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国外运输类飞机最新结冰适航规章差异初步研究与分析丁媛媛;蒋彦龙;施红;高志刚;裴后举【摘要】总结了FAR 25部与CS 25部最新结冰相关的规章条例.因为引入过冷大水滴条件和混合相与冰晶结冰条件,FAA与EASA在其适用性方面产生了差异,导致了两者条款规定的不同要求,所以将FAR 25部与CS 25部运输类飞机结冰相关的适航规章进行了比较.根据两部结冰适航规章,具体阐述和分析规章中存在的差异性.总结出CS25部更为严格,限制的范围也更大.同时也对过冷大水滴结冰条件规章作了分析.这对国内适航规章的研究和未来取得FAA和EASA对我国运输类飞机设计批准有着重要的参考作用.【期刊名称】《民用飞机设计与研究》【年(卷),期】2016(000)004【总页数】5页(P35-39)【关键词】FAR 25;CS 25;结冰;规章;过冷大水滴;飞机【作者】丁媛媛;蒋彦龙;施红;高志刚;裴后举【作者单位】南京航空航天大学,南京210016;南京航空航天大学,南京210016;江苏科技大学,镇江212003;江苏科技大学,镇江212003;南京航空航天大学,南京210016【正文语种】中文【中图分类】V221+.91结冰对飞机产生的危险和后果十分严重。
在飞机飞行过程中如果发生结冰，就会造成飞机升力减小、阻力增大，失速攻角变小、失速速度增大，重量增加，稳定性和操纵性降低，从而影响飞机的安全飞行。
各国民航管理部门和工业部门为了保证运输类飞机在结冰条件下能安全运行，推出了结冰相关的适航审定规章。
一个国家生产的飞机如果想要出口给另一个国家，就必须要取得出口国或国际通行的适航证，这就说明，适航取证具有很强的地域性。
目前世界上主要认可的适航通行证是美国联邦航空局(Federal Aviation Administration，简称FAA)和欧洲航空安全局的认证。
上世纪四五十年代，美国就开始研究飞机防/除冰，推出了民用航空规章CAR4b.640，对飞机机体防冰作出要求。
飞机积冰对飞行的影响发表时间：2019-05-09T16:09:11.283Z 来源：《科技新时代》2019年3期作者：宁小平[导读] 飞机冰堆积是当飞机在冰的天气条件下飞行时，大气中的过冷水在组件表面结冰和堆积冰的物理过程。
民航中南地区空中交通管理局广东广州 510470摘要飞机冰堆积是当飞机在冰的天气条件下飞行时，大气中的过冷水在组件表面结冰和堆积冰的物理过程。
这个问题在飞机运行中是比较常见的，对飞行安全来说也是一个重要的隐患，主要的隐患。
对飞机积冰的研究，可以让人们更深刻了解积冰的产生和原理，通过这些了解和研究更准确的掌握其规律来规避飞行风险及危害，设计出飞机防冰除冰装置。
为飞行安全提供理论性的专业数据.关键词飞机积冰；条件；积冰危害引言近年来，随着国际民航旅客量大幅增加，航空事业也急剧发展，在航空公司运行过程中，要保持飞行的安全与高效以此创造更高价值的飞行。
而近几年出现的各种事故中引发了人们对航空安全的关注度，因此保证航空安全的话题继续被人们所关注。
本文意在探讨飞机积冰的带来的安全问题。
航空事业的进步使得飞机性能在一步步加强，使得飞机上的各种除冰设施日益完善。
但是现代高速飞机在飞行的各个阶段都会可能遇到积冰天气飞行的时候，可能导致事故的发生。
1飞机积冰的基本条件根据高度作为高度的函数，地球周围的大气层可分为四个不同的层：对流层，平流层，中间层和热层。
在对流层，温度会随着高度变化而变化。
平均下降率约为6.5摄氏度/公里。
所有复杂的天气变化都出现在对流层。
不同温度的出现，水的行为状态也各不相同。
当空气冷却时，如果空气达到过饱和，多余的水蒸气就会凝结，如果空气中有足够的凝结，水蒸气就会凝结在上面，形成无数的小水滴，形成云。
如果温度进一步下降，水滴可能会变成冰晶或过冷水滴。
这种温度在0℃以下仍未冻结的过冷水滴多出现在0℃～-20℃的云和降水中。
当飞机在含有过冷水滴的云中飞行时，如果机身表面的温度低于0℃，过冷液滴就会在飞机表面的某些部分结冰和积聚。
第17卷 第2期 1999年6月飞 行 力 学FL IGH T D YNAM I CS V o l .17 N o .2June 1999 1998210212收到初稿,1999201219收到修改稿。
Y 72200A 飞机自然结冰飞行试验李勤红 乔建军 陈增江(中国飞行试验研究院,西安,710089) 摘 要 介绍了Y 72200A 飞机防冰除冰系统、自然结冰飞行试验所需气象专用设备和机场气象条件的选择以及自然结冰的飞行安全。
同时还介绍了飞行试验的内容、试验方法及试验结果,并对试验结果进行了分析。
试飞结果表明,带自然积冰的飞机性能比带模拟冰型的好,自然结冰试验与模拟冰型试验之间飞机操纵特性没有不可接受的差异,飞机飞行品质良好。
可供运输类飞机自然结冰飞行试验时参考。
关键词 自然结冰 防冰除冰 飞行试验 气象专用设备 试飞安全引言Y 72200A 飞机按照中国民用航空条例第25部(CCA R 225)有关自然结冰的试验要求[1],参照运输类飞机型号合格审定飞行试验指南(A C 2527X )中推荐的试飞方法进行了自然结冰试验[2]。
该项试验的主要目的是验证所作的分析,以表明飞机在符合规定的结冰条件下,在全部飞行包线内防冰除冰系统工作的充分性,演示从无防冰设施的表面掉下来的冰块不得造成发动机或其它关键附件的损坏。
因为确认飞机防冰除冰系统性能好坏的最好方法是把飞机的防冰除冰系统放在自然结冰条件下进行试验,验证在符合CCA R 225附录C 规定的结冰条件下,飞机是否仍能安全地飞行。
所以,进行型号合格审定的飞机,必须进行自然结冰飞行试验,以验证模拟冰型和除冰系统功能试验的结果。
为此目的,Y 72200A 飞机进行了两次自然结冰试飞。
第二次试飞时遇到了较严重的结冰天气,但得到了较为满意的试验结果,完成了自然结冰试飞任务,使飞机取得了型号合格证。
1 试验机与测试设备111 试验机Y 72200A 飞机为中短程支线客机。
飞机燃油系统结冰飞行试验技术韩斌【摘要】国外曾发生过多起军用运输机失事事件,最终经调查是因燃油系统结冰所导致的.低温和燃油中的水分是燃油系统结冰的两大因素.飞机的某些飞行剖面趋向于低温的形成和水分在燃油中聚集,更容易形成结冰条件.适航当局认可通过实验室台架试验和飞行试验进行验证.由于飞行试验成本高、组织实施条件复杂,西方国家也鲜有燃油系统飞行试验的相关记录.但是飞行试验仍然可以提供最接近真实的试验条件,对研究结冰现象背后的机理有演示验证作用.以相关适航标准和航标的条款为基础,分析确定燃油结冰试验的主要影响因素,制定和研究相应的飞行试验方法和试验技术,这些对今后同类型飞机具有适应性.【期刊名称】《航空科学技术》【年(卷),期】2017(028)011【总页数】5页(P42-46)【关键词】燃油结冰;飞行试验;适航标准;溶解水;航空燃油【作者】韩斌【作者单位】中国飞行试验研究院,陕西西安 710089【正文语种】中文【中图分类】V228.1航空燃油中的水污染是一个普遍存在的现象。
对于大型运输类飞机，因其飞行任务剖面和燃油系统特点等多方面因素的影响，使油箱燃油中的水分存在结冰的风险，危及飞行安全。
燃油系统结冰所导致的灾难性飞行事故在国际航空史上有多次记录。
1958年，在美国南达科他州，一架大型飞机由于供油管路存在结冰现象，从而导致三台发动机失去动力而失事[1]。
2008年1月，一架隶属于英国航空公司的国际航班在经历10多个小时飞行后，在飞抵英国希思罗机场降落前，左右两翼发动机均突然失效，飞机迫降在距离跑道大约150m的地方。
调查认为是由于飞机出现了燃油结冰的状况，阻塞了发动机供油管路。
系统设计与适航标准的符合性最终需要通过试验进行验证，过度宽松的试验标准无法充分验证系统的安全性，过于严格的试验标准又将导致过度设计，增加研制成本，甚至难以获得满足适航标准的试验结果。
结冰对燃油系统的影响较为复杂，试验中影响因素众多，结冰形成的过程具有一定的不确定性，而且飞行试验验证方法不成熟。
人工模拟结冰飞行试验技术研究闫鹏庆;牛亚宏【摘要】介绍了国内外人工模拟结冰飞行试验技术概况,基于对FAA民机适航条例关于结冰条件运行的要求及咨询通告推荐的符合性方法的全面了解,分析了人工模拟结冰飞行试验技术在飞机设计与验证中的应用需求,总结了人工模拟结冰飞行试验体系构建需要解决的关键技术,结合运-8结冰喷水机的研制探讨了人工模拟结冰飞行试验的技术内涵.【期刊名称】《民用飞机设计与研究》【年(卷),期】2018(000)001【总页数】4页(P71-74)【关键词】人工模拟结冰;飞行试验;关键技术;技术内涵【作者】闫鹏庆;牛亚宏【作者单位】中国飞行试验研究院试验机设计改装研究部,西安710089;中国飞行试验研究院试验机设计改装研究部,西安710089【正文语种】中文【中图分类】V2170 引言飞机发生结冰后，会影响其气动特性，导致飞行性能下降，飞行包线严重缩小，甚至酿成飞行事故[1-3]。
国外早在上世纪二三十年代就已针对飞机结冰开展了大量的研究工作，美国、加拿大、法国、前苏联等国家都开展了飞机结冰方面的研究，形成了关于结冰大气条件的明确要求，制定了相应的适航条例。
针对结冰条件运行安全性的研究需求，建立了以模拟仿真计算、冰风洞试验及结冰飞行试验三位一体共同支撑的研究体系。
在国产大型运输机和大型客机项目的牵引下，国内高校和科研院所在飞机结冰数值计算与模拟分析方面开展了一些研究工作，冰风洞试验的研究也正在开展[4-8]。
但在结冰飞行试验领域，我们的能力严重不足，仅能依靠自然结冰飞行试验进行适航要求的符合性演示，ARJ21飞机为了适航取证不得不远赴北美进行自然结冰试验。
因此，开展人工模拟结冰飞行试验技术研究，对于发展结冰飞行试验技术，提升我国军民机防/除冰设计和结冰环境适航验证能力具有现实意义。
1 应用需求1.1 资料研究1.1.1 适航条例中的防冰飞行验证要求中国民用航空规章第25部运输类飞机适航标准中第1419条规定：“如果申请结冰条件下的飞行验证，飞机必须能在附录C确定的连续和间断的最大结冰状态下安全运行”[9]。
天气雷达在飞机积冰条件探测中的应用研究刘风林1，2 王洪芳2 孙立潭1（1 解放军理工大学气象学院，南京 211101；2 空军航空气象研究所，北京 100085）摘 要飞机积冰是一种航空危险天气。
目前，国内外已经发展了多种先进的探测设备和技术手段来进行积冰条件的探测研究。
由于气象雷达在大气探测领域中占主导地位，特别是我国新一代天气雷达网的布设完成，天气雷达已经成为航空气象保障工作有力的现代化手段之一。
研究利用天气雷达探测积冰条件对于满足航空气象保障的实际业务需求具有重要的现实意义和价值。
本文首先对国内外积冰探测手段的发展现状进行了简单的概括，然后对多普勒天气雷达、双偏振天气雷达、双波长雷达、多频率雷达以及天气雷达、激光雷达、微波辐射计等主被动联合探测手段在积冰条件探测中的应用及反演方法进行了总结，最后对该领域的未来发展趋势进行了展望。
关键词：飞机积冰条件，探测技术，天气雷达。
引言飞机积冰是指飞机在由过冷水滴组成的云中飞行时，因水滴冻结、水汽凝华聚积而在飞机某些部位出现的结冰现象。
飞机积冰会使飞机的空气动力学性能恶化，极易造成飞行事故。
2005年2月，美国一架双引擎飞机在接近科罗拉多州的普韦布洛机场时坠毁，事故分析认为飞机遭遇过冷水滴是导致这次空难的最可能原因。
2009年2月，美国大陆航空的一架客机在纽约州水牛城坠毁，飞机失事前机翼与挡风玻璃曾出现持续积冰现象。
根据美国统计资料显示[1]：1982-2000年期间，由积冰引起的飞行事故共造成450多架飞机坠毁和大约700人丧生；平均每年造成约0.96亿美元的经济损失。
因此，飞机积冰问题历来受到各国航空和军事部门的高度重视。
在美国航空航天局（NASA）提出的航空安全技术发展计划中，把飞机积冰作为优先考虑的三种气象条件之一。
由于积冰发生在飞机表面，很难对其进行直接探测。
一般通过探测容易引起积冰的气象条件来间接判断潜在积冰区。
大量研究表明，飞机积冰条件主要包括环境温度、过冷水含量和云中水凝物相态等。
谈寒冷天气对飞机性能的影响及预防摘要：飞机在寒冷的天气下要顺利完成飞行任务，必须严把放行标准。
对飞机的飞行条件进行严格细致的审查，做好各环节的工作。
要特别注意低温对飞机飞行造成的不利影响，提高飞机的安全越障余度。
如果是极地航路，还应该将燃油冰点的限制纳入考虑的范畴，避免空中燃油温度过低出现凝结，要做好污染跑道的起飞和着陆性能分析，保证起降安全.本文先分析了飞机结冰的客观条件，详细论述了寒冷天气对飞机性能可能造成的影响，提供了在极端气候下保障飞行安全的预防举措。
关键字：结冰飞机性能影响一、飞机结冰的成因分析飞机在零度到零下二十的范围内容易出现结冰的现象。
如果飞机需要在机场过夜或者飞机结束长期的巡航期着陆时，由于飞机的表面温度和燃油温度都处于冰点以下，会出现积霜。
要是飞机机翼下方的结霜厚度大于三毫米，就要先进行除霜才能放行。
当机翼的温度低于结冰温度又遭遇降雨天气时，机翼的表面就会结冰。
另外，当TAT（total air temperature全温度）低于十摄氏度时，空气中有肉眼可见的湿气或者在飞机的跑道上有积水的现象，此时飞机存在结冰的可能。
通常情况下，零下二度到零下十摄氏度的范围内会出现强结冰。
当云中的空气湿度达到温度露点差在0～5℃之间时，更容易发生结冰。
当飞机穿越积雨云或浓积云的上方时，飞机的表面更容易出现强结冰；冬季飞机结冰的概率相当高，在海拔三千米左右的高度飞行，出现结冰的概率最高。
二、寒冷气候对飞机性能的影响1.1低温引起的积冰减弱飞机的升力如果飞机的机翼受冷结霜，会极大地影响飞机的升力。
导致飞机在起降的过程中空气阻力增大，增加了飞机失速的概率。
飞机升力面冻结会显著影响到飞机的空气动力学特性。
飞机表面结冰会改变飞机的流线形状，增加飞机飞行中的压差阻力和摩擦阻力。
根据试验得出的结论分析，机翼和尾翼部分结冰会使飞行的阻力增加80%，尾翼和记忆的临界迎角也会明显降低，这会增加低速飞行时发生安全事故的概率，尤其是在飞机起飞和着陆阶段。
飞机结冰 专栏引言近年来,随着我国航空工业的快速发展,飞机结冰及其防护问题越来越受到重视㊂大型军用和民用运输机㊁中型运输机㊁支线飞机㊁各类特种飞机㊁直升机及无人机的研制,都必须考虑结冰问题,要求从设计层面解决结冰防护的技术难题㊂进入21世纪以后,针对飞机结冰所涉及的基础科学问题和应用技术问题,越来越多的国内研究者投入到研究中,取得了一系列有意义的研究成果㊂飞机结冰耦合了流动㊁传热㊁传质和相变等多个物理过程,相关研究内容属于空气动力学与热力学㊁传热传质学等多个学科的交叉领域范畴㊂其中,空气动力学的基本理论㊁方法和技术,是发展飞机结冰研究的重要基础,而飞机结冰及其防护研究的新进展和新需求,又为空气动力学研究和发展注入新的活力㊂‘空气动力学学报“ 飞机结冰 专栏共收集论文19篇,稿件来自国内从事飞机结冰研究的高校㊁研究所和飞机设计的9家主要单位,论文内容包括结冰机理㊁计算方法㊁实验方法㊁危害评估和防除冰技术研究等,集中体现了近年来我国在飞机结冰和防除冰领域所取得的研究进展,目的是促进空气动力学交叉学科发展,为相关研究人员的研究和设计提供有益参考㊂本专栏的组稿专家为中国空气动力研究与发展中心易贤博士㊂‘空气动力学学报“编辑部2016年6月组稿专家简介:易贤(1977-),男,汉族,四川金堂人,工学博士㊂现任中国空气动力研究与发展中心副研究员㊁飞行器结冰与防除冰重点实验室副主任㊂近年来一直从事飞机结冰的理论㊁数值计算方法及应用㊁结冰风洞实验方面的研究㊂作为项目负责人先后完成了包括国家自然科学基金㊁装备预研基金㊁国家重点实验室基金在内的多项关于飞机结冰的基础研究课题,完成了大飞机㊁支线飞机以及大型结冰风洞等多个重要型号的结冰应用问题研究,发表飞机结冰方面的学术论文70余篇,受理/授权国家发明专利12项㊂易贤团队的主要研究兴趣包括:1)结冰机理及复杂冰结构的发展演化;2)结冰的高精度数值仿真方法;3)SLD结冰的计算和试验理论;4)冰形的非接触测量技术;5)新型结冰探测和防除冰技术㊂第34卷 第3期空气动力学学报Vol.34,No.3 2016年06月ACTA AERODYNAMICA SINICA June ,2016췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍文章编号:0258-1825(2016)03-0283-06基于IDDES 方法的翼型结冰失速分离流动数值模拟张 恒,李 杰*,龚志斌(西北工业大学航空学院,陕西西安 710072)摘 要:应用基于k -ωSST 湍流模型的IDDES (Im p roved Dela y ed Detached Edd y Simulation )方法,就失速点附近翼型前缘典型双角状积冰导致的复杂分离流动进行了数值模拟研究㊂通过与风洞试验结果进行对比,表明对于此类分离流动问题,IDDES 方法能够在壁面附近取得良好的速度预测结果,有效解析分离区域内的中小尺度湍流结构,较为准确地描述大尺度时均分离泡的再附位置和形态特征,适用于翼型结冰后复杂流动的精细分析㊂同时计算结果显示当此带冰翼型位于失速点附近时,角状冰后方脱落剪切层内部的旋涡不稳定析出和输运过程促进了外部流动与回流区域流动间的掺混,将导致流动发生非定常再附现象㊂关键词:IDDES ;结冰翼型;失速分离;复杂流动中图分类号:V211.3 文献标识码:A doi :10.7638/k q dlxxb -2015.0223 收稿日期:2015-12-21; 修订日期:2015-12-28基金项目:国家自然科学基金(11172240);国家重点基础研究发展计划(2015CB755800);航空科学基金(2014ZA53002)作者简介:张恒(1992-),男,博士研究生,研究方向:计算流体力学.E -mail :q wedc0919@163.com 通信作者:李杰*(1969-),男,教授,博士生导师.E -mail :li j ieruihao@ 引用格式:张恒,李杰,龚志斌.基于IDDES 方法的翼型结冰失速分离流动数值模拟[J ].空气动力学学报,2016,34(3):283-288.doi :10.7638/k q dlxxb -2015.0223 Zhan g H ,Li J ,Gon g Z B.Numerical simulation of the stall se p arated flow around an iced air -foil based on IDDES [J ].Acta Aerod y namica Sinica ,2016,34(3):283-288.Numerical simulation of the stall se p arated flowaround an iced airfoil based on IDDESZhan g Hen g ,Li Jie *,Gon g Zhibin(School o f Aeronautics ,Northwestern Pol y technical Universit y ,Xi an 710072,China )Abstract :The accurate p rediction of com p lex flow p henomena leadin g b y ice accretin g ofairfoils demands the im p rovement of turbulent flow p rediction methods.The im p roved dela y ed detached edd y simulation (IDDES )based on the SST turbulent model is a pp lied in the stud y of numerical simulation about com p lex stall se p aration flow cased b y a t yp ical dual horn ice on the leadin g ed g p arin g with the ex p erimental measurements ,numerical simulation results show that IDDES can achieve g ood p rediction results near the wall ,effectivel y resolve middle and small scale vortex structures in the flow se p aration area and more accuratel y describe the reattachment p osition and sha p e characteristics of the lar g e scale time -avera g ed se p aration bubble for such se p aration flow p roblem.It is demonstrated that the method is suitable for the anal y sis of the com p lex flow after the airfoil icin g .At the same time ,the calculation results show that when the iced airfoil is near the stall p oint ,the unstable vortex se p aration and trans p ort p rocess of the shear la y er behind the horn ice p romote the mixin g between the external and reversin g flow re g ions.This effect leads the unstead y reattachment p henomenon of se p arated flow. Ke y words :IDDES ;iced airfoil ;stall se p aration ;com p lex flow0 引 言翼面结冰对飞机飞行安全会产生严重影响,较强结冰条件下形成的角状或楔状冰将破坏翼型的前缘形状,使其绕流特性显著改变,发生非定常分离和再附现象,形成时均流动分离泡,导致升力系数下降和失速迎角提前[1-2]㊂对翼型结冰后流场和气动特性变化情况的精确预测依赖于准确把握与分离现象相关的流动特征㊂特别对于结冰翼型失速点附近的分离流动问题而言,其流场结构较为复杂,存在丰富的旋涡相互作用,非定常效应占主导地位[3-4],这对湍流模拟的精度和可靠性提出了较高的要求㊂但由于工程领域常用的雷诺平均(RANS)方法对湍流脉动信息采用时均化处理方式,难以对此类复杂分离流动的细节特征进行合理描述,需要应用更符合物理事实㊁精度更高的湍流数值模拟方法㊂近年来发展的DES[5](Detached Edd y Simula-tion)类混合方法能够在一定程度上兼顾分离流动的计算精度和求解效率㊂其基本思想是利用RANS湍流模型中包含的长度尺度项构造某种混合长度尺度,以使湍流模型在壁面附近区域体现RANS方法的性质,在使用薄层网格的前提下避免近壁面雷诺应力损失,同时降低对计算资源的要求;在以大涡输运为主要特征的远离壁面流动分离区域则体现大涡模拟(LES)方法的特点,使当地雷诺应力快速降低,对大尺度湍流结构进行解析求解,保证空间湍流运动模拟的精度㊂目前,利用DES类方法对翼型结冰后流动进行分析的相关研究工作已经取得了一定进展㊂Mo g ili[6]等运用DES方法研究了失速点附近结冰翼型的气动特性,证明对于此类问题DES方法较RANS方法能够取得更好的气动力预测结果; Thom p son[7]等对不同迎角下的翼型结冰后流动问题做了较为系统的DES分析研究,阐述了网格尺度对数值模拟结果的影响,认为在较大迎角下DES方法对于流动分离特性的模拟精确程度尚有所欠缺; Lorenzo[8]等分别采取DES和DDES[9](Dela y ed Detached Edd y Simulation)方法对平尾翼型结冰失速前后的流场特征进行了分析,同样指出以上数值方法对于结冰后分离流动的精确预测尚存在一定不足㊂针对DES类方法存在的相关问题,Travin[10]等将DDES方法与LES壁面模型(Wall-Modellin g in LES,WMLES)相结合,提出了IDDES方法㊂该方法有利于分离区域内中小尺度湍流结构的充分解析,同时在附着和分离流动并存的过渡区域能够取得更为满意的结果㊂已经证明该方法对于干净翼型失速分离问题的分析是适用的[10],但与结冰失速分离流动相关的应用研究还并不充分㊂本文基于IDDES方法就翼型前缘角状冰导致的失速点附近流动分离问题进行数值模拟研究,以期检验数值方法对此类分离流动的模拟能力,探讨翼型结冰影响流场特征的相关物理机制,为DES类方法在结冰后翼型/机翼气动力分析中的实际应用提供参考㊂1计算模型及网格针对一种通用航空公务机使用的翼型GLC305开展计算分析研究,翼型前缘具有结冰时间为22.5 min的典型双角状积冰[11]㊂积冰上下角状结构与翼型表面近似垂直,高度分别约为翼型弦长c的3%和2%㊂图1描述了该角状积冰的几何形状㊂Broeren[12]等在NASA Lan g le y低湍流度风洞(LTPT)针对该翼型前缘结冰后的气动力变化问题进行了多组试验㊂本文选取的计算状态来流马赫数Ma=0.12,基于翼型弦长的雷诺数Re=1.8ˑ106,来流迎角α=6ʎ,对应风洞试验失速点附近状态㊂图1GLC305翼型前缘双角状积冰Fi g.1Horn ice on the leadin g ed g e of GLC305airfoil对该带冰翼型三维几何模型生成多块点对接结构化网格,采用图2所示的C-H型网格拓扑结构,展向长度取0.5c㊂根据S p alart[13]的观点,应用DES类方法进行计算时,计算域可分为欧拉区域(ER)㊁大涡模拟区域(LR)及雷诺平均区域(RR)三类,需要根据当地流动特征设置不同的网格尺度,各区域的详细定义见文献[13]㊂图2给出了计算域分区及相应的网格布置情况㊂(a)计算域分区情况(b)网格布置情况图2计算域分区及相应的网格布置Fi g.2Com p utational re g ion and corres p ondin g g rid 为达到节省计算资源的目的,对ER区域和LR 区域使用不同周向密度的网格,在区域交界面处采用面搭接技术进行流场信息传递,图2中的红色实线表示网格搭接面位置㊂搭接面附近的网格布置情况如图3所示㊂482空气动力学学报第34卷图3 搭接面附近网格空间截面Fi g .3 Com p utational g rid near the p atch surface在翼型上表面LR 区域内布置三向同性网格单元,单元尺度取0.5%c ㊂在物面附近RR 区域内布置薄层网格单元,首层网格到壁面的法向距离为1ˑ10-5c ,增长率取1.1,以保证壁面附近y +值不大于1㊂计算域内网格结点总数约为1.6ˑ107㊂流动关注区域附近计算网格如图4所示㊂图4 流动关注区域附近计算网格Fi g .4 Com p utational g rid of the focus re g ion计算域远场给定无反射边界条件,物面采用绝热㊁无滑移和法向零压力梯度条件,展向设置周期性边界条件㊂2 数值模拟方法2.1 控制方程及其离散在有限体积法基础上,对三维可压缩非定常N -S 方程进行求解:∂Q ∂t +∂(F -F V )∂x +∂(G -G V )∂y+∂(H -H V )∂z =0(1)其中Q 为守恒变量,F ㊁G ㊁H 为三向无粘通量,F V ㊁G V ㊁H V 为三向粘性通量㊂对无粘通量项采用Roe -MUSCL 三阶迎风通量差分分裂格式,粘性通量项采用二阶中心差分格式进行空间离散;时间推进采用二阶隐式近似因子分解方法㊂2.2 湍流模拟方法根据文献[10]对IDDES 方法进行构造,实现湍流数值模拟㊂该方法基于k -ωSST 两方程湍流模型[14],相对DDES 方法的主要改进内容包括通过引入壁面距离和网格间距参数对亚格子尺度进行重新定义;以及将DDES 方法用作一种WMLES 构造了RANS/LES 混合长度尺度㊂2.2.1 亚格子尺度重新定义LES 方法中常将亚格子尺度取为网格单元体积的立方根,而在DES 方法中将其取为网格单元三向长度的最大值㊂但在以上两种亚格子尺度定义方式中,对各向同性和自由剪切等不同性质的湍流流动,最优亚格子应力模型常数需要取不同的值,对一般情况下的湍流数值模拟缺乏普遍适用性㊂针对该问题,文献[10]中重新定义了一种亚格子尺度: Δ=m in m ax C w d w ,C w h m ax ,h []wn ,h }{m ax (2)式(2)中h wn 为沿壁面法向当地网格单元尺度,C w 为由LES 解得到的经验常数,h m ax 为网格单元三向最大尺度,d w 为网格单元与壁面距离㊂2.2.2 RANS -LES 混合长度尺度构造基于上述重新定义的亚格子尺度,构造一种新的湍流混合长度尺度l ~㊂该混合长度由RANS 长度尺度和LES 长度尺度两部分构成㊂通过引入该长度尺度定义,壁面附近分离区域的湍流信息能够得到充分解析,并且能够解决DES 类方法直接应用于WMLES 时产生的对数不连续问题[15]㊂对于本文使用的SST 湍流模型,该混合长度尺度具备如下形式:l ~=f h y b (1+f restore )l RANS +(1-f h y b )C DES Δ(3)式中l RANS 为RANS 长度尺度,Δ为式(2)所定义的亚格子尺度,C DES 为亚格子应力模型常数㊂函数f restore和f h y b 的具体形式见文献[10]㊂3 计算结果与分析非定常计算设置无量纲时间步长Δt *=0.0025,等价于物理时间步长Δt =0.067ms ,每时间步内取15步牛顿子迭代㊂首先基于非定常RANS方法获得充分发展的初始流场,在初场基础上进行后续IDDES 计算至非定常流场基本稳定,以有效滤除分离区域的RANS 效应㊂以下分别从时均角度和瞬态角度对IDDES 计算结果分别进行分析,并与LTPT 风洞试验结果[12]及相同网格布置下的非定常RANS 方法计算结果进行比较㊂以对IDDES 方法关于此类分离流动的模拟能力进行较为全面的评估和考核㊂3.1 时均结果图5给出了IDDES 方法计算基本稳定阶段所得气动力系数的时间序列,图中实线表示各气动力系数582第3期 张 恒等:基于IDDES 方法的翼型结冰失速分离流动数值模拟瞬时值,虚线表示气动力系数时间平均值㊂序列的不规则锯齿状分布反映流场中存在强烈的非定常脉动现象,表明数值方法具备对流场内部中小尺度的湍流细节变化进行捕捉的能力㊂图5 气动力系数时间序列Fi g .5 Time histor y of aerod y namic force coefficients表1将计算所得的时均宏观气动力与试验值进行了对比㊂由表1可知IDDES 方法较RANS 方法在升力量值预测上有一定提升,表明IDDES 方法能够更为准确地反映翼型表面的压力分布特征㊂阻力量值预测结果精度则与RANS 方法相当㊂表1 宏观气动力时均计算结果对比Table 1 Com p arison of time -avera g ed aerod y namic forceC LErrorC DErrorEXP0.660/0.105/RANS0.701 6.21%0.11812.38%IDDES0.6884.24%0.093-11.43%图6给出了计算所得时均流场压力分布与试验结果的对比情况㊂由图6可知RANS 方法无法反映因大尺度时均分离泡存在而形成的压力平台㊂IDDES 方法计算所得压力平台长度能够与试验值良好吻合;但压力恢复过程相对试验结果则略为陡峭,该特点在Alam [16]等的DDES 方法计算结果中也有所体现㊂在翼型下表面的局部分离区域内,两种方法同试验结果的吻合程度均较为良好,显示了IDDES 方法对近壁面弱分离流动计算的可靠性㊂不过IDDES图6 时均流场压力分布对比Fi g .6 Com p arison of time -avera g ed p ressure distribution方法在翼型后缘的压力分布计算结果较试验值有所偏移,Thom p son [7]等利用DES 方法也得到了相似的压力分布情况,这与翼型干净无冰情况下的试验结果比较接近㊂图7展示了时均流场速度分布对比情况,其中分离泡平均外廓和流动平均再附位置由0速度等值线描述㊂PIV 试验测量得到的再附线位置约为53%c 附近㊂由图可知,RANS 计算所得分离泡形状和体积与试验结果存在较大差异,流动直到翼型后缘附近才发生再附㊂与之相较,IDDES 计算所得流动再附位置约为50%c 处,与试验结果大体相同;分离泡形状与试验结果较为相似,体积与之相当㊂不过在10%c 附近,计算所得回流区域的强度与试验结果仍存在一定差距㊂(a )RANS(b )IDDES(c )PIV 试验图7 时均流场U 向速度分布对比Fi g .7 Com p arison of time -avera g ed U velocit y contours图8以流线形式直观给出了不同数值方法计算所得的时均分离泡,并指示了分离泡的时均再附位置㊂可见IDDES 方法有效描述了分离泡的几何形状和再附形态㊂图9对比了翼型上表面附近不同位置的时均速度型计算结果㊂图9(a )给出的速度型位于分离泡起始产生区域,描述了壁面附近的强回流趋势;IDDES 方法略为保守地估计了流动速度沿法向的变化,这与Alam[16]等利用动态RANS/LES 混合方法和DDES 方法给出的计算结果较为相似㊂图9(b )反映了翼型中部再附区域(0.4<x /c <0.6)的速度分布;IDDES 计算结果与试验值吻合良好,显示了精确预测流动再682空 气 动 力 学 学 报 第34卷附位置的能力㊂图9(c )和图9(d )体现了再附区域下游充分发展的附着流动速度分布,IDDES 方法预测结果趋势与试验值相一致;但在壁面附近过于乐观地估计了流动速度的恢复情况㊂总体而言IDDES 方法能够在壁面附近区域较RANS 方法提供更为良好的速度分布预测结果,这与图7提供的宏观速度分布结果相吻合㊂(a )RANS(b )IDDES图8 计算所得时均分离泡形状对比Fi g .8 Com p arison of time -avera g ed se p arationbubble(a )x /c =0.15 (b )x /c =0.40(c )x /c =0.60 (d )x /c =0.75图9 时均流场近壁面不同位置速度型对比Fi g .9 Com p arison of time -avera g ed velocit y p rofilesat different stations near the wall3.2 瞬态结果图10给出了计算所得瞬态流场展向涡量分布情况㊂RANS 计算结果中角状冰后方的脱落剪切层一直延伸到翼型中部位置,并未显示析出旋涡的趋势,这与真实流动现象是不相符的,表明分离区域湍流涡粘系数过高㊂而IDDES 计算结果中剪切层失稳破碎的起始位置靠近翼型前缘,能够体现外部流动与回流区域切向速度差导致的强烈剪切效应㊂表明在该算例当中IDDES 方法能够有效和快速地降低壁面附近分离区域的涡粘系数水平,减少其对流场细节求解的影响㊂注意剪切层失稳大约起始于25%弦长左右,与试验结果中的压力恢复起始位置相当,表明压力恢复的直接原因是角状冰后方脱落剪切层的破碎和旋涡析出过程㊂此外,IDDES 方法在分离区域能够获得比较丰富的旋涡结构㊂表明计算网格的单元尺度基本能够满足LR 区域精细解析湍流结构的要求㊂由图10可知,旋涡向壁面的输运促进了外部流动与回流区域流动的掺混,使得流动在翼型表面发生再附㊂由于旋涡的析出和输运过程具备相当程度的随机性,使得再附位置并不稳定于翼型表面,而是在一定范围内振荡,形成再附区域,令分离泡的体积和形状都随时间发生变化㊂这种再附位置的低频变化是导致文献[3]中提到的结冰翼型气动力特别是升力波动的主要原因㊂(a )RANS(b )IDDES ,t *=53.59(c )IDDES ,t *=56.94图10 瞬态流场展向涡量分布对比Fi g .10 Com p arison of instantaneous s p anwisevortices distribution图11给出了不同时刻计算所得瞬态Q 等值面分布,Q 准则由Hunt [17]等提出,用于表示流场中旋涡旋转量和拉伸量间的关系㊂由图11可知,IDDES 方法在关注区域内不仅能够获得流场中主要的三维大尺度湍流结构,也能够捕捉到更加细微的中小尺度结构,精确描述了剪切层沿弦向逐步失稳破碎,内部旋涡脱落滚转进入下游的过程;并且处于网格加密区782第3期 张 恒等:基于IDDES 方法的翼型结冰失速分离流动数值模拟域内的流动尾迹仍大体能够被较为完整地加以解析㊂由图中同样能够观察到分离泡的形状及再附位置随时间的变化情况㊂(a )t *=53.59(b )t *=56.94图11 不同时刻IDDES 计算所得瞬态Q 等值面分布(Q =0.1)Fi g .11 Instantaneous Q criterion of IDDESin different times (Q =0.1)4 结 论在IDDES 方法的基础上针对GLC305翼型失速点附近前缘角状冰诱导产生的分离流动进行了数值模拟研究,并与NASA LTPT 风洞试验结果进行了对比㊂数值模拟结果表明:1)IDDES 方法适用于前缘角状冰导致的翼型失速分离问题的精细数值模拟,较之非定常RANS 方法可更好地描述分离流动的物理特征㊂能够在壁面附近取得良好的速度预测结果,有效解析分离区域内的中小尺度旋涡结构,较为准确地反映大尺度时均分离泡的再附位置和形态特点㊂2)对于失速点附近翼型结角状冰引起的流动分离问题而言,由于脱落剪切层内部的不稳定旋涡析出和输运过程促进了外部流动与回流区域流动的掺混,将会导致流动发生非定常再附现象㊂参 考 文 献:[1] Gurbacki H M ,Bra gg M B.Unstead y flowfield about an icedairfoil [R ].AIAA 2004-0562.[2] Broeren A P ,Bra gg M B ,Add y H E ,et al.Effect of hi g h -fidelit y ice accretion simulations on the p erformance of a full -scale airfoil model [R ].AIAA 2008-434.[3] Ansell P J ,Bra gg M B.Measurement of unstead y flow reattachment on an airfoil with a leadin g -ed g e horn -ice sha p e [R ].AIAA 2012-2797.[4] Ansell P J ,Bra gg M B.Characterization of ice -induced low -fre q uenc y flowfield oscillations and their effect on airfoil p erformance [R ].AIAA 2013-2673.[5] S p alart P R ,Jou W H ,Strelets M ,et ments on thefeasibilit y of LES for win g s and on a h y brid RANS/LES a pp roach [M ].Los An g les :Gre y den Press ,1997.[6]Mo g ili P ,Thom p son D S ,Choo Y ,et al.RANS and DEScom p utations for a win g with ice accretion [R ].AIAA 2005-1372.[7] Thom p son D S ,Mo g ili P.Detached -edd y simulations of se p arated flow around win g s with ice accretions :y ear one re p ort [R ].NASA CR -2004-213379.[8] Lorenzo A ,Valero E ,De -Pablo V.DES /DDES p ost -stall stud y with iced airfoil [R ].AIAA 2011-1103.[9] S p alart P R ,Deck S ,Shur M ,et al.A new version of detached -edd y simulation ,resistant to ambi g uous g rid densities [J ].Theoretical and Com p utational Fluid D y namics ,2006,20(3):181-195.[10]Travin A K ,Shur M L ,S p alart P R ,et al.Im p rovement ofdela y ed detached -edd y simulation for LES with wall modelin g [C ]//Euro p ean Conference on Com p utational Fluid D y namics.The Netherlands :TU Delft ,2006.[11]Add y H E.Ice accretions and icin g effects for modern airfoils [R ].NASA TP -2000-210031.[12]Broeren A P ,Bra gg M B ,Add y H E.Flowfield measurementsabout an airfoil with leadin g -ed g e ice sha p es [J ].Journal of Aircraft ,2006,43(4):1226-1234.[13]S p alart P R.Youn g -p erson s g uide to detached -edd y simulation g rids [R ].NASA CR-2001-211032.[14]Menter F R.Two -e q uation edd y viscosit y turbulence models for en g ineerin g a pp lications [J ].AIAA Journal ,1994,32(8):1598-1605.[15]Nikitin N V ,Nicoud F ,Wasistho B ,et al.An a pp roach to wallmodelin g in lar g e -edd y simulations [J ].Ph y sic of Fluids ,2005,12(7):1629-1632.[16]Alam M F ,Thom p son D S ,Walters D K.H y brid Re y nolds -avera g ed Navier -Stokes /lar g e -edd y simulation models for flow around an iced win g [J ].Journal of Aircraft ,2015,51(1):244-256.[17]Hunt J ,Wra y A ,Moin P.Proceedin g s of the 1988summerp ro g ram [R ].Stanford :Center for Turbulence Research ,1988.882空 气 动 力 学 学 报 第34卷。
DOI：10.16661/ki.1672-3791.2017.32.078飞机发动机积冰的原因与对策陈至锐（长沙市望城区第一中学 湖南长沙 410000）摘 要:飞机的诞生是人类社会科技发展的里程碑，给人们的出行带来了极大的便捷，为了保证飞机的飞行安全，需要针对积冰问题采用科学合理的解决策略。
现如今，我国的飞机发动机积冰预报技术还不够成熟。
本文主要针对飞机发动机的工作原理，与现有的飞机积冰实例进行简要分析，探讨积冰形成的原因，并针对存在的问题总结合理的除冰方法。
关键词:飞机结冰 发动机对策 除冰分析中图分类号:V321.2文献标识码:A 文章编号:1672-3791(2017)11(b)-0078-02通常大家所说的飞机积冰，其实就是飞行中的飞机遇到云中低温的气水而形成的水滴结冰现象。
飞机分为活塞式和喷气式，发动机结冰主要发生在喷气式飞机上，而飞机其他部位像飞机翅膀、飞机尾部、旋转桨叶、挡风玻璃和总压管等结冰容易发生在普通飞机上，因为飞机发动机结冰比飞机其他部位结冰复杂。
现实中，研究人员对这方面的研究也少，对积冰的预报十分困难，如果积冰现象严重，容易造成事故，所以，对飞机发动机积冰的原因研究以及如何防范显得尤为重要，以下就针对这一问题做进一步的探讨。
1 造成飞机发动机结冰的因素1.1 云中的温度、湿度、气流以及地形的变化飞机发动机的结冰一般形成于温度低于0℃的云层中，当温度越来越低，会导致过冷水滴越来越少，所以说，在低于-20℃的云层中，飞机是不容易出现积冰的，当气温在0℃以上20℃以下时，发生积冰的概率是80%；当气温在-2℃以下-10℃以上时，发生积冰的概率是68%，这个温度段也是强积冰段。
如果湿度大，也会形成结冰，而湿度又与温度露点息息相关，温度露点越小，湿度越大，积冰一般是发生在露点值小于7℃的环境中，其中0℃～5℃最容易发生积冰。
另外，云中的气流大也容易造成积冰，因为气流大会导致水量和水滴都增大，这时候容易形成明冰，由于积冰水平方向的范围比较窄，当它处于水量大且水滴多的环境中，最容易形成积冰，还有颠簸因素也会引发结冰，研究显示，积云的发展阶段直接影响了积冰的强弱。
大型飞机短舱进气道防冰系统概述范绍强摘要：飞机结冰是飞行安全的重大隐患。
本文在介绍目前的防/除冰现状分析的基础上，分析了典型飞机的短舱进气道防除冰系统架构，可作大型飞机短舱进气道防除冰系统设计时参考。
关键词：大型飞机;发动机短舱;防冰系统飞机积冰是飞机在积冰气象条件下飞行时，大气中的液态水在部件表面冻结并积聚成冰的物理过程。
结冰不仅增加飞机重量，而且破坏了飞机的气动外形;发动机进气系统结冰会使发动机引气不足，造成发动机功率降低，引致发动机喘振甚至熄火，同时脱落的积冰可能会流入发动机内部，损坏发动机造成事故。
研究发动机短舱进气道防除冰系统设计，具有重要意义。
1防除冰技术现状根据结冰防护所采用能量方式的不同，当前流行的飞机防除冰技术主要包含液体防除冰技术、机械防除冰技术和热防除冰技术。
1.1液体防除冰技术向防冰表面喷洒防冰液，防冰液与飞机部件所收集的水混合后其冰点低于表面温度，使水不致在表面上结冰。
可用作防冰液的有乙烯乙二醇、异丙醇、乙醇等。
防冰液的分配方法主要有通过微孔金属板、采用雾化喷嘴和利用离心力（主要针对直升机旋翼及螺旋桨）三种。
液体防除冰技术的优点是消耗功率小，缺点是防冰液装载量有限，防冰时间受影响，装载太多防冰液影响飞机的有效载重等。
1.2机械防除冰技术1.2.1气动套除冰技术利用粘贴在飞机表面的气动套的膨胀管交替充气和放气，使得气动套交替的膨胀与收缩，将附着在气动套外表面的冰破碎成小块且破坏了冰与气动套表面的附着力，然后被气流吹去。
除冰后，膨胀管收缩，以保持一定的气动外形。
气动除冰系统的特点是消耗的空气流量小，对低速飞机上实用性较好。
缺点是除冰时，膨胀管会凸出蒙皮表面，破坏飞机原有的气动外形，所以在现代高速飞机上应用较少。
1.2.2电脉冲除冰技术在金属蒙皮下方安装脉冲线圈，利用瞬间放电技术在金属蒙皮上形成电磁涡流场，从而使蒙皮产生作用时间极短的脉冲电磁力，使蒙皮快速鼓动，从而破除蒙皮表面上的冰层。
185理论研究0 引言 最早有关电脉冲除冰的思想[1]始于上世纪30年代，美、苏、英、法等国先后开展了相关研究与测试，由于缺乏对基本问题的深入研究和商业因素等多种原因，美、英、法等国相继放弃了这一研究计划，唯有前苏联在1972年首次将电脉冲除冰系统[2]应用在飞机上，但是并未广泛应用。
直到上世纪80年代初，美国重新启动电脉冲除冰研究计划[3]，由NASA、Wichita 州立大学和工业联盟（Industry Consortium）共同发起，开展了一系列深入研究以及大量冰风洞和飞行测试，揭示了电脉冲除冰的潜在优势，使之赢得了广泛的关注和研究热情。
本文期望从电脉冲除冰装置、除冰过程动力学分析方法以及除冰结构的疲劳测评方法等方面对飞机电脉冲除冰技术的研究进展进行全面综述，为电脉冲除冰系统设计与发展应用提供技术参考。
1 电脉冲除冰装置 电脉冲除冰的基本原理如图1（引自文献[3]）所示，利用脉冲电路产生的磁场与金属蒙皮上产生的感应磁场间相互作用的脉冲排斥力，引起蒙皮的高速振动，将附着在蒙皮外侧的冰层去除[3-5]。
飞机电脉冲除冰技术研究进展董文俊1,张永杰2 ,赵宾宾1（1.中国商飞上海飞机设计研究院,上海 201210；2.西北工业大学航空学院,西安 710072）摘 要：通过对电脉冲除冰装置、除冰过程动力学分析方法以及除冰结构的疲劳测评方法等方面的研究进展进行综合分析，初步揭示了电脉冲除冰技术在系统结构、除冰模拟以及疲劳性能等方面的优良性能和潜在问题，期望为电脉冲除冰技术的发展和完善提供参考；提高飞机除冰系统的工作效率，确保结冰环境下的飞行安全。
关键词：电脉冲除冰；飞机除冰；研究进展 根据脉冲线圈的作用方式和安装位置可以将电脉冲除冰装置分图1 电脉冲除冰原理示意图[3]为四种基本结构[3]：双侧型、前置型、推拉型和反作用型，如下图2（引自文献[3]）所示，其中双侧型和反作用型更适用于薄蒙皮和复合材料蒙皮除冰。
飞机积冰产生的条件飞机积冰是航空安全中的一个重要问题，它可能会导致飞机的机动性能下降、控制困难甚至失去飞行能力，对飞行安全造成严重威胁。
那么，飞机积冰产生的条件是什么呢？空气温度是飞机积冰的重要因素之一。
当空气温度低于0摄氏度时，水分就会结冰。
在空中飞行过程中，飞机会遇到不同温度的气团，当飞机经过温度低于0摄氏度的气团时，其中的水分就有可能凝结成冰，形成飞机积冰的条件。
湿度也是影响飞机积冰的重要因素之一。
当空气中的湿度较高时，其中的水分含量也相应较高。
当飞机经过湿度较高的空气时，其中的水分会更容易凝结成冰，从而导致飞机积冰的发生。
飞机的速度和形状也会影响飞机积冰的程度。
飞机在高速飞行时，空气会迅速流过机体表面，而飞机表面的温度会因此降低。
当空气温度低于0摄氏度时，这种降温效应会加剧飞机积冰的可能性。
飞机积冰的条件还与大气中的颗粒物有关。
大气中存在着各种各样的颗粒物，如尘埃、颗粒状的水滴等。
当飞机经过含有这些颗粒物的气团时，这些颗粒物会成为冰晶的凝结核，促使水分凝结成冰，形成飞机积冰。
除了以上因素，飞机积冰还与飞机的防冰措施有关。
现代飞机通常配备了各种防冰设备，如飞机表面的加热装置、喷洒防冰液等。
这些设备可以帮助飞机防止或减轻积冰的发生。
然而，如果这些设备出现故障或操作不当，也会增加飞机积冰的风险。
飞机积冰产生的条件主要包括空气温度低于0摄氏度、湿度较高、飞机的速度和形状、大气中的颗粒物以及防冰措施等因素。
了解这些条件对于飞行员和航空公司来说非常重要，他们需要根据实际情况选择合适的防冰措施，并采取相应的飞行策略，确保飞机在恶劣天气条件下的安全运行。
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。
