美國NASA結(jié)冰試驗設(shè)備體系綜述

摘要：美國國家航空航天局（NASA）格倫研究中心擁有世界最完備的飛機結(jié)冰研究試驗設(shè)備體系。本文歸納總結(jié)了NASA結(jié)冰設(shè)備體系組成，主要包括IRT風(fēng)洞、PSL-3發(fā)動機實驗艙、“雙水獺”結(jié)冰研究飛機、數(shù)值計算工具和基礎(chǔ)研究風(fēng)洞等；闡述了IRT風(fēng)洞和PSL-3發(fā)動機試驗艙兩座核心設(shè)備結(jié)冰模擬能力發(fā)展情況；分析了NASA結(jié)冰研究設(shè)備能力拓展策略。研究表明，NASA已從過冷小水滴為代表的傳統(tǒng)結(jié)冰研究向過冷大水滴和以冰晶為代表的現(xiàn)代結(jié)冰研究發(fā)展；同時，NASA結(jié)冰試驗設(shè)備體系也進(jìn)入以IRT風(fēng)洞和PSL發(fā)動機實驗艙為核心的雙核心時代。本文旨在為國內(nèi)飛行器結(jié)冰研究領(lǐng)域設(shè)備體系發(fā)展提供參考。

關(guān)鍵詞：結(jié)冰風(fēng)洞；發(fā)動機結(jié)冰設(shè)備；結(jié)冰設(shè)備體系；結(jié)冰

中圖分類號：V211.74文獻(xiàn)標(biāo)識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.05.001

飛機結(jié)冰研究可以追溯到20世紀(jì)20年代，但直到20世紀(jì)40年代中葉，才真正開啟了地面結(jié)冰試驗設(shè)備主導(dǎo)飛機結(jié)冰研究的時代。在長期的飛機結(jié)冰研究發(fā)展歷程中，美國陸續(xù)經(jīng)歷了各種結(jié)冰研究設(shè)備，逐步形成了當(dāng)今世界最為完備的飛機結(jié)冰試驗設(shè)備體系。隨著人們對航空安全水平要求的提高，航空管理部門擴(kuò)大了飛機結(jié)冰適航氣候條件范圍，飛機結(jié)冰研究條件開始從過冷小水滴向過冷大水滴和冰晶擴(kuò)展[1]，這促使結(jié)冰試驗設(shè)備模擬能力向更高水平發(fā)展。目前，我國已經(jīng)建成大型結(jié)冰風(fēng)洞，開始建立飛機結(jié)冰試驗研究體系。

本文通過梳理美國國家航空航天局（NASA）結(jié)冰試驗研究設(shè)備體系構(gòu)成，簡述其核心結(jié)冰試驗設(shè)備發(fā)展動向，以便更好地促進(jìn)我國飛機結(jié)冰試驗研究領(lǐng)域設(shè)備建設(shè)。

1 NASA結(jié)冰試驗設(shè)備體系

從20世紀(jì)20年代到40年代末，美國結(jié)冰研究主要以NACA（NASA的前身）艾姆斯研究中心的空中飛行試驗為主，結(jié)冰研究飛機主要有C-46、B-24、“雙水獺”等。50年代初，隨著劉易斯（現(xiàn)在的格倫）研究中心IRT風(fēng)洞結(jié)冰云模擬噴霧系統(tǒng)技術(shù)的突破，結(jié)冰試驗研究從以飛行試驗為主轉(zhuǎn)向以結(jié)冰風(fēng)洞試驗為主，艾姆斯研究中心的結(jié)冰研究飛機等設(shè)備和技術(shù)力量集中到了劉易斯研究中心。80年代以來，隨著計算機技術(shù)和數(shù)值計算技術(shù)的發(fā)展，結(jié)冰數(shù)值計算軟件NASA/LEWICE得到快速發(fā)展和廣泛應(yīng)用，以試驗研究成果發(fā)展/驗證結(jié)冰數(shù)值計算工具，成為NASA結(jié)冰研究的一種發(fā)展模式。結(jié)冰試驗研究形成了地面風(fēng)洞試驗、計算流體力學(xué)（CFD）數(shù)值模擬計算、空中飛行試驗并存的格局。如今，NASA格倫研究中心構(gòu)建了世界上最為完善的結(jié)冰試驗研究設(shè)備體系（見圖1）。NASA格倫研究中心結(jié)冰試驗設(shè)備體系如下。

（1）結(jié)冰研究風(fēng)洞

IRT風(fēng)洞是一座大氣壓力回流式低速結(jié)冰風(fēng)洞，建成于1944年，該風(fēng)洞發(fā)展的熱交換器和結(jié)冰云模擬技術(shù)，使利用地面風(fēng)洞設(shè)備開展飛機飛行結(jié)冰研究成為可能，開創(chuàng)了結(jié)冰風(fēng)洞主導(dǎo)結(jié)冰試驗研究的時代[2]。IRT風(fēng)洞具有悠久的歷史和結(jié)冰試驗研究成果積淀，正是得益于該風(fēng)洞研究和發(fā)展的飛機防除冰技術(shù)，使結(jié)冰對飛機飛行的危害得到有效抑制。IRT風(fēng)洞在結(jié)冰研究領(lǐng)域的豐碩成果奠定了NASA格倫研究中心結(jié)冰研究的世界引領(lǐng)地位。

（2）推進(jìn)系統(tǒng)實驗室

NASA格倫研究中心的推進(jìn)系統(tǒng)實驗室建成于1973年，是一座直連式發(fā)動機試驗設(shè)備，擁有PSL-3和PSL-4兩個實驗艙，主要用于渦扇、渦軸、基于渦輪組合循環(huán)和無人航空器全尺寸發(fā)動機的推進(jìn)試驗。20世紀(jì)90年代以來，大量高空冰晶引起的發(fā)動機動力損失事件，使發(fā)動機結(jié)冰研究得到美國聯(lián)邦航空局（FAA）和NASA的重視。2008年，PSL-3實驗艙開始論證發(fā)展冰晶和常規(guī)結(jié)冰研究能力，2012年完成設(shè)備結(jié)冰試驗?zāi)芰ι壐脑欤蔀镹ASA結(jié)冰試驗研究的核心地面設(shè)備[3]。

（3）結(jié)冰機理研究風(fēng)洞

在結(jié)冰機理研究方面，NASA發(fā)展了立式結(jié)冰研究風(fēng)洞和水滴成像風(fēng)洞。立式結(jié)冰研究風(fēng)洞主要用于平面駐點流研究，試驗段尺寸1.6m×0.8m。主要能力：中值體積直徑（MVD）范圍20～2000μm；液態(tài)水含量（LWC）范圍0.1～1.5g/m3；溫度范圍-15℃至大氣溫度；收縮段最大速度25m/s，設(shè)計點速度17m/s。水滴成像風(fēng)洞用于水滴運動研究，試驗段尺寸0.15m×0.15m，空風(fēng)洞風(fēng)速78m/s，配有科氏高速相機和激光片光及放大相機[4]。

（4）飛行結(jié)冰模擬訓(xùn)練器和結(jié)冰云地面遙測設(shè)備

NASA發(fā)展了飛機結(jié)冰飛行訓(xùn)練裝置，主要用于培訓(xùn)飛行員熟悉和了解結(jié)冰帶來的駕駛影響；建立了結(jié)冰遠(yuǎn)程感知地面站，主要用于發(fā)展和評估遠(yuǎn)程結(jié)冰條件探測算法。配備有窄束多頻率微波無線電測量儀（NNMMR），用于終端區(qū)域結(jié)冰探測和預(yù)警。

（5）結(jié)冰研究飛機“雙水獺”

NASA的“雙水獺”結(jié)冰研究飛機背部有固定試驗?zāi)Ｐ偷钠脚_，飛機自身重要部位具有良好的結(jié)冰防護(hù)措施，能夠適應(yīng)必要的飛機結(jié)構(gòu)改裝，滿足結(jié)冰試驗研究的需要。該飛機主要用于自然結(jié)冰氣象條件下飛行結(jié)冰試驗或結(jié)冰氣象條件數(shù)據(jù)采集。飛機配備有PMS/OPA-2D Grey（量程15～960μm）和PMS/FSSP-100（量程4～45μm）粒徑測量儀、SEA/ WCM液態(tài)水含量測量儀、Edgetech Vigilanet 137露點測量儀和Rosemount 871FA2188冰探測儀等試驗測量設(shè)備[5]。

（6）數(shù)值計算工具

20世紀(jì)80年代開始，NASA先后開發(fā)了結(jié)冰數(shù)值計算工具LEWICE（二維）和LEWICE 3D（三維）；在發(fā)動機結(jié)冰方面，開發(fā)了COMDES（一維）和TADICE（一維），分別用于預(yù)測發(fā)動機冰晶結(jié)冰可能性和發(fā)動機流道結(jié)冰條件模擬[6]。目前正在發(fā)展GlennICE，這是一個三維結(jié)冰計算工具，具有過冷大水滴和冰晶計算能力，滿足美國聯(lián)邦航空條例FAR 25附錄C、D和FAR 33附錄O結(jié)冰條件的計算要求。

2兩座核心地面結(jié)冰試驗設(shè)備

2.1 IRT風(fēng)洞

NASA格倫研究中心結(jié)冰研究人員、工程師和技術(shù)人員依托IRT風(fēng)洞建立了當(dāng)今世界飛機結(jié)冰和防除冰技術(shù)體系。IRT風(fēng)洞建成以來進(jìn)行了6次大的改造。1986年更新驅(qū)動電機，功率增加到3700kW；電機控制改為變步長數(shù)字系統(tǒng)；風(fēng)洞的其他控制也從模擬式升級為數(shù)字式；加工了備用的木制槳葉；1992年安裝了洞壁西半部隔熱層；配置了5分量外式天平；增加了試驗段照明和攝像系統(tǒng)以便觀察冰的形成過程；1993—1994年，安裝了洞壁東半部隔熱層；安裝了新的木制槳葉，提高了試驗風(fēng)速；增加了噴霧桿數(shù)量；1996—1997年，安裝了新噴霧桿子系統(tǒng)并升級控制系統(tǒng)；噴霧桿數(shù)量進(jìn)一步增加到10個，結(jié)冰云的范圍和均勻度增加了近一倍，穩(wěn)定結(jié)冰云所需時間也降低了90%；配置了三維激光掃描器記錄冰型。2000年的改造主要包括：風(fēng)扇電機改為電子控制；“W”式熱交換器更換為“平板”式熱交換器；制冷劑由R-12改為R-134A；更換部分洞體的地板、開花板、天花板鋼結(jié)構(gòu)；改進(jìn)部分洞體的隔熱，減小熱載荷對交換器的影響。

根據(jù)2009年《美國復(fù)興與再投資法案》，2011年，IRT風(fēng)洞獲得優(yōu)先改造資金。NASA格倫研究中心對IRT進(jìn)行了制冷廠和風(fēng)洞中熱交換器的升級改造，用“錯列”式熱交換器取代了“平板”式熱交換器（見圖2）。改造后進(jìn)一步降低了風(fēng)洞湍流度，空風(fēng)洞最大速度提升到180m/s，最低氣流靜溫可達(dá)-43℃，溫度場均勻性達(dá)到±0.2℃。2012年，IRT進(jìn)行了改造后的初步校準(zhǔn)，研究發(fā)現(xiàn)增設(shè)噴霧耙立桿可以有效改善云霧場的均勻性。按照“結(jié)冰風(fēng)洞校準(zhǔn)與驗收”標(biāo)準(zhǔn)（SAE ARP 5905）要求，2014年，IRT風(fēng)洞進(jìn)行了改造后的全面校準(zhǔn)，2015年又進(jìn)行了中間校準(zhǔn)[7]。

目前，IRT風(fēng)洞試驗段尺寸2.7m×1.8m×6.1m，校準(zhǔn)風(fēng)速26～167m/s，溫度范圍20℃（總溫）～ -40℃（靜溫），MVD范圍15～270μm，LWC范圍0.2～4.5g/m3。風(fēng)洞配備有STD和Mod1兩種噴嘴，配備有云小水滴探頭（CDP）、云成像探頭（CIP-GS）、OAP-230X和OAP-230Y等粒徑測量設(shè)備；配備有熱線、冰刀等液態(tài)水含量測量設(shè)備；配備有Faro公司三維冰型掃描儀[8]。

2.2 PSL發(fā)動機設(shè)備

PSL是NASA直連式全尺寸航空發(fā)動機（中/小型）工作性能測試設(shè)備，能夠模擬高空飛機飛行時發(fā)動機工作條件。20世紀(jì)90年代以來，高空冰晶導(dǎo)致的發(fā)動機動力損失事件經(jīng)常發(fā)生，據(jù)美國FAA統(tǒng)計，1990—2008年，全球發(fā)生飛機結(jié)冰事故388起，其中，高空發(fā)動機動力損失事件約占1/4。2008年，NASA考慮為PSL-3試驗艙增加冰晶和常規(guī)結(jié)冰模擬能力[9]，該計劃得到了FAA發(fā)動機調(diào)校工作組（EHWG）的支持。歷經(jīng)三年，2012年，PSL-3完成發(fā)動機冰晶和常規(guī)結(jié)冰試驗?zāi)芰ι壐脑欤蔀槭澜缟系谝粋€具備冰晶模擬能力的發(fā)動機試驗設(shè)備（見圖3）。

冰晶的產(chǎn)生有刨冰法和冷凍法，根據(jù)發(fā)動機試驗實際需要和結(jié)冰技術(shù)的成熟度，PSL-3試驗艙冰晶制造采用冷凍法，噴霧耙技術(shù)與IRT風(fēng)洞類似。PSL-3試驗艙配備的結(jié)冰試驗系統(tǒng)是可拆裝的，因此，不影響常規(guī)發(fā)動機試驗。PSL-3試驗艙結(jié)冰模擬能力見表1。

PSL-3試驗艙直徑7.3m，長11.9m，結(jié)冰試驗直連發(fā)動機的管道直徑約0.9m。試驗介質(zhì)可以是大氣空氣、加熱空氣或冷空氣，高度模擬27000m。設(shè)備配備有六分量推力系統(tǒng)（22700kgf≈227kN）、1600通道的數(shù)據(jù)采集/顯示系統(tǒng)、高響應(yīng)瞬態(tài)數(shù)據(jù)系統(tǒng)。

PSL-3試驗艙結(jié)冰試驗噴霧系統(tǒng)由10個噴霧耙，共計222個噴嘴組成，其中，標(biāo)準(zhǔn)（Std）噴嘴110個，1型（Mod1）噴嘴112個[10]。云粒子測量設(shè)備有云成像探頭（CIP）和云小水滴探頭（CDP）；云水含量測量設(shè)備有魯棒和多線探頭；結(jié)冰云特征測量有均勻度格柵、斷層掃描診斷儀和激光片光。

3面向未來結(jié)冰試驗?zāi)芰ν卣共呗?/p>

在美國聯(lián)邦航空局有關(guān)飛機的各種適航規(guī)章中，有100多處提到了“結(jié)冰”。傳統(tǒng)結(jié)冰研究的環(huán)境條件是依據(jù)FAR 25附錄C界定的結(jié)冰環(huán)境認(rèn)證包線，飛機結(jié)冰研究主要針對兩大部分，一是飛機外部結(jié)構(gòu)結(jié)冰研究，如機翼、尾翼等；二是發(fā)動機結(jié)冰研究，如螺旋槳轂蓋、螺旋槳、風(fēng)扇和短艙等[11]。傳統(tǒng)結(jié)冰研究主要針對過冷小水滴結(jié)冰云環(huán)境條件，IRT風(fēng)洞基本可以應(yīng)對飛機結(jié)構(gòu)和部分發(fā)動機模型結(jié)冰研究的需要（見圖4）。

2014年，F(xiàn)AA正式頒布了SLD、冰晶和混合相結(jié)冰適航要求，擴(kuò)大了飛機結(jié)冰適航環(huán)境條件。面對新的結(jié)冰適航環(huán)境條件要求和進(jìn)一步提高結(jié)冰研究模擬準(zhǔn)確性的要求，僅靠IRT風(fēng)洞的低速結(jié)冰模擬能力，不能滿足高空、高速發(fā)動機結(jié)冰試驗需求。NASA面向未來結(jié)冰試驗?zāi)芰ν卣共呗员憩F(xiàn)在以下兩個方面[12]。

（1）IRT風(fēng)洞重點針對FAR 25附錄O提升SLD模擬試驗?zāi)芰?img src="https://cimg.fx361.com/images/2021/09/09/qkimageshkxjhkxj202105hkxj20210501-4-l.jpg"/>

FAR 25附錄O規(guī)定的SLD結(jié)冰云環(huán)境條件參數(shù)模擬包括：凍細(xì)雨（FZDZ）和凍雨（FZRA），MVD分為大于40μm和小于40μm兩種情況。模擬要求包括兩個方面：一是水滴尺寸分布要求，二是MVD和LWC模擬范圍。IRT風(fēng)洞采用標(biāo)準(zhǔn)（Std）噴嘴、1型（Mod 1）噴嘴或者二者組合的方式，通過調(diào)節(jié)噴嘴霧化空氣壓力和水壓力，控制所產(chǎn)生水滴的直徑[13]。研究表明，降低噴嘴霧化空氣壓力（p<70kPa），可以減小噴嘴水滴破碎程度，從而獲得較大水滴。圖5給出了FZDZ和FZRA典型校測結(jié)果與FAR 25附錄O條件的比較，IRT風(fēng)洞部分可以滿足附錄O要求。

（2）PSL-3發(fā)動機實驗艙針對FAR 33附錄D/P拓展冰晶模擬試驗?zāi)芰?/p>

渦輪風(fēng)扇發(fā)動機結(jié)冰主要發(fā)生在發(fā)動機進(jìn)氣道前緣、帽罩、風(fēng)扇、分離環(huán)、壓氣機轉(zhuǎn)子和靜子葉片、導(dǎo)流隔板等關(guān)鍵部件發(fā)生的結(jié)冰現(xiàn)象[14]。過冷液態(tài)水導(dǎo)致的結(jié)冰主要威脅渦扇發(fā)動機的進(jìn)氣道前緣、風(fēng)扇和低壓壓縮機前三級。冰晶結(jié)冰研究則主要發(fā)生在發(fā)動機低壓壓縮機和高壓壓縮機的前4級（見圖6）。未來NASA將依托PSL-3發(fā)動機實驗艙，完成高空、高速渦輪噴氣發(fā)動機過冷液態(tài)水和冰晶結(jié)冰研究，滿足FAR 33附錄D/P需求（見圖7）[15]。

4結(jié)束語

美國NASA結(jié)冰試驗設(shè)備體系是在長期實踐中不斷發(fā)展完善的。在以過冷小水滴研究為代表的傳統(tǒng)結(jié)冰研究主導(dǎo)時期，NASA結(jié)冰試驗設(shè)備體系是以IRT風(fēng)洞為核心的單核心體系。為了滿足以SLD、冰晶和混合相研究為代表的現(xiàn)代結(jié)冰研究發(fā)展需要，NASA結(jié)冰試驗設(shè)備體系已經(jīng)發(fā)展為以IRT風(fēng)洞和PSL-3發(fā)動機實驗艙為核心的雙核心體系。PSL-3發(fā)動機實驗艙將彌補IRT風(fēng)洞在高空、高速結(jié)冰模擬能力上的不足。未來IRT風(fēng)洞和PSL-3發(fā)動機實驗艙聯(lián)合，將能更好地滿足飛機結(jié)構(gòu)/發(fā)動機在SLD和冰晶條件下結(jié)冰研究的需要。

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（責(zé)任編輯陳東曉）

作者簡介

戰(zhàn)培國（1963-）男，碩士，高級工程師。主要研究方向：空氣動力試驗。

Tel：0816-2461240E-mail：zpg63@163.com

Review on the System of Icing Facilities in NASA

Zhan Peiguo*

Low-speed Aerodynamics Research Institute，China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang 621000，China

Abstract： NASA Glenn Research Center has the perfect icing facilities system in the world field of airplane icing research. This paper summarizes the composition of the system， including Icing Research Tunnel（IRT）， Propulsion System Lab（ PSL-3）， "Twin Otter" airplane， icing simulation tools and fundamental research tunnels， explains the development of the core facilities of IRT and PSL-3 and analyzes NASA expanding strategy of icing facilities for Supercooled Large Drop（SLD） and Ice Crystal（IC） research. Researches indicate that the system of NASA icing facilities has been turned into " two cores" era， namely， IRT and PSL. The purpose is to provide references for our national icing facility system development.

Key Words： icing wind tunnel； engine icing facility； icing facility system； icing