結冰風洞過冷大水滴試驗中混合翼設計

束珺，徐東光，*，韓志熔，李斯，黃雄，3

1．中國商用飛機有限責任公司 上海飛機設計研究院，上海 201210

2．中國航空工業空氣動力研究院，沈陽 110034

3．西北工業大學 自動化學院，西安 710072

安全性是飛機設計者和航空公司最關心的問題之一，飛機結冰是威脅飛機安全性的重要因素，所以必須開展飛機結冰防護設計。目前民機的結冰防護設計基于結冰設計包線［1］（14 CFR第25部分，附錄C），2014年美國聯邦航空管理局頒布了FAR 25.1420和附錄O［2］，通過增 加過冷大水 滴（Supercooled Large Droplet，SLD）結冰條件提高運輸類飛機安全性，附錄O中規定了部分新研制民機結冰防護設計過程中需考慮的結冰設計包線。

結冰風洞試驗是民機結冰防護設計重要的方法和技術手段，自FAR 25.1420和附錄O頒布以來，在結冰風洞中實現SLD云霧條件模擬成為新的研究方向。前期結冰風洞中通過噴嘴模擬附錄C云霧條件，產生的水滴粒徑基本呈正態分布（即單峰分布）且最大粒徑不超過100 μm，稱為小水滴噴嘴。針對附錄O中水滴粒徑“雙峰”分布的特點，為模擬超過100 μm粒徑的“峰”獲得更大粒徑的水滴，需在結冰風洞噴霧系統中增加大水滴噴嘴。近年來美國國家航空航天局在冰風洞中心（Icing Re?search Tunnel，IRT）采用兩種噴嘴組合噴霧的方法模擬了典型SLD云霧水滴直徑“雙峰”分布［3-8］。2011年意大利航天研究中心在冰風洞中測試了能生成大粒徑、小流量的改進型噴嘴性能，并采用大水滴噴嘴和小水滴噴嘴進行組合噴霧，模擬出接近凍毛毛雨（Freezing Drizzel，FZDZ）條件水滴質量分布的云霧，證明了采用組合噴霧方法生成SLD結冰條件的可行性［9-10］。2015年加拿大國家研究委員會在模擬高度冰風洞（Altitude Icing Wind Tunnel，AIWT）中進一步研究了采用兩種不同粒徑分布的云霧組合模擬SLD結冰條件的方法，實現了與凍毛毛雨水滴質量分布曲線非常符合的SLD結冰條件［11］。中國航空工業空氣動力研究院自2018年開始在FL-61結冰風洞中對當前采用的大水滴噴嘴性能和大、小水滴噴嘴組合噴霧方法開展試驗研究，實現了SLD云霧模擬。

結冰風洞試驗對試驗段堵塞度有要求，目前國內外結冰風洞試驗段尺寸并不能滿足全尺寸大型客機機翼翼型模型開展結冰試驗的要求，且結冰試驗不可使用縮比的試驗模型，所以一般采用混合翼［12-14］進行結冰風洞試驗。混合翼的特點為前緣水滴收集區域的外形與全尺寸外形完全一致，而對結冰影響很小的后部區域則重新設計以縮短弦長。經重新設計的混合翼弦長僅為全尺寸翼型的30%~60%。國外在混合翼設計上已開展了較多研究，主要對混合翼設計原理、設計形式、設計參數進行研究［15-19］。中國目前已針對民機型號研制需求形成了一套滿足附錄C的面向工程、面向適航的混合翼設計準則［20］，但未針對新頒布的附錄O開展適用性研究。

本文基于現有的混合翼設計準則對NACA-0012翼型開展混合翼設計，并通過比對結冰風洞過冷大水滴環境（FZDZ，Medium Volume Diam?eter （MVD）<40 μm）下混合翼模型與原始翼型模型表面冰形，驗證混合翼設計方法在過冷大水滴環境下的適用性。

1 混合翼設計

1.1 設計準則

混合翼設計工作基于文獻［20］提出的面向工程、面向適航的混合翼設計準則：

1） 混合翼壓力分布的駐點位置與原始全尺寸翼型的壓力分布駐點位置一致。若無法做到一致則混合翼的駐點位置應盡可能靠近上表面，如已處于上表面則越靠后越好。

2） 混合翼壓力分布的上表面吸力峰值等于原始全尺寸翼型壓力分布的吸力峰值。若無法做到一致，則混合翼的吸力峰值應大于原始全尺寸翼型的吸力峰值。

1.2 混合翼設計

原始全尺寸（Full-Scale）翼型為0.50 m弦長的NACA0012翼型，混合翼（Hybrid Wing）設計在保持前緣部分外形不變的基礎上縮短翼型弦長、減小翼型厚度以實現阻塞比減小的目的，因為目前SLD結冰數值模擬技術并不成熟，無法精確預估SLD撞擊極限，所以混合翼設計時在滿足設計要求的前提下最大化前緣外形保持不變的范圍。

圖1 原始翼型及混合翼型Fig.1 Original wing and hybrid wing

針對來流風速V=66.7 m/s，迎角（α）分別為4.0°、0°的條件設計混合翼。設計得到的混合翼型見圖1，其中x、y分別為翼型模型表面點平行、垂直于弦向的坐標，其參數如下：弦長為原始翼型的0.5倍，即0.25 m，翼型前緣弦向15.6%（即0.078 m）與原始翼型保持一致，模型厚度為56.55 mm。流場的計算方法為數值求解Navier-Stokes控制方程，解算器采用上海飛機設計研究院自研軟件SADRICE，計算網格采用O型網格，圖2為計算得到的混合翼與原始翼型前緣表面壓力系數（Cp）分布對比結果，從圖2（a）可看出4.0°迎角時兩模型表面駐點位置一致，混合翼表面吸力峰值略大2‰；從圖2（b）可看出0°迎角時兩模型表面駐點位置一致，混合翼表面吸力峰值偏大4%。

圖2 原始翼型、混合翼型前緣表面Cp分布（V=66.7 m/s）Fig.2 Cpdistributions on leading edge of original and hybrid wings （V=66.7 m/s）

2 混合翼結冰風洞過冷大水滴試驗

2.1 結冰風洞

試驗在航空工業空氣動力研究院FL-61風洞中完成。該風洞是一座亞、跨、超三聲速連續式風洞，試驗段尺寸為0.6 m×0.6 m×2.7 m。SLD云霧條件模擬采用大、小水滴兩種噴嘴組合噴霧實現“雙峰”分布特征模擬。FL-61風洞SLD云霧條件下水滴粒徑分布曲線見圖3，與附錄O中凍毛毛雨MVD<40 μm的包線趨勢基本一致，但受目前大水滴噴嘴性能的影響，FL-61風洞SLD云霧中30~150 μm粒徑的水滴偏少，150~388 μm粒徑的水滴偏多。

圖3 試驗粒徑分布Fig.3 Drop diameter distributions in test

2.2 試驗模型

試驗采用兩套翼型模型，分別為0.50 m弦長的NACA0012翼型模型及0.25 m弦長的混合翼模型，如圖4所示。兩套模型均加工測壓系統以開展壓力匹配研究，試驗中模型水平安裝在風洞內。

圖4 試驗模型Fig.4 Test models

2.3 模型表面壓力分布匹配

模型表面壓力（P）分布匹配首先針對原始翼型模型在來流風速66.7 m/s、迎角0°和4.0°兩個狀態下開展測壓試驗，接著對混合翼型模型開展對應的設計狀態下的測壓試驗。如果在設計狀態下兩模型壓力分布不能滿足駐點位置及模型表面吸力峰值基本一致的要求，則通過改變來流速度、迎角以尋找匹配駐點位置及模型表面吸力峰值的狀態。試驗模型表面壓力分布匹配結果如圖5所示。

圖5（a）為來流風速66.7 m/s、迎角0°狀態下原始翼型模型與迎角0.3°狀態下混合翼型模型表面壓力分布曲線，可見壓力駐點位完全一致，在模型前緣20%弦長范圍內壓力基本符合。

圖5 試驗模型表面壓力分布Fig.5 Surface pressure distributions of test models

圖5（b）為來流風速66.7 m/s、迎角4.0°狀態下原始翼型模型與來流風速60.0 m/s、迎角6.3°狀態下混合翼型模型表面壓力分布曲線，可見駐點位置、模型表面吸力峰值也基本一致。

2.4 結冰試驗狀態

基于模型表面壓力分布匹配結果和FL-61中SLD（FZDZ，MVD<40 μm）云霧模擬條件分別對SLD（FZDZ，MVD<40 μm）環境下模型表面霜冰、光冰結冰開展研究，試驗狀態如表1所示，其中Cases 1、2為霜冰研究狀態、Cases 3~6為光冰研究狀態。

表1 試驗狀態Table 1 Test cases

2.5 試驗結果

2.5.1 霜冰冰形

圖6為Case 2模型表面結冰情況，可見SLD（FZDZ，MVD<40 μm）云霧環境與附錄C環境下得到的冰形存在較大差異，SLD（FZDZ，MVD<40 μm）環境下結冰范圍變大，除和附錄C環境下一樣在前緣形成了冰殼，還在冰殼后的翼面上形成范圍較大羽狀冰，且羽狀冰位置的隨機性較大。

圖6 Case 2冰形Fig.6 Ice shape of Case 2

圖7為Case 1和Case 2的試驗冰形，可見在0°迎角時模型上下翼面冰形基本對稱，但受SLD（FZDZ，MVD<40 μm）云霧中大粒徑水滴沉降影響，上翼面冰形高度比下翼面微高，在20%誤差范圍內。原始翼型和混合翼型模型表面冰形特征基本一致，受結冰云霧均勻性、隨機性影響，上翼面前緣冰形存在一定差異，混合翼型模型比原始翼型模型前緣冰形冰高、冰角略偏大。兩模型表面結冰范圍一致，均在原始翼型15.6%弦長附近（0.078 m，此弦長范圍內兩模型前緣外形保持一致）。

圖7 Cases 1、2冰形Fig.7 Ice shapes of Cases 1 and 2

2.5.2 光冰冰形

圖8為Case 6模型上翼面結冰情況，可見羽狀冰位置的隨機性依舊較大，但羽狀冰與翼面的夾角比霜冰狀態大。

圖8 Case 6上翼面冰形Fig.8 Upper wing ice shape of Case 6

圖9為Case 3和Case 4的試驗冰形，圖10為Case 5和Case 6的試驗冰形。可見和霜冰結果一樣，模型上翼面冰形高度比下翼面冰形微高，在20%誤差范圍內。在兩個模型前緣表面冰形的特征基本一致，受SLD（FZDZ，MVD<40 μm）云霧中大粒徑水滴的隨機性和測量誤差影響局部冰形存在少量差異，混合翼型模型表面的冰形比原始翼型表面翼型略嚴酷。因結冰范圍超出混合翼設計時前緣外形保留弦長（0.078 m），兩翼型模型表面結冰范圍存在差異。

圖9 Cases 3、4冰形Fig.9 Ice shapes of Cases 3 and 4

圖10 Cases 5、6冰形Fig.10 Ice shapes of Cases 5 and 6

3 結 論

通過結冰風洞試驗研究了過冷大水滴環境下現有混合翼設計準則的適用性，得到的主要結論包括：

1）采用現有混合翼設計準則對NACA0012翼型進行混合翼設計，結冰風洞SLD（FZDZ，MVD<40 μm）結冰試驗得到混合翼型模型、原始翼型模型前緣的冰形特征基本一致，局部冰形存在少量差異，混合翼型模型表面冰形冰高略偏大。結果表明了現有混合翼設計準則在SLD（FZDZ，MVD<40 μm）環境下依舊適用。

2）SLD（FZDZ，MVD<40 μm）環境下的結冰范圍遠大于附錄C環境下的結冰范圍，為滿足前緣水滴收集區域外形保持一致的前提，混合翼設計時前緣需保留的外形沿弦向范圍要求變大，對混合翼設計提出了更嚴苛的要求。