易 賢, 李維浩, 王應(yīng)宇, 馬洪林

(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 四川 綿陽(yáng) 621000)

0 引 言

飛機(jī)在飛行中穿越含有過(guò)冷水滴的云層，過(guò)冷水滴撞擊在飛機(jī)表面，在撞擊區(qū)域附近很可能產(chǎn)生結(jié)冰現(xiàn)象[1-2]。結(jié)冰廣泛存在于飛行實(shí)踐中，并對(duì)飛行安全產(chǎn)生危害[3-5]。飛機(jī)結(jié)冰傳感器是安裝于機(jī)體表面，用于偵測(cè)飛機(jī)是否進(jìn)入結(jié)冰環(huán)境的儀器設(shè)備，是飛機(jī)結(jié)冰防護(hù)系統(tǒng)的重要組成部分[6-7]。航空系統(tǒng)結(jié)冰傳感器種類眾多，按照安裝方式分類可分為2種[8]：一種是傳感器探頭從飛機(jī)機(jī)體伸出，這種傳感器通常是安裝在機(jī)頭一側(cè)；另一種是傳感器埋裝于易結(jié)冰部位，探頭與飛機(jī)表面(如機(jī)翼前緣)齊平。雖然第2種結(jié)冰傳感器測(cè)量更直接，但是僅有少數(shù)國(guó)外公司生產(chǎn)，而且存在安裝麻煩、需耐受飛機(jī)表面防冰或除冰加熱時(shí)的高溫等不足，所以目前第1種傳感器仍然是主流。

受空氣繞流的影響，結(jié)冰環(huán)境下飛機(jī)周?chē)鲌?chǎng)中的水滴在空間分布不均勻。在近壁面的廣泛區(qū)域，存在無(wú)水區(qū)，如果傳感器探頭處于這一區(qū)域，會(huì)探測(cè)不到結(jié)冰，導(dǎo)致漏報(bào)。離壁面一定距離，又存在水滴聚集區(qū)，該區(qū)域的水滴容積分?jǐn)?shù)遠(yuǎn)高于周?chē)鲌?chǎng)，如果傳感器探頭始終在該區(qū)域，又會(huì)使得信號(hào)過(guò)于敏感，干擾飛行員的操作。好的結(jié)冰傳感器需要適用于不同的飛行狀態(tài)，除了避免漏報(bào)，還應(yīng)該在起到預(yù)警作用的同時(shí)，避免傳感器的反饋過(guò)于敏感，出現(xiàn)虛警誤報(bào)的情況。因此，傳感器的安裝位置直接決定了冰的探測(cè)效果，在進(jìn)行飛機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)，需要專門(mén)研究。由于飛機(jī)上可安裝傳感器的區(qū)域眾多，且傳感器外形尺寸與飛機(jī)差距巨大，如果按照常規(guī)設(shè)計(jì)思路，把傳感器加載到飛機(jī)表面逐個(gè)位置進(jìn)行設(shè)計(jì)分析，需耗費(fèi)巨大的工作量。

目前國(guó)內(nèi)外對(duì)飛機(jī)結(jié)冰探測(cè)技術(shù)的研究依然十分活躍[9-11]，但主要集中于新型結(jié)冰傳感器的研發(fā)及驗(yàn)證方面，關(guān)于如何確定結(jié)冰傳感器安裝位置方面的研究很少，僅有零星的公開(kāi)報(bào)道[12]。目前尚未形成系統(tǒng)的結(jié)冰傳感器位置確定方法及規(guī)范。針對(duì)該現(xiàn)狀，本文提出一種確定結(jié)冰傳感器安裝位置的方法，采用該方法對(duì)某型民航客機(jī)的結(jié)冰傳感器安裝位置進(jìn)行分析，并采用數(shù)值仿真手段進(jìn)行安裝效果驗(yàn)證，以獲得適合該型飛機(jī)的結(jié)冰傳感器安裝位置。

1 結(jié)冰傳感器安裝位置的確定方法

1.1 基本步驟

確定結(jié)冰傳感器安裝位置的步驟為：

(1) 采用CFD方法計(jì)算未安裝傳感器飛機(jī)的空氣流場(chǎng)，獲得不同條件下繞飛機(jī)的空氣流場(chǎng)分布；

(2) 在流場(chǎng)計(jì)算的基礎(chǔ)上，采用歐拉法計(jì)算水滴場(chǎng)，得到不同直徑水滴在飛機(jī)流場(chǎng)中的容積分?jǐn)?shù)分布；

(3) 根據(jù)水滴收集率的定義以及傳感器探頭距物面的尺寸范圍，獲得傳感器擬安裝區(qū)域不同位置的水滴收集率以及對(duì)應(yīng)條件下飛機(jī)機(jī)翼的水滴收集率；

(4) 對(duì)比傳感器擬安裝位置的水滴收集率與機(jī)翼表面的最大水滴收集率，從保證傳感器可以起到預(yù)警作用的角度出發(fā)，進(jìn)而給出傳感器合適的安裝位置范圍；

(5) 將傳感器加載到對(duì)應(yīng)位置，對(duì)機(jī)體/傳感器的組合構(gòu)型進(jìn)行數(shù)值仿真分析，對(duì)探測(cè)效果進(jìn)行驗(yàn)證確認(rèn)。

1.2 空氣流場(chǎng)計(jì)算方法

空氣流場(chǎng)通過(guò)采用成熟的SIMPLE系列算法求解低速粘流的時(shí)均N-S方程獲得，控制方程的通用形式為：

(1)

式中:ρa(bǔ)為空氣密度;ua為空氣速度;φ和qφ取不同的值，可代表流場(chǎng)的連續(xù)性方程、動(dòng)量方程和湍動(dòng)能等其他標(biāo)量的輸運(yùn)方程。方程(1)中各項(xiàng)的物理意義和具體表達(dá)式，以及方程的求解方法，可參見(jiàn)文獻(xiàn)[13]，此處不再詳述。

1.3 水滴容積分?jǐn)?shù)計(jì)算方法

引入水滴容積分?jǐn)?shù)α，其定義為空間微團(tuán)中水滴相所占的體積比例，則可以建立水滴相的控制方程，包括連續(xù)方程和動(dòng)量方程，分別為[14]：

(2)

=ρdαK(ua-ud)+ρdαg

(3)

式中：ud為水滴速度；ρd為水滴密度；g為重力加速度；K為慣性因子。與空氣流場(chǎng)控制方程類似，水滴項(xiàng)控制方程可以統(tǒng)一寫(xiě)成輸運(yùn)方程的形式：

(4)

式中：qφ為源項(xiàng);φ取1；ud、vd或wd分別代表連續(xù)方程和x、y、z方向的動(dòng)量方程，方程(4)的求解詳見(jiàn)文獻(xiàn)[14]。

1.4 水滴收集率計(jì)算

飛機(jī)表面的水滴收集率β可在獲得當(dāng)?shù)厮稳莘e分?jǐn)?shù)α和水滴速度ud之后，由以下公式計(jì)算：

(5)

式中：α∞為遠(yuǎn)場(chǎng)水滴容積分?jǐn)?shù)；u∞為遠(yuǎn)場(chǎng)水滴速度；n為物面碰撞點(diǎn)處的單位法線向量。

2 某客機(jī)結(jié)冰傳感器安裝位置分析

2.1 飛機(jī)構(gòu)型

研究選用的構(gòu)型是某民航客機(jī)的簡(jiǎn)化外形，包括機(jī)頭、機(jī)身和機(jī)翼的組合體，忽略發(fā)動(dòng)機(jī)和尾翼的影響。

第一類結(jié)冰傳感器通常安裝于機(jī)頭，因此重點(diǎn)分析該飛機(jī)機(jī)頭周邊區(qū)域，在機(jī)頭區(qū)域沿著垂直于飛機(jī)軸向的方向截取4個(gè)截面，截面的位置選取如圖1(a)所示，4個(gè)截面距機(jī)身鼻尖分別為0.73、1.2、2.08和4.66m。根據(jù)傳感器探頭距物面的距離，在每個(gè)截面上不同周向位置選取6個(gè)點(diǎn)，以分析傳感器分別安裝于這6個(gè)點(diǎn)的結(jié)冰探測(cè)效果。圖1(b)所示為截面1傳感器布置，圖中紅色的圓圈為擬布置結(jié)冰傳感器的6個(gè)位置，其他3個(gè)截面的布置及編號(hào)與截面1類似。

(b) 截面1傳感器位置及編號(hào)

2.2 計(jì)算條件及網(wǎng)格

空氣流場(chǎng)計(jì)算條件為3種迎角(2°、4°和6°)與2種飛行速度(116和127m/s)的組合，共6種狀態(tài)，考慮2種水滴直徑(20和40μm)，計(jì)算狀態(tài)共12組。計(jì)算網(wǎng)格采用結(jié)構(gòu)化多塊對(duì)接網(wǎng)格，網(wǎng)格規(guī)模2000萬(wàn)。

2.3 計(jì)算結(jié)果與分析

2.3.1飛機(jī)表面收集率

表1給出了不同狀態(tài)下機(jī)翼上的最大水滴收集率，可以看出，水滴直徑及速度的增加，都會(huì)導(dǎo)致水滴收集率增加，最大水滴收集率的范圍在0.570至0.742之間。圖2給出了Case 5和Case 10這2種典型狀態(tài)下，全機(jī)表面的水滴收集率分布，可見(jiàn)水滴主要撞擊在機(jī)頭鼻尖、風(fēng)擋和機(jī)翼前緣區(qū)域，最大水滴收集率βw出現(xiàn)在機(jī)翼翼尖前緣。

表1 各狀態(tài)下機(jī)翼最大水滴收集率Table 1 The maximum local collection coefficient on the wings under each condition

2.3.2截面1傳感器安裝效果分析

圖3給出的是Case 5和Case 10這2種典型狀態(tài)下截面1內(nèi)的無(wú)量綱液態(tài)水含量(當(dāng)?shù)厮稳莘e分?jǐn)?shù)與遠(yuǎn)場(chǎng)水滴容積分?jǐn)?shù)之比)分布云圖及結(jié)冰傳感器位置。可以看到，6個(gè)傳感器在各種狀態(tài)下均處于無(wú)水區(qū)之外，并靠近最大液態(tài)水含量分布區(qū)域。

(a) v=116m/s, MVD=20μm, α=6°

(b) v=127m/s, MVD=40μm, α=4°

(a) v=116m/s, MVD=20μm,α=6°

(b) v=127m/s, MVD=40μm, α=4°

表2提供的是傳感器探頭處的平均水滴收集率和機(jī)翼上最大水滴收集率的比值，可以看出，水滴收集率比值在1.371～2.077之間。這表明在所有狀態(tài)下，探頭上的結(jié)冰速度比飛機(jī)機(jī)翼上結(jié)冰速度最快的位置還要快，說(shuō)明選取截面1上6個(gè)位置安裝傳感器都可以起到較好的結(jié)冰預(yù)警作用。

表2 截面1水滴收集率與機(jī)翼上最大水滴收集率的比值Table 2 The ratio of local collection coefficient in section 1 to maximum local collection coefficient on the wing

2.3.3截面2傳感器安裝效果分析

圖4和表3給出的是截面2的結(jié)果。6個(gè)位置在各種狀態(tài)下也處于無(wú)水區(qū)之外，水滴收集率比值在1.586～3.229之間，較截面1的比值稍大，說(shuō)明選取截面2上6個(gè)位置安裝傳感器也都可以起到較好的結(jié)冰預(yù)警作用。

(a) v=116m/s, MVD=20μm, α=6°

(b) v=127m/s, MVD=40μm, α=4°

表3 截面2水滴收集率與機(jī)翼上最大水滴收集率的比值Table 3 The ratio of local collection coefficient in section 2 to maximum local collection coefficient on the wings

2.3.4截面3傳感器安裝效果分析

表4給出的是截面3的結(jié)果?？梢钥吹剑?3_1、3_2、3_3、3_4這4個(gè)位置的水滴收集率與機(jī)翼上最大水滴收集率的比值在1.456～3.366之間；而在位置3_5、Case 8時(shí)，探頭的平均水滴收集率與機(jī)翼上最大水滴收集率的比值僅為0.856；在位置3_6、Case 2、Case 8和Case 10時(shí)，探頭的平均水滴收集率與機(jī)翼上最大水滴收集率的比值均小于1，最小值甚至只有0.287。圖5給出的是典型狀態(tài)下截面3內(nèi)的無(wú)量綱液態(tài)水含量分布云圖及結(jié)冰傳感器位置，可以看到，3_5、3_6已經(jīng)接近無(wú)水區(qū)，說(shuō)明傳感器安裝在3_5和3_6不能滿足結(jié)冰探測(cè)需求。

表4 截面3水滴收集率與機(jī)翼上最大水滴收集率的比值Table 4 The ratio of local collection coefficient in section 3 to maximum local collection coefficient on the wings

2.3.5截面4傳感器安裝效果分析

表5和圖6給出的是截面4的安裝效果。從表5可以看出，6個(gè)位置在某些狀態(tài)下都存在傳感器探頭處平均水滴收集率與機(jī)翼上最大水滴收集率的比值小于1的情況。從圖6可以看到，6個(gè)位置都在某些狀態(tài)下靠近或處于無(wú)水區(qū)，說(shuō)明傳感器安裝在這些位置均不能滿足結(jié)冰探測(cè)需求。

(a) v=116m/s, MVD=40μm, α=2°

(b) v=127m/s, MVD=40μm, α=4°

表5 截面4水滴收集率與機(jī)翼上最大水滴收集率的比值Table 5 The ratio of local collection coefficient in section 4 to maximum local collection coefficient on the wings

(a) v=116m/s, MVD=40μm, α=2°

(b) v=127m/s, MVD=40μm, α=6°

3 計(jì)算仿真驗(yàn)證

以上分析是基于飛機(jī)未安裝傳感器的結(jié)果，實(shí)際傳感器安裝在飛機(jī)上之后，必定會(huì)給安裝位置附近的流場(chǎng)帶來(lái)干擾，使得探頭處的水滴收集率發(fā)生改變。為了驗(yàn)證以上分析方法的可行性，將結(jié)冰傳感器安裝在飛機(jī)上，并對(duì)傳感器/飛機(jī)組合構(gòu)型的水滴收集率進(jìn)行了計(jì)算仿真。

結(jié)冰傳感器選用目前運(yùn)輸類飛機(jī)普遍采用的磁致伸縮型傳感器，總高度為7cm，其中底座直徑為4cm，高3cm，探頭直徑1cm，高4cm，將其置于位置2_3，計(jì)算采用多塊對(duì)接網(wǎng)格(見(jiàn)圖7)。

圖8給出的是Case 5狀態(tài)下，傳感器表面的水滴收集率分布云圖。探頭處的平均水滴收集率為1.141。同時(shí)，本文對(duì)組合構(gòu)型在Case 10狀態(tài)下的結(jié)果進(jìn)行了計(jì)算，探頭處的平均水滴收集率為1.756,而Case 5和Case 10未考慮傳感器位置的平均水滴收集率為1.063和1.392。由于Case 5和Case 10是機(jī)翼水滴收集率最大和最小的2種情況，因此空氣流場(chǎng)不同導(dǎo)致的探測(cè)結(jié)果差異均在這兩者之間變動(dòng)。在其他狀態(tài)下，位置2_3傳感器探頭處的水滴收集率同樣略高于未考慮傳感器擾動(dòng)時(shí)的水滴收集率，說(shuō)明采用本文提出的結(jié)冰傳感器安裝位置確定方法是偏保守、可行的方法。

(a) 機(jī)頭網(wǎng)格

(b) 傳感器周?chē)W(wǎng)格

圖8 傳感器表面水滴收集率云圖

4 結(jié) 論

提出了飛機(jī)結(jié)冰傳感器安裝位置的確定方法，并針對(duì)某型民航客機(jī)進(jìn)行了應(yīng)用分析，得到如下結(jié)論：

(1) 本文方法基于飛機(jī)未加裝傳感器的構(gòu)型進(jìn)行分析，其得到的結(jié)論已滿足安裝傳感器后的要求，可普遍應(yīng)用于運(yùn)輸類飛機(jī)設(shè)計(jì)，有效提高結(jié)冰防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)的效率。

(2) 結(jié)冰傳感器的安裝，還需考慮與其他機(jī)載傳感器(如迎角傳感器、速度傳感器)的干擾問(wèn)題，可在本文方法得到的區(qū)間范圍內(nèi)，選取與其它傳感器距離較遠(yuǎn)的、干擾較少的位置。

需要說(shuō)明的是，傳感器除了要具有預(yù)警作用，還要避免結(jié)冰過(guò)快導(dǎo)致過(guò)度報(bào)警，只要求傳感器的結(jié)冰速度比機(jī)翼快，雖然可以保證飛行安全，但卻不是最科學(xué)的。傳感器的結(jié)冰速率究竟要比機(jī)翼快多少合適，目前還沒(méi)有一個(gè)標(biāo)準(zhǔn)和規(guī)范，需要下一步深入研究。

:

[1]Cebeci T, Kafyeke F. Aircraft icing[J]. Annual Review of Fluid Mechanics, 2003, 35: 11-21.

[2]桂業(yè)偉, 周志宏, 李穎暉, 等. 關(guān)于飛機(jī)結(jié)冰的多重安全邊界問(wèn)題[J]. 航空學(xué)報(bào), 2017, 38(2): 520723-520734.

Gui Y W, Zhou Z H, Li Y H, et al. Multiple safety boundaries protection on aircraft icing[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2017, 38(2): 520723-520734.

[3]張恒, 李杰, 龔志斌. 多段翼型縫翼前緣結(jié)冰大迎角分離流動(dòng)數(shù)值模擬[J]. 航空學(xué)報(bào), 2017, 38(2): 520733-520746.

Zhang H, Li J, Gong Z B. Numerical simulation of separated flow around a multi-element airfoil at high angle of attack with iced slat[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2017, 38(2): 520733-520746.

[4]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)特性的影響研究[J]. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2016, 34(6): 714-720.

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.

[5]薛源, 徐浩軍, 裴彬彬, 等. 基于蒙特卡羅法的飛機(jī)結(jié)冰后動(dòng)力學(xué)特性分析[J]. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2016, 30(2): 26-31, 37.

Xue Y, Xu H J, Pei B B, et al. Dynamic characteristics analysis after aircraft icing based on Monte Carlo method[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2016, 30(2): 26-31, 37.

[6]Aircraft Ice Protection Appendix K. Ice and icing condition detection[S]. AC20-73A, 2006.

[7]張洪, 葉林, 張杰. 飛機(jī)結(jié)冰探測(cè)技術(shù)初探[J]. 國(guó)際航空, 2007, 10: 65-67.

Zhang H, Ye L, Zhang J. Discussion on problems of aircraft ice detection[J]. International Avation, 2007, 10: 65-67.

[8]張杰, 周磊, 張洪, 等. 飛機(jī)結(jié)冰探測(cè)技術(shù)[J]. 儀器儀表學(xué)報(bào), 2006, 27(12): 1578-1586.

Zhang J, Zhou L, Zhang H, et al. Aircraft icing detection technology[J]. Chinese Journal of Scientific Instrument, 2006, 27(12): 1578-1586.

[9]Jackson D, Owens D, Cronin D, et al. Certification and integration aspects of a primary ice detection system[R]. AIAA-2001-0398, 2001.

[10]張洪, 張文倩, 鄭英. 過(guò)冷大水滴結(jié)冰探測(cè)技術(shù)研究進(jìn)展[J]. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2016, 30(3): 33-39.

Zhang H, Zhang W, Zheng Y. Research progress on supercooled large droplet icing detection technology[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2016, 30(3): 33-39.

[11]周峰, 馮麗娟, 徐超軍, 等. 民用飛機(jī)適航用臨界冰形的確定及驗(yàn)證[J]. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2016, 30(2): 8-13.

Zhou F, Feng L J, Xu C J, et al. Determination and verification of critical ice shape for the certification of civil aircraft[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2016, 30(2): 8-13.

[12]史獻(xiàn)林, 王大偉. 民用飛機(jī)結(jié)冰探測(cè)器安裝位置研究[J]. 科技信息, 2011, 22: 806-807.

[13]易賢. 飛機(jī)積冰的數(shù)值計(jì)算與積冰試驗(yàn)相似準(zhǔn)則研究[D]. 綿陽(yáng): 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心, 2007.

Yi X. Numerical computation of aircraft icing and study on icing test scaling law[D]. Mianyang: China Aerodynamics Research and Development Center, 2007.

[14]易賢, 王開(kāi)春, 桂業(yè)偉, 等. 結(jié)冰面水滴收集率歐拉計(jì)算方法研究及應(yīng)用[J]. 空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào), 2010, 28(5): 596-601.

Yi X, Wang K C, Gui Y W, et al. Study on Eulerian method for icing collection efficiency computation and its application[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2010, 28(5): 596-601.