ARJ21-700飞机机翼防冰系统自然结冰试飞方法

杨新亮

(中国飞行试验研究院航电所，陕西西安710089)

0 引言

ARJ21-700飞机是我国自主设计生产并需要申请美国FAA适航证的新一代民用支线客机，其适航试飞的成功与否直接关系到该型号的命运。由于我国民机的防冰系统适航验证技术目前还没有形成体系标准，不但国内可供借鉴的型号试飞资料有限，而且还存在各自的局限性，对该型号的合格审定试飞借鉴意义不大。例如:1997年Y7-200A飞机虽然完成了最大连续条件下的结冰演示，但并没有对防冰系统进行充分的试验验证，只是完成了演示实验，也没有对防冰系统的关键参数进行测试，能否给出CCAR25部附录C包线内的系统结论还有待商榷［1］。

1 试飞方法

在《ARJ21-700飞机型号合格审定基础》920GD008中明确提出，ARJ21-700飞机防冰系统的符合性验证条款为CCAR25-R3-§25.1419。如何表明对于CCAR25部条款的符合性便成为课题组必须思考的问题。总的来说，就是解决该型飞机选用什么构型状态，以什么速度，在什么气象条件下，飞行多长时间，测试改装如何保障，试验结果是否有效等问题。

1.1 对CCAR25.1419条款的理解

通过对CCAR25.1419条款的分析，可以得出以下结论:

(1)最终目标:飞机必须具备附录C确定的连续和间断最大结冰状态下安全运行的能力。

(2)方法原则:必须测定自然结冰试验时的结冰气象参数;必须测定防护表面温度及防冰系统运行参数;必须确认飞机在各种运行形态下防冰的可靠性。

1.2 对相关咨询通告的理解

咨询通告AC25.1419-1及AC20-73是FAA针对FAR25.1419条款建议的符合性方法和手段。经分析可以得出以下结论:

(1)至少应该进行最大连续条件下的自然结冰试验;

(2)对于无法找到最大间断结冰条件的情况，可以通过分析或对比先前的类似系统给出结论;

(3)应该考核发出结冰告警信号时打开机翼防冰系统后防冰表面的温度特性;

(4)应该考核发出结冰告警信号后延迟打开机翼防冰系统后防冰表面的温度特性，并注意可能发生的观察冰脱落情况;

(5)应该考核飞机待机、巡航、爬升、下降、进场等不同飞行阶段，由于机翼迎风区域不同、速度不同而导致的防冰表面的温度特性。

1.3 对附录C的理解

暴露于结冰气象中的时间长度是基于CCAR-25部附录C中结冰云层的范围，以及飞机的最小待机速度确定的。CCAR-25部附录C给出了进行自然结冰飞行试验的结冰气象要求。

(1)连续最大结冰条件。选取液态水含量无因次系数为1时对应的云层水平范围17.4 nmile，海拔高度范围为0～22 000 ft(6 706 m)。假设在该高度范围内飞机最小待机速度为160 kn，所以在无风条件下以160 kn的速度穿越17.4 nmile的时间为6.5 min。

(2)间断最大结冰条件。选取液态水含量无因次系数为1时对应的云层水平范围2.6 nmile，海拔高度范围4 000～22 000 ft(1 219～6 706 m)，假设在最低高度4 000 ft(1 219 m)时的飞机最小待机速度为169 kn，所以在无风条件下以169 kn的速度穿越2.6 nmile的时间为55 s。

(3)由于自然结冰气象的复杂性和多变性，结冰限制包线(液态水含量LWC与体积平均直径MVD)中同时增加了4条典型的LWC-MVD曲线。自然结冰飞行试验时由于结冰云层内部云层物理参数的不均匀，导致试验进行过程中气象状态与附录C中的4条典型的LWC-MVD曲线不重合，经常偏离。这就要求必须判断结冰气象是否满足附录C要求，具体方法如下:

①通过实际测得的大气总温，在LWC-MVD图中插值计算得到该温度的LWC-MVD曲线;

②通过实际测得的 MVD，在该温度对应的LWC-MVD曲线上得到LWC理论值;

③对比LWC实测值与理论值，当比值小于某值时，认为该试验无效;当比值大于某值时，认为该气象条件不可接受，应终止试验。

1.4 机翼热气防冰系统CFD仿真计算

机翼热气防冰系统［2］CFD仿真计算使用目前流行的Fluent流体计算软件［3］完成。主要内容包括:使用模型软件的前期准备(建模及网格生成工作)，外部流动参数及模型设置，水收集系数计算［4］，无粘流计算，外部热载荷计算，热气防冰系统引气参数设置，防冰腔内热气流动与换热初始计算，热气防冰系统表面温度计算［5］等。

对机翼沿气流方向从翼根到翼尖均匀截取了11个剖面，计算了1 m，3 m，6 m和9 m处共4个剖面不同飞行阶段时防冰系统自然结冰试验结果。具体计算初始条件如表1所示，CFD计算结果如图1所示。

表1 计算初始条件Table 1 Calculated the initial conditions

从图1(a)可以看出:同一翼型剖面上，驻点(s/c=0)位置及其附近单位面积的水收集量(β)最大，沿气流方向从驻点沿上下表面向后单位面积水收集量逐渐变小;不同翼型剖面上，沿翼展方向，驻点位置附近单位面积的水收集量从翼根到翼稍逐渐增大，这说明最早出现积冰的部位位于翼稍附近。从图1(b)可以看出:不同翼型剖面上，驻点位置及其附近单位面积的防冰热载荷最大，沿气流方向从驻点沿上下表面向后单位面积防冰热载荷逐渐变小;在机翼的整个翼展上，防冰热载荷在机翼中段最大，在翼梢位置次之，在翼根位置最小。从图1(c)可以看出，同一翼型剖面上，同一驻点位置单位面积的防冰热载荷从大到小依次为:巡航过程、下降过程、爬升过程、待机过程、进场过程。从图1(d)可以看出，巡航构型下(MVD=15，LWC=0.8)自然结冰试飞过程中防冰防护区域表面温度最低为283.4 K(10.3℃)，最高为368.5 K(95.4℃)，满足防护区域表面温度大于1.7℃、小于120℃的温度要求。

图1 CFD计算结果Fig.1 Calculated results of CFD

2 试飞方案设计

2.1 试飞方案制定

在制定ARJ21-700飞机机翼防冰系统自然结冰试飞方案中，得到如下启示:

(1)由于ARJ21-700并不存在可以进行类比的且已经拿到适航证的类似型号民用飞机，所以间断最大结冰条件下的自然结冰试验也应该进行，以演示该气象条件下的系统性能。

(2)根据咨询通告的内容，试飞考核的状态至少应该包括:最大连续结冰条件下结冰告警后打开和延迟打开机翼防冰系统;最大连续结冰条件下发动机慢车状态打开机翼防冰系统;最大间断结冰条件下结冰告警后打开机翼防冰系统。

(3)根据CFD计算结果，试飞考核的飞行阶段顺序为:巡航过程→下降过程→爬升过程→起飞过程→待机过程→进场过程。

(4)通过对于 CCAR25部附录 C的分析，对ARJ21-700飞机进行机翼防冰系统自然结冰试飞的时间确定如下:

①间断最大结冰条件:选取液态水含量无因次系数为1时对应的云层水平范围2.6 nmile，海拔高度范围4 000～22 000 ft(1 219～6 706 m)，根据ARJ21-700飞机的性能报告，得出在该高度范围内最小待机速度为176 kn，故无风条件下以176 kn速度穿越2.6 nmile的时间为54 s。

②连续最大结冰条件:选取液态水含量无因次系数为1时对应的云层水平范围17.4 nmile，海拔高度范围为0～22 000 ft(6 706 m)，根据ARJ21-700飞机的性能报告，得出在该高度范围内最小待机速度为176 kn，所以在无风条件下以176 kn速度穿越17.4 nmile的时间为5.9 min。

表2给出了ARJ21-700飞机进行机翼防冰系统试飞的试验状态点。

表2 试飞选取的状态点Table 2 Selected flight test points

2.2 试飞技术风险预案的制定

由于机翼防冰系统自然结冰试飞属于一类风险科目，需要在试飞前制定完善的应对预案。经过查阅国外防冰系统适航试验的相关资料，并咨询国外同行后，得到如下结论:

(1)试验有效判据:当LWC实测值与理论值的比值大于等于0.7时，认为试验有效;

(2)终止试验判据:当LWC实测值与理论值的比值大于1.5时，应该终止试验;

(3)机翼防护区域监控部位按重要性排序依次为:缝翼中部、缝翼翼尖、缝翼翼根、缝翼根部顺气流下游流场情况。

3 试验结果及分析

3.1 CFD计算结果与试验结果对比

2012年3月19日，ARJ21-700飞机104架机在乌鲁木齐地窝堡机场进行了最大连续结冰条件下机翼防冰系统的飞行试验，共飞行了1个架次共2.5 h。试验结果和模型计算结果如图2所示。

从图中可以看到，无论是特定剖面还是沿翼展方向，表面温度分布趋势的试验值与计算值都符合很好。

图2 试验结果和CFD计算结果对比Fig.2 Comparison between CFD and flight test

3.2 误差分析

从计算结果和试验值的对比看，利用防冰系统仿真分析模型软件进行防冰系统表面温度的计算，特别是机翼下表面，计算结果和试验结果之间存在误差。其原因很可能是计算模型没有考虑下表面作动筒引起的紊流效应，对下表面对流换热系数预估偏低，导致温度计算偏高。外部对流换热系数计算模型采用的是附面层积分方法，并分为层流、紊流、过渡区来分别计算，所以计算模型本身存在一定的近似计算，且层流到紊流的转变位置至今很难用数值方法来界定［6］。目前通用的计算模型都是进行近似简化，有可能由于作动筒紊流效应的影响导致了其层流、紊流、过渡区的分布发生了变化，所以需要对现有近似方法采取一定的更改，使之更能反映真实的物理过程。

4 结束语

本文通过对CCAR25-R3及相关咨询通告条款的分析，给出了进行ARJ21-700飞机机翼防冰系统合格审定试飞的初步方案。结合CFD方法对飞行试验过程仿真计算，实时演示了飞行试验过程，细化并最终制定出科学的飞行试验方法。通过飞行试验验证了试飞方法的可行性和科学性，同时又验证了CFD仿真计算方法的正确性，为后续我国运输类飞机机翼防冰系统的试飞提供了技术和方法参考。

［1］ 中国民用航空局.CCAR-25-R3 运输类飞机适航标准［S］.北京:中国民用航空局，1985.

［2］ 裘燮纲，韩凤华.飞机防冰系统［M］.北京:航空专业教材编审组，1985.

［3］ 王福军.计算流体动力学分析——CFD软件原理与应用［M］.北京:清华大学出版社，2004:54-60.

［4］ 周志宏，李凤蔚，李广宁.基于两相流欧拉方法的翼型结冰数值模拟［J］.西北工业大学学报，2010，28(1):138-142.

［5］ 陈维建，张大林.飞机机翼结冰过程的数值模拟［J］.航空动力学报，2005，20(5):1010-1017.

［6］ Guilherme Silva，Otavio Silvares，Euryale Zerbini.Simulation of an airfoil electro-thermal anti-ice system operating in running wet regime［R］.AIAA-2005-1374，2005.