移动式冰风洞试验方法研究和应用

移动式冰风洞试验方法研究和应用
李斯;于雷;金沙;裴如男
【摘要】为了探索掌握移动式冰风洞校测、结冰和防/除冰试验的一般方法,使其可用于飞机进气系统地面防冰试验,开展了对移动式冰风洞模拟云雾参数的校测.通过金属圆柱管结冰对比确定水滴过冷距离,采用格栅测量云雾均匀性,利用机载雾滴组合探测器测量水滴直径与液态水含量,并对发动机短舱唇口模型、NACA23012翼型模型进行了结冰和防/除冰研究试验.研究表明虽然户外模拟结冰条件受环境因素影响较大,但移动式冰风洞喷雾性能良好,试验能够反映在各因素影响下的一般结冰规律,可以满足飞机进气系统防/除冰试验要求.%Some calibrations and tests were conducted in a movable icing wind tunnel to study the test methods for cloud calibration,icing test,anti-icing and de-icing test,and to enable its usage on the ground anti-icing test of aircraft air intake system.The water cooling distance was determined by the comparison of the ice shapes on metal cylindrical tubes.The cloud uniformity was measured by an icing grid.The droplets media volume diameter and the liquid water content were measured by Cloud Calibration Probe. Besides, an engine nacelle lip model and a NACA23012 wing model were both used in the icing test, anti-icing and de-icing test investigation.The results show that the movable icing wind tunnel test can present general icing law with the influence of various factors.Although environmental factors have a great effect on simulated outdoor icing test conditions,the present method is capable of applying the anti-icing test for an aircraft air intake system.
【期刊名称】《空气动力学学报》
【年(卷),期】2017(035)006
【总页数】5页(P855-859)
【关键词】移动式冰风洞;进气系统;校测;结冰;防/除冰
【作者】李斯;于雷;金沙;裴如男
【作者单位】中国航空工业空气动力研究院高速高雷诺数气动力航空科技重点实验室,辽宁沈阳 110034;中国航空工业空气动力研究院高速高雷诺数气动力航空科技重点实验室,辽宁沈阳 110034;中国航空工业空气动力研究院高速高雷诺数气动力航空科技重点实验室,辽宁沈阳 110034;中国航空工业空气动力研究院高速高雷诺数气动力航空科技重点实验室,辽宁沈阳 110034
【正文语种】中文
【中图分类】V211.753
飞机结冰严重威胁飞行安全，为了研究飞机结冰问题，国外开展了大量理论研究、计算、试验、试飞等工作，极大地促进了航空技术的发展。

我国在飞机结冰方面的研究起步较晚，从20世纪70年代开始，逐渐开展结冰理论研究，目前已经开发出结冰数值模拟软件。

但是现有结冰试验设施严重不足，计算结果不能有效验证，一些型号试验必须依赖国外结冰试验设施开展，飞机防/除冰系统也几乎全部依靠进口，在飞机结冰工程试验和关键技术产品研发上都与欧美国家存在较大差距。

2012年，中国航空工业空气动力研究院和上海飞机设计研究院按照适航条例CCAR-25.1093(b)(2) 规定的地面结冰试验条件成功研制移动式冰风洞[1]并完成调试，在调试中进行了发动机短舱唇口、NACA23012翼型结冰和防/除冰试验。

目
的是掌握移动式冰风洞云雾校测方法和试验方法，测量给定条件下发动机短舱唇口和翼型模型结冰、防/除冰试验效果[2-3]，评估移动式冰风洞户外结冰试验的准确性，使之能够为飞机进气系统防冰验证试验服务。

移动式冰风洞利我国北方冬季低温环境模拟结冰条件，是我国首个季节性户外结冰试验系统。

该风洞是专门为飞机对适航条例CCAR-25.1093(b)(2)(每台涡轮发动
机必须在温度-1～-9 ℃、液态水含量不小于0.3 g/m3、水呈水滴状态其平均有效直径不小于20 μm的大气条件下，进行地面慢车运转30 min)进行取证试验而研制，由承载车、高度调节系统、风洞洞体、喷雾架及其附属管路、供气系统、供水系统、测控系统、纯水设备[4]八部分组成。

试验系统整体可移动，试验时牵引至机场，对整机的发动机进气系统进行喷雾试验。

模拟水滴直径(简称，MVD)范围(20～50) μm，液态水含量(简称LWC)范围0.2～3 g/m3，喷雾出口尺寸2.5×2.5 m，试验区风速为4～15 m/s，在-1～-9 ℃的大气条件下可连续运行60 min。

(1) 发动机短舱模型。

模型不包含发动机后回路，仅为真实发动机短舱前端442.6 mm。

采用2～3 mm厚铝合金材料焊接成型，短舱内部安装风机，开启风机抽气以模拟发动机慢车状态进气流量。

试验后，短舱外表面一侧水平位置可安装支架，用于切割冰槽和绘制冰形。

(2) NACA23012二维翼型模型。

翼展1800 mm，弦长914 mm，铝合金材质。

模型中间翼肋侧平面安装可拆卸支架，用于冰形测量。

加热装置采用硅橡胶加热膜，绝缘层由硅橡胶与玻璃纤维布复合而成(标准厚度为1.5 mm)，可以与模型表面紧密贴合。

内部发热元为镍合金箔，加热温度范围0～180 ℃。

短舱唇口模型使用的加热片尺寸为240 mm×100 mm，在内表面单侧布置，间隔15°，共13块，粘贴后并联至一个电源。

翼型模型加热片尺寸为240 mm×300
mm，沿中间翼肋左右两侧对称粘贴，两块加热片并联至一个电源。

冰风洞校测中通过在试验区离喷嘴不同距离的位置安装多个圆柱进行结冰试验来确定水滴是否达到过冷且温度稳定[5-6]：如果圆柱上的结冰类型一致，且冰角位置基本相同，则认为水滴到达该位置已经有效冷却且水滴温度相对于气流温度基本稳定。

此次校测在户外温度-10 ℃左右进行，试验时在距离喷嘴5 m至9 m距离上垂直安放三个金属圆柱管，开启喷雾一段时间，观测管上出现的积冰：如果是不规则形状的眀冰或混合冰，则认为水滴在该位置没有完全过冷；如果前后两个管上结冰均匀且形态(类似霜冰)基本一致，则认为该位置水滴已经完全过冷，可以作为模型试验区。

户外试验由于受环境影响较多，短时间圆柱管结冰不能显现比较明显的冰角特征。

所以校测时，结冰时间相对冰风洞校测更长，然后对比整体结冰形态判断水滴温度稳定性，结果表明距离喷嘴8 m左右处水滴完全过冷且温度稳定。

冰风洞采用格栅校测LWC均匀性，按照SAE ARP5905标准[7]，在特定风速和水滴粒径条件下，试验段测试位置各处与中心位置的水含量差别应该在20%以内。

校测需要在温度-18 ℃以下的霜冰条件进行，并控制LWC值和喷雾时间，使格栅收集面结冰不超过一定厚度，避免水滴收集率发生改变[8-9]。

移动式冰风洞是一座开口式风洞，流场品质不如闭口回流式风洞，且试验容易受到侧风、光照等户外环境影响，结合取证试验持续喷雾时间较长并对云雾参数只进行范围性规定的实际要求，格栅每次测试时间为5 min左右，得到合适的能够反映总体喷雾均匀性趋势的结冰厚度。

试验测试用格栅横纵向各19个棱柱，选择每段棱柱中线位置测量结冰厚度，间隔测量，共9×9个测点。

试验结果表明在好的天气条件下，移动式冰风洞在相对长时间段内能保持喷雾稳定，可以认为对适航条例CCAR-25.1093(b)(2) 要求的连续30 min试验中LWC均匀性满足要求。

采用机载雾滴组合探测器(Cloud Combination Probe，CCP)测量水滴直径MVD
和液态水含量LWC[10]。

CCP是利用光散射探测器与64位光学阵列探测器分别
测量小水滴与大水滴，测量范围(2～1550) μm；利用温控热线传感器测量LWC，最大量程3 g/m3。

试验中将CCP置于试验区生成过冷水滴的位置(距离喷雾出口8.5 m左右处)，开启喷雾并采集数据。

校测试验中可测量较长的时间，监测喷雾
设备运行的稳定性；模型试验时，待喷雾设备运行稳定后测量3 min左右，用其
平均值作为本次试验参数值。

短舱唇口模型和翼型模型均固定在独立的支架上，攻角为0°。

试验时，先开启喷
雾设备，待其运行稳定后，用CCP测量距离喷雾出口8.5 m处MVD和LWC值，并记录当前气温。

数据采集完毕，将模型移动到测定云雾参数的试验位置，正对喷嘴[11]，计时结冰(短舱试验根据工况同时开启风机)。

喷雾结束后，在模型上安装
支架，利用高温融冰板在支架定位的测量位置迅速切出垂直于结冰方向的冰槽，放入与模型契合的模板和纸张，画出冰形[12]。

由于模型加热装置是并联使用，试验时通过调节电压控制防/除冰功率。

除冰试验[11]，先开启喷雾在模型表面结出一定厚度的冰层，然后为加热装置接入设计功率对应的电压，持续加热至模型表面积冰脱落，即完成除冰过程，记录除冰周期。

防冰试验[11]，开启喷雾并为加热片接入设计功率对应的电压，持续喷雾至观察到需要的试验现象结束。

由于试验在户外进行，试验温度不可控，根据试验过程中的温度变化取中间值作为试验温度。

试验风速为9m/s，防/除冰试验电压为220V。

实际试验工况见表1。

关闭风机不模拟发动机短舱进气，唇口结冰的最大位置在正前方，因为唇口每个剖面都相当于一个二维翼型0°攻角的状态。

由于唇口内、外缘弧度相差不大，正前
方积冰在最前缘点内外侧体积基本相当，只是形状有区别，内缘薄积冰较外缘偏多，可能受内、外缘弧度的影响，也可能是进入唇口的水滴积聚使水含量略微提高，从
而导致结冰稍多。

开启风机模拟发动机慢车进气状态，唇口结冰位置明显偏外缘，因为主动抽气使唇口前方流场发生了显著的变化[13-14]，此时唇口每个截面都与非0°攻角的二维翼型结冰状态相似，因此该种冰形结果合理，见图7。

图8为二维翼型试验结冰冰形，其外形表面凹凸不平，聚集成一个个小冰粒。

切
出冰槽的截面不圆滑，且由于绘制冰形和生成冰形数据过程中的误差，最终冰形轮廓线有比较尖的拐角。

从结冰形状、结冰量、结冰范围上看，三个冰形没有显著差别，对MVD、LWC两个参数影响的敏感性很弱。

原因一方面可能是试验中对试
验参数的控制不够精确，测量试验条件与实际试验条件存在较大差别，或者实际云雾参数的差别没有数据反应的大，并且露天试验也不可避免地受到侧风、气温变化、光照强度等影响，使云雾参数影响弱化；另一方面是本试验风速为9 m/s，在相同MVD结冰条件下，对水滴撞击极限的影响较之高速要弱很多，水滴重力和惯性对撞击极限起了主要作用，又因为实际水滴直径可能差别不大，导致各试验条件的结冰范围差别很小。

但是试验冰形的总体形状与翼型相吻合，最厚结冰位置在模型最前缘，MVD为31 μm水滴撞击范围最大，LWC为1.1 g/m3的积冰相对最厚，
试验结果合理。

移动式冰风洞户外结冰试验虽然误差较大，但也能够反映结冰的一般规律。

为了提高试验准确性，使之满足结冰试验要求，还需进一步改进：
(1) 提高喷雾稳定性和精准度，使LWC、MVD的控制误差在冰风洞要求的范围内；
(2) 改善试验坏境，消除侧风、光照等影响，并选择合适的试验时间，减小试验过程中温度变化。

短舱唇口防冰试验开始10 min左右，在加热片布置的位置出现结冰现象，并且在偏后的位置形成大量后流冰。

减小液态水含量继续试验，也不能有效改善防冰效果。

翼型防冰试验中，喷雾10 min在加热片加热位置不会出现结冰，但不能在防冰区
域把水滴完全蒸发，水珠流到机翼中后部也结成了后流冰，见图9。

两个模型采用的防冰装置功率一致，但短舱模型防冰试验中环境温度更低，其防冰效果比翼型模型更差一些。

该结果也表明，温度越低，达到相同的防冰效果所需的能耗就越大。

此外，短舱模型唇口位置的加热装置与外部气流直接接触，换热更快，而翼型模型由于腔体保护，加热装置的热量损失小，可能也是造成两个模型结冰防护效果差异的原因。

除冰试验中，经过一定时间的加热，防护位置积冰都可以除去，见图10。

但是唇
口除冰用时更长，其原因与防冰试验分析一致。

虽然移动式冰风洞结冰试验表明户外试验的准确性不足，但防/除冰验证性试验大
多检验在范围性结冰条件下结冰防护措施的有效性，所以移动式冰风洞能够对防/
除冰试验提供有效的试验条件，满足防/除冰系统验证试验需求。

但是在研究性防/除冰系统试验中，除提高试验系统的准确性和改善试验环境外，试验模型应尽量模拟真实飞机部件结构，并做好隔热防护。

对移动式冰风洞进行调试、校测，并采用飞机短舱唇口模型和NACA23012翼型
模型进行结冰和防/除冰试验研究。

通过对试验过程和结果的评估，得到以下结论：1) 使用移动式冰风洞进行户外结冰试验，结果可以反映结冰一般规律，但不能得
到准确冰形。

试验过程中应尽量降低环境因素影响，以提高试验精度。

2) 移动式冰风洞可用于防/除冰系统验证试验，满足飞机进气系统地面防冰试验需求；对防/除冰系统研究试验还需进一步提高试验参数控制的准确性，并注意模型
设计加工，模拟真实防/除冰系统结构。

【相关文献】
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