飞机机翼积冰研究方法和进展分析

刘成学，王永忠

（1.民航新疆空中交通管理局 区域管制室，新疆 乌鲁木齐 830016；2.中国民用航空飞行学院 空中交通管理学院，四川 广汉 618307）

1 引言

1990－2005年间，美国共发生飞行事故和事故征候33513起，其中有588起与飞机积冰有关［1］。飞机积冰轻则影响飞行的安全性和经济型，重则导致机毁人亡的事故。2008年，我国研发具有自主知识产权的大飞机，需要先进的除冰系统并得到适航验证。2010年8月19日，我国下发《关于深化低空空域管理体制改革的意见》的通知［2］，确定低空空域改革的总体思路。而低空空域中的通用飞行受飞机积冰的危害最为严重，所以飞机积冰的研究是保证我国通用航空安全和效益的需要。

飞机积冰相关研究领域较多，但以飞机机翼积冰研究最为集中，本文主要分析国内外研究积冰的手段和进展，对比分析各种手段的优势、不足及之间的关系，提供进一步研究建议。

2 现行研究飞机机翼积冰的方法及其不足

目前，发达国家，尤其是美国的研究成果在世界上遥遥领先。简单归纳如下：

（1）飞行试验。利用飞机在积冰环境中进行飞行试验。积冰环境分自然积冰环境和人工模拟的积冰环境两种。其中，人工制造积冰环境有两种方法：①将模拟积冰云的雾化器喷架及实验件装在研究飞机上，边制造人造云边在制造的云中飞行；②利用另一架装有水槽和喷水装置的飞机制造人造云，研究飞机在其后面飞行。

（2）冰风洞实验。往冰风洞中喷射水汽一段时间，形成需要的积冰环境，然后将翼型垂直立于冰风洞中，设定气流速度、翼型迎角等参数，按预定的时间等待积冰的形成和发展。测量冰的形状、高度等冰形指标，研究积冰环境和冰形之间的关系。再测量翼型的升力、阻力和俯仰力矩等气动参数，研究冰形和翼型气动参数之间的的关系。

（3）数值模拟。机翼积冰过程、积冰防护系统防／除冰过程，积冰对飞机气动性能的影响。机翼结冰过程数值模拟的基本步骤为［3］：首先，求解流体力学的基本方程组，得到气液混合体绕翼型流场；其次，根据流场结果来求解水滴的运动方程，确定水滴与翼型的碰撞点。最后，按照一定的增长模型来确定与翼型相碰撞的水滴的结冰和冰的增长。此后，积冰翼型形状发生变化，绕翼型的流场也会变化，这进一步影响水滴的运动轨迹，因此这需要反复迭代计算，一直到预定的计算时间为止。

上述三种方法是当前研究飞机机翼积冰最流行的，它们均存在着一些不足：

（1）在积冰气象条件下进行飞行试验，方法有效，获取的数据真实可靠，但试验费用高、周期往往很长、有时获取试验数据困难，且试验也具有一定程度的危险性，所以此法一般仅用于飞机防／除冰系统最后的适航验证。

（2）冰风洞实验能有效模拟飞机机翼积冰的真实过程，但由于风洞的尺寸和风洞内能模拟的积冰条件有限，只能采用局部部件或者缩比的试验模型进行结冰实验，实验结果往往不能直接反映真实结冰，需要采用相似理论进行处理。另外它对实验设备要求高、费用高、实验周期长，因此这种方法多为发达国家研究人员采用。

（3）数值模拟所需要的时间和费用都较少，明显缩短了研制周期，显著降低了设计成本，并且采用适当算法可得到较高的精度。但是，CFD技术一般仅限于方案设计阶段和局部的设计研究工作，通过风洞试验来获得飞机型号的原始气动力数据仍是世界目前公认的有效可靠的最终的手段［4］。另外，精度问题依赖数学物理的进展。

3 飞机机翼积冰研究进展及趋势

3.1 飞行试验

美国在积冰飞行试验的主要目的是探测发生飞机积冰区的大气环境特征。NASA根据NCAR预报寻找的自然积冰环境，用改装的DHC－6飞机进行了29次自然积冰环境中飞行实验，其中有3次在过冷大水滴环境中飞行［5］，得到了过冷大水滴（SLD）积冰环境的天气形势、大气温度（T）、过冷水液态水含量（LWC）、平均水滴直径（MVD）随时间变化的特征。Wyoming大学用改装的Beechcraft Super King Air飞机进行试验［6］，找到了导致机体积冰云的特征和不同区域及季节遇到积冰的差异。通过比较相同条件下积冰飞机和干净飞机的爬升率得出这些云的特征对飞机飞行性能的影响。

3.2 冰风洞实验

国际上用于飞机机翼结冰风洞实验的风洞主要有以下几个：①美国NASA格林研究中心的结冰研究风洞（IRT）。目前该风洞的试验模拟和测试能力都是世界一流的。②UIUC3×4＇亚声速冰风洞。截至目前，UIUC的飞机积冰研究小组在机翼积冰风洞实验的研究方面进行的试验次数最多。③BFGoodrich冰风洞。④意大利航天研究中心结冰风洞、美国LeClere结冰试验室的Cox结冰风洞等。所有的冰风洞实验基本围绕着两个方向进行研究：

（1）积冰环境和冰形之间的关系。不同的积冰环境和飞行参数导致机翼上形成不同的冰。积冰环境参数包括T、LWC、MVD等，飞行参数包括翼型、翼型迎角（α）、V、襟翼位置等，冰形参数一般包括冰的形状、最大厚度、积冰极限、总质量等。找到环境参数和冰形参数之间的定量关系，能明确飞机在不同环境中的结冰状况，为研究积冰环境中飞机性能打下了基础。数值方法能够很好的模拟一定环境下的积冰过程，如NASA开发的积冰模拟软件LEWICE［7］已经被飞机生产商和适航局所采用，所以可以推测未来有关此方面的风洞实验会有减少的趋势。

（2）冰形和它对飞机机翼气动性能的影响之间的关系。冰形参数包括冰的形状、高度、冰在翼型上的相对位置等。机翼气动性能参数包括升力系数（Cl）、阻力系数（Cd），失速迎角（αstall），俯仰力矩系数（Cm）等。Sam Lee［8］用冰风洞实验研究相同积冰对不同翼型气动性能影响的差异，证明了相同程度的积冰对不同翼型的影响大不一样。对载荷主要作用在前部的翼型而言，它对积冰会非常敏感；对载荷主要作用在翼型后缘的翼型，积冰对翼型影响很小。Sam Lee［9］、Kim 和Bragg［10］均研究了积冰的高度、位置等对机翼气动性能的影响。Sam Lee的研究结果表明，在其给定的实验条件下，增加冰的高度一般会导致翼型更大的气动性能损失，但是当冰位于翼型最前缘时除外。另外，当冰的高度达到一定值后，高度的继续增加对气动性能影响变化不大。Kim证明双角冰的上下两个角中下角对翼型最大升力系数（Clmax）的影响相对于上角对Clmax的影响而言可以忽略。因此，对双角冰的研究一般只针对上角。

前面的讨论一直围绕用冰风洞实验模拟积冰对飞机机翼气动性能的影响，均没有考虑除冰系统的除冰效应，因此，这与实际飞行有些差距。用冰风洞实验研究除冰系统的除冰效应是机翼积冰研究的新进展，值得关注。从目前已有文献看，冰风洞实验模拟化学系统除冰的研究还未有报道，仅有热力系统除冰和气动系统除冰的研究。而气动系统除冰过程目前还无法用数值方法模拟，因此冰风洞实验几乎是唯一研究手段。

Ashenden［11］实验发现防／除冰系统的使用对翼型产生了不利的影响，即装有模拟除冰系统的翼型上形成的冰比无除冰系统的翼型上形成的积冰导致更坏的翼型气动性能衰减。原因在于，当不使用除冰系统时，积冰从翼型前缘开始形成且结冰后的翼型轮廓与干净翼型轮廓基本一致，没有展向带状冰形成；但是，当使用除冰系统后，在除冰系统的后部会迅速形成展向阶梯状冰，它们对翼型气动性能的影响非常严重。

若机翼上安装有气动除冰系统，根据除冰系统的工作状态机翼上形成的冰分为三类［12］：除冰系统启动前积冰（Preactivation Ice）、循环除冰前积冰（Inter－cycle Ice）、循环除冰后剩余冰（Residual Ice）。Andy P.Broeren［13－14］研究了循环除冰前积冰的特征及其对翼型气动性能的影响。实验表明，循环除冰前积冰在形状和大小上都比循环除冰后剩余冰严重。循环除冰前积冰对翼型气动性能有严重影响。

若机翼上装有热防冰系统，可能形成后流冰（Runback ice accretion）。Edward A.Whalen［15］的研究发现了后流冰的形成及特征，即热等待时在翼型吸力面上有冻结的密集水线形成，压力面上有瘤状和块状的冰。冷等待时的积冰有霜状冰的特征，而且由于冰脊靠近热空气喷射区致使沿翼型展向冰的变化较大。飞机下降时形成的冰沿翼型展向也有很大变化，但冰的高度与在冷等待情况下形成的冰相比更趋于一致。该实验气动性能测试表明后流冰对翼型性能影响非常特殊，因为翼型前缘是无冰的，后流冰处于翼型后缘。年Andy P.Broeren［16］实验考察NACA23012翼型上模拟的后流冰对翼型气动性能的影响。后留冰使得Clmax从1.82减小到1.51，αstall从18.1°减小到15°，Cm曲线斜率增大，Cd增大了一半还要多，气动性能的变化受雷诺数和马赫数的影响较小。

3.3 数值模拟

Messinger［17－18］首次建立了飞机机翼积冰的热力学模型。即考虑翼型表面单个控制体内的质量和能量守恒，确定控制体液态水在该控制体上的冻结系数，然后确定整个翼型表面的积冰。MacArther［19］首先建立起积冰模拟的数学模型，并研究相关求解算法。算法先求解翼型周围的流场及水滴运动轨迹，得出积冰形状；经过设定的时间步后积冰外形发生变化，再重新计算流场，并用到下一个时间步的冰形计算；逐次迭代，直到达到预定的时间为止。

NASA Lewis研究中心系统开展机翼积冰的数值模拟研究工作［20］。积冰的数值模拟一直沿着他们提出的三个方向发展：积冰过程的模拟、除冰系统除冰过程的模拟及积冰对飞机气动性能影响的模拟。

NASA研发的机翼积冰模拟软件LEWICE模拟能力强大，数值模拟的精度和可靠性高。目前NASA正将有关冰发生冻结的新理论植入LEWICE，不断扩大该软件的应用范围。其他欧美国家开发的积冰过程模拟软件有法国的ONERA、英国的ICECREMO和DRA、意大利的CIRAMIL、加拿大的FENSAP－ICE和捷克的R－ICE。这些软件主要包括5个模块：计算网格生成、空气流场计算、水滴轨迹计算、结冰量计算及结冰后边界重构。

随着计算方法的发展以及CFD软件的大量出现和成熟，国内对翼型上过冷水滴撞击特性的研究不断深入［21－23］，一些研究单位在翼型结冰方面取得了可喜成果，如中国空气动力发展中心开发出三维积冰计算专用模拟软件IRC3D［24］。国内此方面的研究相对滞后，而且国内侧重翼型积冰过程的模拟，尤其是过冷水滴撞击特性的研究。

4 改进研究方法的设想和建议

上述三种研究手段各有优势，但仅用一种手段研究机翼积冰存在着明显的不足。因此，一方面应该根据研究规划，努力做到同时使用三种手段。另一方面要注意三者之间的互补关系。以数值模拟和冰风洞实验为例，应先尝试研发机翼积冰数值模拟软件，用冰风洞实验积累的数据库检验和改进算法有效性。随着软件的不断改进和成熟，此软件完全能够替代某些条件下的冰风洞实验。这样两者之间的组合优势就凸现出来。目前数值模拟还无法模拟某些积冰过程，如电热除冰过程，此时必须通过另外两种手段来进行。与风洞实验相比，数值模拟具有另外两个优势，一是它可以模拟一些冰风洞中模拟不了的条件，且具有独特的非线性分析和优化设计能力，二是它比冰风洞可以更好的模拟流场绕流的细节问题。此时，数值模拟是冰风洞实验的有利补充。

结合国内机翼积冰研究现状，提出如下建议。

（1）系统开展冰风洞实验研究。国内现用的较为先进的飞机防／除冰系统都是从国外引进的，飞机上的防／除冰系统极为复杂，无论是其初始装备费用还是维护费用都相当昂贵。我国大型飞机项目已经启动，要研发防／除冰系统，积冰试验和防／除冰系统验证试验均需要冰风洞试验做支撑。所以，我国航空工业的发展要求尽快开展飞机防／除冰系统冰风洞试验研究。

（2）开发专用软件。国内数值机翼积冰一般使用通用CFD软件（如ANSYS），模拟结果只能适用于单种积冰环境条件，积冰环境一旦发生变化，就要重新进行网格划分。因此要进行更全面、快捷的模拟，必须开发积冰专用模拟软件。

（3）冰风洞实验和数值模拟研究互补。我国目前进行的积冰数值模拟只能借助国外同条件下的冰风洞实验来验证。而这些数据一方面不易获得，另一方面我国获得的这些数据也不够完整。所以，从开展数值模拟的角度，建议设定一些典型积冰条件，开展此条件下积冰数值模拟与冰风洞实验的平行研究。

（4）加大积冰试飞科目研究。我国自主研发的ARJ21－700飞机在乌鲁木齐机场进行了自然结冰试飞试验，这同之前进行的Y－7积冰试飞使我国积累了一定的经验。但自然环境下的飞机积冰试飞和平尾失速敏感性试飞等是国际公认的高难风险科目，进行这些科目的试飞，我国目前经验还相对匮乏，必须加大研究力度。

（5）关注和借鉴其他研究机构。飞机机翼积冰是一个多学科交叉的研究课题，我国进行的研究还非常少，而国外研究相对成熟。国外机翼积冰研究机构主要有以下几个。①NASA Lewis研究中心。②UIUC的飞机积冰研究小组。③FAA。④飞机积冰研究联盟（Aircraft Icing Research Alliance）。另外，每年一届的航空科学会议和展会，有大量机翼积冰的风洞实验和数值模拟方面的成果出现，飞机积冰界相当数量的学者都会展示他们的最新研究成果。

5 结语

综上所述，国际上研究飞机机翼积冰流行方法主要有飞行试验、冰风洞实验和数值模拟三种。飞行试验方法简单，但实行起来面临许多实际困难；冰风洞实验方法有效，但对实验设备的要求较高；数值模拟方法简单易行，但是受到参数变化和当前数学物理方法进展的制约。综合三种方法的优缺点，提出了开展进一步研究的建议。在条件许可的情况下，采用三种方法开展比较研究，可优势互补。

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