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 of
research on aircraft icing dynamics
Ji 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
飞机迎风面结冰会对飞机的性能造成一系列不利
引言 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、
飞机在结冰气象条件下飞行时，过冷水滴撞击到
压力分布改变、振动、边界层过早分离以及操纵性能
其迎风面（如机翼、风挡玻璃、发动机进气口、环境
下降等；发动机进气口及冷风道进气口结冰会导致引
控制系统冷风道进气口及各种传感头等）时会结冰，
气量不足，同时若冰层脱落，会损坏进气口内部的部
如果迎风表面温度低于零度，即使水滴的温度高于零
件；风挡玻璃结冰会阻挡飞行员视线；测压测温传感[1][2]
度，也有可能结冰。图1为美国Safty Advisor提供[1]
头结冰会导致测量结果出现很大误差。飞机结冰严
的实际飞行过程中螺旋桨及机翼结冰情况。
重影响飞行安全，因此飞机结冰的研究在美国、法国、
[3][4][5][6]
德国、加拿大等发达国家均受到很大的重视。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]：
图1 飞行过程中螺旋桨和机翼结冰图
(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，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
[14]
桨结冰试验机和S3 Viking双发涡扇结冰试验机。
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
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
35
以及试验方法来回答设计指标并满足适航审定要求。
要用于研究飞机不同部件迎风表面和结冰探测器的机2
1DL30
)
℃(
T 25
2010:35
10:2010:2510:3010:35
554
1DL50
45
)
℃
(40
T 35
30
10:35
2510:2010:25
10:3010:35
65
61D60L5550
)
℃
(T45
403530
10:35
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458
1DL40
35
30
25
10:35
2010:20
10:25
t(hh:mm)
10:3010:35
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
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。
在防/除冰系统设计阶段，通过冰风洞试验可确定飞机各部件结冰形态、结冰的冰形及其结冰区、结冰量和结冰速率，从而确定结冰容限及必须防/除冰的表面，为系统提供安全设计的依据，确定系统的方案形式及最小需用功率。冰风洞可对已有飞机防/除冰系统现有进行验证试验，即在结冰状态下检查系统防/除冰功能，判断设计的正确性、合理性，并对飞机结冰探测器进行验证试验。
冰风洞试验可以直接观测结冰过程，并可以直接测量结冰对飞机性能的影响，但是投资大，周期长。国外在这方面的研究工作得到了较好的开展，而我国尚无用于研究翼面结冰和验证飞机防冰系统的冰风洞[7]
，与国外相比，无论从设备人才、理论实践、思维观念上均滞后许多年。目前，中国空气动力发展研究中心正在建设用于此类研究的大型冰风洞。
目前，武汉航空仪表厂拥有国内第一座用于航空仪表试验用小型冰风洞，其技术指标为：高速试验段试验风速为10～200m/s，低速试验段风速为10～
190m/s，试验空气静温为-30℃，高速试验段试验的截
面为180×280mm2 ，低速试验段的截面为180×460mm2
。该风洞主要用于各种航空仪表（攻角传感器、空速管、结冰信号器和大气总温传感器）的结冰、防冰模拟和验证试验；图4为其原理图。进行了多项有关航空机载产品的冰成型研究，创建了冰成型数据库，积累了不少经验，为充实飞机结冰动力学迈出了可贵的一步。
图4 武汉仪表厂冰风洞
3数值模拟研究
从20世纪50年代起，由于经济有效、适范围广等特点，国外将数值模拟应用到飞机结的研究中，主
要研究内容有[13]
：
(1) 求解Euler方程获得结冰表面外空气流场； (2) 过冷水滴的运动方程和数值模拟方法；
(3) 建立冰型的生长模型，进行结冰过程数值模拟研
究；
(4) 根据结冰情况，用数值模拟的方法进行防冰系统
的设计；
(5) 结冰对机翼气动特性影响的数值模拟研究。
美国、加拿大、法国、英国及意大利等发达国家已经进行了大量的研究工作，20世纪90年代以后，相继出现了一些结冰预测软件，例如美国的LWICE，法国ONERA，英国的DRA，意大利的CIRAMIL，加拿大的 FENSAP-ICE，这些软件在飞机防/除冰系统的计中发挥了很大的作用，其中加拿大的 FENSAP-ICE 引导
着第二代结冰预测研究[13]
。
进行结冰数值模拟时，首先计算空气流场，然后根据流场计算出水滴的运动轨迹，继而得出水滴收集系数，再结合结冰热力学模型，得出一个时间步长内结冰表面各离散点的结冰量，并以此更新离散点的坐标，重复这个过程直到达到了指定的时间为止。整个计算过程中表面的形状不断变化，需要在计算过程中对移动的边界进行合理的处理；并且，结冰过程中表面往往会产生一定粗糙度，还需要合理的考虑粗糙度对换热的影响。
国内飞机结冰数值模拟研究工作开展的较晚，还没有成熟的结冰数值模拟软件；其主要内容包括水滴撞击特性、结冰过程的数值模拟和结冰对气动特性的
影响。杨倩、常士楠和袁修干[21]
对发动机进气道外的水滴撞击特性采用Largrange方法进行了数值模拟；
张大林等[22] [23]
在国内首次采用第二代结冰软件思想
的Euler方法进行了水滴撞击特性研究。蒋胜矩，李
凤蔚[24]
对NACA0012翼型进行了结冰的数值模拟研究，求解N-S方程，采用Lagrange法求解水滴运动轨迹，
并考察了气动特性随结冰时间的变化；易贤[25]
进行了机翼霜状冰的数值模拟，计算中求解不可压N-S方程，
采用Lagrange法求解水滴轨迹。张小莉、陈迎春[26]
采用国外的实验数据冰形，对多段翼型的气动特性进行了数值模拟研究和风洞实验研究。林桂平、陆志良、杨胜华、卜雪琴、郭同庆、鲁岱晓等对飞机结冰过程、结冰翼型、结冰多段翼型以及三维结冰机翼的气动特性进行了深入的研究。其他还有很多科研院所和高校科研团队不断加入到飞机结冰研究中来。
由于涉及水滴撞击特性、传质传热等诸多学科，结冰计算模型（如广泛采用的Messinger结冰模型等）还不完善，计算结果也不甚理想；结冰影响分析实质上就是非光滑复杂外形的数值模拟，受限于CFD技术中的湍流模拟、流动分离等复杂问题的分析，其计算模型及空间时间格式等也需要进一步的改进和完善。另外在不具备冰风洞的条件下，结冰试验数据的缺乏制约了对结冰数值模拟软件准确性的评判和改进，研究方法和内容与国外还有很大的差距。
4讨论
飞机结冰是一个复杂的传热传质过程，涉及到流体力学、传热学、气象学等多个领域。三种研究航空结冰动力学的方法各有优缺点，互相补充。其中工程估算适用范围比较小，同时也无法模拟结冰过程，因此在飞防/除冰系统设计的前期阶段进行性能分析；冰风洞试验可以直接观测到结冰程，并且可以直接测量结冰对性能的影响，但是相对来说投资大，周期长；飞行试验对结冰外形的测量较冰风洞模拟更真实可靠，但结冰气象条件不容易遇到，试验受到气象、安全等诸多因素制约。不具备冰风洞实验条件时，数值模拟是一种经济的替补手段，通过对实际问题进行合理简化后建立数学模型，采用数值计算方法进行各种条件下结冰过程的数值模拟，并可在计算得到冰形后对结冰后的飞机气动特性进行分析。计算机、计算流体力学以及数值传热学的发展会使数值模拟在航空结冰动力学研究中发挥越来越重要的作用。
综合国内外相关文献，尽管与国外仍然存在一定差距，国内航空结冰动力学研究仍然取得了一些进步，为满足大型运输类飞机等新机的研制需求，需要对以
下几个方面进行深入研究：
(1) 研究冰风洞试验技术，建立并完善相似准则； (2) 与民机飞机适航审定结合，探索新的飞行试验方
法，研究与结冰相关的适航验证技术，建立飞机防/除冰系统的试飞标准；
(3) 结合冰风洞以及飞行试验数据，修正数值模拟模
型，最终形成自主的结冰预测软件。 参考文献
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[22] 张大林，杨曦，昂海松.过冷水滴撞击结冰表面的数值模
拟.航空动力学报，2003，18(1):87-91
[23] 张大林，陈维建.飞机机翼表面霜状冰结冰过程的数值模
拟.航空动力学报，2004,19（1）:137-141
[24] 蒋胜矩，李凤蔚.基于N-S方程的翼型结冰数值模拟.西北
工业大学报，2004，22(5):559-562
[25] 易贤，朱国林，王开春等.翼型积冰的数值模拟研究.空气
动力报，2002，20(4):428-433
[26] 张小莉，陈迎春.结冰对多段翼型气动特性的影响研究.
飞机工程，2004，4:11-13
吉宁(1985–),女,陕西靖边人, 助理工程师，研究方向为飞机环境控制系统飞行试验技术。
杨新亮（1981-），男，陕西富平人，工程师，研究方向为飞机环境控制系统飞行试验技术。
周伟（1987-），男，湖北潜江人，助理工程师，研究方向为飞机环境控制系统飞行试验技术。
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 of
research on aircraft icing dynamics
Ji 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
飞机迎风面结冰会对飞机的性能造成一系列不利
引言 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、
飞机在结冰气象条件下飞行时，过冷水滴撞击到
压力分布改变、振动、边界层过早分离以及操纵性能
其迎风面（如机翼、风挡玻璃、发动机进气口、环境
下降等；发动机进气口及冷风道进气口结冰会导致引
控制系统冷风道进气口及各种传感头等）时会结冰，
气量不足，同时若冰层脱落，会损坏进气口内部的部
如果迎风表面温度低于零度，即使水滴的温度高于零
件；风挡玻璃结冰会阻挡飞行员视线；测压测温传感[1][2]
度，也有可能结冰。图1为美国Safty Advisor提供[1]
头结冰会导致测量结果出现很大误差。飞机结冰严
的实际飞行过程中螺旋桨及机翼结冰情况。
重影响飞行安全，因此飞机结冰的研究在美国、法国、
[3][4][5][6]
德国、加拿大等发达国家均受到很大的重视。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]：
图1 飞行过程中螺旋桨和机翼结冰图
(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，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
[14]
桨结冰试验机和S3 Viking双发涡扇结冰试验机。
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
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
35
以及试验方法来回答设计指标并满足适航审定要求。
要用于研究飞机不同部件迎风表面和结冰探测器的机2
1DL30
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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
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。
在防/除冰系统设计阶段，通过冰风洞试验可确定飞机各部件结冰形态、结冰的冰形及其结冰区、结冰量和结冰速率，从而确定结冰容限及必须防/除冰的表面，为系统提供安全设计的依据，确定系统的方案形式及最小需用功率。冰风洞可对已有飞机防/除冰系统现有进行验证试验，即在结冰状态下检查系统防/除冰功能，判断设计的正确性、合理性，并对飞机结冰探测器进行验证试验。
冰风洞试验可以直接观测结冰过程，并可以直接测量结冰对飞机性能的影响，但是投资大，周期长。国外在这方面的研究工作得到了较好的开展，而我国尚无用于研究翼面结冰和验证飞机防冰系统的冰风洞[7]
，与国外相比，无论从设备人才、理论实践、思维观念上均滞后许多年。目前，中国空气动力发展研究中心正在建设用于此类研究的大型冰风洞。
目前，武汉航空仪表厂拥有国内第一座用于航空仪表试验用小型冰风洞，其技术指标为：高速试验段试验风速为10～200m/s，低速试验段风速为10～
190m/s，试验空气静温为-30℃，高速试验段试验的截
面为180×280mm2 ，低速试验段的截面为180×460mm2
。该风洞主要用于各种航空仪表（攻角传感器、空速管、结冰信号器和大气总温传感器）的结冰、防冰模拟和验证试验；图4为其原理图。进行了多项有关航空机载产品的冰成型研究，创建了冰成型数据库，积累了不少经验，为充实飞机结冰动力学迈出了可贵的一步。
图4 武汉仪表厂冰风洞
3数值模拟研究
从20世纪50年代起，由于经济有效、适范围广等特点，国外将数值模拟应用到飞机结的研究中，主
要研究内容有[13]
：
(1) 求解Euler方程获得结冰表面外空气流场； (2) 过冷水滴的运动方程和数值模拟方法；
(3) 建立冰型的生长模型，进行结冰过程数值模拟研
究；
(4) 根据结冰情况，用数值模拟的方法进行防冰系统
的设计；
(5) 结冰对机翼气动特性影响的数值模拟研究。
美国、加拿大、法国、英国及意大利等发达国家已经进行了大量的研究工作，20世纪90年代以后，相继出现了一些结冰预测软件，例如美国的LWICE，法国ONERA，英国的DRA，意大利的CIRAMIL，加拿大的 FENSAP-ICE，这些软件在飞机防/除冰系统的计中发挥了很大的作用，其中加拿大的 FENSAP-ICE 引导
着第二代结冰预测研究[13]
。
进行结冰数值模拟时，首先计算空气流场，然后根据流场计算出水滴的运动轨迹，继而得出水滴收集系数，再结合结冰热力学模型，得出一个时间步长内结冰表面各离散点的结冰量，并以此更新离散点的坐标，重复这个过程直到达到了指定的时间为止。整个计算过程中表面的形状不断变化，需要在计算过程中对移动的边界进行合理的处理；并且，结冰过程中表面往往会产生一定粗糙度，还需要合理的考虑粗糙度对换热的影响。
国内飞机结冰数值模拟研究工作开展的较晚，还没有成熟的结冰数值模拟软件；其主要内容包括水滴撞击特性、结冰过程的数值模拟和结冰对气动特性的
影响。杨倩、常士楠和袁修干[21]
对发动机进气道外的水滴撞击特性采用Largrange方法进行了数值模拟；
张大林等[22] [23]
在国内首次采用第二代结冰软件思想
的Euler方法进行了水滴撞击特性研究。蒋胜矩，李
凤蔚[24]
对NACA0012翼型进行了结冰的数值模拟研究，求解N-S方程，采用Lagrange法求解水滴运动轨迹，
并考察了气动特性随结冰时间的变化；易贤[25]
进行了机翼霜状冰的数值模拟，计算中求解不可压N-S方程，
采用Lagrange法求解水滴轨迹。张小莉、陈迎春[26]
采用国外的实验数据冰形，对多段翼型的气动特性进行了数值模拟研究和风洞实验研究。林桂平、陆志良、杨胜华、卜雪琴、郭同庆、鲁岱晓等对飞机结冰过程、结冰翼型、结冰多段翼型以及三维结冰机翼的气动特性进行了深入的研究。其他还有很多科研院所和高校科研团队不断加入到飞机结冰研究中来。
由于涉及水滴撞击特性、传质传热等诸多学科，结冰计算模型（如广泛采用的Messinger结冰模型等）还不完善，计算结果也不甚理想；结冰影响分析实质上就是非光滑复杂外形的数值模拟，受限于CFD技术中的湍流模拟、流动分离等复杂问题的分析，其计算模型及空间时间格式等也需要进一步的改进和完善。另外在不具备冰风洞的条件下，结冰试验数据的缺乏制约了对结冰数值模拟软件准确性的评判和改进，研究方法和内容与国外还有很大的差距。
4讨论
飞机结冰是一个复杂的传热传质过程，涉及到流体力学、传热学、气象学等多个领域。三种研究航空结冰动力学的方法各有优缺点，互相补充。其中工程估算适用范围比较小，同时也无法模拟结冰过程，因此在飞防/除冰系统设计的前期阶段进行性能分析；冰风洞试验可以直接观测到结冰程，并且可以直接测量结冰对性能的影响，但是相对来说投资大，周期长；飞行试验对结冰外形的测量较冰风洞模拟更真实可靠，但结冰气象条件不容易遇到，试验受到气象、安全等诸多因素制约。不具备冰风洞实验条件时，数值模拟是一种经济的替补手段，通过对实际问题进行合理简化后建立数学模型，采用数值计算方法进行各种条件下结冰过程的数值模拟，并可在计算得到冰形后对结冰后的飞机气动特性进行分析。计算机、计算流体力学以及数值传热学的发展会使数值模拟在航空结冰动力学研究中发挥越来越重要的作用。
综合国内外相关文献，尽管与国外仍然存在一定差距，国内航空结冰动力学研究仍然取得了一些进步，为满足大型运输类飞机等新机的研制需求，需要对以
下几个方面进行深入研究：
(1) 研究冰风洞试验技术，建立并完善相似准则； (2) 与民机飞机适航审定结合，探索新的飞行试验方
法，研究与结冰相关的适航验证技术，建立飞机防/除冰系统的试飞标准；
(3) 结合冰风洞以及飞行试验数据，修正数值模拟模
型，最终形成自主的结冰预测软件。 参考文献
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