3 m × 2 m結冰風洞試驗技術新進展（2020-2022年）

劉森云，王 橋，易 賢，*，張平濤，左承林，郭奇靈

(1. 中國空氣動力研究與發展中心 結冰與防除冰重點實驗室，綿陽 621000；2. 空氣動力學國家重點實驗室，綿陽 621000)

0 引 言

結冰風洞是開展飛機結冰特性研究和防除冰系統性能驗證的重要地面試驗設備[1-3]，與常規風洞相比，它不僅能夠模擬飛機在高空飛行時的飛行參數，還能夠模擬低溫、過冷水滴、濕度等結冰氣象條件。歷經近八十年的建設發展，世界上已建成結冰風洞30余座，但試驗段截面尺寸達到兩米量級的大型非季節性生產型結冰風洞全球僅有3座，分別是美國NASA IRT[4]、意大利CIRA IWT[5]和中國空氣動力研究與發展中心（China Aerodynamics Research and Development Center, CARDC）3m × 2m結冰風洞。此外，國內外一些研究機構、高校也建有各種研究型結冰風洞，比較有代表性的有美國COX結冰風洞[6]、德國Braunschweig結冰風洞[7-8]、英國Cranfield大學結冰風洞[9]以及中國航空工業氣動院FL-61結冰風洞[10]等。

3 m × 2 m結冰風洞建成后，CARDC一直致力于提升風洞試驗能力和試驗技術。截至2019年[11]，風洞形成了較為完善的結冰與防除冰試驗技術體系，主要包括云霧參數模擬與校測技術、冰形提取技術、熱氣和電熱防除冰試驗技術以及氣囊除冰試驗技術等。隨著試驗精細化、智能化、復雜化要求的不斷增加，為了滿足非接觸測量、結冰與氣動載荷同步測量等試驗的需求，3 m × 2 m結冰風洞在2020~2022年間開展了一系列試驗技術研究和試驗能力建設，取得了較大的進展。

本文從多路熱氣供氣防除冰試驗技術、發動機進氣精確模擬技術、雙閉環自適應溫度控制技術、冰形在線測量技術、旋翼結冰與氣動載荷同步測試技術等5個方面介紹了3 m × 2 m結冰風洞在2020～2022年期間取得的試驗技術新進展，可為國內外結冰風洞試驗技術的發展提供參考。

1 3 m × 2 m結冰風洞概況

1.1 風洞組成及特點

3 m × 2 m結冰風洞是一座閉口、回流式風洞，主要包括洞體結構、動力系統、制冷系統、噴霧系統、高度模擬系統、測量控制系統、安全監視系統、模型支撐系統、風洞部件防除冰系統以及防除冰模擬系統等。風洞洞體回路主要包括可更換收縮段、可更換試驗段、可變擴散段、方圓過渡段、第一擴散段、第一拐角段、第二擴散段、第二拐角段、風扇段、第三擴散段、圓方過渡段、第三拐角段、冷卻器段、第四拐角段、穩定段（內置蜂窩器、噴霧模塊/阻尼網模塊，噴霧模塊與阻尼網模塊可互換）和固定收縮段。風洞布局示意圖如圖1所示。

圖1 3 m × 2 m結冰風洞布局圖Fig. 1 Layout of 3 m × 2 m Icing Wind Tunnel (IWT)

與常規低速風洞相比，3 m × 2 m結冰風洞具有以下特點：1）在試驗段周圍設置一個駐室，駐室外殼起承壓的作用，并能使試驗段有一個均衡的外部溫度環境，確保試驗段溫度均勻性達到設計指標；2）穩定段設置有噴霧裝置，以產生需要的云霧環境；3）在第三、四拐角段之間安裝有換熱器，用于降低回路中氣流溫度；4）風洞配有高度模擬系統，風洞運行時，可模擬不同高度的壓力環境；5）為了減小通過洞壁的冷量損失，洞體承壓殼體外表面噴涂一層隔熱材料，并在外部敷設保溫層。

1.2 風洞性能

3 m × 2 m結冰風洞技術指標如表1所示，在試驗段尺寸、最大風速、高度模擬范圍指標均處于世界領先水平。

表1 3 m × 2 m結冰風洞與意大利CIRA IWT、美國NASA IRT風洞性能指標對比Table 1 Comparison of the specifications of 3 m × 2 m IWT、CIRA IWT and NASA IRT

2014年和2018年，CARDC分別在3 m × 2 m結冰風洞主試驗段開展了標模結冰試驗[12]。標模采用NACA0012翼型，模型弦長0.914 m，展長2 m。兩次試驗結果進行了重復性對比，并與SAE ARP5666[13]文獻中數據進行了對比，結果表明3 m × 2 m結冰風洞結冰重復性好（見圖2），試驗結果與國外結冰風洞試驗結果有較好的一致性（見圖3）。圖中BODY為模型輪廓，CARDC、CIRA、COX、BRAIT、IRT、GKN分別為氣動中心3 m × 2 m結冰風洞、意大利CIRA結冰風洞、美國COX結冰風洞、美國波音BRAIT結冰風洞、美國IRT、英國GKN結冰風洞的試驗結果。H為試驗模擬高度，v為氣流速度，T為試驗靜溫，MVD為水滴平均容積直徑，LWC為液態水含量，t為結冰時間，AOA為迎角。

圖2 3 m × 2 m結冰風洞試驗重復性對比Fig. 2 Repeatability of the 3 m × 2 m IWT test

圖3 結冰試驗結果對比Fig. 3 Comparison of icing test results

2 試驗技術新進展

2020～2022年，3 m × 2 m結冰風洞在雙閉環自適應溫度控制技術、多路熱氣供氣防除冰試驗技術、發動機進氣精確模擬技術、冰形在線測量技術、旋翼結冰與氣動載荷同步測試技術等方面取得了較大進展，進一步提升了風洞的試驗能力和試驗效率，本節針對這幾個方面進行詳細介紹。

2.1 雙閉環自適應溫度控制技術

制冷系統是結冰風洞的核心系統之一，主要用于冷卻氣流以模擬高空的低溫環境。3 m × 2 m結冰風洞采用蒸發循環制冷系統，以液氨（R717）作為制冷媒介，其組成包括螺桿式壓縮機組、蒸發式冷凝器、蒸發器、高壓貯液器、低壓循環桶、氨屏蔽泵和控制系統等[14]。蒸發器的橫截面積為14 m（寬） × 8 m（高），分為左右兩部分安裝，每部分上下各4層，共8個模塊，每個模塊面積為7 m（寬） × 2 m（高），每個單元采用單獨的供液、回氣管道及閥門進行供液和回氣控制。

2020年，3 m × 2 m結冰風洞針對制冷系統進行了軟硬件升級，將制冷系統溫度控制結構分為內外兩個控制環（見圖4），雙閉環均采用PID自適應控制。外環以壓縮機控制器作為主控器，以距蒸發器最近處的低壓循環桶上安裝的壓力傳感器測得的壓力值作為反饋，目標值為目標溫度所對應的回氣壓力，用輸入、反饋兩者的差值控制壓縮機的能級，實現對風洞內目標溫度所對應的冷量控制。內環采用8個4列的蒸發器回氣電動控制閥作為控制器，在距蒸發器出風方向3 m截面處的支架上安裝了8個Pt100溫度傳感器，用溫度傳感器所測溫度值為溫度反饋，以溫度目標值與實際反饋值的差量控制回氣電動閥的開度，通過控制蒸發器內的回氣壓力值實現對溫度的精確控制。通過校測結果表明，采用雙閉環自適應控制技術后，主試驗段模型區氣流總溫最大空間偏差標準差由0.8 ℃左右降至0.4 ℃以下（見圖5），溫度均勻性（空間均勻性±0.5 ℃，時間均勻性±0.2 ℃）包線拓展至-30 ℃、160 m/s（見圖6）[15]。圖中σ(Trs,TS)指相對于試驗段中心基準點的空間溫度偏差的標準差，vTS為試驗段氣流速度，Tt為氣流總溫。

圖4 溫度控制的環路結構圖Fig. 4 Loop structure diagram of temperature controlling

圖5 主試驗段模型區氣流總溫空間偏差標準差升級前后對比Fig. 5 Comparison of the standard deviation of the total air temperature spatial deviation in the model area of the main test section before and after the upgrade

圖6 模型區溫度均勻性包線Fig. 6 Temperature uniformity envelope in the model area

2.2 多路熱氣供氣防除冰試驗技術

結冰風洞熱氣供氣系統主要用于模擬飛機發動機引氣，開展熱氣防除冰試驗研究。2020年之前，3 m × 2 m結冰風洞僅配套了單路熱氣供氣防除冰試驗系統；2020年，為滿足型號試驗需求，風洞研制了多路熱氣供氣系統。

3 m × 2 m結冰風洞熱氣供氣防除冰試驗系統主要由供氣主路、數字閥主路流量控制單元、加熱器控制單元、冷熱混流單元、排氣旁路、模型供氣支路、模型流量控制單元、管道加熱單元及控制系統等部分組成，系統結構原理圖如圖7所示。熱氣供氣防除冰系統從高壓氣源引氣，氣流經過高壓球閥、過濾器、減壓閥、數字閥流量控制單元、流量計之后，分流成兩路，其中一路通過空氣電加熱器控制單元加熱升溫，另一路不進行加熱。兩路氣流在模型供氣支路入口前重新摻混后分成兩路，一路通過排氣旁路的氣動球閥、調節閥后排入大氣，用于調節模型供氣支路入口壓力；另一路進入模型供氣支路，再次分成兩路，一路經氣動球閥后直接進入模型，用于單路大流量熱氣防除冰試驗，另一路經氣動球閥后進入流量控制單元后進入模型，用于單路小流量與多路小流量熱氣防除冰試驗，可根據試驗需求選擇合適的供氣支路。模型出口設有排氣支路，經調節閥后與排氣旁路末端一同接入消聲器排入大氣。

圖7 熱氣供氣系統結構圖Fig. 7 Hot air supply system structure chart

系統建成后多次成功應用于熱氣防除冰試驗。以某發動機雙路熱氣防除冰試驗為例，2個供氣支路目標流量分別為35 g/s與40 g/s。兩個支路流量調節曲線如圖8所示。

圖8 多路流量調節曲線Fig. 8 Multi-tube flow regulation curve

圖中的FL1、FL1-S、FL2與F2-S分別指通道1實際流量、通道1設置流量、通道2實際流量與通道2設置流量。通道1和通道2是從圖7中多路供氣中任意選的2路。流量控制單元前端氣動球閥開啟后，雙路熱氣流量在10 s以內即可穩定在目標值附近。兩個支路超調量均小于2.5%，通道1最大絕對誤差為0.21 g/s，最大相對誤差為0.6%；通道2最大絕對誤差為0.23 g/s，最大相對誤差為0.58%，精度滿足試驗需求。

2.3 冰形在線測量技術

3 m × 2 m結冰風洞采用的冰形提取技術有兩種：一是傳統的“熱刀”法冰形提取技術[16-17]，該方法利用加熱銅板將結冰切割開來，再將結冰外形描繪在坐標紙上，進而獲取到結冰外形，該方法在冰形切割和描繪過程均可能引入一定的誤差；二是3D激光掃描冰形測量技術[18-20]，該方法首先在冰表面噴涂顯影劑，工作人員再手持激光掃描儀對結冰外形進行掃描，該方法獲取的結冰外形精度比較高，但效率較低。

為了提升冰形提取的精度和試驗效率，3 m ×2 m結冰風洞建立了基于激光線掃描的三維冰形在線測量技術，解決了激光線掃描標定、激光線精確提取、激光線三維解算、冰形曲面三維重建等一系列難題，實現了不同云霧參數條件下模型前緣霜冰、明冰以及混合冰生長過程的時間解析三維冰形測量。

冰形在線測量系統采用激光線掃描測量技術，其原理如圖9所示。激光器產生激光片光投射到被測物體表面形成一束激光光條，激光光條受物體幾何外形調制發生變形。相機以一定角度采集激光光條圖像，采用圖像處理算法提取得到激光光條中心線，并根據事先標定的激光平面與相機之間的幾何位置關系，解算得到激光光條中心線在坐標系中的三維坐標，通過移動激光器或被測物體，使激光片光掃描整個物體表面，進而測量得到物體的整體三維形貌。

圖9 激光線掃描測量原理Fig. 9 Laser line scanning measurement principle

圖10為3D激光掃描儀和在線測量系統的冰形測量結果對比（試驗條件：來流速度為60 m/s，來流靜溫為-22 ℃，液態水含量為0.8 g/m3，水滴平均直徑為20 μm，結冰時間為20 min）。可以看到，兩種測量設備均能實現冰形的有效重建，特別是圖中標注區域的冰元結構，測量結果與實際冰形高度一致。在測量中，3D激光掃描儀耗時約1 h，在線測量系統耗時約15 s，測量效率得到了顯著提升。

圖10 冰形測量結果對比Fig. 10 Comparison of ice shape measurement results

2.4 發動機進氣精確模擬技術

3 m × 2 m結冰風洞的發動機進氣模擬系統結構如圖11所示。系統使用離心風機作為抽氣設備，通過管道連接蝶閥、流量計、離心風機等器件設備，并與風洞試驗段和集氣腔連通，形成兩條獨立的主、輔管路。系統工作時，進氣部件模型與風洞試驗段內的管道入口連接，離心風機運轉進行抽吸，氣體從模型進入管道內，流量計測量氣體流量，以模擬發動機的進氣狀態。

圖11 發動機進氣模擬系統結構示意圖Fig. 11 Schematic of the structure of the engine intake simulation system

為滿足大部分國內在研和未來發展的發動機型號，系統設計研制的主、輔管路的管道尺寸分別為Φ1 000 mm、Φ600 mm，分別搭配13 kPa和8 kPa壓升的離心風機，系統入口空載時，進氣流量最大分別可達到15 kg/s和55 kg/s。

在發動機進氣部件結冰與防除冰試驗過程中，模型結冰堵塞流道或大面積結冰脫落會嚴重影響進氣流量控制，因此精確的穩流量控制是系統亟需解決的技術難點。針對穩流量進氣控制難題，結合發動機進氣模擬系統進氣工作特點，3 m × 2 m結冰風洞提出采用卡爾曼濾波無模型自適應控制方法[21-26]，建立系統的動態線性化數據模型，對實際輸出的動態流量做真值預估，估值與目標值的偏差經動態數據模型處理，得到抽氣設備的轉速調節量，進行穩流量進氣控制，并應用于某發動機進氣部件防冰試驗，系統應用實例的結果如圖12所示。圖中Q是進氣流量，R是抽氣離心風機的轉速，Ta是指防冰的熱氣溫度。試驗結果表明：發動機進氣模擬系統運行穩定可靠，并且系統具有辨識動態流量變化的能力，轉速調節更精準，進氣穩流量控制精度達到0.1 kg/s。

圖12 目標流量14.2 kg/s噴霧后的進氣流量控制情況Fig. 12 Intake flow control after spraying for target flow rate of 14.2 kg/s

小尺寸發動機進氣部件在結冰風洞進行試驗時，其狹窄流道需要和風洞進氣管路連接，該結構存在總壓損失大的特點，超過了進氣模擬系統離心風機的抽吸能力。為滿足該類航空發動機小流量、大壓損進氣試驗的需求，在發動機進氣模擬系統原有的結構基礎，在系統末端旁路引接寬幅工作壓力、吸氣流量小幅變化的水環真空泵，改造后的系統結構圖如圖13所示。通過優化結冰風洞小尺寸發動機進氣部件試驗的流程，改造后的系統成功應用于某型小尺寸發動機進氣部件防冰試驗，開展了多組小流量進氣模擬試驗，系統應用的結果實例如圖14所示。圖中鋸齒狀線段產生的原因是進氣道結冰以及結冰脫落導致進氣流量出現了波動。結果表明：改造后的發動機進氣模擬系統滿足小尺寸發動機進氣部件防冰試驗要求，進氣流量控制精度達到±0.33%FS，試驗過程中的流量變化可用于辨別防冰效果。

圖13 小尺寸發動機進氣模擬系統優化后結構示意圖Fig. 13 Schematic of the optimized structure of the air intake simulation system of a small-sized engine

圖14 小尺寸發動機不同熱氣防冰流量下進氣模擬流量的變化Fig. 14 Variation of simulated intake flow rate under different hot-air flow rates for small-sized engines

2.5 旋翼結冰與氣動載荷同步測試技術

2020年，3 m × 2 m結冰風洞成功研制了旋翼結冰與氣動載荷同步測試平臺，填補了國內結冰風洞旋翼結冰、測力動態同步測量技術空白。測試平臺主要由臺架系統、天平系統、主軸傾斜系統、數據采集及安全監視系統等組成。低溫天平是結冰過程中氣動載荷變化測量的關鍵裝置，CARDC研制了能在低溫環境下工作的專用旋翼天平和扭矩天平，力傳感器選用美國Interface公司生產的SML型單分量拉壓傳感器，它采用了特殊的應變計和全密封結構，并對測量電橋進行了溫度補償，可以在-55～90 ℃下工作，測量精度達到0.05%FS。

2020年，該風洞進行了國內首次直升機旋翼結冰與氣動載荷同步測試試驗（見圖15）[27-28]，試驗采用某型直升機縮比模型，旋翼直徑為2 m，共安裝有5片槳葉。圖16給出了旋翼結冰過程中拉力Cq與扭矩Ct隨時間t的變化曲線，由圖可知，旋翼結冰后拉力增大、扭矩減小。（試驗條件：來流速度為37.7 m/s，來流靜溫為-15 ℃，液態水含量為0.7 g/m3，水滴平均直徑為20 μm，旋翼轉速為1 800 r/min，拉力系數為0.008。）

圖16 旋翼性能隨結冰過程的變化曲線Fig. 16 Variation curve of rotor performance with icing process

3 試驗技術展望

2015年，美國聯邦航空管理局（Federal Aviation Administration, FAA）、歐洲航空安全局(European Union Aviation Safety Agency, EASA）頒布的關于過冷大水滴（SLD）結冰的修正案正式生效，SLD條件結冰正式納入適航規章。針對SLD條件，條款要求飛機制造商可以申請以下3種飛行許可：1）不獲取規章在附錄O定義的SLD結冰條件下的飛行許可；2）僅獲取部分附錄O的結冰條件下的飛行許可；3）獲取整個附錄O結冰包線內的飛行許可。即使獲取第一種飛行許可，制造商也必須證明具備SLD探測以及逃離能力，因此，SLD結冰已成為新型飛機適航取證不可回避的問題。

SLD具有粒徑大、分布廣、水含量低等特點，要建立結冰風洞SLD結冰試驗能力，主要面臨兩方面挑戰：1）噴嘴的研制。受限于噴嘴加工工藝，采用水氣混合式物化噴嘴能夠產生較小的水滴顆粒，但模擬的粒徑范圍有限、霧化范圍也有限；采用水氣兩相流噴嘴在產生大水滴時，往往需要相對較高的水壓，這使得水流量較大，從而導致模擬的LWC相對于大氣環境偏高；此外，大氣中SLD粒徑呈雙峰分布，單一噴嘴霧化出的液滴很難實現雙峰分布特性。2）SLD物理特性的穩定。SLD從噴霧系統到試驗段需要實現液滴與氣流的熱平衡和動量平衡，否則無法真實模擬大氣結冰情況，這就需要較長的過冷和運動距離，此外，由于水滴直徑較大，在運動中存在沉降問題，這將嚴重影響云霧的均勻性和模擬能力。

目前，世界上仍不存在一座風洞能夠完全模擬規章附錄O規定的SLD結冰條件，其中NASA IRT結冰風洞模擬能力最強，但最大MVD也僅能達到270 μm左右。下一步，3 m × 2 m結冰風洞將重點開展SLD結冰試驗能力建設，擬采用大、小粒徑噴嘴搭配的方式實現粒徑模擬范圍的搭接以及雙峰分布調控模擬；探索研制大擴散角、低水流量噴嘴，減少噴霧耙中噴嘴數量，降低LWC，同時保證云霧均勻性；系統評估SLD熱平衡、動量平衡、沉降等問題，建立SLD有效模擬包線；研究SLD結冰相似準則，拓展結冰風洞SLD結冰試驗范圍。

致謝：感謝中國空氣動力研究與發展中心結冰與防除冰重點實驗室趙照工程師和冉林工程師對本文撰寫提供幫助。