任智勇, 李志鵬, 王俊琦, 馬丁峰

(1. 中國航空工業(yè)集團有限公司 中國飛行試驗研究院, 西安 710089; 2. 中國人民解放軍95966部隊, 哈爾濱 150060)

0 引 言

直升機飛行高度一般較低，遭遇雨雪冰霜等結(jié)冰環(huán)境的機會較多，旋翼、發(fā)動機、進氣道等重要部位容易結(jié)冰，導致直升機性能惡化，甚至引起飛行事故[1-2]。為提高飛行安全性，在上述關(guān)鍵部位需要加裝防除冰系統(tǒng)，以熱氣或電加熱方式達到防除冰的目的[3]。通過試驗檢驗結(jié)冰環(huán)境下直升機防除冰系統(tǒng)性能，掌握其工作規(guī)律，對于直升機在結(jié)冰環(huán)境下的使用飛行具有重要的指導意義。

以往的防除冰系統(tǒng)結(jié)冰試驗多借助冰風洞等設(shè)施進行[4]。在冰風洞內(nèi)，可以以預設(shè)的環(huán)境條件對翼型[5-6]、進氣道[7]、旋轉(zhuǎn)葉片[8]等進行試驗，主要研究不同結(jié)冰環(huán)境對翼型等氣動特性的影響。然而，在直升機真實飛行過程中，結(jié)冰和防除冰是同時進行的，與單獨結(jié)冰或單獨除冰的情形有差異；直升機旋翼、發(fā)動機、進氣道等系統(tǒng)之間也存在相互影響，與各系統(tǒng)獨立工作的情形有所不同。因此，有必要進行全機結(jié)冰試驗，以掌握直升機防除冰系統(tǒng)的性能規(guī)律。直升機防除冰系統(tǒng)整機試驗需要在自然或人工結(jié)冰環(huán)境中進行，自然結(jié)冰環(huán)境難以預見和控制，而人工結(jié)冰環(huán)境無需等待結(jié)冰天氣，且可以驗證各種組合條件下的防除冰系統(tǒng)性能，因此成為主要的整機結(jié)冰試驗手段。早在20世紀40年代，美國就開展了整機結(jié)冰試驗研究，建立了人工結(jié)冰試驗裝置模擬結(jié)冰環(huán)境[9-10]，進行了包括“黑鷹”直升機[11]、S-92A直升機[12]、韓國的“雄鷹”直升機[13]等多型直升機的人工結(jié)冰試驗，明確了不同結(jié)冰環(huán)境下的直升機適應(yīng)性[14]，為作戰(zhàn)使用奠定了基礎(chǔ)。而我國受試驗條件限制，少有開展整機防除冰系統(tǒng)試驗，對結(jié)冰環(huán)境下直升機的作戰(zhàn)使用評估不足。

本文在新建成的人工結(jié)冰噴灑塔試驗場開展了直升機人工結(jié)冰試驗。在不同環(huán)境溫度下控制空氣中的液態(tài)水含量(Liquid Water Content，LWC)，進行了直升機地面和懸停狀態(tài)的防除冰系統(tǒng)試驗。主要研究了正對結(jié)冰噴灑塔時發(fā)動機、進氣道防除冰系統(tǒng)的特點，以及側(cè)對結(jié)冰噴灑塔時，旋翼、發(fā)動機、進氣道三者之間相互影響造成的防除冰性能和整機性能的變化，為其他直升機防除冰系統(tǒng)設(shè)計提供參考。

1 試驗和測試方案

被試直升機為雙發(fā)單旋翼帶尾槳構(gòu)型，旋翼旋轉(zhuǎn)方向為逆時針(俯視)，2臺發(fā)動機平行安裝于中機身上部，采用扭矩匹配控制雙發(fā)輸出功率，兩側(cè)進氣道結(jié)構(gòu)完全對稱。旋翼采用電加熱除冰，左、右發(fā)進氣道采用發(fā)動機壓氣機出口的高溫空氣防冰，發(fā)動機進氣機匣采用熱滑油防冰。

1.1 試驗方案

試驗用噴灑塔由風車陣疊加噴灑設(shè)備組成，液態(tài)水含量(LWC)范圍L=0.1～1.2 g/m3，平均水滴直徑(Median Volume Diameter，MVD)為15 ～50 μm，云霧輸送距離≥35 m，云霧中心高度5.5 ～35.0 m。

根據(jù)現(xiàn)場試驗條件和美國空軍試驗操作步驟[15]，設(shè)定試驗相關(guān)參數(shù)如下：

(1) 大氣溫度區(qū)間：-25～-10℃，以試驗時實測大氣溫度為準。

(2) LWC區(qū)間：0～1.00 g/m3(0g/m3為噴灑塔不工作時的干冷空氣狀態(tài))，以0.25 g/m3為間隔。

(3) MVD設(shè)置：20 μm。

(4) 試驗狀態(tài)：地面低總距狀態(tài)，無線電高度2～3 m懸停狀態(tài)。

考慮到直升機前飛過程中，旋翼旋轉(zhuǎn)會導致雙發(fā)進氣條件存在差異，首先進行1架次機頭正對噴灑塔噴霧框架的地面試驗，以評價左、右發(fā)防冰性能的差異。此后，以直升機防冰性能較差的一側(cè)朝向噴霧框架(直升機縱向軸線平行于噴霧框架平面)，以模擬最惡劣的結(jié)冰條件，進行不同液態(tài)水含量L和大氣溫度T0的試驗。試驗中保證主旋翼和尾槳始終處于噴霧有效覆蓋范圍之內(nèi)。圖1為直升機與噴霧框架示意圖。

圖1 直升機與結(jié)冰噴灑塔示意圖

地面結(jié)冰試驗時，先打開機上數(shù)據(jù)記錄設(shè)備，將直升機雙發(fā)起動至“飛行”狀態(tài)并穩(wěn)定后，打開“左發(fā)防冰”“右發(fā)防冰”和“旋翼防冰”開關(guān)；然后噴灑塔噴霧系統(tǒng)工作，15 min后噴霧結(jié)束，關(guān)閉所有防冰開關(guān)，發(fā)動機正常停車。

懸停狀態(tài)試驗時，待直升機穩(wěn)定懸停后再打開防冰開關(guān)，關(guān)閉防冰開關(guān)后再降落。

1.2 測試方案

試驗采集記錄參數(shù)包括3部分：發(fā)動機狀態(tài)參數(shù)、結(jié)冰環(huán)境參數(shù)、進氣道加裝參數(shù)。發(fā)動機狀態(tài)參數(shù)包括發(fā)動機燃氣渦輪轉(zhuǎn)速Ng、動力渦輪轉(zhuǎn)速Np、燃氣渦輪后溫度T45、發(fā)動機輸出扭矩M等，從發(fā)動機電子控制器輸出總線中提??；結(jié)冰環(huán)境參數(shù)包括LWC、MVD和試驗場大氣溫度T0；進氣道加裝參數(shù)包括進氣道唇口壁面溫度以及進氣道防冰引氣總壓pt、總靜壓差pd、總溫Tt等。

(1) 進氣道唇口壁面溫度測量

依據(jù)文獻[16]的數(shù)值仿真結(jié)果(進氣道唇口處表面溫度最低、最容易結(jié)冰)，在左、右發(fā)進氣道唇口表面各布置4個B級鉑電阻傳感器，以反映進氣道防冰性能。左、右發(fā)進氣道傳感器對稱布置(圖2為左發(fā)進氣道傳感器位置,編號4～7)。

圖2 左發(fā)進氣道傳感器位置

(2) 進氣道防冰引氣參數(shù)測量

發(fā)動機引氣是進氣道防冰熱氣的來源，其溫度和流量描述了輸入進氣道的熱量。在左、右發(fā)進氣道引氣管路上安裝傳感器以測量引氣總壓pt、總靜壓差pd和總溫Tt?？倝汉蛪翰顐鞲衅骶葹椤?.5% FS，總溫傳感器為T型熱電偶。利用總溫、總壓、總靜壓差可計算防冰引氣質(zhì)量流量：

(1)

式中：Q為空氣質(zhì)量流量；λ為速度系數(shù)(速度與臨界聲速之比)，q(λ)為無量綱密流；S為管道截面積；B為常數(shù)；R為絕熱指數(shù)，對空氣取1.4。

2 正向結(jié)冰試驗結(jié)果分析

可以看出，在引氣開啟前，左、右發(fā)燃氣渦輪后溫度T45,l和T45,r相差12.9 ℃，這是由兩臺發(fā)動機自身性能差異所造成的。引氣開啟后，T45,l和T45,r分別上升了36.7 ℃和34.7 ℃，僅相差2 ℃，意味著引氣帶來的雙發(fā)狀態(tài)升高基本一致。結(jié)冰穩(wěn)定后，T45,l和T45,r再次上升，二者之差為9.3 ℃，與引氣前相差不大，意味著正向結(jié)冰噴霧對兩側(cè)發(fā)動機的影響大致相同。

表1 正向結(jié)冰試驗左、右發(fā)試驗結(jié)果Table 1 Results of both engines in forward direction test

對于雙發(fā)對稱布置的直升機，當機頭正對結(jié)冰環(huán)境時，雙發(fā)進氣環(huán)境并無明顯差異；旋翼旋轉(zhuǎn)帶來的雙發(fā)進氣差異經(jīng)過進氣道和進口導葉的導流后，對發(fā)動機性能的影響幾乎可以忽略。盡管引氣開啟和水霧吸入會引起單臺發(fā)動機的性能變化，但雙發(fā)性能變化量基本相等。

當開啟噴霧系統(tǒng)至發(fā)動機狀態(tài)穩(wěn)定后，從表1可以看出，右發(fā)進氣道引氣流量Qr比左發(fā)Ql稍大、引氣總溫稍低，但是總引氣熱量(引氣熱量可粗略地用引氣流量×引氣總溫來表征)幾乎無差別，而左、右發(fā)進氣道設(shè)計完全對稱，因此右發(fā)進氣道唇口平均壁溫偏低應(yīng)與旋翼旋轉(zhuǎn)造成的進氣差異有關(guān)。在干燥條件下，進氣道外壁面為空氣強制對流換熱，雙發(fā)進氣道差異較小，而在結(jié)冰環(huán)境下,空氣中摻混的過冷水滴在進氣道壁面流動、蒸發(fā)、凝固，對流換熱系數(shù)顯著增大，旋翼旋轉(zhuǎn)帶來的雙發(fā)進氣道差異被放大，導致了右發(fā)進氣道唇口平均壁溫的明顯降低。

以引氣加溫壁面方式進行防冰的進氣道，其熱慣性較小，容易受到環(huán)境影響，當旋翼旋轉(zhuǎn)引起的進氣差異與結(jié)冰氣象條件引起的換熱增強疊加，就會造成雙發(fā)進氣道防除冰性能的明顯差異。

3 側(cè)向結(jié)冰試驗結(jié)果分析

鑒于正向結(jié)冰試驗中，右發(fā)進氣道結(jié)冰條件較為惡劣，后續(xù)試驗以機身右側(cè)朝向噴霧框架進行。共進行了7架次地面低總距狀態(tài)試驗、8架次懸停結(jié)冰噴霧試驗以及1架次懸停干冷空氣試驗。防除冰試驗參數(shù)狀態(tài)點分布如圖3所示。

3.1 發(fā)動機狀態(tài)對進氣道防冰的影響

進氣道防冰引氣由發(fā)動機壓氣機后引出，發(fā)動機狀態(tài)對進氣道防冰性能會產(chǎn)生影響。

表2給出了大氣溫度T0相近、液態(tài)水含量L相同的2架次結(jié)冰噴霧試驗中的右發(fā)及引氣參數(shù)比較。

圖3 防除冰試驗狀態(tài)點

其中，狀態(tài)1為地面低總距狀態(tài)結(jié)冰試驗，狀態(tài)2為懸停狀態(tài)結(jié)冰試驗，均選取了結(jié)冰量最大時的數(shù)值；狀態(tài)3為狀態(tài)2試驗前未開啟結(jié)冰噴霧時的懸停試驗。扭矩以起飛功率狀態(tài)為100進行了歸一化處理。

表2 兩次結(jié)冰試驗時發(fā)動機及進氣道參數(shù)比較Table 2 Comparison of engines and inlets parameters in two flight tests

對于采用發(fā)動機引氣防冰的進氣道，其防冰性能受發(fā)動機性能影響：當發(fā)動機功率狀態(tài)較低時，進氣道壁面溫度較低，容易結(jié)冰；發(fā)動機功率狀態(tài)升高，則會改善進氣道防冰性能。

3.2 結(jié)冰對發(fā)動機的影響

直升機在結(jié)冰環(huán)境中飛行時，若旋翼結(jié)冰，其升力、阻力特性會惡化：一方面，原先的流線型翼型前緣附著積冰后，升力系數(shù)降低，旋翼為提供相同的拉力必須提高槳距角，造成阻力增大；另一方面，結(jié)冰后的翼型又產(chǎn)生了附加氣動阻力，使需用功率顯著上升，從而要求發(fā)動機輸出扭矩M、燃氣渦輪后溫度T45等也升高，有超出扭矩限制的風險[17]。另外，結(jié)冰后旋翼的失速迎角減小，意味著直升機在提高槳距角飛行時存在旋翼失速的隱患。

將表2中狀態(tài)2與3比較可以看出，在懸停狀態(tài)下，旋翼結(jié)冰后發(fā)動機需用功率顯著升高，右發(fā)扭矩M從56.0升高到79.0，發(fā)動機輸出功率相對增量為41.1%。文獻[18]的計算結(jié)果為：直升機旋翼結(jié)冰后的需用功率增量可達45%(-15～-20℃，L=1 g/m3)，本文試驗結(jié)果與之基本吻合。對于給定的直升機，需用功率增量與結(jié)冰氣象條件有關(guān)，對于本次試驗的中等結(jié)冰條件(L=1 g/m3)，結(jié)冰后需用功率增量達到發(fā)動機起飛功率的23.0%，意味著約1/4的起飛功率都用于抵消附加旋翼阻力的影響。當結(jié)冰氣象條件更加惡劣時，若進入結(jié)冰區(qū)前發(fā)動機功率較高，則結(jié)冰后的發(fā)動機可能進入應(yīng)急狀態(tài)。

3.3 旋翼冰脫除對發(fā)動機的影響

相關(guān)研究表明[19-20]，在-15～+2℃時，隨著旋翼上積冰增加，積冰會在旋翼的離心力作用下甩出，出現(xiàn)“結(jié)冰-脫除”循環(huán)現(xiàn)象。該現(xiàn)象會導致直升機出現(xiàn)顛簸，發(fā)動機參數(shù)出現(xiàn)周期性振蕩，可能誤導飛行員的駕駛。

分析“結(jié)冰-脫除”中的熱量交換過程，主要包括來流與旋翼的對流換熱、水滴吸收熱量、水滴撞擊旋翼槳葉表面后的動能轉(zhuǎn)化、氣流對槳葉表面的氣動加熱。其中，水滴動能轉(zhuǎn)化和氣動加熱隨飛行速度增大而增大，與環(huán)境無關(guān)，而對流換熱和水滴吸收熱量與飛行速度和環(huán)境均相關(guān)。當飛行速度一定時，僅需考慮對流換熱和水滴吸收熱量的影響。當液態(tài)水含量L較低時，積聚于旋翼槳葉上的冰量較少，電加熱除冰裝置的功率足以融化結(jié)冰，發(fā)動機參數(shù)不會出現(xiàn)明顯的周期性振蕩；當L較高時，電加熱功率小于冰吸收的功率，旋翼槳葉上會出現(xiàn)結(jié)冰。結(jié)冰初始階段，槳葉加熱量小于冰霧對流換熱吸收的熱量，槳葉表面冰開始累積；當出現(xiàn)結(jié)冰層后，疏松的冰層使換熱減弱，表面冰開始融化；隨著融化量越來越大，冰層在槳葉上的附著力越來越小，最終在離心力作用下甩出，出現(xiàn)周期性振蕩。

在本試驗中，從發(fā)動機參數(shù)上觀察到明顯的“結(jié)冰-脫除”循環(huán)現(xiàn)象。圖4為表2中狀態(tài)1的結(jié)冰穩(wěn)定后右發(fā)關(guān)鍵參數(shù)隨時間的變化歷程圖。以2條紅色虛線間的1個周期為例，隨著結(jié)冰時間增加，旋翼槳葉表面結(jié)冰量逐漸增加，旋翼氣動外形逐漸惡化，導致發(fā)動機功率逐漸升高，發(fā)動機輸出扭矩M、燃氣渦輪后溫度T45顯著增加。當結(jié)冰量達到一定程度，冰層內(nèi)部在加溫系統(tǒng)作用下融化并出現(xiàn)冰塊，被離心力作用甩出，導致槳葉載荷突變，引發(fā)擺振，進而誘發(fā)其他槳葉上的附著冰相繼脫除，造成旋翼負載急劇降低以及動力渦輪轉(zhuǎn)速Np突增。之后，在電子控制器作用下，發(fā)動機Np回落至正常100%轉(zhuǎn)速，進入下一個“結(jié)冰-脫除”周期。由于旋翼各槳葉積冰可能相繼脫除，在冰脫除階段就可能出現(xiàn)多次Np突增。在圖4中的冰脫除階段，Np都出現(xiàn)了兩次突增。在一個周期中，前3/4為結(jié)冰階段，表現(xiàn)為較緩慢的發(fā)動機狀態(tài)升高；后1/4為冰脫除階段，表現(xiàn)為短時間內(nèi)發(fā)動機狀態(tài)快速降低。對于不同的直升機，結(jié)冰和冰脫除階段占比可能會有所差異。

圖4 右發(fā)參數(shù)振蕩曲線

采用“結(jié)冰-脫除”周期時長Tc和扭矩振幅AM來定量評估這一現(xiàn)象并研究其影響因素，如圖4所示。可以看出，在一個架次中有多個“結(jié)冰-脫除”周期，各周期時長和扭矩振幅不同。在每個架次中選取一個典型周期進行統(tǒng)計，表3給出了11個架次的“結(jié)冰-脫除”周期時長Tc和扭矩振幅AM。

表3 不同試驗中的扭矩振幅和周期時長Table 3 Comparison of amplitude and cycle time of different tests

由表3可見，當L≤0.25 g/m3時，發(fā)動機參數(shù)未能呈現(xiàn)出明顯的周期性規(guī)律，扭矩最大值和最小值之間差異也不明顯；當L>0.25g/m3時，發(fā)動機參數(shù)出現(xiàn)了周期性振蕩。這說明旋翼除冰系統(tǒng)的加熱功率約與L=0.25 g/m3環(huán)境下槳葉結(jié)冰吸收的功率相等。若要求直升機在L更高的結(jié)冰環(huán)境下穩(wěn)定工作，就需要更大的除冰加熱功率。

在不同的氣象條件下，Tc一般在70～90 s之間，未呈現(xiàn)出與T0或L明顯相關(guān)的規(guī)律，這說明“結(jié)冰-脫除”周期時長受環(huán)境條件影響不大，僅與直升機自身旋翼及防除冰系統(tǒng)設(shè)計等有關(guān)。當Tc近乎恒定時，環(huán)境的L越高，意味著在相等的時間內(nèi)旋翼上的結(jié)冰量越高，則扭矩振幅也越高。圖5為表3中AM與L的關(guān)系圖，可以看出，AM與L幾乎呈線性關(guān)系，與分析結(jié)論一致。

圖5 扭矩振幅AM與液態(tài)水含量L的關(guān)系

4 結(jié) 論

開展了直升機正對和機身右側(cè)對噴灑塔的人工結(jié)冰試驗，在整機結(jié)冰環(huán)境下，重點關(guān)注發(fā)動機、進氣道防除冰系統(tǒng)特點，以及旋翼、發(fā)動機、進氣道三者之間相互影響造成的防除冰性能和整機性能的變化，得出以下結(jié)論：

(1) 正向結(jié)冰條件下，引氣、水霧吸入對對稱布置的雙發(fā)性能影響基本相等，而進氣差異和換熱增強疊加造成了雙發(fā)進氣道防冰性能的顯著差異。

(2) 發(fā)動機低功率狀態(tài)下，進氣道防冰性能較差，發(fā)動機功率狀態(tài)升高會改善進氣道防冰性能。

(3) 旋翼結(jié)冰會導致發(fā)動機功率顯著上升，發(fā)動機可能進入應(yīng)急狀態(tài)；但同時引氣熱量上升，使進氣道防冰性能較干冷空氣狀態(tài)下仍有改善。

(4) 在較強結(jié)冰環(huán)境中，旋翼上會反復出現(xiàn)“結(jié)冰-脫除”現(xiàn)象，引起發(fā)動機參數(shù)周期性振蕩；振蕩周期受環(huán)境條件影響不大，而扭矩振幅與環(huán)境液態(tài)水含量近似呈線性關(guān)系。