NACA0012翼型等离子体冰形调控试验

刘雪城，梁华，宗豪华，谢理科，苏志

空军工程大学 等离子体动力学国家级重点实验室，西安 710038

飞机迎风面关键部件结冰是影响飞机安全性能的重大危害之一，尤其是机翼结冰，会严重影响飞机的气动性能，导致升力迅速降低，阻力迅速增加，严重影响飞机的稳定性和操纵性，因此必须采取相应措施进行防除冰。目前传统的一些防除冰技术如机械除冰、化学防冰、热力防/除冰等在飞机上均有应用，但由于机械除冰会破坏飞机气动型面，增加阻力，需要定期检查其性能的稳定性；电热防除冰系统布置于蒙皮下，导致加热缓慢，耗能高，且温度过高易损坏蒙皮；气热防冰系统从发动机引气会严重影响发动机性能，且能量利用率较低，以上防除冰技术仍无法完全消除飞机结冰带来的安全隐患。因此，研究一种新的、更高效的防除冰方法很有必要。等离子体防除冰技术是一种新型主动防除冰技术，具有结构简单、响应快、耗能低、易于实现自动化等优点。随着介质阻挡放电等离子体激励在流动控制领域的深入研究，近些年，等离子体激励具有的热效应也逐渐引起了广泛关注，众多团队开展了利用等离子体激励热特性进行防除冰的相关研究，并取得了一定的效果。

2002年，基于等离子体进行电网输电线防除冰方法首次出现在美国的专利中。2014年，在西北工业大学和德国宇航院的双边交流会上，孟宣市对等离子体防冰/除冰的研究概念进行了介绍，并在冰风洞里面证实了等离子体激励防/除冰的有效性。荷兰代尔夫特理工大学进行了NS-DBD等离子体静态除冰，研究表明NS-DBD等离子体激励器可以作为除冰装置，在一定条件下具有除冰能力。爱荷华州立大学在3种不同结冰条件下采用展向布置AC-DBD激励进行了等离子体激励防冰风洞试验研究，同时，还研究了来流速度、环境温度、翼型迎角、激励频率等因素分别对NS-DBD等离子体激励防冰效果的影响规律。2019年，西北工业大学通过PIV测速及温度测量实验等一系列测试手段对等离子体防除冰机理进行了详细研究。2020年，空军工程大学魏彪等提出了“流向等离子体热刀”的防除冰方法。等离子体激励用于防除冰的相关研究经过发展，其能够有效进行防除冰已基本达到共识。

从已有的研究结果看等离子体防除冰具有可行性，但是当冰层较厚、结冰区域较大时，激励时间变长、消耗能量变大，这要求激励电源的规格也要增大。考虑到将等离子体激励器应用在飞机实际飞行中，激励器若将冰层完全除去，则需要输入很大的能量，若只在部分区域安装激励器进行除冰，则可有效提高除冰效率，但带来的问题是未安装激励器的区域依旧被冰层覆盖。生物学家发现座头鲸在使用胸鳍进行回转和转向游动时非常灵活，其前缘凸起的肢状胸鳍相当于“机翼”，可为其捕食回转提供强大动力。座头鲸胸鳍前缘凸起的结构特征具有增升减阻、延缓失速的特征，该生物学特性使凹凸前缘翼型开始受到关注和研究。2004年，Miklosovic等利用NACA0020作为基本翼型，将其前缘和尾缘改成鳍肢前缘和尾缘形状开展风洞试验，试验结果显示凹凸前缘可提升基本翼型的气动性能。2014年，王国付研究了和NACA634-021基本翼型相应的仿生凹凸前缘翼型的气动特性、流场特性以及凹凸前缘控制机理。受到凹凸前缘的启发，若在机翼上间隔布置激励器进行防除冰，则有冰区域与无冰区域形成的机翼形状类似于凹凸前缘，2019年，吴云等提出了一种新型等离子体冰形调控装置方法的专利。

为探究间断除冰后的机翼形状对气动性能的改善效果，开展了等离子体冰形调控的相关试验，研究了在不同结冰环境中有冰区域与无冰区域成一定比例、不同冰条宽度下冰形调控对翼型气动特性的影响。

1 试验系统

等离子体防冰试验系统包括结冰风洞及试验模型、等离子体激励系统、数据采集系统。冰形调控试验系统包括低速回流风洞、NACA0012翼型、3D模拟冰形、六分量测力天平等。

1.1 结冰风洞和低速回流风洞

等离子体防冰试验采用南京航空航天大学结冰风洞，如图1所示，该风洞为闭口回流式结冰风洞，包括动力段、冷凝段、稳定段、收缩段、试验段以及扩散段；稳定段总长为6 680 mm，试验段为矩形，尺寸为0.5 m(长)×0.3 m(宽)×0.4 m(高)；风洞水滴平均体积直径(Median Volume Droplet Diameter，MVD)调节范围为20～50 μm；液态水含量(Liquid Water Content，LWC)调节范围为0.5～3 g/m；试验段实际可调控温度范围为-30 ℃至室温。该风洞最高风速为120 m/s。

图1 冰风洞结构示意图Fig.1 Schematic diagram of ice wind tunnel structure

冰形调控试验采用的风洞是空军工程大学低速回流风洞，如图2所示，该风洞包括试验段、扩压段和过渡段、拐角和导流片、稳定段、收缩段和动力段；该单回流闭口式风洞可产生稳定的来流，试验段是长3.0 m、横截面积为1×1.2 m的长方体；试验段的风速在5～75 m/s的范围内可调，流场紊流度小于0.2%；为便于观察实验情况，试验段的两侧和上部采用3块透明玻璃，另外在试验段后面留有40 mm 宽的调压缝，使试验段静压接近洞外环境大气压。风洞配套天平为六分量测力天平，如图3所示，该六分量测力天平的精度、准度指标已经达到或优于国家军用标准规定的合格指标：天平精度为 0.003%～0.2%，天平准度的合格指标为 0.1%～0.3%。试验前采用静态标定架对天平进行静态标定，由于试验中模型无侧滑角和滚转角，这里仅给出、方向和的静态标定结果，结果见表1。

图2 低速回流风洞Fig.2 Low-speed return wind tunnel

图3 六分量测力天平Fig.3 Six-component force balance

表1 天平静态标定Table 1 Balance static calibration

1.2 等离子体激励系统和数据采集系统

等离子体激励系统包括等离子体激励器及等离子体电源。图4所示为实验所用DBD激励器示意图，由高压电极、低压电极及绝缘介质组成。高、低压电极分别与等离子体电源高、低压端连接，本实验中所用高、低压电极均由铜箔制成，厚度为0.06 mm。绝缘材料为3层0.06 mm厚Kapton胶带叠加制成，总厚度为0.18 mm，介电常数为3.4。实验所用等离子体电源为纳秒脉冲等离子体电源，如图5所示。

图4 DBD激励器示意图Fig.4 Schematic diagram of DBD actuator

图5 纳秒脉冲电源Fig.5 Nanosecond pulse power

数据采集系统包括主要由DPO4104B示波器、P6015A高压探针、TCP0030A电流探针、相机组成，用于采集激励器放电时激励器两端的电压、电流等电参数，示波器采样频率可达5 GHz，测量精度高。相机通过三脚架固定于激励器上方，用于拍摄激励器放电形态。

1.3 试验模型与模拟冰形

等离子体防冰试验采用的模型为铝制NACA0012翼型，如图6所示，其弦长和展向宽度分别为280 mm及300 mm，为便于安装及试验，翼型中间开10 mm宽的槽将翼型均匀分为两段，长度分别为145 mm。为阻隔激励器与翼型之间的热交换并防止爬电，翼型表面附有2 mm厚的聚酰亚胺薄膜。

图6 冰风洞试验模型Fig.6 Ice wind tunnel experimental model

冰形调控试验同样选择NACA0012翼型为试验平台，该翼型弦长为200 mm，展向宽度为760 mm，除去中间与六分量测力天平进行连接的圆柱所占宽度40 mm，两侧可进行冰形布置的有效宽度各为360 mm，图7所示为试验平台及冰形布置示意图；3D模拟冰形选取了文献[28]中NACA0012翼型表面冰风洞试验得到的3种典型冰形，在来流速度=67.05 m/s，迎角=4.0°，LWC=0.5 g/m，结冰时间6 min的条件下，改变环境温度=-6.5，10.36，-28.35 ℃，得到的冰形分别为明冰、霜冰、混合冰。如图8所示，根据冰风洞实际得到冰形参数进行建模、3D打印得到试验所需冰形，3种不同环境冰条的宽度分别为1、2、3、3.6、4、6 cm，选择以上6个冰条宽度和2个间断比例主要从冰条宽度与有效布置宽度360 mm成一定的比例关系、便于对称布置的角度进行考虑。由于试验主要是对冰形调控后气动特性的影响展开分析，所以3D模拟冰形与实际结冰环境中冰层的表面光洁度有所差异的情况对从宏观角度上分析升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数的变化产生影响较小。

图7 NACA0012翼型Fig.7 NACA0012 airfoil

图8 3D模拟冰形Fig.8 3D simulation ice shape

2 试验结果与分析

2.1 等离子体冰形调控实现

等离子体冰形调控激励器主要由等离子体加热单元与非加热单元组成，如图9所示。其单个加热单元展向宽度为1 cm，加热单元内高压电极宽度为2 mm，间距6 mm。根据试验翼型尺寸，布置3个加热单元，每个加热单元之间间距4 cm以保证各加热单元之间互不影响且能够出现明显的类波浪形前缘。在防冰过程中保证等离子体加热区域不结冰，非加热区域自由结冰。

图9 等离子体冰形调控激励器Fig.9 Plasma ice shape modulation actuator

在LWC=0.5 g/m，MVD=25 μm，=-5 ℃，=65 m/s结冰条件下，施加激励电压=8 kV、激励频率=6 kHz纳秒脉冲等离子体激励，进行等离子体冰形调控试验研究。图10为不同时刻冰形调控图，最左边激励器靠近风洞壁面，由于壁面效应，30 s时刻在该加热单元开始出现积冰，随后越积越多如90 s时刻，直到180 s时完全遮盖加热单元。而从另外两个加热单元来看，其表面无积冰，在180 s时间段内，等离子体调控激励器的加热单元始终能够将连续冰切开，形成间断冰。因此，将等离子体激励器有限功率集中使用，把十分危险的展向连续冰调控成更为安全的间断冰，在保证飞行器气动性能及飞行安全的前提下，显著降低防除冰功耗是可行的。这说明该激励器能够在此试验条件下进行冰形调控，使其成为类波浪形结构。

图10 不同时刻等离子体冰形调控过程图Fig.10 Diagram of plasma ice shape modulation process at different moments

2.2 等离子体冰形调控验证

在等离子体防冰试验中实现冰形调控的基础上，对采取什么样的调控方案能够最有效，通过开展风洞试验对冰形调控后翼型气动特性的影响进行了验证。

当来流速度为30 m/s时，测得NACA0012翼型在迎角0°～22°范围内分别在无冰、明冰全冰、霜冰全冰、混合冰全冰这4种结冰条件下的气动参数作为基准状态，然后将明冰、霜冰、混合冰分别为1、2、3、3.6、4、6 cm宽度的冰形按照3∶2和1∶1的比例在翼型上进行布置，并进行风洞试验。试验结束后对气动数据进行处理分析，对比分析同一结冰环境相同比例下不同冰条宽度计算得出的升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数，获得规律并分析机理。

2.2.1 基准结冰状态下翼型的气动性能

试验中将无冰、明冰全冰、霜冰全冰、混合冰全冰4种环境下翼型的气动参数作为基准状态，如图11所示，在试验状态下，迎角范围为0°～22°。图11(a)是升力系数曲线，对于无冰环境，当<12°时，升力系数随迎角成线性变化，继续增大迎角，升力系数继续增加，但是升力系数曲线的斜率逐渐开始降低，说明翼型表面开始出现流动分离；当升力系数曲线斜率为0(=14°)时，升力系数达到最大值0.80，为失速迎角；超过失速迎角，升力系数开始下降，翼型失速。

图11 气动参数曲线Fig.11 Aerodynamic parameter curves

当飞机结冰时，3种结冰环境小迎角状态(<6°)下升力系数均随迎角成线性变化且与无冰环境时相比变化不大，说明小迎角状态结冰对翼型的气动性能影响较小，同时体现出风洞测力试验可重复性强，试验数据重复性精度高；继续增大迎角，霜冰环境下升力系数明显下降，明冰和混合冰环境下降更为剧烈，在=14°时分别降低了12.5%、35%和32.5%，且3种结冰环境下翼型均提前失速，失速迎角分别提前2°、4°、4°。这与文献[29]中对NACA0012翼型结冰后的气动特性进行数值模拟和分析得到的结论相符。对比图11(b)的阻力系数曲线，3种结冰环境中同一迎角下的阻力系数较无冰环境均有增大，其中明冰和混合冰环境下的阻力系数变化明显。这是因为结冰破坏了翼型升力面的外形，使翼型表面流动偏离设计状态，使得翼型的升阻特性明显恶化，升力系数下降，阻力系数增大。从图11(c)的俯仰力矩系数可看出，结冰使翼型的俯仰力矩降低，同样明冰和混合冰环境下俯仰力矩下降较大。

试验说明结冰会破坏翼型的气动外形，导致气动性能下降，气流提前分离，失速迎角减小，升力系数和俯仰力矩系数下降、阻力系数增大，而且不同的结冰环境对气动性能造成的破坏有所差异，明冰和混合冰环境对飞机飞行更具威胁。

2.2.2 明冰条件下冰形调控翼型的气动性能

1) 有冰∶无冰=3∶2

按照有冰∶无冰=3∶2的比例将不同宽度的1、2、3、3.6、4、6 cm 3D明冰冰形布置在翼型上进行风洞试验，研究冰形调控对翼型气动性能的影响。图12为升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数曲线图，结果表明：冰形调控后的气动性能虽然和无冰环境相比仍有所损失，但6种冰条宽度下的气动性能均比全冰环境有较大改善，升力系数和俯仰力矩提高、阻力系数下降。冰形调控后的翼型气动性能相比于全冰产生明显改善效果，这与凹凸前缘对翼型气动性能提高有相似性。其原因可初步参考凹凸前缘翼型的流动控制机理进行分析：由于有冰区域的前缘凸起类似于涡流发生器产生了反向旋转的流向涡，增强了边界层内部和外部主流的动量交换，为边界层注入能量，从而使翼型表面的附着流延长，降低了流动分离趋势，起到增升减阻的作用。

保持冰形为明冰、有冰与无冰区域比例不变，布置不同宽度冰条，研究翼型气动特性的变化。对比冰形调控后不同宽度冰条对升力系数的影响，在线性段相差不大，在失速迎角及其附近，冰条宽度=3.6 cm的升力系数相较于其他5组稍大，结果表明，冰条宽度=3.6 cm时最大升力系数仅比无冰状时降低14.6%，比全冰状态提高31.6%；阻力系数曲线在小迎角范围内与无冰状态近似重合，迎角10°时阻力系数比全冰状态降低60.8%；俯仰力矩系数曲线在小迎角范围内较全冰状态改善效果明显，失速迎角处比全冰状态提高57.6%。由于对比冰形调控后不同冰条宽度对升力、阻力和俯仰力矩系数的影响，在线性段相差不大，因此在失速迎角及其附近的气动性能做重点的分析，通过比较不同冰条宽度下升力、阻力和俯仰力矩系数3个气动性能参量的变化作为判断的依据，其中根据最大升力系数的变化作为优先判断气动性能改善效果最佳的参数，=3.6 cm时气动性能最佳。

在本试验条件下，冰条宽度=3.6 cm时气动性能最佳，结合文献[30]中不同涡流发生器间距下抑制边界层分离时流动特性不同，可将该试验条件下冰条宽度=3.6 cm最佳的原因初步分析为：当冰条宽度过大，如=6 cm时，分离区的区域也因此变大，形成大面积的流动分离，气动性能改善效果被减弱；当冰条宽度较小，如=1 cm 时，翼型上的冰条数量增加，会形成大量的流向涡，而过多的流向涡不仅不利于促进主流和边界层内部的动量交换，反而将影响附面层的附着，增大流动分离的趋势；因此只有冰条在合适宽度下，冰形调控对气动性能的改善效果才将达到最佳。

2) 有冰∶无冰=1∶1

按照有冰∶无冰=1∶1的比例将不同宽度的1、2、3、3.6、4、6 cm 3D明冰冰形布置在翼型上进行风洞试验，图13为各气动参数曲线图。由图分析可知冰条宽度=2 cm最大升力系数比全冰状态提高34.8%；阻力系数曲线在0°～10°范围内与无冰状态近似重合，迎角10°时阻力系数比全冰状态降低86.0%；俯仰力矩系数曲线在小迎角范围内较全冰状态改善效果明显，失速迎角处比全冰状态提高83.3%，经与其他5组冰条宽度下的气动参数相比，=2 cm时气动性能最佳。

图14为两种比例下不同冰条宽度在迎角为14°时的升力系数，通过比较可以得出，相同冰条宽度下有冰∶无冰=1∶1时的升力系数与有冰∶无冰=3∶2的差距很小，但有冰∶无冰=1∶1时升力系数稍大，说明在有冰∶无冰=1∶1比例下改善效果更好。通过综合比较，在明冰环境中，有冰∶无冰=1∶1、冰条宽度=2 cm的调控条件下改善效果最好。这与文献中[31]结冰区域越小，对气动性能破坏越小相符。

图14 迎角14°时两种结冰比例、冰条宽度下的升力系数Fig.14 Lift coefficient for different icing ratio and width of icicle at 14° angle of attack

2.2.3 霜冰条件下冰形调控翼型的气动性能

1) 有冰∶无冰=3∶2

将霜冰环境下不同宽度冰条按照明冰环境的步骤开展实验，并进行分析，图15为升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数曲线图。在迎角0°～12°的范围内，全冰状态下的升力系数曲线与无冰状态下的升力系数曲线近似重合，与相同条件下的明冰环境相比霜冰对飞机气动性能的影响较小。该比例下，冰条宽度=6 cm最大升力系数仅比无冰状态时降低1.1%，较全冰状态提高19.7%；失速迎角处阻力系数比无冰状态时提高28.8%，比全冰状态降低27.6%。俯仰力矩系数曲线迎角0°～14°的范围内与无冰状态的俯仰力矩系数曲线几乎重合，在失速迎角处俯仰力矩系数较全冰状态提高29.6%，经与其他5组比较，冰条宽度=6 cm时气动性能最佳。

在本试验条件下，冰条宽度=6 cm时气动性能最佳，这与明冰条件下冰条宽度过大不利于改善气动性能的特点有所差异。分析是由于霜冰的冰层表面相比于明冰较为光滑导致的，冰条宽度过大时相当于改变了翼型的结构，使得翼型的吸力面的面积增大，升力增大，气动性能改善效果进一步提升。

2) 有冰∶无冰=1∶1

图16为升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数曲线图，分析得冰条宽度=4 cm时最大升力系数比全冰状态提高9.7%；在迎角0°～10°范围内阻力系数曲线与无冰状态时差距很小，迎角13°时阻力系数比全冰状态降低50.4%；俯仰力矩系数曲线迎角0°～12°的范围内与无冰状态的俯仰力矩系数曲线近似重合，在失速迎角处俯仰力矩系数较全冰状态提高18.7%，经比较冰条宽度=4 cm时气动性能最佳。

图16 气动参数曲线(霜冰条件下有冰∶无冰=1∶1)Fig.16 Aerodynamic parameter curves (Icing area∶non-icing area=1∶1 under rime ice condition)

2.2.4 混合冰条件下冰形调控翼型的气动性能

1) 有冰∶无冰=3∶2

将混合冰环境下不同宽度冰条按照上述实验步骤进行，图17为升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数曲线图。在混合冰这种复杂的结冰环境中，冰形调控依旧有改善气动性能的效果。其中冰条宽度=4 cm时气动性能改善效果最好：最大升力系数比全冰状态提高30.6%；在迎角0°～9°范围内阻力系数曲线与无冰状态时差距很小，迎角为10°时阻力系数比全冰状态降低83.1%，随着迎角增大，阻力系数急剧增大，曲线逐渐向全冰状态时靠近；7组实验中俯仰力矩系数曲线在小迎角范围内差距很小，在失速迎角处俯仰力矩系数较全冰状态提高58.9%。

2) 有冰∶无冰=1∶1

图18为升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数曲线图，冰条宽度=4 cm时气动性能最佳，最大升力系数比全冰状态提高28.9%；在迎角0°～8°范围内阻力系数曲线与无冰状态时差距很小，迎角为10°时阻力系数比全冰状态降低77.2%；俯仰力矩系数曲线在小迎角范围内与无冰状态时的曲线差距很小，在失速迎角处俯仰力矩系数比无冰状态降低12.8%，较全冰状态提高51.1%。

图18 气动参数曲线(混合冰条件下有冰∶无冰=1∶1)Fig.18 Aerodynamic parameter curves(Icing area∶non-icing area=1∶1 under mixed ice condition)

混合冰环境中冰形调控后的俯仰力矩系数改善作用较为明显，说明通过冰形调控结冰飞机的纵向稳定性和和操纵性可随着俯仰力矩系数的改善而提高。

3 结 论

1) 结冰会破坏翼型的气动外形，导致气动性能下降，气流提前分离，失速迎角减小，升力系数和俯仰力矩系数下降、阻力系数增大，而且不同的结冰环境对气动性能造成的破坏有所差异，明冰和混合冰环境对飞机飞行更具威胁。

2) 冰形调控可有效改善结冰后的气动性能，与全冰环境下的气动参数相比，冰形调控后升力系数增大、阻力系数减小、俯仰力矩系数增大，缓解了结冰对飞机气动性能的破坏。

3) 相同结冰环境中，通过比较升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数3个气动性能参量的变化作为判断的依据，其中根据最大升力系数的变化作为优先判断气动性能改善效果最佳的参数，得到不同有冰与无冰区域的比例和不同冰条宽度对气动改善的效果不同，但存在最优的调控方案使气动性能改善效果最好。在来流速度为30 m/s的明冰环境中，调控有冰区域与无冰区域的比例为1∶1、冰条宽度=2 cm时与全冰状态气动性能相比改善效果最好。霜冰环境中，在本文研究的参数范围内，调控有冰区域与无冰区域的比例为3∶2、冰条宽度=6 cm时改善效果最好。混合冰环境中，调控有冰区域与无冰区域的比例为3∶2、冰条宽度=4 cm时与全冰状态气动性能相比改善效果最好。

本试验验证了等离子体冰形调控对全冰状态翼型气动性能具有明显的改善效果，下一步将继续探究不同比例、不同冰条宽度影响气动性能的内在机理并得出最优的调控规律，同时研究在无冰区域施加等离子体流动控制的影响效果。