结冰风洞过冷大水滴试验中混合翼设计

束珺，徐东光，*，韩志熔，李斯，黄雄，3

1．中国商用飞机有限责任公司 上海飞机设计研究院，上海 201210

2．中国航空工业空气动力研究院，沈阳 110034

3．西北工业大学 自动化学院，西安 710072

安全性是飞机设计者和航空公司最关心的问题之一，飞机结冰是威胁飞机安全性的重要因素，所以必须开展飞机结冰防护设计。目前民机的结冰防护设计基于结冰设计包线［1］（14 CFR第25部分，附录C），2014年美国联邦航空管理局颁布了FAR 25.1420和附录O［2］，通过增 加过冷大水 滴（Supercooled Large Droplet，SLD）结冰条件提高运输类飞机安全性，附录O中规定了部分新研制民机结冰防护设计过程中需考虑的结冰设计包线。

结冰风洞试验是民机结冰防护设计重要的方法和技术手段，自FAR 25.1420和附录O颁布以来，在结冰风洞中实现SLD云雾条件模拟成为新的研究方向。前期结冰风洞中通过喷嘴模拟附录C云雾条件，产生的水滴粒径基本呈正态分布（即单峰分布）且最大粒径不超过100 μm，称为小水滴喷嘴。针对附录O中水滴粒径“双峰”分布的特点，为模拟超过100 μm粒径的“峰”获得更大粒径的水滴，需在结冰风洞喷雾系统中增加大水滴喷嘴。近年来美国国家航空航天局在冰风洞中心（Icing Re⁃search Tunnel，IRT）采用两种喷嘴组合喷雾的方法模拟了典型SLD云雾水滴直径“双峰”分布［3-8］。2011年意大利航天研究中心在冰风洞中测试了能生成大粒径、小流量的改进型喷嘴性能，并采用大水滴喷嘴和小水滴喷嘴进行组合喷雾，模拟出接近冻毛毛雨（Freezing Drizzel，FZDZ）条件水滴质量分布的云雾，证明了采用组合喷雾方法生成SLD结冰条件的可行性［9-10］。2015年加拿大国家研究委员会在模拟高度冰风洞（Altitude Icing Wind Tunnel，AIWT）中进一步研究了采用两种不同粒径分布的云雾组合模拟SLD结冰条件的方法，实现了与冻毛毛雨水滴质量分布曲线非常符合的SLD结冰条件［11］。中国航空工业空气动力研究院自2018年开始在FL-61结冰风洞中对当前采用的大水滴喷嘴性能和大、小水滴喷嘴组合喷雾方法开展试验研究，实现了SLD云雾模拟。

结冰风洞试验对试验段堵塞度有要求，目前国内外结冰风洞试验段尺寸并不能满足全尺寸大型客机机翼翼型模型开展结冰试验的要求，且结冰试验不可使用缩比的试验模型，所以一般采用混合翼［12-14］进行结冰风洞试验。混合翼的特点为前缘水滴收集区域的外形与全尺寸外形完全一致，而对结冰影响很小的后部区域则重新设计以缩短弦长。经重新设计的混合翼弦长仅为全尺寸翼型的30%~60%。国外在混合翼设计上已开展了较多研究，主要对混合翼设计原理、设计形式、设计参数进行研究［15-19］。中国目前已针对民机型号研制需求形成了一套满足附录C的面向工程、面向适航的混合翼设计准则［20］，但未针对新颁布的附录O开展适用性研究。

本文基于现有的混合翼设计准则对NACA-0012翼型开展混合翼设计，并通过比对结冰风洞过冷大水滴环境（FZDZ，Medium Volume Diam⁃eter （MVD）<40 μm）下混合翼模型与原始翼型模型表面冰形，验证混合翼设计方法在过冷大水滴环境下的适用性。

1 混合翼设计

1.1 设计准则

混合翼设计工作基于文献［20］提出的面向工程、面向适航的混合翼设计准则：

1） 混合翼压力分布的驻点位置与原始全尺寸翼型的压力分布驻点位置一致。若无法做到一致则混合翼的驻点位置应尽可能靠近上表面，如已处于上表面则越靠后越好。

2） 混合翼压力分布的上表面吸力峰值等于原始全尺寸翼型压力分布的吸力峰值。若无法做到一致，则混合翼的吸力峰值应大于原始全尺寸翼型的吸力峰值。

1.2 混合翼设计

原始全尺寸（Full-Scale）翼型为0.50 m弦长的NACA0012翼型，混合翼（Hybrid Wing）设计在保持前缘部分外形不变的基础上缩短翼型弦长、减小翼型厚度以实现阻塞比减小的目的，因为目前SLD结冰数值模拟技术并不成熟，无法精确预估SLD撞击极限，所以混合翼设计时在满足设计要求的前提下最大化前缘外形保持不变的范围。

图1 原始翼型及混合翼型Fig.1 Original wing and hybrid wing

针对来流风速V=66.7 m/s，迎角（α）分别为4.0°、0°的条件设计混合翼。设计得到的混合翼型见图1，其中x、y分别为翼型模型表面点平行、垂直于弦向的坐标，其参数如下：弦长为原始翼型的0.5倍，即0.25 m，翼型前缘弦向15.6%（即0.078 m）与原始翼型保持一致，模型厚度为56.55 mm。流场的计算方法为数值求解Navier-Stokes控制方程，解算器采用上海飞机设计研究院自研软件SADRICE，计算网格采用O型网格，图2为计算得到的混合翼与原始翼型前缘表面压力系数（Cp）分布对比结果，从图2（a）可看出4.0°迎角时两模型表面驻点位置一致，混合翼表面吸力峰值略大2‰；从图2（b）可看出0°迎角时两模型表面驻点位置一致，混合翼表面吸力峰值偏大4%。

图2 原始翼型、混合翼型前缘表面Cp分布（V=66.7 m/s）Fig.2 Cpdistributions on leading edge of original and hybrid wings （V=66.7 m/s）

2 混合翼结冰风洞过冷大水滴试验

2.1 结冰风洞

试验在航空工业空气动力研究院FL-61风洞中完成。该风洞是一座亚、跨、超三声速连续式风洞，试验段尺寸为0.6 m×0.6 m×2.7 m。SLD云雾条件模拟采用大、小水滴两种喷嘴组合喷雾实现“双峰”分布特征模拟。FL-61风洞SLD云雾条件下水滴粒径分布曲线见图3，与附录O中冻毛毛雨MVD<40 μm的包线趋势基本一致，但受目前大水滴喷嘴性能的影响，FL-61风洞SLD云雾中30~150 μm粒径的水滴偏少，150~388 μm粒径的水滴偏多。

图3 试验粒径分布Fig.3 Drop diameter distributions in test

2.2 试验模型

试验采用两套翼型模型，分别为0.50 m弦长的NACA0012翼型模型及0.25 m弦长的混合翼模型，如图4所示。两套模型均加工测压系统以开展压力匹配研究，试验中模型水平安装在风洞内。

图4 试验模型Fig.4 Test models

2.3 模型表面压力分布匹配

模型表面压力（P）分布匹配首先针对原始翼型模型在来流风速66.7 m/s、迎角0°和4.0°两个状态下开展测压试验，接着对混合翼型模型开展对应的设计状态下的测压试验。如果在设计状态下两模型压力分布不能满足驻点位置及模型表面吸力峰值基本一致的要求，则通过改变来流速度、迎角以寻找匹配驻点位置及模型表面吸力峰值的状态。试验模型表面压力分布匹配结果如图5所示。

图5（a）为来流风速66.7 m/s、迎角0°状态下原始翼型模型与迎角0.3°状态下混合翼型模型表面压力分布曲线，可见压力驻点位完全一致，在模型前缘20%弦长范围内压力基本符合。

图5 试验模型表面压力分布Fig.5 Surface pressure distributions of test models

图5（b）为来流风速66.7 m/s、迎角4.0°状态下原始翼型模型与来流风速60.0 m/s、迎角6.3°状态下混合翼型模型表面压力分布曲线，可见驻点位置、模型表面吸力峰值也基本一致。

2.4 结冰试验状态

基于模型表面压力分布匹配结果和FL-61中SLD（FZDZ，MVD<40 μm）云雾模拟条件分别对SLD（FZDZ，MVD<40 μm）环境下模型表面霜冰、光冰结冰开展研究，试验状态如表1所示，其中Cases 1、2为霜冰研究状态、Cases 3~6为光冰研究状态。

表1 试验状态Table 1 Test cases

2.5 试验结果

2.5.1 霜冰冰形

图6为Case 2模型表面结冰情况，可见SLD（FZDZ，MVD<40 μm）云雾环境与附录C环境下得到的冰形存在较大差异，SLD（FZDZ，MVD<40 μm）环境下结冰范围变大，除和附录C环境下一样在前缘形成了冰壳，还在冰壳后的翼面上形成范围较大羽状冰，且羽状冰位置的随机性较大。

图6 Case 2冰形Fig.6 Ice shape of Case 2

图7为Case 1和Case 2的试验冰形，可见在0°迎角时模型上下翼面冰形基本对称，但受SLD（FZDZ，MVD<40 μm）云雾中大粒径水滴沉降影响，上翼面冰形高度比下翼面微高，在20%误差范围内。原始翼型和混合翼型模型表面冰形特征基本一致，受结冰云雾均匀性、随机性影响，上翼面前缘冰形存在一定差异，混合翼型模型比原始翼型模型前缘冰形冰高、冰角略偏大。两模型表面结冰范围一致，均在原始翼型15.6%弦长附近（0.078 m，此弦长范围内两模型前缘外形保持一致）。

图7 Cases 1、2冰形Fig.7 Ice shapes of Cases 1 and 2

2.5.2 光冰冰形

图8为Case 6模型上翼面结冰情况，可见羽状冰位置的随机性依旧较大，但羽状冰与翼面的夹角比霜冰状态大。

图8 Case 6上翼面冰形Fig.8 Upper wing ice shape of Case 6

图9为Case 3和Case 4的试验冰形，图10为Case 5和Case 6的试验冰形。可见和霜冰结果一样，模型上翼面冰形高度比下翼面冰形微高，在20%误差范围内。在两个模型前缘表面冰形的特征基本一致，受SLD（FZDZ，MVD<40 μm）云雾中大粒径水滴的随机性和测量误差影响局部冰形存在少量差异，混合翼型模型表面的冰形比原始翼型表面翼型略严酷。因结冰范围超出混合翼设计时前缘外形保留弦长（0.078 m），两翼型模型表面结冰范围存在差异。

图9 Cases 3、4冰形Fig.9 Ice shapes of Cases 3 and 4

图10 Cases 5、6冰形Fig.10 Ice shapes of Cases 5 and 6

3 结 论

通过结冰风洞试验研究了过冷大水滴环境下现有混合翼设计准则的适用性，得到的主要结论包括：

1）采用现有混合翼设计准则对NACA0012翼型进行混合翼设计，结冰风洞SLD（FZDZ，MVD<40 μm）结冰试验得到混合翼型模型、原始翼型模型前缘的冰形特征基本一致，局部冰形存在少量差异，混合翼型模型表面冰形冰高略偏大。结果表明了现有混合翼设计准则在SLD（FZDZ，MVD<40 μm）环境下依旧适用。

2）SLD（FZDZ，MVD<40 μm）环境下的结冰范围远大于附录C环境下的结冰范围，为满足前缘水滴收集区域外形保持一致的前提，混合翼设计时前缘需保留的外形沿弦向范围要求变大，对混合翼设计提出了更严苛的要求。