黃雄，曲仕茹，張恒，陳顯調(diào)

1．西北工業(yè)大學(xué) 自動(dòng)化學(xué)院，西安 710072

2．中國商用飛機(jī)有限責(zé)任公司 上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210

3．清華大學(xué) 航天航空學(xué)院，北京 100084

起降階段結(jié)冰是威脅大型客機(jī)飛行安全的重要因素，以前緣縫翼為代表的增升部件結(jié)冰對全機(jī)飛行性能和邊界特性均存在嚴(yán)重影響［1-2］。作為簽發(fā)民機(jī)適航證書的權(quán)威機(jī)構(gòu)，美國聯(lián)邦航空 管 理 局（Federal Aviation Administration，F(xiàn)AA）新近頒布的121修正案針對起降階段結(jié)冰適航認(rèn)證制定了更嚴(yán)格和細(xì)致的規(guī)范，關(guān)于結(jié)冰后飛行性能、操穩(wěn)驗(yàn)證等方面提出了多項(xiàng)新要求［3］。

為應(yīng)對起降階段可能存在的結(jié)冰環(huán)境，現(xiàn)代大型客機(jī)在主翼前緣均配備了較完善的翼面防/除冰系統(tǒng)［4］。從飛行安全角度考慮，自然希望防/除冰系統(tǒng)能遍及所有可能的結(jié)冰位置、盡可能長時(shí)間工作、完全除去所有表面積冰。但從現(xiàn)代民機(jī)型號的發(fā)展歷程看，實(shí)用的防/除冰系統(tǒng)均呈現(xiàn)防護(hù)區(qū)域逐漸減縮、除冰殘留量更大、能量消耗不斷降低的共同特點(diǎn)［5］。決定上述發(fā)展趨勢的關(guān)鍵因素首先是目前廣泛采用的熱氣、電熱防/除冰裝置均為直接加熱蒙皮達(dá)到防護(hù)效果，能耗巨大，直接影響發(fā)動(dòng)機(jī)工作性能，反而使可用推力降低、起降性能惡化。隨著對結(jié)冰后飛機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)特性研究的逐步深入，基于部件結(jié)冰對全機(jī)氣動(dòng)力影響的關(guān)聯(lián)及機(jī)制，能在氣動(dòng)性能損失可接受的前提下通過發(fā)揮本體容冰特性、防/除冰系統(tǒng)、飛行控制律等綜合效能實(shí)現(xiàn)容冰安全飛行［6-7］。此外由于結(jié)構(gòu)/機(jī)構(gòu)布局及空間限制，縫翼間隙、翼梢附近及小翼等區(qū)域均難以配備防/除冰裝置。

綜上所述，在保證飛行安全前提下盡量縮減防/除冰系統(tǒng)冗余量從而提升總體氣動(dòng)性能是現(xiàn)代民機(jī)先進(jìn)設(shè)計(jì)能力的體現(xiàn)［8］。因此當(dāng)大型客機(jī)起降過程中產(chǎn)生結(jié)冰現(xiàn)象時(shí)，出于對飛行安全及能源消耗的綜合考慮，防/除冰系統(tǒng)沒有必要也無法去除所有積冰，縫翼等部件表面仍存在部分積冰殘留。而殘余積冰對全機(jī)氣動(dòng)性能的影響程度正是評價(jià)防/除冰系統(tǒng)工作性能是否達(dá)標(biāo)、全機(jī)氣動(dòng)性能是否滿足適航條款的直接判斷依據(jù)。但由于幾何特征和分離流場的雙重復(fù)雜性，針對全機(jī)三維增升構(gòu)型結(jié)冰狀態(tài)下的氣動(dòng)特性和分離流場分析研究還相對較少，主要局限于簡單機(jī)翼或翼身組合體模型，且通?；诜?除冰系統(tǒng)完全失效前提下的全翼展結(jié)冰狀態(tài)開展，現(xiàn)階段關(guān)于除冰后氣動(dòng)特性變化開展系統(tǒng)分析的公開研究成果還較為罕見［9］。

隨計(jì)算流體力學(xué)方法的發(fā)展，數(shù)值模擬已成為結(jié)冰影響分析研究的主要手段，相對于風(fēng)洞試驗(yàn)/飛行試驗(yàn)，數(shù)值模擬研究周期短、費(fèi)用相對較低、測量參數(shù)種類更多、能更全面地反映全機(jī)或部件結(jié)冰的失速分離特性［9］。但如前所述，目前國內(nèi)外對全機(jī)增升構(gòu)型除冰狀態(tài)氣動(dòng)特性及分離流場的研究還較為缺乏，研究對象仍以完全結(jié)冰狀態(tài)下的多段翼型和翼身組合體為主。San?kar等［10］較早地給出了結(jié)冰條件下多段翼型升阻特性及分離特性的變化情況；Rakowitz等［11］評估了結(jié)冰對翼身組合體增升構(gòu)型氣動(dòng)特性的影響；Prince Raj等［12］對比了過冷大水滴與常規(guī)粒徑水滴結(jié)冰對多段翼型宏觀流場的影響差異；Lee等［13］分析了過冷大水滴結(jié)冰對多段翼型部件間流動(dòng)干擾的作用機(jī)制。近年來中國桑為民等［14-15］開展了縫翼結(jié)冰對多段翼型和增升構(gòu)型壓力分布形態(tài)的影響研究。張辰［16-17］和李冬［18］等評估了過冷大水滴結(jié)冰對多段翼型分離流場非定常特性的影響。張恒等［19］針對大迎角下縫翼前緣角狀冰誘導(dǎo)的失速分離復(fù)雜流動(dòng)進(jìn)行了數(shù)值模擬。肖茂超等［20］分析了30P30N多段翼型縫翼前緣結(jié)冰觸發(fā)多尺度旋渦結(jié)構(gòu)的精細(xì)演化過程。上述研究工作為全機(jī)增升構(gòu)型除冰狀態(tài)下的氣動(dòng)特性分析研究提供了重要參考。

本文針對中外翼重點(diǎn)防護(hù)的防/除冰方案，基于數(shù)值模擬方法關(guān)于大型客機(jī)增升構(gòu)型未結(jié)冰、未除冰、除冰狀態(tài)下的全機(jī)失速分離特性變化情況開展對比分析研究，以期厘清機(jī)翼結(jié)冰防護(hù)對失速特性特別是力矩安定性的改善機(jī)制，明確防護(hù)前后局部分離特征與失速特性之間的關(guān)聯(lián)，為防/除冰系統(tǒng)工作效能分析、防護(hù)區(qū)域設(shè)計(jì)優(yōu)化及大型客機(jī)結(jié)冰適航取證驗(yàn)證提供理論依據(jù)。

1 數(shù)值模擬方法及驗(yàn)證

對結(jié)冰狀態(tài)大型客機(jī)增升構(gòu)型的多工況計(jì)算分析而言，雷諾平均（Reynolds-Averaged Navier-Stokes，RANS）方法在計(jì)算成本和效率方面具備顯著優(yōu)勢，具備模擬后掠翼結(jié)冰狀態(tài)宏觀失速特性的能力［21］，同時(shí)也是當(dāng)前國內(nèi)外民機(jī)設(shè)計(jì)研發(fā)采用的主要結(jié)冰影響分析評估手段［22-23］。

參考類似構(gòu)型數(shù)值模擬方法［22，24］，采用格心格式有限體積法［25］求解可壓縮RANS方程，無黏通量通過Roe差分分裂格式［26］求解，單元界面上插值模板為三階MUSCL格式［27］，黏性通量采用中心差分格式進(jìn)行離散，湍流模型采用一方程S-A（Spalart-Allmaras）模型［28］，時(shí)間推進(jìn)采用隱式近似因子分解算法［29］，使用多重網(wǎng)格和網(wǎng)格序列技術(shù)加速收斂。

由于公開發(fā)布的多段翼型及增升構(gòu)型結(jié)冰狀態(tài)幾何構(gòu)型及風(fēng)洞測力試驗(yàn)數(shù)據(jù)較為缺乏，因此選取AIAA HiLiftPW-1構(gòu)型［30］驗(yàn)證三維高升力構(gòu)型失速特性的模擬可靠性。HiLiftPW-1構(gòu)型是由30°偏角前緣縫翼和25°偏角后緣襟翼組成的三段增升裝置，按AIAA網(wǎng)格生成指南生成網(wǎng)格量 分 別 為7×106、2×107和5×107的3套不 同密度多塊結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格開展敏感性分析，采用H型拓?fù)?、O型拓?fù)浞謩e處理遠(yuǎn)場網(wǎng)格和近壁面網(wǎng)格以保證當(dāng)?shù)鼐W(wǎng)格具有良好的正交性，同時(shí)控制壁面首層網(wǎng)格法向尺寸相對平均氣動(dòng)弦長為10×10?5量級以保證y+≤1。密網(wǎng)格構(gòu)型如圖1所示。

圖1 HiLiftPW-1構(gòu)型表面網(wǎng)格Fig.1 Surface grid of HiLiftPW-1 configuration

圖2 氣動(dòng)特性計(jì)算結(jié)果Fig.2 Calculation results of aerodynamic performances

基于風(fēng)洞試驗(yàn)條件的計(jì)算分析狀態(tài)為Ma=0.20、Re=4.63×106、溫度T=520R，其中R為蘭金溫標(biāo)。圖2給出了計(jì)算與試驗(yàn)氣動(dòng)特性結(jié)果的對比，其中CL為升力系數(shù)，Cm為力矩系數(shù)，α為迎角，可見小迎角下不同網(wǎng)格密度升力曲線與試驗(yàn)值均吻合良好，大迎角下粗網(wǎng)格獲得的最大升力系數(shù)及失速迎角與試驗(yàn)值之間有明顯差距，中網(wǎng)格及密網(wǎng)格失速特性計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)值均較接近。雖不同密度網(wǎng)格獲得的力矩系數(shù)均與試驗(yàn)值之間存在一定平移量，但變化趨勢基本一致。相對于升力特性，網(wǎng)格密度對力矩特性影響較大。

圖3給出了縱向力矩中立安定狀態(tài)下α=13°時(shí)數(shù)值模擬獲得的展向壓力分布與試驗(yàn)值對比，其中Cp為壓力系數(shù)，X為流向長度占比?？梢娬瓜?5%站位內(nèi)計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)差距很小，表明數(shù)值模擬方法能較為準(zhǔn)確地捕捉基本壓力形態(tài)特征，同時(shí)反映縫道效應(yīng)明顯的前緣襟翼、主翼前緣及后緣襟翼上表面附近壓力峰值計(jì)算精確度與網(wǎng)格密度正相關(guān)。

圖3 力矩中立安定狀態(tài)壓力分布計(jì)算結(jié)果Fig.3 Calculation results of pressure distribution with moment neutral stability state

就圖2和圖3而言，采用的數(shù)值方法對三維高升力構(gòu)型失速特性分析較準(zhǔn)確，能為大型客機(jī)結(jié)冰狀態(tài)增升構(gòu)型的失速特性分析研究提供支撐。綜合考慮計(jì)算精度與效率要求，在全機(jī)增升構(gòu)型計(jì)算分析中基于中網(wǎng)格密度進(jìn)行網(wǎng)格生成。

2 結(jié)冰狀態(tài)全機(jī)增升構(gòu)型及計(jì)算網(wǎng)格

2.1 全機(jī)增升構(gòu)型及結(jié)冰模型構(gòu)造

分析研究的大型客機(jī)全機(jī)增升形式與現(xiàn)役窄體單通道雙發(fā)干線客機(jī)接近，采用前緣縫翼-主翼-后緣襟翼三段增升裝置。翼面前緣布置5段縫翼，短艙內(nèi)側(cè)為1號縫翼，短艙外側(cè)依次為2、3、4、5號縫翼。圖4為增升構(gòu)型布局形式示意圖。

圖4 增升構(gòu)型三維模型Fig.4 Three-dimensional model of high-lift configuration

結(jié)合典型結(jié)冰環(huán)境下的冰風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值模擬結(jié)果構(gòu)造縫翼前緣結(jié)冰冰形。試驗(yàn)于中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心3 m×2 m冰風(fēng)洞［31］展開，數(shù)值模擬基于FENSAP-ICE程序展開。結(jié)冰條件為來流速度120 m/s、來流迎角2°、過冷水滴粒徑20 μm、液態(tài)水含量0.45 g/m3、結(jié)冰溫度263.15 K、結(jié)冰時(shí)長22.5 min。參考CRM65后掠翼前緣冰條構(gòu)造方式［32］，針對1號縫翼、2號縫翼、5號縫翼、翼梢小翼及外翼間隙翼型獲得5組二維冰形，根據(jù)不同防/除冰狀態(tài)沿展向?qū)ι鲜霰芜M(jìn)行光順連接，生成連續(xù)冰條曲面后與干凈構(gòu)型接合形成用于空氣動(dòng)力學(xué)特性影響分析的機(jī)翼結(jié)冰構(gòu)型。冰形具備顯著的角狀凸起特征，由于前緣半徑展向分布及后掠三維效應(yīng)，外側(cè)縫翼結(jié)冰程度較內(nèi)側(cè)更強(qiáng)，上冰角高度沿展向由0.1c增 長 到0.3c左 右，其 中c為 弦 長，這 與 國 外后掠翼風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果類似，能表征真實(shí)飛行條件下的增升構(gòu)型結(jié)冰狀態(tài)［32］。

針對未結(jié)冰、未除冰、除冰3種狀態(tài)開展計(jì)算分析。定義未除冰構(gòu)型為縫翼全翼展前緣帶冰構(gòu)型。除冰構(gòu)型定義為短艙內(nèi)外側(cè)縫翼前緣及翼梢區(qū)域均不設(shè)置防/除冰系統(tǒng)，只在中外翼區(qū)域重點(diǎn)防護(hù)，即1、2號縫翼、5號縫翼外側(cè)與翼梢小翼前緣不除冰，3、4、5號縫翼前緣除冰；此外由于縫翼展向間斷區(qū)域無法配備防/除冰裝置，因此保留當(dāng)?shù)匦《伍g隙冰。圖5給出了除冰狀態(tài)下1、2號縫翼、小翼及間隙冰形，相對于現(xiàn)役同類別機(jī)型設(shè)置的縫翼結(jié)冰防護(hù)區(qū)域進(jìn)一步縮?。?］。

2.2 計(jì)算網(wǎng)格生成

圖5 除冰狀態(tài)縫翼冰形Fig.5 Ice shapes on slat under de-icing condition

針對增升構(gòu)型生成半模結(jié)構(gòu)化多塊點(diǎn)對接計(jì)算網(wǎng)格。計(jì)算域遠(yuǎn)場流向取30倍機(jī)身長，展向取20倍半展長，法向取15倍機(jī)身長。首先完成干凈構(gòu)型計(jì)算網(wǎng)格生成，生成策略與HiLiftPW-1高升力構(gòu)型維持一致，翼面關(guān)注區(qū)域網(wǎng)格分布與中網(wǎng)格構(gòu)型接近，全場網(wǎng)格點(diǎn)數(shù)約為7.0×107。圖6給出了干凈構(gòu)型表面網(wǎng)格。之后在干凈構(gòu)型基礎(chǔ)上修改結(jié)冰位置網(wǎng)格拓?fù)浼坝成?，使之與冰形的角狀幾何特征匹配，同時(shí)對冰角后網(wǎng)格進(jìn)行加密，即可較為準(zhǔn)確地模擬縫翼前緣結(jié)冰觸發(fā)的分離流動(dòng)特征，生成結(jié)冰構(gòu)型網(wǎng)格［19］。圖7給出了結(jié)冰構(gòu)型網(wǎng)格典型空間截面。

圖6 干凈構(gòu)型計(jì)算網(wǎng)格Fig.6 Calculation grid of clean configuration

圖7 結(jié)冰構(gòu)型網(wǎng)格截面Fig.7 Grid section of icing configuration

3 未結(jié)冰、未除冰、除冰構(gòu)型失速特性對比

3.1 宏觀失速特性

未結(jié)冰、未除冰、除冰狀態(tài)下的增升構(gòu)型升力/力矩特性對比如圖8所示，表明縫翼前緣結(jié)冰對中小迎角附近的氣動(dòng)力影響相對有限，主要導(dǎo)致較大迎角下的失速特性發(fā)生本質(zhì)改變。未結(jié)冰構(gòu)型具備較大的失速邊界，臨界迎角附近縱向力矩靜安定性良好，能產(chǎn)生較大的恢復(fù)力矩，體現(xiàn)了期望的大型客機(jī)增升構(gòu)型氣動(dòng)特性［33］?？p翼全翼展結(jié)冰使失速迎角提前6°以上，最大升力系數(shù)減小約0.4，臨界迎角附近縱向力矩特性由靜安定退化為范圍超過4°的中立安定區(qū)域，且中立現(xiàn)象先于失速點(diǎn)出現(xiàn)，進(jìn)一步限制了可用升力系數(shù)，全機(jī)失速特性全面惡化。中外翼縫翼除冰使失速迎角拓展2°以上，最大升力系數(shù)提升0.2，獲得了相對和緩的失速形態(tài)，特別是基本消除了臨界迎角附近的力矩中立安定現(xiàn)象，有效保證了結(jié)冰狀態(tài)下的全機(jī)操穩(wěn)安全。

圖8 不同狀態(tài)全機(jī)失速特性對比Fig.8 Stall performance comparison of whole configu?ration under different conditions

由于短艙外側(cè)翼面是當(dāng)前結(jié)冰防護(hù)關(guān)注的重點(diǎn)區(qū)域，圖9進(jìn)一步提取了外翼的局部升力/力矩特性變化情況。升力特性對比情況表明中外翼除冰對部件失速迎角的改善量大于全機(jī)，達(dá)4°左右；最大升力系數(shù)貢獻(xiàn)約0.1，小于全機(jī)增量；這表明中外翼結(jié)冰防護(hù)對失速特性的改善機(jī)制不僅在于直接提升當(dāng)?shù)匾砻姹倔w的最大升力系數(shù)，同時(shí)也通過拓展失速迎角增加了內(nèi)翼、機(jī)身、平尾等其余部件的升力邊界。此外未除冰構(gòu)型外翼失速點(diǎn)先于全機(jī)出現(xiàn)，而未結(jié)冰/除冰構(gòu)型外翼失速點(diǎn)與全機(jī)基本匹配，表明由于外翼當(dāng)?shù)乇螏缀纬叽缂昂舐有?yīng)的雙重作用，結(jié)冰對當(dāng)?shù)貧鈩?dòng)特性的影響大于全機(jī)。除冰對外翼縱向力矩特性的改善效果不僅體現(xiàn)于推后了上仰點(diǎn)，且顯著改善了上仰點(diǎn)之后的力矩發(fā)散特性，從而基本消除了失速臨界迎角附近的中立安定現(xiàn)象，但上仰點(diǎn)與未結(jié)冰構(gòu)型之間仍然存在一定差距。

圖9 不同構(gòu)型外側(cè)機(jī)翼部件力對比Fig.9 Force comparison of outboard wing components of different configurations

3.2 失速分離特性

圖10以表面極限流線和摩阻分布的形式給出了失速點(diǎn)附近迎角相同狀態(tài)下不同構(gòu)型的翼面分離流動(dòng)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)，其中Cf為摩阻系數(shù)，圖11進(jìn)一步以摩阻云圖的形式對比了外翼流動(dòng)形態(tài)特征，其中分離位置及強(qiáng)度以低摩阻區(qū)形式指示。對未結(jié)冰構(gòu)型而言該工況屬于失速前狀態(tài)，翼面總體能維持良好的附著流動(dòng)特性，分離流動(dòng)發(fā)展變化處于起始階段，大致可劃分為翼身交界區(qū)域、短艙后緣、副翼3部分，影響范圍局限于部件當(dāng)?shù)?，未?dǎo)致顯著的升力/力矩?fù)p失現(xiàn)象。

圖10 不同構(gòu)型機(jī)翼表面流線-摩阻云圖對比Fig.10 Comparison of surface streamline-friction distributions on wing of different configurations

圖11 不同構(gòu)型外翼摩阻云圖對比Fig.11 Friction distribution comparison of outboard wing of different configurations

未除冰構(gòu)型此時(shí)已進(jìn)入過失速狀態(tài)，前緣結(jié)冰在縫翼當(dāng)?shù)赜|發(fā)了顯著的分離現(xiàn)象，導(dǎo)致內(nèi)翼外側(cè)、外翼外側(cè)也伴隨產(chǎn)生了后緣分離，表明此時(shí)大部分縫翼增升效能已基本喪失。但由于翼身交界區(qū)域、短艙外側(cè)位于展向分離渦結(jié)構(gòu)的卷起位置［34］，在下洗流動(dòng)-后掠橫流效應(yīng)的綜合影響下分離流動(dòng)的弦向擴(kuò)張過程相對較弱，導(dǎo)致短艙外側(cè)的2號縫翼在一定程度上保持了附著流動(dòng)特征，因而仍然能體現(xiàn)增升效果，未在當(dāng)?shù)刂饕砗缶売|發(fā)分離。此外由于翼身交界區(qū)域的三維流動(dòng)效應(yīng)影響，1號縫翼內(nèi)側(cè)結(jié)冰誘導(dǎo)的分離強(qiáng)度也相對較弱。

除冰構(gòu)型對應(yīng)接近失速點(diǎn)的臨界失速狀態(tài)，表明3、4、5號縫翼除冰不僅有效抑制了當(dāng)?shù)厍熬壏蛛x，同時(shí)顯著改善了主翼后緣分離特征，外翼整體流動(dòng)形態(tài)接近干凈構(gòu)型，縫翼增升效能得以恢復(fù)。盡管2號縫翼未作結(jié)冰防護(hù)，但由于上述下洗-橫流綜合影響機(jī)制，分離區(qū)域發(fā)展滯止于縫翼外側(cè)。由于此時(shí)內(nèi)翼分離仍較顯著，反而使整體流動(dòng)拓?fù)浣咏Ｒ?guī)布局民機(jī)期望獲得的內(nèi)側(cè)始發(fā)分離形態(tài)［33］。

此外由于小翼前緣并未除冰，當(dāng)?shù)爻尸F(xiàn)完全分離狀態(tài)，但作為誘導(dǎo)阻力相關(guān)部件升力效應(yīng)相對較弱，流動(dòng)特征對全機(jī)失速特性的影響仍屬于二階量。雖縫翼間隙冰也會(huì)觸發(fā)局部弦向分離，但由于展向長度相對縫翼較小，此時(shí)基本不影響整體流動(dòng)形態(tài)。

圖12以馬赫數(shù)云圖的形式對比了失速點(diǎn)附近迎角相同狀態(tài)下40%、60%展向站位結(jié)冰前后的空間流場速度分布，其中x為流向長度，y為法向長度，表明干凈構(gòu)型各站位縫翼上表面及主翼前緣附近均存在大范圍加速區(qū)，體現(xiàn)了縫翼偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的彎度-縫道增升效應(yīng)。60%站位結(jié)冰狀態(tài)下縫翼上表面存在長度與部件尺寸相當(dāng)?shù)牡湫腿址蛛x泡，具備空間大范圍回流特征，產(chǎn)生了顯著的動(dòng)能衰減效應(yīng)，導(dǎo)致主翼前緣加速區(qū)嚴(yán)重退化。由于該站位冰角高度相對較大、前緣擾動(dòng)誘導(dǎo)分離效應(yīng)較強(qiáng)，且位于展向大渦結(jié)構(gòu)充分發(fā)展的中外翼位置，因而是結(jié)冰防護(hù)必須涉及的重點(diǎn)區(qū)域。

圖12 結(jié)冰前后縫翼附近流場速度分布對比Fig.12 Velocity distribution comparison of flowfield near slat before and after icing

但對于靠近短艙外側(cè)的40%站位而言，由于大迎角狀態(tài)短艙下洗作用明顯，即使縫翼前緣冰角高度較大也并未觸發(fā)全局分離，速度衰減現(xiàn)象僅產(chǎn)生于冰角后方近壁面及縫翼尾跡區(qū)域，縫翼-主翼前緣仍存在大范圍連片加速區(qū)，當(dāng)?shù)乜p道加速效應(yīng)仍能維持，動(dòng)能損失相對不明顯，因而增升效能基本能維持，因此進(jìn)行結(jié)冰防護(hù)意義相對有限，可取消相應(yīng)區(qū)域的防/除冰措施。

圖13進(jìn)一步給出了除冰構(gòu)型2號縫翼下表面駐點(diǎn)流線的分布情況，表明在下洗-后掠三維綜合效應(yīng)的影響下縫翼內(nèi)側(cè)來流駐點(diǎn)相對靠近前緣，沿展向向外駐點(diǎn)位置逐漸向后推進(jìn)，直到縫翼外側(cè)移動(dòng)至鉤尖位置，總體而言迎角效應(yīng)相對較弱，很大程度上抑制了結(jié)冰誘導(dǎo)前緣分離泡的發(fā)展和擴(kuò)張。

圖13 除冰狀態(tài)2號縫翼下表面駐點(diǎn)流線Fig.13 Stagnation point streamline on lower surface of Slat 2 under de-icing condition

圖14給出了不同構(gòu)型外翼等百分比站位的壓力分布形態(tài)對比情況，其中SPAN為站位百分比。由于40%截面位于圖11所示的分離起始區(qū)域，結(jié)冰后仍能基本維持與干凈構(gòu)型類似的壓力分布形態(tài)，但由于當(dāng)?shù)厝醴蛛x仍對增升效能有一定影響，主翼前緣吸力峰值略有降低。50%~80%截面位于防/除冰區(qū)域內(nèi)，不同于未除冰構(gòu)型縫翼壓力峰完全消失、主翼前緣吸力大幅損失、平臺特征顯著、增升效能下降明顯的特點(diǎn)，除冰后各截面壓力分布形態(tài)基本得到恢復(fù)，不過50%及60%截面主翼前緣吸力峰值仍略低于未結(jié)冰構(gòu)型。上述現(xiàn)象表明雖當(dāng)?shù)胤e冰已完全去除，但由于后掠翼展向流動(dòng)效應(yīng)影響，2號縫翼位置分離仍會(huì)對外側(cè)流動(dòng)產(chǎn)生干擾，該效應(yīng)在50%截面處最為明顯，隨展向距離增加逐漸減弱。而對于翼梢附近的90%截面而言，由于當(dāng)?shù)亓鲃?dòng)三維效應(yīng)影響強(qiáng)烈，縫翼結(jié)冰對壓力分布特征的影響并不顯著，因而存在進(jìn)一步減縮防護(hù)面積的可能性［5］，可在后續(xù)研究工作中進(jìn)一步研究縮減5號縫翼防護(hù)面積的收益。

圖14 展向40%~90%站位剖面壓力分布對比Fig.14 Comparison of profile pressure distribution at 40%~90% position of outboard wing

4 除冰構(gòu)型失速點(diǎn)附近分離流動(dòng)發(fā)展過程

圖15 除冰構(gòu)型失速點(diǎn)附近分離流動(dòng)形態(tài)發(fā)展變化過程Fig.15 Development process of separation pattern near stall point of de-icing configuration

圖15以表面極限流線及摩阻云圖的形式對比了除冰構(gòu)型臨界失速、失速點(diǎn)、過失速狀態(tài)下的分離流動(dòng)發(fā)展過程，表明分離流場結(jié)構(gòu)隨來流迎角的變化較為穩(wěn)定，其中內(nèi)翼后緣分離發(fā)展變化具備沿弦向逐漸向前擴(kuò)張、強(qiáng)度不斷提高的特點(diǎn)，在過失速狀態(tài)下表現(xiàn)出顯著的回流特征。外翼則呈現(xiàn)出與前緣縫翼排布位置一一對應(yīng)的帶間斷后緣分離形態(tài)，推測與縫翼縫隙位置前緣殘留冰誘導(dǎo)有關(guān)，但直到過失速狀態(tài)主翼表面極限流線仍能維持附著，僅在縫翼當(dāng)?shù)伢w現(xiàn)了局部回流特征。雖副翼區(qū)域在臨界失速狀態(tài)下即存在初始分離，但影響范圍并未隨迎角急劇擴(kuò)張。失速分離過程總體符合內(nèi)翼始發(fā)分離、外翼分離沿展向逐次擴(kuò)張的理想梯次順序［33］。

圖16給出了除冰構(gòu)型失速過程中展向各站位壓力分布形態(tài)的變化情況?？梢娤鄬εR界失速狀態(tài)，失速點(diǎn)除內(nèi)翼25%站位及翼梢附近90%站位縫翼-主翼吸力有所降低外，其余各站位均呈現(xiàn)縫翼上表面負(fù)壓區(qū)微幅增加的共同特征，與失速點(diǎn)之前的升力-力矩蠕增現(xiàn)象相對應(yīng)。

圖16 除冰構(gòu)型失速過程展向各站位剖面壓力分布Fig.16 Pressure distribution of spanwise stations during stall process of de-icing configuration

過失速狀態(tài)下的上翼面負(fù)壓損失則主要體現(xiàn)于縫翼前緣未防護(hù)的60%站位以內(nèi)翼面，主翼上表面產(chǎn)生了顯著的吸力峰退化-壓力平臺特征，與當(dāng)?shù)睾缶壏蛛x現(xiàn)象相對應(yīng)，但中外翼防護(hù)區(qū)域壓力分布形態(tài)仍然能維持，因而失速形態(tài)及縱向力矩發(fā)散相對和緩。

由于結(jié)冰狀態(tài)下內(nèi)外翼存在弦向-展向分離模式差異，因此內(nèi)翼區(qū)域縫翼-主翼吸力同步降低，而外翼縫翼前緣吸力峰值能夠維持，壓力損失主要體現(xiàn)在主翼位置。此外各站位襟翼后緣也均產(chǎn)生了局部壓力平臺特征，指示了此時(shí)潛在的當(dāng)?shù)胤蛛x現(xiàn)象。

圖17 除冰構(gòu)型失速過程空間流線Fig.17 Space streamlines during stall process of deicing configuration

圖17以空間流線形式直觀給出了除冰構(gòu)型失速過程中分離流場結(jié)構(gòu)的變化情況，表明內(nèi)翼-外翼內(nèi)側(cè)相繼卷起了兩個(gè)空間大尺度旋渦，共同削弱了后方流場下洗效應(yīng)，使平尾力矩恢復(fù)效能得以提升。雖中外翼呈現(xiàn)出了一定程度的展向流動(dòng)趨勢，但總體能維持良好的附著形態(tài)。因而當(dāng)前結(jié)冰防護(hù)策略能在維持外翼縱向力矩不上仰的同時(shí)強(qiáng)化內(nèi)翼始發(fā)分離特征，從而改善臨界迎角附近的縱向安定性。

5 結(jié) 論

針對中外翼重點(diǎn)防護(hù)的大型客機(jī)增升構(gòu)型防/除冰方案完成了除冰狀態(tài)下的全機(jī)失速分離特性數(shù)值模擬分析，得到主要結(jié)論如下：

1）后掠翼結(jié)冰狀態(tài)下的失速分離演化過程由展向大渦結(jié)構(gòu)的空間掃掠效應(yīng)主導(dǎo)，因而大渦初始卷起位置冰角擾動(dòng)的影響量相對較弱，這是削減當(dāng)?shù)亟Y(jié)冰防護(hù)區(qū)域的流體力學(xué)依據(jù)。

2）短艙外側(cè)區(qū)域在上述后掠橫流效應(yīng)的綜合影響下起始駐點(diǎn)位置距縫翼前緣較近，迎角效應(yīng)相對較弱，因而能抑制結(jié)冰誘導(dǎo)前緣分離泡的弦向擴(kuò)張，仍能體現(xiàn)縫翼增升效果。

3）當(dāng)前結(jié)冰防護(hù)策略在維持外翼縱向力矩不上仰的同時(shí)強(qiáng)化了內(nèi)翼始發(fā)分離-當(dāng)?shù)叵孪礈p弱-平尾安定效能增加的耦合特征，因而改善了臨界迎角附近的安定性。

4）基于當(dāng)前防/除冰系統(tǒng)方案，在防護(hù)區(qū)域較同類民機(jī)型號有所縮減的前提下仍能有效改善增升構(gòu)型分離流動(dòng)形態(tài)、拓展失速邊界，保證結(jié)冰狀態(tài)下的飛行安全。

現(xiàn)階段主要從工程應(yīng)用角度出發(fā)，先期對比分析除冰狀態(tài)下典型民機(jī)構(gòu)型宏觀失速特性；下一步將在此基礎(chǔ)上結(jié)合更為細(xì)致和精確的數(shù)值模擬方法及更為豐富和完備的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)，針對翼面結(jié)冰及除冰狀態(tài)蘊(yùn)含的復(fù)雜流動(dòng)演化機(jī)制進(jìn)行更為系統(tǒng)深入的剖析和挖掘。