结冰翼型前缘下垂变弯度容冰特性改善机制

张恒，李杰，赵宾宾，3

1．清华大学 航天航空学院，北京 100084

2．西北工业大学 航空学院，西安 710072

3．中国商用飞机有限责任公司 上海飞机设计研究院，上海 201210

结冰是威胁民用飞机飞行安全的重要因素之一［1］。通常意义上的防/除冰研究致力于翼面结冰的探测、预防和消除［2］，但由于结冰环境/强度难以明确知悉、结冰累积超过防/除冰系统极限性能、防/除冰系统失效、飞行员判断/操纵失误等潜在因素，现有的防/除冰措施还不能完全保证所有结冰气象条件下的飞行安全［3］。针对上述问题，现代民机设计过程中建立了“容冰安全飞行”的概念，即通过气动力设计手段降低结冰对气动特性的影响量，在此基础上实现飞行控制律的重构匹配，从而实现结冰状态安全裕度的综合提升［4］。

结冰状态飞机本体气动特性损失较小是容冰安全飞行的前提条件，如何结合气动力设计手段提高结冰状态下的飞行性能进而具备容冰安全飞行能力已成为现代民机总体气动先进设计的重要标志之一。目前容冰气动力设计研究工作在国际领域尚处于探索阶段，常规的容冰气动力设计通常针对固定型面结冰外形，采用多点气动力优化设计降低典型冰形对翼型/机翼失速特性的影响。如近年来Ghisu等［5］基于稳健性优化方法提升了NACA23012翼型的容冰能力；Li等［6-7］基于差分进化算法思路开展了大型民机及无人机机翼结冰构型的容冰综合优化设计。但上述容冰气动力设计思路不可避免地存在以下问题：

1） 对于高亚声速民机常用的超临界机翼而言，其巡航升阻特性、高速气动边界特性和低速失速特性彼此之间已存在一系列固有矛盾，设计出一副兼顾不同飞行状态气动特性、气动效率优秀、工程可用的机翼难度已很高，在此基础上进一步开展有效容冰气动力优化设计的空间极为有限。

2） 由于翼型低速特性对气动外形的变化相对不敏感，对于冰角扰动相对较强的重度结冰或过冷大水滴结冰状态而言，难以在几何强约束条件下实现兼顾干净翼型高低速气动特性和带冰后气动特性的优化设计。维持高低速特性的优化结果对上述状态失速特性的提升量比较有限，成效显著的设计方案不可避免地要付出较高代价。

3） 虽在飞行过程中时常遇到结冰气象条件，但足以造成翼面失速特性发生颠覆性改变、直接影响飞行安全的最严酷结冰环境占比有限。传统容冰气动力优化设计必然会由于这些特殊的结冰气象条件影响绝大多数常规飞行条件下的气动特性，总体而言往往得不偿失。

变弯度机翼技术［8］在波音B787和空客A350等先进民机型号上的成功应用为容冰气动力设计提供了一种可供借鉴的新思路。常规变弯度技术通常用于改善干净机翼的非设计点升阻特性、提升抖振/阻力发散边界、调整环量分布等。既然该技术的出发点是在尽可能保证干净构型巡航特性的前提下通过弯度变化获得与某种飞行条件相适应的机翼几何型面，从而改善该条件下的气动特性，那么结冰状态作为一种极其特殊的飞行条件，是否能将变弯度技术的应用范围进一步拓展到该领域当中？

由于结冰状态下决定翼型分离流场特征的基本流动结构是大尺度前缘分离泡［9］，而分离泡沿弦向的发展和再附由冰角顶端剪切层多尺度涡系结构的生成-输运过程决定［10-11］；由于剪切层涡系的生成过程由冰角-来流共同构成的前缘扰动主导，相对难以干预；而输运过程则由下游壁面约束的几何特征特别是弯度-曲率分布控制。因此基于前缘弯度的适当变化，有望在壁面附近触发剪切层涡系结构的动量输运作用，促进外部高速流动与壁面附近回流区的混合，从而控制前缘分离泡的几何形态及其生长过程，改善翼面结冰状态下的分离流场特性。

考虑到传统容冰气动力设计技术存在的固有缺陷及未来民机连续变弯度技术的应用可能性，创新性地提出了一种兼顾翼型常规气动特性和容冰气动特性的解决方案，即通过在结冰状态下将翼型前缘小角度定轴下垂延缓和控制分离泡的弦向发展变化过程，从而有效改善结冰失速特性；而在常规飞行状态下维持干净翼型几何型面不变，从而保证绝大多数飞行条件下的高低速气动特性。由于翼型只在可能的结冰气象条件下变化前缘弯度，从而使气动/容冰特性相互解耦；因此该设计思路不仅大幅降低了容冰设计压力，同时也为基本翼气动力设计解绑，能在取得良好容冰效果的前提下充分保证干净机翼的气动特性。

结冰状态下分离流场的精细分析是开展容冰设计机制分析、评估设计收益的重要依据。近年 来 以DES（Detached Eddy Simulation）类 方法［12］为代表的RANS/LES（Reynolds-Averaged Navier-Stokes/Large-Eddy Simulations）混合方法得到了长足发展，其基本思想是以某种混合长度替换RANS湍流模型中包含的长度尺度项以使湍流模型在壁面附近区域体现RANS方法的性质，在使用薄层网格单元的前提下避免近壁面雷诺应力损失，降低对计算资源的需求；在以大涡输运为主要特征的远离壁面分离区域则体现LES方法的特点，降低当地模化涡黏水平，对大尺度湍流进行解析以保证空间旋涡结构的模拟精度。DES类方法关于结冰翼型分离流场的精细分析能力已在一系列研究工作中得到了确认［13］。Shur等 通 过 将DDES（Delayed DES）方法［14］与LES壁面模型（Wall-Modelling in LES，WMLES）相结合构造了IDDES（Improved De⁃layed Detached Eddy Simulation）方法［15］。该方法不仅能应对DES方法直接应用于WMLES时产生的对数层不连续问题（Log-Layer Mis⁃match，LLM）［16］，且就数值模拟效果而言有利于分离区域湍流结构的充分解析，同时在流动过渡区域也能取得更为满意的结果，因此适宜分析附着和分离流动并存的结冰翼型失速问题［17-18］。

本文基于翼型前缘定轴下垂的思路构造变弯度容冰构型，结合IDDES方法对翼型结冰状态前缘下垂前后分离流场开展数值模拟对比分析，以期确认前缘下垂对翼型结冰状态失速特性的改善效能，并根据分离流场基本结构、湍流流场特征及剪切层涡系演化过程等结果综合阐释翼型前缘下垂变弯度的容冰特性改善机制。

1 分离流场数值模拟方法

在有限体积法基础上，对三维可压缩非定常Navier-Stokes（N-S）方程进行求解，求解器的可靠性已在前期研究中得到验证［19-20］。无黏通量项离散采用Roe-WENO［21］五阶迎风通量差分分裂格式，黏性通量项离散采用二阶中心差分格式，时间推进采用二阶隐式近似因子分解方法。在k-ωSST（Shear Stress Transport）两方程湍流模型［22］的基础上根据文献［15］对IDDES方法进行构造，实现湍流流场数值模拟。该方法建立在基准DDES方法的基础上，主要改进内容包括以下两方面：

1） 亚格子尺度定义

通过引入当地网格参数降低模拟近壁面自由剪切湍流时的亚格子尺度：

式中：Cw为由LES解得到的经验常数；dw为网格单元与壁面距离；hmax为网格单元三向最大尺度；hwn为当地网格单元壁面法向高度。

2） RANS-LES混合长度构造

IDDES方法的WMLES/DDES分支由混合长度函数lhyb关联：

式 中：fe为 经 验 函 数；lRANS和lLES分 别 为RANS和LES长度尺度；f͂d为混合函数，其表达式为

式中：fdt为壁面区域指示函数；fB为经验混合函数。

式（2）~式（4）中 函 数fB、fe、fdt及 长 度 尺 度lRANS/lLES的具体构造形式详见文献［15］。

此时混合方法能在壁面附近快速完成RANS/LES模式转换，分离区域的大部分湍流结构能以LES形式求解，同时避免了RANS/LES切换区域可能的雷诺应力损失。

2 计算分析模型构造及网格生成

2.1 前缘变弯度翼型构造

选取典型公务机翼型GLC（Gates Learjet Corporation）305作为干净翼型［23］。翼型前缘具有结冰时间为22.5 min的典型双角状冰形（冰形944）。该翼型本体厚度、弯度及前缘半径均较小，因而容冰特性相对较差，开展常规容冰气动力优化设计的空间极为有限。上下冰角与翼型表面近似垂直，高度分别约为弦长c的3.0%和2.0%，达翼型最大厚度（8.7%c）的30%以上，几何间断特征显著，进一步增加了常规容冰气动力优化设计的难度。

参考民机常规增升装置多段翼型缝翼布置形式，前缘变弯度策略为绕15%弦长处上下表面中点位置定轴下垂，偏转角度为10°。虽前缘下垂后翼型迎风面积有所增加，但由于几何偏转并不影响前缘曲率分布，且分离流动演化时长相对结冰过程而言是小量，因此在现阶段数值模拟分析研究中暂认为前缘下垂前后冰形几何形状固定不变，将翼型/冰形一并作刚体偏转，构造前缘下垂变弯度结冰翼型计算分析模型。图1给出了前缘下垂前后翼型/冰形几何形状对比，其中x、y分别为轴向和法向长度。

图1 前缘下垂前后翼型/冰形几何形状对比Fig.1 Comparison of airfoil and ice shape geometry be⁃fore and after drooping leading edge

2.2 计算网格构造

沿用文献［11］中采用的多块结构化计算网格，基于相同拓扑开展前缘下垂变弯度前后分离流场对比分析。计算域为远场长度为15c的C形区域，考虑翼型上表面分离泡几何尺度与弦长处于同一量级，展向长度取0.50c。考虑RANS/LES混合方法对分离区域各向同性计算网格单元的需求，在物面附近生成高度为0.50c的O层拓扑包络区域。图2给出了建立计算域的三向几何尺寸及物面附近空间拓扑结构，其中z为展向长度。远场给定无反射边界条件，物面采用绝热、无滑移和法向零压力梯度条件，展向设置周期性边界条件。

图2 计算域及物面附近网格拓扑Fig.2 Grid topology of computational domain and near wall

由于RANS方法和LES方法对计算网格的需求存在根本差异，对多块结构化网格进行分区域设计。在分离流动关注区域内布置三向同性网格单元，选取上冰角高度作为该区域内主要旋涡结构扰动波长的衡量尺度，单元尺寸取1/10冰角高度（0.3%c）。在物面附近区域布置薄层网格单元，首层网格到壁面的法向距离为10−5c，保证壁面附近y+≤1，计算域内网格总量约为3.9×107。

针对弯度变化后冰形-翼型前缘几何外形进行重新映射关联，根据当地弯度变化特征对流向网格进行壁面正交性处理，其余部分维持不变以最大程度降低网格变化引入的数值误差。翼型前缘附近空间网格对比情况如图3所示，表明前缘下垂前后拓扑继承性和网格一致性均较好。

图3 前缘下垂前后结冰翼型网格分布对比Fig.3 Comparison of iced airfoil grid distributions before and after drooping leading edge

就当前算例而言，前期工作［11］业已完成基于IDDES方法的网格无关性和计算分析效果验证，表明基于当前计算网格和数值模拟策略能较清晰地反映翼型结冰状态下分离泡结构的基本特征、刻画剪切层失稳及多尺度涡系的生成演化过程、延拓于结冰翼型前缘下垂后分离流场特性的计算分析。

选取NASA Langley低湍流度风洞典型过失速试验状态［24］进行对比分析，以确认前缘下垂在分离泡尺度较大时对翼型失速特性的改善效能，进而剖析分离流场的控制原理。试验状态来流马赫数Ma=0.12、基于翼型弦长的雷诺数Re=3.5×106，来流迎角α=8°。基于非定常RANS获得充分发展的初始流场，在初场基础上进行后续IDDES计算，无量纲时间步长Δt*=UΔt/c=0.000 6，其中U为自由来流速度，Δt为物理时间步长。气动力输出基本稳定后进行时间平均；在时均场基础上进行展向空间平均，得到时空平均流场。

3 时均气动特性及分离流场特征

图4给出了前缘下垂前后结冰翼型气动特性时均结果与结冰前后风洞测力试验数据［24］的对比情况，其中CL、CD和Cm分别为升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数，表1给出了气动力变化的具体量值。风洞试验结果表明结冰状态下翼型失速点提前4°，最大升力系数降低0.4，迎角范围内产生了5倍以上的阻力增量，失速点附近出现明显的低头力矩，体现了角状冰影响下的典型气动力恶化现象。针对选取的过失速计算分析条件，数值模拟能获得与试验值较为吻合的结果，反映结冰状态下翼型的气动力损失特征，再次验证了IDDES方法描述结冰诱导分离流场的可靠性。

图4 前缘下垂前后结冰翼型时均气动特性变化情况Fig.4 Time-averaged aerodynamic performance changes of iced airfoil before and after drooping leading edge

表1 前缘下垂前后结冰翼型时均气动力变化量Table 1 Time-averaged aerodynamic differences of iced airfoil before and after drooping leading edge

前缘下垂变弯度显著改善了结冰翼型的失速特性，表现出失速点推迟/升力特性恢复/阻力降低的综合效应。升力量值提升30%以上，阻力量值降低约70%，且抑制了异常的低头力矩增长趋势。与传统固定几何形面容冰气动力优化设计结果相比，目前其涉及的冰角高度/翼型前缘半径之比相对较小、间断特征相对较弱，且失速迎角/最大升力系数的提升量相对有限；在本算例冰形高度（0.03c）及张角（45°）范围内，针对小前缘半径/低弯度翼型开展的容冰气动力设计研究鲜见公开报道。

图5给出了前缘下垂前后结冰翼型时均压力分布与干净翼型的对比情况，其中Cp为压力系数。干净翼型具备附着流状态下的典型前加载压力分布特征，前缘峰值较高，伴随陡峭的恢复梯度。前缘下垂前结冰翼型压力峰基本消失，分布形态变异为延伸至0.20c附近、具备弱顺压特征的压力平台，平台之后压力恢复过程缓慢；压力分布形态呈现前缘吸力大幅损失、后加载量明显提高、逆压梯度趋于消失的特点。上述压力平台变化特征与过失速条件下的升力损失/低头矩增长现象直接关联［25］。虽然前缘下垂后0.20c附近压力分布形态仍体现了分离泡影响下的典型平台特征，长度与前缘下垂段弦长大致相当，较前缘下垂前略有缩短，顺压梯度更大，但由负压系数表征的平台高度由1.0左右提升到1.5以上，增幅超过50%，一定程度上实现了前缘吸力恢复，表征了升力/力矩特性改善的直接原因。平台后伴随相对陡峭的逆压梯度，指示了当地流动较强的再附效应，之后压力恢复过程相对和缓，未产生二次分离相关的后缘平台。下表面除10%弦长位置由于几何间断导致局部峰值产生外，压力分布宏观特征相对下垂前基本不变。

图5 前缘下垂前后结冰翼型时均压力分布对比Fig.5 Comparison of time-averaged pressure distributions of iced airfoil before and after drooping leading edge

图6 前缘下垂前后结冰翼型时均分离泡宏观结构对比Fig.6 Comparison of macroscopic structures of timeaveraged separation bubble of iced airfoil before and after drooping leading edge

图6以流向速度分布（流向速度u/自由来流速度U）的形式对比了前缘下垂前后结冰翼型的时均宏观分离流场特性。前缘下垂前结冰翼型由于冰角几何不连续和压力梯度的双重作用产生了典型单一大尺度分离泡流动结构，回流区域遍及上表面，再附效应基本消失，体现全局分离特征。分离泡长度延伸到翼型后缘，高度与翼型厚度相当，表征了过失速条件下显著的分离泡拉伸和延长效应［11］。前缘下垂后分离泡长度和高度显著降低，形态由全局大尺度回流区域退化到前缘附近的中等尺度回流区域，回流强度明显减弱。由0速度等值线表征的流动再附点由翼型后缘减缩到0.25c附近，高度降低至翼型厚度1/2左右，再附点后流动形态稳定，未产生显著的二次分离现象，这与较小来流迎角条件下［24］（α=4°）的分离泡尺度比较接近，表明前缘下垂能体现约束结冰状态翼型分离区域大小的意图。

通过截取图7所示4个典型流向站位的速度型从近壁面速度分布的角度更为细致地反映前缘下垂对结冰翼型分离流场的改善效能，其中d为y向壁面距离。分离泡影响下速度型的基本结构为壁面附近负速度区域表征的回流层、以速度恢复法向距离表征的混合层、分离泡边界曲率效应诱导加速影响下的外层。前缘下垂前翼型回流层法向高度维持在0.05c附近，混合层厚度沿流向由0.05c增加到0.15c左右，表明整个弦长范围内都存在回流效应，且影响范围随分离流动向下游发展而逐渐扩张。前缘下垂后速度分布仅在0.15c站位体现了分离泡的回流-混合效应，回流层恢复到无黏流动效应主导的外层区域仅经过0.04c的法向距离，反映了当地流动较强的剪切效应。在0.40c站位速度分布即呈现典型的完全附着流动形态，下游各站位速度分布特征相对近似，能维持良好的附着特征，即使在相对靠近翼型后缘的0.75c站位也未观察到可能的二次分离趋势。

图7 前缘下垂前后结冰翼型时均流场u向速度分布对比Fig.7 Comparison of time-averaged flow fieldu-direction velocity distribution of iced airfoil before and after drooping leading edge

4 湍流流场统计量分布特征

图8分别对比了前缘下垂前后结冰翼型时均分离流场湍动能（TKE）、u向速度脉动均方根（uRMS）及v向速度脉动均方根（vRMS）的宏观分布情况。前缘下垂前冰角后方剪切层失稳触发的锥形湍流脉动区域基本脱离壁面，直接影响大范围下游流场，对近壁面流动的影响较弱，表征了再附效应的消失［26］。同时后缘附近存在显著的湍流脉动，与剪切层涡系触发的脉动区域相互融合，体现出典型的全局分离特征。前缘下垂后当地湍流脉动区域压缩至冰角后方的近壁面区域内，弦向长度和法向高度均大幅降低，脉动核心位于0.25c附近，与再附位置基本一致，表明当地存在强烈的动量输运和交换过程；下游流场脉动强度显著降低，呈现典型分离-再附流动特征。由于后缘附近并不存在前缘分离与当地二次分离之间的相互影响，尾迹区域湍流脉动特征发展过程由后缘触发单一因素决定，因而法向影响范围及强度也随之大幅缩小。上述效应集中体现了前缘下垂对结冰状态下分离影响区域的控制和约束作用。

图9给出了前缘下垂前后结冰翼型流向各站位uRMS和vRMS的对比情况，图中V为自由来流的法向速度分量。前缘下垂前湍流脉动两分量量值沿流向呈现平缓的增长-衰减特征，在0.40c站位达最大值，下游uRMS峰值沿流向呈现出一定程度的降低趋势，但vRMS峰值沿流向几乎不衰减；两分量湍流脉动影响区域的法向扩张趋势均较为显著，峰值特征逐渐消失，表征了分离流场向下游的发展和扩散过程。前缘下垂后，上述湍流特征量的主要变化体现为脉动量值和法向距离沿流向的持续减缩。0.15c站位脉动峰值基本与下垂前一致，但与壁面之间的法向距离由0.07c降低至0.02c附近；0.40c站位uRMS峰值相对下垂前降低50%、vRMS峰值降低40%，峰值与壁面距离仅为0.03c，相对前一站位的抬升量仅为0.01c；下游各站位脉动量均体现了强度逐渐衰减、影响范围有限扩张的特征，表征了较强的持续再附效应。

湍流流场特征量分析结果表明对不同构型而言，结冰导致的剪切层失稳均是翼型上表面区域湍流脉动的主要来源，后缘扰动的影响量相对有限。前缘下垂基本不影响剪切层失稳相关的湍流脉动峰值，亦即不干预湍流结构的生成过程，同时对湍流流场空间演化的基本模式影响也较小，改善分离流场特性的主要原理是将剪切层失稳触发湍流流动的影响范围约束于翼型前缘近壁面有限空间区域内，从而促进再附过程。

图8 前缘下垂前后结冰翼型时均分离流场湍流特征量分布对比Fig.8 Comparison of turbulence characteristic parameter distribution of time-averaged separation flow field of iced air⁃foil before and after drooping leading edge

5 瞬态分离流场涡系结构

图10给出了前缘下垂前后结冰翼型瞬态分离流场展向涡量分布的对比情况。在旋涡结构数值解析能力相同的前提下前缘下垂前冰角后方剪切层失稳相对较早，不仅生成了充分发展的完整多尺度涡系结构，且在外部流动作用下以涡列形式直接进入下游，几乎不存在与壁面之间的相互作用，旋涡系统对外部流动和回流区域的掺混融合效应发生在远离壁面位置，构成了大尺度分离泡结构的流动边界，因此时均流场速度分布体现出回流层/混合层较厚、再附特征基本消失的特点。涡列在后缘附近与当地旋涡结构相互作用，导致尾迹流动呈现大尺度涡街特征，周期与翼型弦长大致相当。前缘下垂后，由于冰角与当地壁面组成类凹腔形式的特殊壁面结构，虽流场中仍存在剪切层失稳后沿流向的持续发展过程，但旋涡系统沿流向演化的空间距离得到了有效约束，使涡系结构的掺混融合效应产生于壁面附近，直接与下游0.20c附近壁面作用，影响范围缩小且强度显著降低，因而分离流动时均再附点提前、混合层厚度变薄，生成尺度相对较小的分离泡结构。而后剪切层涡系与当地边界层相互汇合，体现为分离泡尾迹。翼型后缘下游生成的涡街宽度较窄、强度较弱、周期较短，同样与较小迎角下的结冰翼型瞬态分离流场特征类似［11，18］。

图9 前缘下垂前后结冰翼型时均分离流场uRMS与vRMS分布对比Fig.9 Comparison of uRMS and vRMS distributions of time-averaged separation flow field of iced airfoil before and after drooping leading edge

各站位流向涡量分布进一步反映了剪切层涡系与壁面之间的空间距离分布。前缘下垂前各站位剪切层失稳后生成的旋涡结构起始高度即位于0.10c以上，基本不与近壁面流动干涉，旋涡影响区域沿流向显著增加，高度逐渐抬升到0.20c附近，展向相干作用强烈，衰减效应不显著。前缘下垂显著降低了剪切层涡生成后的初始壁面距离，虽沿流向仍表现出了一定程度的涡系扩散现象，但高度均维持在0.10c附近，影响区域显著缩小，同时旋涡强度/相干作用呈现出明显的衰减趋势。

图11 前缘下垂前后结冰翼型瞬态流场Q等值面分布对比Fig.11 Comparison ofQiso-surface distributions of transient flow of field iced airfoil before and after drooping leading edge

图11以Q等值面的形式进一步对比了前缘下垂前后瞬态分离流场多尺度旋涡结构的发展变化过程，其中Q为旋涡强度衡量值（Q=10.0），等值面使用u向速度着色。前缘下垂前剪切层涡系的生成演化过程体现了显著的K-H（Kelvin-Helmholtz）不稳定性驱动效应，表现为冰角后方准二维涡管的失稳-扭转-变形过程，生成了完整的类发卡涡展向相干湍流结构。发卡涡涡头的自由抬升发展阶段伴随显著的涡腿拉伸现象，因而延迟和减弱了垂直壁面方向的动量输运过程，表征了再附效应的基本消失［11］。发卡涡涡包沿流向发展进入下游区域后与后缘诱导旋涡进一步相互交汇融合，从而产生湍流脉动特征显著的尾迹流动。前缘下垂后剪切层失稳起始过程基本不变，仍能生成较为完整的发卡涡结构；但在壁面约束的限制下涡系空间发展历程相对短暂，大部分涡包能与下游边界层迅速汇合，涡头抬升-涡腿拉长效应得到了有效抑制，发卡涡携带的大部分湍动能得以直接注入近壁面边界层，导致再附效应迅速产生。仅有少量外层发卡涡直接进入下游区域而后迅速耗散湮灭，不足以形成强度较高的尾迹流动。

6 结 论

结合前缘定轴下垂的思路构造了翼型变弯度容冰构型，基于IDDES方法对结冰翼型前缘下垂前后分离流场变化特征开展了数值模拟对比分析，阐释了前缘下垂改善翼型容冰特性的相关流动机制。主要结论包括以下方面：

1） 相对常规容冰气动力优化思路，基于结冰状态前缘下垂、正常飞行状态维持翼面几何形状的变弯度概念能在取得良好容冰效果的前提下，充分保证干净机翼的气动特性。使干净构型气动特性与容冰特性解耦，能同时降低两者的设计压力，协调彼此矛盾的设计需求。

2） 前缘下垂后结冰翼型气动特性呈现失速点推迟、升力特性恢复、阻力大幅降低、低头力矩异常增长得到抑制的特点。分离泡形态由全局大尺度回流区域退化到前缘附近的中等尺度回流区域。前缘吸力的恢复是失速点附近气动特性改善的直接原因。

3） 前缘下垂基本不影响结冰翼型剪切层失稳相关的湍流结构生成过程，也不干预湍流流场演化的基本模式。改善分离特性的主要原理是将剪切层失稳触发的湍流影响范围约束于翼型前缘近壁面的有限区域内，从而促进流动再附过程。

4） 前缘下垂后冰角与当地壁面组成类凹腔形式的特殊壁面结构，剪切层失稳后生成的多尺度发卡涡系统经短暂发展后能直接于壁面附近触发分离泡外部高速流动与低速回流流动之间的掺混融合-动量输运效应，因而导致时均再附点提前、混合层厚度降低、分离泡几何尺度减缩，这是前缘下垂变弯度改善结冰翼型容冰特性的流动机制。

当前研究工作局限于分析单一冰形、翼型、前缘偏转量组合条件下的容冰特性改善机制，后续拟针对不同冰形/翼型组合前提下的弯度变化策略开展系统研究，且考虑结冰累积和增长的时变过程，以期切实全面地评估翼型容冰特性的改善情况，并在此基础上进一步探讨和评估前缘变弯度技术延拓于后掠翼容冰气动力设计领域的可行性及效能。