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民用飞机适航用临界冰形的确定及验证
周峰1, 冯丽娟2, 徐超军1, 赵克良1, 韩志熔1    
1. 上海飞机设计研究院, 上海 201210;
2. 中航商用发动机有限责任公司, 上海 200241
摘要: 对民用飞机结冰适航取证用临界冰形确定及验证进行研究。在民用飞机结冰适航取证过程中,首先需要确定临界冰形,为结冰后的性能和操稳评估提供冰形输入。首先确定临界冰形的判断标准,制定临界冰形确定的工作思路;然后采用SADRICE结冰数值软件开展结冰冰形参数的敏感性分析,获取临界结冰条件;最后通过冰风洞试验对参数敏感性结论进行验证。结果表明数值模拟参数敏感性分析结论与冰风洞试验结果一致,数值模拟所得临界冰形上冰角与冰风洞试验一致,下冰角存在一定差异,但不影响冰形临界性判断结论。参数敏感性分析所得临界结冰条件以及冰风洞试验所得临界冰形正确,可作为结冰适航取证临界结冰条件及临界冰形。临界冰形确定思路、方法可为其他民用飞机结冰适航取证提供参考。
关键词: 结冰     适航     临界冰形     参数敏感性     冰风洞    
Determination and verification of critical ice shape for the certification of civil aircraft
Zhou Feng1 , Feng Lijuan2, Xu Chaojun1, Zhao Keliang1, Han Zhirong1     
1. Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210, China;
2. AVIC Commercial Aircraft Engine Co., Ltd., Shanghai 200241, China
Abstract: Ice accretion of civil aircraft has been a major concern to flight safety. The civil aircraft must show compliance with the airworthness icing regulation to make sure that the aircraft can fly safely under the icing condition. The critical ice shape is the most important input for the evaluation of performance/stability and control under the icing condition, and therefore it must be determined at the very begining of ice certification. Firstly, the standard of the critical ice shape is set up, and the procedure of the critical ice shape determination is proposed. Then, the sensitivity of the icing conditions has been analysed by SADRICE code, and the critical icing condition is obtained. Icing wind tunnel tests have been conducted in Italian Aerospace Research Center to verify the critical icing condition. The test results show great agreement with numerical simulation results. It is found that MVD=20μm, RAT=0℃ is the most critical icing condition for the aircraft under research. Test and numerical resuts of the angle and height of the ice shape upper horn are the same, testifying the correctness of the sensitive analysis and the relevant critical icing condition. The critical ice shape can be used in aircraft icing certification. This is of value to other aircrafts icing certifications.
Key words: icing     certification     critical ice shape     sensitive analysis     icing wind tunnel    
0 引 言

当飞机经过含有过冷水滴的云层时,在其不同部位上(如螺旋桨、发动机进气口、空速管、机翼及尾翼等)将会发生结冰现象[1]。结冰将会导致升力下降,阻力上升,并且容易导致飞机过早失速,对飞机的操纵性和稳定性有很大的影响,严重时将会导致无法挽回的飞行事故[2, 3, 4]

飞机结冰严重威胁着各类飞机的飞行安全,民用航空适航规章CCAR(China Civil Aviation Regulation)25部[5]对结冰条件下的飞行做了严格规定,民用客机为了取得适航证,必须表明对适航规章中结冰条款的符合性。

民机结冰适航取证过程中,需要对飞机在结冰后各个飞行状态下的操稳和性能品质进行评估,并开展各类试飞工作[5, 6, 7]。适航条款对飞机的操纵性、稳定性以及机动能力提出很多验证项目,需要证明飞行中飞机带冰之后整个飞机仍然可以安全操纵,能够完成飞行的基本任务,以表明结冰的气象条件对飞机飞行安全不构成威胁;同时还需要确定结冰后对性能(发动机推力性能,起降性能、失速特性等)的影响量,以便对飞行员在结冰条件下如何安全驾驶给予参考说明。

根据咨询通告AC(Advisory Circular)25.1419《运输类飞机结冰条件下飞行合格审定》,要进行飞机结冰后气动特性以及性能、操稳分析,首先需要确定各个飞行状态以及不同的大气条件下飞机的临界结冰条件,并根据这些条件,确定用于适航取证的临界冰形[6, 7]

虽然美国联邦航空管理局FAA (Federal Aviation Administration)公开发布了一些资料文献用于指导工业方进行结冰适航取证,但是对于临界冰形的确定及验证技术(结冰适航取证工作思路、流程、工具和方法等一系列的技术体系),国外是进行严格的技术封锁的。

而在我国首架喷气涡扇支线客机ARJ21-700飞机适航取证FAA影子审查过程中,结冰适航取证是FAA最为关注的影子审查项目之一,FAA对结冰适航审查的严苛程度也可见一斑。

本文以国内某民用飞机结冰适航取证为例,对临界冰形确定及验证进行研究:首先给出临界冰形判断原则;然后通过数值模拟方法对结冰参数进行敏感性分析,得到临界结冰条件以及相应临界冰形;最后开展冰风洞试验对数值模拟结论进行验证。本文临界冰形确定思路、方法以及最终结论可为其他相关飞机型号结冰设计以及适航取证提供直接参考。

1 临界冰形的判断标准 1.1 临界冰形定义

FAA飞机结冰计划-12A工作组(下文简称12A工作组)对临界冰形的定义如下:在结冰合格审定包线内能够产生的、在适用飞行阶段对飞机的性能和操纵品质有最不利影响的具有几何形状和特征的冰型。

12A工作组对临界冰形的定义与AC25.1419《运输类飞机结冰条件下飞行合格审定》等相关咨询通告对临界冰形的定义类似,但12A工作组将目光关注于结冰冰形及其特征上。

1.2 不同部件临界冰形判断原则

2A工作组对冰形外形特征的描述主要包括冰形厚度、冰角特征,如图 1所示。图中h即为冰角厚度,θ表示上冰角张角,x为冰形弦向相对位置。

图 1 结冰冰形外形特征示意图 Fig. 1 Definition of characteristic dimensions

在获得结冰位置、冰形厚度、冰角大小等参数后,从对气动力的影响角度来对机翼和平尾上的临界结冰条件进行判断。12A工作组同时给出了临界冰形外形的一般特征:结冰冰角在升力方向具有最大的投影高度。如图 1hv所示,hv最大者对应的冰形为临界冰形。

基于以上原则给出机翼、平尾上临界冰形的判断原则如下:

(1)对于机翼,升力的影响是最重要的,上表面冰角对升力形态破坏最严重,因此,在其他主要冰形参数相同的情况下,上翼面冰角的高度越大就越临界;

(2)对于平尾,平尾的可操纵性是最重要的,在其他主要冰形参数相同的情况下,下表面结冰冰角对飞机操稳品质影响较大,因此,下表面冰角的高度越大,就越临界。

2 临界冰形确定的思路

影响适航用临界冰形的因素有飞机飞行状态和CCAR25部附录C结冰气象条件。飞机飞行状态包括:飞机构型、飞行重量、重心、飞行速度Ma、高度H、迎角α和飞行时间。结冰气象条件包括:环境温度SAT(Static Air Temperature)、液态水含量LWC(Liquid Water Contain)、平均水滴直径MVD(Medium Volume Diameter)。

根据咨询通告AC25.1419以及12A工作组结论,通常45min“待机冰形”即为飞机临界结冰冰形。本文在分析时飞机构型选为待机构型,重量、重心、飞行速度、高度与飞机所定义的待机状态保持一致。因此本文将在特定飞行条件下,对结冰气象条件进行参数敏感性分析,根据临界冰形判断原则,确定临界结冰条件以及相应的临界冰形。在此基础上开展风洞试验验证,以表明临界结冰条件的正确性,以及计算临界冰形与风洞试验的一致性。

按照上述思路,临界结冰冰形的确定流程如图 2所示:

图 2 临界冰形确定的工作思路 Fig. 2 Flow chart of critical ice shape determination
3 临界冰形确定 3.1 冰形计算方法介绍

本文采用SADRICE结冰计算软件进行结冰计算,该软件通过求解二维可压NS方程获得二元翼型空间流场;通过拉格朗日法求解水滴运动轨迹,并计算水滴收集系数[8, 9, 10, 11];通过改进的Messinger热力学模型[12]求解结冰过程中的传质传热[13],最终获得结冰冰形,具体过程见参考文献[8, 9, 10, 11, 12, 13, 14, 15, 16, 17, 18]

图 3为软件验证结果,计算翼型为NACA0012翼型。由图 3可知,SADRICE结冰计算软件与冰风洞试验结果吻合很好,能够作为本文结冰计算的软件。

图 3 SADRICE结冰计算软件算例验证 Fig. 3 SADRICE simulation results
3.2 参数敏感性分析思路

CCAR25部附录C结冰气象条件如图 4所示,结冰气象条件为一个包线范围,对于MVD、LWC以及SAT,已知其中任意2个参数,就能确定第3个参数。在参数敏感性分析时,固定其他参数,逐个考察结冰冰形对单个参数的敏感性。

图 4 CCAR25部附录C结冰气象条件 Fig. 4 Icing condition of appendix C

根据JAR AMJ 25.1419建议以及12A工作组建议,对于固定翼飞机,总温接近0℃时,更易生成双角冰。因此本文首先令环境总温RAT(Recovered Air Temperature)=0℃,根据来流速度得到对应的来流静温;在此基础上改变MVD,计算不同MVD对应冰形,并根据临界冰形判断原则确定严重结冰冰形对应的MVD;最后采用获得的MVD,改变环境总温RAT,最终确定严重结冰冰形对应的温度条件。

其中,总温RAT与静温SAT、速度Ma的关系如下:RAT=SAT(1+η×(γ-1)/2×Ma2),□为温度恢复因子,一般取值0.9;γ为比热比,取值1.4;在SAT、MVD确定的情况下,LWC可由图 4查得。

3.3 MVD参数敏感性分析

本文以某国产支线飞机机翼以及平尾剖面为例,进行参数敏感性分析,机翼剖面翼型为超临界翼型,平尾剖面翼型为NACA对称翼型。通过对机翼、平尾2种不同类型翼型结冰参数敏感性分析,以期获得相同的参数敏感性分析结论。飞机待机状态飞行参数如表 1所示。

表 1 待机状态飞行参数 Table 1 Holding flight condition
速度/(m·s-1)高度/mα/(°)RAT/℃
13750003.60

根据CCAR 25部附录C,通常考虑的MVD范围为15~40μm。MVD大小直接关系到水滴撞击极限以及收集系数,影响结冰范围以及结冰量。同时,由图 4可知,随着MVD的增加,空气液态水含量LWC将减小,而最终结冰量与收集系数以及LWC有关。

图 5给出了机翼不同剖面处(剖面1和剖面2,见图 5中Section 1和Section 2)MVD参数敏感性分析结果,图 6给出了平尾处MVD参数敏感性分析结果。由图 56可知,MVD=18、20和25μm时冰角高度较大,MVD=20μm时冰角高度最大,对应的冰形最为临界。

图 5 不同机翼站位MVD参数敏感性分析 Fig. 5 MVD sensitive analysis for wing sections

图 6 平尾MVD参数敏感性分析 Fig. 6 MVD sensitive analysis for horizontal tail
3.4 温度参数敏感性分析

飞机结冰一般发生在0~-20℃的温度范围内,尤其在-2~-10℃的范围内,遭遇结冰的次数最多,而强烈结冰主要发生在-2~-8℃的温度范围内。当温度较低时,通常情况下结霜冰(楔形冰)而温度较高时,易结光冰(羊角冰)。霜冰一般是流线型的,其粗糙度容易导致流动转捩提前、附面层加厚,从而增加阻力,降低升力,对飞机的安全飞行有一定的威胁。光冰一般是非流线型的,它通常使翼型的几何外形发生急剧变化,在角状冰之后容易引起大范围的流动分离,从而急剧增加阻力,降低升力,严重威胁飞机的安全飞行。而总温在0℃附件时一般生成光冰,因此一般情况下总温在冰点附近时,飞机翼面结冰更为临界。

图 7为机翼不同剖面处温度敏感性分析结果,图 8为平尾处温度敏感性分析结果。从图 78中可以看出总温RAT=0℃时,机翼和平尾上对应的冰形最为临界。

图 7 不同机翼站位温度敏感性分析 Fig. 7 RAT sensitive analysis for wing sections

图 8 平尾温度敏感性分析 Fig. 8 RAT sensitive analysis for horizontal tail
3.5 参数敏感性分析结论

由MVD、RAT的参数敏感性分析结果,在机翼、平尾剖面上得到一致的参数敏感性分析结论:MVD=20μm、RAT=0℃对应的结冰冰角在升力方向投影最高,相应的冰形最为临界。

4 冰风洞试验验证

本文对参数敏感性分析结果以及相应的数值模拟获得的冰形进行冰风洞试验验证,冰风洞选取意大利CRIA冰风洞,试验模型选取机翼剖面1。如图 9所示,试验模型竖直安装于试验段,冰风洞试验状态如表 2所示。

图 9 冰风洞及试验模型 Fig. 9 Icing wind tunnel test model

表 2 冰风洞试验验证状态 Table 2 Icing wind tunnel condition
υ/(m·s-1)MVD/μmRAT/℃LWC/(g·m-3)t/min
13715
180
20-2.5附录C22.5/45
25-5.0
30

冰风洞试验结果如图 1011所示。图 10为MVD参数敏感性试验结果,由图可知MVD=20μm时,冰角高度最大,冰形最临界,与计算分析结果一致。而MVD=15μm时冰角高度次之,且结冰量最大,这与该状态LWC较大有关。

图 10 MVD参数敏感性冰风洞试验 Fig. 10 Wind tunnel result of MVD sensitive analysis

图 11 温度参数敏感性冰风洞试验 Fig. 11 Wind tunnel result of RAT sensitive analysis

图 11为温度参数敏感性试验结果,由图可知总温RAT=0℃时,冰角高度最大,冰形最临界,与计算分析结果一致。

图 1011风洞试验验证结果显示,数值模拟所得参数敏感性结论与冰风洞试验结果一致。

图 12为数值模拟所得临界冰形与风洞试验临界冰形对比结果,结冰时间为45min。由图 12可知,数值模拟与冰风洞试验所得临界冰形上冰角吻合较好,下冰角差异较大,数值模拟没有捕捉到下冰角,但这不影响临界冰形的判断。

图 12 数值模拟与冰风洞试验临界冰形对比 Fig. 12 Critical ice shape comparison between simulation and wind tunnel test

对于下冰角的差异,主要原因是数值模拟中对流换热系数求解以及溢流模型还不够完善,尤其是翼型驻点以下区域对流换热系数的求解,导致很难准确捕捉下冰角。

通过以上分析可知,数值模拟参数敏感性分析结论与冰风洞试验验证结果完全一致,数值模拟临界冰形上冰角与冰风洞试验所得临界冰形上冰角吻合较好。由此可见数值模拟方法可靠,所得参数敏感性结论正确。

5 结 论

本文对结冰适航取证用临界冰形确定及验证进行了研究。首先对临界冰形的定义以及判断原则进行说明,然后制定临界冰形确定思路,在此基础上通过参数敏感性分析方法确定临界结冰条件以及冰形,最后通过冰风洞试验对临界结冰条件以及冰形进行验证,得到以下结论:

(1)SADRICE结冰计算软件可靠,可以作为本文临界冰形确定的工具;

(2)临界冰形确定思路合理、可行,参数敏感性分析结论正确:MVD=20μm、RAT=0℃时结冰条件最为临界(本结论仅限本文研究对象);

(3)数值模拟临界冰形主要特征与冰风洞试验结果一致:上冰角基本重合;受数值模拟模型的限制,未能捕获下冰角,但不影响冰形临界性结论。

参考文献
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http://dx.doi.org/10.11729/syltlx20160019
中国航空学会和北京航空航天大学主办。
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周峰, 冯丽娟, 徐超军, 赵克良, 韩志熔
Zhou Feng, Feng Lijuan, Xu Chaojun, Zhao Keliang, Han Zhirong
民用飞机适航用临界冰形的确定及验证
Determination and verification of critical ice shape for the certification of civil aircraft
实验流体力学, 2016, 30(2): 8-13
Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2016, 30(2): 8-13.
http://dx.doi.org/10.11729/syltlx20160019

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收稿日期: 2015-12-22
修订日期: 2015-03-02

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