飛機結冰傳感器安裝位置確定方法

易 賢, 李維浩, 王應宇, 馬洪林

(中國空氣動力研究與發展中心 空氣動力學國家重點實驗室, 四川 綿陽 621000)

0 引 言

飛機在飛行中穿越含有過冷水滴的云層，過冷水滴撞擊在飛機表面，在撞擊區域附近很可能產生結冰現象[1-2]。結冰廣泛存在于飛行實踐中，并對飛行安全產生危害[3-5]。飛機結冰傳感器是安裝于機體表面，用于偵測飛機是否進入結冰環境的儀器設備，是飛機結冰防護系統的重要組成部分[6-7]。航空系統結冰傳感器種類眾多，按照安裝方式分類可分為2種[8]：一種是傳感器探頭從飛機機體伸出，這種傳感器通常是安裝在機頭一側；另一種是傳感器埋裝于易結冰部位，探頭與飛機表面(如機翼前緣)齊平。雖然第2種結冰傳感器測量更直接，但是僅有少數國外公司生產，而且存在安裝麻煩、需耐受飛機表面防冰或除冰加熱時的高溫等不足，所以目前第1種傳感器仍然是主流。

受空氣繞流的影響，結冰環境下飛機周圍流場中的水滴在空間分布不均勻。在近壁面的廣泛區域，存在無水區，如果傳感器探頭處于這一區域，會探測不到結冰，導致漏報。離壁面一定距離，又存在水滴聚集區，該區域的水滴容積分數遠高于周圍流場，如果傳感器探頭始終在該區域，又會使得信號過于敏感，干擾飛行員的操作。好的結冰傳感器需要適用于不同的飛行狀態，除了避免漏報，還應該在起到預警作用的同時，避免傳感器的反饋過于敏感，出現虛警誤報的情況。因此，傳感器的安裝位置直接決定了冰的探測效果，在進行飛機設計時，需要專門研究。由于飛機上可安裝傳感器的區域眾多，且傳感器外形尺寸與飛機差距巨大，如果按照常規設計思路，把傳感器加載到飛機表面逐個位置進行設計分析，需耗費巨大的工作量。

目前國內外對飛機結冰探測技術的研究依然十分活躍[9-11]，但主要集中于新型結冰傳感器的研發及驗證方面，關于如何確定結冰傳感器安裝位置方面的研究很少，僅有零星的公開報道[12]。目前尚未形成系統的結冰傳感器位置確定方法及規范。針對該現狀，本文提出一種確定結冰傳感器安裝位置的方法，采用該方法對某型民航客機的結冰傳感器安裝位置進行分析，并采用數值仿真手段進行安裝效果驗證，以獲得適合該型飛機的結冰傳感器安裝位置。

1 結冰傳感器安裝位置的確定方法

1.1 基本步驟

確定結冰傳感器安裝位置的步驟為：

(1) 采用CFD方法計算未安裝傳感器飛機的空氣流場，獲得不同條件下繞飛機的空氣流場分布；

(2) 在流場計算的基礎上，采用歐拉法計算水滴場，得到不同直徑水滴在飛機流場中的容積分數分布；

(3) 根據水滴收集率的定義以及傳感器探頭距物面的尺寸范圍，獲得傳感器擬安裝區域不同位置的水滴收集率以及對應條件下飛機機翼的水滴收集率；

(4) 對比傳感器擬安裝位置的水滴收集率與機翼表面的最大水滴收集率，從保證傳感器可以起到預警作用的角度出發，進而給出傳感器合適的安裝位置范圍；

(5) 將傳感器加載到對應位置，對機體/傳感器的組合構型進行數值仿真分析，對探測效果進行驗證確認。

1.2 空氣流場計算方法

空氣流場通過采用成熟的SIMPLE系列算法求解低速粘流的時均N-S方程獲得，控制方程的通用形式為：

(1)

式中:ρa為空氣密度;ua為空氣速度;φ和qφ取不同的值，可代表流場的連續性方程、動量方程和湍動能等其他標量的輸運方程。方程(1)中各項的物理意義和具體表達式，以及方程的求解方法，可參見文獻[13]，此處不再詳述。

1.3 水滴容積分數計算方法

引入水滴容積分數α，其定義為空間微團中水滴相所占的體積比例，則可以建立水滴相的控制方程，包括連續方程和動量方程，分別為[14]：

(2)

=ρdαK(ua-ud)+ρdαg

(3)

式中：ud為水滴速度；ρd為水滴密度；g為重力加速度；K為慣性因子。與空氣流場控制方程類似，水滴項控制方程可以統一寫成輸運方程的形式：

(4)

式中：qφ為源項;φ取1；ud、vd或wd分別代表連續方程和x、y、z方向的動量方程，方程(4)的求解詳見文獻[14]。

1.4 水滴收集率計算

飛機表面的水滴收集率β可在獲得當地水滴容積分數α和水滴速度ud之后，由以下公式計算：

(5)

式中：α∞為遠場水滴容積分數；u∞為遠場水滴速度；n為物面碰撞點處的單位法線向量。

2 某客機結冰傳感器安裝位置分析

2.1 飛機構型

研究選用的構型是某民航客機的簡化外形，包括機頭、機身和機翼的組合體，忽略發動機和尾翼的影響。

第一類結冰傳感器通常安裝于機頭，因此重點分析該飛機機頭周邊區域，在機頭區域沿著垂直于飛機軸向的方向截取4個截面，截面的位置選取如圖1(a)所示，4個截面距機身鼻尖分別為0.73、1.2、2.08和4.66m。根據傳感器探頭距物面的距離，在每個截面上不同周向位置選取6個點，以分析傳感器分別安裝于這6個點的結冰探測效果。圖1(b)所示為截面1傳感器布置，圖中紅色的圓圈為擬布置結冰傳感器的6個位置，其他3個截面的布置及編號與截面1類似。

(b) 截面1傳感器位置及編號

2.2 計算條件及網格

空氣流場計算條件為3種迎角(2°、4°和6°)與2種飛行速度(116和127m/s)的組合，共6種狀態，考慮2種水滴直徑(20和40μm)，計算狀態共12組。計算網格采用結構化多塊對接網格，網格規模2000萬。

2.3 計算結果與分析

2.3.1飛機表面收集率

表1給出了不同狀態下機翼上的最大水滴收集率，可以看出，水滴直徑及速度的增加，都會導致水滴收集率增加，最大水滴收集率的范圍在0.570至0.742之間。圖2給出了Case 5和Case 10這2種典型狀態下，全機表面的水滴收集率分布，可見水滴主要撞擊在機頭鼻尖、風擋和機翼前緣區域，最大水滴收集率βw出現在機翼翼尖前緣。

表1 各狀態下機翼最大水滴收集率Table 1 The maximum local collection coefficient on the wings under each condition

2.3.2截面1傳感器安裝效果分析

圖3給出的是Case 5和Case 10這2種典型狀態下截面1內的無量綱液態水含量(當地水滴容積分數與遠場水滴容積分數之比)分布云圖及結冰傳感器位置。可以看到，6個傳感器在各種狀態下均處于無水區之外，并靠近最大液態水含量分布區域。

(a) v=116m/s, MVD=20μm, α=6°

(b) v=127m/s, MVD=40μm, α=4°

(a) v=116m/s, MVD=20μm,α=6°

(b) v=127m/s, MVD=40μm, α=4°

表2提供的是傳感器探頭處的平均水滴收集率和機翼上最大水滴收集率的比值，可以看出，水滴收集率比值在1.371～2.077之間。這表明在所有狀態下，探頭上的結冰速度比飛機機翼上結冰速度最快的位置還要快，說明選取截面1上6個位置安裝傳感器都可以起到較好的結冰預警作用。

表2 截面1水滴收集率與機翼上最大水滴收集率的比值Table 2 The ratio of local collection coefficient in section 1 to maximum local collection coefficient on the wing

2.3.3截面2傳感器安裝效果分析

圖4和表3給出的是截面2的結果。6個位置在各種狀態下也處于無水區之外，水滴收集率比值在1.586～3.229之間，較截面1的比值稍大，說明選取截面2上6個位置安裝傳感器也都可以起到較好的結冰預警作用。

(a) v=116m/s, MVD=20μm, α=6°

(b) v=127m/s, MVD=40μm, α=4°

表3 截面2水滴收集率與機翼上最大水滴收集率的比值Table 3 The ratio of local collection coefficient in section 2 to maximum local collection coefficient on the wings

2.3.4截面3傳感器安裝效果分析

表4給出的是截面3的結果。可以看到， 3_1、3_2、3_3、3_4這4個位置的水滴收集率與機翼上最大水滴收集率的比值在1.456～3.366之間；而在位置3_5、Case 8時，探頭的平均水滴收集率與機翼上最大水滴收集率的比值僅為0.856；在位置3_6、Case 2、Case 8和Case 10時，探頭的平均水滴收集率與機翼上最大水滴收集率的比值均小于1，最小值甚至只有0.287。圖5給出的是典型狀態下截面3內的無量綱液態水含量分布云圖及結冰傳感器位置，可以看到，3_5、3_6已經接近無水區，說明傳感器安裝在3_5和3_6不能滿足結冰探測需求。

表4 截面3水滴收集率與機翼上最大水滴收集率的比值Table 4 The ratio of local collection coefficient in section 3 to maximum local collection coefficient on the wings

2.3.5截面4傳感器安裝效果分析

表5和圖6給出的是截面4的安裝效果。從表5可以看出，6個位置在某些狀態下都存在傳感器探頭處平均水滴收集率與機翼上最大水滴收集率的比值小于1的情況。從圖6可以看到，6個位置都在某些狀態下靠近或處于無水區，說明傳感器安裝在這些位置均不能滿足結冰探測需求。

(a) v=116m/s, MVD=40μm, α=2°

(b) v=127m/s, MVD=40μm, α=4°

表5 截面4水滴收集率與機翼上最大水滴收集率的比值Table 5 The ratio of local collection coefficient in section 4 to maximum local collection coefficient on the wings

(a) v=116m/s, MVD=40μm, α=2°

(b) v=127m/s, MVD=40μm, α=6°

3 計算仿真驗證

以上分析是基于飛機未安裝傳感器的結果，實際傳感器安裝在飛機上之后，必定會給安裝位置附近的流場帶來干擾，使得探頭處的水滴收集率發生改變。為了驗證以上分析方法的可行性，將結冰傳感器安裝在飛機上，并對傳感器/飛機組合構型的水滴收集率進行了計算仿真。

結冰傳感器選用目前運輸類飛機普遍采用的磁致伸縮型傳感器，總高度為7cm，其中底座直徑為4cm，高3cm，探頭直徑1cm，高4cm，將其置于位置2_3，計算采用多塊對接網格(見圖7)。

圖8給出的是Case 5狀態下，傳感器表面的水滴收集率分布云圖。探頭處的平均水滴收集率為1.141。同時，本文對組合構型在Case 10狀態下的結果進行了計算，探頭處的平均水滴收集率為1.756,而Case 5和Case 10未考慮傳感器位置的平均水滴收集率為1.063和1.392。由于Case 5和Case 10是機翼水滴收集率最大和最小的2種情況，因此空氣流場不同導致的探測結果差異均在這兩者之間變動。在其他狀態下，位置2_3傳感器探頭處的水滴收集率同樣略高于未考慮傳感器擾動時的水滴收集率，說明采用本文提出的結冰傳感器安裝位置確定方法是偏保守、可行的方法。

(a) 機頭網格

(b) 傳感器周圍網格

圖8 傳感器表面水滴收集率云圖

4 結 論

提出了飛機結冰傳感器安裝位置的確定方法，并針對某型民航客機進行了應用分析，得到如下結論：

(1) 本文方法基于飛機未加裝傳感器的構型進行分析，其得到的結論已滿足安裝傳感器后的要求，可普遍應用于運輸類飛機設計，有效提高結冰防護系統設計的效率。

(2) 結冰傳感器的安裝，還需考慮與其他機載傳感器(如迎角傳感器、速度傳感器)的干擾問題，可在本文方法得到的區間范圍內，選取與其它傳感器距離較遠的、干擾較少的位置。

需要說明的是，傳感器除了要具有預警作用，還要避免結冰過快導致過度報警，只要求傳感器的結冰速度比機翼快，雖然可以保證飛行安全，但卻不是最科學的。傳感器的結冰速率究竟要比機翼快多少合適，目前還沒有一個標準和規范，需要下一步深入研究。

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