結冰條件下大型飛機翼面分離流場結構及空氣動力學特性研究

魏 揚, 李 杰, 李 明, 李 哲, 張 恒

(1.空軍工程大學航空工程學院，西安，710038；2.西北工業大學航空學院，西安，710072；3.中國空氣動力研究發展中心空氣動力學國家重點實驗室，四川綿陽,621000)

結冰作為引發飛行失控(Loss of Control，LOC)環境因素中最重要的因素[1]，長期以來一直受到研究人員的高度關注。飛機結冰會導致飛機的飛行性能下降和操穩特性惡化，嚴重時會危害飛行安全甚至造成毀滅性災難。盡管人們對于結冰問題的研究從上世紀就已經開始，但由于結冰現象的復雜性與隨機性，迄今為止，國際上對結冰的發生、發展及災害的誘發、形成、演化等本質規律還缺乏細致深入的認識。基于現有有限認知能力發展起來的結冰防護技術，還不能完全消除結冰對飛行安全的危害，因此國內外由于結冰導致的飛行事故仍時有發生。據美國國家運輸安全委員會(National Transportation Safety Board，NTSB)統計，1998～2007年，結冰有關的飛行事故共計565起，并造成229人遇難[2]。

國外很早便系統地開展針對結冰對飛機空氣動力學特性的研究工作。總體來看，發展趨勢是：從二元翼型積冰[3-10]研究發展到三維機翼積冰研究[11-14]、從單段機翼積冰研究發展到多段機翼(縫翼)積冰研究[15-16]、從前緣積冰研究[17-20]發展到冰脊[21-26]、回流冰[27-30]等復雜冰形的研究，研究的方法不斷拓展，飛行試驗、結冰風洞試驗和基于CFD的數值模擬計算成為主流的研究手段。在此期間取得了不少重要的試驗和理論成果，相應的試驗設備、試驗及測試技術、結冰動力學數值計算的基本理論以及計算軟件(如LEWICE[31]、FENSAP-ICE[32]等)也得到發展。國內針對結冰后氣動特性的影響研究起步較晚，大多借助于CFD數值模擬[33-37]的手段，而大型的冰風洞等結冰試驗設備相較國外建造較晚，相關的報道并不多見。

目前，結冰對飛機氣動特性的影響研究常見于簡單機翼或翼身組合體模型，結冰后流場數值模擬方法精度較低，流場結構分析不夠精細，涉及的冰形和翼型有限，對失速分離流場細節和氣動特性變化過程的機理認識不足，同時缺乏全面的大型飛機結冰致災氣動數據和系統的機理分析研究。這在一定程度上限制了對結冰條件下大型飛機氣動特性影響規律的本質認識。

為此，本文采用基于RANS的數值模擬方法，對構建的典型大型客機機翼結冰構型進行了數值模擬，分析了該背景飛機結冰復雜空間流場結構及氣動特性，為大型飛機結冰條件下飛行動力學研究提供了數據支撐，也為翼面防除冰裝置設計提供參考。

1 數值模擬方法

1.1 控制方程及其離散

不考慮體積力及外部熱源，直角坐標系下三維非定常可壓縮N-S方程組為：

(1)

式中：

式中：Q為守恒變量；F、G、H分別為直角坐標系下x，y，z3個方向上的無粘通量；Fv、Gv、Hv分別對應3個方向粘性通量。采用Jameson有限體積法對控制方程進行空間離散，對無粘項空間離散采用三階MUSCL格式，對粘性項空間離散采用二階中心格式。

采用隱式LU-SGS偽時間子迭代格式進行時間推進，該方法在經典隱式LU-SGS格式中引入偽時間導數項，借助偽時間方向的子迭代技術(τ-TS迭代)，使得時間離散精度達到二階。

1.2 湍流模擬方法

基于雷諾平均(RANS)方法對背景飛機進行基本氣動力計算工作。該方法將滿足流體動力學方程的瞬時運動分解為平均運動和脈動運動兩部分，脈動部分對平均運動的影響通過湍流模型描述；依靠對湍流的理論分析、試驗數據或直接數值模擬結果，對雷諾應力做出各種假設，建立附加方程組以描述湍流平均量。RANS方法總體計算所需的網格數量相對較少，對計算資源的需求較易滿足，因而在工程領域中得到了廣泛應用。由于本文涉及全機的流場計算，考慮到計算資源的限制，網格數量不能太大，因此在本文中采用RANS方法。湍流模型采用Spalart-Allmaras(SA)模型。

2 背景飛機的幾何建模及網格劃分

2.1 背景飛機結冰構型三維幾何數模構建

綜合考慮知識產權和研究對象的工程適用性，完成了背景飛機幾何模型構建工作。對A320、B737等大型客機幾何外形和機翼結冰情況開展了綜合調研，形成了具有典型客機特征的背景飛機模型。確定了背景飛機基本幾何參數；進行了超臨界機翼設計，建立了干凈構型的三維數模見圖1。根據類似機型結冰風洞的實驗數據，形成了典型結冰環境下的機翼重度和中度角狀冰模型，見圖2。

圖1 背景飛機的三維幾何模型

圖2 重度、中度角狀冰的三維數模

2.2 背景飛機結冰構型網格劃分

流場計算所用網格是利用先進的網格生成工具ICEM軟件生成的點對接多塊網格。針對機翼前緣角狀冰的不規則幾何形狀，在保證分離區域網格質量的前提下，確定了能夠準確描述冰形幾何特征的網格拓撲結構。基于多塊面搭接網格思路，根據結冰位置特點對計算區域進行了合理分區，形成了適用于背景飛機機翼結角狀冰后流動分析的基本網格拓撲形式。在該網格拓撲基礎上對背景飛機帶冰構型復雜外形生成了高質量網格，見圖3。為了說明網格疏密對數值模擬結果的影響，構建了密、中、疏3套網格進行無關性驗證，以氣動力量值作為網格無關判定依據。當半模網格總量約為3.0E+7時，數值計算結果保持較高精度，同時能夠保證近壁面y+≦1。

圖3 背景飛機整機網格、機翼前緣帶冰網格及平尾舵偏網格

飛機半模的計算域為一個長方體，其尺寸為：上下邊界距離(計算域的高度)為飛機長度的10倍，入口邊界到出口邊界的距離(計算域的長度)為飛機長度的20倍，展向方向距離(計算域的寬度)為飛機長度的15倍。全模網格可由半模對稱得到。

3 背景飛機機翼結冰構型的復雜流場結構分析

將生成的網格輸入到CFL3D開源流體力學計算程序中進行流場計算。計算域采用遠場自由來流條件，對稱面采用對稱邊界條件，物面采用絕熱、無滑移和法向零壓力梯度的固壁條件。

圖4給出了Ma=0.2、平尾安裝角無變化、無舵偏條件下背景飛機干凈構型(Clean)、機翼前緣中度結冰構型(IceB)和重度結冰構型(IceA)翼面分離的流動形態。從圖可知，背景飛機機翼前緣結冰后，翼面分離始發位置、分離沿展向和弦向的發展變化過程都與干凈無冰狀態存在本質區別。干凈無冰狀態在較大迎角下(α=12°)出現分離，且分離始發位置位于內翼，內外翼分離流動發展梯次較為明顯，機翼具備良好的失速分離特性。而在重度結冰狀態下，即使迎角較小(α=4°)，內外翼分離就幾乎同時出現，始發位置均位于機翼前緣，且外翼的展向分離特征極為明顯。隨著迎角增加，分離流動的發展并不存在明顯的展向梯次，而是沿弦向向后迅速推進，并且在較大迎角下，附著流動區域也顯示出了較為明顯的展向流動趨勢，在α=8°時，翼面流動就幾乎完全分離，失速分離特性相對干凈無冰狀態全面惡化。對于中度結冰情況而言，相同迎角下分離流動發展的趨勢與重度結冰定性一致，但分離區域相對較小。失速分離特性較重度結冰沒有定性差異。

圖4 背景飛機翼面分離流動形態對比

圖5給出了分別在Ma=0.2、Ma=0.3時，重度結冰條件下翼面分離流動演化的過程。可以看到在低速、小迎角條件下，馬赫數改變對翼面分離形態的影響并不顯著。但在失速點附近，馬赫數的增加明顯加劇了翼面流動分離的趨勢。這是由于在失速點附近，隨著來流馬赫數增加，外部流動與分離泡回流區域之間的速度差異更大，流向剪切效應更強，分離泡結構能夠承受剪切效應的迎角范圍相對更小，宏觀表現為流動分離的趨勢更強。內翼分離流動沿弦向的擴展速顯著增加，且無論在流動分離區域還是附著區域，外翼的展向橫流效應均更加明顯，但分離形態并未發生定性改變。

圖5 馬赫數變化對重度結冰條件下翼面分離流動演化過程的影響

圖6給出了側滑角影響下，背景飛機機翼/平尾帶冰構型失速分離流動的特征(α表示迎角、β表示側滑角)。從圖6可以看到，在側滑角的影響下，兩側機翼分離流動形態存在定性差異，加劇了結冰條件下橫側氣動力的非線性趨勢。大迎角下，迎風面機翼呈現弦向分離特征，背風面機翼呈現展向分離特征。迎風面和背風面機翼流動特征的差異導致滾轉力矩非線性。

圖6 大迎角機翼/平尾同時帶冰構型不同迎角/側滑角表面極限流線對比情況

圖7以速度等值線的形式給出了重度和中度結冰條件下，機翼展向不同站位的空間流場基本結構。由圖可知，對于重度結冰條件，在較小迎角下翼面上就形成了典型的分離泡結構，呈現典型的全翼展同時分離特征。隨著迎角增加，再附位置不斷后移，回流強度不斷增加。在失速點附近，分離泡體積迅速膨脹，形成大范圍回流區域，表明分離泡的弦向發展過程和再附決定了翼面的基本分離形態。其中內翼和外翼中段位置顯示出了較高的回流強度，雖然內翼分離區域范圍較外翼小，但回流強度卻明顯大于外翼。表明機翼/機身、機翼/短艙等部件之間的氣動干擾削弱了分離泡的弦向擴展過程，同時抑制了橫向流動，降低了當地流動分離的趨勢。對于中度結冰情況，分離泡的基本形態與重度結冰一致，較小迎角下的回流區域大小與重度結冰差異并不明顯，但在失速點附近，內翼分離流動強度低于重度結冰。

圖7 背景飛機機翼重度和中度結冰翼面分離流動空間結構

4 背景飛機機翼結冰后的氣動特性分析

根據背景飛機機翼重度結冰和中度結冰條件下縱向基本氣動力計算所得數據，對結冰條件下背景飛機氣動特性的變化規律進行了分析研究。如圖8所示，為背景飛機在Ma=0.2，零舵偏，零安裝角條件下機翼重度結冰氣動力的計算結果。

圖8 背景飛機機翼重度結冰氣動力計算結果示例(Ma=0.2，零舵偏，零安裝角)

低速條件下的機翼中度和重度結冰計算結果表明：對于背景飛機而言，機翼結冰主要影響飛機失速點附近的氣動特性，將導致失速迎角普遍提前2°～4°不等，最大升力系數下降10%～20%左右，升力線斜率降低，縱向靜穩定度下降，力矩非線性特征提前出現，之后低頭力矩迅速增加。失速后普遍存在升力系數緩慢爬升的現象，這與回流區域的相對穩定發展有關，與國外相關參考文獻[38～39]中得到的結論一致。在文獻[38]中，NASA針對通用運輸機模型(Generic Transport Model，GTM)在Langley實驗室的12 inch低速風洞中開展了帶冰條件下三維全機構型風洞測力試驗。從試驗結果來看，在機翼前緣帶典型角狀冰的前提下，失速點后方也出現了升力緩慢爬升的現象，與本文結論定性一致。其中GTM飛機模型與本文中的背景飛機模型氣動布局較為相似。文獻[39]中，NASA針對帶典型角狀冰條件下二維翼面進行了風洞測力試驗，得到了類似結論。

計算結果還反映了結冰構型與干凈無冰構型之間的氣動特征差異明顯大于重度結冰與中度結冰，這是由翼面分離流動之間的定性差異所決定的。

針對背景飛機機翼/平尾同時結冰構型，在不同迎角/側滑角下對全機氣動力和力矩特性進行了計算分析。通過與中國空氣動力研究與發展中心的風洞試驗數據進行對比，驗證了數值方法刻畫結冰后全機氣動特性特別是失速特性的能力。如圖9所示，為背景飛機機翼前緣和平尾前緣重度結冰條件下，在12°大側滑角的風洞試驗測力結果與CFD計算結果的對比。從圖9可以看到，大側滑條件下，計算得到的宏觀氣動力和力矩與試驗結果吻合良好，能夠反映失速之后全機氣動特性的變化趨勢。

圖9 重度結冰條件下12°側滑角CFD計算結果與風洞試驗值對比情況(Ma=0.1，Re=0.51E+6)

圖10給出了背景飛機機翼/平尾重度結冰構型下在0°、6°及12°側滑角的風洞試驗氣動測力結果。可以看到，隨著側滑角增加，全機阻力上升，縱向靜穩定度下降，但升力特性基本不變。過失速條件下，側力、偏航力矩和滾轉力矩量值均以近似線性形式降低。大側滑角下，氣動力和力矩的變化趨勢與中等側滑角一致，橫側氣動力的非線性特征更加顯著。

圖10 重度結冰構型下不同側滑角風洞試驗測力結果(Ma=0.1，Re=0.51E+6)

5 結論

本文針對典型大型飛機構型，研究了機翼結冰條件下的復雜流場結構及氣動特性變化情況。主要的研究內容及結論包括：

1)研究了機翼結冰條件下背景飛機的氣動力特性，計算結果表明機翼結冰主要影響背景飛機失速點附近的氣動特性，將導致失速迎角普遍提前2°～4°不等，最大升力系數下降10%～20%左右，升力線斜率降低，縱向靜穩定度下降，力矩非線性特征也提前出現，全機失速特性全面惡化。

2)針對背景飛機機翼結冰條件下大迎角失速分離復雜空間流場結構及特性進行了研究。計算結果表明：結冰將導致翼面分離形態由內翼始發分離變為全翼展同時分離。分離始發大幅提前、梯次完全消失、流動非定常特征顯著是全機失速特性惡化、氣動邊界縮小的直接原因。分離泡結構的弦向發展和再附過程決定了翼面的基本分離形態。

3)針對背景飛機全機結冰構型下的流場及氣動特性相互耦合特征進行了研究。在不同迎角/側滑角下對全機氣動力和力矩特性進行了計算分析。隨著側滑角增加，全機阻力上升，縱向靜穩定度下降，但升力特性基本不變。大側滑角下，橫側氣動力的非線性特征更加顯著。