民用飛機適航用臨界冰形的確定及驗證

周 峰，馮麗娟，徐超軍，趙克良，韓志熔

(1. 上海飛機設計研究院，上海 201210; 2. 中航商用發動機有限責任公司，上海 200241)

民用飛機適航用臨界冰形的確定及驗證

周 峰1.*，馮麗娟2，徐超軍1，趙克良1，韓志熔1

(1. 上海飛機設計研究院，上海 201210; 2. 中航商用發動機有限責任公司，上海 200241)

對民用飛機結冰適航取證用臨界冰形確定及驗證進行研究。在民用飛機結冰適航取證過程中，首先需要確定臨界冰形，為結冰后的性能和操穩評估提供冰形輸入。首先確定臨界冰形的判斷標準，制定臨界冰形確定的工作思路；然后采用SADRICE結冰數值軟件開展結冰冰形參數的敏感性分析，獲取臨界結冰條件；最后通過冰風洞試驗對參數敏感性結論進行驗證。結果表明數值模擬參數敏感性分析結論與冰風洞試驗結果一致，數值模擬所得臨界冰形上冰角與冰風洞試驗一致，下冰角存在一定差異，但不影響冰形臨界性判斷結論。參數敏感性分析所得臨界結冰條件以及冰風洞試驗所得臨界冰形正確，可作為結冰適航取證臨界結冰條件及臨界冰形。臨界冰形確定思路、方法可為其他民用飛機結冰適航取證提供參考。

結冰；適航；臨界冰形；參數敏感性；冰風洞

0 引 言

當飛機經過含有過冷水滴的云層時，在其不同部位上(如螺旋槳、發動機進氣口、空速管、機翼及尾翼等)將會發生結冰現象[1]。結冰將會導致升力下降，阻力上升，并且容易導致飛機過早失速，對飛機的操縱性和穩定性有很大的影響，嚴重時將會導致無法挽回的飛行事故[2-4]。

飛機結冰嚴重威脅著各類飛機的飛行安全，民用航空適航規章CCAR(China Civil Aviation Regulation)25部[5]對結冰條件下的飛行做了嚴格規定，民用客機為了取得適航證，必須表明對適航規章中結冰條款的符合性。

民機結冰適航取證過程中，需要對飛機在結冰后各個飛行狀態下的操穩和性能品質進行評估，并開展各類試飛工作[5-7]。適航條款對飛機的操縱性、穩定性以及機動能力提出很多驗證項目，需要證明飛行中飛機帶冰之后整個飛機仍然可以安全操縱，能夠完成飛行的基本任務，以表明結冰的氣象條件對飛機飛行安全不構成威脅；同時還需要確定結冰后對性能(發動機推力性能，起降性能、失速特性等)的影響量，以便對飛行員在結冰條件下如何安全駕駛給予參考說明。

根據咨詢通告AC(Advisory Circular)25.1419《運輸類飛機結冰條件下飛行合格審定》，要進行飛機結冰后氣動特性以及性能、操穩分析，首先需要確定各個飛行狀態以及不同的大氣條件下飛機的臨界結冰條件，并根據這些條件，確定用于適航取證的臨界冰形[6-7]。

雖然美國聯邦航空管理局FAA (Federal Aviation Administration)公開發布了一些資料文獻用于指導工業方進行結冰適航取證，但是對于臨界冰形的確定及驗證技術(結冰適航取證工作思路、流程、工具和方法等一系列的技術體系)，國外是進行嚴格的技術封鎖的。

而在我國首架噴氣渦扇支線客機ARJ21-700飛機適航取證FAA影子審查過程中，結冰適航取證是FAA最為關注的影子審查項目之一， FAA對結冰適航審查的嚴苛程度也可見一斑。

本文以國內某民用飛機結冰適航取證為例，對臨界冰形確定及驗證進行研究：首先給出臨界冰形判斷原則；然后通過數值模擬方法對結冰參數進行敏感性分析，得到臨界結冰條件以及相應臨界冰形；最后開展冰風洞試驗對數值模擬結論進行驗證。本文臨界冰形確定思路、方法以及最終結論可為其他相關飛機型號結冰設計以及適航取證提供直接參考。

1 臨界冰形的判斷標準

1.1 臨界冰形定義

FAA飛機結冰計劃-12A工作組(下文簡稱12A工作組)對臨界冰形的定義如下：在結冰合格審定包線內能夠產生的、在適用飛行階段對飛機的性能和操縱品質有最不利影響的具有幾何形狀和特征的冰型。

12A工作組對臨界冰形的定義與AC25.1419《運輸類飛機結冰條件下飛行合格審定》等相關咨詢通告對臨界冰形的定義類似，但12A工作組將目光關注于結冰冰形及其特征上。

1.2 不同部件臨界冰形判斷原則

12A工作組對冰形外形特征的描述主要包括冰形厚度、冰角特征，如圖1所示。圖中h即為冰角厚度，θ表示上冰角張角，x為冰形弦向相對位置。

在獲得結冰位置、冰形厚度、冰角大小等參數后，從對氣動力的影響角度來對機翼和平尾上的臨界結冰條件進行判斷。12A工作組同時給出了臨界冰形外形的一般特征：結冰冰角在升力方向具有最大的投影高度。如圖1中hv所示，hv最大者對應的冰形為臨界冰形。

圖1 結冰冰形外形特征示意圖

基于以上原則給出機翼、平尾上臨界冰形的判斷原則如下：

(1)對于機翼，升力的影響是最重要的，上表面冰角對升力形態破壞最嚴重，因此，在其他主要冰形參數相同的情況下，上翼面冰角的高度越大就越臨界；

(2)對于平尾，平尾的可操縱性是最重要的，在其他主要冰形參數相同的情況下，下表面結冰冰角對飛機操穩品質影響較大，因此，下表面冰角的高度越大，就越臨界。

2 臨界冰形確定的思路

影響適航用臨界冰形的因素有飛機飛行狀態和CCAR25部附錄C結冰氣象條件。飛機飛行狀態包括：飛機構型、飛行重量、重心、飛行速度Ma、高度H、迎角α和飛行時間。結冰氣象條件包括：環境溫度SAT(Static Air Temperature)、液態水含量LWC(Liquid Water Contain)、平均水滴直徑MVD(Medium Volume Diameter)。

根據咨詢通告AC25.1419以及12A工作組結論，通常45min“待機冰形”即為飛機臨界結冰冰形。本文在分析時飛機構型選為待機構型，重量、重心、飛行速度、高度與飛機所定義的待機狀態保持一致。因此本文將在特定飛行條件下，對結冰氣象條件進行參數敏感性分析，根據臨界冰形判斷原則，確定臨界結冰條件以及相應的臨界冰形。在此基礎上開展風洞試驗驗證，以表明臨界結冰條件的正確性，以及計算臨界冰形與風洞試驗的一致性。

按照上述思路，臨界結冰冰形的確定流程如圖2所示：

圖2 臨界冰形確定的工作思路

3 臨界冰形確定

3.1 冰形計算方法介紹

本文采用SADRICE結冰計算軟件進行結冰計算，該軟件通過求解二維可壓NS方程獲得二元翼型空間流場；通過拉格朗日法求解水滴運動軌跡，并計算水滴收集系數[8-11]；通過改進的Messinger熱力學模型[12]求解結冰過程中的傳質傳熱[13]，最終獲得結冰冰形，具體過程見參考文獻[8-18]。

圖3為軟件驗證結果，計算翼型為NACA0012翼型。由圖3可知，SADRICE結冰計算軟件與冰風洞試驗結果吻合很好，能夠作為本文結冰計算的軟件。

圖3 SADRICE結冰計算軟件算例驗證

3.2 參數敏感性分析思路

CCAR25部附錄C結冰氣象條件如圖4所示，結冰氣象條件為一個包線范圍，對于MVD、LWC以及SAT，已知其中任意2個參數，就能確定第3個參數。在參數敏感性分析時，固定其他參數，逐個考察結冰冰形對單個參數的敏感性。

圖4 CCAR25部附錄C結冰氣象條件

根據JAR AMJ 25.1419建議以及12A工作組建議，對于固定翼飛機，總溫接近0℃時，更易生成雙角冰。因此本文首先令環境總溫RAT(Recovered Air Temperature)=0℃，根據來流速度得到對應的來流靜溫；在此基礎上改變MVD，計算不同MVD對應冰形，并根據臨界冰形判斷原則確定嚴重結冰冰形對應的MVD；最后采用獲得的MVD，改變環境總溫RAT，最終確定嚴重結冰冰形對應的溫度條件。

其中，總溫RAT與靜溫SAT、速度Ma的關系如下：RAT=SAT(1+η×(γ-1)/2×Ma2)，□為溫度恢復因子，一般取值0.9；γ為比熱比，取值1.4；在SAT、MVD確定的情況下，LWC可由圖4查得。

3.3 MVD參數敏感性分析

本文以某國產支線飛機機翼以及平尾剖面為例，進行參數敏感性分析，機翼剖面翼型為超臨界翼型，平尾剖面翼型為NACA對稱翼型。通過對機翼、平尾2種不同類型翼型結冰參數敏感性分析，以期獲得相同的參數敏感性分析結論。飛機待機狀態飛行參數如表1所示。

表1 待機狀態飛行參數

根據CCAR 25部附錄C，通常考慮的MVD范圍為15～40μm。MVD大小直接關系到水滴撞擊極限以及收集系數，影響結冰范圍以及結冰量。同時，由圖4可知，隨著MVD的增加，空氣液態水含量LWC將減小，而最終結冰量與收集系數以及LWC有關。

圖5給出了機翼不同剖面處(剖面1和剖面2，見圖5中Section 1和Section 2)MVD參數敏感性分析結果，圖6給出了平尾處MVD參數敏感性分析結果。由圖5和6可知，MVD=18、20和25μm時冰角高度較大，MVD=20μm時冰角高度最大，對應的冰形最為臨界。

圖5 不同機翼站位MVD參數敏感性分析

圖6 平尾MVD參數敏感性分析

3.4 溫度參數敏感性分析

飛機結冰一般發生在0～-20℃的溫度范圍內，尤其在-2～-10℃的范圍內，遭遇結冰的次數最多，而強烈結冰主要發生在-2～-8℃的溫度范圍內。當溫度較低時，通常情況下結霜冰(楔形冰)而溫度較高時，易結光冰(羊角冰)。霜冰一般是流線型的，其粗糙度容易導致流動轉捩提前、附面層加厚，從而增加阻力，降低升力，對飛機的安全飛行有一定的威脅。光冰一般是非流線型的，它通常使翼型的幾何外形發生急劇變化，在角狀冰之后容易引起大范圍的流動分離，從而急劇增加阻力，降低升力，嚴重威脅飛機的安全飛行。而總溫在0℃附件時一般生成光冰，因此一般情況下總溫在冰點附近時，飛機翼面結冰更為臨界。

圖7為機翼不同剖面處溫度敏感性分析結果，圖8為平尾處溫度敏感性分析結果。從圖7和8中可以看出總溫RAT=0℃時，機翼和平尾上對應的冰形最為臨界。

圖7 不同機翼站位溫度敏感性分析

圖8 平尾溫度敏感性分析

3.5 參數敏感性分析結論

由MVD、RAT的參數敏感性分析結果，在機翼、平尾剖面上得到一致的參數敏感性分析結論：MVD=20μm、RAT=0℃對應的結冰冰角在升力方向投影最高，相應的冰形最為臨界。

4 冰風洞試驗驗證

本文對參數敏感性分析結果以及相應的數值模擬獲得的冰形進行冰風洞試驗驗證，冰風洞選取意大利CRIA冰風洞，試驗模型選取機翼剖面1。如圖9所示，試驗模型豎直安裝于試驗段，冰風洞試驗狀態如表2所示。

圖9 冰風洞及試驗模型

冰風洞試驗結果如圖10和11所示。圖10為MVD參數敏感性試驗結果，由圖可知MVD=20μm時，冰角高度最大，冰形最臨界，與計算分析結果一致。而MVD=15μm時冰角高度次之，且結冰量最大，這與該狀態LWC較大有關。

圖11為溫度參數敏感性試驗結果，由圖可知總溫RAT=0℃時，冰角高度最大，冰形最臨界，與計算分析結果一致。

圖10和11風洞試驗驗證結果顯示，數值模擬所得參數敏感性結論與冰風洞試驗結果一致。

圖12為數值模擬所得臨界冰形與風洞試驗臨界冰形對比結果，結冰時間為45min。由圖12可知，數值模擬與冰風洞試驗所得臨界冰形上冰角吻合較好，下冰角差異較大，數值模擬沒有捕捉到下冰角，但這不影響臨界冰形的判斷。

對于下冰角的差異，主要原因是數值模擬中對流換熱系數求解以及溢流模型還不夠完善，尤其是翼型駐點以下區域對流換熱系數的求解，導致很難準確捕捉下冰角。

圖10 MVD參數敏感性冰風洞試驗

圖11 溫度參數敏感性冰風洞試驗

圖12 數值模擬與冰風洞試驗臨界冰形對比

Fig.12 Critical ice shape comparison between simulation and wind tunnel test

通過以上分析可知，數值模擬參數敏感性分析結論與冰風洞試驗驗證結果完全一致，數值模擬臨界冰形上冰角與冰風洞試驗所得臨界冰形上冰角吻合較好。由此可見數值模擬方法可靠，所得參數敏感性結論正確。

5 結 論

本文對結冰適航取證用臨界冰形確定及驗證進行了研究。首先對臨界冰形的定義以及判斷原則進行說明，然后制定臨界冰形確定思路，在此基礎上通過參數敏感性分析方法確定臨界結冰條件以及冰形，最后通過冰風洞試驗對臨界結冰條件以及冰形進行驗證，得到以下結論：

(1)SADRICE結冰計算軟件可靠，可以作為本文臨界冰形確定的工具；

(2)臨界冰形確定思路合理、可行，參數敏感性分析結論正確：MVD=20μm、RAT=0℃時結冰條件最為臨界(本結論僅限本文研究對象)；

(3)數值模擬臨界冰形主要特征與冰風洞試驗結果一致：上冰角基本重合；受數值模擬模型的限制，未能捕獲下冰角，但不影響冰形臨界性結論。

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(編輯：楊 娟)

Determination and verification of critical ice shape for the certification of civil aircraft

Zhou Feng1，*, Feng Lijuan2, Xu Chaojun1, Zhao Keliang1, Han Zhirong1

(1. Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210, China; 2. AVIC Commercial Aircraft Engine Co., Ltd., Shanghai 200241, China)

Ice accretion of civil aircraft has been a major concern to flight safety. The civil aircraft must show compliance with the airworthness icing regulation to make sure that the aircraft can fly safely under the icing condition. The critical ice shape is the most important input for the evaluation of performance/stability and control under the icing condition, and therefore it must be determined at the very begining of ice certification. Firstly, the standard of the critical ice shape is set up, and the procedure of the critical ice shape determination is proposed. Then, the sensitivity of the icing conditions has been analysed by SADRICE code, and the critical icing condition is obtained. Icing wind tunnel tests have been conducted in Italian Aerospace Research Center to verify the critical icing condition. The test results show great agreement with numerical simulation results. It is found that MVD=20μm, RAT=0℃ is the most critical icing condition for the aircraft under research. Test and numerical resuts of the angle and height of the ice shape upper horn are the same, testifying the correctness of the sensitive analysis and the relevant critical icing condition. The critical ice shape can be used in aircraft icing certification. This is of value to other aircrafts icing certifications.

icing;certification;critical ice shape;sensitive analysis;icing wind tunnel

1672-9897(2016)02-0008-06

10.11729/syltlx20160019

2015-12-22;

2016-03-02

ZhouF,FengLJ,XuCJ,etal.Determinationandverificationofcriticaliceshapeforthecertificationofcivilaircraft.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2016, 30(2): 8-13. 周 峰，馮麗娟，徐超軍, 等. 民用飛機適航用臨界冰形的確定及驗證. 實驗流體力學, 2016, 30(2): 8-13.

V212.1，V244.1+5

A

周 峰(1983-)，男，江蘇泰州人，高級工程師。研究方向：氣動設計、結冰研究及適航取證。通信地址：上海浦東新區金科路5188號(201210)。E-mail：zhoufeng@comac.cc

*通信作者 E-mail: zhoufeng@comac.cc