航空结冰动力学研究概况吉宁，杨新亮，周伟（中国飞行试验研究院陕西西安710089）摘要：研究航空结冰动力学的方法有工程估算、试验和数值模拟，试验分为冰风洞试验和飞行试验。
在飞机防/除冰系统设计前期使用工程估算对系统性能进行初步分析；冰风洞试验与数值模拟贯穿于防/除冰系统设计整个过程；飞行试验对防/除冰系统设计进行验证。
目前在国内，工程估算与数值模拟相对试验较为成熟；冰风洞试验处于起步阶段；飞行试验仅限于对防/除冰系统进行功能检查。
为完成ARJ21-700飞机适航审定试飞，中国飞行试验研究院研制机翼表面温度测试系统，完成飞机干空气防冰机上地面试验，获得了机翼固定断面上的温度场分布。
随着大型运输类飞机的研制，我国在航空结冰动力学研究中有大量的工作要开展。
关键词：飞机结冰动力学；工程估算；数值模拟；飞行试验；冰风洞试验Current Situation ofresearch on aircraft icing dynamicsJi Ning YangXin-liang Zhou wei(China Flight Test Establishment Shan’xi Xi-an 710089)Abstract: Engineering estimates，test and numerical simulation are used to research aircraft icing dynamics，the test is divided into icing research tunnel test and flight test. Engineering estimates is used to analysis the performance of anti/de-ice system pre-preliminary；icing research tunnel test and numerical simulation are throughout the process of anti/de-icing system design；flight test is used to verification the anti/de-icing system design. In China，engineering estimates and numerical simulation test are relatively more mature；icing research tunnel test is at the initial stage；flight test is limited to the anti/de-icing system function tests. To complete the airworthiness certification flight test of ARJ21-700 aircraft，China flight test establishment develops wing surface temperature test system，and completes dry air anti-icing system ground tests on，then gets a fixed wing section on the temperature distribution. With the development of large transport aircraft，our country have a lot of work to be carried out on aircraft icing dynamics research.Keywords: aircraft icing dynamics；engineering estimates；numercal simulation；flight test；icing research tunnel test引言飞机在结冰气象条件下飞行时，过冷水滴撞击到其迎风面（如机翼、风挡玻璃、发动机进气口、环境控制系统冷风道进气口及各种传感头等）时会结冰，如果迎风表面温度低于零度，即使水滴的温度高于零度，也有可能结冰[1]。
图1为美国Safty Advisor[2]提供的实际飞行过程中螺旋桨及机翼结冰情况。
图1 飞行过程中螺旋桨和机翼结冰图飞机迎风面结冰会对飞机的性能造成一系列不利的影响，例如升力面前缘结冰，将导致飞机气动特性恶化，使机翼的升力减小、阻力增大、失速迎角减小、压力分布改变、振动、边界层过早分离以及操纵性能下降等；发动机进气口及冷风道进气口结冰会导致引气量不足，同时若冰层脱落，会损坏进气口内部的部件；风挡玻璃结冰会阻挡飞行员视线；测压测温传感头结冰会导致测量结果出现很大误差[1]。
飞机结冰严重影响飞行安全，因此飞机结冰的研究在美国、法国、德国、加拿大等发达国家均受到很大的重视[3][4][5][6]。
20世纪80年代起一系列由于结冰造成的严重飞行事故促使国内航空界对飞机结冰进行深入研究，航空结冰动力学研究应用而生，其研究范围和基本内容包括以下几个方面[7]：(1)结冰机理以及结冰特性分类；(2)影响结冰特性、冰层厚度和形状的物理因素（气流速度、气流温度、空气中水含量，空气中水滴直径）；(3)结冰对于机翼升阻力的影响、对发动机进气系统等的影响；(4)结冰探测器（探测并发送冰是否存在的信号）在飞机上如何布局，即何种机型下的何种布局最佳，使得探测器能在第一时间发出正确有效的结冰警告信息。
通过航空结冰动力学的研究，可以确定飞机防/除冰系统设计方案，有效帮助设计飞机防/除冰系统，有效提高飞机安全性，因此这一研究意义重大。
1工程估算工程估算采用一些由试验得到的经验图表和公式进行估算。
北京航空航天大学的韩凤华和南京航空航天大学的裘燮纲在国内最早开展飞机防除冰问题的研究[8][9][10][11][12]，进行了大量有价值的工作，他们进行了机翼防冰腔的热力计算、机翼表面水滴撞击特性计算、风挡防冰热载荷计算、天线罩结冰情况研究、发动机进气道前缘热气防冰器性能分析方面的研究。
这些工作对于工程设计具有很大的应用和指导价值，但是它并不能具体分析结冰过程以及结冰对飞机性能的影响，同时试验图表的适用范围比较小，也无法模拟结冰过程，因此只能在飞机防除冰系统设计的前期阶段进行[13]。
随着国内大型运输类飞机的研制，防/除冰系统作为飞机设计和飞机安全性适航标准的重要一方面受到越来越广泛的关注，使用典型的试验数据和经验公式进行工程估算已经不能满足新机种研制的需要。
2试验研究试验通过实际飞行或冰风洞模拟结冰气象条件研究飞机结冰过程及结冰对飞机性能的影响。
2.1飞行试验研究飞行试验可以测量实际大气中的结冰气象条件，包括过冷水滴直径、过冷水含量等基本气象参数。
但是飞行实验危险性较大，由于无法将结冰外形保存到地面进行测量，所以对机载测试设备要求高。
在这方面，美国NASA的Lewis研究中心对飞机结冰及结冰后的影响进行了大量的试验研究工作，世界领先。
图2从左到右依次是该中心拥有的“双水獭”（DHC-6）型螺旋桨结冰试验机和S3 Viking双发涡扇结冰试验机[14]。
图2 NASA结冰实验机飞行试验必须验证飞机各部件的防／除冰装置及相关系统的工作状况。
目前，我国结冰飞行试验包括干空气条件下防/除冰系统功能试飞、带模拟冰型试飞、自然结冰条件下性能试飞以及相关地面试验。
飞行气象条件的不确定性、飞行的安全性、缺乏试验方法以及测试设备等诸多制约因素使得飞行试验很难满足精确的定量研究，至上世纪末，国内只有以下验证性飞行试验：（1）哈飞公司1995年对Y12-Ⅱ型飞机的防冰系统进行的适航验证试飞，分析和讨论了飞机结冰部位与防护方法的确定、结冰对飞机飞行性能和操纵稳特性的影响以及带冰着陆的可能性及其安全措施等问题[15]。
（2）中国飞行试验研究院在1996年和1997年期间分别对Y7-200A型飞机进行的模拟冰型飞行试验和自然结冰飞行试验，为运输类飞机除冰系统的设计、验证试飞提供参考资料[16][17]。
在ARJ21-700飞机适航审定试飞过程中，中国飞行试验研究院研发了测量机翼外表面不同断面上温度分布的机载测试系统，形成了完整的试验方法，并于2010年10月完成了机翼干空气防冰系统机上地面试验，试验检查了飞机引气和机翼防冰系统控制功能与性能以及防冰系统各附件的功能；试验测量并记录飞机防冰系统打开时缝翼各段面上表面温度场的分布；填补国内此类试验空白；图3为飞机航向左侧机翼上缝翼某一段面上各点温度（℃）—时间历程曲线。
试验结果表明，在飞机防冰系统打开的时间内，缝翼表面温度最高不超过60℃，满足合格判据，结果定量回答设计指标，对于飞机设计具有很高的参考价值，并且可以帮助修正理论计算。
截至2011年6月底，ARJ21-700飞机完成了带模拟冰型试飞；受气象条件限制，飞机自然条件下防/冰系统性能试飞只进行了一个架次飞行，且试验未能达到预期效果，仍然需要进一步研究相关测试和记录设备以及试验方法来回答设计指标并满足适航审定要求。
10:2010:2510:3010:3520253035404510:2010:2510:3010:352025303510:3510:3510:2010:2510:3010:352530354045505510:3510:2010:2510:3010:3525303540455055606510:35t(hh:mm)L D 18T (℃)T (℃)L D 12T (℃)L D 14L D 16图3 干空气防冰系统机上地面试验某缝翼段面上各点温度—时间历程曲线 我国大型客机研制进展迅速，中国民用航空总局航空器适航审定司明确，大型民航客机防冰系统要按照CCAR-25部1419条款附录C 有关规定进行适航审定[18][19][20]。
国内目前的试验方法、测试设备以及工程经验均不满足要求，迫切需要探索新的飞行试验方法并研究相关测试设备，以适应将来大型客机的设计试验以及适航符合性验证。
2.2冰风洞研究冰风洞是能够模拟结冰气象条件的特种风洞，主要用于研究飞机不同部件迎风表面和结冰探测器的机外传感部分的结冰形态、结冰容限等。
第二次世界大战之前，由于战争的需要，冰风洞开始出现，目前拥有冰风洞的国家主要有美国、法国、加拿大、英国、意大利等发达国家[7]，其中以美国NASA Lewis 研究中心的冰风洞为典型代表，该中心进行了大量的试验研究工作，积累了诸多宝贵试验数据。
国外冰风洞及其试验技术的发展集中表现在以下几方面[13]：(1) 运用结冰缩比理论及其缩比尺寸方程进行大部件或全机的缩比实验；(2) 风洞内模拟结冰气象条件的方法和迎风面结冰实验方法；(3) 冰风洞内雾化喷嘴后过冷水滴的温度和直径变化规律；(4) 过冷水滴撞击特性的实验研究； (5) 结冰表面的冰型生长；(6) 防除冰系统的工作原理、防除冰系统的设计； (7) 结冰对飞机气动特性的影响。