平尾防冰表面溢流冰生成规律试验研究
时间：2023-06-02 12:25:16 来源：雅意学习网 本文已影响 人 
裴如男，朱东宇，束 珺
（1.中国航空工业空气动力研究院，沈阳 110034；
2.沈阳市飞机结冰与防除冰重点实验室，沈阳 110034；
3.高速高雷诺数气动力航空科技重点实验室，沈阳 110034；
4.中国商飞上海飞机设计研究院，上海 201210）
飞机平尾结冰是指遭遇结冰气象条件时，平尾表面聚集冰层的现象。结冰改变了平尾的气动外形，平尾气动特性恶化，影响飞机的纵向操纵性和稳定性，严重时甚至发生平尾失速，直接导致飞行事故［1］。平尾结冰会导致平尾性能的改变，改变的程度与结冰的程度、冰型以及飞机的飞行状态有关。由于尺寸效应，飞机平尾结冰几率和结冰程度一般大于机翼、机身等部件［2］。平尾结冰失速发生时通常飞行高度低，飞行员难以有足够时间做出处置，极易造成飞行事故［3］，这更加凸显出平尾结冰预防的重要性，即需要在平尾上安装结冰防护系统。从安全角度看，防冰比除冰措施更稳妥，但假如飞机遭遇超出设计范围的严苛结冰条件，如大粒径过冷水滴环境，防冰系统开启后更容易在防护区后方形成溢流冰，如1994 年美国Roselawn 发生的ATR 飞机坠毁事故，就是在严重结冰天气，即过冷大水滴（Supercold large droplet，SLD）下有结冰防护系统的翼型表面形成冰脊状溢流冰［4］，相比流向冰和角状冰对升阻的破坏都大。2005 年美国联邦航空局FAA 在适航咨询通告［5］中特别提出需要对SLD 引起的特殊冰形进行审定。随后有关SLD 条件翼型表面溢流冰生成的问题开展了较多研究［6‑7］，但 若 防 护 能 量 不 足 时，即 使 飞 机 没 有 遭 遇SLD 条件，翼型防护区后方也很容易生成溢流冰；
而在有限的关于溢流冰研究的文献资料中，应用较为广泛的是数值分析方法，文献［8］通过求解水膜破裂后的速度分布得到溪状流外形，认为当溢流水膜厚度小于临界水膜厚度时即发生破裂，撞击区域内形成的连续水膜不会破裂，假设水膜在撞击极限处立即破裂成溪状流。文献［9］基于液/固相变及液膜流动理论研究了防冰表面溢流水条件下的结冰过程，计算分析了来流参数对冰层生长特性的影响，发现在溢流条件下，来流温度和速度是影响冰层生长速率的主要原因。文献［10］运用数学方法推导水膜破裂前后的速度分布及临界厚度，结果表明引入溪状流模型后，增大的溢流范围会较大程度影响防冰系统热载荷分布，其中同样假设水膜在撞击极限处破裂。文献［11］建立了防冰表面溢流水水膜流动换热及破裂数学模型，研究了来流速度对表面连续水膜厚度及主要散热项、破裂点溪流厚度与宽度的影响，来流速度越大，溢流水水膜破裂临界厚度和溢流范围随之增加；
同样假设在水滴撞击极限处水膜破裂。假设的破裂位置其实与实际溢流水试验的水膜破裂位置有较大误差，因此文献［12］基于冰风洞试验的溢流水破裂位置，建立了防冰表面的水膜流动数学模型来求解溢流水外形，发现来流速度和迎角对溢流范围都有影响，而计算结果在来流速度较高时与冰风洞试验结果符合得更好些。
在翼型防冰表面溢流水方面开展的研究较多，关于溢流冰的研究早期常用特征和形状简化的人造冰形模拟溢流冰外形，如文献［13］采用3 种三角形模拟溢流冰外形，并将其放置于翼型表面不同弦长位置处进行风洞试验，揭示了气动特性与溢流冰外形及生成位置紧密相关。但简化冰形失去了较多真实溢流冰外形的细节特征，因此文献［14］通过翼型热气防冰系统冰风洞试验研究防冰表面的溢流冰生成情况，试验中观察到翼型展向溢流冰随着环境温度的降低变化明显；
环境温度-1 ℃左右，溢流冰沿展向呈分层溪状冰结构，温度降低逐渐形成冰脊，局部有较大体积冰生成。不足的是，其并未深入探索不同类型溢流冰生成的原因。文献［15］研究了翼型表面溢流冰对气动性能的影响，由于溢流冰试验的翼型与气动试验不一致，对溢流冰外形进行了一定程度的保真处理后贴放于气动试验翼型表面，结果发现低雷诺数条件下缩比后溢流冰对气动性能影响较大，说明低雷诺数下需要保留几何细节的全尺寸溢流冰。文献［16］采用硅胶底冰形铸模技术完整模拟试验获取的溢流冰特征细节，在低温条件下加速模型固化成形，获得高保真三维全尺寸溢流冰外形。之后将铸成的溢流冰模型再生成于平板表面，为在克莱菲尔德风洞完成的气动性能试验［17］提供溢流冰外形，并与简化的溢流冰外形试验数据进行对比，发现最常用的三角形简化冰结果最为保守。
综上所述，关于平尾防冰表面溢流冰的研究很重要，开展的工作却很少。就目前数值分析方法来说，准确判断防冰表面溢流水破裂位置、溢流冰起始位置等还是离不开试验手段。溢流冰的生成难以预测和控制，试验研究方面获得溢流冰的主要方法是在结冰环境中，加热防护区后防护表面未冻结或融化形成的液态水在气动力作用下往后溢流，溢流过程中一部分受热蒸发，另一部分继续往防护区外溢流并再次冻结形成溢流冰，防冰功率直接影响防护表面温度，进而影响溢流冰起始位置、溢流范围和溢流冰类型等，因此防冰能量越精准可控，越能生成所需求的溢流冰类型，从而更好地开展溢流冰生成规律研究。本文据此选择了加热功率可精准调控的电加热防冰系统，安装于典型平尾后掠翼型模型前缘内部，通过冰风洞电加热防冰试验获得不同类型的溢流冰，观察各种因素对后掠翼型防冰表面溢流冰生成的影响，分析溢流冰的生成规律，为平尾后掠翼型防冰系统的性能评估提供依据。
1.1 FL‑61 结冰风洞
本文试验在中国航空工业空气动力研究院FL‑61 结冰风洞（图1）中完成，该风洞为回流式冰风洞，由动力系统、制冷系统、喷雾系统、真空系统、试验段、测控系统、多通道电加热控制系统、视频监控系统和其他辅助设备等组成。FL‑61 风洞结冰试验段设计风速可达210 m/s，试验段总温范围为-40～60 ℃，试验段截面尺寸0.6 m×0.6 m，试验段全长2.7 m。喷雾系统由安装在稳定段的13排喷雾耙共121 个喷嘴组成，可模拟液态水含量（Liquid water content，LWC）为0.2～3 g/m³和水滴 直 径（Median volumetric diameter，MVD）为15～50 μm 的结冰云雾。液态水含量合水滴直径等参数控制精度合云雾均匀性依据SAE ARP 5905［18］进行校测，典型条件下的试验段界面液态水含量均匀性云图如图2 所示。
图1 FL-61 结冰风洞结构图Fig.1 Structral drawing of FL-61 icing wind tunnel
图2 试验段云雾均匀性Fig.2 Cloud uniformity in test section
模型前缘电加热防冰系统由多通道电加热控制柜连线控制。该控制柜运用数字电路触发可控硅实现功率可调的输出，每台控制柜均包含2 路220 V 输出、1 路380 V 输出，输入电压均为380 V。试验中在控制界面上输入给定功率，电加热功率满足本次试验所有需求。
1.2 试验模型
某典型运输机平尾后掠角度约15°，翼型剖面为通用对称翼型NACA0012，因此本次试验模型确定为后掠角度15°的NACA0012 翼型。模型翼型弦长500 mm，等弦长后掠15°，展向长度594 mm，水平安装于试验段截面尺寸0.6 m×0.6 m 的冰风洞内；
翼型材料为3 mm 厚7075 铝材，整体铣制成型，如图3 所示。
图3 试验模型Fig.3 Test model
翼型前缘蒙皮至35%弦长处可拆卸，蒙皮前缘内部安装多层结构电加热组件，蒙皮内部第1 层为聚酰亚胺加热膜，是一种三明治结构的金属柔性电热膜，厚度0.1～0.5 mm，使用温度范围-80～180 ℃，最高功率密度可达3 W/cm2，电压范围1.5～380 V；
第2层为隔热垫，导热系数小于0.1 W/（m·K），紧贴于加热膜背面，主要目的是阻止热量向模型内部扩散。图4 给出了试验模型水平安装于冰风洞试验段内的实物图。
图4 试验模型在FL‑61 结冰风洞中的安装实物图Fig.4 Installation of electro-thermal test model in FL-61 ic‑ing wind tunnel
1.3 温度测量
试验模型沿展向溢流冰研究的有效长度约400 mm，等间距截取3 个蒙皮测温截面，相互间隔150 mm（图3）。在翼型前缘沿弦向A、B、C、D、E处布置5 个蒙皮内部加热膜（图5）。以翼型几何零点为参考点，A处加热膜总弧长12 mm，上、下翼面弧长各6 mm；
B处加热膜弧长35 mm；
C处加热膜弧长85 mm；
D、E处加热膜弧长分别为20 mm。试验过程中使用T 型热电偶测量蒙皮表面温度，每个测温截面布置9 个热电偶（1#～9#），安装于前缘蒙皮表面加工的直径1 mm 通孔内，外部填充铝粉。弦向测温孔布置见图5，模型在几何零点位置布置一个热电偶，即5#热电偶，然后沿弦向在上、下翼面各布置4 个热电偶，热电偶之间相距弧长标注在热电偶编号后。
图5 弦向热电偶布置示意图Fig.5 Chordwise distribution of thermocouples
2.1 试验方法
试验通过在结冰环境中，利用加热翼型前缘蒙皮的方法得到所需的相关溢流冰外形。通过改变风速、环境温度、云雾参数和电加热功率条件，观察防护表面溢流冰的冻结特征。需要研究的影响因素较多，为了降低试验成本，在较短时间内利用有限的试验车次达到预期的试验目的，试验初始选定一个基准设计状态，以此为基础改变风速、温度和云雾条件等进行防冰试验。溢流冰试验需要测量的参数主要有：冰起始位置、高度、范围和加热膜的加热功率和蒙皮表面温度。
2.2 试验内容
试验过程中风洞环境温度稳定后开启电加热膜，待模型表面温度稳定后，开启喷雾系统，达到试验状态要求时长3 min 后关闭喷雾系统和电加热系统，打开驻室大门测量所需溢流冰参数。试验段试验示意图如图6 所示。上壁面观察窗外的摄像头记录每个试验状态的试验过程，温度采集系统全程采集蒙皮表面温度数据，根据这些试验数据能很好地观察分析后掠翼型防冰表面溢流冰的生长过程。每个试验状态结束后，拍照记录翼型表面溢流冰细节，用以分析起始位置、溢流范围等关键参数。溢流冰生成规律试验状态车次表见表1，所有状态的喷雾时长均为3 min。
图6 溢流冰生成试验示意图Fig.6 Experimental configuration of runback ice accretion
表1 溢流冰生成规律试验状态车次表Table 1 Test states of formation rules of runback ice
3.1 基准设计状态
首先进行基准设计状态，即车次R01 状态，风速90 m/s，环 境 温 度-7 ℃，MVD 为20.1 μm，LWC 为1.0 g/m3，喷雾时间3 min，当加热膜功率密度为0.46、0.4、0.27 W/cm2时，翼型防冰表面会生成典型溪流状溢流冰（图7）。从图7 中可以看出，翼型前缘加热区无冰，溪状溢流冰从加热区D后缘线开始形成，密集分布至30%弦长线处，此范围内溢流冰最大高度约1 mm。
图7 防冰表面溢流冰(R01)Fig.7 Runback ice accretion details(R01)
模型中间测温截面的温度分布曲线如图8 所示。喷雾前蒙皮表面温度平均维持在10 ℃左右，1#和9#热电偶测量的是未开启加热膜的加热区D和E的表面温度，因此温度较低。喷雾3 min 停止时翼型表面温度降低了8 ℃左右，维持在约2 ℃，此时加热区无冰生成，加热区D前部区域温度1 ℃左右，因此无冰生成，溪状溢流冰从加热区D后方开始形成，说明这里温度逐渐降低至冰点。
图8 防冰表面温度变化曲线(R01)Fig.8 Leading edge skin temperature distributions(R01)
3.2 云雾参数
基准设计状态下LWC=1.0 g/m3，MVD=20.1 μm，研究云雾参数对翼型防冰表面溢流冰生成的影响时，单独改变液态水含量或水滴平均直径，以此来获得不同云雾参数下防护表面溢流冰生成的变化规律。
3.2.1 MVD 影响
其他试验条件与基准设计状态一致，仅MVD增大为30 μm 和36 μm，即试验车次为R02 和R03，具体试验结果如图9、10 所示。
图9 防冰表面溢流冰(R02)Fig.9 Runback ice accretion details(R02)
依据试验段云雾条件校测经验，在水滴平均直径稍大的情况下，冰风洞试验段水平方向两侧的云雾水含量稍小，会导致翼型防冰表面两端部分区域无冰或少冰，但中间有效区域溢流冰生成未受影响。当MVD 为30 μm 时，溢流冰从加热区域B后缘开始生成，主要落在加热区域D内，为典型冰脊状溢流冰，溢流冰高度1.7～5.4 mm；
当MVD 增加到36 μm 时，依然生成冰脊，起始位置从加热区B后缘开始，也生成在加热区D内，溢流冰高度6～9.6 mm。
图10 防冰表面溢流冰(R03)Fig.10 Runback ice accretion details(R03)
结合前面的基准设计状态，当MVD 为20.1 μm时，翼型防冰表面生成溪状溢流冰，溢流冰高度约1 mm。说明当MVD 增大至30 μm 时，防冰表面更容易生成高度较高的冰脊，溢流冰起始位置随着MVD 的增加而往前移动。
3.2.2 LWC 影响
其他试验条件与基准设计状态一致，LWC 分别为0.45 g/m3和1.5 g/m3，即试验车次为R04 和R05，具体试验结果如图11、12 所示。
图11 防冰表面溢流冰(R04)Fig.11 Runback ice accretion details(R04)
图11 中翼型前缘加热区内无冰，溢流冰从加热片D范围内开始生成，起始距离位于加热片B后缘线约5 mm 处。溢流冰为典型溪状冰，溢流密集区在20%弦长线内，冰高度0.1～0.35 mm。图12为LWC 增大至1.5 g/m3时的溢流冰生成情况，上翼面从加热片D后开始形成典型溪状溢流冰，并有间隙地覆盖整个上翼面区域至尾缘；
冰高度0.2～0.3 mm。由图11 可知，溪状溢流冰初始形成时相互之间有间隙。结合基准设计状态试验结果，说明LWC 越大，溢流冰起始位置越靠后，同时溢流冰在翼面的溢流范围越广。
图12 防冰表面溢流冰(R05)Fig.12 Runback ice accretion details(R05)
综合上述试验结果，绘制不同云雾条件下溢流冰生成起始位置分布，如图13 所示。当MVD 从20.1 μm 增加至36 μm 时，生成溢流冰的起始位置更加靠近翼型前缘；
当LWC 从0.45 g/m3增加至1.5 g/m3时，溢流冰起始位置向翼型尾缘移动。关于溢流冰起始位置与MVD 和LWC 之间的影响规律需要做进一步的试验研究分析。
图13 不同云雾条件下溢流冰起始位置分布图Fig.13 Initial location of runback ice accretion at different icing conditions
3.3 加热功率
因防护能量不足导致生成溢流冰很常见，试验状态R06 和R07 下分别将加热膜的加热功率上调20%和下调20%，之后在冰风洞中进行防冰试验，观察翼型表面溢流冰因加热功率的改变而发生的变化，分析其影响规律。溢流冰试验结果如图14所示。加热功率上调20%后溢流冰从加热区后方15%弦长线开始生成，稀疏分布于整个上翼面，冰高度0.3～0.9 mm。当加热功率下调20%后，翼型防冰表面溢流冰生成情况如图15 所示。喷雾3 min 停止后，溢流冰从加热区域B后缘线开始形成，开始是典型溪状溢流冰溢流范围集中于15%弦长线后五格区域，高度约0.5 mm；
分析试验视频能观察到喷雾2 min 左右溢流冰起始位置处开始形成明显冰脊，冰脊高度2.2 ～5.6 mm；
生成冰脊之后溪状溢流冰溢流范围不再增加。前缘因加热膜上布置热电偶的间隙，有3 段明显残留冰，从右至左宽度分别为17、11.15 和14.5 mm。
图14 防冰表面溢流冰(R06)Fig.14 Runback ice accretion details(R06)
图15 防冰表面溢流冰(R07)Fig.15 Runback ice accretion details(R07)
翼型前缘加热功率的改变直接影响防冰表面的温度分布，喷雾前后翼型中间测温截面的温度分布曲线如图16 所示。未喷雾之前，相比基准设计状态上调20%加热功率后，翼型表面温度上升约4 ℃，下调20%加热功率后，翼型表面温度下降约2 ℃。喷雾3 min 后，所有状态下翼型表面温度均有所下降，但依然是上调20%状态时防冰表面温度最高，此状态下溢流冰起始位置也距离前缘最远，如图17 所示。
图16 喷雾前和喷雾3 min 后防冰表面温度曲线(R06，R07)Fig.16 Leading edge skin temperature distributions before spray and after spray(R06，R07)
图17 不同加热功率下溢流冰起始位置分布图Fig.17 Initial location of runback ice accretion at different heat powers
当加热功率下调20%后，试验发现在溪状溢流冰生成之后继续生成明显冰脊，提取冰脊生成区域内1#、2#和3#热电偶的温度数据如图18 所示。喷雾130 s 后1#热电偶对应表面温度Ts低于0 ℃，即加热区D的表面温度开始低于0 ℃，这时加热区内水滴溢流到此处开始冻结，之后防护区内的液态水逐渐在此堆积形成冰脊，冰脊之后不再有水滴往后溢流。
图18 冰脊区域翼型表面温度变化曲线(R07)Fig.18 Wing skin temperature distributions of ice ridge re‑gion(R07)
3.4 环境温度影响
在研究环境温度对翼型防冰表面溢流冰生成的影响时，以基准设计状态的环境温度为基础进行上下延伸，进行了环境温度分别为-5 ℃和-9 ℃的防冰试验，即试验状态R08 和R09。图19 为当环境温度升至-5 ℃时翼型表面溢流冰情况。可以看出，约从25%弦长线开始生成溪状溢流冰，展向集中分布于100～350 mm 区域内；
溢流冰高度0.2～1.2 mm；
与基准设计状态环境温度-7 ℃相比，溢流冰的起始位置往后移动，生成范围更广。当环境温度降至-9 ℃时，翼型防冰表面溢流冰生成情况如图20 所示。翼型前缘防护区域内有冰覆盖，说明此状态下电加热防冰系统防护能量不足，未达到预期防冰效果。喷雾开始时防护区内液态水往后溢流形成溪状溢流冰，不到1 min 溢流冰起始位置处开始形成冰脊，并逐渐覆盖加热区。最终整个加热区内生成有间隙的颗粒状冰脊，呈向前倾斜式生长，大小不一，高度6～9.6 mm；
紧跟冰脊后方的是密集分层的溪状溢流冰，高度约1.2 mm。
图19 防冰表面溢流冰(R08)Fig.19 Runback ice accretion details(R08)
图20 防冰表面溢流冰(R09)Fig.20 Runback ice accretion details(R09)
试验中观察到环境温度为-9 ℃时，喷雾1 min左右，防护区后方典型溪状溢流冰前生成颗粒状冰脊，全部位于加热区D内，进而覆盖整个防护区。因此提取加热区D、B和A对应的测温热电偶1#、3#和5#的温度变化曲线进行分析，如图21所示。从图中可知喷雾40 s 后加热区D表面温度从4 ℃降至0 ℃，此时防护区内液态水溢流至此处开始冻结，随着喷雾继续，加热区D表面温度继续下降，冻结的溢流冰逐渐向防护区内移动，最终覆盖整个防护区，说明此状态下电加热防冰系统失效。
图21 冰脊区域翼型表面温度变化曲线（T=-9 ℃）Fig.21 Wing skin temperature distributions of ice ridge re‑gion(T=-9 ℃)
本文基于中国航空工业空气动力研究院FL‑61 结冰风洞开展了平尾后掠翼型电加热冰风洞试验研究，针对结冰条件风速90 m/s，环境温度-7 ℃，MVD 20.1 μm ，LWC 1.0 g/m3，喷 雾时间3 min，利用加热翼型前缘蒙皮的方法得到所需的相关溢流冰外形；
当前缘加热膜功率密度0.46、0.4 和0.27 W/cm2时，翼型防冰表面防护区后方生成典型溪状溢流冰，以此为研究基准状态，通过改变环境温度、云雾参数和电加热功率条件，观察翼型防冰表面溢流冰的冻结特征，得到以下溢流冰生成的相关规律：
（1）当MVD 从20.1 μm 增加到30 μm 时，溢流冰类型由溪状冰变成典型的冰脊；
随着MVD 增大，防护区后方溢流冰生成起始位置逐渐往翼型前缘移动，溢流冰高度也随之增加。当LWC 从0.45 g/m3增大至1.5 g/m3时，防护区后方均生成典型溪状溢流冰，生成的起始位置随着LWC 增大而往后移动，溢流冰的溢流长度也随之变长。
（2）防冰表面提供的加热功率降低后，防护区后方生成溢流冰类型从溪状冰转变成冰脊，当加热功率低至一定值后，溢流冰逐渐向防护区内生成，易导致防冰失效；
而当加热功率增加时，溢流冰生成的起始位置会向后移动，溢流范围也逐渐增大。
（3）环境温度降低时，若加热功率不变，翼型防冰表面溢流冰生成的起始位置逐渐向前缘移动；
环境温度继续降低时，溢流水逐渐向防护区内冻结，直至覆盖整个防护区，导致防冰系统失效。
