren A P，Bragg M B.Effect of high-fidelity ice accretion simulations on the performance of a full-scale airfoil model［R］.AIAA-2008-0434，2008.

［7］ Bragg M B.Airfoil ice-accretion aerodynamic simulation［R］.AIAA-2007-85，2007.

［8］ Broeren A P，Addy H E，Bragg M B，et al.Aerodynamic simulation of ice accretion on airfoils［R］.NASA/TP-2011-216929，E-17506，2011.