陳勇，孔維梁，劉洪

1．中國(guó)商用飛機(jī)有限責(zé)任公司，上海 210016

2．上海交通大學(xué) 航空航天學(xué)院，上海 200240

1 研究背景

1.1 過(guò)冷大水滴結(jié)冰導(dǎo)致的嚴(yán)重事故

自從飛機(jī)能飛到千米高度以來(lái)，結(jié)冰就成為飛行安全的嚴(yán)重威脅。飛機(jī)穿過(guò)高空中的云層時(shí)，過(guò)冷水滴云霧在飛機(jī)的擾動(dòng)下附著并凍結(jié)于飛機(jī)的重要部件如發(fā)動(dòng)機(jī)、翼面前緣和傳感器上，導(dǎo)致飛機(jī)的升力下降，阻力升高，甚至控制系統(tǒng)失效，從而引發(fā)重大飛行事故。經(jīng)過(guò)近一個(gè)世紀(jì)的研究，飛機(jī)結(jié)冰和防除冰領(lǐng)域已取得了大量研究成果，特別是基于FAR25.1419和附錄C適航條款的防冰設(shè)計(jì)規(guī)范與體系嚴(yán)格細(xì)致地給出了飛機(jī)結(jié)冰環(huán)境范圍和防冰設(shè)計(jì)要求。然而基于該體系設(shè)計(jì)的飛機(jī)仍在不斷地發(fā)生結(jié)冰事故。

1994年美國(guó)Roselawn發(fā)生了一起空難事故，一架ATR-72.212型飛機(jī)高速俯沖墜毀，機(jī)上乘客和機(jī)組人員全部遇難。調(diào)查報(bào)告指出，飛機(jī)遇到了超出當(dāng)時(shí)結(jié)冰適航條款范圍外的結(jié)冰環(huán)境，即直徑超過(guò)100 μm的過(guò)冷大水滴（Supercooled Large Droplet，SLD），從而出現(xiàn)異常結(jié)冰情況：冰溢流到飛機(jī)的除冰套之后，出現(xiàn)無(wú)法除去的冰脊，以致飛機(jī)最終失控墜毀［1］。在此之后又發(fā)生了一系列存在類似現(xiàn)象的空難［2］，造成了十分惡劣的影響。

1.2 SLD結(jié)冰特征和適航條款制定

自Roselawn事故后歐美國(guó)家對(duì)SLD結(jié)冰氣象產(chǎn)生范圍和條件開(kāi)展了許多研究。加拿大開(kāi)展的結(jié)冰環(huán)境試飛研究發(fā)現(xiàn)SLD發(fā)生概率可高至8%，并認(rèn)為在東亞地區(qū)平均也有5%。但大部分環(huán)境平均粒徑（MVD）小于30 μm，水含量低于0.7 g/m3［3-4］。美國(guó)與加拿大合作研究了全球各地區(qū)特別是美國(guó)五大湖地區(qū)的氣象條件［5］，在確認(rèn)了SLD發(fā)生概率的同時(shí)還觀察到了機(jī)翼上的溢流冰（Runback Ice）現(xiàn)象［3］。歐洲的氣象研究則認(rèn)為SLD環(huán)境主要存在于上升氣流中，有著較大的水含量和平均粒徑［6］。這種認(rèn)識(shí)的差異可能導(dǎo)致美國(guó)聯(lián)邦航空管理局（Federal Aeronautics Administration，F(xiàn)AA）和歐洲航空安全局（European Aviation Safety Agency，EASA）適航條款的不同。

中國(guó)也對(duì)SLD的結(jié)冰環(huán)境進(jìn)行了一些研究［7］。研究顯示在山地及寒冷地區(qū)更容易產(chǎn)生SLD結(jié)冰環(huán)境。由于中國(guó)幅員遼闊，地形豐富，航線飛行遭遇SLD結(jié)冰氣象的概率無(wú)法忽視。

在Roselawn空難之后，歐美發(fā)達(dá)國(guó)家對(duì)SLD結(jié)冰開(kāi)展了深入研究，同時(shí)改進(jìn)其已有的結(jié)冰風(fēng)洞和結(jié)冰模擬軟件。美國(guó)FAA和美國(guó)國(guó)家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）等機(jī)構(gòu)在SLD結(jié)冰相關(guān)的適航規(guī)范和技術(shù)基礎(chǔ)方面開(kāi)展了長(zhǎng)期研究［8］。2014年11月4日FAA發(fā)布了140號(hào)修正案，其中包含了FAR25.1420條款和附錄O，對(duì)SLD結(jié)冰安全提出了適航審查要求。緊接著EASA也發(fā)布了關(guān)于SLD結(jié)冰的適航規(guī)范修正案CS-25第16號(hào)修正案。兩者在SLD結(jié)冰環(huán)境特征和飛機(jī)安全要求方面一致，但對(duì)于適用范圍有差異：FAR25.1420條款僅適用于6×104磅（27.2 t）以下和有可逆操縱系統(tǒng)的飛機(jī)，而EASA CS-25.1420條款則沒(méi)有此限制。目前中國(guó)大型客機(jī)在國(guó)際上主要取EASA適航證，因此無(wú)法回避該條款的取證要求。該適航修正案對(duì)飛機(jī)結(jié)/防冰設(shè)計(jì)與適航取證體系有重大影響［9］。

從FAR25.140修正案的制定工作記錄看，各制造商對(duì)該條款的適用范圍和驗(yàn)證方法仍存爭(zhēng)議［10］，說(shuō)明該問(wèn)題還遠(yuǎn)未得到解決。

1.3 新結(jié)冰條款對(duì)全球民機(jī)結(jié)冰安全設(shè)計(jì)的沖擊

在當(dāng)前中國(guó)航空產(chǎn)業(yè)騰飛的背景下，飛機(jī)異常結(jié)冰研究對(duì)中國(guó)民用航空產(chǎn)業(yè)發(fā)展和國(guó)防戰(zhàn)略等方面有尤其重要的意義。大型客機(jī)結(jié)冰條件下的適航認(rèn)證是必不可少的重要考核科目。雖然中國(guó)ARJ-21飛機(jī)已完成了結(jié)冰的適航取證，但C919的取證對(duì)于中國(guó)民用航空產(chǎn)業(yè)仍然是富有挑戰(zhàn)性的任務(wù)。而SLD結(jié)冰適航條款又將任務(wù)的難度進(jìn)一步提高。相關(guān)的結(jié)冰安全保護(hù)設(shè)計(jì)和取證技術(shù)亟待發(fā)展。

如圖1所示，民用飛機(jī)SLD結(jié)/防冰設(shè)計(jì)研究有兩個(gè)外部條件和3個(gè)主要技術(shù)領(lǐng)域。適航條例為研究提供了條件和安全要求，而實(shí)際運(yùn)營(yíng)要求則對(duì)防冰設(shè)計(jì)進(jìn)行限制。3個(gè)技術(shù)領(lǐng)域的發(fā)展現(xiàn)狀是形成飛機(jī)結(jié)/防冰安全方案的基礎(chǔ)，本文旨在基于這些技術(shù)發(fā)展情況探討當(dāng)前民用飛機(jī)應(yīng)對(duì)SLD結(jié)冰安全的技術(shù)需求和可行路線。

圖1 民用飛機(jī)SLD結(jié)/防冰研究范圍及外部輸入條件Fig.1 Scope of SLD icing and anti-icing researches of civil aircraft and input conditions from outside

本文首先介紹SLD導(dǎo)致異常結(jié)冰現(xiàn)象的機(jī)理，接著介紹SLD結(jié)冰模擬和試驗(yàn)驗(yàn)證技術(shù)現(xiàn)狀及冰形對(duì)流動(dòng)特征的影響，最后介紹結(jié)冰保護(hù)設(shè)計(jì)研究的現(xiàn)狀，并討論可行的結(jié)冰條件運(yùn)行策略。

2 SLD結(jié)冰機(jī)理與模型

2.1 SLD動(dòng)力學(xué)過(guò)程機(jī)理與模型

國(guó)外最早針對(duì)大水滴動(dòng)力學(xué)效應(yīng)開(kāi)展研究，如變形/破碎和飛濺引起的收集率變化。2003年Tan和Papadakis基于泰勒類比破碎（Taylor Analogy Breakup，TAB）模型和Mundo提出的飛濺模型建立了最初的SLD動(dòng)力學(xué)模型［11］。后續(xù)SLD結(jié)冰機(jī)理研究主要圍繞這些動(dòng)力學(xué)模型開(kāi)展。

水滴變形/破碎模型用于更準(zhǔn)確地計(jì)算大水滴的運(yùn)動(dòng)軌跡和碰撞收集率。Garcia-Magari?o等構(gòu)建了基于水滴變形和流場(chǎng)特征時(shí)間的破碎臨界韋伯?dāng)?shù)經(jīng)驗(yàn)方程，對(duì)比了TAB模型、Clark模型、改進(jìn)Clark模型、DDB（Droplet Deformation and Breakup）模 型 和DRD（Droplet Ratio Deformation）模型5種液滴變形/破碎模型；其中TAB模型將液滴變形和阻尼振蕩系統(tǒng)相類比構(gòu)建控制方程；Clark模型基于液滴小變形假設(shè)忽略了與液體黏度相關(guān)的線性項(xiàng)和二次項(xiàng)，對(duì)液滴平衡位置附近的截面積表達(dá)式進(jìn)行了線性化處理；改進(jìn)Clark模型對(duì)黏性力的計(jì)算進(jìn)行了優(yōu)化處理；DDB模型則假設(shè)液滴為純拉伸流動(dòng)作用下的扁球，并以能量分析推導(dǎo)了液滴變形方程；DRD模型則進(jìn)一步考慮了扁橢球表面積的完整表達(dá)式，并假設(shè)壓力做功與液滴駐點(diǎn)處的動(dòng)壓力及投影面積成正比［12］。計(jì)算結(jié)果表明TAB模型、改進(jìn)Clark模型和DRD模型預(yù)測(cè)結(jié)果較好，誤差在4%左右；而Clark模型會(huì)過(guò)度預(yù)測(cè)水滴的形變，DDB模型會(huì)引起液滴的非物理震蕩［13］。Sor等以DRD模型研究了機(jī)翼上水滴收集率，發(fā)現(xiàn)當(dāng)速度、翼型前緣半徑、液滴粒徑增大時(shí)液滴變形會(huì)對(duì)收集率造成更大的影響［14］。

飛濺模型則主要用于模擬大水滴撞擊壁面后引起的質(zhì)量損失。Quero等以垂直風(fēng)洞試驗(yàn)定量研究了水滴撞擊水膜的飛濺損失，用于改進(jìn)SLD撞擊飛濺模型［15］。Purvis和Smith的數(shù)值研究結(jié)果顯示碰撞可大幅改變撞擊處的溫度分布［16］，但未見(jiàn)其結(jié)論應(yīng)用到計(jì)算模型中。法國(guó)Berthoumieu和Dejean研究了速度超過(guò)80 m/s的水滴高速撞擊過(guò)程，發(fā)現(xiàn)飛濺的水滴粒徑隨撞擊速度增加而急劇減?。?7］。Trontin和Villedieu基于法國(guó)宇航研究院（ONERA）的數(shù)值研究和NASA的SLD試驗(yàn)數(shù)據(jù)提出了一種改進(jìn)的SLD碰撞模型，能有效區(qū)分處理撞擊法向動(dòng)能和入射角帶來(lái)的不同影響［18］，從而適用于機(jī)翼表面不同位置上的SLD撞擊。這些研究均支撐了相關(guān)結(jié)冰計(jì)算軟件的能力提升，如LEWICE3.0、ONERA等。

中國(guó)學(xué)者則從不同角度研究了SLD結(jié)冰機(jī)理和模型。胡文月［19］和章儒宸［20］等從探測(cè)SLD的角度研究其溢流結(jié)冰行為。張辰等針對(duì)TAB模型單一韋伯?dāng)?shù)（We）判據(jù)的不足提出了一種雙因素水滴破碎模型［21］。王橋等研究了SLD的重力沉降與破碎動(dòng)力學(xué)過(guò)程［22］。Zhang和Liu根據(jù)試驗(yàn)研究提出SLD撞擊的非穩(wěn)態(tài)傳熱耦合模型［23］。這些研究顯示SLD的結(jié)冰異常性并非僅體現(xiàn)在破碎和飛濺動(dòng)力學(xué)方面。

2.2 結(jié)冰機(jī)理與模型

現(xiàn)有結(jié)冰理論尚未包含SLD動(dòng)力學(xué)特性與結(jié)冰的關(guān)系。大多理論和數(shù)值研究延續(xù)了經(jīng)典Messinger模型假設(shè)：水-冰界面平滑、溫度保持在0 ℃、冰為均勻物質(zhì)且忽略水滴撞擊對(duì)結(jié)冰的影響。該模型描述了飛機(jī)準(zhǔn)定常狀態(tài)結(jié)冰的質(zhì)量-熱流關(guān)系，適用于條件基本穩(wěn)定的結(jié)冰狀態(tài)。Myers等提出了基于飛機(jī)表面水膜傳熱的結(jié)冰模型，同時(shí)認(rèn)為水滴撞擊會(huì)影響傳熱結(jié)冰過(guò)程［24］。飛機(jī)結(jié)冰表面未凍結(jié)水還會(huì)呈現(xiàn)水膜、溪流和水滴等多種流動(dòng)形態(tài)［25］。Karev等分析認(rèn)為層流狀態(tài)的過(guò)冷水膜無(wú)法穩(wěn)定存在，而湍流狀態(tài)的水膜可以穩(wěn)定［26］。這些都說(shuō)明簡(jiǎn)單的水膜模型不足以描述飛機(jī)水表面流動(dòng)和傳熱特征。杜雁霞等的研究表明結(jié)冰條件（如水滴粒徑）可改變冰微結(jié)構(gòu)分形維 數(shù)［27］。Kong和Liu基于 試 驗(yàn)觀察提出 過(guò) 冷水壁面結(jié)冰為速率和形態(tài)轉(zhuǎn)變的多階段過(guò)程，結(jié)冰速率與溫度為非線性關(guān)系（如圖2［28］所示）。易賢等根據(jù)結(jié)冰表面相變模式提出了冰風(fēng)洞試驗(yàn)相似參數(shù)［29］。這些研究說(shuō)明過(guò)冷水結(jié)冰過(guò)程對(duì)條件敏感，大水滴的撞擊對(duì)結(jié)冰過(guò)程有重要影響。

圖2 多階段結(jié)冰過(guò)程示意圖［28］Fig.2 Schematic diagram of multi-stage icing process［28］

2.3 SLD撞擊結(jié)冰過(guò)程

過(guò)冷水滴撞擊壁面運(yùn)動(dòng)與結(jié)冰過(guò)程耦合則會(huì)產(chǎn)生差異極大的凍結(jié)現(xiàn)象。Xu等發(fā)現(xiàn)更高的撞擊速度會(huì)增加水滴的凍結(jié)鋪展直徑，也會(huì)在一定程度上促進(jìn)水滴的回縮［30］。Jin等在試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)水滴的下落高度增加時(shí)最大鋪展直徑會(huì)增加，而冰的 高 度 則 會(huì) 大大降低［31-32］。Kang和Lee認(rèn)為水滴撞擊后的動(dòng)力學(xué)過(guò)程與水滴的垂直動(dòng)量直接相關(guān)［33］。Jung等認(rèn)為運(yùn)動(dòng)特征（撞擊速度、撞擊角度等）的微弱改變也會(huì)導(dǎo)致過(guò)冷水滴的結(jié)冰形態(tài)不同［34］。Yang等根據(jù)試驗(yàn)提出過(guò)冷水滴撞擊冷表面的結(jié)冰過(guò)程存在瞬時(shí)結(jié)冰和非瞬時(shí)結(jié)冰兩種情況［35］。這些研究說(shuō)明了撞擊對(duì)過(guò)冷水滴結(jié)冰的促進(jìn)作用。Zhang和Liu通過(guò)垂直冰風(fēng)洞試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)了SLD撞擊時(shí)的快速結(jié)冰現(xiàn)象（如圖3［23］所示），提出水滴碰撞時(shí)的非穩(wěn)態(tài)傳熱導(dǎo)致結(jié)冰加快［23］。Wang［36］和Sun［37］等進(jìn)一步觀察到過(guò)冷水滴碰撞的多種結(jié)冰形態(tài)及凍結(jié)時(shí)間與溫度的非線性關(guān)系：低過(guò)冷度下結(jié)冰時(shí)間長(zhǎng)，高過(guò)冷度下結(jié)冰時(shí)間急劇縮短。該行為來(lái)自于水滴碰撞回縮和多階段結(jié)冰的耦合，使SLD結(jié)冰對(duì)溫度極其敏感，可在較小溫度范圍內(nèi)從大溢流轉(zhuǎn)變?yōu)榭靸鼋Y(jié)［38］。該機(jī)理說(shuō)明常溫或接近0 ℃的水滴結(jié)冰和真實(shí)SLD結(jié)冰差異巨大。

3 SLD云霧結(jié)冰模擬技術(shù)

3.1 結(jié)冰數(shù)值模擬方法

SLD結(jié)冰和小粒徑水滴結(jié)冰數(shù)值模擬的差異主要在于大水滴動(dòng)力學(xué)和結(jié)冰模型，如結(jié)冰數(shù)值模擬軟件LEWICE從2.0到3.0版的提升即為加入了SLD破碎和飛濺模型［39］。近期研究進(jìn)展大多集中在SLD動(dòng)力學(xué)模擬數(shù)值方法改進(jìn)方面［40］。Trontin等針對(duì)SLD、冰晶和混合相結(jié)冰模擬開(kāi)發(fā)了新的ONERA二維結(jié)冰工具IGLOO2D［41］。該 算 法 增 加 了 針 對(duì)SLD或 冰 晶結(jié)冰問(wèn)題的復(fù)雜壁面/顆粒作用模型，同時(shí)將水層/冰層求解與積冰求解結(jié)合提高對(duì)溢流的模擬精度，適用于具有復(fù)雜幾何結(jié)構(gòu)的發(fā)動(dòng)機(jī)或探頭。Turner等提出了一種大水滴破碎的多階段數(shù)值模擬方法，首先采用常規(guī)的歐拉-歐拉多相模擬方法計(jì)算翼型周圍流場(chǎng)，從而計(jì)算液滴在接近物體時(shí)的流場(chǎng)特性，接著執(zhí)行高保真的流體體積模擬檢查單個(gè)液滴的位置，可高精度地捕捉液滴所在的軌跡［42］。Bellosta等用正向不確定性傳播技術(shù)研究了FAR25部附錄C和附錄O條件結(jié)冰的不確定性量化，確定了各參數(shù)的敏感性［43］。這些研究表明國(guó)外研究仍在重點(diǎn)關(guān)注SLD條件下水滴軌跡與收集計(jì)算精度。

圖3 過(guò)冷水滴撞擊結(jié)冰過(guò)程（采樣頻率為84 μs、水滴直徑為1 340 μm、碰撞速度為46.1 m/s、溫度為?14.1 ℃）［23］Fig.3 Impact and freezing process of supercooled water droplet （sample rate being 84 μs， droplet diameter being 1 340 μm， impact velocity being 46.1 m/s， and temperature being ?14.1 ℃）［23］

中國(guó)自2010年起進(jìn)行了大量SLD結(jié)冰數(shù)值模擬研究，具備了接近國(guó)外的水平。Ke和Wang X X［44］及Wang C等［45］借助已有SLD模型研究了SLD在翼型前緣飛濺損失和回落的規(guī)律。Wang Z Z通過(guò)水滴動(dòng)力學(xué)模型研究了SLD環(huán)境中飛機(jī)的防冰熱載荷［46］。朱程香等研究了多尺度分布水滴環(huán)境的撞擊特性和冰形，表明云霧粒徑分布形式對(duì)冰形有一定影響［47］。符澄等模擬了冰風(fēng)洞中SLD粒徑分布的產(chǎn)生［48］。除水滴動(dòng)力學(xué)研究外，Kong等根據(jù)過(guò)冷水滴結(jié)冰機(jī)理研究提出了SLD碰撞增強(qiáng)熱擴(kuò)散的理論模型［38］。這些研究從各角度研究了SLD結(jié)冰數(shù)值計(jì)算方法，也提出了一些有意義的結(jié)論。但中國(guó)在此方面的研究仍停留在學(xué)術(shù)研究層面，尚未形成成熟的商業(yè)化結(jié)冰模擬軟件，無(wú)法滿足民機(jī)結(jié)冰安全設(shè)計(jì)和取證的緊迫需求。

3.2 冰風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)M方法

冰風(fēng)洞試驗(yàn)是飛機(jī)結(jié)冰模擬分析的主要手段之一。自Roselawn空難發(fā)生后歐美主要結(jié)冰研究機(jī)構(gòu)就開(kāi)始了SLD環(huán)境的冰風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)M研究。美國(guó)NASA Glenn研究中心結(jié)冰風(fēng)洞（IWT）安裝有標(biāo)準(zhǔn)型和Mod 1型兩種類型的噴嘴，采用降低Mod 1型噴嘴供氣壓力以減少水流破碎的方式產(chǎn)生大粒徑水滴［49］。其最大粒徑能夠達(dá)到凍毛毛雨（FZDZ）結(jié)冰環(huán)境要求。但由于噴霧過(guò)程中兩種類型的噴嘴只能使用同一氣壓工作［50］，還不能較好地滿足附錄O中的粒徑分布。加拿大國(guó)家研究委員會(huì)（National Research Council Canada，NRCC）結(jié)冰風(fēng)洞（AIWT）采用兩套噴霧系統(tǒng)同時(shí)噴霧，基本可在試驗(yàn)段模擬凍毛毛雨分布環(huán)境。但由于噴霧系統(tǒng)產(chǎn)生大水滴的能力有限且大水滴因重力下沉無(wú)法到達(dá)試驗(yàn)段的問(wèn)題，暫時(shí)還不能實(shí)現(xiàn)凍雨環(huán)境的模擬［51］。意大利航天研究中心（CIRA）結(jié)冰風(fēng)洞在2002年建成并投入使用，可模擬高度達(dá)7 000 m，靜溫最低達(dá)?40 ℃；為發(fā)展凍毛毛雨模擬能力，CIRA與噴霧系統(tǒng)公司（Spray Systems Co.）聯(lián)合進(jìn)行了噴霧耙系統(tǒng)優(yōu)化，選用了不同類型噴嘴進(jìn)行聯(lián)合噴霧，但粒徑分布與附錄O規(guī)定條件相差較大，且水含量較高［52］。

中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心結(jié)冰風(fēng)洞目前已具備結(jié)冰云霧的模擬能力［53］，MVD范圍為10~300 μm，液態(tài)水含量（Liquid Water Content，LWC）范圍為0.2~3.0 g/m3，可用于飛行器或防除冰系統(tǒng)驗(yàn)證試驗(yàn)。航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院結(jié)冰風(fēng)洞可模擬?。?0~50 μm）和大（100~200 μm）兩種粒徑范圍的水滴環(huán)境，LWC范圍為0.1~3.0 g/m3，可 用 于 小 型 部 件 驗(yàn) 證 試 驗(yàn)［54］。雖然兩者已具備較大MVD云霧發(fā)生能力，但目前還不能滿足完整SLD結(jié)冰環(huán)境模擬需求。

另外結(jié)冰風(fēng)洞目前仍一直用熱水進(jìn)行噴霧，致使大粒徑水滴不能快速冷卻甚至不能達(dá)到過(guò)冷［49，55-56］。因冰風(fēng)洞水平噴霧不可避免大水滴受重力影響產(chǎn)生沉降［57］和過(guò)冷困難的限制，現(xiàn)有國(guó)內(nèi)外冰風(fēng)洞技術(shù)均只能實(shí)現(xiàn)EASA CS-25部附錄O中凍毛毛雨環(huán)境（最大粒徑為500 μm）。因此現(xiàn)飛機(jī)結(jié)冰數(shù)值模擬、防除冰和傳感器等技術(shù)都只能在凍毛毛雨條件下獲得試驗(yàn)驗(yàn)證。

如2.2節(jié)所述，大水滴溫度偏高將導(dǎo)致結(jié)冰試驗(yàn)?zāi)M條件與實(shí)際飛行條件的偏差，這在粒徑更大的凍雨條件下將更為顯著。該問(wèn)題的解決有賴于過(guò)冷水滴環(huán)境產(chǎn)生原理和方法的突破。

4 SLD結(jié)冰風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估

4.1 SLD結(jié)冰規(guī)律和主要特征

Bragg等通過(guò)系統(tǒng)風(fēng)洞試驗(yàn)和計(jì)算研究總結(jié)了不同冰型特征影響翼型氣動(dòng)的規(guī)律，將冰形根據(jù)流動(dòng)影響特征歸納為粗糙冰、流向冰、角冰及脊冰［58］，其中脊冰對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)性能的影響最顯著（如圖4［58］所示）。SLD結(jié)冰冰形主要包括兩種：一種為角狀，通?？山茷楹笈_(tái)階流——當(dāng)流動(dòng)從冰型頂端發(fā)生分離后形成不穩(wěn)定的剪切層，并誘導(dǎo)形成分離渦；另一種為防冰不足形成的脊?fàn)畋?，通常形成于防冰表面后方，可破壞翼面速度型，引發(fā)較強(qiáng)的逆壓力梯度，造成升力的較大損失和失速攻角的大幅降低（如圖5［59］所示），其影響流場(chǎng)的關(guān)鍵特征是冰脊的高度和弦向位置［59］。Lee和Bragg發(fā)現(xiàn)當(dāng)冰脊處于翼型特定位置時(shí)，僅0.013 9倍弦長(zhǎng)的冰高就可導(dǎo)致最大升力系數(shù)下降80%以上［60］，其原因在于溢流冰脊恰好位于光滑翼型的主要升力產(chǎn)生區(qū)域［61-62］，風(fēng)洞試驗(yàn)也顯示冰脊會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)副翼鉸鏈力矩偏移，從而引起嚴(yán)重飛行事故［63］。

4.2 脊?fàn)畋聻?zāi)特征

風(fēng)洞試驗(yàn)研究顯示溢流冰脊使翼型的流動(dòng)分離大幅提前［64］。粒子圖像測(cè)速法（Particle Image Velocimetry，PIV）測(cè)量發(fā)現(xiàn)冰脊后方存在剪切層并向下游逐漸增厚，其中有明顯的渦［65］。Lee等以油流法研究了冰脊后的流動(dòng)再附區(qū)域，發(fā)現(xiàn)其隨攻角增 加 而 擴(kuò) 大［66］。Pan和Loth發(fā) 現(xiàn)在近失速攻角條件下帶冰脊的機(jī)翼升力系數(shù)會(huì)出現(xiàn)劇烈振蕩［67］。冰脊上的非定常分離流動(dòng)可能是主要原因。

圖4 SLD冰型基本特征分類［58］Fig.4 Classification of basic SLD ice shape characteristics［58］

圖5 典型的SLD冰型流場(chǎng)形態(tài)特征［59］Fig.5 Typical SLD ice flow field morphology charac?teristics［59］

由于試驗(yàn)測(cè)量精度的限制，近年研究者主要通過(guò)高精度CFD方法研究機(jī)翼帶冰后氣動(dòng)損失機(jī)理。如Broeren［68］、Habashi［69］等 開(kāi)展的一系 列結(jié)冰翼型流場(chǎng)研究。張恒等采用Hybrid RANS（Reynolds Averaged Navier-Stokes）/LES（Large Eddy Simulation）類算法解析GLC305角冰翼型分離區(qū)脫體渦形態(tài)［70-71］。Xiao等研究了結(jié)冰流場(chǎng)湍流尺度特征的分辨［72］。這些工作清楚地展示了帶冰機(jī)翼的流場(chǎng)剪切層失穩(wěn)、振蕩等非定常流動(dòng)特性，也說(shuō)明冰形的威脅來(lái)自機(jī)翼上流動(dòng)模式的改變。這些流動(dòng)改變對(duì)飛機(jī)安全飛行包線范圍影響極大［73］。由此可見(jiàn)防除冰設(shè)計(jì)時(shí)需保持帶冰機(jī)翼的外形連續(xù)性，避免脊?fàn)畋霈F(xiàn)在機(jī)翼重要位置，此時(shí)考慮容冰能力的氣動(dòng)和安全設(shè)計(jì)就顯得尤為重要［74］。

5 結(jié)冰安全設(shè)計(jì)與運(yùn)營(yíng)策略

根據(jù)EASA CS-25.1420條款的規(guī)定，飛機(jī)在面對(duì)SLD環(huán)境時(shí)有3種應(yīng)對(duì)方式可供選擇：① 立即脫離；② 延遲脫離；③ 持續(xù)飛行。但實(shí)際上飛機(jī)能采取的安全保護(hù)設(shè)計(jì)受限于當(dāng)前結(jié)冰環(huán)境探測(cè)和防除冰技術(shù)發(fā)展情況。

5.1 SLD探測(cè)技術(shù)

結(jié)冰探測(cè)器是飛機(jī)結(jié)冰保護(hù)系統(tǒng)的重要部分，其識(shí)別精度直接決定飛機(jī)結(jié)冰保護(hù)開(kāi)啟前的結(jié)冰情況?，F(xiàn)有飛機(jī)結(jié)冰探測(cè)器有多種類型，如表1［75-76］所示。飛機(jī)結(jié)冰探測(cè)器大多測(cè)量冰厚度和積聚速度，近年也有通過(guò)監(jiān)視飛機(jī)性能而識(shí)別飛機(jī)結(jié)冰情況的技術(shù)提出［77］，其優(yōu)點(diǎn)為即使某些機(jī)身傳感器出錯(cuò)也能可靠測(cè)量。而在EASA CS-25.1420條款要求飛機(jī)首先需要具備識(shí)別SLD環(huán)境的能力才能從該環(huán)境中脫離，而現(xiàn)役客機(jī)中只有波音787能識(shí)別結(jié)冰環(huán)境條件?，F(xiàn)有研究已提出多種SLD的識(shí)別技術(shù)，其原理包括檢測(cè)水滴撞擊位置、溢流距離或雷達(dá)/激光散射特征等。國(guó)外主要結(jié)冰研究機(jī)構(gòu)對(duì)SLD環(huán)境探測(cè)技術(shù)開(kāi)展了大量結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)研究［78］。SLD環(huán)境識(shí)別的重點(diǎn)包括平均水含量、水滴粒徑分布（Particle Size Distribution，PSD）及MVD。在SLD環(huán) 境中LWC的測(cè)試方面，NRCC AIWT通過(guò)圓柱測(cè)量，CIRA冰風(fēng)洞則以冰刀測(cè)量，但其共同問(wèn)題是SLD飛濺導(dǎo)致目前主流探測(cè)設(shè)備測(cè)量值偏低［51，79］。在粒徑測(cè)量方面，因SLD環(huán)境中液滴粒徑跨度達(dá)到2個(gè)數(shù)量級(jí)（20~2 000 μm），且大粒徑液滴數(shù)量密度比小粒徑液滴小5~6個(gè)數(shù)量級(jí)，SLD環(huán)境的水滴粒徑測(cè)試往往需多個(gè)探測(cè)器結(jié)合測(cè)量。NASA冰風(fēng)洞采用SEA（Science Engineering Associates）Multi-Wire技術(shù)多探 頭同 時(shí) 測(cè) 量 水 滴 直 徑［80-81］。NRCC AIWT通 過(guò)Malvern Analytical Spraytec Laser測(cè) 量PSD并進(jìn)一步計(jì)算得到MVD［49］。CIRA IWT以相位多普勒技術(shù)的ADA（Airborne Droplet Analyzer）測(cè)量PSD［77］。云霧均勻度目前仍主要以格柵進(jìn)行測(cè)試，但目前不同設(shè)備在測(cè)量過(guò)程中測(cè)試環(huán)境及設(shè)備自身差異使結(jié)果仍存在偏差，主要因?yàn)闆](méi)有標(biāo)準(zhǔn)的云霧PSD作為參考，無(wú)法驗(yàn)證其測(cè)量有效性，同時(shí)需完整理論分析降低個(gè)體差異性的誤差。

中國(guó)多個(gè)研究者都利用SLD的溢流結(jié)冰特性開(kāi)發(fā)了SLD探測(cè)技術(shù)［82-84］。徐弘煒等通過(guò)大/小水滴撞擊區(qū)域的差異設(shè)計(jì)了SLD探測(cè)系統(tǒng)［85］。肖春華和喬寶英利用不同尺度圓柱的水滴擾流特性設(shè)計(jì)了SLD探測(cè)方式［86］。但限于SLD溢流結(jié)冰機(jī)理的認(rèn)知不足，相關(guān)探測(cè)技術(shù)仍不成熟［76］。SLD環(huán)境識(shí)別的精度和時(shí)間直接影響飛機(jī)的結(jié)冰安全策略設(shè)計(jì)［87］，進(jìn)而決定防除冰系統(tǒng)設(shè)計(jì)需求。受限于當(dāng)前SLD環(huán)境識(shí)別技術(shù)的發(fā)展，民機(jī)很可能需要具備SLD條件下長(zhǎng)時(shí)間安全飛行的能力。

5.2 SLD防除冰

5.2.1 SLD與常規(guī)結(jié)冰環(huán)境的防冰需求差異

由于水滴慣性大，SLD中的大水滴飛行軌跡受飛機(jī)繞流流場(chǎng)的影響較小。盡管破碎和飛濺作用會(huì)減少一部分水收集，但SLD在飛機(jī)表面上的收集率和碰撞范圍均明顯大于傳統(tǒng)結(jié)冰環(huán)境——FAR/CCAR25部附錄C環(huán)境。據(jù)計(jì)算飛機(jī)在SLD環(huán)境的熱防冰功率需求可達(dá)小水滴環(huán)境中的4~5倍［46］，而大型飛機(jī)常用的發(fā)動(dòng)機(jī)引氣防除冰技術(shù)已有很大能量消耗。據(jù)統(tǒng)計(jì)，從發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)涵道引1%~2%的空氣流量可導(dǎo)致8%以上的推力損失［88］，故新一代大型飛機(jī)均采用全電熱防除冰以提高其能量效率。但目前熱防冰系統(tǒng)的效率在短時(shí)間內(nèi)難以獲得大幅提高，在滿足SLD防冰范圍需求的前提下，飛機(jī)需精確控制防除冰的功率輸出以獲得較高的能量效率。

5.2.2 防冰安全技術(shù)新進(jìn)展

早在20年前“超斥水表面”防冰的概念就已提出，被認(rèn)為具有理想的防冰效果［89-91］。研究認(rèn)為超疏水表面能減少水滴與壁面的接觸時(shí)間和面積，降低成核率從而延遲結(jié)冰。但其防冰效果極易受環(huán)境影響而失去作用。試驗(yàn)也顯示斥水表面在過(guò)冷水滴碰撞時(shí)只能在較低過(guò)冷度下保持不結(jié)冰，隨溫度下降其結(jié)冰概率急劇增加［92］。

超疏水表面與熱防除冰技術(shù)的結(jié)合能進(jìn)一步提升飛機(jī)的防冰效能。與疏水涂層相比，超疏水涂層與熱防除冰技術(shù)的結(jié)合不僅能進(jìn)一步降低去除霜狀冰和釉狀冰所需的功耗（超疏水涂層能分別將兩者降低13%和33%，而疏水涂層只能分別降低8%和13%）；研究進(jìn)一步探索了表面潤(rùn)濕性對(duì)電熱防冰系統(tǒng)能耗的影響［93-95］，疏水涂層、電熱防除冰技術(shù)與壓電致動(dòng)器復(fù)合的防冰體系［96-99］，但相關(guān)研究始終局限在實(shí)驗(yàn)室和小尺寸模型方面，未見(jiàn)進(jìn)一步的應(yīng)用研究。

結(jié)合準(zhǔn)確的環(huán)境探測(cè)和高效主動(dòng)防冰技術(shù)將可有效保障飛機(jī)遭遇SLD等嚴(yán)重結(jié)冰環(huán)境時(shí)的安全性，但在當(dāng)前材料技術(shù)水平下斥水表面材料因其強(qiáng)度和耐久性不足難以在飛機(jī)表面使用，這是未來(lái)需要重點(diǎn)突破的技術(shù)問(wèn)題。

5.3 SLD條件下的航線運(yùn)行

根據(jù)3.1節(jié)和5.2節(jié)的介紹，按過(guò)去的飛機(jī)防冰設(shè)計(jì)思路實(shí)現(xiàn)SLD結(jié)冰條件下的安全運(yùn)行將付出很大性能代價(jià)?，F(xiàn)有民航飛機(jī)市場(chǎng)競(jìng)爭(zhēng)激烈，對(duì)于運(yùn)營(yíng)效率和經(jīng)濟(jì)性的要求很高［100］，這將對(duì)SLD結(jié)冰條件下的飛機(jī)安全運(yùn)行策略產(chǎn)生一定影響。

國(guó)內(nèi)外針對(duì)民機(jī)運(yùn)營(yíng)的經(jīng)濟(jì)性、適應(yīng)性等方面開(kāi)展了大量研究［101-104］，但相關(guān)研究通常將結(jié)冰氣象條件運(yùn)行作為特殊條件討論，很少研究其經(jīng)濟(jì)性和運(yùn)行效率。

在能有效識(shí)別結(jié)冰條件時(shí)飛機(jī)應(yīng)對(duì)結(jié)冰氣象的手段包括：開(kāi)啟結(jié)冰保護(hù)系統(tǒng)、備降和航班延遲起飛/取消。在此可根據(jù)A319飛機(jī)的數(shù)據(jù)進(jìn)行不同安全手段的經(jīng)濟(jì)損失分析。據(jù)統(tǒng)計(jì)中國(guó)航線飛行遭遇結(jié)冰的概率約50%，但目前大多數(shù)飛機(jī)結(jié)冰后均無(wú)法退出結(jié)冰保護(hù)，防冰帶來(lái)的燃油增加將持續(xù)至飛機(jī)落地。根據(jù)5.2.1節(jié)的介紹，可保守假設(shè)SLD條件下防冰功率增加100%，則平均燃油消耗將增加5%，按6 000元/t價(jià)格計(jì)算每小時(shí)增加燃油成本14 400元，而客機(jī)遭遇不良天氣備降導(dǎo)致的損失約為18 000元［105］，航班延誤的直接損失約為10 000元，但該飛機(jī)單次航班利潤(rùn)不到6 000元。由此可見(jiàn)民機(jī)在進(jìn)行SLD條件下結(jié)冰保護(hù)設(shè)計(jì)和取證時(shí)需充分考慮飛機(jī)性能的損失，及時(shí)感知飛機(jī)結(jié)冰狀態(tài)并精準(zhǔn)控制防除冰系統(tǒng)功耗是解決這一問(wèn)題的有效辦法。

6 討 論

民機(jī)SLD結(jié)/防冰設(shè)計(jì)和取證技術(shù)仍存在許多不成熟點(diǎn)，具體如下：

1） 大粒徑過(guò)冷水滴快速凍結(jié)或溢流結(jié)冰的異常結(jié)冰機(jī)理仍未得到清楚認(rèn)知，制約了結(jié)冰模擬評(píng)估和結(jié)冰環(huán)境探測(cè)設(shè)計(jì)技術(shù)發(fā)展。

2） 現(xiàn)有SLD結(jié)冰數(shù)值模擬和試驗(yàn)技術(shù)僅能支持凍毛毛雨環(huán)境下的安全設(shè)計(jì)和取證工作。凍雨條件下的結(jié)冰尚無(wú)法有效模擬，環(huán)境識(shí)別和防冰系統(tǒng)也缺乏支持。

3） SLD環(huán)境識(shí)別技術(shù)的不足直接影響飛機(jī)的結(jié)冰安全策略設(shè)計(jì)，對(duì)飛機(jī)SLD防除冰和安全保護(hù)能力提出高要求。

4） 相比傳統(tǒng)小粒徑水滴環(huán)境，SLD環(huán)境中飛機(jī)的防除冰區(qū)域和功率需求大幅增加，而防除冰不完全造成的脊?fàn)畋鶉?yán)重影響飛行性能，反而比無(wú)防冰狀態(tài)更危險(xiǎn)。

5） 在現(xiàn)有民機(jī)熱防冰系統(tǒng)技術(shù)狀態(tài)下過(guò)大的防除冰系統(tǒng)功率將使飛機(jī)油耗大幅增加，必須通過(guò)精準(zhǔn)的結(jié)冰保護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)保證防冰功耗、性能和安全性的平衡。

目前飛機(jī)SLD結(jié)/防冰設(shè)計(jì)的各個(gè)環(huán)節(jié)都存在不成熟技術(shù)，因此防冰和安全設(shè)計(jì)的技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)大、成本高，而飛機(jī)實(shí)際運(yùn)營(yíng)效率、經(jīng)濟(jì)性的限制使單純提升防除冰能力的綜合收益低。飛機(jī)應(yīng)重點(diǎn)提升冰環(huán)境感知、結(jié)冰感知、防除冰精確性和容冰能力，以在保證結(jié)冰安全的同時(shí)仍具有較好的航線運(yùn)行性能。為此仍需進(jìn)一步研究SLD特別是凍雨環(huán)境的模擬方法及溢流結(jié)冰機(jī)理等基礎(chǔ)問(wèn)題。

7 結(jié)論與展望

針對(duì)民機(jī)SLD結(jié)冰安全與適航問(wèn)題介紹了SLD結(jié)冰機(jī)理、模擬技術(shù)、結(jié)冰風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估和防冰安全設(shè)計(jì)等方面的研究進(jìn)展，并對(duì)考慮SLD結(jié)冰條件的運(yùn)營(yíng)成本進(jìn)行了探討，得到的主要結(jié)論如下：

1）在SLD結(jié)冰條件下飛機(jī)應(yīng)重點(diǎn)發(fā)展“精準(zhǔn)結(jié)冰保護(hù)”能力，包括針對(duì)不同結(jié)冰狀態(tài)的結(jié)冰保護(hù)設(shè)計(jì)和防除冰功耗控制能力，從而避免防冰系統(tǒng)功率增加。

2）為實(shí)現(xiàn)以上設(shè)計(jì)，迫切需要在結(jié)冰環(huán)境準(zhǔn)確識(shí)別和全機(jī)結(jié)冰狀態(tài)感知技術(shù)上取得突破，這要求對(duì)SLD結(jié)冰及冰表面脫落機(jī)理有更深入的認(rèn)知。

3）SLD結(jié)冰安全設(shè)計(jì)技術(shù)的基礎(chǔ)在于SLD特別是凍雨環(huán)境的數(shù)值與試驗(yàn)?zāi)M技術(shù)突破。這有賴于SLD環(huán)境產(chǎn)生方法和溢流結(jié)冰機(jī)理等基礎(chǔ)問(wèn)題研究的進(jìn)步。