結冰翼型前緣下垂變彎度容冰特性改善機制

張恒，李杰，趙賓賓，3

1．清華大學 航天航空學院，北京 100084

2．西北工業大學 航空學院，西安 710072

3．中國商用飛機有限責任公司 上海飛機設計研究院，上海 201210

結冰是威脅民用飛機飛行安全的重要因素之一［1］。通常意義上的防/除冰研究致力于翼面結冰的探測、預防和消除［2］，但由于結冰環境/強度難以明確知悉、結冰累積超過防/除冰系統極限性能、防/除冰系統失效、飛行員判斷/操縱失誤等潛在因素，現有的防/除冰措施還不能完全保證所有結冰氣象條件下的飛行安全［3］。針對上述問題，現代民機設計過程中建立了“容冰安全飛行”的概念，即通過氣動力設計手段降低結冰對氣動特性的影響量，在此基礎上實現飛行控制律的重構匹配，從而實現結冰狀態安全裕度的綜合提升［4］。

結冰狀態飛機本體氣動特性損失較小是容冰安全飛行的前提條件，如何結合氣動力設計手段提高結冰狀態下的飛行性能進而具備容冰安全飛行能力已成為現代民機總體氣動先進設計的重要標志之一。目前容冰氣動力設計研究工作在國際領域尚處于探索階段，常規的容冰氣動力設計通常針對固定型面結冰外形，采用多點氣動力優化設計降低典型冰形對翼型/機翼失速特性的影響。如近年來Ghisu等［5］基于穩健性優化方法提升了NACA23012翼型的容冰能力；Li等［6-7］基于差分進化算法思路開展了大型民機及無人機機翼結冰構型的容冰綜合優化設計。但上述容冰氣動力設計思路不可避免地存在以下問題：

1） 對于高亞聲速民機常用的超臨界機翼而言，其巡航升阻特性、高速氣動邊界特性和低速失速特性彼此之間已存在一系列固有矛盾，設計出一副兼顧不同飛行狀態氣動特性、氣動效率優秀、工程可用的機翼難度已很高，在此基礎上進一步開展有效容冰氣動力優化設計的空間極為有限。

2） 由于翼型低速特性對氣動外形的變化相對不敏感，對于冰角擾動相對較強的重度結冰或過冷大水滴結冰狀態而言，難以在幾何強約束條件下實現兼顧干凈翼型高低速氣動特性和帶冰后氣動特性的優化設計。維持高低速特性的優化結果對上述狀態失速特性的提升量比較有限，成效顯著的設計方案不可避免地要付出較高代價。

3） 雖在飛行過程中時常遇到結冰氣象條件，但足以造成翼面失速特性發生顛覆性改變、直接影響飛行安全的最嚴酷結冰環境占比有限。傳統容冰氣動力優化設計必然會由于這些特殊的結冰氣象條件影響絕大多數常規飛行條件下的氣動特性，總體而言往往得不償失。

變彎度機翼技術［8］在波音B787和空客A350等先進民機型號上的成功應用為容冰氣動力設計提供了一種可供借鑒的新思路。常規變彎度技術通常用于改善干凈機翼的非設計點升阻特性、提升抖振/阻力發散邊界、調整環量分布等。既然該技術的出發點是在盡可能保證干凈構型巡航特性的前提下通過彎度變化獲得與某種飛行條件相適應的機翼幾何型面，從而改善該條件下的氣動特性，那么結冰狀態作為一種極其特殊的飛行條件，是否能將變彎度技術的應用范圍進一步拓展到該領域當中？

由于結冰狀態下決定翼型分離流場特征的基本流動結構是大尺度前緣分離泡［9］，而分離泡沿弦向的發展和再附由冰角頂端剪切層多尺度渦系結構的生成-輸運過程決定［10-11］；由于剪切層渦系的生成過程由冰角-來流共同構成的前緣擾動主導，相對難以干預；而輸運過程則由下游壁面約束的幾何特征特別是彎度-曲率分布控制。因此基于前緣彎度的適當變化，有望在壁面附近觸發剪切層渦系結構的動量輸運作用，促進外部高速流動與壁面附近回流區的混合，從而控制前緣分離泡的幾何形態及其生長過程，改善翼面結冰狀態下的分離流場特性。

考慮到傳統容冰氣動力設計技術存在的固有缺陷及未來民機連續變彎度技術的應用可能性，創新性地提出了一種兼顧翼型常規氣動特性和容冰氣動特性的解決方案，即通過在結冰狀態下將翼型前緣小角度定軸下垂延緩和控制分離泡的弦向發展變化過程，從而有效改善結冰失速特性；而在常規飛行狀態下維持干凈翼型幾何型面不變，從而保證絕大多數飛行條件下的高低速氣動特性。由于翼型只在可能的結冰氣象條件下變化前緣彎度，從而使氣動/容冰特性相互解耦；因此該設計思路不僅大幅降低了容冰設計壓力，同時也為基本翼氣動力設計解綁，能在取得良好容冰效果的前提下充分保證干凈機翼的氣動特性。

結冰狀態下分離流場的精細分析是開展容冰設計機制分析、評估設計收益的重要依據。近年 來 以DES（Detached Eddy Simulation）類 方法［12］為代表的RANS/LES（Reynolds-Averaged Navier-Stokes/Large-Eddy Simulations）混合方法得到了長足發展，其基本思想是以某種混合長度替換RANS湍流模型中包含的長度尺度項以使湍流模型在壁面附近區域體現RANS方法的性質，在使用薄層網格單元的前提下避免近壁面雷諾應力損失，降低對計算資源的需求；在以大渦輸運為主要特征的遠離壁面分離區域則體現LES方法的特點，降低當地?；瘻u黏水平，對大尺度湍流進行解析以保證空間旋渦結構的模擬精度。DES類方法關于結冰翼型分離流場的精細分析能力已在一系列研究工作中得到了確認［13］。Shur等 通 過 將DDES（Delayed DES）方法［14］與LES壁面模型（Wall-Modelling in LES，WMLES）相結合構造了IDDES（Improved De?layed Detached Eddy Simulation）方法［15］。該方法不僅能應對DES方法直接應用于WMLES時產生的對數層不連續問題（Log-Layer Mis?match，LLM）［16］，且就數值模擬效果而言有利于分離區域湍流結構的充分解析，同時在流動過渡區域也能取得更為滿意的結果，因此適宜分析附著和分離流動并存的結冰翼型失速問題［17-18］。

本文基于翼型前緣定軸下垂的思路構造變彎度容冰構型，結合IDDES方法對翼型結冰狀態前緣下垂前后分離流場開展數值模擬對比分析，以期確認前緣下垂對翼型結冰狀態失速特性的改善效能，并根據分離流場基本結構、湍流流場特征及剪切層渦系演化過程等結果綜合闡釋翼型前緣下垂變彎度的容冰特性改善機制。

1 分離流場數值模擬方法

在有限體積法基礎上，對三維可壓縮非定常Navier-Stokes（N-S）方程進行求解，求解器的可靠性已在前期研究中得到驗證［19-20］。無黏通量項離散采用Roe-WENO［21］五階迎風通量差分分裂格式，黏性通量項離散采用二階中心差分格式，時間推進采用二階隱式近似因子分解方法。在k-ωSST（Shear Stress Transport）兩方程湍流模型［22］的基礎上根據文獻［15］對IDDES方法進行構造，實現湍流流場數值模擬。該方法建立在基準DDES方法的基礎上，主要改進內容包括以下兩方面：

1） 亞格子尺度定義

通過引入當地網格參數降低模擬近壁面自由剪切湍流時的亞格子尺度：

式中：Cw為由LES解得到的經驗常數；dw為網格單元與壁面距離；hmax為網格單元三向最大尺度；hwn為當地網格單元壁面法向高度。

2） RANS-LES混合長度構造

IDDES方法的WMLES/DDES分支由混合長度函數lhyb關聯：

式 中：fe為 經 驗 函 數；lRANS和lLES分 別 為RANS和LES長度尺度；f?d為混合函數，其表達式為

式中：fdt為壁面區域指示函數；fB為經驗混合函數。

式（2）~式（4）中 函 數fB、fe、fdt及 長 度 尺 度lRANS/lLES的具體構造形式詳見文獻［15］。

此時混合方法能在壁面附近快速完成RANS/LES模式轉換，分離區域的大部分湍流結構能以LES形式求解，同時避免了RANS/LES切換區域可能的雷諾應力損失。

2 計算分析模型構造及網格生成

2.1 前緣變彎度翼型構造

選取典型公務機翼型GLC（Gates Learjet Corporation）305作為干凈翼型［23］。翼型前緣具有結冰時間為22.5 min的典型雙角狀冰形（冰形944）。該翼型本體厚度、彎度及前緣半徑均較小，因而容冰特性相對較差，開展常規容冰氣動力優化設計的空間極為有限。上下冰角與翼型表面近似垂直，高度分別約為弦長c的3.0%和2.0%，達翼型最大厚度（8.7%c）的30%以上，幾何間斷特征顯著，進一步增加了常規容冰氣動力優化設計的難度。

參考民機常規增升裝置多段翼型縫翼布置形式，前緣變彎度策略為繞15%弦長處上下表面中點位置定軸下垂，偏轉角度為10°。雖前緣下垂后翼型迎風面積有所增加，但由于幾何偏轉并不影響前緣曲率分布，且分離流動演化時長相對結冰過程而言是小量，因此在現階段數值模擬分析研究中暫認為前緣下垂前后冰形幾何形狀固定不變，將翼型/冰形一并作剛體偏轉，構造前緣下垂變彎度結冰翼型計算分析模型。圖1給出了前緣下垂前后翼型/冰形幾何形狀對比，其中x、y分別為軸向和法向長度。

圖1 前緣下垂前后翼型/冰形幾何形狀對比Fig.1 Comparison of airfoil and ice shape geometry be?fore and after drooping leading edge

2.2 計算網格構造

沿用文獻［11］中采用的多塊結構化計算網格，基于相同拓撲開展前緣下垂變彎度前后分離流場對比分析。計算域為遠場長度為15c的C形區域，考慮翼型上表面分離泡幾何尺度與弦長處于同一量級，展向長度取0.50c。考慮RANS/LES混合方法對分離區域各向同性計算網格單元的需求，在物面附近生成高度為0.50c的O層拓撲包絡區域。圖2給出了建立計算域的三向幾何尺寸及物面附近空間拓撲結構，其中z為展向長度。遠場給定無反射邊界條件，物面采用絕熱、無滑移和法向零壓力梯度條件，展向設置周期性邊界條件。

圖2 計算域及物面附近網格拓撲Fig.2 Grid topology of computational domain and near wall

由于RANS方法和LES方法對計算網格的需求存在根本差異，對多塊結構化網格進行分區域設計。在分離流動關注區域內布置三向同性網格單元，選取上冰角高度作為該區域內主要旋渦結構擾動波長的衡量尺度，單元尺寸取1/10冰角高度（0.3%c）。在物面附近區域布置薄層網格單元，首層網格到壁面的法向距離為10?5c，保證壁面附近y+≤1，計算域內網格總量約為3.9×107。

針對彎度變化后冰形-翼型前緣幾何外形進行重新映射關聯，根據當地彎度變化特征對流向網格進行壁面正交性處理，其余部分維持不變以最大程度降低網格變化引入的數值誤差。翼型前緣附近空間網格對比情況如圖3所示，表明前緣下垂前后拓撲繼承性和網格一致性均較好。

圖3 前緣下垂前后結冰翼型網格分布對比Fig.3 Comparison of iced airfoil grid distributions before and after drooping leading edge

就當前算例而言，前期工作［11］業已完成基于IDDES方法的網格無關性和計算分析效果驗證，表明基于當前計算網格和數值模擬策略能較清晰地反映翼型結冰狀態下分離泡結構的基本特征、刻畫剪切層失穩及多尺度渦系的生成演化過程、延拓于結冰翼型前緣下垂后分離流場特性的計算分析。

選取NASA Langley低湍流度風洞典型過失速試驗狀態［24］進行對比分析，以確認前緣下垂在分離泡尺度較大時對翼型失速特性的改善效能，進而剖析分離流場的控制原理。試驗狀態來流馬赫數Ma=0.12、基于翼型弦長的雷諾數Re=3.5×106，來流迎角α=8°?；诜嵌ǔANS獲得充分發展的初始流場，在初場基礎上進行后續IDDES計算，無量綱時間步長Δt*=UΔt/c=0.000 6，其中U為自由來流速度，Δt為物理時間步長。氣動力輸出基本穩定后進行時間平均；在時均場基礎上進行展向空間平均，得到時空平均流場。

3 時均氣動特性及分離流場特征

圖4給出了前緣下垂前后結冰翼型氣動特性時均結果與結冰前后風洞測力試驗數據［24］的對比情況，其中CL、CD和Cm分別為升力系數、阻力系數和俯仰力矩系數，表1給出了氣動力變化的具體量值。風洞試驗結果表明結冰狀態下翼型失速點提前4°，最大升力系數降低0.4，迎角范圍內產生了5倍以上的阻力增量，失速點附近出現明顯的低頭力矩，體現了角狀冰影響下的典型氣動力惡化現象。針對選取的過失速計算分析條件，數值模擬能獲得與試驗值較為吻合的結果，反映結冰狀態下翼型的氣動力損失特征，再次驗證了IDDES方法描述結冰誘導分離流場的可靠性。

圖4 前緣下垂前后結冰翼型時均氣動特性變化情況Fig.4 Time-averaged aerodynamic performance changes of iced airfoil before and after drooping leading edge

表1 前緣下垂前后結冰翼型時均氣動力變化量Table 1 Time-averaged aerodynamic differences of iced airfoil before and after drooping leading edge

前緣下垂變彎度顯著改善了結冰翼型的失速特性，表現出失速點推遲/升力特性恢復/阻力降低的綜合效應。升力量值提升30%以上，阻力量值降低約70%，且抑制了異常的低頭力矩增長趨勢。與傳統固定幾何形面容冰氣動力優化設計結果相比，目前其涉及的冰角高度/翼型前緣半徑之比相對較小、間斷特征相對較弱，且失速迎角/最大升力系數的提升量相對有限；在本算例冰形高度（0.03c）及張角（45°）范圍內，針對小前緣半徑/低彎度翼型開展的容冰氣動力設計研究鮮見公開報道。

圖5給出了前緣下垂前后結冰翼型時均壓力分布與干凈翼型的對比情況，其中Cp為壓力系數。干凈翼型具備附著流狀態下的典型前加載壓力分布特征，前緣峰值較高，伴隨陡峭的恢復梯度。前緣下垂前結冰翼型壓力峰基本消失，分布形態變異為延伸至0.20c附近、具備弱順壓特征的壓力平臺，平臺之后壓力恢復過程緩慢；壓力分布形態呈現前緣吸力大幅損失、后加載量明顯提高、逆壓梯度趨于消失的特點。上述壓力平臺變化特征與過失速條件下的升力損失/低頭矩增長現象直接關聯［25］。雖然前緣下垂后0.20c附近壓力分布形態仍體現了分離泡影響下的典型平臺特征，長度與前緣下垂段弦長大致相當，較前緣下垂前略有縮短，順壓梯度更大，但由負壓系數表征的平臺高度由1.0左右提升到1.5以上，增幅超過50%，一定程度上實現了前緣吸力恢復，表征了升力/力矩特性改善的直接原因。平臺后伴隨相對陡峭的逆壓梯度，指示了當地流動較強的再附效應，之后壓力恢復過程相對和緩，未產生二次分離相關的后緣平臺。下表面除10%弦長位置由于幾何間斷導致局部峰值產生外，壓力分布宏觀特征相對下垂前基本不變。

圖5 前緣下垂前后結冰翼型時均壓力分布對比Fig.5 Comparison of time-averaged pressure distributions of iced airfoil before and after drooping leading edge

圖6 前緣下垂前后結冰翼型時均分離泡宏觀結構對比Fig.6 Comparison of macroscopic structures of timeaveraged separation bubble of iced airfoil before and after drooping leading edge

圖6以流向速度分布（流向速度u/自由來流速度U）的形式對比了前緣下垂前后結冰翼型的時均宏觀分離流場特性。前緣下垂前結冰翼型由于冰角幾何不連續和壓力梯度的雙重作用產生了典型單一大尺度分離泡流動結構，回流區域遍及上表面，再附效應基本消失，體現全局分離特征。分離泡長度延伸到翼型后緣，高度與翼型厚度相當，表征了過失速條件下顯著的分離泡拉伸和延長效應［11］。前緣下垂后分離泡長度和高度顯著降低，形態由全局大尺度回流區域退化到前緣附近的中等尺度回流區域，回流強度明顯減弱。由0速度等值線表征的流動再附點由翼型后緣減縮到0.25c附近，高度降低至翼型厚度1/2左右，再附點后流動形態穩定，未產生顯著的二次分離現象，這與較小來流迎角條件下［24］（α=4°）的分離泡尺度比較接近，表明前緣下垂能體現約束結冰狀態翼型分離區域大小的意圖。

通過截取圖7所示4個典型流向站位的速度型從近壁面速度分布的角度更為細致地反映前緣下垂對結冰翼型分離流場的改善效能，其中d為y向壁面距離。分離泡影響下速度型的基本結構為壁面附近負速度區域表征的回流層、以速度恢復法向距離表征的混合層、分離泡邊界曲率效應誘導加速影響下的外層。前緣下垂前翼型回流層法向高度維持在0.05c附近，混合層厚度沿流向由0.05c增加到0.15c左右，表明整個弦長范圍內都存在回流效應，且影響范圍隨分離流動向下游發展而逐漸擴張。前緣下垂后速度分布僅在0.15c站位體現了分離泡的回流-混合效應，回流層恢復到無黏流動效應主導的外層區域僅經過0.04c的法向距離，反映了當地流動較強的剪切效應。在0.40c站位速度分布即呈現典型的完全附著流動形態，下游各站位速度分布特征相對近似，能維持良好的附著特征，即使在相對靠近翼型后緣的0.75c站位也未觀察到可能的二次分離趨勢。

圖7 前緣下垂前后結冰翼型時均流場u向速度分布對比Fig.7 Comparison of time-averaged flow fieldu-direction velocity distribution of iced airfoil before and after drooping leading edge

4 湍流流場統計量分布特征

圖8分別對比了前緣下垂前后結冰翼型時均分離流場湍動能（TKE）、u向速度脈動均方根（uRMS）及v向速度脈動均方根（vRMS）的宏觀分布情況。前緣下垂前冰角后方剪切層失穩觸發的錐形湍流脈動區域基本脫離壁面，直接影響大范圍下游流場，對近壁面流動的影響較弱，表征了再附效應的消失［26］。同時后緣附近存在顯著的湍流脈動，與剪切層渦系觸發的脈動區域相互融合，體現出典型的全局分離特征。前緣下垂后當地湍流脈動區域壓縮至冰角后方的近壁面區域內，弦向長度和法向高度均大幅降低，脈動核心位于0.25c附近，與再附位置基本一致，表明當地存在強烈的動量輸運和交換過程；下游流場脈動強度顯著降低，呈現典型分離-再附流動特征。由于后緣附近并不存在前緣分離與當地二次分離之間的相互影響，尾跡區域湍流脈動特征發展過程由后緣觸發單一因素決定，因而法向影響范圍及強度也隨之大幅縮小。上述效應集中體現了前緣下垂對結冰狀態下分離影響區域的控制和約束作用。

圖9給出了前緣下垂前后結冰翼型流向各站位uRMS和vRMS的對比情況，圖中V為自由來流的法向速度分量。前緣下垂前湍流脈動兩分量量值沿流向呈現平緩的增長-衰減特征，在0.40c站位達最大值，下游uRMS峰值沿流向呈現出一定程度的降低趨勢，但vRMS峰值沿流向幾乎不衰減；兩分量湍流脈動影響區域的法向擴張趨勢均較為顯著，峰值特征逐漸消失，表征了分離流場向下游的發展和擴散過程。前緣下垂后，上述湍流特征量的主要變化體現為脈動量值和法向距離沿流向的持續減縮。0.15c站位脈動峰值基本與下垂前一致，但與壁面之間的法向距離由0.07c降低至0.02c附近；0.40c站位uRMS峰值相對下垂前降低50%、vRMS峰值降低40%，峰值與壁面距離僅為0.03c，相對前一站位的抬升量僅為0.01c；下游各站位脈動量均體現了強度逐漸衰減、影響范圍有限擴張的特征，表征了較強的持續再附效應。

湍流流場特征量分析結果表明對不同構型而言，結冰導致的剪切層失穩均是翼型上表面區域湍流脈動的主要來源，后緣擾動的影響量相對有限。前緣下垂基本不影響剪切層失穩相關的湍流脈動峰值，亦即不干預湍流結構的生成過程，同時對湍流流場空間演化的基本模式影響也較小，改善分離流場特性的主要原理是將剪切層失穩觸發湍流流動的影響范圍約束于翼型前緣近壁面有限空間區域內，從而促進再附過程。

圖8 前緣下垂前后結冰翼型時均分離流場湍流特征量分布對比Fig.8 Comparison of turbulence characteristic parameter distribution of time-averaged separation flow field of iced air?foil before and after drooping leading edge

5 瞬態分離流場渦系結構

圖10給出了前緣下垂前后結冰翼型瞬態分離流場展向渦量分布的對比情況。在旋渦結構數值解析能力相同的前提下前緣下垂前冰角后方剪切層失穩相對較早，不僅生成了充分發展的完整多尺度渦系結構，且在外部流動作用下以渦列形式直接進入下游，幾乎不存在與壁面之間的相互作用，旋渦系統對外部流動和回流區域的摻混融合效應發生在遠離壁面位置，構成了大尺度分離泡結構的流動邊界，因此時均流場速度分布體現出回流層/混合層較厚、再附特征基本消失的特點。渦列在后緣附近與當地旋渦結構相互作用，導致尾跡流動呈現大尺度渦街特征，周期與翼型弦長大致相當。前緣下垂后，由于冰角與當地壁面組成類凹腔形式的特殊壁面結構，雖流場中仍存在剪切層失穩后沿流向的持續發展過程，但旋渦系統沿流向演化的空間距離得到了有效約束，使渦系結構的摻混融合效應產生于壁面附近，直接與下游0.20c附近壁面作用，影響范圍縮小且強度顯著降低，因而分離流動時均再附點提前、混合層厚度變薄，生成尺度相對較小的分離泡結構。而后剪切層渦系與當地邊界層相互匯合，體現為分離泡尾跡。翼型后緣下游生成的渦街寬度較窄、強度較弱、周期較短，同樣與較小迎角下的結冰翼型瞬態分離流場特征類似［11，18］。

圖9 前緣下垂前后結冰翼型時均分離流場uRMS與vRMS分布對比Fig.9 Comparison of uRMS and vRMS distributions of time-averaged separation flow field of iced airfoil before and after drooping leading edge

各站位流向渦量分布進一步反映了剪切層渦系與壁面之間的空間距離分布。前緣下垂前各站位剪切層失穩后生成的旋渦結構起始高度即位于0.10c以上，基本不與近壁面流動干涉，旋渦影響區域沿流向顯著增加，高度逐漸抬升到0.20c附近，展向相干作用強烈，衰減效應不顯著。前緣下垂顯著降低了剪切層渦生成后的初始壁面距離，雖沿流向仍表現出了一定程度的渦系擴散現象，但高度均維持在0.10c附近，影響區域顯著縮小，同時旋渦強度/相干作用呈現出明顯的衰減趨勢。

圖11 前緣下垂前后結冰翼型瞬態流場Q等值面分布對比Fig.11 Comparison ofQiso-surface distributions of transient flow of field iced airfoil before and after drooping leading edge

圖11以Q等值面的形式進一步對比了前緣下垂前后瞬態分離流場多尺度旋渦結構的發展變化過程，其中Q為旋渦強度衡量值（Q=10.0），等值面使用u向速度著色。前緣下垂前剪切層渦系的生成演化過程體現了顯著的K-H（Kelvin-Helmholtz）不穩定性驅動效應，表現為冰角后方準二維渦管的失穩-扭轉-變形過程，生成了完整的類發卡渦展向相干湍流結構。發卡渦渦頭的自由抬升發展階段伴隨顯著的渦腿拉伸現象，因而延遲和減弱了垂直壁面方向的動量輸運過程，表征了再附效應的基本消失［11］。發卡渦渦包沿流向發展進入下游區域后與后緣誘導旋渦進一步相互交匯融合，從而產生湍流脈動特征顯著的尾跡流動。前緣下垂后剪切層失穩起始過程基本不變，仍能生成較為完整的發卡渦結構；但在壁面約束的限制下渦系空間發展歷程相對短暫，大部分渦包能與下游邊界層迅速匯合，渦頭抬升-渦腿拉長效應得到了有效抑制，發卡渦攜帶的大部分湍動能得以直接注入近壁面邊界層，導致再附效應迅速產生。僅有少量外層發卡渦直接進入下游區域而后迅速耗散湮滅，不足以形成強度較高的尾跡流動。

6 結 論

結合前緣定軸下垂的思路構造了翼型變彎度容冰構型，基于IDDES方法對結冰翼型前緣下垂前后分離流場變化特征開展了數值模擬對比分析，闡釋了前緣下垂改善翼型容冰特性的相關流動機制。主要結論包括以下方面：

1） 相對常規容冰氣動力優化思路，基于結冰狀態前緣下垂、正常飛行狀態維持翼面幾何形狀的變彎度概念能在取得良好容冰效果的前提下，充分保證干凈機翼的氣動特性。使干凈構型氣動特性與容冰特性解耦，能同時降低兩者的設計壓力，協調彼此矛盾的設計需求。

2） 前緣下垂后結冰翼型氣動特性呈現失速點推遲、升力特性恢復、阻力大幅降低、低頭力矩異常增長得到抑制的特點。分離泡形態由全局大尺度回流區域退化到前緣附近的中等尺度回流區域。前緣吸力的恢復是失速點附近氣動特性改善的直接原因。

3） 前緣下垂基本不影響結冰翼型剪切層失穩相關的湍流結構生成過程，也不干預湍流流場演化的基本模式。改善分離特性的主要原理是將剪切層失穩觸發的湍流影響范圍約束于翼型前緣近壁面的有限區域內，從而促進流動再附過程。

4） 前緣下垂后冰角與當地壁面組成類凹腔形式的特殊壁面結構，剪切層失穩后生成的多尺度發卡渦系統經短暫發展后能直接于壁面附近觸發分離泡外部高速流動與低速回流流動之間的摻混融合-動量輸運效應，因而導致時均再附點提前、混合層厚度降低、分離泡幾何尺度減縮，這是前緣下垂變彎度改善結冰翼型容冰特性的流動機制。

當前研究工作局限于分析單一冰形、翼型、前緣偏轉量組合條件下的容冰特性改善機制，后續擬針對不同冰形/翼型組合前提下的彎度變化策略開展系統研究，且考慮結冰累積和增長的時變過程，以期切實全面地評估翼型容冰特性的改善情況，并在此基礎上進一步探討和評估前緣變彎度技術延拓于后掠翼容冰氣動力設計領域的可行性及效能。