冰脊对Y-8飞机副翼铰链力矩的影响分析

史 刚

(中航工业飞行事故调查研究中心，陕西 西安710089)

0 引言

飞机结冰是影响飞行安全的重要因素之一，结冰研究对飞机设计、试验和使用具有重要意义。飞机结冰会改变飞机的气动外形，使飞机的升力降低、阻力增大、安定性和操纵性变差。其中，机翼和尾翼结冰可引起气流分离，使操纵变得困难，严重时会导致飞机失速，造成飞行事故。数值模拟及飞行试验结果表明，机翼前缘是结冰最容易、最严重且最危险的部位，所以大量关于飞机结冰问题的研究都集中于机翼前缘结冰［1-3］。由于现代飞机机翼前缘在条件允许时都会采取防冰、除冰措施，所以机翼前缘结冰对飞行安全的影响程度降低很多。一般情况下，冰脊发生在存在过冷大水滴(Supercooled Large Droplet，SLD)的气象条件下(SLD水滴的尺度远远大于FAR 25附录c中结冰包线所限的尺度)，表面水向后流动，并在机翼前缘冰防护区之后结冰。然而，即使在FAR 25附录c中结冰包线所限的尺度内，当飞机在结冰区飞行过程中，机翼前缘的结冰经加热除冰不能完全蒸发时，溢流水在机翼前缘防冰区之后会再次冻结，也将不断积聚形成冰脊。

文献［4］利用几种几何形状简单的截面来模拟展向冰脊，并利用风洞进行了大量研究。文献［5］则模拟了复杂的展向冰脊，并根据冰脊对翼型气动特性的影响把展向冰脊分为高冰脊和矮冰脊两个子类。文献［6-8］对机翼前缘几种冰型和展向冰脊作了对比研究。这些研究的结果表明，展向冰脊对飞机气动特性的影响十分严重。假如冰脊的大小、形状和位置均处于敏感范围内，有可能导致飞机的滚转失控。1994年10月31日，美国一架ATR72飞机在冻雨环境下长时间(约30 min)飞行后失事。事故调查取证结果表明:在远低于结冰失速告警迎角的情况下，外翼段流动分离产生的非对称升力损失导致初始滚转运动，使得副翼铰链力矩产生变化是事故的主要原因。目前的防冰、除冰技术还不能有效解决防冰区后的结冰问题，所以，关于展向冰脊的研究应成为今后的研究重点。

本文采用CFD和风洞试验两种方法，研究不同参数展向冰脊对Y-8飞机副翼处翼型压力分布和副翼铰链力矩的影响，进而分析其对飞行员操纵的影响，为飞机防冰系统的设计和驾驶员驾驶技术提供参考。

1 展向冰脊

图1给出了展向冰脊形成示意图。未冻结的水滴向后流动，在融冰区之后冻结形成冰脊。

图2 给出了展向冰脊和机翼前缘的几种冰型(流向冰、粗糙冰、角状冰)对飞机气动特性影响程度的比较。横坐标表示气动影响程度，纵坐标表示几种冰型引起的流动分离的维数。从图2中可以看出，展向冰脊的影响相对最严重。

展向冰脊外形复杂，图3显示的是冰风洞吹出的展向冰脊的外形，横坐标表示翼型弦向位置，纵坐标表示翼型高度，单位都是相对弦长的百分比。图4给出了文献［5］研究用的模拟展向冰脊外形，纵横坐标及单位的意义与图3相同。

在既没有冰风洞，又不想使用外形复杂的冰脊模型时，可以采用几种外形简单的几何图形来模拟展向冰脊。文献［4］所使用的几种形状如图5所示。图中，h表示冰脊高度。用x表示冰脊距翼型前缘的距离，c表示翼型弦长，则h/c表示冰脊高度与翼型弦长之比，x/c表示冰脊在翼型上的相对位置。冰脊的形状、h/c和x/c以及冰脊展向相对副翼长度是冰脊影响研究的4个重要参数。

图3 冰风洞吹出的展向冰脊实物图及截面图Fig.3 Spanwise ridge real and cross-section ridge come out from the ice wind tunnel

图4 文献［5］所用的展向冰脊实物图及截面图Fig.4 Spanwise ridge real and cross-section ridge used in document［5］

图5 文献［4］所使用的几种冰脊截面形状Fig.5 Cross-section of spanwise ridge used in document［4］

2 仿真试验及结果分析

2.1 试验条件

在Y-8飞机数模的副翼正中部截取了翼型截面，冰脊外形采用国际上典型的4种形状中的两种，即半圆和前向1/4圆。冰脊(半径)高度 h=20 mm，x/c=0.3，α =4°，V=100 m/s，δa=0°。只进行翼型流场的二维计算，故不需要冰脊相对长度参数。

2.2 典型翼剖面的压力分布

图6给出了翼型带半圆形冰脊时的流场及表面压力分布。图7给出了翼型带前向1/4圆冰脊时的流场及表面压力分布。

图6 翼型带半圆冰脊时的表面压力分布Fig.6 Surface pressure distribution of airfoil with half-round ice ridge

从图6和图7可以看出，带冰脊翼型与干净翼型的表面压力分布差别很大:翼型上表面前缘负压峰值减小;冰脊后产生很大的负压峰值，但面积很小;副翼上下表面压力差变化较大。

2.3 仿真结果分析

结合其他状态点的计算结果，初步得到以下结论:

(1)冰脊的高度、形状和位置均对翼表面压力分布有明显影响，冰脊在30%弦向位置处的影响最大;前向1/4圆形冰脊比半圆冰脊的影响大;

(2)高度10 mm的前向1/4圆形冰脊，在30%弦向位置对压力分布的影响较小;

(3)高度20 mm的冰脊，在30%弦向位置，半圆冰脊对副翼压力分布的影响较小;前向1/4圆冰脊对副翼压力分布的影响较大;

(4)高度40 mm冰脊，30%位置，前向1/4圆形状，产生了严重的非定常现象，对压力分布影响严重;

(5)各种冰脊都会导致气流分离。冰脊高度越高，分离区越大;前向1/4圆产生的分离区较大。

如果冰脊引起外翼流动分离的不对称，就可能诱导全机的滚转振荡，并且外翼分离的气流可能改变副翼的铰链力矩特性。

3 风洞试验及结果分析

3.1 试验条件

根据对Y-8飞机机翼除冰装置的分析，认为20%弦向位置是最有可能产生冰脊的区域，故针对该位置进行风洞模拟试验。风洞试验侧重研究冰脊对副翼铰链力矩的影响。选取如下试验状态:迎角9°，副翼上偏9°和下偏9°，冰脊弦向位置20%弦长，冰脊长度为70%副翼展长，冰脊高度为(10，15，20，30，45)mm，取1/4前向圆和半圆两种状态。

3.2 典型试验结果

几种典型状态的试验结果见表1和表2。表中相关符号的含义如下:C()表示冰脊弦向位置，括号内的数据为当地百分弦长;H()表示冰脊高度，括号内数据的单位为mm;P()表示冰脊形状，括号内数字2代表半圆，4代表1/4圆;L()表示由副翼外端算起的冰脊展向长度，括号内数据为与副翼长度的百分比;mj表示副翼铰链力矩系数;Δmj表示不同副翼偏转时副翼铰链力矩系数的绝对变化量;表的最后一列是相对变化量，这些变化量都是相对于无冰状态而言的。

(1)半圆冰脊高度的影响

从表1中可以看到，半圆冰脊的高度变化对副翼铰链力矩系数的影响量不大，最大的影响量为－11.6%。

表1 半圆冰脊对副翼铰链力矩系数的影响Table 1 Effect of half-round ice ridge on aileron hinge moment coefficient

(2)1/4圆冰脊高度的影响

从表2中可以看到，45 mm高的冰脊使得副翼铰链力矩系数增加7.5%。但是，随着冰脊的高度降低，副翼铰链力矩系数减小，最大减小量为12.7%。

表2 1/4圆冰脊对副翼铰链力矩系数影响Table 2 Effect of quarter-round ice ridge on aileron hinge moment coefficient

3.3 试验结果分析

结合其他状态点的风洞试验结果，初步得到以下结论:

(1)冰脊对副翼铰链力矩系数有影响。在试验的所有对称冰脊状态，合成后的铰链力矩系数没有反号;

(2)大多数情况下，对称冰脊使得铰链力矩系数减小;

(3)1/4圆冰脊在25%弦向位置，铰链力矩系数变化较大，最大减小量为34.5%;

(4)不对称冰脊产生的最大铰链力矩系数为－0.0589(没有修正调整-补偿片的力矩系数)。

在不使用副翼调整片时，计算获得飞行状态下单人(双人)能承受的铰链力矩系数为－0.0418(－0.0527)。显然，如果不使用副翼调整片，那么不对称冰脊可能产生的最大铰链力矩系数将超过驾驶员的承受能力。计入调整片贡献后，不对称冰脊产生的最大铰链力矩系数为－0.0402，小于单个飞行员能承受的极限值。所以，当飞机出现非指令性滚转且杆力异常加重时，驾驶员应同时使用副翼配平机构，以免飞机因姿态过大而失控。

4 结束语

结冰可能对副翼铰链力矩产生较大的影响，这种影响无论方向如何都会对飞机的横向操纵特性产生影响，这种影响过大时是不能接受的。典型状态计算结果表明，副翼上偏时结冰对副翼铰链力矩的影响使副翼更容易上偏，结冰对副翼铰链力矩产生的影响会引起副翼夺权(Aileron Snatch)。当右翼结冰右副翼上偏时，结冰对副翼铰链力矩的影响是使右副翼增加上偏。当驾驶杆配平时，这种影响会使驾驶杆自动右偏，从而引起飞机自动向右滚转。由于结冰仿真计算与风洞模拟试验是在一定假设条件下进行的，有局限性，因此，各项结果只能作为定性分析使用。

螺旋桨飞机受飞行速度和高度限制，飞行中容易结冰。虽然在机翼前缘结冰最严重的区域设置防冰装置，但除冰效果存在局限，不可能完全消除机翼上表面的积冰，这是航空界的一个难题。因此，国内外普遍对飞机在结冰区飞行加以限制。飞行员不能因为飞机有防冰系统而放松警惕。

［1］ The Fluid Dynamics Panel Working Group.Ice accretion simulation［R］.AGARD-AR-344，1998.

［2］ Addy Jr，Harold E.Ice accretions and icing effects for modern airfoils［R］.Ohio，Cleveland:Glenn Research Center，2000.

［3］ Papadakis M，Yeong H W，Wong SC，et al.Experimental investigation of ice accretion effects on a swept wing［R］.PB2005-110681/XAB，2005.

［4］ Bragg M B，Loth E.Effects of large-droplet ice accretion on airfoil and wing aerodynamics and control［R］.DOT/FAA/AR －00/14，2000.

［5］ Broeren A P，Whalen E A，Busch GT.Aerodynamic simulation of runback ice accretion［R］.NASA/TM-2010-215676，2009.

［6］ Broeren A P，Bragg M B.Effect of high-fidelity ice accretion simulations on the performance of a full-scale airfoil model［R］.AIAA-2008-0434，2008.

［7］ Bragg M B.Airfoil ice-accretion aerodynamic simulation［R］.AIAA-2007-85，2007.

［8］ Broeren A P，Addy H E，Bragg M B，et al.Aerodynamic simulation of ice accretion on airfoils［R］.NASA/TP-2011-216929，E-17506，2011.