飞机结冰是影响飞机飞行安全的重要因素之一。一方面需要研究飞机的结冰特性，如空气液态水含量、水滴直径、环境温度、飞行高度和飞行速度等对飞机结冰特性的影响；另一方面需要在结冰气动特性影响的基础上，制定合理的防除冰方案。相比其他部件，机翼、平尾、垂尾的结冰对飞机气动力特性影响更严重，通常在该部件前缘都需要设置防除冰系统以保证飞行安全。从飞机安全角度考虑，希望防除冰系统能覆盖所有凸出部件的前缘区域，但同时受到飞机提供能量的限制，过大的防除冰区域设置会消耗飞机过多能量，对飞机整体性能来说是得不偿失。本文针对某飞机机翼全展向的不同部位开展结冰气动力特性以及流场细节研究，一是有利于充分认识机翼展向不同部位结冰对飞机安全的影响程度，二是有利于制定更合理的防除冰方案。
适航验证要求飞机在结冰条件下具备安全飞行的能力，规范要求在各飞行阶段都需要考核飞机结冰后的安全性[1]。对翼型以及三维机翼结冰后的气动特性影响有大量的研究成果，例如：Sam Lee，Han S.Kim[2, 3]等人通过试验研究不同翼型结冰后气动力特性变化。Michael Papadakis[4, 5]等人对三维机翼的试验冰型和计算冰型分别进行了气动力特性影响试验，风洞试验结果表明两种冰型对机翼气动力特性影响量相当。Robert Henry[6]等人研究了冰型表面粗糙度对机翼气动力特性的影响，其研究认为静温是影响冰型表面粗糙度最重要的参数；防除冰系统主要的研究方向是不同防除冰方法、防除冰系统效率优化等方面，文献[7, 8, 9]通过计算和试验的手段研究机翼前缘缝翼多孔结构、笛形管防冰腔等几何参数对换热效率的影响；文献[10]则是对目前国内外飞机结冰探测技术的现状和发展趋势做了总结，并以波音777 飞机防除冰系统设计为例,说明典型飞机结构防除冰系统设计的特点和功能。飞机结冰后的气动力特性是进行飞机防除冰系统设计的重要依据，同时，飞机气动力特性研究和防除冰系统设计又属于完全独立的两门专业，公开发表的文献中很少看到耦合飞机气动力特性的防除冰系统设计的相关内容。
本文的主要研究内容是全机机翼展向不同部位结冰后，对飞机气动力特性的影响，包括升力、阻力、俯仰力矩特性的变化规律，为机翼防除冰区域的设置提供参考。
1 机翼前缘防除冰系统概述作为飞机最重要的气动力部件，运输类飞机的机翼前缘都设有防除冰系统，大部分的机翼防除冰系统都是通过发动机引热气的方式来防止/除去机翼前缘结冰，以保证飞机在结冰气象条件下的飞行安全。
图 1给出了波音系列飞机，波音737、757、777三种飞机的机翼前缘防除冰区域设置 [11, 12, 13]。737飞机在发动机外侧的全段都设置了防除冰区域，而757和777飞机同样是在发动机以外设置防除冰区域，但并没有延伸到翼尖区域。
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| 图 1 波音飞机机翼前缘防除冰区域 Fig. 1 Wing leading edge anti/de-icing region of Boeing aircraft |
图 2给出了空客的A340客机机翼防除冰区域设置[14]。A340飞机的机翼防除冰区域设置经过了两个发展阶段，从001-099架飞机，A340的防除冰区域是从机翼中段以外都设置有防除冰区域，但从101-199架开始，机翼防除冰区域进行了优化，其防护范围只有在两发动机之间靠近外发区域设置了防除冰区域，其余地方均没有。
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| 图 2 空客A340飞机机翼前缘防除冰区域 Fig. 2 Wing leading edge anti/dei-icing region of Airbus A340 airplane |
从波音和空客飞机的机翼防除冰区域设置发展趋势来看，有以下共同的特点：1.内侧发动机以内的机翼翼根区域，都不设置防除冰系统；2.逐渐取消了翼尖区域的防除冰系统，只保留机翼中外侧的防除冰区域设置。导致该发展趋势的主要原因是飞机结冰对气动力特性影响深入研究的基础上，在保证飞机结冰飞行安全的条件下减少不必要区域的防除冰系统设置，节约大量能源，是飞机总体性能综合优化设计的表现。
机翼防除冰区域的设置与飞机结冰安全性紧密相关，必须兼顾考虑飞机飞行安全和能源消耗这两方面的问题，防除冰区域设置过大，大量的发动机引热气会带来飞机性能的较大损失，而防除冰区域偏小，可能会威胁飞机飞行安全，因此，机翼防除冰区域设计要求越来越精确。本文通过开展某飞机的机翼前缘展向不同部位结冰对飞机气动力特性的风洞试验研究，为合理精确设计机翼防除冰系统提供重要参考。
2 机翼展向不同部位带冰型风洞试验 2.1 试验系统及方法风洞试验模型及安装支撑方式如图 3所示。本次试验系统主要由内置式六分量机械应变天平、单支杆腹部支撑机构、迎角和侧滑角机构等部件组成。通过内置应变天平测量模型的气动载荷，获得气动力特性数据。
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| 图 3 试验模型及在风洞的安装方式 Fig. 3 Test model installation in wind tunnel |
纵向测力试验采用连续扫描测力方法进行，扫描速度为0.2°/s，采样频率每通道500Hz。横向试验采用步进测力方法，采集方式为采样延时10s、采样时间8s、采样频率每通道500Hz。试验在常压下开展，风洞气流风速为70m/s。
2.2 试验冰型及机翼分段方法本次气动力特性风洞试验所使用的冰型是前期在冰风洞试验中获得的。冰风洞获得冰型的试验条件在表 1给出。如图 4所示，该冰型是典型的羊角冰冰型，由于机翼的三维流动特性，其冰型的形状呈现出扇贝形，通过外形测绘、重新生成并加工获得气动力试验所需的冰模型，冰模型在总体外形上和真实冰型基本相似，但在冰型细节上存在较大差异，文献[4]中，对这种三维特性明显的扇贝形冰型做了真实冰型和简化后冰型的气动力特性对比，研究结果表明，保证了冰的具体尺寸和冰角的位置，其得到的气动力特性结果的误差是可以接受的。
| 液态水含量LWC（g/m3） | 水滴直径D（μm） | 温度T（°C） | 结冰时间t（min） | 速度V(m/s) | 高度（m） | 攻角α（°） |
| 0.489 | 20 | -7 | 22.5 | 105 | 3000 | 1.5 |
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| 图 4 试验冰型外形 Fig. 4 Ice shape of test |
图 5给出了机翼前缘冰型的分段方式。全翼展冰型总共分为四段来进行气动力试验，翼根段冰型ice-1，机翼中段冰型ice-2，机翼中外段冰型ice-3和翼尖冰型ice-4。针对巡航构型和着陆构型，分别对机翼4个部位的结冰开展气动力特性试验。图 6给出了冰型在机翼翼尖区域以及机翼中段区域的安装细节，通过螺钉和胶水把冰型模型粘贴在机翼对应的部位。表 2给出了本次带冰型气动力试验的风洞试验参数。
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| 图 5 机翼前缘冰型的分段方式 Fig. 5 Ice shapesegmentation of the wing leading edge |
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| 图 6 机翼翼尖及中段的冰型安装细节 Fig. 6 Ice shape installation detail of wing-tip and wing-middle |
| 温度T（°C） | 速度V(m/s) | 气压高度（m） | 攻角α（°） |
| 15 | 70 | 300 | -4～22 |
图 7～图 9给出了巡航构型机翼前缘不同部位结冰的升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数的对比，图中标明了每格单元数值大小（下同）。从升力系数曲线来看，翼根结冰ice-1和翼尖结冰ice-4的影响最小，只在失速攻角附近，最大升力系数降低不到0.05；翼根中段结冰ice-2影响最大，失速攻角提前3.5°左右，最大升力系数降低约0.4；中外翼段结冰ice-3的影响也较大，最大升力系数降低约0.3。阻力系数在线性段差异较小，但在小攻角和大攻角区域，冰型引起的气流分离，使得阻力增加明显，其规律同样是ice-2影响最严重、ice-1、ice-4影响较小，ice-3介于两者之间；俯仰力矩曲线同样在线性段影响很小，在大攻角区域冰型的影响规律和升力曲线影响规律一致，机翼中段结冰影响严重。
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| 图 7 巡航构型升力系数曲线对比 Fig. 7 Lift coefficient contrast of cruise configurations |
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| 图 8 巡航构型阻力系数曲线对比 Fig. 8 Drag coefficient contrast of cruise configurations |
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| 图 9 巡航构型俯仰力矩系数曲线对比 Fig. 9 Pitch moment coefficient contrast of cruise configurations |
图 10～图 12给出了着陆构型机翼前缘不同部位结冰的升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数的对比。与巡航构型试验结果对比来看，同样是机翼中段结冰ice-2的影响最严重，最大升力系数降低约0.3，失速攻角降低约5°；但在着陆构型中，机翼中外段结冰ice-3的影响很小。阻力系数、俯仰力矩系数同样是ice-2影响较严重，其余冰型的影响较小。
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| 图 10 着陆构型升力系数曲线对比 Fig. 10 Lift coefficientcontrast of landing configurations |
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| 图 11 着陆构型阻力系数曲线对比 Fig. 11 Drag coefficientcontrast of landing configurations |
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| 图 12 着陆构型俯仰力矩系数曲线对比 Fig. 12 Pitch moment coefficientcontrast of landing configurations |
本文使用CFX商业流体计算软件的κω湍流模型进行流场特性分析。求解边界条件与实验条件一致。文献[15]中使用S-A、SST、κω等湍流模型对标模DLR-F6翼身加短舱构型进行计算分析，研究结果表明，κω模型能很好的捕捉到翼身结合处的分离涡特性，而S-A、SST模型对分离区的预测偏大。
图 13给出了翼根结冰（ice-1）、机翼中段结冰（ice-2）以及机翼中外段结冰（ice-3）在9°攻角下的机翼上翼面的压力云图分布和流动特性。计算结果表明，在9°攻角下，翼根结冰对机翼流动特性影响很小，机翼上翼面没有气流分离，但机翼中段及中外段结冰，都引起了机翼上翼面气流分离，特别是翼根中段结冰，导致上翼面大面积分离。数值计算从流动机理上直观给出了机翼各段结冰对流动特性的影响，跟上文的风洞气动力特性试验结果吻合。
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| 图 13 机翼前缘不同区域结冰的流动特性（攻角9°） Fig. 13 Flow characteristic of ice Accretion in different wing span sections |
通过开展机翼不同部位结冰气动力特性影响试验及流动特性计算分析，获得了某飞机巡航构型、着陆构型机翼不同部位结冰的气动力特性和机翼流动特性细节。试验结果表明：
(1）巡航构型下，机翼不同部位结冰，翼根区域结冰对飞机气动力特性影响很小，机翼中段及外侧结冰影响较大；
(2）着陆构型下，机翼不同部位结冰，翼根、翼尖区域结冰影响很小，机翼中段结冰影响较大；
(3）巡航构型机翼不同部位结冰的分离特性表明，翼根区域结冰没有导致机翼气流的严重分离，而机翼中外段结冰会导致上翼面大面积气流分离，导致飞机气动力特性恶化；
(4）防除冰系统设计时，应该考虑对气动力特性影响严重的区域设置防除冰系统，对气动力影响很小的区域不设置防除冰系统；
(5）不同飞机机翼的气动力特性有较大差异，本文提出的机翼展向防除冰区域设置的研究思路及方法应根据不同飞机机翼结冰后气动力特性来决定相应的防除冰区域位置。
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