高郭池, 丁 麗, 李保良, 王梓旭, 姜裕標

(1. 中國民用航空沈陽航空器適航審定中心, 沈陽 110043; 2. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心, 四川 綿陽 621000)

0 引 言

Y12F飛機是目前世界上最大的中國民用航空規(guī)章(CCAR)23部通勤類飛機，2005年7月25日向中國民用航空局(CAAC)提交型號合格證申請書，2006年8月30日通過CAAC向美國聯(lián)邦航空管理局(FAA)提交同步認可審定申請，歷經(jīng)10年的研制和適航審定，終于在2015年12月12日獲得CAAC型號合格證(TC)，2016年2月22日獲得FAA的TC。

Y12F飛機同步取得CAAC和FAA的型號合格證，是中國第一個接受FAA同步認可審查并獲得批準的型號，是繼1995年為簽署23部適航雙邊進行Y12IV飛機“影子審查”后，中美兩國適航部門在小飛機適航審定領域的又一次重要的成功合作。為了提高適航審定能力，推動適航審定體系的發(fā)展，為了加速與國際適航審定接軌，樹立自信并盡快補齊適航短板，理應對Y12F型飛機的型號合格審定過程進行系統(tǒng)地回顧和總結。

Y12F飛機結冰風洞試驗于2011年11月在美國Cox & Company公司LIRL結冰風洞完成，是我國通用飛機首次進行的型號結冰風洞試驗，CAAC和FAA審查代表在現(xiàn)場全程目擊。本文對Y12F飛機結冰風洞試驗過程進行總結回顧，研究并歸納了試驗設計中的關鍵適航審定要求與審定技術，目的是為后續(xù)新機型的結冰風洞試驗提供借鑒和指導，同時也為有意愿獲取FAA型號合格證的申請人提供參考。

1 適航要求

1.1 除防冰適航要求

按照中國民用航空規(guī)章(CCAR)23.1419-2D條款[1]要求，飛機型號合格證申請人應通過分析和試驗來表明飛機除防冰系統(tǒng)的可接受性，這些分析和試驗必須考慮到所有的飛行形態(tài)。為了確定除防冰系統(tǒng)的能力是足夠的，可以采用下列任一一種或幾種試驗進行驗證：自然結冰飛行試驗、風洞試驗或/和結冰風洞試驗、帶模擬冰形的干空氣飛行試驗、模擬結冰條件下的飛行試驗、計算分析等。

適航規(guī)章要求飛機必須通過在經(jīng)測定自然結冰大氣條件下進行的飛行試驗。但由于自然結冰條件的季節(jié)性、難以捕捉性、易散性、與CCAR 25部附錄C規(guī)定最大結冰條件的差異性、結冰大氣參數(shù)的非穩(wěn)定性、試驗的風險性等原因，在自然結冰條件下完成適航所要求的全部結冰驗證是極其困難的，甚至是不可能的。

現(xiàn)代結冰數(shù)值模擬技術[2-7]對未防護表面的結冰預測已經(jīng)比較成熟，但對殘留冰、溢流冰、粗糙冰、過冷大水滴結冰、以及機翼前緣后掠效應對結冰的影響等還不能進行準確模擬計算，而結冰風洞試驗則能夠實現(xiàn)對結冰試驗條件和狀態(tài)的精確控制,且成本較低。

綜上所述，為確定飛機的防除冰系統(tǒng)能力，首先由結冰風洞試驗獲取臨界冰形(有時結合結冰數(shù)值模擬技術)，再通過帶模擬冰形的干空氣飛行試驗完成適航條款的符合性驗證[1,8]，最后進行自然結冰條件下的飛行試驗。這一過程是綜合考慮風險性、經(jīng)濟性和可靠性等方面的最佳途徑，也是航空技術先進國家目前普遍采用的方法。

1.2 制造符合性檢查要求

結冰風洞試驗的制造符合性檢查應由制造檢查代表或經(jīng)授權的委任制造檢查代表完成，檢查內容分為試驗模型的制造符合性檢查和試驗設施/設備的有效性檢查。制造檢查代表在確認申請人已經(jīng)完成了對試驗模型的制造符合性檢查和試驗設施/設備的有效性檢查，記錄了檢查結果并遞交制造符合性聲明之后方可進行符合性檢查。制造檢查代表依據(jù)工程審查代表發(fā)出的制造符合性檢查請求單并結合結冰風洞試驗大綱及圖紙等資料進行檢查[9]。

試驗模型的制造符合性檢查包括翼段模型、氣動除冰套、氣動除冰套與翼段模型的連接等，這部分檢查應在到達結冰風洞試驗現(xiàn)場前完成。結冰風洞試驗現(xiàn)場檢查包括確認試驗模型狀態(tài)、試驗模型的安裝、結冰風洞和其他試驗設備，以及試驗人員資質等。試驗模型的狀態(tài)應與制造符合性檢查請求單相符且?guī)в羞m航批準標簽。

2 除防冰系統(tǒng)的審定歷程

對Y12F飛機除防冰系統(tǒng)的審定，F(xiàn)AA采用問題紀要(IP)的方式明確和解決其所關注的問題，包括防除冰系統(tǒng)的設計或預期的符合性方法等，而CAAC則采用問題紀要(IP)和系統(tǒng)級合格審定計劃(CP)相結合的方式進行審定。

IP E1(Flight into known icing)是項目初始FAA發(fā)出的33份問題紀要之一，屬于外部環(huán)境威脅項目，其類別是符合性方法。IP E1第1階段內容包括問題描述、背景資料及FAA立場;第2階段增添了申請人立場和CAAC立場。

“問題描述”明確本項目為確認項目，AC23.1419-2D和AC20-73A為23部飛機(按照CCAR23部規(guī)章進行審查的飛機)在已知結冰條件下飛行的合格審定指南，最新其他型號合格審定表明需要明確AC23.1419-2D條款的符合性方法。“背景資料”明確引用咨詢通告的部分關鍵性指南，包括：(1)冰積聚，溢流冰、起飛冰、進場/著陸冰、循環(huán)冰和殘留冰、大水滴冰、按照25部附錄C結冰條件確定的臨界冰、過冷大水滴結冰SLD；(2)B分部要求，概述、航路爬升性能、螺旋槳性能、失速警告、訓練模式失速改出?！癋AA立場”、“申請人立場”和“CAAC立場”是審查方及申請人針對“背景”內容表明各自觀點。

IP E1第3階段是申請人與審查方(CAAC和FAA)互相交換觀點的階段。每個問題紀要階段可有多個版次，通過階段內容及日期跟蹤。若FAA立場在申請人立場基礎上進行修訂，該版次便會升級，直到各方達成一致才進入第4階段。IP E-1第4階段增添了問題的“結論”，各方達成一致，問題紀要關閉，落實行動項目等。

3 目標試驗狀態(tài)確定

3.1 總體要求

目標試驗狀態(tài)是指試驗所需模擬的結冰飛行條件(飛行狀態(tài)參數(shù))、結冰大氣條件以及模擬時間，目的是獲得臨界結冰條件。一般而言，臨界結冰飛行條件為：飛行速度高，機翼/平尾迎角小。臨界結冰大氣條件[10-13]為：靜溫-6～-10℃，液態(tài)水含量(LWC)約0.5g/m3,平均水滴直徑(MVD)20～30μm。

在確定試驗條件時，應考慮所有試驗條件下可能出現(xiàn)的臨界冰形。在氣動除冰飛機的結冰風洞試驗中，不僅考慮氣動除冰系統(tǒng)正常工作和系統(tǒng)失效2個方面，還要考慮結冰大氣條件和結冰飛行條件。從結冰大氣條件角度，主要涉及的典型冰形[1,8]包括啟動前冰、循環(huán)冰、殘留冰、故障冰、溢流冰、過冷大水滴冰、粗糙冰、以及滿足CCAR25部附錄C的大水滴撞擊極限冰等。而從結冰飛行條件角度，則應考慮飛機飛行剖面中不同飛行階段(或狀態(tài))的結冰類型，所涉及的主要冰形[1,8]包括起飛冰、爬升冰、巡航冰(航路冰)、下降冰、等待冰、著陸/進場冰等。

3.2 結冰飛行條件

結冰風洞試驗需對飛機飛行剖面的不同飛行階段進行測定，研究在不同速度、不同迎角狀態(tài)下機翼/平尾的冰積聚情況。表1列出了從Y12F飛機飛行剖面中選取的6種典型飛行狀態(tài)(結冰飛行條件)。

表1 Y12F飛機典型飛行狀態(tài)參數(shù)Table 1 Classic flight profile parameter of Y12F aircraft

這6種飛行狀態(tài)對結冰的影響分析如下：

(1) 起飛狀態(tài)：機翼迎角為6.3°，速度為89knots(正常類、實用類、特技類飛機起飛速度V50，通勤類飛機起飛速度V35)。此狀態(tài)機翼迎角最大，在機翼下表面容易形成冰積聚，但由于起飛階段時間較短，結冰厚度一般不大，因此起飛狀態(tài)的冰積聚危害較小。

(2) 爬升狀態(tài)：機翼迎角為4.3°，速度VY為139knots。此狀態(tài)迎角不太小，速度不高，且爬升時間較短，對爬升性能影響不大，因此不作重點分析。

(3) 巡航狀態(tài)：機翼迎角為0.4°，速度為301knots(巡航可能包括正常巡航(遠程速度)和高速巡航(VMO))。此狀態(tài)機翼迎角最小，飛行速度最高，且在整個飛行階段占據(jù)最長的時間，屬于臨界飛行狀態(tài)，應重點考慮。

(4) 下降狀態(tài)：機翼迎角為0.9°，速度為169knots(下降可能包括正常下降和高速下降(VMO))。此狀態(tài)迎角很小，速度不高，且下降時間比較短，因此不作重點分析。

(5) 等待狀態(tài)(Standby status)：機翼迎角為3.4°，速度為207knots。在整個飛行階段,“等待狀態(tài)”可能占據(jù)較長時間，并且該狀態(tài)飛行高度一般不高，可能遭遇嚴重的結冰大氣條件，因此應將“等待狀態(tài)”作為重點分析。

(6) 著陸/進場狀態(tài)：機翼迎角為1.6°，速度VREF為69knots。機翼迎角很大，飛行速度很小，此時升降舵的效率急劇下降，在平尾上的冰積聚有可能導致飛機縱向不能配平，因此在著陸/進場狀態(tài)階段應重點考察平尾冰積聚所導致的飛機縱向配平能力的下降。

3.3 結冰大氣條件

(1) 連續(xù)最大結冰和間斷最大結冰

大氣結冰條件主要包括靜溫、LWC以及MVD等。AC23.1419-2D要求結冰風洞試驗應模擬CCAR25部附錄C規(guī)定的連續(xù)最大結冰條件及間斷最大結冰條件[14]，而根據(jù)該范圍選擇臨界的結冰大氣條件非常困難，需要進行理論分析、借助結冰模擬軟件進行分析計算、借鑒類似的結冰風洞試驗實踐經(jīng)驗等。即使這樣，在結冰風洞試驗過程中有時也不得不對個別狀態(tài)的結冰試驗參數(shù)進行適當?shù)恼{整，以達到預期的目的。

(2) 過冷大水滴(SLD)結冰

過冷大水滴[15]是指水滴直徑超出CCAR25部附錄C規(guī)定的范圍，即水滴直徑超過了50μm。SLD結冰條件一般包括凍毛毛雨(Freezing drizzle)結冰和凍雨(Freezing rain)結冰；凍毛毛雨的水滴直徑范圍為50～500μm，凍雨的水滴直徑范圍大于500μm。

經(jīng)CAAC批準，根據(jù)咨詢通告AC23.1419-2D建議的SLD結冰條件為LWC=0.33g/m3、MVD=170μm、靜溫為-4.4～1.9℃[1]，Y12F飛機選取結冰條件為LWC=0.30g/m3、MVD=110μm、靜溫為-5℃。

3.4 結冰模擬時間

(1) 循環(huán)冰和殘留冰模擬時間

獲取循環(huán)冰和殘留冰臨界冰形需要豐富的結冰風洞試驗經(jīng)驗和較強預判能力。由于氣動除冰套循環(huán)工作影響，氣動除冰套表面的冰積聚和冰脫落具有偶然性及突然性，而且冰積聚脫落后再次產(chǎn)生的冰形與前一次冰形不可能完全相同。每種試驗狀態(tài)模擬大約執(zhí)行5～10次循環(huán)除冰，其中，冰脫落一般發(fā)生在第5～7個循環(huán)膨脹的瞬間，所以應采用虛擬增長冰形法判斷恰當時機并果斷停止除冰套工作。一般情況下，氣動除冰套正常循環(huán)工作狀態(tài)中的循環(huán)冰比殘留冰嚴重[16-19]。

(2) 溢流冰模擬時間

溢流冰一般在總溫0℃左右產(chǎn)生，并且對溫度非常敏感，因此在進行溢流冰試驗時，需要在總溫0℃附近進行精細地調節(jié)。一般從總溫+2℃開始，以-0.5℃的降低幅度進行調節(jié)，直至溢流冰出現(xiàn)。溢流冰一般出現(xiàn)在除冰套的上/下表面，而在試驗模型前緣上/下表面的展向縫隙(如果有)處也可能積聚成一條冰脊[5]。

(3) 啟動前冰模擬時間

通過分析或試驗等手段確定啟動前冰的最大可能結冰時間，由于除冰系統(tǒng)操作前產(chǎn)生的結冰時間與飛行員的反應能力有關，如果不能準確的判定，可采用咨詢通告AC23.1419-2D建議的最長時間(2min)[1]。由于結冰時間較短，因此啟動前冰通常是粗糙冰，可能對失速產(chǎn)生影響，一般要求除冰系統(tǒng)啟動前失速速度至少應有1knots的裕度，這一點在飛行試驗中應予以關注[18]。另外，啟動前冰結冰風洞試驗獲取的冰形數(shù)據(jù)亦可用于驗證結冰模擬軟件計算結果的可信度。

(4) 故障冰模擬時間

如果除防冰系統(tǒng)在設計上不能表明極不可能發(fā)生故障/失效，則應通過飛行試驗驗證除防冰系統(tǒng)故障的危害等級，并在《飛行手冊》中給出相應的安全操縱程序。如果除防冰系統(tǒng)故障且有指示信息提供給飛行員，根據(jù)《飛行手冊》中的規(guī)定，飛行員要盡快退出結冰環(huán)境，發(fā)生故障的防護部位上允許的結冰時間取正常等待飛行時間的一半，即22.5min[8]。

(5) 等待冰模擬時間

在結冰風洞試驗中咨詢通告AC20-73A建議等待冰模擬時間采用等待飛行時間的時長,即45min[8]。

3.5 臨界結冰條件評估與確認

結冰風洞試驗的目標試驗狀態(tài)(目標試驗條件矩陣)由結冰大氣條件、結冰飛行條件和試驗模型狀態(tài)等組合而成(以表格形式給出)，包含欄目：(1) 序號：將試驗狀態(tài)按試驗計劃進行排序；(2) 試驗模型：“1”為機翼模型，“2”為平尾模型；(3) 液態(tài)水含量(g/m3)；(4) 平均水滴直徑(μm)；(5) 靜溫，一般以攝氏溫度(℃)和華氏溫度(℉)表示；(6) 飛行狀態(tài)，目的是確定試驗模型的迎角；(7) 風速(knots)；(8) 膨脹壓力(psig)，除低壓告警外都為定值；(9) 模擬循環(huán)時間(s)，即除冰套循環(huán)周期，除考察啟動前冰和故障冰不適用外均為定值；(10) 25部附錄C結冰條件，連續(xù)最大、間斷最大和SLD；(11) 模擬目的/備注，是指各個試驗狀態(tài)下的考察目的，如獲取循環(huán)冰、殘留冰、低壓告警、溢流冰、脊冰、啟動前冰、等待冰、故障冰(氣動除冰套不工作22.5min)等。

目標試驗狀態(tài)(目標試驗條件矩陣)的確定是結冰風洞試驗的關鍵，以Y12F飛機為例分析如下：

(1)“溢流冰”的考察選取“等待”狀態(tài)，選取結冰大氣條件為LWC0.50g/m3、MVD22μm，由于形成溢流冰的溫度接近0℃，但具體溫度需要根據(jù)試驗觀測結果來確定，因此將靜溫標為“調整”。一般情況下，試驗時會首先對該狀態(tài)進行測定。

(2)“起飛”狀態(tài)機翼迎角最大，機翼下表面容易形成冰積聚，但由于起飛階段時間較短，結冰厚度一般不大，不作重點考慮。選取連續(xù)最大結冰條件靜溫-10℃、LWC0.53g/m3、MVD17μm，模擬目的是獲得“循環(huán)冰”。

(3)“著陸/進場”狀態(tài)機翼迎角很大，飛行速度很小，此時升降舵的效率急劇下降，在平尾上的冰積聚有可能導致飛機縱向不能配平，應仔細考察。選取連續(xù)最大結冰條件靜溫、LWC及MVD分別為-10℃、0.53g/m3、17μm和-6℃、0.51g/m3、20μm，模擬目的是獲得“循環(huán)冰”。

(4)“爬升”狀態(tài)機翼迎角不太小，速度不高，且爬升時間較短，不作重點考慮。選取連續(xù)最大結冰條件靜溫-6℃、LWC0.20g/m3、MVD35μm(以免與著陸狀態(tài)重復)，模擬目的是獲得“殘留冰”。

(5)“下降”狀態(tài)迎角小速度低，且下降時間比較短，不作重點考慮，選取連續(xù)最大結冰條件靜溫-6℃、LWC0.68g/m3、MVD15μm(以免與著陸狀態(tài)重復)，模擬目的是獲得“循環(huán)冰”。

(6)“巡航”狀態(tài)機翼迎角最小，飛行速度最高，且在整個飛行階段占據(jù)最長的時間，屬于臨界飛行狀態(tài)，應重點考察，選取連續(xù)最大結冰條件靜溫、LWC及MVD分別為-10℃、0.23g/m3、30μm，-10℃、0.50g/m3、18μm和-20℃、0.30g/m3、15μm，選取間斷最大結冰條件靜溫-20℃、LWC0.50g/m3、MVD22μm。這4種狀態(tài)由不同靜溫、液態(tài)水含量和平均水滴直徑組合而成，基本覆蓋了“明冰”的結冰條件區(qū)間。由于“明冰”比“霜冰”凍結牢固，與翼面結合力較大而很難除去，可參考這4種狀態(tài)評估氣動除冰套的除冰能力，因此模擬目的是獲得“殘留冰”。

(7)“等待”狀態(tài)在整個飛行階段可能占據(jù)較長時間，并且其飛行高度一般不高，可能遭遇嚴重的結冰大氣條件，應重點考察。選取連續(xù)最大結冰條件靜溫、LWC及MVD分別為-6℃、0.51g/m3、20μm(循環(huán)冰)，-10℃、0.10g/m3、40μm(殘留冰)和-20℃、0.15g/m3、25μm(循環(huán)冰)。這3種狀態(tài)由不同靜溫、液態(tài)水含量和平均水滴直徑組合而成，基本覆蓋了臨界結冰條件范圍。

(8)“低壓告警”考察氣動除冰套在低壓條件下的除冰能力，選擇的氣動除冰套膨脹壓力為14psig，低于正常的膨脹壓力值(18psig)。飛行狀態(tài)為“等待狀態(tài)”的連續(xù)最大結冰條件靜溫-10℃、LWC0.53g/m3、MVD17μm。

(9)“SLD”考察過冷大水滴形成的“脊冰”，選取結冰條件靜溫-5℃、LWC0.30g/m3、MVD110μm，這一試驗條件超出了25部附錄C規(guī)定的連續(xù)和間斷最大結冰條件，能否完成“脊冰”試驗取決于結冰風洞的試驗能力。

(10)“啟動前冰”主要用于驗證關于翼型結冰撞擊極限的分析，選取的水滴直徑與結冰數(shù)值模擬軟件[8]分析中的相同，為40μm，選取間斷最大結冰條件靜溫為-10℃、LWC0.53g/m3。為獲得“啟動前冰”，在2min的試驗中氣動除冰套不開啟。

(11) 氣動除冰套除冰能力考察選取“巡航”和“等待”狀態(tài)。選取間斷最大結冰條件溫度為-20℃、LWC0.80g/m3、MVD28μm，目的是獲得“殘留冰”。

(12) 驗證參考文獻[2-4]中關于“霜冰”特征的一些結論，包括外形、透明度、與翼面的結合力等，選取“等待”和“巡航”狀態(tài)。選取間斷最大結冰條件靜溫為-30℃、LWC0.6g/m3、MVD28μm(殘留冰)和連續(xù)最大結冰條件靜溫-30℃、LWC0.20g/m3、MVD15μm(循環(huán)冰)。

(13) “等待冰”考察，選取間斷最大結冰條件靜溫-20℃、LWC0.50g/m3、MVD22μm，等待時間45min。

(14) “故障冰”考察選取“巡航”狀態(tài)，選取間斷最大結冰條件靜溫為-20℃、LWC0.50g/m3、MVD22μm，22.5min除冰套失效情況。

由于結冰數(shù)值模擬軟件[2-7]分析冰形時存在很多局限，因此需要通過結冰風洞試驗來獲得可靠的臨界冰形。經(jīng)上述分析與評估確定的Y12F飛機目標試驗狀態(tài)見表2，表中各項試驗狀態(tài)說明如下：

(1) “起飛狀態(tài)”(狀態(tài)1)時間較短，不作重點考慮。臨界結冰條件中靜溫為-10℃，模擬目的是獲得“循環(huán)冰”。

(2) “著陸/進場狀態(tài)”(狀態(tài)2、3)最主要的風險是平尾冰積聚引起升降舵效率急劇下降，可能導致飛機縱向無法配平。這一狀態(tài)應仔細考察，靜溫為-10℃和-6.1℃的2種臨界結冰條件，模擬目的是獲得“循環(huán)冰”。

(3) “爬升狀態(tài)”(狀態(tài)4)和“下降狀態(tài)”(狀態(tài)5)不作重點考慮。靜溫為-6.1℃的臨界結冰條件，之所以選擇液態(tài)水含量分別為0.20和0.68g/m3的參數(shù)，是為了避免大氣條件與狀態(tài)3重復。

(4) “巡航”(狀態(tài)6～9)是應重點考察的飛行狀態(tài)。靜溫分別為-20、-10、-10和-20℃的臨界結冰條件，這4種狀態(tài)由不同靜溫、液態(tài)水含量和平均水滴直徑組合而成，基本覆蓋了“明冰”的結冰條件區(qū)間。由于“明冰”比“霜冰”凍結牢固，與翼面結合力較大而很難除去，可用這4種狀態(tài)評估氣動除冰套的除冰能力，因此模擬目的是獲得“殘留冰”。

(5) “等待狀態(tài)”(狀態(tài)10～12)應進行重點考察。靜溫分別為-20、-10和-6.1℃的臨界結冰條件，這3種狀態(tài)由不同靜溫、液態(tài)水含量和平均水滴直徑組合而成，基本覆蓋了臨界結冰條件范圍。

(6) 狀態(tài)13考察氣動除冰套在低壓條件下的除冰能力，選擇的氣動除冰套膨脹壓力為14psig，低于正常的膨脹壓力值(18psig)。飛行狀態(tài)為“等待狀態(tài)”、靜溫-6.1℃的臨界結冰條件。

(7) 狀態(tài)14考察“溢流冰”，選擇“等待狀態(tài)”，由于形成溢流冰的溫度接近0℃，但具體溫度需要根據(jù)試驗結果來確定，因此將靜溫標為“調整”。

(8) 狀態(tài)15考察過冷大水滴(SLD)形成的“脊冰”，選用水滴直徑為110μm，這一試驗條件已經(jīng)超出了25部附錄C規(guī)定的連續(xù)和間斷最大結冰條件，在試驗中能否完成“脊冰”的試驗取決于結冰風洞的試驗能力。

(9) 狀態(tài)16、17主要用于驗證關于翼型結冰撞擊極限的分析，選取與結冰數(shù)值模擬軟件[5]分析中相同的水滴直徑40μm，結冰大氣條件選為在間斷最大結冰條件中靜溫為-10℃的臨界結冰條件。為了在這2次試驗中同時獲得“啟動前冰”，在2min的試驗中氣動除冰套不開啟。

表2 Y12F飛機結冰風洞試驗的目標試驗狀態(tài)(目標試驗條件矩陣)Table 2 The target test conditions of Y12F aircraft in icing wind tunnel test (test conditions matrix)

(10) 狀態(tài)18、19考察氣動除冰套在間斷最大結冰條件中的除冰能力，選取飛行狀態(tài)為“巡航狀態(tài)”和“等待狀態(tài)”，靜溫-20℃的結冰條件，在這2次試驗中可以獲得“殘留冰”。

(11) 狀態(tài)20、21主要用于驗證參考文獻[20-22]中關于“霜冰”特征的一些結論，包括外形、透明度、與翼面的結合力等，選取靜溫為-30℃，在這一溫度翼面冰積聚必為“霜冰”。

(12) 狀態(tài)22主要用于獲得“等待冰”，狀態(tài)23主要用于獲得“故障冰”，由于結冰數(shù)值模擬軟件分析冰形時存在很多局限，因此需要通過結冰風洞試驗來獲得可靠的臨界冰形。

4 試驗設備選擇

結冰風洞試驗設備由結冰風洞、模擬試驗裝置和數(shù)據(jù)采集設備組成。應提供結冰風洞性能參數(shù)精度，并按照SAE ARP5905[23]的要求對結冰風洞進行校準。

應對結冰風洞的試驗能力是否滿足試驗條件的要求進行判斷，將所確定的試驗模型幾何參數(shù)、結冰飛行條件、結冰大氣條件與結冰風洞的結構參數(shù)、氣動參數(shù)、結冰大氣參數(shù)進行對比，從而選定能夠滿足試驗條件的結冰風洞。

結冰風洞主要參數(shù)[24]：

(1) 結構參數(shù)，試驗段尺寸寬×高×長。例如，Goodrich風洞0.56m×1.12m×1.52m。

(2) 氣動參數(shù)，包括模擬的氣流速度、氣壓等；如LIRL風洞氣壓為常壓，即1個標準大氣壓，試驗段在無阻堵塞情況下最大風速為200knots，在安裝試驗模型情況下最大風速接近于170knots。

(3) 大氣參數(shù)，包括氣流溫度、液態(tài)水含量(LWC)、平均水滴直徑(MVD)等。

結冰風洞主要由風扇、通風塔、冷卻器、噴霧系統(tǒng)、測控系統(tǒng)和試驗段等部分組成。

5 試驗狀態(tài)的等效轉換

如果試驗風速超出了結冰風洞安裝試驗模型時的風速限制，應對目標試驗狀態(tài)進行等效變換以達到試驗條件。由于Y12F飛機結冰風洞試驗模型比例為1∶1，因此不必對試驗模型進行縮比變換，僅通過調整LWC、MVD、靜溫、除冰套循環(huán)周期這4個試驗參數(shù)進行等效變換使試驗風速降到不超過限制即可，并且等效變換前后的結冰情況一致[25-26]。

轉換方法可參考“NASA/CR-2004-212875”中介紹的Modified Ruff相似準則[27]，所用相似參量主要包括：水滴積聚系數(shù)A、相對熱力因子b、翼型弦長c、水滴慣性修正參數(shù)K0、前緣駐點凍結系數(shù)n0、前緣駐點捕獲系數(shù)β0、靜溫Tst、自由來流速度V、平均水滴直徑δ、結冰時間τ、氣流中水蒸氣壓力pst、水滴能量傳遞參數(shù)Φ、空氣能量傳遞參數(shù)θ。下標“st”表示目標試驗表態(tài)參數(shù)，“R”表示目標試驗狀態(tài)參數(shù)，“S”表示等效目標試驗狀態(tài)參數(shù)。以某一典型目標試驗狀態(tài)為例進行等效變換案例見表3、4。

通過分析CCAR25部附錄C結冰大氣條件、以及CCAR-23-R3[28]、AC23.1419-2D和AC20-73A等規(guī)章與指南，結合某氣動除冰飛機的飛行包線，制定結冰風洞試驗的目標試驗狀態(tài)(目標試驗條件矩陣)，通過Modified Ruff方法進行試驗條件的等效變換，得到結冰風洞試驗的等效模擬試驗狀態(tài)(擴展試驗條件矩陣)，見表5。

目標試驗狀態(tài)進行參數(shù)變換后得到的等效模擬試驗狀態(tài)(擴展試驗條件矩陣)，即是結冰風洞試驗的具體實施試驗狀態(tài)。

表3 試驗狀態(tài)等效變換方法Table 3 The scaled method on test conditions

表4 試驗狀態(tài)等效變換結果Table 4 The scaled result on test conditions

表5 Y12F飛機結冰風洞試驗的等效模擬試驗狀態(tài)(擴展試驗條件矩陣)Table 5 The scaled test conditions of Y12F aircraft in icing wind tunnel test (scaled test conditions matrix)

6 試驗模型研制

6.1 阻塞度要求

試驗模型的設計必須考慮結冰風洞的阻塞度。結冰風洞阻塞度應不超過10%，否則應考慮試驗模型堵塞度對結冰風洞試驗的空氣動力相似和熱動力相似的不利影響[8]，不然結冰風洞試驗結果會產(chǎn)生較大失真。

結冰風洞阻塞度計算公式：

ST=W×H

式中：ξ為阻塞度，ST為結冰風洞面積，W表示結冰風洞寬度，H是結冰風洞高度，SM代表試驗模型在結冰風洞垂直截面上的投影面積。

若試驗模型阻塞試驗段并導致結冰風洞風速降低，如果試驗段風速仍然能夠滿足試驗要求，則認為該結冰風洞試驗能力可行(即使阻塞度超過了10%的限制)，但這一觀點需要論證并能被CAAC、FAA當局接受。

通用飛機結冰風洞試驗模型一般采用1∶1的全尺寸模型，在飛行狀態(tài)已選定的情況下，翼尖段阻塞度最小，翼根段阻塞度最大，因此，阻塞度的限制決定了模型的選取位置一般為機翼/平尾的外段，該處水滴修正慣性參數(shù)較大、冰積聚較嚴重。

如果所選模型尺寸較大，大迎角情況下結冰風洞阻塞超過了10%，則只能使用“混合”模型?！盎旌稀蹦Ｐ褪潜３謾C翼/平尾的前緣形狀和尺寸不變，重新設計一個尺寸相對較小的機翼或平尾的后端，所設計的后端應使模型前緣駐點處流場與1∶1全尺寸模型前緣駐點流場一致。此方法需要進行模型反設計，并且只能保證在設計駐點處的流場與1∶1全尺寸模型一致[13]。

6.2 模型設計要求

除結冰風洞阻塞度外，研制翼段試驗模型時還應考慮下列因素：

(1) 試驗模型幾何參數(shù)：展長、弦長、后掠角、上反角和扭轉角等；

(2) 選取典型模型，即相對機翼/平尾的代表性和合理性。譬如，Y12F的機翼就是由2種翼型構成。

(3) 模型表面。模型前緣表面應與原型相同，包括蒙皮對接、口蓋、鉚釘/螺釘?shù)犬a(chǎn)生的縫隙和臺階等，而模型后部只需保證所需的外形即可。

(4) 模型材質。模型前緣材質應與原型相同，而后部可采用金屬或木質外包金屬蒙皮(譬如鋁)。

(5) 模型圖紙的繪制。在繪制模型圖紙時應考慮模型的安裝、試驗的操作、數(shù)據(jù)的采集、冰形的描繪等。譬如：Y12F飛機平尾后掠，應考慮是否需要擴大結冰風洞的玻璃窗口；如果機翼有上反角的存在，在截取模型時則應將機翼放平切割；如果機翼有負扭轉角，會導致上表面冰積聚嚴重。

6.3 氣動除冰套研制要求

除冰套裝置研制應考慮下列因素：

(1) 除冰套模型的工作模式、充氣和排氣規(guī)律應與原型除冰套相同；

(2) 除冰套模型的材質及加工工藝應與原型除冰套保持一致；

(3) 除冰套面積與機翼/平尾面積的比率應與原型相同(全尺寸模型)；

(4) 除冰套與機翼/平尾蒙皮的間隙(0.5～1.0mm)與原型相同；

(5) 充氣氣體的濕度。在飛行試驗過程中從發(fā)動機的引氣沒有濕度，而結冰風洞試驗過程中給除冰套模型充氣氣體的濕度(含有水分)會影響除冰套模型的正常工作狀態(tài)，因此，結冰風洞試驗所用充氣泵應具有水分過濾功能或配裝水分過濾設備。

如果由原型除冰套生產(chǎn)廠家承擔除冰套模型的研制將是一個不錯的選擇。當然，試驗中直接使用完整的原型除冰套更是一個簡單實用的方法，因為其無需考慮模型的配套氣囊(氣罐)。

7 結冰風洞試驗

7.1 氣動除冰套充/排氣規(guī)律驗證

氣動除冰套模型充氣和排氣規(guī)律必須在結冰風洞中進行試驗驗證。通過一個嵌入式壓力傳感器和一個視頻顯示系統(tǒng)監(jiān)視充氣和排氣規(guī)律，視頻顯示系統(tǒng)用于顯示結冰風洞試驗數(shù)據(jù)的獲取和控制系統(tǒng)，獲得的壓力曲線(紅色虛線)應與原型除冰套壓力曲線(綠色實線)進行對比驗證，如圖1所示。

《Y12F飛機飛行手冊》“正常操作程序”章節(jié)中規(guī)定：“在進入結冰環(huán)境時啟動除冰套工作”。因此在結冰風洞試驗中，當模擬結冰云的水滴開始噴射時，要同時啟動除冰套開始循環(huán)工作，其工作模式只有一種,即周期1min的循環(huán)工作模式。

圖1 除冰套模型壓力曲線與除冰套原型壓力曲線對比

Fig.1Thepressurecurveofde-icingbootmodelcontrastswiththepressurecurveofprototypede-icingboot

7.2 試驗流程

(1) 調整試驗模型迎角，在適當位置擺放好標牌，打開攝像機；

(2) 開啟結冰風洞、冷卻器，待試驗段風速、靜溫達到目標值并穩(wěn)定后，記錄風速、靜溫；

(3) 打開噴霧系統(tǒng)并激活氣動除冰套開始計時，記錄試驗段液態(tài)水含量、平均水滴直徑、氣動除冰套膨脹壓力數(shù)據(jù)；

(4) 觀測結冰和除冰過程，根據(jù)需要進行拍照，記錄試驗狀態(tài)(含標牌)或控制臺所指示的試驗狀態(tài)；

(5) 待達到預定結冰狀態(tài)后，立即關停結冰風洞、冷卻器、噴霧系統(tǒng)和引射閥；

(6) 打開帶有加熱裝置的窗門，進入風洞，開始采集冰形數(shù)據(jù)；

(7) 在試驗模型前緣適當位置(建議模型前緣中間位置)，沿順氣流方向插入熱刀融化冰積聚得到冰截面；

(8) 在熱刀插入位置插入貼有方格紙的卡鉗尺(或紙質卡板)，用描圖筆沿冰截面輪廓描繪冰形，得到冰描圖；

(9) 用直尺測量冰截面的結冰厚度，用卷尺測量結冰區(qū)域，并記錄在冰描圖上；

(10) 將砂紙與冰形表面對比，選出與冰形表面粗超度相似的砂紙，并將此砂紙靠近對應冰形拍攝照片，同時在冰描圖上標注冰形表面粗糙度；

(11) 重復(7)～(10)步驟采集其他典型位置的冰形數(shù)據(jù)；

冰形數(shù)據(jù)采集完畢后，用高溫熱氣除冰槍清除試驗模型表面的殘冰、液態(tài)水跡等以保持表面狀態(tài)，準備進行下一狀態(tài)的試驗。

7.3 數(shù)據(jù)采集

對于每項結冰風洞試驗應進行完整詳細記錄，以確保試驗數(shù)據(jù)無任何遺漏，試驗采用冰描圖、照片和視頻的形式記錄試驗數(shù)據(jù)。在結冰風洞試驗過程中，攝像機安裝在試驗段的適當位置(如左側和頂部)以獲得觀察氣動除冰套的最佳視角，并保持焦距、縮放比例、視屏分辨率等設置不變，以保證視頻記錄的冰積聚生長和脫落特性以及氣動除冰套工作情況的連貫性以及各試驗狀態(tài)之間的統(tǒng)一性。用高分辨率數(shù)字相機記錄試驗狀態(tài)和試驗結果，包括靜溫、風速、液態(tài)水含量、水滴直徑，以及試驗模型的迎角、循環(huán)時間和次數(shù)等。冰形獲取可參考2種測量方法：

(1) 冰形描圖

冰形描圖是用描圖筆沿冰截面描繪冰形，并標注冰形尺寸、冰形表面粗糙度、冰積聚范圍及冰形相對位置。切冰位置的選取也是對臨界冰形位置的判斷，考慮結冰云分布的均勻性影響，冰形描圖主要在風洞試驗段中間區(qū)域進行。理論上臨界冰形只選一個即可，但是實際情況卻并非如此簡單，因為臨界冰形的甄別判斷有時比較困難，為了更好地記錄冰形沿展向的平均形狀，或為記錄殘留冰的總體分布情況，應根據(jù)具體情況選取1個或更多典型位置進行切冰，分別描繪獲得臨界冰形圖或近似臨界冰形圖。還有一種方法是根據(jù)具體情況在某些典型位置進行切冰，并將不同位置冰切面的嚴重冰積聚進行組合，形成一個相對保守的臨界冰形圖(拼湊臨界冰形)。

冰形粗糙度，將各種型號的砂紙(金剛砂樣板)與冰形表面進行目測對比，找出與冰形表面粗糙度相似的砂紙，將二者對比結果拍攝照片留存(如圖2所示)，并將粗糙度記錄在冰形描圖上。

對于冰積聚較少的冰(可能是由于冰積聚時間短或者處于除冰套后方等)，因為冰形厚度較小，難以繪制冰描圖，其形狀可用相同粗糙度的砂紙標示，但應測量冰積聚范圍并記錄在冰形描圖上。

圖2 冰形表面粗糙度(右)與砂紙對比照片

Fig.2Theroughnesscomparisonbetweeniceshapesurface(right)andthesandpaper(left)

(2) 直接鑄模法

臨界冰形可采用直接鑄模的方法獲取，即通過向鑄模木箱內注入某種膠體，然后將鑄模木箱按壓在結有冰形的試驗模型前緣，當鑄模木箱內的膠體凝固后即得到相應的冰形。冰形鑄模示意圖如圖3所示。

圖3 結冰風洞試驗的冰形鑄模示意圖

8 結果的后期應用

(1) 首先對氣動除冰套在結冰風洞試驗所考察的臨界狀態(tài)中是否能夠有效地膨脹除冰進行評估。然后將試驗所獲得的循環(huán)冰、殘留冰制成冰形模型安裝到全機模型上進行常規(guī)干空氣測力風洞試驗(或CFD計算)，評估帶有冰積聚的飛機是否能夠安全飛行。

(2) 選取臨界冰形的方法一般采用結冰數(shù)值模擬軟件[16-21]、常規(guī)干空氣測力風洞試驗或二者結合。將在結冰風洞試驗中獲得的各種冰形進行分析，根據(jù)分析結果選取對氣動力影響比較大的冰形安裝到全機模型上進行常規(guī)干空氣測力風洞試驗(或CFD計算)，評估飛機在整個飛行包線內各飛行階段能否安全飛行，某飛行階段內使飛機安全性下降最嚴重的冰形就是該飛行狀態(tài)的臨界冰形。

9 結束語

結合型號飛機的結冰風洞試驗工程經(jīng)驗，研究總結了適航條款解讀、目標試驗狀態(tài)設定、設備選擇、試驗狀態(tài)等效轉換、模型研制、風洞試驗等驗證流程，構建了一套氣動除冰飛機結冰風洞試驗適航審定方法，有效地指導了Y12F飛機除防冰系統(tǒng)的適航審定工作，并獲得了CAAC和FAA雙方審查肯定。

隨著適航規(guī)章的不斷修訂完善和新型防除冰系統(tǒng)的探索創(chuàng)新，當前我國的地面試驗模擬能力還不夠完備，對于新增的適航條款認知也不夠清晰，還需要在過冷大水滴結冰、旋翼航空器結冰、新型防除冰系統(tǒng)的適航驗證方面繼續(xù)開展深入研究，在模擬方法與技術途徑上取得突破，以形成能夠指導航空器申請方制定系統(tǒng)完善的適航驗證方法與流程，同時也為CAAC的適航審查提供參考和借鑒。