民機結冰風洞試驗相似參數轉換方法淺析

李秋捷

【摘 要】結冰現象是飛機在飛行中普遍發生的現象，會對飛機的性能和操縱性造成不利的影響，比如說升力系數的下降，阻力的上升，俯仰性能的變化。研究飛機結冰過程以及結冰后氣動性能的變化一系列冰風洞試驗有著不可取代的必要性。由于冰風洞中能模擬的試驗條件有限，就要用到結冰相似參數的轉換來在冰風洞中得到與在真實飛行中相似的流場及相似的液滴軌跡等條件。本文主要結合現代民機冰風洞試驗來梳理和研究實用的相似參數轉換方法，得到一系列公式體系，使冰風洞的實驗條件能夠滿足實際飛行參數包線。

【關鍵詞】結冰；結冰風洞試驗；參數轉換

【Abstract】Icing is a universal phenomenon during Civil Aircrafts flying，and it will poses a hazard both to performance and controllability of an aircraft.For example，the descend of lift coefficient，the ascend of drag and the changing of the pitching performance.There is significant necessity to do Icing Wind Tunnel test to analysis the icing process and the variation of the aerodynamic performance after icing.The similarity parameter scaling is needed to gain the similar flowfield and drop trajectory with the real flight situation because there are many limitations in the Icing Wind Tunnel test. In this paper，few scaling methods will be discussed combine with the modern civil aircraft Icing Wind Tunnel test，few series of equations will be derived and to make sure that the Icing Wind Tunnels test condition can match the real flight parameter envelop.

【Key words】Icing；Icing Wind Tunnel Test；Scaling Methods

0 引言

1）結冰簡介

結冰無論對于在地面待飛的還是起飛后的飛機都會造成危險。在地面上由于降水的凝固，冰會在飛機的上表面積累。結冰層有時候可能會難以察覺但是因為它會使阻力上升升力下降，所以會對起飛產生更多的風險。

當飛機飛過過冷云層時就會導致飛行中的結冰。當水在低于零攝氏度時依然以液體的狀態存在，這種現象叫做過冷。當周圍環境的溫度低于冰點時，云層中懸浮的水滴常會處于過冷狀態。當過冷水碰撞表面時它們就會結冰，導致的冰增加會讓飛機面臨危險。飛機飛過過冷云層時，發動機進氣口前端、機尾平面、機翼或方向舵和儀器的探測器上都會受影響而形成冰層。發動機進氣口結冰會扭曲進入的空氣，掉下的冰塊進入壓氣機會損壞葉片，燃燒室也可能會有突然冒火焰的現象。在氣動面上結冰會導致升力逐漸下降和阻力的增加。

2）相似參數轉換簡介

為了確定結冰對飛機部件性能的影響，飛機和部件制造商必須非常徹底的測試新產品。這種測試會在設計的過程中進行，同時也是為了驗證某些性能。飛行測試也是非常必要的，但是非常的昂貴而且只有在大氣中存在結冰環境的情況下才能進行。更進一步說，要找到極端的液滴尺寸以及滿足測試包線的液態水對時間的消耗是非常大的。冰風洞可以用噴水和冷卻系統來模擬自然結冰，同時也能控制云層狀態、溫度和流速來使試驗安全、方便和相對的經濟。一些升力和阻力變化的測量也可以在冰風洞中進行，同時冰型也會得到記錄。了解了給定的模擬飛行和云層情況之后進行的試驗得到的冰型，研究人員可以得到更加準確的不管是實際飛行中還是氣動風洞中的有關氣動損失的信息。在機翼的前緣附上一層和冰型一樣的某種材料（木材，塑料等）可以實現上述的研究。

1 幾種相似參數轉換的方法

準確的相似參數轉換需要保證幾何相似，流場相似以及液滴軌跡的相似，相似參數的轉換有的對試驗條件進行轉換，有的對模型尺寸進行轉換。在民用客機冰風洞試驗研究中相似參數的轉換主要圍繞著試驗條件的轉換。首先需要的是一系列直接能得到的作為參考的基礎條件包括：前緣直徑（兩倍前緣半徑）d，溫度tst，壓力pst，風速V，液滴直徑（MVD）？啄，液態水含量LWC，以及暴露結冰時間？子等。根據這些條件能計算出響應的參數包括：馬赫數M，慣性參數K0，積聚系數Ac，凝結率n0，液滴能量轉換系數，空氣能量轉化系數？茲，雷諾數Re，韋伯數We，駐點收集率？茁0等。然后根據試驗條件的限制，得到新的一組試驗基礎條件，然后對應需要匹配的相似參數，來確定剩下基礎條件的值。

在過去的30多年中，來自世界各地的不同學者對冰風洞試驗中的相似參數轉換有了很多的研究，對原始條件下和相似轉換后的條件下的冰型進行比較，形成了很多種不同的相似參數轉換的思路，有的已經被發布并且廣泛的應用。具體內容見表1[1]。

1.1 試驗條件的相似轉換

由于試驗風洞或其他設施的一些原因，試驗的溫度（t），壓力（p），風速（V），液滴直徑（？啄），液態水含量（LWC）等條件會受到一些限制，和理想狀態之間會有一定的差異，這就需要我們對它們進行相似轉換以使得它們處于試驗設備的容許范圍之內。

轉換試驗條件的方法可以在表2[1]中找到，這里建議用表1中的Olson的方法來轉換液態水含量LWC或是溫度tst。表中字母的含義和表1[1]中的相同。

1.2 模型尺寸的相似轉換

由于試驗風洞或設備的限制，試驗的模型可能需要進行縮小。這里要用到相關模型尺寸的相似轉換來使轉換后的模型上產生的冰型和全尺寸模型或是參考的模型尺寸上產生的冰型也相似。表3[1]包括了比較常用的三種方法來得到相應縮比模型尺寸下的試驗條件。模型的幾何外形和攻角都沒有變化。

2 相似轉換的應用

2.1 冰風洞試驗面臨的試驗參數問題

2.1.1 風洞模型試驗狀態與全機實際飛行狀態之間的區別

冰風洞試驗初步選取的試驗狀態是根據結冰參數敏感性分析、確定臨界冰形思路及相關試航條例要求，并基于三維全機飛行狀態制定的，但在冰風洞中進行二維模型或局部三維模型的結冰試驗，兩者試驗條件是有所不同的。

2.1.2 冰風洞的試驗能力及試驗參數限制

為了使冰風洞試驗結果與實際飛行的結冰情況一致，應采用全尺寸（1：1）的試驗模型在對應的結冰條件下進行試驗，但冰風洞的實際模擬能力限制了這種理想方法的實現。因為實際的結冰氣象條件和飛機飛行條件參數范圍很寬，由于制造工藝和設備的限制，在冰風洞內不可能完全實現這些條件。

2.2 計算過程淺析

2.2.1 模型尺寸的相似轉換

基于適航條例[2]里的相關規定，我們研究等韋伯數的Ruff的方法。首先需要一系列轉換前的參考參數，包括cR，tst.R，ptot，VR，？啄R，LWCR，？子R等參數。隨后需要用這些基本的參數來計算得到一系列相關的參數供之后的相似轉換使用（具體參數將在轉換過程中提到）。

2.2.2 基于民機風洞試的驗參數轉換

民用飛機的結冰風洞試驗主要的關注的區域就是機翼前緣位置。結冰風洞試驗的模型一般采用等效弦長的混合翼設計方法，來保證前緣的壓力分布以及液滴的軌跡以及理想的模型尺寸。具體方法在這里不具體展開，混合翼的設計見圖1[8]。

3 小結

本文結合現代民用飛機發展的現狀，介紹了結冰現象以及結冰的研究在民用飛機設計研發過程中的重要的地位。冰風洞試驗作為研究飛機結冰特性的重要手段在民用大型客機研發中被普遍的使用，而結冰參數轉換則是冰風洞試驗的關鍵技術之一，有著其不可回避的必要性。文中先梳理和介紹了當今世界參數轉換方法研究的成果，之后結合國內民機結冰風洞試驗的相關情況，進行了簡單的參數轉換過程介紹。計算過程可以作為后續相關結冰風洞試驗的參考。

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[責任編輯：田吉捷]