民机结冰风洞试验相似参数转换方法浅析

李秋捷

【摘 要】结冰现象是飞机在飞行中普遍发生的现象，会对飞机的性能和操纵性造成不利的影响，比如说升力系数的下降，阻力的上升，俯仰性能的变化。研究飞机结冰过程以及结冰后气动性能的变化一系列冰风洞试验有着不可取代的必要性。由于冰风洞中能模拟的试验条件有限，就要用到结冰相似参数的转换来在冰风洞中得到与在真实飞行中相似的流场及相似的液滴轨迹等条件。本文主要结合现代民机冰风洞试验来梳理和研究实用的相似参数转换方法，得到一系列公式体系，使冰风洞的实验条件能够满足实际飞行参数包线。

【关键词】结冰；结冰风洞试验；参数转换

【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）结冰简介

结冰无论对于在地面待飞的还是起飞后的飞机都会造成危险。在地面上由于降水的凝固，冰会在飞机的上表面积累。结冰层有时候可能会难以察觉但是因为它会使阻力上升升力下降，所以会对起飞产生更多的风险。

当飞机飞过过冷云层时就会导致飞行中的结冰。当水在低于零摄氏度时依然以液体的状态存在，这种现象叫做过冷。当周围环境的温度低于冰点时，云层中悬浮的水滴常会处于过冷状态。当过冷水碰撞表面时它们就会结冰，导致的冰增加会让飞机面临危险。飞机飞过过冷云层时，发动机进气口前端、机尾平面、机翼或方向舵和仪器的探测器上都会受影响而形成冰层。发动机进气口结冰会扭曲进入的空气，掉下的冰块进入压气机会损坏叶片，燃烧室也可能会有突然冒火焰的现象。在气动面上结冰会导致升力逐渐下降和阻力的增加。

2）相似参数转换简介

为了确定结冰对飞机部件性能的影响，飞机和部件制造商必须非常彻底的测试新产品。这种测试会在设计的过程中进行，同时也是为了验证某些性能。飞行测试也是非常必要的，但是非常的昂贵而且只有在大气中存在结冰环境的情况下才能进行。更进一步说，要找到极端的液滴尺寸以及满足测试包线的液态水对时间的消耗是非常大的。冰风洞可以用喷水和冷却系统来模拟自然结冰，同时也能控制云层状态、温度和流速来使试验安全、方便和相對的经济。一些升力和阻力变化的测量也可以在冰风洞中进行，同时冰型也会得到记录。了解了给定的模拟飞行和云层情况之后进行的试验得到的冰型，研究人员可以得到更加准确的不管是实际飞行中还是气动风洞中的有关气动损失的信息。在机翼的前缘附上一层和冰型一样的某种材料（木材，塑料等）可以实现上述的研究。

1 几种相似参数转换的方法

准确的相似参数转换需要保证几何相似，流场相似以及液滴轨迹的相似，相似参数的转换有的对试验条件进行转换，有的对模型尺寸进行转换。在民用客机冰风洞试验研究中相似参数的转换主要围绕着试验条件的转换。首先需要的是一系列直接能得到的作为参考的基础条件包括：前缘直径（两倍前缘半径）d，温度tst，压力pst，风速V，液滴直径（MVD）？啄，液态水含量LWC，以及暴露结冰时间？子等。根据这些条件能计算出响应的参数包括：马赫数M，惯性参数K0，积聚系数Ac，凝结率n0，液滴能量转换系数，空气能量转化系数？兹，雷诺数Re，韦伯数We，驻点收集率？茁0等。然后根据试验条件的限制，得到新的一组试验基础条件，然后对应需要匹配的相似参数，来确定剩下基础条件的值。

在过去的30多年中，来自世界各地的不同学者对冰风洞试验中的相似参数转换有了很多的研究，对原始条件下和相似转换后的条件下的冰型进行比较，形成了很多种不同的相似参数转换的思路，有的已经被发布并且广泛的应用。具体内容见表1[1]。

1.1 试验条件的相似转换

由于试验风洞或其他设施的一些原因，试验的温度（t），压力（p），风速（V），液滴直径（？啄），液态水含量（LWC）等条件会受到一些限制，和理想状态之间会有一定的差异，这就需要我们对它们进行相似转换以使得它们处于试验设备的容许范围之内。

转换试验条件的方法可以在表2[1]中找到，这里建议用表1中的Olson的方法来转换液态水含量LWC或是温度tst。表中字母的含义和表1[1]中的相同。

1.2 模型尺寸的相似转换

由于试验风洞或设备的限制，试验的模型可能需要进行缩小。这里要用到相关模型尺寸的相似转换来使转换后的模型上产生的冰型和全尺寸模型或是参考的模型尺寸上产生的冰型也相似。表3[1]包括了比较常用的三种方法来得到相应缩比模型尺寸下的试验条件。模型的几何外形和攻角都没有变化。

2 相似转换的应用

2.1 冰风洞试验面临的试验参数问题

2.1.1 风洞模型试验状态与全机实际飞行状态之间的区别

冰风洞试验初步选取的试验状态是根据结冰参数敏感性分析、确定临界冰形思路及相关试航条例要求，并基于三维全机飞行状态制定的，但在冰风洞中进行二维模型或局部三维模型的结冰试验，两者试验条件是有所不同的。

2.1.2 冰风洞的试验能力及试验参数限制

为了使冰风洞试验结果与实际飞行的结冰情况一致，应采用全尺寸（1：1）的试验模型在对应的结冰条件下进行试验，但冰风洞的实际模拟能力限制了这种理想方法的实现。因为实际的结冰气象条件和飞机飞行条件参数范围很宽，由于制造工艺和设备的限制，在冰风洞内不可能完全实现这些条件。

2.2 计算过程浅析

2.2.1 模型尺寸的相似转换

基于适航条例[2]里的相关规定，我们研究等韦伯数的Ruff的方法。首先需要一系列转换前的参考参数，包括cR，tst.R，ptot，VR，？啄R，LWCR，？子R等参数。随后需要用这些基本的参数来计算得到一系列相关的参数供之后的相似转换使用（具体参数将在转换过程中提到）。

2.2.2 基于民机风洞试的验参数转换

民用飞机的结冰风洞试验主要的关注的区域就是机翼前缘位置。结冰风洞试验的模型一般采用等效弦长的混合翼设计方法，来保证前缘的压力分布以及液滴的轨迹以及理想的模型尺寸。具体方法在这里不具体展开，混合翼的设计见图1[8]。

3 小结

本文结合现代民用飞机发展的现状，介绍了结冰现象以及结冰的研究在民用飞机设计研发过程中的重要的地位。冰风洞试验作为研究飞机结冰特性的重要手段在民用大型客机研发中被普遍的使用，而结冰参数转换则是冰风洞试验的关键技术之一，有着其不可回避的必要性。文中先梳理和介绍了当今世界参数转换方法研究的成果，之后结合国内民机结冰风洞试验的相关情况，进行了简单的参数转换过程介绍。计算过程可以作为后续相关结冰风洞试验的参考。

【参考文献】

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[責任编辑：田吉捷]