平尾防冰表面溢流冰生成規律試驗研究

裴如男，朱東宇，束 珺

（1.中國航空工業空氣動力研究院，沈陽 110034；2.沈陽市飛機結冰與防除冰重點實驗室，沈陽 110034；3.高速高雷諾數氣動力航空科技重點實驗室，沈陽 110034；4.中國商飛上海飛機設計研究院，上海 201210）

飛機平尾結冰是指遭遇結冰氣象條件時，平尾表面聚集冰層的現象。結冰改變了平尾的氣動外形，平尾氣動特性惡化，影響飛機的縱向操縱性和穩定性，嚴重時甚至發生平尾失速，直接導致飛行事故［1］。平尾結冰會導致平尾性能的改變，改變的程度與結冰的程度、冰型以及飛機的飛行狀態有關。由于尺寸效應，飛機平尾結冰幾率和結冰程度一般大于機翼、機身等部件［2］。平尾結冰失速發生時通常飛行高度低，飛行員難以有足夠時間做出處置，極易造成飛行事故［3］，這更加凸顯出平尾結冰預防的重要性，即需要在平尾上安裝結冰防護系統。從安全角度看，防冰比除冰措施更穩妥，但假如飛機遭遇超出設計范圍的嚴苛結冰條件，如大粒徑過冷水滴環境，防冰系統開啟后更容易在防護區后方形成溢流冰，如1994 年美國Roselawn 發生的ATR 飛機墜毀事故，就是在嚴重結冰天氣，即過冷大水滴（Supercold large droplet，SLD）下有結冰防護系統的翼型表面形成冰脊狀溢流冰［4］，相比流向冰和角狀冰對升阻的破壞都大。2005 年美國聯邦航空局FAA 在適航咨詢通告［5］中特別提出需要對SLD 引起的特殊冰形進行審定。隨后有關SLD 條件翼型表面溢流冰生成的問題開展了較多研究［6?7］，但 若 防 護 能 量 不 足 時，即 使 飛 機 沒 有 遭 遇SLD 條件，翼型防護區后方也很容易生成溢流冰；而在有限的關于溢流冰研究的文獻資料中，應用較為廣泛的是數值分析方法，文獻［8］通過求解水膜破裂后的速度分布得到溪狀流外形，認為當溢流水膜厚度小于臨界水膜厚度時即發生破裂，撞擊區域內形成的連續水膜不會破裂，假設水膜在撞擊極限處立即破裂成溪狀流。文獻［9］基于液/固相變及液膜流動理論研究了防冰表面溢流水條件下的結冰過程，計算分析了來流參數對冰層生長特性的影響，發現在溢流條件下，來流溫度和速度是影響冰層生長速率的主要原因。文獻［10］運用數學方法推導水膜破裂前后的速度分布及臨界厚度，結果表明引入溪狀流模型后，增大的溢流范圍會較大程度影響防冰系統熱載荷分布，其中同樣假設水膜在撞擊極限處破裂。文獻［11］建立了防冰表面溢流水水膜流動換熱及破裂數學模型，研究了來流速度對表面連續水膜厚度及主要散熱項、破裂點溪流厚度與寬度的影響，來流速度越大，溢流水水膜破裂臨界厚度和溢流范圍隨之增加；同樣假設在水滴撞擊極限處水膜破裂。假設的破裂位置其實與實際溢流水試驗的水膜破裂位置有較大誤差，因此文獻［12］基于冰風洞試驗的溢流水破裂位置，建立了防冰表面的水膜流動數學模型來求解溢流水外形，發現來流速度和迎角對溢流范圍都有影響，而計算結果在來流速度較高時與冰風洞試驗結果符合得更好些。

在翼型防冰表面溢流水方面開展的研究較多，關于溢流冰的研究早期常用特征和形狀簡化的人造冰形模擬溢流冰外形，如文獻［13］采用3 種三角形模擬溢流冰外形，并將其放置于翼型表面不同弦長位置處進行風洞試驗，揭示了氣動特性與溢流冰外形及生成位置緊密相關。但簡化冰形失去了較多真實溢流冰外形的細節特征，因此文獻［14］通過翼型熱氣防冰系統冰風洞試驗研究防冰表面的溢流冰生成情況，試驗中觀察到翼型展向溢流冰隨著環境溫度的降低變化明顯；環境溫度-1 ℃左右，溢流冰沿展向呈分層溪狀冰結構，溫度降低逐漸形成冰脊，局部有較大體積冰生成。不足的是，其并未深入探索不同類型溢流冰生成的原因。文獻［15］研究了翼型表面溢流冰對氣動性能的影響，由于溢流冰試驗的翼型與氣動試驗不一致，對溢流冰外形進行了一定程度的保真處理后貼放于氣動試驗翼型表面，結果發現低雷諾數條件下縮比后溢流冰對氣動性能影響較大，說明低雷諾數下需要保留幾何細節的全尺寸溢流冰。文獻［16］采用硅膠底冰形鑄模技術完整模擬試驗獲取的溢流冰特征細節，在低溫條件下加速模型固化成形，獲得高保真三維全尺寸溢流冰外形。之后將鑄成的溢流冰模型再生成于平板表面，為在克萊菲爾德風洞完成的氣動性能試驗［17］提供溢流冰外形，并與簡化的溢流冰外形試驗數據進行對比，發現最常用的三角形簡化冰結果最為保守。

綜上所述，關于平尾防冰表面溢流冰的研究很重要，開展的工作卻很少。就目前數值分析方法來說，準確判斷防冰表面溢流水破裂位置、溢流冰起始位置等還是離不開試驗手段。溢流冰的生成難以預測和控制，試驗研究方面獲得溢流冰的主要方法是在結冰環境中，加熱防護區后防護表面未凍結或融化形成的液態水在氣動力作用下往后溢流，溢流過程中一部分受熱蒸發，另一部分繼續往防護區外溢流并再次凍結形成溢流冰，防冰功率直接影響防護表面溫度，進而影響溢流冰起始位置、溢流范圍和溢流冰類型等，因此防冰能量越精準可控，越能生成所需求的溢流冰類型，從而更好地開展溢流冰生成規律研究。本文據此選擇了加熱功率可精準調控的電加熱防冰系統，安裝于典型平尾后掠翼型模型前緣內部，通過冰風洞電加熱防冰試驗獲得不同類型的溢流冰，觀察各種因素對后掠翼型防冰表面溢流冰生成的影響，分析溢流冰的生成規律，為平尾后掠翼型防冰系統的性能評估提供依據。

1 冰風洞試驗設施

1.1 FL?61 結冰風洞

本文試驗在中國航空工業空氣動力研究院FL?61 結冰風洞（圖1）中完成，該風洞為回流式冰風洞，由動力系統、制冷系統、噴霧系統、真空系統、試驗段、測控系統、多通道電加熱控制系統、視頻監控系統和其他輔助設備等組成。FL?61 風洞結冰試驗段設計風速可達210 m/s，試驗段總溫范圍為-40～60 ℃，試驗段截面尺寸0.6 m×0.6 m，試驗段全長2.7 m。噴霧系統由安裝在穩定段的13排噴霧耙共121 個噴嘴組成，可模擬液態水含量（Liquid water content，LWC）為0.2～3 g/m3和水滴 直 徑（Median volumetric diameter，MVD）為15～50 μm 的結冰云霧。液態水含量合水滴直徑等參數控制精度合云霧均勻性依據SAE ARP 5905［18］進行校測，典型條件下的試驗段界面液態水含量均勻性云圖如圖2 所示。

圖1 FL-61 結冰風洞結構圖Fig.1 Structral drawing of FL-61 icing wind tunnel

圖2 試驗段云霧均勻性Fig.2 Cloud uniformity in test section

模型前緣電加熱防冰系統由多通道電加熱控制柜連線控制。該控制柜運用數字電路觸發可控硅實現功率可調的輸出，每臺控制柜均包含2 路220 V 輸出、1 路380 V 輸出，輸入電壓均為380 V。試驗中在控制界面上輸入給定功率，電加熱功率滿足本次試驗所有需求。

1.2 試驗模型

某典型運輸機平尾后掠角度約15°，翼型剖面為通用對稱翼型NACA0012，因此本次試驗模型確定為后掠角度15°的NACA0012 翼型。模型翼型弦長500 mm，等弦長后掠15°，展向長度594 mm，水平安裝于試驗段截面尺寸0.6 m×0.6 m 的冰風洞內；翼型材料為3 mm 厚7075 鋁材，整體銑制成型，如圖3 所示。

圖3 試驗模型Fig.3 Test model

翼型前緣蒙皮至35%弦長處可拆卸，蒙皮前緣內部安裝多層結構電加熱組件，蒙皮內部第1 層為聚酰亞胺加熱膜，是一種三明治結構的金屬柔性電熱膜，厚度0.1～0.5 mm，使用溫度范圍-80～180 ℃，最高功率密度可達3 W/cm2，電壓范圍1.5～380 V；第2層為隔熱墊，導熱系數小于0.1 W/（m·K），緊貼于加熱膜背面，主要目的是阻止熱量向模型內部擴散。圖4 給出了試驗模型水平安裝于冰風洞試驗段內的實物圖。

圖4 試驗模型在FL?61 結冰風洞中的安裝實物圖Fig.4 Installation of electro-thermal test model in FL-61 ic?ing wind tunnel

1.3 溫度測量

試驗模型沿展向溢流冰研究的有效長度約400 mm，等間距截取3 個蒙皮測溫截面，相互間隔150 mm（圖3）。在翼型前緣沿弦向A、B、C、D、E處布置5 個蒙皮內部加熱膜（圖5）。以翼型幾何零點為參考點，A處加熱膜總弧長12 mm，上、下翼面弧長各6 mm；B處加熱膜弧長35 mm；C處加熱膜弧長85 mm；D、E處加熱膜弧長分別為20 mm。試驗過程中使用T 型熱電偶測量蒙皮表面溫度，每個測溫截面布置9 個熱電偶（1#～9#），安裝于前緣蒙皮表面加工的直徑1 mm 通孔內，外部填充鋁粉。弦向測溫孔布置見圖5，模型在幾何零點位置布置一個熱電偶，即5#熱電偶，然后沿弦向在上、下翼面各布置4 個熱電偶，熱電偶之間相距弧長標注在熱電偶編號后。

圖5 弦向熱電偶布置示意圖Fig.5 Chordwise distribution of thermocouples

2 試驗方法

2.1 試驗方法

試驗通過在結冰環境中，利用加熱翼型前緣蒙皮的方法得到所需的相關溢流冰外形。通過改變風速、環境溫度、云霧參數和電加熱功率條件，觀察防護表面溢流冰的凍結特征。需要研究的影響因素較多，為了降低試驗成本，在較短時間內利用有限的試驗車次達到預期的試驗目的，試驗初始選定一個基準設計狀態，以此為基礎改變風速、溫度和云霧條件等進行防冰試驗。溢流冰試驗需要測量的參數主要有：冰起始位置、高度、范圍和加熱膜的加熱功率和蒙皮表面溫度。

2.2 試驗內容

試驗過程中風洞環境溫度穩定后開啟電加熱膜，待模型表面溫度穩定后，開啟噴霧系統，達到試驗狀態要求時長3 min 后關閉噴霧系統和電加熱系統，打開駐室大門測量所需溢流冰參數。試驗段試驗示意圖如圖6 所示。上壁面觀察窗外的攝像頭記錄每個試驗狀態的試驗過程，溫度采集系統全程采集蒙皮表面溫度數據，根據這些試驗數據能很好地觀察分析后掠翼型防冰表面溢流冰的生長過程。每個試驗狀態結束后，拍照記錄翼型表面溢流冰細節，用以分析起始位置、溢流范圍等關鍵參數。溢流冰生成規律試驗狀態車次表見表1，所有狀態的噴霧時長均為3 min。

圖6 溢流冰生成試驗示意圖Fig.6 Experimental configuration of runback ice accretion

表1 溢流冰生成規律試驗狀態車次表Table 1 Test states of formation rules of runback ice

3 結果與分析

3.1 基準設計狀態

首先進行基準設計狀態，即車次R01 狀態，風速90 m/s，環 境 溫 度-7 ℃，MVD 為20.1 μm，LWC 為1.0 g/m3，噴霧時間3 min，當加熱膜功率密度為0.46、0.4、0.27 W/cm2時，翼型防冰表面會生成典型溪流狀溢流冰（圖7）。從圖7 中可以看出，翼型前緣加熱區無冰，溪狀溢流冰從加熱區D后緣線開始形成，密集分布至30%弦長線處，此范圍內溢流冰最大高度約1 mm。

圖7 防冰表面溢流冰(R01)Fig.7 Runback ice accretion details(R01)

模型中間測溫截面的溫度分布曲線如圖8 所示。噴霧前蒙皮表面溫度平均維持在10 ℃左右，1#和9#熱電偶測量的是未開啟加熱膜的加熱區D和E的表面溫度，因此溫度較低。噴霧3 min 停止時翼型表面溫度降低了8 ℃左右，維持在約2 ℃，此時加熱區無冰生成，加熱區D前部區域溫度1 ℃左右，因此無冰生成，溪狀溢流冰從加熱區D后方開始形成，說明這里溫度逐漸降低至冰點。

圖8 防冰表面溫度變化曲線(R01)Fig.8 Leading edge skin temperature distributions(R01)

3.2 云霧參數

基準設計狀態下LWC=1.0 g/m3，MVD=20.1 μm，研究云霧參數對翼型防冰表面溢流冰生成的影響時，單獨改變液態水含量或水滴平均直徑，以此來獲得不同云霧參數下防護表面溢流冰生成的變化規律。

3.2.1 MVD 影響

其他試驗條件與基準設計狀態一致，僅MVD增大為30 μm 和36 μm，即試驗車次為R02 和R03，具體試驗結果如圖9、10 所示。

圖9 防冰表面溢流冰(R02)Fig.9 Runback ice accretion details(R02)

依據試驗段云霧條件校測經驗，在水滴平均直徑稍大的情況下，冰風洞試驗段水平方向兩側的云霧水含量稍小，會導致翼型防冰表面兩端部分區域無冰或少冰，但中間有效區域溢流冰生成未受影響。當MVD 為30 μm 時，溢流冰從加熱區域B后緣開始生成，主要落在加熱區域D內，為典型冰脊狀溢流冰，溢流冰高度1.7～5.4 mm；當MVD 增加到36 μm 時，依然生成冰脊，起始位置從加熱區B后緣開始，也生成在加熱區D內，溢流冰高度6～9.6 mm。

圖10 防冰表面溢流冰(R03)Fig.10 Runback ice accretion details(R03)

結合前面的基準設計狀態，當MVD 為20.1 μm時，翼型防冰表面生成溪狀溢流冰，溢流冰高度約1 mm。說明當MVD 增大至30 μm 時，防冰表面更容易生成高度較高的冰脊，溢流冰起始位置隨著MVD 的增加而往前移動。

3.2.2 LWC 影響

其他試驗條件與基準設計狀態一致，LWC 分別為0.45 g/m3和1.5 g/m3，即試驗車次為R04 和R05，具體試驗結果如圖11、12 所示。

圖11 防冰表面溢流冰(R04)Fig.11 Runback ice accretion details(R04)

圖11 中翼型前緣加熱區內無冰，溢流冰從加熱片D范圍內開始生成，起始距離位于加熱片B后緣線約5 mm 處。溢流冰為典型溪狀冰，溢流密集區在20%弦長線內，冰高度0.1～0.35 mm。圖12為LWC 增大至1.5 g/m3時的溢流冰生成情況，上翼面從加熱片D后開始形成典型溪狀溢流冰，并有間隙地覆蓋整個上翼面區域至尾緣；冰高度0.2～0.3 mm。由圖11 可知，溪狀溢流冰初始形成時相互之間有間隙。結合基準設計狀態試驗結果，說明LWC 越大，溢流冰起始位置越靠后，同時溢流冰在翼面的溢流范圍越廣。

圖12 防冰表面溢流冰(R05)Fig.12 Runback ice accretion details(R05)

綜合上述試驗結果，繪制不同云霧條件下溢流冰生成起始位置分布，如圖13 所示。當MVD 從20.1 μm 增加至36 μm 時，生成溢流冰的起始位置更加靠近翼型前緣；當LWC 從0.45 g/m3增加至1.5 g/m3時，溢流冰起始位置向翼型尾緣移動。關于溢流冰起始位置與MVD 和LWC 之間的影響規律需要做進一步的試驗研究分析。

圖13 不同云霧條件下溢流冰起始位置分布圖Fig.13 Initial location of runback ice accretion at different icing conditions

3.3 加熱功率

因防護能量不足導致生成溢流冰很常見，試驗狀態R06 和R07 下分別將加熱膜的加熱功率上調20%和下調20%，之后在冰風洞中進行防冰試驗，觀察翼型表面溢流冰因加熱功率的改變而發生的變化，分析其影響規律。溢流冰試驗結果如圖14所示。加熱功率上調20%后溢流冰從加熱區后方15%弦長線開始生成，稀疏分布于整個上翼面，冰高度0.3～0.9 mm。當加熱功率下調20%后，翼型防冰表面溢流冰生成情況如圖15 所示。噴霧3 min 停止后，溢流冰從加熱區域B后緣線開始形成，開始是典型溪狀溢流冰溢流范圍集中于15%弦長線后五格區域，高度約0.5 mm；分析試驗視頻能觀察到噴霧2 min 左右溢流冰起始位置處開始形成明顯冰脊，冰脊高度2.2 ～5.6 mm；生成冰脊之后溪狀溢流冰溢流范圍不再增加。前緣因加熱膜上布置熱電偶的間隙，有3 段明顯殘留冰，從右至左寬度分別為17、11.15 和14.5 mm。

圖14 防冰表面溢流冰(R06)Fig.14 Runback ice accretion details(R06)

圖15 防冰表面溢流冰(R07)Fig.15 Runback ice accretion details(R07)

翼型前緣加熱功率的改變直接影響防冰表面的溫度分布，噴霧前后翼型中間測溫截面的溫度分布曲線如圖16 所示。未噴霧之前，相比基準設計狀態上調20%加熱功率后，翼型表面溫度上升約4 ℃，下調20%加熱功率后，翼型表面溫度下降約2 ℃。噴霧3 min 后，所有狀態下翼型表面溫度均有所下降，但依然是上調20%狀態時防冰表面溫度最高，此狀態下溢流冰起始位置也距離前緣最遠，如圖17 所示。

圖16 噴霧前和噴霧3 min 后防冰表面溫度曲線(R06，R07)Fig.16 Leading edge skin temperature distributions before spray and after spray(R06，R07)

圖17 不同加熱功率下溢流冰起始位置分布圖Fig.17 Initial location of runback ice accretion at different heat powers

當加熱功率下調20%后，試驗發現在溪狀溢流冰生成之后繼續生成明顯冰脊，提取冰脊生成區域內1#、2#和3#熱電偶的溫度數據如圖18 所示。噴霧130 s 后1#熱電偶對應表面溫度Ts低于0 ℃，即加熱區D的表面溫度開始低于0 ℃，這時加熱區內水滴溢流到此處開始凍結，之后防護區內的液態水逐漸在此堆積形成冰脊，冰脊之后不再有水滴往后溢流。

圖18 冰脊區域翼型表面溫度變化曲線(R07)Fig.18 Wing skin temperature distributions of ice ridge re?gion(R07)

3.4 環境溫度影響

在研究環境溫度對翼型防冰表面溢流冰生成的影響時，以基準設計狀態的環境溫度為基礎進行上下延伸，進行了環境溫度分別為-5 ℃和-9 ℃的防冰試驗，即試驗狀態R08 和R09。圖19 為當環境溫度升至-5 ℃時翼型表面溢流冰情況。可以看出，約從25%弦長線開始生成溪狀溢流冰，展向集中分布于100～350 mm 區域內；溢流冰高度0.2～1.2 mm；與基準設計狀態環境溫度-7 ℃相比，溢流冰的起始位置往后移動，生成范圍更廣。當環境溫度降至-9 ℃時，翼型防冰表面溢流冰生成情況如圖20 所示。翼型前緣防護區域內有冰覆蓋，說明此狀態下電加熱防冰系統防護能量不足，未達到預期防冰效果。噴霧開始時防護區內液態水往后溢流形成溪狀溢流冰，不到1 min 溢流冰起始位置處開始形成冰脊，并逐漸覆蓋加熱區。最終整個加熱區內生成有間隙的顆粒狀冰脊，呈向前傾斜式生長，大小不一，高度6～9.6 mm；緊跟冰脊后方的是密集分層的溪狀溢流冰，高度約1.2 mm。

圖19 防冰表面溢流冰(R08)Fig.19 Runback ice accretion details(R08)

圖20 防冰表面溢流冰(R09)Fig.20 Runback ice accretion details(R09)

試驗中觀察到環境溫度為-9 ℃時，噴霧1 min左右，防護區后方典型溪狀溢流冰前生成顆粒狀冰脊，全部位于加熱區D內，進而覆蓋整個防護區。因此提取加熱區D、B和A對應的測溫熱電偶1#、3#和5#的溫度變化曲線進行分析，如圖21所示。從圖中可知噴霧40 s 后加熱區D表面溫度從4 ℃降至0 ℃，此時防護區內液態水溢流至此處開始凍結，隨著噴霧繼續，加熱區D表面溫度繼續下降，凍結的溢流冰逐漸向防護區內移動，最終覆蓋整個防護區，說明此狀態下電加熱防冰系統失效。

圖21 冰脊區域翼型表面溫度變化曲線（T=-9 ℃）Fig.21 Wing skin temperature distributions of ice ridge re?gion(T=-9 ℃)

4 結 論

本文基于中國航空工業空氣動力研究院FL?61 結冰風洞開展了平尾后掠翼型電加熱冰風洞試驗研究，針對結冰條件風速90 m/s，環境溫度-7 ℃，MVD 20.1 μm ，LWC 1.0 g/m3，噴 霧時間3 min，利用加熱翼型前緣蒙皮的方法得到所需的相關溢流冰外形；當前緣加熱膜功率密度0.46、0.4 和0.27 W/cm2時，翼型防冰表面防護區后方生成典型溪狀溢流冰，以此為研究基準狀態，通過改變環境溫度、云霧參數和電加熱功率條件，觀察翼型防冰表面溢流冰的凍結特征，得到以下溢流冰生成的相關規律：

（1）當MVD 從20.1 μm 增加到30 μm 時，溢流冰類型由溪狀冰變成典型的冰脊；隨著MVD 增大，防護區后方溢流冰生成起始位置逐漸往翼型前緣移動，溢流冰高度也隨之增加。當LWC 從0.45 g/m3增大至1.5 g/m3時，防護區后方均生成典型溪狀溢流冰，生成的起始位置隨著LWC 增大而往后移動，溢流冰的溢流長度也隨之變長。

（2）防冰表面提供的加熱功率降低后，防護區后方生成溢流冰類型從溪狀冰轉變成冰脊，當加熱功率低至一定值后，溢流冰逐漸向防護區內生成，易導致防冰失效；而當加熱功率增加時，溢流冰生成的起始位置會向后移動，溢流范圍也逐漸增大。

（3）環境溫度降低時，若加熱功率不變，翼型防冰表面溢流冰生成的起始位置逐漸向前緣移動；環境溫度繼續降低時，溢流水逐漸向防護區內凍結，直至覆蓋整個防護區，導致防冰系統失效。