胡義明

中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所

現(xiàn)行的無/有人直升機(jī)積冰適航規(guī)章中不包含過冷大水滴（SLD）氣象條件。SLD的積冰過程中存在水滴變形、破碎和飛濺等動(dòng)力學(xué)行為，積冰情況更為復(fù)雜。本文建立了過冷大水滴的計(jì)算模型，對(duì)旋翼槳葉翼型進(jìn)行了SLD環(huán)境下的撞擊特性計(jì)算以及積冰特征研究，分析了帶冰翼型的氣動(dòng)特性，為國內(nèi)高原型無/有人直升機(jī)適航安全等級(jí)的升級(jí)提供了依據(jù)。

由于低空和低速的使用特點(diǎn)，直升機(jī)相較于固定翼飛機(jī)在飛行時(shí)更容易遭遇結(jié)冰狀況，并且直升機(jī)飛行狀態(tài)復(fù)雜，旋翼既是升力裝置又是操縱裝置，因此旋翼積冰對(duì)飛行品質(zhì)的影響更加嚴(yán)重，直升機(jī)積冰適航審定工作的重要性和必要性也就不言而喻。早期的FAR-25部附錄C對(duì)于固定翼飛機(jī)積冰條件下的設(shè)計(jì)規(guī)范中沒有包含過冷大水滴（Supercooled Large Droplet，簡 稱SLD）氣象條件，使得SLD的積冰在航空運(yùn)營中沒有得到有效的預(yù)防和處理，航空史上由此引發(fā)的事故不在少數(shù)。后來FAA相繼發(fā)布了SLD修訂通告以及有關(guān)SLD最新的140修正案，在附錄O中正式提出了SLD環(huán)境下的適航符合性驗(yàn)證要求。

然而，對(duì)于有人直升機(jī)的積冰適航審定來說，SLD還未列入相關(guān)適航規(guī)章當(dāng)中。運(yùn)輸類旋翼航空器在積冰環(huán)境下的適航審定主要按照美國的FAR-29部來進(jìn)行，F(xiàn)AR-29部附錄 C里面規(guī)定的結(jié)冰包線內(nèi)水滴直徑范圍不包含SLD。而有關(guān)無人直升機(jī)的適航標(biāo)準(zhǔn)還在建立當(dāng)中，國內(nèi)最新發(fā)布的《中高風(fēng)險(xiǎn)無人直升機(jī)系統(tǒng)適航標(biāo)準(zhǔn)（試行）》使用范圍也不包括積冰條件下的飛行。

隨著應(yīng)用場景的拓展，高原型無/有人直升機(jī)的需求將會(huì)越來越大，面對(duì)復(fù)雜的高原氣象條件，將來很大概率會(huì)補(bǔ)充相關(guān)SLD的適航驗(yàn)證條例。因此，面對(duì)不斷更新的適航審查條款，對(duì)過冷大水滴開展相關(guān)數(shù)值模擬研究工作對(duì)促進(jìn)國內(nèi)無/有人直升機(jī)適航事業(yè)發(fā)展和推進(jìn)積冰深層次的研究來說就具有重要的現(xiàn)實(shí)意義。

國內(nèi)在過冷大水滴的數(shù)值模擬研究方面也取得了一些成果：主要集中于對(duì)水滴撞擊特性和結(jié)冰外形計(jì)算研究。上海交通大學(xué)的李海星、劉洪等人的冰風(fēng)洞撞擊結(jié)冰實(shí)驗(yàn)首次完整展示了 SLD 撞擊異常結(jié)冰的現(xiàn)象，并指出大粒徑是造成異常結(jié)冰的原因。

SLD計(jì)算模型

SLD與翼面碰撞前，在氣動(dòng)剪切力的作用下外形會(huì)發(fā)生改變，由球體變?yōu)楸馄降膱A盤形，水滴阻力系數(shù)也隨之劇增。在近壁面附近，水滴受氣動(dòng)剪切力的作用變得更加明顯，直到某一時(shí)刻發(fā)生破裂并以若干個(gè)小水滴的形式釋放，小水滴隨后會(huì)與機(jī)體表面發(fā)生撞擊，可能會(huì)出現(xiàn)粘附、鋪展、反彈、飛濺等多種現(xiàn)象。這也意味著對(duì)常規(guī)過冷水滴作的假設(shè)就不再適用于SLD，需要進(jìn)一步研究以建立SLD的計(jì)算模型。SLD的撞擊過程如圖1所示。

圖1 SLD的撞擊過程。

液滴變形與破碎

水滴在發(fā)生破碎之前必然會(huì)先發(fā)生形變，我們可以認(rèn)為破裂過程的實(shí)質(zhì)就是由單個(gè)大水滴破裂成為若干個(gè)穩(wěn)定的水滴并附著在翼面上。

SLD發(fā)生變形直到破碎的過程中，采用臨界韋伯?dāng)?shù)Wec來作為判別的依據(jù)，經(jīng)驗(yàn)公式為：

上式中：Oh—Ohnesorge 數(shù)，取值和液滴粘性有關(guān)。

算例驗(yàn)證與分析

選用不同的旋翼槳葉翼型，針對(duì)不同工況，對(duì)SLD環(huán)境下的撞擊特性、積冰特征、帶冰翼型的氣動(dòng)特性進(jìn)行算例驗(yàn)證與分析，計(jì)算流程如圖4所示。

SLD的撞擊特性驗(yàn)證

選用NACA23012 翼型，特征長度0.9144m，對(duì)其進(jìn)行SLD環(huán)境下的撞擊特性計(jì)算與分析，為了方便與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，選取的算例和工況如下表1所示，計(jì)算該工況下的局部水收集系數(shù)，結(jié)果如圖5所示。

圖5 水收集系數(shù)對(duì)比圖。

表1 SLD環(huán)境下的撞擊工況。

通過分析對(duì)比圖5中的（a）、（b）圖可以看出，在加入SLD模型后，翼面上的局部水收集系數(shù)減小，撞擊極限也發(fā)生了較為明顯的下降。這是由于SLD與翼面發(fā)生撞擊的過程中，水滴產(chǎn)生了飛濺效應(yīng)，導(dǎo)致入射水滴的質(zhì)量發(fā)生了損失，從而使得翼型表面的局部水滴收集系數(shù)降低；與此同時(shí)，撞擊過程中發(fā)生的變形和破碎，會(huì)使得過冷水滴受流場氣流的影響更加強(qiáng)烈，導(dǎo)致水滴會(huì)在原本撞擊極限的位置遠(yuǎn)離機(jī)翼而不發(fā)生撞擊，因此撞擊極限會(huì)明顯減小。

SLD積冰特征計(jì)算

選用的初始翼型為 NACA0012 翼型，特征長度0.5334 。為了驗(yàn)證計(jì)算方法的可靠性，方便與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，表2列出了具體工況。圖6是數(shù)值模擬與試驗(yàn)的冰形對(duì)比圖。

表2 SLD環(huán)境下的積冰工況。

圖6 冰形對(duì)比圖。

從圖6整體冰形上看，計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)比較接近，冰形在前緣處吻合良好，而在上下收集極限處有一定誤差，這可能是本文設(shè)置的積冰時(shí)間步長較大的緣故。接著計(jì)算積冰時(shí)間分別為60s、120s、300s的冰形，結(jié)果如圖7所示。

圖7 不同積冰時(shí)刻的冰形對(duì)比。

分析圖7可知，隨著積冰時(shí)長的增加，在翼型前緣駐點(diǎn)的上游和下游位置容易形成角冰，這個(gè)位置屬于“水滴碰撞較強(qiáng)，而空氣對(duì)流劇烈”的區(qū)域，非常有利于粒徑較大的過冷水滴在發(fā)生碰撞后產(chǎn)生積冰效應(yīng)，同時(shí)，高速的氣流更加有利于表面溫度的冷卻，這使得積冰外形的角狀特征更為突出。

接下來以算例Case2為對(duì)比，其他條件保持一致，積冰時(shí)間為336s，改變SLD的平均容積直徑，計(jì)算對(duì)比冰形增長情況，表3列出了對(duì)比算例的具體工況，計(jì)算結(jié)果如圖8所示。

表3 對(duì)比工況。

圖8 不同MVD下的冰形對(duì)比。

圖8是不同MVD下冰形的對(duì)比圖，可以看出，在其它條件相同的情況下，隨著SLD的平均容積直徑的增大，積冰范圍也隨之增大。MVD從70μm增大為160μm之后，冰形產(chǎn)生了很明顯的變化，積冰范圍幾乎成倍增長；隨著水滴平均容積直徑的繼續(xù)增加，到了250μm以后，冰形變化不大，只是積冰范圍有所加大，這是因?yàn)楫?dāng)水滴直徑超過一定范圍以后，水滴在運(yùn)動(dòng)過程中主要受到自身慣性力的作用，氣動(dòng)力對(duì)其的影響越來越小。因此，水運(yùn)動(dòng)軌跡相差不大，冰的形狀也沒什么變化。

SLD持續(xù)積冰下的氣動(dòng)損失分析

對(duì)于適航而言，其最關(guān)心的無異于“在過冷大水滴這種危險(xiǎn)環(huán)境之下飛機(jī)是否還具有安全性”，“如果經(jīng)歷過冷大水滴環(huán)境，其能忍受的裕度又有多少”。

為了對(duì)上述兩個(gè)問題進(jìn)行探究，本文將對(duì)NACA0012翼型（特征長度0.9144m）進(jìn)行SLD環(huán)境下持續(xù)積冰的數(shù)值仿真，并對(duì)其積冰后的氣動(dòng)特性進(jìn)行分析，為SLD環(huán)境下的積冰適航提供應(yīng)用基礎(chǔ)。Case5從CFR25部的附錄C中選取計(jì)算條件，具體工況如表4所示，冰形計(jì)算結(jié)果如圖9所示。

圖9 持續(xù)積冰下的冰形特征。

表4 SLD環(huán)境下持續(xù)積冰的工況。

圖9是NACA0012翼型持續(xù)積冰下的冰形特征圖，從積冰形態(tài)上看，機(jī)翼經(jīng)過30s，90s的冰形態(tài)積累，最終在180s 形成角冰，這是因?yàn)槭堋皬?qiáng)碰撞，強(qiáng)對(duì)流”特征的影響，在駐點(diǎn)上下游的區(qū)域積冰速率會(huì)加快從而形成角冰。

從飛機(jī)層面上看，將Case5與Case4的冰形結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，前者NACA0012翼型特征長度為0.9144m，主要積冰位置在X/C≤0.04的區(qū)域，而后者的翼型特征長度為0.5334m，主要積冰位置在X/C≤0.06的區(qū)域，由此可知，沿旋翼展向位置，翼型前緣的過冷大水滴積冰特征會(huì)更為嚴(yán)重。

接下來對(duì)NACA0012翼型持續(xù)積冰下的氣動(dòng)特性進(jìn)行計(jì)算分析，從而得到持續(xù)積冰下的升力、阻力系數(shù)變化圖，結(jié)果如圖10至圖11所示。

圖10給出了NACA0012翼型在持續(xù)積冰下的升力系數(shù)隨攻角變化的曲線圖。由圖10可以看出，機(jī)翼在持續(xù)積冰的情況下，升力系數(shù)也在一直減小。升力系數(shù)CL由干凈流場情況下的最大值1.45一直下降到積冰180s后的0.9，其損失率約為38%。

圖10 積冰下升力系數(shù)隨攻角變化的曲線圖。

圖11是NACA0012翼型持續(xù)積冰下的阻力系數(shù)隨攻角變化的曲線圖，可以看出機(jī)翼在積冰后，阻力系數(shù)明顯增大；隨著持續(xù)積冰時(shí)間的增加，翼型的阻力系數(shù)受攻角的影響程度逐漸增大，對(duì)飛行安全的威脅也就越大。

圖11 積冰下阻力系數(shù)隨攻角變化的曲線圖。

結(jié)論

本文建立了SLD的變形、破碎、反彈、飛濺等動(dòng)力學(xué)特性計(jì)算模型，并通過算例對(duì)不同旋翼槳葉翼型進(jìn)行了過冷大水滴的撞擊特性研究，分析了SLD環(huán)境下的積冰特征以及持續(xù)積冰下的適航安全特性，為國內(nèi)高原型無人/有人直升機(jī)適航安全等級(jí)的升級(jí)提供了依據(jù)。

算例計(jì)算結(jié)果表明：由于水滴飛濺效應(yīng)導(dǎo)致水滴最大收集系數(shù)減??；同時(shí)，由于水滴破碎的因素，使得撞擊極限也明顯減??；在翼型前緣駐點(diǎn)的上下游兩側(cè)位置容易形成角冰；SLD持續(xù)積冰會(huì)導(dǎo)致直升機(jī)的氣動(dòng)性能下降嚴(yán)重。