SLD环境下的翼型积冰特征和气动损失分析

胡义明

中国直升机设计研究所

现行的无/有人直升机积冰适航规章中不包含过冷大水滴（SLD）气象条件。SLD的积冰过程中存在水滴变形、破碎和飞溅等动力学行为，积冰情况更为复杂。本文建立了过冷大水滴的计算模型，对旋翼桨叶翼型进行了SLD环境下的撞击特性计算以及积冰特征研究，分析了带冰翼型的气动特性，为国内高原型无/有人直升机适航安全等级的升级提供了依据。

由于低空和低速的使用特点，直升机相较于固定翼飞机在飞行时更容易遭遇结冰状况，并且直升机飞行状态复杂，旋翼既是升力装置又是操纵装置，因此旋翼积冰对飞行品质的影响更加严重，直升机积冰适航审定工作的重要性和必要性也就不言而喻。早期的FAR-25部附录C对于固定翼飞机积冰条件下的设计规范中没有包含过冷大水滴（Supercooled Large Droplet，简 称SLD）气象条件，使得SLD的积冰在航空运营中没有得到有效的预防和处理，航空史上由此引发的事故不在少数。后来FAA相继发布了SLD修订通告以及有关SLD最新的140修正案，在附录O中正式提出了SLD环境下的适航符合性验证要求。

然而，对于有人直升机的积冰适航审定来说，SLD还未列入相关适航规章当中。运输类旋翼航空器在积冰环境下的适航审定主要按照美国的FAR-29部来进行，FAR-29部附录 C里面规定的结冰包线内水滴直径范围不包含SLD。而有关无人直升机的适航标准还在建立当中，国内最新发布的《中高风险无人直升机系统适航标准（试行）》使用范围也不包括积冰条件下的飞行。

随着应用场景的拓展，高原型无/有人直升机的需求将会越来越大，面对复杂的高原气象条件，将来很大概率会补充相关SLD的适航验证条例。因此，面对不断更新的适航审查条款，对过冷大水滴开展相关数值模拟研究工作对促进国内无/有人直升机适航事业发展和推进积冰深层次的研究来说就具有重要的现实意义。

国内在过冷大水滴的数值模拟研究方面也取得了一些成果：主要集中于对水滴撞击特性和结冰外形计算研究。上海交通大学的李海星、刘洪等人的冰风洞撞击结冰实验首次完整展示了 SLD 撞击异常结冰的现象，并指出大粒径是造成异常结冰的原因。

SLD计算模型

SLD与翼面碰撞前，在气动剪切力的作用下外形会发生改变，由球体变为扁平的圆盘形，水滴阻力系数也随之剧增。在近壁面附近，水滴受气动剪切力的作用变得更加明显，直到某一时刻发生破裂并以若干个小水滴的形式释放，小水滴随后会与机体表面发生撞击，可能会出现粘附、铺展、反弹、飞溅等多种现象。这也意味着对常规过冷水滴作的假设就不再适用于SLD，需要进一步研究以建立SLD的计算模型。SLD的撞击过程如图1所示。

图1 SLD的撞击过程。

液滴变形与破碎

水滴在发生破碎之前必然会先发生形变，我们可以认为破裂过程的实质就是由单个大水滴破裂成为若干个稳定的水滴并附着在翼面上。

SLD发生变形直到破碎的过程中，采用临界韦伯数Wec来作为判别的依据，经验公式为：

上式中：Oh—Ohnesorge 数，取值和液滴粘性有关。

算例验证与分析

选用不同的旋翼桨叶翼型，针对不同工况，对SLD环境下的撞击特性、积冰特征、带冰翼型的气动特性进行算例验证与分析，计算流程如图4所示。

SLD的撞击特性验证

选用NACA23012 翼型，特征长度0.9144m，对其进行SLD环境下的撞击特性计算与分析，为了方便与实验数据进行对比，选取的算例和工况如下表1所示，计算该工况下的局部水收集系数，结果如图5所示。

图5 水收集系数对比图。

表1 SLD环境下的撞击工况。

通过分析对比图5中的（a）、（b）图可以看出，在加入SLD模型后，翼面上的局部水收集系数减小，撞击极限也发生了较为明显的下降。这是由于SLD与翼面发生撞击的过程中，水滴产生了飞溅效应，导致入射水滴的质量发生了损失，从而使得翼型表面的局部水滴收集系数降低；与此同时，撞击过程中发生的变形和破碎，会使得过冷水滴受流场气流的影响更加强烈，导致水滴会在原本撞击极限的位置远离机翼而不发生撞击，因此撞击极限会明显减小。

SLD积冰特征计算

选用的初始翼型为 NACA0012 翼型，特征长度0.5334 。为了验证计算方法的可靠性，方便与实验数据进行对比，表2列出了具体工况。图6是数值模拟与试验的冰形对比图。

表2 SLD环境下的积冰工况。

图6 冰形对比图。

从图6整体冰形上看，计算结果与实验数据比较接近，冰形在前缘处吻合良好，而在上下收集极限处有一定误差，这可能是本文设置的积冰时间步长较大的缘故。接着计算积冰时间分别为60s、120s、300s的冰形，结果如图7所示。

图7 不同积冰时刻的冰形对比。

分析图7可知，随着积冰时长的增加，在翼型前缘驻点的上游和下游位置容易形成角冰，这个位置属于“水滴碰撞较强，而空气对流剧烈”的区域，非常有利于粒径较大的过冷水滴在发生碰撞后产生积冰效应，同时，高速的气流更加有利于表面温度的冷却，这使得积冰外形的角状特征更为突出。

接下来以算例Case2为对比，其他条件保持一致，积冰时间为336s，改变SLD的平均容积直径，计算对比冰形增长情况，表3列出了对比算例的具体工况，计算结果如图8所示。

表3 对比工况。

图8 不同MVD下的冰形对比。

图8是不同MVD下冰形的对比图，可以看出，在其它条件相同的情况下，随着SLD的平均容积直径的增大，积冰范围也随之增大。MVD从70μm增大为160μm之后，冰形产生了很明显的变化，积冰范围几乎成倍增长；随着水滴平均容积直径的继续增加，到了250μm以后，冰形变化不大，只是积冰范围有所加大，这是因为当水滴直径超过一定范围以后，水滴在运动过程中主要受到自身惯性力的作用，气动力对其的影响越来越小。因此，水运动轨迹相差不大，冰的形状也没什么变化。

SLD持续积冰下的气动损失分析

对于适航而言，其最关心的无异于“在过冷大水滴这种危险环境之下飞机是否还具有安全性”，“如果经历过冷大水滴环境，其能忍受的裕度又有多少”。

为了对上述两个问题进行探究，本文将对NACA0012翼型（特征长度0.9144m）进行SLD环境下持续积冰的数值仿真，并对其积冰后的气动特性进行分析，为SLD环境下的积冰适航提供应用基础。Case5从CFR25部的附录C中选取计算条件，具体工况如表4所示，冰形计算结果如图9所示。

图9 持续积冰下的冰形特征。

表4 SLD环境下持续积冰的工况。

图9是NACA0012翼型持续积冰下的冰形特征图，从积冰形态上看，机翼经过30s，90s的冰形态积累，最终在180s 形成角冰，这是因为受“强碰撞，强对流”特征的影响，在驻点上下游的区域积冰速率会加快从而形成角冰。

从飞机层面上看，将Case5与Case4的冰形结果进行对比，前者NACA0012翼型特征长度为0.9144m，主要积冰位置在X/C≤0.04的区域，而后者的翼型特征长度为0.5334m，主要积冰位置在X/C≤0.06的区域，由此可知，沿旋翼展向位置，翼型前缘的过冷大水滴积冰特征会更为严重。

接下来对NACA0012翼型持续积冰下的气动特性进行计算分析，从而得到持续积冰下的升力、阻力系数变化图，结果如图10至图11所示。

图10给出了NACA0012翼型在持续积冰下的升力系数随攻角变化的曲线图。由图10可以看出，机翼在持续积冰的情况下，升力系数也在一直减小。升力系数CL由干净流场情况下的最大值1.45一直下降到积冰180s后的0.9，其损失率约为38%。

图10 积冰下升力系数随攻角变化的曲线图。

图11是NACA0012翼型持续积冰下的阻力系数随攻角变化的曲线图，可以看出机翼在积冰后，阻力系数明显增大；随着持续积冰时间的增加，翼型的阻力系数受攻角的影响程度逐渐增大，对飞行安全的威胁也就越大。

图11 积冰下阻力系数随攻角变化的曲线图。

结论

本文建立了SLD的变形、破碎、反弹、飞溅等动力学特性计算模型，并通过算例对不同旋翼桨叶翼型进行了过冷大水滴的撞击特性研究，分析了SLD环境下的积冰特征以及持续积冰下的适航安全特性，为国内高原型无人/有人直升机适航安全等级的升级提供了依据。

算例计算结果表明：由于水滴飞溅效应导致水滴最大收集系数减小；同时，由于水滴破碎的因素，使得撞击极限也明显减小；在翼型前缘驻点的上下游两侧位置容易形成角冰；SLD持续积冰会导致直升机的气动性能下降严重。