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工作研究—112—对飞机翼面结冰对飞行特性影响的探讨谢春立（陕西飞机工业有限责任公司设计研究院，陕西 汉中 723000）引言：由于大气层复杂多变，在飞机飞行过程中极易出现飞机翼面结冰现象，这对飞机飞行性能以及安全性具有极大影响。
因此，应明确飞机翼面结冰对飞行特性造成的具体影响，从而使用合理防冰除冰措施保证飞机稳定、安全飞行。
1 飞机飞行特性在翼面结冰情况下所受影响分析1.1 机翼积冰影响 1.1.1 起飞爬飞性能 飞机升力主要来源于机翼，不仅如此，飞机上升以及飞行的平稳度更是取决于机翼状态，若是机翼翼面存在积冰现象，机翼整体形态会被改变，进而导致飞行仰角出现变化，影响飞机飞行安全性。
其中，最先受到影响的就是飞机起飞和爬升性能，当机翼出现积冰问题时，会降低飞机升力，进而导致飞机无法顺利起飞。
同时，飞机升力的提高取决于飞行仰角，当仰角越大时，飞行升力就越高，但仰角过大会致使飞机尾部擦地，所以，还需要提高速度，从而使飞机能够顺利爬升。
但是在飞机机翼存在积冰的状况下，会增大飞机起飞滑跑阻力，进而降低其加速度，导致难以在规定路程内顺利起飞。
另外，当飞机在爬升过程中，由于整体阻力变大，进而影响飞机爬升速度和角度，对越障能力造成影响。
而且，并不是只有大冰块会对飞机起飞爬升性能造成影响，机翼表面每平方厘米存在两毫米左右的冰粒就会对飞机起飞造成影响。
例如，安大略航空公司一起飞机事故的发生原因就是没有发现机翼上的薄冰，进而导致其起飞一分钟后坠毁，造成四十余人受伤，二十余人死亡。
1.1.2 着陆性能 若是机翼存在积冰现象，会降低飞机升力，进而导致飞机重力过大，当飞机在着陆时，其冲击力也会增大，进而对飞机和跑道产生不同程度的损害。
若是想要在该情况下提高飞机升力，降低冲击，需要增加着陆速度，但这会影响飞机着陆后的滑跑距离，进而导致飞机滑出跑道等情况。
1.1.3 副翼操纵 相较于机翼翼根这类大面积部件，飞机机翼的平尾和翼尖这种小而薄的部件更为容易结冰，出现积冰现象。
直升机旋翼桨叶结冰后的性能研究作者：李江琦冯世国来源：《科学导报·学术》2020年第23期摘要：直升机旋翼作为操纵和升力面在飞机运行过程中发挥重要作用，外界环境很容易导致结冰是直升机旋翼桨叶会结冰，此时会导致飞机原有的翼型被改变，旋翼使用的各种特性被破坏，直接导致直升机运行中的震动状态加剧。
关键词：直升机;旋翼桨叶;结冰;性能研究直升机在研发使用过程中关注具体使用问题，关于直升机结冰国内外都比较重视，为了保证直升机能够充分发挥作用，必须在直升机设计制造过程中考虑各种因素，结合直升机使用的特殊环境，避免在直升机飞行过程中出现结冰。
直升机飞行中旋翼桨叶结冰达到一定的厚度就会对直升机的性能产生一定的影响，长时间的影响下会直接引发重大事故，在此方面国内外都有一定的经验教训。
一、结冰后升力特性在具体研究中根据需要记录两种速度下的，控制温度和含水量详细记录各种组合下产生的剖面升力特性，以此来验证本次制作模型的准确性，并且再具体分析中详细了解桨叶结冰的影响。
从具体提数据分析可知，不结冰时站位桨叶模型的小速度为0.182，此时计算诱导速度会存在一定的差异，进而后续实验操作和实际数据计算存在一定的偏差，在其他条件下桨叶的升力特性比较稳定，特性分析数据与其试验实验数据趋于一致，由此总结可知，是在保证正确性基础上实现气动模型计算的。
翼型的升阻条件会受到桨叶状态的影响，控制好固定的拉力系数在桨叶结冰时，让桨叶尽可能的满足配平条件，结冰后的升力特性会有一定的变化，随着结冰状态的不同其变化随着方位角变化差异并不明显。
分析具体原因可知：在直升机质量相同的条件下，升力系数需要在运行中或得补偿，通过总距的大小调整进行调节，除此之外还需要考虑对直升机功率的影响，在具体理论分析时了解到此时影响比较大。
后续具体计算可知飞机运行的时间越长只考虑温度调价变化，此时对桨叶使用影响最大，桨叶迎角较大结冰后影响升阻，此时控制其温度条件会导致水减少。
第49卷第10期2021年10月同济大学学报（自然科学版）JOURNAL OF TONGJI UNIVERSITY（NATURAL SCIENCE）Vol.49No.10Oct.2021论文拓展介绍不同攻角和翼型的简化角冰特征参数的气动数值模拟郑诚毅1，东乔天2，赵宾宾2，金时彧2，隋冬雨3，杨志刚4，李伟斌5，金哲岩1（1.同济大学航空航天与力学学院，上海200092；2.中国商用飞机上海飞机设计研究院，上海201203；3.中国航发商用航空发动机有限责任公司，上海200241；4.上海地面交通工具风洞中心，上海201804；5.中国空气动力研究与发展中心，四川绵阳621000）摘要：选取常规翼型NACA23012、自然层流翼型NACA64-215和超临界翼型RAE2822，以冰角高度、冰角宽度，冰角端部形状以及冰角之间的连接情况4个参数来研究角冰对不同翼型在不同攻角下的升阻力系数的影响。
结果表明，角冰的下冰角是影响翼型升阻力系数的主要原因之一，且不同翼型对参数的敏感性不同。
同时，增加预测模型的升力性能可以通过选择半圆形的冰角端部形状、增加冰角之间的连接和减小冰角高度来实现。
关键词：升阻力系数；角冰；常规翼型；自然层流翼型；超临界翼型中图分类号：V211文献标志码：A Aerodynamic Numerical Simulation of Characteristic Parameters of Simplified Horn Ice at Different Angles of Attack and AirfoilsZHENG Chengyi1，DONG Qiaotian2，ZHAO Binbin2，JIN Shiyu2，SUI Dongyu3，YANG Zhigang4，LI Weibin5，JIN Zheyan1（1.School of Aerospace Engineering and Applied Mechanics，Tongji University，Shanghai200092，China；AC Shanghai Aircraft Design and Research Institute，Shanghai201203，China；3.AECC Commercial Aircraft Engine Co.Ltd.，Shanghai200241，China；4.Shanghai Automotive Wind Tunnel Center，Shanghai 201804，China；5.China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang621000，Sichuan，China）Abstract：This paper selects the conventional airfoil NACA23012，natural laminar flow airfoil NACA64-215and supercritical airfoil RAE2822，with four parameters including the height，width，end shape of horn-ice，and connection between horns，to study the influence of these four parameters on the lift/drag coefficient of different airfoils at different angles of attack.The results show that the lower horn of horn-ice is one of the main factors affecting the coefficient，and the sensitivity of different airfoils to parameters is different.The lifting performance of the prediction model can be increased by selecting the semicircle end，adding the connection between horns and decreasing the height of the horn-ice.Key words：lift/drag coefficient；horn ice；conventional airfoil；natural laminar flow airfoil；supercritical airfoil在当今所有的飞机事故中，除人为因素外，气象条件导致的事故占所有事故的10%~15%，而气象条件中，结冰对飞行安全的影响最大。
低雷诺数螺旋桨滑流对机翼气动特性的影响研究孙凯军;包晓翔;付义伟【摘要】深入研究低雷诺数滑流对机翼的影响,能够推进临近空间低速流动机理性研究,提供可靠的气动参数.参考某太阳能无人机,建立单螺旋桨计算模型,采用两叶螺旋桨,通过ICEM网格软件生成具有两个计算域的高质量结构网格,应用滑移网格边界条件,对模型进行数值模拟;分析低雷诺数螺旋桨滑流的发展和机翼在滑流作用下的非定常气动特性,研究不同螺旋桨位置对机翼气动特性的影响,计算结果表明螺旋桨滑流会很大程度地改变机翼表面压力分布和沿翼展的升力分布,对机翼升阻特性有显著影响,同时螺旋桨滑流可以抑制机翼表面层流分离泡的产生.【期刊名称】《航空工程进展》【年(卷),期】2018(009)004【总页数】9页(P577-584,622)【关键词】低雷诺数;螺旋桨滑流;滑移网格;N-S方程;非定常数值模拟;层流分离泡【作者】孙凯军;包晓翔;付义伟【作者单位】中国航天空气动力技术研究院彩虹无人机科技有限公司,北京100074;中国航天空气动力技术研究院彩虹无人机科技有限公司,北京 100074;中国航天空气动力技术研究院彩虹无人机科技有限公司,北京 100074【正文语种】中文【中图分类】V211.30 引言随着科学理论、工程设计与制造技术的不断发展，超长的滞空能力成为现代无人机发展的一个重要方向，此类飞行器以太阳能无人机为典型代表，其在总体上的首要设计目标是提高飞行器的巡航高度及实现飞行器的超长滞空目标，并以这两项性能为基础，实现包括侦察、通信、科研、预警等在内的诸多军用、民用用途。
螺旋桨推进系统[1]由于其高效率、重量轻、高空稀薄空气条件下具备长期运行可靠等特点，作为太阳能无人机的主要推进装置。
螺旋桨对飞机的干扰[2-4]主要表现在螺旋桨滑流对机翼气动特性的影响，这种影响通常是非常显著的。
从20世纪30年代开始，国外飞机设计师就开始了理论与试验研究，R.J.Kind等[5-8]采用风洞试验研究不同螺旋桨转速对低雷诺数机翼气动特性的影响，通过流场显示技术观测机翼表面转捩的情况。
螺旋桨飞机滑流对全机气动特性影响的试验研究任庆祝;赵晓霞;刘毅;张鹏【摘要】为准确分析螺旋桨飞机有动力状态下的飞行性能和操纵品质,需要得到螺旋桨动力系统,特别是滑流对全机气动特性的影响量.采用一种“小天平+主天平”的多天平测量技术,可以分别测量得到螺旋桨的直接力和全机的气动力数据,进而得到比较准确的纯滑流对全机气动特性的影响量.通过螺旋桨飞机的带动力测力风洞试验研究表明:滑流会引起全机的升力系数、阻力系数,以及俯仰力矩系数相比无动力状态有所增加,升力系数和阻力系数增量随迎角大致呈二次曲线规律递增,俯仰力矩系数增量变化趋势与飞机所在迎角关系较大.滑流对横航向气动特性影响是降低了全机横向力导数以及横、航向静稳定性,并可能引起零侧滑下的全机的不对称横、航向力矩产生.【期刊名称】《科学技术与工程》【年(卷),期】2015(015)015【总页数】4页(P214-217)【关键词】滑流;气动特性;螺旋桨带动力风洞试验;多天平测量技术;桨盘系数【作者】任庆祝;赵晓霞;刘毅;张鹏【作者单位】中航飞机研发中心1所,汉中723000;中航飞机研发中心1所,汉中723000;中航飞机研发中心1所,汉中723000;中航飞机研发中心1所,汉中723000【正文语种】中文【中图分类】V211.7凭借出色的燃油消耗率、低廉的使用成本、较高的维修性和可靠性，以及对动力选择的多样化需求，涡轮螺旋桨发动机越来越广泛地被应用于航空飞行器中，如美军V-22“鱼鹰”运输机、E-2C“鹰眼”预警机、空中客车A400M运输机，以及安多诺夫AN-70运输机等。
目前我国已服役的多款运输机及特种飞机均采用了螺旋桨动力系统，滑流是螺旋桨动力飞机特有的一重要特征，研究滑流对飞机气动特性的影响对于准确分析飞机的飞行性能和操纵品质具有十分重要的意义。
螺旋桨动力系统对飞机气动特性的影响主要有直接影响和间接影响两部分[1]。
直接影响是由螺旋桨动力系统产生的拉力、扭矩等直接力影响，也包含飞机有迎角(或侧滑角)时气流斜吹螺旋桨后在桨盘平面内产生的螺旋桨径向力对全机气动特性的影响[2]；间接影响是由螺旋桨滑流引起的全机气动特性的变化，螺旋桨滑流对全机的气动特性具有显著的影响[3—6]。
水平轴风力机叶片翼型结冰的数值模拟在当今社会中，风力发电作为一种清洁能源正受到越来越多人的关注和重视。
然而，随着风力发电技术的不断发展，一些新的问题也逐渐浮出水面，其中一个关键问题便是水平轴风力机叶片翼型结冰。
结冰会对风力机的性能和安全造成严重影响，因此进行水平轴风力机叶片翼型结冰的数值模拟并采取相应的防冰措施显得尤为重要。
一、水平轴风力机叶片翼型结冰的现状及影响1.1 水平轴风力机叶片翼型结冰的现状随着风力发电技术的快速发展，水平轴风力机叶片翼型结冰的问题也越来越突出。
在寒冷的气候条件下，叶片翼型结冰不仅会减小叶片的气动性能，还会增加振动和噪音，严重影响风力机的运行和发电效率。
1.2 结冰对水平轴风力机的影响结冰叶片会导致水平轴风力机的性能下降，增加风力机振动，降低叶片和塔架的寿命，甚至可能造成风力机系统的故障和损坏。
如何有效地解决水平轴风力机叶片翼型结冰的问题成为当前亟待解决的难题。
二、水平轴风力机叶片翼型结冰的数值模拟2.1 翼型结冰数值模拟的意义通过数值模拟翼型结冰情况，可以帮助工程师和研究人员更好地理解叶片结冰对风力机性能的影响规律，进而指导防冰技术的开发和改进，提高风力机的运行可靠性和发电效率。
2.2 翼型结冰数值模拟的方法和技术目前，翼型结冰的数值模拟方法主要有几种，包括Computational Fluid Dynamics (CFD)、流体固耦合(Coupled Fluid-Structure Interaction)等。
通过对风场、温度场和湍流场等参数进行数值计算和仿真，可以有效地揭示叶片结冰的规律和特点。
2.3 翼型结冰数值模拟的挑战和展望尽管翼型结冰的数值模拟在理论和技术上存在一定的挑战，但随着计算机技术和模拟方法的不断进步，相信在不久的将来，我们将能够更精确地模拟叶片结冰的情况，为风力机的防冰技术提供更可靠的依据。
三、结语水平轴风力机叶片翼型结冰是当前风能行业亟待解决的难题之一，解决这一问题对于提高风力机的可靠性和发电效率具有重要意义。
涵道螺旋桨气动特性的CFD模拟及结构参数影响分析
邹汝红;胡玮军;王海容
【期刊名称】《流体测量与控制》
【年(卷),期】2024(5)1
【摘要】涵道螺旋桨的气动特性对涵道飞行器的动力性能有直接影响。
对影响涵
道气动特性的结构参数进行量化,采用单一变量法,对具有不同桨尖间隙、唇口半径、桨盘安装位置、涵道扩散角的涵道模型进行了计算流体力学(CFD)仿真研究,通过对流场结构及升力特性进行对比分析,得到了涵道螺旋桨结构参数对增升特性的影响
规律。
【总页数】4页(P7-10)
【作者】邹汝红;胡玮军;王海容
【作者单位】邵阳学院机械与能源工程学院
【正文语种】中文
【中图分类】O355
【相关文献】
1.涵道螺旋桨气动特性数值模拟
2.开口壁式涵道螺旋桨气动特性数值模拟
3.前飞状态涵道尾桨气动特性CFD分析
4.涵道螺旋桨式反扭矩系统气动特性工程计算方法研究
5.涵道尾桨气动特性及翼型CFD分析
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146 第二十六届（2010）全国直升机年会论文 桨叶结冰对旋翼气动特性影响的计算 胡立芃 刘国强 唐正飞 (南京航空航天大学直升机旋翼动力学重点实验室，南京，210016)
摘 要：用CFD、动量-叶素等方法建立一套桨叶结冰后旋翼气动特性分析方法。包括：二维翼型结冰的建模；二维翼型结冰后气动特性的计算方法；旋翼结冰对旋翼悬停性能的影响分析。本文使用UH-1的结冰实验数据验证了算法，并对国产直八直升机进行结冰前后的对比计算。计算结果表明积冰状态下桨叶翼型的升力系数降低，阻力系数增大。最终结果表明：积冰严重影响着旋翼的性能，这与由相关实验得出的结论一致。 关键词：结冰；直升机；旋翼
1引言 直升机结冰是一个老问题，也是公认的危及飞行安全的严重问题，特别是直升机旋翼系统结冰比固定翼飞机更加敏感，由于其自身具有可用功率有限，操纵面较小等特点，积冰更易使直升机造成危险。美国在1982～2000年统计，因结冰引起583起飞行事故，造成800多人死亡[1]。为了实行直升机全天候安全飞行的目标，各国针对直升机结冰问题做了大量研究。目前国内外针对旋翼桨叶结冰的研究方法主要有：在真实结冰气象条件下进行飞行试验；在人工气候实验室制造的模拟云中进行飞行测试；数值计算和风洞试验。如西科斯公司已经从事结冰研究以及防冰系统的研发超过57年，进行了直升机真实结冰气象的飞行试验，旋翼和翼型全尺寸模型以及缩比例模型的风洞试验。19世纪70年代，西科斯公司研制的电加热除冰系统，安装在2400架黑鹰直升机，现在仍然是一种有效的防冰系统。NASA也承担了结冰对旋翼翼型影响，直升机旋翼桨叶防/ 除冰系统等问题的研究，建立了实用的旋翼翼型结冰数据库,同时发展了LEWIC结冰计算程序。LEWIC可以计算直升机在结冰条件下的流场、水滴撞击特性，模拟结冰过程。国内也对结冰模型[2]、流场计算[3]、水滴撞击特性等方面做了大量研究，分析了结冰对翼型气动性能的影响，以及旋翼的防/ 除冰系统的防护范围[4]等。本文将采用数值计算方法，通过建立二维翼型结冰的数学模型，预测结冰后翼型形状，进而分析翼型结冰后的气动特性，采用动量-叶素结合方法分析结冰对旋翼气动特性影响。
2结冰后的外形确定 结冰的数值模拟主要分为：网格生成、空气流场计算、求解水滴运动方程、冰生长模型。由于过冷水滴在流场中的体积含量很小，不能够影响空气的流动,因此空气控制方程同水滴控制方程可以单独求解。流程如图1，首先计算空气流场，在求解出水滴粒子的撞击特性和运动轨迹后，建立单位控制体积内的质量和能量平衡冰生长模型，模拟结冰过程.当翼型形状改变后需要重新生成网格计算，直到所需的结冰时间为止。
tT结冰外形计算结果 t=0
总时间达到水滴收集系数
指定时间
初始外形生成计算网格空气流场计算结冰外形结 冰 模 型水滴流场求解
图 1 结冰外形计算流程图 2.1 空气流场计算
本文将采用FLUENT计算空气绕机翼运动的外流场，由于本文假设的结冰部分发生在靠近桨根 147
部分，空气速度较低，使用用定常、不可压纳维－斯托克斯（N-S）方程，积分形式如下： 0uuuxyz （2-1）
2222()()uuuupuvuxyxyx （2-2）
2222()()vvvvpuvuxyxyx （2-3）
EEQWxy
（2-4）
其中为流体的瞬时密度，u、v为流场速度在两个坐标方向的分量，E是系统的总能，Q为是通过系统界面以热传导形式传递给系统的热量。 压力-速度耦合采用SIMPLE算法[5]，在中心有限体积法基础上，采用中心格式离散N-S方程。湍流模型使用Spalart-Allmaras模型。流场计算结果再作为已知条件，用于水滴运动方程的求解。 2.2 水滴运动方程求解 采用欧拉参考系下的水滴连续性方程和动量方程[6]分别为：
（2-5） （2-6） 其中，水滴的容积分数，u水滴的速度矢量，ou空气的速度矢量，K空气-水滴交换系数:
218opfKd （2-7）
公式中：o空气动力粘度，pd水滴直径，f阻力函数,采用Schiller – Naumann模型时： （2-8） 其中，水滴阻力系数DC：
（2-9） ||oopeouudR （2-10）
o为空气密度，通过求解水滴连续方程与动量方程得到水滴的运动方程与水滴容积分数，
以及欧拉两相流法中,翼型表面局部水滴收集率：
()0tuu
()()otuuuKuu
24DeCRf
1000eR1000eR0.68724(10.15)/0.44C{DEeRR 148
ssuLWCu
（2-11）
其中LWC与u为来流的液态水含量和水滴速度，su与s为翼型表面的水滴法向速度与水滴的密度。 2.3 结冰模型 根据霜冰的形成过程，假设所有的水滴在碰撞后就完全凝结, 并且冰沿着与翼型表面法向一致的方向增长，可以只考虑质量守恒。根据水滴流场求解结果，一个时间步长内翼型表面控制体的水滴收集质量为：
TMLWCuAT （2-12）
其中A为该控制体的水滴撞击面积，T为时间步长。 当翼型表面结冰产生新的外形后，需要重新的结冰翼型进行流畅计算，然后求解水滴运动方程、计算结冰厚度，直到需要的时间为止。 2.4 算法验证 取翼型NACA0012初始计算条件为： 翼型弦长：C = 0. 533m；气流速度: U∞ = 119m / s； 空气液态水含量：LWC = 0. 75g/m3 ； 结冰时间：4.5min;迎角：6°； 水滴当量直径：deq = 20μm； 图 2 本文计算结冰外形 环境温度: T∞ = 262K 计算值与实验值的比较如图2~3： 图3为NASA结冰实验所得翼型结冰后外形，实验所用翼型以及结冰条件与本文相同。实验所获积冰形状与计算结果趋势一致，结冰厚度基本相同，从而验证了本文计算翼型结冰形状的准确性。 本文以直八直升机旋翼为例，研究结冰后旋翼气动特性。直八直升机旋翼转速：207 rpm；桨叶长度R=9.45m；桨叶片数：b=6；桨叶翼型：NACA0012；翼型弦长：C = 0. 54m；桨叶负扭转5°50 图3 NASA结冰实验结果 根据ＮＡＣＡ结冰实验以及常士楠等人直升机旋翼桨叶防/ 除冰系统防 护范围研究[4]，将桨叶分为5段：0~0.25R、0.25~0.35R、0.35~0..45R、 0.45~0.6R、0.6~1R,其中，0.6~1R段未发生结冰，取各段中间状态：分别 是沿桨叶展向２０％３０％４０％52.5％等处（依次定义为1#2#3#4#截面），计算环境条件为： 空气液态水含量：LWC = 0. 75g/m3； 结冰时间：4.5min;水滴当量直径：deq = 20μm； 环境温度：T∞ = 262K； 通过方程：4-1与4-2计算各个界面处的来流速度与迎角。 计算结果如图4~7所示：
图 4 桨叶0. 2R处结冰外形 149
图 5 桨叶0.3R处结冰外形 图 6桨叶0.4R处结冰外形 图7桨叶0.525R处结冰外形 3 结冰后翼型气动特性计算 结冰翼型的气动特性计算是旋翼气动特性研究的基础，建立翼型的气动特性的计算方法，对准确计算旋翼气动特性具有重要意义。本章将利用计算流体力学(CFD)方法计算翼型气动特性，将结冰后翼型与光滑翼型气动特性计算结果进行对比验证。 流场计算模型与本文2.1相同，计算得到的结冰前后升阻力系数变化如下：
图8为结冰前后阻力系数随迎角的变化曲线 图9为结冰前后升力系数随迎角的变化曲线 如图8、9所示，结冰对翼型的气动性能有明显的影响，这是由于结冰改变了翼型的外气动外形，气流在结冰翼型后方形成的旋涡对外流场产生了剧烈扰动。对于升力系数，在结冰翼型后方形成的低压区使得升力减小，随着迎角的增大影响越来越明显。由于翼型的摩擦阻力和压差阻力均变大，阻力系数也明显增大，且随着迎角的增大影响也越来越显著；各段翼型气动特性的降低，必然会导致整个桨叶气动特性的降低。
4 旋翼气动特性计算与分析 研究旋翼气动特性的分析方法主要包括：动量理论、叶素理论、涡流理论以及旋翼流场计算的CFD 方法。本文利用动量-叶素理论相结合的方法计算桨叶不同半径处的诱导速度以及翼型迎角，进而计算翼型气动特性，利用叶素理论得到旋翼的气动力、力矩和功率。 4.1动量-叶素理论计算模型
根据动量理论，距离桨盘中心为r，宽度为dr的环带桨盘的拉力增量为：214Tvrr，根据
叶素理论 21()()2vTbracrr
