機翼展向不同部位結冰對飛機氣動力特性影響研究

孔滿昭, 段卓毅, 馬玉敏

(中航第一飛機設計研究院 氣動設計研究室， 西安 710089)

機翼展向不同部位結冰對飛機氣動力特性影響研究

孔滿昭*, 段卓毅, 馬玉敏

(中航第一飛機設計研究院 氣動設計研究室， 西安 710089)

機翼展向不同部位結冰對飛機氣動力特性的影響規律是機翼防除冰系統設計需要考慮的重要因素之一。通過風洞試驗方法，將機翼不同部位的模擬冰型加裝在飛機模型上進行常規測力試驗，研究巡航構型、著陸構型下的機翼展向不同部位結冰后的升力特性、阻力特性、俯仰力矩特性的變化規律。同時通過數值計算的手段，分析機翼不同部位結冰的流場細節特征。研究結果表明，機翼中段結冰對飛機氣動力特性影響最為嚴重，翼根和翼尖結冰影響較小，研究結果為制定高效合理的防除冰系統提供技術依據。

結冰；機翼；風洞試驗；氣動力特性；防除冰系統

0 引 言

飛機結冰是影響飛機飛行安全的重要因素之一。一方面需要研究飛機的結冰特性，如空氣液態水含量、水滴直徑、環境溫度、飛行高度和飛行速度等對飛機結冰特性的影響；另一方面需要在結冰氣動特性影響的基礎上，制定合理的防除冰方案。相比其他部件，機翼、平尾、垂尾的結冰對飛機氣動力特性影響更嚴重，通常在該部件前緣都需要設置防除冰系統以保證飛行安全。從飛機安全角度考慮，希望防除冰系統能覆蓋所有凸出部件的前緣區域，但同時受到飛機提供能量的限制，過大的防除冰區域設置會消耗飛機過多能量，對飛機整體性能來說是得不償失。本文針對某飛機機翼全展向的不同部位開展結冰氣動力特性以及流場細節研究，一是有利于充分認識機翼展向不同部位結冰對飛機安全的影響程度，二是有利于制定更合理的防除冰方案。

適航驗證要求飛機在結冰條件下具備安全飛行的能力，規范要求在各飛行階段都需要考核飛機結冰后的安全性[1]。對翼型以及三維機翼結冰后的氣動

特性影響有大量的研究成果，例如：Sam Lee，Han S.Kim[2-3]等人通過試驗研究不同翼型結冰后氣動力特性變化。Michael Papadakis[4-5]等人對三維機翼的試驗冰型和計算冰型分別進行了氣動力特性影響試驗，風洞試驗結果表明2種冰形對機翼氣動力特性影響量相當。Robert Henry[6]等人研究了冰型表面粗糙度對機翼氣動力特性的影響，其研究認為靜溫是影響冰型表面粗糙度最重要的參數；防除冰系統主要的研究方向是不同防除冰方法、防除冰系統效率優化等方面，文獻[7-9]通過計算和試驗的手段研究機翼前緣縫翼多孔結構、笛形管防冰腔等幾何參數對換熱效率的影響；文獻[10]則是對目前國內外飛機結冰探測技術的現狀和發展趨勢做了總結，并以波音777 飛機防除冰系統設計為例, 說明典型飛機結構防除冰系統設計的特點和功能。飛機結冰后的氣動力特性是進行飛機防除冰系統設計的重要依據，同時，飛機氣動力特性研究和防除冰系統設計又屬于完全獨立的2門專業，公開發表的文獻中很少看到耦合飛機氣動力特性的防除冰系統設計的相關內容。

本文的主要研究內容是全機機翼展向不同部位結冰后，對飛機氣動力特性的影響，包括升力、阻力、俯仰力矩特性的變化規律，為機翼防除冰區域的設置提供參考。

1 機翼前緣防除冰系統概述

作為飛機最重要的氣動力部件，運輸類飛機的機翼前緣都設有防除冰系統，大部分的機翼防除冰系統都是通過發動機引熱氣的方式來防止/除去機翼前緣結冰，以保證飛機在結冰氣象條件下的飛行安全。

圖1給出了波音系列飛機，即波音737、757、777這3種飛機的機翼前緣防除冰區域設置[11-13]。737飛機在發動機外側的全段都設置了防除冰區域，而757和777飛機同樣是在發動機以外設置防除冰區域，但并沒有延伸到翼尖區域。

圖2給出了空客的A340客機機翼防除冰區域設置[14]。A340飛機的機翼防除冰區域設置經過了2個發展階段，從001～099架飛機，A340是從機翼中段以外都設置有防除冰區域，但從101～199架開始，機翼防除冰區域進行了優化，其防護范圍只有在2個發動機之間靠近外發區域設置了防除冰區域，其余地方均沒有。

從波音和空客飛機的機翼防除冰區域設置發展趨勢來看，有以下共同的特點：(1)內側發動機以內的機翼翼根區域，都不設置防除冰系統；(2)逐漸取消了翼尖區域的防除冰系統，只保留機翼中外側的防除冰區域設置。導致該發展趨勢的主要原因是在飛機結冰對氣動力特性影響深入研究的基礎上，在保證飛機結冰飛行安全的條件下減少不必要區域的防除冰系統設置，節約大量能源，是飛機總體性能綜合優化設計的表現。

圖1 波音飛機機翼前緣防除冰區域

圖2 空客A340飛機機翼前緣防除冰區域

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

機翼防除冰區域的設置與飛機結冰安全性緊密相關，必須兼顧考慮飛機飛行安全和能源消耗這2方面的問題，防除冰區域設置過大，大量的發動機引熱氣會帶來飛機性能的較大損失，而防除冰區域偏小，可能會威脅飛機飛行安全，因此，機翼防除冰區域設計要求越來越精確。本文通過開展某飛機的機翼前緣展向不同部位結冰對飛機氣動力特性的風洞試驗研究，為合理精確設計機翼防除冰系統提供重要參考。

2 機翼展向不同部位帶冰型風洞試驗

2.1 試驗系統及方法

風洞試驗模型及安裝支撐方式如圖3所示。本次試驗系統主要由內置式六分量機械應變天平、單支桿腹部支撐機構、迎角和側滑角機構等部件組成。通過內置應變天平測量模型的氣動載荷，獲得氣動力特性數據。

圖3 試驗模型及在風洞的安裝方式

縱向測力試驗采用連續掃描測力方法進行，掃描速度為0.2°/s，采樣頻率每通道500Hz。橫向試驗采用步進測力方法，采集方式為采樣延時10s、采樣時間8s、采樣頻率每通道500Hz。試驗在常壓下開展，風洞氣流風速為70m/s。

2.2 試驗冰型及機翼分段方法

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

圖4 試驗冰型外形

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

圖5給出了機翼前緣冰型的分段方式。全翼展冰型總共分為4段來進行氣動力試驗，翼根段冰型ice-1，機翼中段冰型ice-2，機翼中外段冰型ice-3和翼尖冰型ice-4。針對巡航構型和著陸構型，分別對機翼4個部位的結冰開展氣動力特性試驗。圖6給出了冰型在機翼翼尖區域以及機翼中段區域的安裝細節，通過螺釘和膠水把冰型模型粘貼在機翼對應的部位。表2給出了本次帶冰型氣動力試驗的風洞試驗參數。

圖5 機翼前緣冰型的分段方式

圖6 機翼翼尖及中段的冰形安裝細節

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

表2 氣動力風洞試驗參數

3 試驗結果分析

3.1 巡航構型試驗結果

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

圖7 巡航構型升力系數曲線對比

圖8 巡航構型阻力系數曲線對比

圖9 巡航構型俯仰力矩系數曲線對比

Fig.9 Comparision of pitch moment coefficients of cruise configurations

3.2 著陸構型試驗結果

圖10～12給出了著陸構型機翼前緣不同部位結冰的升力系數、阻力系數以及俯仰力矩系數的對比。與巡航構型試驗結果對比來看，同樣是機翼中段結冰ice-2的影響最嚴重，最大升力系數降低約0.3，

圖10 著陸構型升力系數曲線對比

圖11 著陸構型阻力系數曲線對比

圖12 著陸構型俯仰力矩系數曲線對比

失速迎角降低約5°；但在著陸構型中，機翼中外段結冰ice-3的影響很小。阻力系數、俯仰力矩系數同樣是ice-2影響較嚴重，其余冰型的影響較小。

4 計算流場分析

本文使用CFX商業流體計算軟件的κ-ω湍流模型進行流場特性分析。求解邊界條件與實驗條件一致。文獻[15]中使用S-A、SST、κ-ω等湍流模型對標模DLR-F6翼身加短艙構型進行計算分析，研究結果表明，κ-ω模型能很好地捕捉到翼身結合處的分離渦特性，而S-A、SST模型對分離區的預測偏大。

圖13給出了翼根結冰(ice-1)、機翼中段結冰(ice-2)以及機翼中外段結冰(ice-3)在9°迎角下的機翼上翼面的壓力云圖分布和流動特性。計算結果表明，在9°迎角下，翼根結冰對機翼流動特性影響很小，機翼上翼面沒有氣流分離，但機翼中段及中外段結冰，都引起了機翼上翼面氣流分離，特別是翼根中段結冰，導致上翼面大面積分離。數值計算從流動機理上直觀給出了機翼各段結冰對流動特性的影響，跟上文的風洞氣動力特性試驗結果吻合。

圖13 機翼前緣不同區域結冰的流動特性(迎角9°)

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

5 結束語

通過開展機翼不同部位結冰氣動力特性影響試驗及流動特性計算分析，獲得了某飛機巡航構型、著陸構型機翼不同部位結冰的氣動力特性和機翼流動特性細節。試驗結果表明：

(1)巡航構型下，機翼不同部位結冰，翼根區域結冰對飛機氣動力特性影響很小，機翼中段及外側結冰影響較大；

(2)著陸構型下，機翼不同部位結冰，翼根、翼尖區域結冰影響很小，機翼中段結冰影響較大；

(3)巡航構型機翼不同部位結冰的分離特性表明，翼根區域結冰沒有導致機翼氣流的嚴重分離，而機翼中外段結冰會導致上翼面大面積氣流分離，導致飛機氣動力特性惡化；

(4)防除冰系統設計時，應該考慮對氣動力特性影響嚴重的區域設置防除冰系統，對氣動力影響很小的區域不設置防除冰系統；

(5)不同飛機機翼的氣動力特性有較大差異，本文提出的機翼展向防除冰區域設置的研究思路及方法應根據不同飛機機翼結冰后氣動力特性來決定相應的防除冰區域位置。

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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. 機翼展向不同部位結冰對飛機氣動力特性影響研究. 實驗流體力學, 2016, 30(2): 32-37.

V212.1，V244.1+5

A

孔滿昭(1978-),男，廣東佛山人，高級工程師。研究方向：飛機氣動力設計、計算流體力學、飛機結冰特性計算分析等。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