3 m × 2 m结冰风洞试验技术新进展（2020-2022年）

刘森云，王 桥，易 贤，*，张平涛，左承林，郭奇灵

(1. 中国空气动力研究与发展中心 结冰与防除冰重点实验室，绵阳 621000；2. 空气动力学国家重点实验室，绵阳 621000)

0 引 言

结冰风洞是开展飞机结冰特性研究和防除冰系统性能验证的重要地面试验设备[1-3]，与常规风洞相比，它不仅能够模拟飞机在高空飞行时的飞行参数，还能够模拟低温、过冷水滴、湿度等结冰气象条件。历经近八十年的建设发展，世界上已建成结冰风洞30余座，但试验段截面尺寸达到两米量级的大型非季节性生产型结冰风洞全球仅有3座，分别是美国NASA IRT[4]、意大利CIRA IWT[5]和中国空气动力研究与发展中心（China Aerodynamics Research and Development Center, CARDC）3m × 2m结冰风洞。此外，国内外一些研究机构、高校也建有各种研究型结冰风洞，比较有代表性的有美国COX结冰风洞[6]、德国Braunschweig结冰风洞[7-8]、英国Cranfield大学结冰风洞[9]以及中国航空工业气动院FL-61结冰风洞[10]等。

3 m × 2 m结冰风洞建成后，CARDC一直致力于提升风洞试验能力和试验技术。截至2019年[11]，风洞形成了较为完善的结冰与防除冰试验技术体系，主要包括云雾参数模拟与校测技术、冰形提取技术、热气和电热防除冰试验技术以及气囊除冰试验技术等。随着试验精细化、智能化、复杂化要求的不断增加，为了满足非接触测量、结冰与气动载荷同步测量等试验的需求，3 m × 2 m结冰风洞在2020~2022年间开展了一系列试验技术研究和试验能力建设，取得了较大的进展。

本文从多路热气供气防除冰试验技术、发动机进气精确模拟技术、双闭环自适应温度控制技术、冰形在线测量技术、旋翼结冰与气动载荷同步测试技术等5个方面介绍了3 m × 2 m结冰风洞在2020～2022年期间取得的试验技术新进展，可为国内外结冰风洞试验技术的发展提供参考。

1 3 m × 2 m结冰风洞概况

1.1 风洞组成及特点

3 m × 2 m结冰风洞是一座闭口、回流式风洞，主要包括洞体结构、动力系统、制冷系统、喷雾系统、高度模拟系统、测量控制系统、安全监视系统、模型支撑系统、风洞部件防除冰系统以及防除冰模拟系统等。风洞洞体回路主要包括可更换收缩段、可更换试验段、可变扩散段、方圆过渡段、第一扩散段、第一拐角段、第二扩散段、第二拐角段、风扇段、第三扩散段、圆方过渡段、第三拐角段、冷却器段、第四拐角段、稳定段（内置蜂窝器、喷雾模块/阻尼网模块，喷雾模块与阻尼网模块可互换）和固定收缩段。风洞布局示意图如图1所示。

图1 3 m × 2 m结冰风洞布局图Fig. 1 Layout of 3 m × 2 m Icing Wind Tunnel (IWT)

与常规低速风洞相比，3 m × 2 m结冰风洞具有以下特点：1）在试验段周围设置一个驻室，驻室外壳起承压的作用，并能使试验段有一个均衡的外部温度环境，确保试验段温度均匀性达到设计指标；2）稳定段设置有喷雾装置，以产生需要的云雾环境；3）在第三、四拐角段之间安装有换热器，用于降低回路中气流温度；4）风洞配有高度模拟系统，风洞运行时，可模拟不同高度的压力环境；5）为了减小通过洞壁的冷量损失，洞体承压壳体外表面喷涂一层隔热材料，并在外部敷设保温层。

1.2 风洞性能

3 m × 2 m结冰风洞技术指标如表1所示，在试验段尺寸、最大风速、高度模拟范围指标均处于世界领先水平。

表1 3 m × 2 m结冰风洞与意大利CIRA IWT、美国NASA IRT风洞性能指标对比Table 1 Comparison of the specifications of 3 m × 2 m IWT、CIRA IWT and NASA IRT

2014年和2018年，CARDC分别在3 m × 2 m结冰风洞主试验段开展了标模结冰试验[12]。标模采用NACA0012翼型，模型弦长0.914 m，展长2 m。两次试验结果进行了重复性对比，并与SAE ARP5666[13]文献中数据进行了对比，结果表明3 m × 2 m结冰风洞结冰重复性好（见图2），试验结果与国外结冰风洞试验结果有较好的一致性（见图3）。图中BODY为模型轮廓，CARDC、CIRA、COX、BRAIT、IRT、GKN分别为气动中心3 m × 2 m结冰风洞、意大利CIRA结冰风洞、美国COX结冰风洞、美国波音BRAIT结冰风洞、美国IRT、英国GKN结冰风洞的试验结果。H为试验模拟高度，v为气流速度，T为试验静温，MVD为水滴平均容积直径，LWC为液态水含量，t为结冰时间，AOA为迎角。

图2 3 m × 2 m结冰风洞试验重复性对比Fig. 2 Repeatability of the 3 m × 2 m IWT test

图3 结冰试验结果对比Fig. 3 Comparison of icing test results

2 试验技术新进展

2020～2022年，3 m × 2 m结冰风洞在双闭环自适应温度控制技术、多路热气供气防除冰试验技术、发动机进气精确模拟技术、冰形在线测量技术、旋翼结冰与气动载荷同步测试技术等方面取得了较大进展，进一步提升了风洞的试验能力和试验效率，本节针对这几个方面进行详细介绍。

2.1 双闭环自适应温度控制技术

制冷系统是结冰风洞的核心系统之一，主要用于冷却气流以模拟高空的低温环境。3 m × 2 m结冰风洞采用蒸发循环制冷系统，以液氨（R717）作为制冷媒介，其组成包括螺杆式压缩机组、蒸发式冷凝器、蒸发器、高压贮液器、低压循环桶、氨屏蔽泵和控制系统等[14]。蒸发器的横截面积为14 m（宽） × 8 m（高），分为左右两部分安装，每部分上下各4层，共8个模块，每个模块面积为7 m（宽） × 2 m（高），每个单元采用单独的供液、回气管道及阀门进行供液和回气控制。

2020年，3 m × 2 m结冰风洞针对制冷系统进行了软硬件升级，将制冷系统温度控制结构分为内外两个控制环（见图4），双闭环均采用PID自适应控制。外环以压缩机控制器作为主控器，以距蒸发器最近处的低压循环桶上安装的压力传感器测得的压力值作为反馈，目标值为目标温度所对应的回气压力，用输入、反馈两者的差值控制压缩机的能级，实现对风洞内目标温度所对应的冷量控制。内环采用8个4列的蒸发器回气电动控制阀作为控制器，在距蒸发器出风方向3 m截面处的支架上安装了8个Pt100温度传感器，用温度传感器所测温度值为温度反馈，以温度目标值与实际反馈值的差量控制回气电动阀的开度，通过控制蒸发器内的回气压力值实现对温度的精确控制。通过校测结果表明，采用双闭环自适应控制技术后，主试验段模型区气流总温最大空间偏差标准差由0.8 ℃左右降至0.4 ℃以下（见图5），温度均匀性（空间均匀性±0.5 ℃，时间均匀性±0.2 ℃）包线拓展至-30 ℃、160 m/s（见图6）[15]。图中σ(Trs,TS)指相对于试验段中心基准点的空间温度偏差的标准差，vTS为试验段气流速度，Tt为气流总温。

图4 温度控制的环路结构图Fig. 4 Loop structure diagram of temperature controlling

图5 主试验段模型区气流总温空间偏差标准差升级前后对比Fig. 5 Comparison of the standard deviation of the total air temperature spatial deviation in the model area of the main test section before and after the upgrade

图6 模型区温度均匀性包线Fig. 6 Temperature uniformity envelope in the model area

2.2 多路热气供气防除冰试验技术

结冰风洞热气供气系统主要用于模拟飞机发动机引气，开展热气防除冰试验研究。2020年之前，3 m × 2 m结冰风洞仅配套了单路热气供气防除冰试验系统；2020年，为满足型号试验需求，风洞研制了多路热气供气系统。

3 m × 2 m结冰风洞热气供气防除冰试验系统主要由供气主路、数字阀主路流量控制单元、加热器控制单元、冷热混流单元、排气旁路、模型供气支路、模型流量控制单元、管道加热单元及控制系统等部分组成，系统结构原理图如图7所示。热气供气防除冰系统从高压气源引气，气流经过高压球阀、过滤器、减压阀、数字阀流量控制单元、流量计之后，分流成两路，其中一路通过空气电加热器控制单元加热升温，另一路不进行加热。两路气流在模型供气支路入口前重新掺混后分成两路，一路通过排气旁路的气动球阀、调节阀后排入大气，用于调节模型供气支路入口压力；另一路进入模型供气支路，再次分成两路，一路经气动球阀后直接进入模型，用于单路大流量热气防除冰试验，另一路经气动球阀后进入流量控制单元后进入模型，用于单路小流量与多路小流量热气防除冰试验，可根据试验需求选择合适的供气支路。模型出口设有排气支路，经调节阀后与排气旁路末端一同接入消声器排入大气。

图7 热气供气系统结构图Fig. 7 Hot air supply system structure chart

系统建成后多次成功应用于热气防除冰试验。以某发动机双路热气防除冰试验为例，2个供气支路目标流量分别为35 g/s与40 g/s。两个支路流量调节曲线如图8所示。

图8 多路流量调节曲线Fig. 8 Multi-tube flow regulation curve

图中的FL1、FL1-S、FL2与F2-S分别指通道1实际流量、通道1设置流量、通道2实际流量与通道2设置流量。通道1和通道2是从图7中多路供气中任意选的2路。流量控制单元前端气动球阀开启后，双路热气流量在10 s以内即可稳定在目标值附近。两个支路超调量均小于2.5%，通道1最大绝对误差为0.21 g/s，最大相对误差为0.6%；通道2最大绝对误差为0.23 g/s，最大相对误差为0.58%，精度满足试验需求。

2.3 冰形在线测量技术

3 m × 2 m结冰风洞采用的冰形提取技术有两种：一是传统的“热刀”法冰形提取技术[16-17]，该方法利用加热铜板将结冰切割开来，再将结冰外形描绘在坐标纸上，进而获取到结冰外形，该方法在冰形切割和描绘过程均可能引入一定的误差；二是3D激光扫描冰形测量技术[18-20]，该方法首先在冰表面喷涂显影剂，工作人员再手持激光扫描仪对结冰外形进行扫描，该方法获取的结冰外形精度比较高，但效率较低。

为了提升冰形提取的精度和试验效率，3 m ×2 m结冰风洞建立了基于激光线扫描的三维冰形在线测量技术，解决了激光线扫描标定、激光线精确提取、激光线三维解算、冰形曲面三维重建等一系列难题，实现了不同云雾参数条件下模型前缘霜冰、明冰以及混合冰生长过程的时间解析三维冰形测量。

冰形在线测量系统采用激光线扫描测量技术，其原理如图9所示。激光器产生激光片光投射到被测物体表面形成一束激光光条，激光光条受物体几何外形调制发生变形。相机以一定角度采集激光光条图像，采用图像处理算法提取得到激光光条中心线，并根据事先标定的激光平面与相机之间的几何位置关系，解算得到激光光条中心线在坐标系中的三维坐标，通过移动激光器或被测物体，使激光片光扫描整个物体表面，进而测量得到物体的整体三维形貌。

图9 激光线扫描测量原理Fig. 9 Laser line scanning measurement principle

图10为3D激光扫描仪和在线测量系统的冰形测量结果对比（试验条件：来流速度为60 m/s，来流静温为-22 ℃，液态水含量为0.8 g/m3，水滴平均直径为20 μm，结冰时间为20 min）。可以看到，两种测量设备均能实现冰形的有效重建，特别是图中标注区域的冰元结构，测量结果与实际冰形高度一致。在测量中，3D激光扫描仪耗时约1 h，在线测量系统耗时约15 s，测量效率得到了显著提升。

图10 冰形测量结果对比Fig. 10 Comparison of ice shape measurement results

2.4 发动机进气精确模拟技术

3 m × 2 m结冰风洞的发动机进气模拟系统结构如图11所示。系统使用离心风机作为抽气设备，通过管道连接蝶阀、流量计、离心风机等器件设备，并与风洞试验段和集气腔连通，形成两条独立的主、辅管路。系统工作时，进气部件模型与风洞试验段内的管道入口连接，离心风机运转进行抽吸，气体从模型进入管道内，流量计测量气体流量，以模拟发动机的进气状态。

图11 发动机进气模拟系统结构示意图Fig. 11 Schematic of the structure of the engine intake simulation system

为满足大部分国内在研和未来发展的发动机型号，系统设计研制的主、辅管路的管道尺寸分别为Φ1 000 mm、Φ600 mm，分别搭配13 kPa和8 kPa压升的离心风机，系统入口空载时，进气流量最大分别可达到15 kg/s和55 kg/s。

在发动机进气部件结冰与防除冰试验过程中，模型结冰堵塞流道或大面积结冰脱落会严重影响进气流量控制，因此精确的稳流量控制是系统亟需解决的技术难点。针对稳流量进气控制难题，结合发动机进气模拟系统进气工作特点，3 m × 2 m结冰风洞提出采用卡尔曼滤波无模型自适应控制方法[21-26]，建立系统的动态线性化数据模型，对实际输出的动态流量做真值预估，估值与目标值的偏差经动态数据模型处理，得到抽气设备的转速调节量，进行稳流量进气控制，并应用于某发动机进气部件防冰试验，系统应用实例的结果如图12所示。图中Q是进气流量，R是抽气离心风机的转速，Ta是指防冰的热气温度。试验结果表明：发动机进气模拟系统运行稳定可靠，并且系统具有辨识动态流量变化的能力，转速调节更精准，进气稳流量控制精度达到0.1 kg/s。

图12 目标流量14.2 kg/s喷雾后的进气流量控制情况Fig. 12 Intake flow control after spraying for target flow rate of 14.2 kg/s

小尺寸发动机进气部件在结冰风洞进行试验时，其狭窄流道需要和风洞进气管路连接，该结构存在总压损失大的特点，超过了进气模拟系统离心风机的抽吸能力。为满足该类航空发动机小流量、大压损进气试验的需求，在发动机进气模拟系统原有的结构基础，在系统末端旁路引接宽幅工作压力、吸气流量小幅变化的水环真空泵，改造后的系统结构图如图13所示。通过优化结冰风洞小尺寸发动机进气部件试验的流程，改造后的系统成功应用于某型小尺寸发动机进气部件防冰试验，开展了多组小流量进气模拟试验，系统应用的结果实例如图14所示。图中锯齿状线段产生的原因是进气道结冰以及结冰脱落导致进气流量出现了波动。结果表明：改造后的发动机进气模拟系统满足小尺寸发动机进气部件防冰试验要求，进气流量控制精度达到±0.33%FS，试验过程中的流量变化可用于辨别防冰效果。

图13 小尺寸发动机进气模拟系统优化后结构示意图Fig. 13 Schematic of the optimized structure of the air intake simulation system of a small-sized engine

图14 小尺寸发动机不同热气防冰流量下进气模拟流量的变化Fig. 14 Variation of simulated intake flow rate under different hot-air flow rates for small-sized engines

2.5 旋翼结冰与气动载荷同步测试技术

2020年，3 m × 2 m结冰风洞成功研制了旋翼结冰与气动载荷同步测试平台，填补了国内结冰风洞旋翼结冰、测力动态同步测量技术空白。测试平台主要由台架系统、天平系统、主轴倾斜系统、数据采集及安全监视系统等组成。低温天平是结冰过程中气动载荷变化测量的关键装置，CARDC研制了能在低温环境下工作的专用旋翼天平和扭矩天平，力传感器选用美国Interface公司生产的SML型单分量拉压传感器，它采用了特殊的应变计和全密封结构，并对测量电桥进行了温度补偿，可以在-55～90 ℃下工作，测量精度达到0.05%FS。

2020年，该风洞进行了国内首次直升机旋翼结冰与气动载荷同步测试试验（见图15）[27-28]，试验采用某型直升机缩比模型，旋翼直径为2 m，共安装有5片桨叶。图16给出了旋翼结冰过程中拉力Cq与扭矩Ct随时间t的变化曲线，由图可知，旋翼结冰后拉力增大、扭矩减小。（试验条件：来流速度为37.7 m/s，来流静温为-15 ℃，液态水含量为0.7 g/m3，水滴平均直径为20 μm，旋翼转速为1 800 r/min，拉力系数为0.008。）

图16 旋翼性能随结冰过程的变化曲线Fig. 16 Variation curve of rotor performance with icing process

3 试验技术展望

2015年，美国联邦航空管理局（Federal Aviation Administration, FAA）、欧洲航空安全局(European Union Aviation Safety Agency, EASA）颁布的关于过冷大水滴（SLD）结冰的修正案正式生效，SLD条件结冰正式纳入适航规章。针对SLD条件，条款要求飞机制造商可以申请以下3种飞行许可：1）不获取规章在附录O定义的SLD结冰条件下的飞行许可；2）仅获取部分附录O的结冰条件下的飞行许可；3）获取整个附录O结冰包线内的飞行许可。即使获取第一种飞行许可，制造商也必须证明具备SLD探测以及逃离能力，因此，SLD结冰已成为新型飞机适航取证不可回避的问题。

SLD具有粒径大、分布广、水含量低等特点，要建立结冰风洞SLD结冰试验能力，主要面临两方面挑战：1）喷嘴的研制。受限于喷嘴加工工艺，采用水气混合式物化喷嘴能够产生较小的水滴颗粒，但模拟的粒径范围有限、雾化范围也有限；采用水气两相流喷嘴在产生大水滴时，往往需要相对较高的水压，这使得水流量较大，从而导致模拟的LWC相对于大气环境偏高；此外，大气中SLD粒径呈双峰分布，单一喷嘴雾化出的液滴很难实现双峰分布特性。2）SLD物理特性的稳定。SLD从喷雾系统到试验段需要实现液滴与气流的热平衡和动量平衡，否则无法真实模拟大气结冰情况，这就需要较长的过冷和运动距离，此外，由于水滴直径较大，在运动中存在沉降问题，这将严重影响云雾的均匀性和模拟能力。

目前，世界上仍不存在一座风洞能够完全模拟规章附录O规定的SLD结冰条件，其中NASA IRT结冰风洞模拟能力最强，但最大MVD也仅能达到270 μm左右。下一步，3 m × 2 m结冰风洞将重点开展SLD结冰试验能力建设，拟采用大、小粒径喷嘴搭配的方式实现粒径模拟范围的搭接以及双峰分布调控模拟；探索研制大扩散角、低水流量喷嘴，减少喷雾耙中喷嘴数量，降低LWC，同时保证云雾均匀性；系统评估SLD热平衡、动量平衡、沉降等问题，建立SLD有效模拟包线；研究SLD结冰相似准则，拓展结冰风洞SLD结冰试验范围。

致谢：感谢中国空气动力研究与发展中心结冰与防除冰重点实验室赵照工程师和冉林工程师对本文撰写提供帮助。