朱東宇張付昆裴如男吳 淵于 雷寧義君董 軍

(1.中航工業(yè)空氣動(dòng)力研究院,遼寧沈陽 110034; 2.高速高雷諾數(shù)氣動(dòng)力航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,遼寧沈陽 110034)

臨界冰形確定方法及其對(duì)氣動(dòng)特性影響研究

朱東宇1,*,張付昆1,裴如男1,吳 淵1,于 雷1,寧義君1,董 軍1,2

(1.中航工業(yè)空氣動(dòng)力研究院,遼寧沈陽 110034; 2.高速高雷諾數(shù)氣動(dòng)力航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,遼寧沈陽 110034)

臨界冰形是指在適航規(guī)章結(jié)冰包線內(nèi),每個(gè)可用飛行構(gòu)型下,對(duì)飛機(jī)操縱性和穩(wěn)定性影響最嚴(yán)重的冰形,臨界冰形分析是飛機(jī)適航取證中的重要工作。對(duì)臨界冰形確定方法,及臨界冰形對(duì)氣動(dòng)特性的影響進(jìn)行了研究。發(fā)展了基于CFD方法計(jì)算臨界冰形的一般方法,包括臨界冰形分析狀態(tài)、敏感性分析截面確定、結(jié)冰參數(shù)敏感性分析、臨界結(jié)冰條件確定、臨界冰形確定等。流場(chǎng)計(jì)算采用中航工業(yè)空氣動(dòng)力研究院氣動(dòng)力計(jì)算平臺(tái)(UNSMB),基于Jameson中心格式的有限體積法求解N-S方程;水滴撞擊特性計(jì)算采用Eulerian方法求解水滴軌跡運(yùn)動(dòng)方程;結(jié)冰計(jì)算采用經(jīng)典的Messinger熱力學(xué)模型。選取CRM飛機(jī)為研究對(duì)象,以機(jī)翼外翼50%展長(zhǎng)處為敏感性分析截面,在典型飛行條件下,分析了結(jié)冰對(duì)環(huán)境溫度、水滴直徑、飛行速度、飛行迎角等參數(shù)的敏感性。利用“幾何外形敏感性分析方法”,即通過對(duì)比冰形的上下冰角角度和冰角厚度等冰形幾何參數(shù)來確定最嚴(yán)重冰形,得到了CRM飛機(jī)的臨界結(jié)冰條件和臨界冰形,其中敏感性分析截面在水滴直徑為30μm時(shí)上冰角厚度和下冰角厚度最大,冰角最大厚度約41mm。計(jì)算了結(jié)冰后的氣動(dòng)性能衰減規(guī)律,臨界冰形對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)性能影響嚴(yán)重,導(dǎo)致升力降低6.7%～23.8%,阻力增加17%～70.9%。發(fā)展了45min待機(jī)臨界冰形確定方法,基于幾何外形敏感性分析方法進(jìn)行環(huán)境溫度、水滴直徑、飛行條件等各類參數(shù)的結(jié)冰敏感性分析,得到飛機(jī)的臨界結(jié)冰條件和臨界冰形,對(duì)于民用飛機(jī)設(shè)計(jì)和適航取證具有一定的工程應(yīng)用價(jià)值。

飛機(jī)結(jié)冰;臨界冰形;結(jié)冰敏感性分析;數(shù)值模擬;氣動(dòng)性能;適航規(guī)章;符合性驗(yàn)證

0 引 言

結(jié)冰會(huì)對(duì)飛機(jī)飛行安全構(gòu)成嚴(yán)重威脅。我國(guó)運(yùn)輸類飛機(jī)適航規(guī)章[1]、美國(guó)聯(lián)邦航空規(guī)章(Federal Aviation Regulation,FAR)第25部[2]等對(duì)運(yùn)輸類飛機(jī)在結(jié)冰條件下的運(yùn)行都有嚴(yán)格的要求。如果申請(qǐng)帶有防冰設(shè)施的合格審定,飛機(jī)必須能在適航規(guī)章規(guī)定的連續(xù)和間斷最大結(jié)冰狀態(tài)下安全運(yùn)行。

在飛機(jī)飛行的不同階段,就結(jié)冰對(duì)飛機(jī)性能和操縱品質(zhì)的影響來說都有一個(gè)臨界冰形,它是在特定飛行階段,在FAR 25部附錄C規(guī)定的結(jié)冰條件內(nèi)形成嚴(yán)重影響飛機(jī)性能和操縱品質(zhì)的冰形[3]?！芭R界”通常用于表示對(duì)部件或系統(tǒng)產(chǎn)生最嚴(yán)重不利影響的情形[4]。AC(Advisory Circulars)20-73A[5]對(duì)臨界冰形的定義為:在適航規(guī)章結(jié)冰包線內(nèi),每個(gè)可用飛行構(gòu)型下,對(duì)飛機(jī)操縱性和穩(wěn)定性影響最嚴(yán)重的冰形。

對(duì)于飛機(jī)結(jié)冰問題而言,最嚴(yán)重影響一般指冰形導(dǎo)致升力損失最大,失速迎角減小最多,阻力增加最大,俯仰力矩變化最大等。因此若能驗(yàn)證飛機(jī)在臨界冰形下的飛行安全,則一般可以確認(rèn)飛機(jī)在結(jié)冰條件下的安全飛行性能。采用臨界冰形還可以為飛機(jī)安全性能留以余量,以減小飛機(jī)和飛行員的安全風(fēng)險(xiǎn)。臨界冰形的確定是飛機(jī)防除冰系統(tǒng)設(shè)計(jì)、適航取證等工作的重要內(nèi)容。

Yoeman K等人[6]利用經(jīng)驗(yàn)公式的方法,分析了幾何外形、飛行參數(shù)、結(jié)冰參數(shù)等對(duì)收集系數(shù)和結(jié)冰率的影響,與低溫下的霜冰相比,在合適的環(huán)境溫度、較小水滴直徑以及相應(yīng)液態(tài)水含量下形成的光冰對(duì)氣動(dòng)性能影響更為嚴(yán)重,可以判斷為45 min待機(jī)臨界冰形。David CParkins[7]利用LEWICE結(jié)冰軟件分析了某飛機(jī)在不同速度、迎角、溫度、水滴直徑下的結(jié)冰情況,并通過直觀觀察冰角厚度和角度等參數(shù)確定最嚴(yán)重的結(jié)冰狀態(tài)。

近年來國(guó)內(nèi)在飛機(jī)結(jié)冰及其影響的數(shù)值模擬方面開展了較多工作。北京航空航天大學(xué)常士楠[8]基于拉格朗日水滴軌跡追蹤法和Messinger結(jié)冰熱力學(xué)模型,建立了翼型表面結(jié)冰準(zhǔn)定常數(shù)值模擬方法。中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心易賢[9]采用數(shù)值計(jì)算和結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)相結(jié)合的手段,對(duì)某運(yùn)輸機(jī)機(jī)翼縮比翼型剖面的結(jié)冰特性進(jìn)行了研究。中國(guó)商飛上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院馮麗娟[10]針對(duì)民用飛機(jī)結(jié)冰適航取證工作,根據(jù)適航條款的結(jié)冰包線要求,結(jié)合飛機(jī)的飛行條件,提出了一種確定民用飛機(jī)嚴(yán)重結(jié)冰條件的方法。

臨界冰形分析是飛機(jī)適航取證中的重要工作,本文對(duì)適航規(guī)章和咨詢通告進(jìn)行分析,發(fā)展基于數(shù)值模擬的臨界冰形確定方法,并計(jì)算了待機(jī)構(gòu)型下未防護(hù)表面45 min臨界冰形,討論了臨界冰形對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響。

1 臨界冰形分析方法

臨界冰形分析應(yīng)該綜合考慮不同飛行階段、不同表面防護(hù)狀態(tài)、防除冰系統(tǒng)工作形式等。根據(jù)不同飛行階段,可包括起飛結(jié)冰、起飛最后階段結(jié)冰、航路結(jié)冰、待機(jī)結(jié)冰、進(jìn)場(chǎng)結(jié)冰和著陸結(jié)冰,根據(jù)不同表面防護(hù)狀態(tài)可分為防護(hù)面與未防護(hù)面,根據(jù)防除冰系統(tǒng)工作形式可分為正常工作、失效、延遲打開等。由于臨界冰形的復(fù)雜性,通常要通過計(jì)算流體力學(xué)、冰風(fēng)洞試驗(yàn),甚至是自然結(jié)冰試飛等手段綜合確定。根據(jù)AC20-73 A,FAR25部附錄C,最大連續(xù)結(jié)冰條件下的45min待機(jī)冰形是必須要考慮的臨界冰形之一。本文主要研究基于CFD的45 min待機(jī)臨界冰形確定方法。

利用CFD方法計(jì)算臨界冰形,一般可以分為臨界冰形分析狀態(tài)確定、敏感性分析截面確定、結(jié)冰參數(shù)敏感性分析、臨界結(jié)冰條件確定、臨界冰形確定等步驟,如圖1所示。其中臨界冰形分析狀態(tài)確定是指根據(jù)飛機(jī)飛行包線和結(jié)冰包線確定計(jì)算狀態(tài)點(diǎn),敏感性分析截面確定是指選擇飛機(jī)翼面關(guān)鍵截面位置作為臨界冰形確定的翼型,結(jié)冰參數(shù)敏感性分析是指分析結(jié)冰條件和飛行條件等不同參數(shù)對(duì)冰形的影響規(guī)律,臨界結(jié)冰條件確定是指根據(jù)結(jié)冰參數(shù)敏感性分析結(jié)果確定臨界結(jié)冰狀態(tài),臨界冰形確定是指根據(jù)臨界狀態(tài)計(jì)算全機(jī)各處的冰形。

圖1 臨界冰形分析流程圖Fig.1 Critical ice shape analysis process

結(jié)冰參數(shù)敏感性分析過程中,需要從不同冰形中確定出最嚴(yán)重冰形,根據(jù)文獻(xiàn)[11],可以用幾何外形敏感性分析方法來進(jìn)行。該方法根據(jù)冰形的上下冰角角度、冰角厚度等幾何參數(shù)來確定最嚴(yán)重冰形。這些冰形參數(shù)的取值方法如圖2所示。冰角越向外張開,即上冰角角度θupper越小,下冰角角度θlower越大,對(duì)氣動(dòng)性能的影響越大;同時(shí),上冰角厚度hupper和下冰角厚度hlower越大的冰形,對(duì)氣動(dòng)性能的影響就更為嚴(yán)重。該方法簡(jiǎn)單易行,但只能適用于冰角明顯、位置相近、冰形相似的情況。

圖2 冰形幾何參數(shù)示意圖Fig.2 Definition of ice shape parameter

2 數(shù)值模擬方法

2.1 流場(chǎng)計(jì)算方法

采用中航工業(yè)空氣動(dòng)力研究院氣動(dòng)力計(jì)算平臺(tái)(UNSMB)計(jì)算流場(chǎng)?？紤]質(zhì)量、動(dòng)量、能量的守恒,在一個(gè)體積為Ω的區(qū)域里N-S方程的積分形式為:

式中W是守恒變量,FC是對(duì)流通量,FV是粘性通量。對(duì)式(1)采用Jameson中心格式的有限體積法進(jìn)行空間離散,并用顯式四步龍格-庫塔方法進(jìn)行時(shí)間離散。使用了當(dāng)?shù)貢r(shí)間步長(zhǎng)、多重網(wǎng)格以及殘值光順等加速收斂技術(shù)。湍流模型為S-A一方程模型。

2.2 水滴計(jì)算方法

在水滴撞擊特性計(jì)算中,采用了Eulerian方法。水滴控制方程形式如下,其中α為水滴體積分?jǐn)?shù),u為水滴速度,ua為空氣速度,CD為水滴阻力系數(shù), Red為水滴雷諾數(shù),K為慣性因子,ρa(bǔ)為空氣密度,ρ為水滴密度,Fr為Froude數(shù),g為重力加速度,各項(xiàng)參數(shù)的具體計(jì)算方法參見文獻(xiàn)[12]。

2.3 結(jié)冰計(jì)算方法

采用經(jīng)典的Messinger結(jié)冰熱力學(xué)模型來計(jì)算結(jié)冰過程。將結(jié)冰表面劃分為若干控制體,通過求解控制體內(nèi)如下形式的質(zhì)量和能量方程得到每個(gè)控制體內(nèi)的結(jié)冰量。其中為水滴撞擊控制體帶來的水流量,為前一個(gè)控制體流到當(dāng)前控制體的水流量,為蒸發(fā)或升華產(chǎn)生的水蒸氣流量,為流出控制體的水流量,為結(jié)冰量表示控制體內(nèi)水結(jié)冰所釋放的能量,表示蒸發(fā)或者升華吸收的能量,表示流出控制體的水帶走的能量,表示流入控制體水帶來的能量,表示制體內(nèi)撞擊水滴帶來的能量,表示空氣與物面摩擦生熱,表示空氣對(duì)流換熱,各項(xiàng)參數(shù)的具體計(jì)算方法參見文獻(xiàn)[13]。

為了驗(yàn)證結(jié)冰數(shù)值模擬方法的可靠性,將數(shù)值模擬結(jié)果與文獻(xiàn)[14-15]中的試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比,結(jié)果表明水滴收集系數(shù)分布、最大收集系數(shù)、撞擊范圍、結(jié)冰外形、最大結(jié)冰厚度等均吻合良好。

圖3 計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比Fig.3 Comparison between simulation and test

2.4 計(jì)算模型及網(wǎng)格

研究選用第四屆AIAA阻力預(yù)測(cè)會(huì)中使用的CRM(Common Research Model)模型[16]。幾何外形如圖4所示,未結(jié)冰構(gòu)型計(jì)算網(wǎng)格如圖5所示。

圖4 CRM模型示意圖Fig.4 Common Research Model(CRM)

圖5 未結(jié)冰構(gòu)型計(jì)算網(wǎng)格示意圖Fig.5 Diagram of clean grid

3 臨界冰形計(jì)算分析

按前述的臨界冰形分析方法,計(jì)算了CRM飛機(jī)未防護(hù)狀態(tài)下45 min待機(jī)臨界冰形。參考FAR 25部附錄C的結(jié)冰條件,確定臨界冰形分析狀態(tài),如表1所示。其中液態(tài)水含量(LWC)由FAR 25部附錄C計(jì)算得出,速度、迎角、高度等參數(shù)均為假定的飛行參數(shù)。

根據(jù)文獻(xiàn)[6],敏感性分析截面通常選在操縱面附近、水平安定面、主翼外翼等位置。計(jì)算選取機(jī)翼外翼50%展長(zhǎng)處作為敏感性分析截面(見圖6中紅色標(biāo)示截面),機(jī)翼截面站位Y=19.2 m,其截面翼型外形如圖7所示。其余截面用于計(jì)算全機(jī)臨界冰形,站位情況如表2所示。

表1 臨界冰形計(jì)算狀態(tài)表Table 1 Flight and icing parameter for critical ice shape calculation

表2 臨界冰形計(jì)算截面站位Table 2 Selected cuts for critical ice shape calculation

圖6 臨界冰形分析站位示意圖Fig.6 Selected cuts for critical ice shape calculation

圖7 機(jī)翼Y=19.2 m截面翼型Fig.7 Airfoil of Y=19.2 m cut

在選定的敏感性分析截面上,針對(duì)影響飛機(jī)結(jié)冰的溫度、水滴直徑、飛行條件等各類參數(shù)進(jìn)行結(jié)冰敏感性分析,獲得嚴(yán)重結(jié)冰條件。

3.1 溫度敏感性分析

溫度是影響飛機(jī)表面冰增長(zhǎng)的最主要因素之一,是結(jié)冰形狀的重要決定參數(shù)。進(jìn)行機(jī)翼結(jié)冰敏感性分析時(shí)選取4種不同溫度(如表1中計(jì)算狀態(tài)1～4)。圖8給出了不同溫度下的冰形,冰角厚度和冰角角度如圖9和圖10。采用幾何外形敏感性分析方法進(jìn)行溫度敏感性分析,通過對(duì)比發(fā)現(xiàn),溫度為264 K時(shí),上冰角厚度達(dá)到最大值約40 mm,下冰角厚度和冰角角度等參數(shù)與其它溫度下冰形差距不大?？紤]到上冰角對(duì)氣動(dòng)性能影響更為主要,確定264 K為最嚴(yán)重結(jié)冰溫度。

圖8 不同溫度冰形圖Fig.8 Effect of temperature variations on ice shape

圖9 不同溫度冰形冰角厚度比較Fig.9 Comparison of ice horn maximum thickness with different temperatures

3.2 水滴直徑敏感性分析

水滴直徑是重要的云霧參數(shù),對(duì)結(jié)冰范圍、冰厚、角度等都有較大的影響?；诖_定的最嚴(yán)重結(jié)冰溫度,選取4種不同尺寸的水滴直徑(如表1中計(jì)算狀態(tài)5～8),進(jìn)行結(jié)冰計(jì)算,比較獲得結(jié)冰最嚴(yán)重水滴直徑。圖11給出了不同水滴直徑下的冰形。冰角厚度和冰角角度見圖12和圖13。通過對(duì)比發(fā)現(xiàn),在水滴直徑為30μm時(shí)上冰角厚度和下冰角厚度最大,冰角最大厚度達(dá)到約41 mm,并且上冰角角度最小,下冰角角度最大,為最嚴(yán)重結(jié)冰水滴直徑。

圖10 不同溫度冰形冰角角度比較Fig.10 Comparison of ice horn angle with different temperatures

圖11 不同水滴直徑冰形圖Fig.11 Effect of droplet diameter variations on ice shape

圖12 不同水滴直徑冰形冰角厚度比較Fig.12 Comparison of ice horn maximum thickness with different droplet diameters

圖13 不同水滴直徑冰形冰角角度比較Fig.13 Comparison of ice horn angle with different droplet diameters

用與上述類似的方法,還對(duì)不同飛行條件的結(jié)冰敏感性進(jìn)行了分析?；诖_定的最嚴(yán)重環(huán)境溫度和最嚴(yán)重水滴直徑,選取3種不同飛行狀態(tài)進(jìn)行飛行條件敏感性分析(如表1中計(jì)算狀態(tài)9～10,其中結(jié)冰參數(shù)為之前確定的最嚴(yán)重環(huán)境溫度和水滴直徑)。通過對(duì)比得到最嚴(yán)重結(jié)冰條件為:飛行高度5 km,速度120 m/s,迎角3°。

3.3 臨界冰形的確定

通過結(jié)冰參數(shù)敏感性分析工作,確定了CRM飛機(jī)待機(jī)構(gòu)型下45 min臨界結(jié)冰條件,如表3所示。

表3 CRM飛機(jī)臨界結(jié)冰條件Table 3 Critical icing condition for CRM

根據(jù)分析得出的臨界結(jié)冰條件,可以計(jì)算得到飛機(jī)各截面的臨界冰形,如圖14所示。

圖14 各截面處臨界冰形Fig.14 Critical ice shapes

以機(jī)翼和平尾各截面臨界冰形為基準(zhǔn),通過三維建模方法可以得到全機(jī)三維臨界冰形,可用于結(jié)冰后氣動(dòng)性能評(píng)估,如圖15所示。

圖15 CRM待機(jī)構(gòu)型45min臨界冰形Fig.15 45 minutes holding critical ice shape

4 臨界冰形對(duì)氣動(dòng)性能影響分析

在確定了臨界冰形后,采用CFD方法對(duì)結(jié)冰后飛機(jī)氣動(dòng)性能進(jìn)行評(píng)估,計(jì)算狀態(tài)見表4,計(jì)算網(wǎng)格如圖16。得到結(jié)冰狀態(tài)下飛機(jī)的升力、阻力特性以及俯仰力矩系數(shù),見圖17、圖18以及表5。

從升力系數(shù)曲線中可以看出,結(jié)冰導(dǎo)致飛機(jī)升力特性衰減,升力系數(shù)衰減百分比為6.7%～23.8%,并且結(jié)冰導(dǎo)致飛機(jī)從升力線性段提前向非線性段發(fā)展,同時(shí)結(jié)冰后失速迎角減小了3°左右。結(jié)冰導(dǎo)致飛機(jī)俯仰力矩特性變化,結(jié)冰后增加飛機(jī)抬頭力矩,但是在升力線性段縱向穩(wěn)定性不變。隨著迎角增加,結(jié)冰導(dǎo)致飛機(jī)提前發(fā)展至縱向不穩(wěn)定狀態(tài)。結(jié)冰會(huì)引起飛機(jī)阻力劇烈增加,最大增加70.9%左右,這必然造成飛機(jī)飛行過程中發(fā)動(dòng)機(jī)推力變化,影響飛機(jī)航程等性能。結(jié)冰后飛機(jī)升阻比減小,結(jié)冰前Kmax約為22,結(jié)冰后下降到17.5。升阻比特性的下降,會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)航程、續(xù)航時(shí)間、下滑距離和升限等性能的衰減。

表4 結(jié)冰對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)性能影響分析狀態(tài)表Table 4 Condition for iced aerodynamic analysis

圖16 三維帶冰網(wǎng)格圖Fig.16 Diagram of grid in consideration of icing

圖17 臨界冰形對(duì)CRM升力和力矩系數(shù)影響Fig.17 Effect of critical ice shape on lift and moment

圖18 臨界冰形對(duì)CRM阻力系數(shù)影響Fig.18 Effect of critical ice shape on drag

表5 結(jié)冰前后升阻特性對(duì)比Table 5 Comparison of clean and iced aerodynamics

5 結(jié) 論

本文分析了適航規(guī)章中對(duì)臨界冰形的要求,發(fā)展了臨界冰形確定的一般方法。并選取CRM飛機(jī),以45 min待機(jī)臨界冰形為例,進(jìn)行了臨界冰形及其對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)性能影響計(jì)算。研究得出以下結(jié)論:

1)臨界冰形分析是飛機(jī)適航取證中的重要工作,應(yīng)該綜合考慮不同飛行階段、不同表面防護(hù)狀態(tài)、防除冰系統(tǒng)工作形式等。通常要通過CFD、冰風(fēng)洞試驗(yàn)、甚至是自然結(jié)冰試飛等手段綜合確定。

2)FAR 25部附錄C最大連續(xù)結(jié)冰條件下的45 min待機(jī)冰形是必須要考慮的臨界冰形之一。

3)臨界冰形的確定過程中,可以利用幾何外形敏感性分析方法,即通過對(duì)比冰形的上下冰角角度和冰角厚度等冰形幾何參數(shù)來確定最嚴(yán)重冰形。

4)臨界冰形的確定過程中,需要針對(duì)影響飛機(jī)結(jié)冰的溫度、水滴直徑、飛行條件等各類參數(shù)進(jìn)行結(jié)冰敏感性分析,獲得最嚴(yán)重結(jié)冰條件。

5)臨界冰形對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)性能影響嚴(yán)重,導(dǎo)致升力降低6.7%～23.8%,阻力增加17%～70.9%,使飛機(jī)航程、續(xù)航時(shí)間、下滑距離和升限等性能衰減。

本文發(fā)展的45 min待機(jī)臨界冰形確定方法,能夠利用數(shù)值模擬手段分析得到飛機(jī)的臨界結(jié)冰條件和臨界冰形,對(duì)于民用飛機(jī)設(shè)計(jì)和適航取證具有一定的工程應(yīng)用價(jià)值。

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Research on critical ice shape determination and its effects on aerodynamics

Zhu Dongyu1,*,Zhang Fukun1,Pei Runan1,Wu Yuan1,Yu Lei1,Ning Yijun1,Dong Jun1,2
(1.AVIC Aerodynamics Research Institute,Shenyang Liaoning110034,China; 2.Aero Science Key Lab of High Reynolds Aerodynamic Forces at High Speeds,Shenyang Liaoning110034,China)

Critical ice shape determination method and its effects on aerodynamics were investigated.A typical tool used in the development and certification of an aircraft for flight-intoknown-icing conditions is critical ice shapes.These shapes are developed for both the unprotected and protected surfaces of the aircraft.They are then used in dry-air testing to assess the likely worst case handling and performance of the aircraft in natural icing flight.Critical ice shapes are those with ice accretion geometries and features representative of that which can be produced within the icing certification envelope that result in the largest adverse effects on performance and handling qualities over the applicable phases of flight of the aircraft.A critical ice shape determination method was developed based on CFD approach,which was applied to critical ice shape condition analysis,sensitivity section determination,icing parameter sensitivity analysis, critical icing condition determination and critical ice shape determination.The flow field was calculated using CFD platform of AVIC Aerodynamics Research Institute(UNSMB),by solving N-S equation based on the finite volume method with Jameson central scheme.Impingementcharacteristic of droplets was calculated using the Eulerian method for the droplet trajectory equation,and classical Messinger thermodynamics model was applied to simulate ice growth. Sensitivity of ice shapes to parameters as ambient temperature,droplet diameter,and flight conditions were analyzed on Common Research Model(CRM)model,with the 50%spanwise wing section as the sensitivity analysis section.An airfoil sensitivity approach was applied to determine critical icing condition and ice shape for CRM,by comparing the ice geometry parameters such as ice horn angle and ice thickness.The 30 micron case has the largest and most after ice thickness and ice horn angle,the maximum ice thickness is about 41mm.Regarding aerodynamic degradation due to calculated ice,critical ice shape affects seriously the aerodynamic performance of aircraft,causes that lift reduces by 17%～70.9%,drag increases by 6.7%～ 23.8%.The developed 45 minutes holding critical ice shape determination method can be used to numerically determine critical condition and ice shape,and is applicable in civil aircraft design and certification.

aircraft icing;critical ice shape;icing sensitivity analysis;numerical simulation; aerodynamics;certification regulation;compliance means

V211.3

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0217

0258-1825(2016)06-0714-07

2015-12-21;

2016-01-13

朱東宇*(1984-),山東五蓮縣人,高級(jí)工程師,研究方向:飛機(jī)結(jié)冰.E-mail:wonderet@hotmail.com

朱東宇,張付昆,裴如男,等.臨界冰形確定方法及其對(duì)氣動(dòng)特性影響研究[J].空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào),2016,34(6):714-720.

10.7638/kqdlxxb-2015.0217 Zhu D Y,Zhang F K,Pei R N,et al.Research on critical ice shape determination and its effects on aerodynamics[J].Acta Aerodynamica Sinica,2016,34(6):714-720.