美國NASA結冰試驗設備體系綜述

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冰研究試驗設備體系。本文歸納總結了NASA結冰設備體系組成，主要包括IRT風洞、PSL-3發動機實驗艙、“雙水獺”結冰研究飛機、數值計算工具和基礎研究風洞等；闡述了IRT風洞和PSL-3發動機試驗艙兩座核心設備結冰模擬能力發展情況；分析了NASA結冰研究設備能力拓展策略。研究表明，NASA已從過冷小水滴為代表的傳統結冰研究向過冷大水滴和以冰晶為代表的現代結冰研究發展；同時，NASA結冰試驗設備體系也進入以IRT風洞和PSL發動機實驗艙為核心的雙核心時代。本文旨在為國內飛行器結冰研究領域設備體系發展提供參考。

關鍵詞：結冰風洞；發動機結冰設備；結冰設備體系；結冰

中圖分類號：V211.74文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.05.001

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

本文通過梳理美國國家航空航天局（NASA）結冰試驗研究設備體系構成，簡述其核心結冰試驗設備發展動向，以便更好地促進我國飛機結冰試驗研究領域設備建設。

1 NASA結冰試驗設備體系

從20世紀20年代到40年代末，美國結冰研究主要以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（現在的格倫）研究中心IRT風洞結冰云模擬噴霧系統技術的突破，結冰試驗研究從以飛行試驗為主轉向以結冰風洞試驗為主，艾姆斯研究中心的結冰研究飛機等設備和技術力量集中到了劉易斯研究中心。80年代以來，隨著計算機技術和數值計算技術的發展，結冰數值計算軟件NASA/LEWICE得到快速發展和廣泛應用，以試驗研究成果發展/驗證結冰數值計算工具，成為NASA結冰研究的一種發展模式。結冰試驗研究形成了地面風洞試驗、計算流體力學（CFD）數值模擬計算、空中飛行試驗并存的格局。如今，NASA格倫研究中心構建了世界上最為完善的結冰試驗研究設備體系（見圖1）。NASA格倫研究中心結冰試驗設備體系如下。

（1）結冰研究風洞

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

（2）推進系統實驗室

NASA格倫研究中心的推進系統實驗室建成于1973年，是一座直連式發動機試驗設備，擁有PSL-3和PSL-4兩個實驗艙，主要用于渦扇、渦軸、基于渦輪組合循環和無人航空器全尺寸發動機的推進試驗。20世紀90年代以來，大量高空冰晶引起的發動機動力損失事件，使發動機結冰研究得到美國聯邦航空局（FAA）和NASA的重視。2008年，PSL-3實驗艙開始論證發展冰晶和常規結冰研究能力，2012年完成設備結冰試驗能力升級改造，成為NASA結冰試驗研究的核心地面設備[3]。

（3）結冰機理研究風洞

在結冰機理研究方面，NASA發展了立式結冰研究風洞和水滴成像風洞。立式結冰研究風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，設計點速度17m/s。水滴成像風洞用于水滴運動研究，試驗段尺寸0.15m×0.15m，空風洞風速78m/s，配有科氏高速相機和激光片光及放大相機[4]。

（4）飛行結冰模擬訓練器和結冰云地面遙測設備

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

（5）結冰研究飛機“雙水獺”

NASA的“雙水獺”結冰研究飛機背部有固定試驗模型的平臺，飛機自身重要部位具有良好的結冰防護措施，能夠適應必要的飛機結構改裝，滿足結冰試驗研究的需要。該飛機主要用于自然結冰氣象條件下飛行結冰試驗或結冰氣象條件數據采集。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備[5]。

（6）數值計算工具

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

2兩座核心地面結冰試驗設備

2.1 IRT風洞

NASA格倫研究中心結冰研究人員、工程師和技術人員依托IRT風洞建立了當今世界飛機結冰和防除冰技術體系。IRT風洞建成以來進行了6次大的改造。1986年更新驅動電機，功率增加到3700kW；電機控制改為變步長數字系統；風洞的其他控制也從模擬式升級為數字式；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，提高了試驗風速；增加了噴霧桿數量；1996—1997年，安裝了新噴霧桿子系統并升級控制系統；噴霧桿數量進一步增加到10個，結冰云的范圍和均勻度增加了近一倍，穩定結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、天花板鋼結構；改進部分洞體的隔熱，減小熱載荷對交換器的影響。

根據2009年《美國復興與再投資法案》，2011年，IRT風洞獲得優先改造資金。NASA格倫研究中心對IRT進行了制冷廠和風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）。改造后進一步降低了風洞湍流度，空風洞最大速度提升到180m/s，最低氣流靜溫可達-43℃，溫度場均勻性達到±0.2℃。2012年，IRT進行了改造后的初步校準，研究發現增設噴霧耙立桿可以有效改善云霧場的均勻性。按照“結冰風洞校準與驗收”標準（SAE ARP 5905）要求，2014年，IRT風洞進行了改造后的全面校準，2015年又進行了中間校準[7]。

目前，IRT風洞試驗段尺寸2.7m×1.8m×6.1m，校準風速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等粒徑測量設備；配備有熱線、冰刀等液態水含量測量設備；配備有Faro公司三維冰型掃描儀[8]。

2.2 PSL發動機設備

PSL是NASA直連式全尺寸航空發動機（中/小型）工作性能測試設備，能夠模擬高空飛機飛行時發動機工作條件。20世紀90年代以來，高空冰晶導致的發動機動力損失事件經常發生，據美國FAA統計，1990—2008年，全球發生飛機結冰事故388起，其中，高空發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結冰模擬能力[9]，該計劃得到了FAA發動機調校工作組（EHWG）的支持。歷經三年，2012年，PSL-3完成發動機冰晶和常規結冰試驗能力升級改造，成為世界上第一個具備冰晶模擬能力的發動機試驗設備（見圖3）。

冰晶的產生有刨冰法和冷凍法，根據發動機試驗實際需要和結冰技術的成熟度，PSL-3試驗艙冰晶制造采用冷凍法，噴霧耙技術與IRT風洞類似。PSL-3試驗艙配備的結冰試驗系統是可拆裝的，因此，不影響常規發動機試驗。PSL-3試驗艙結冰模擬能力見表1。

PSL-3試驗艙直徑7.3m，長11.9m，結冰試驗直連發動機的管道直徑約0.9m。試驗介質可以是大氣空氣、加熱空氣或冷空氣，高度模擬27000m。設備配備有六分量推力系統（22700kgf≈227kN）、1600通道的數據采集/顯示系統、高響應瞬態數據系統。

PSL-3試驗艙結冰試驗噴霧系統由10個噴霧耙，共計222個噴嘴組成，其中，標準（Std）噴嘴110個，1型（Mod1）噴嘴112個[10]。云粒子測量設備有云成像探頭（CIP）和云小水滴探頭（CDP）；云水含量測量設備有魯棒和多線探頭；結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面向未來結冰試驗能力拓展策略

在美國聯邦航空局有關飛機的各種適航規章中，有100多處提到了“結冰”。傳統結冰研究的環境條件是依據FAR 25附錄C界定的結冰環境認證包線，飛機結冰研究主要針對兩大部分，一是飛機外部結構結冰研究，如機翼、尾翼等；二是發動機結冰研究，如螺旋槳轂蓋、螺旋槳、風扇和短艙等[11]。傳統結冰研究主要針對過冷小水滴結冰云環境條件，IRT風洞基本可以應對飛機結構和部分發動機模型結冰研究的需要（見圖4）。

2014年，FAA正式頒布了SLD、冰晶和混合相結冰適航要求，擴大了飛機結冰適航環境條件。面對新的結冰適航環境條件要求和進一步提高結冰研究模擬準確性的要求，僅靠IRT風洞的低速結冰模擬能力，不能滿足高空、高速發動機結冰試驗需求。NASA面向未來結冰試驗能力拓展策略表現在以下兩個方面[12]。

（1）IRT風洞重點針對FAR 25附錄O提升SLD模擬試驗能力

FAR 25附錄O規定的SLD結冰云環境條件參數模擬包括：凍細雨（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風洞采用標準（Std）噴嘴、1型（Mod 1）噴嘴或者二者組合的方式，通過調節噴嘴霧化空氣壓力和水壓力，控制所產生水滴的直徑[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典型校測結果與FAR 25附錄O條件的比較，IRT風洞部分可以滿足附錄O要求。

（2）PSL-3發動機實驗艙針對FAR 33附錄D/P拓展冰晶模擬試驗能力

渦輪風扇發動機結冰主要發生在發動機進氣道前緣、帽罩、風扇、分離環、壓氣機轉子和靜子葉片、導流隔板等關鍵部件發生的結冰現象[14]。過冷液態水導致的結冰主要威脅渦扇發動機的進氣道前緣、風扇和低壓壓縮機前三級。冰晶結冰研究則主要發生在發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發動機實驗艙，完成高空、高速渦輪噴氣發動機過冷液態水和冰晶結冰研究，滿足FAR 33附錄D/P需求（見圖7）[15]。

4結束語

美國NASA結冰試驗設備體系是在長期實踐中不斷發展完善的。在以過冷小水滴研究為代表的傳統結冰研究主導時期，NASA結冰試驗設備體系是以IRT風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代結冰研究發展需要，NASA結冰試驗設備體系已經發展為以IRT風洞和PSL-3發動機實驗艙為核心的雙核心體系。PSL-3發動機實驗艙將彌補IRT風洞在高空、高速結冰模擬能力上的不足。未來IRT風洞和PSL-3發動機實驗艙聯合，將能更好地滿足飛機結構/發動機在SLD和冰晶條件下結冰研究的需要。

參考文獻

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[15]Thomas A G. PSL icing facility upgrade overview[R]. NASA R-20140008692，2014.

（責任編輯陳東曉）

作者簡介

戰培國（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