大型季节性可移动式结冰风洞及其试验方法研究

朱东宇，冯强 ，韩晓涛 ，杨希明 ，崔晓春 ，袁立

1.中国航空工业空气动力研究院，沈阳 110034 2.沈阳市飞机结冰与防除冰重点实验室，沈阳 110034

3.高速高雷诺数气动力航空科技重点实验室，沈阳 110034

0 引 言

结冰风洞试验是开展飞机结冰和防除冰系统性能试验研究的最基本手段，其结果将为自然结冰条件下的飞行试验数据提供依据。SAE AIR 5320统计了欧美27座结冰试验设施，按照制冷方式可以分为制冷型和自然环境型两种。

制冷型结冰风洞通过制冷系统来实现对低温环境的模拟，多采用闭路回流形式，提高了制冷系统效率，提升了流场品质，以美国国家航空航天局（NASA）、意大利航空航天研究中心（CIRA）、加拿大国家研究委员会（NRC）等国外研究机构的结冰风洞和中国空气动力研究与发展中心3 m×2 m结冰风洞、中国航空工业空气动力研究院（下文简称气动院）FL-61结冰风洞等国内研究机构的结冰风洞为典型代表。文献[5]认为回流式结冰风洞由于试验段尺寸的限制，不能进行大尺寸试验件和整机试验，且闭路回流式大型结冰风洞设备规模大、造价昂贵、技术复杂。利用自然环境的开放式结冰风洞虽然能量损失较大，但是结构简单、造价较低。

自然环境型结冰风洞多采用开路形式，通过吸入冬季自然低温大气实现对结冰环境的模拟。自然环境型结冰风洞不需要制冷系统，试验设施的建设和运行成本大幅降低，试验段尺寸可以更大甚至满足全机试验需求，使利用冬季环境低温进行结冰试验成为一种有效的大尺寸结冰试验实现途径。受自然条件限制，季节性结冰风洞的研究主要集中在加拿大、法国、俄罗斯等国家，这些国家依靠其气候条件建设了季节性结冰风洞，发展了全尺寸机翼、发动机、飞机整机等结冰试验技术。

本文总结了国外季节性结冰风洞的基本情况，分析了季节性结冰风洞的作用和主要试验能力。基于气动院移动式结冰风洞，发展了螺旋桨和飞机整机地面结冰试验技术。我国北方地区冬季低温时间长，非常有利于建设季节性自然结冰试验设施。本文在螺旋桨季节性结冰等试验方法研究的基础上，提出了利用冬季气候条件建设季节性、可移动、模块化组装的结冰风洞概念设计方案，为我国利用冬季低温建设大型季节性结冰风洞提供参考。

1 国外主要结冰试验设施

SAE AIR 5320在文献[9]的基础上统计了截至1999年世界上的27座结冰试验设施信息，如表1所示，包括了小尺寸结冰风洞，例如美国Rosemount结冰风洞，试验段尺寸仅有0.25 m×0.25 m；大型结冰风洞，例如美国NASA的结冰风洞（Icing Research Tunnel， IRT），试验段尺寸1.80 m×2.70 m；大型发动机结冰试验设施，例如CEPr R6和G.E.Site 6等，试验段尺寸可达11 m。这些试验设施主要分布在美国和欧洲，涵盖了传感器、二维翼型、三维机翼、进气道、发动机、飞机整机、直升机等结冰试验能力，只有利用自然环境制冷的法国S1MA风洞具备了全尺寸飞机的结冰试验能力。

表1 结冰试验设施信息统计[2]Table 1 Summary of icing test facilities[2]

部分风洞液态水含量和水滴平均体积直径等参数已经发生变化，本文仍以SAE AIR 5320为准，未做更新。

2 国外季节性结冰风洞及其应用

2.1 国外主要季节性结冰风洞

本文在SAE AIR 5320基础上进一步调研了国外季节性结冰风洞的情况，主要包括法国宇航院（ONERA）的S1MA风洞、加拿大NRC的开放式结冰风洞PIWT、美国FluiDyne的结冰风洞、俄罗斯中央空气流体动力学研究院（TsAGI）的季节性结冰风洞AHT-SD，具体参数如表2所示。

表2 国外季节性结冰试验设施信息Table 2 Summary of natural icing test facilities

法国ONERA的S1MA风洞是一座常压连续式风洞，位于法国莫当（Modane），于1952年建成并投入使用，如图1所示。S1MA是一座多用途风洞，可进行大尺寸全模或半模的气动试验，例如飞行器动力模拟试验、螺旋桨试验、直升机旋翼试验、吊舱/挂架/机翼干扰试验、进气道稳态和动态试验、捕获轨迹系统和投放试验、声学试验和结冰试验等。试验段直径8 m，利用室外空气对洞内环境进行冷却，冷空气流量约为试验段流量的20%。结冰试验通常在11月中旬至次年3月中旬进行，主要进行大尺寸机翼、螺旋桨、直升机部件的结冰试验。

图1 S1MA风洞示意图[10]Fig.1 Schematic diagram of S1MA wind tunnel[10]

自1960年开始，ONERA就在S1MA风洞进行了全尺寸飞机和直升机部件（包括“协和号”客机和直升机桨叶等）的结冰试验。在1983年S1MA风洞开展的直升机桨叶结冰试验中，桨叶直径达4.2 m，转速为960 r/min。1994年，S1MA风洞设计加工了一套特殊喷嘴，具备了水滴平均体积直径 200 µm的结冰试验能力。1995年，S1MA风洞进行了ATR-72飞机真实机翼外段结冰试验，外翼展长5.2 m，带有真实气囊除冰系统。试验风速约100 m/s，静温–5～–1 ℃，水滴平均体积直径 100～200 µm，液态水含量 0.3 g/m³。实验观察到了除冰系统开启后除冰区域之后的不连续冰脊，高度达20 mm，与ATR-72飞机事故后开展的结冰飞行试验结果一致，如图2所示。

图2 ATR-72飞机真实机翼在S1MA风洞进行结冰试验[13]Fig.2 ATR-72 full scale icing test in S1MA[13]

加拿大NRC的开放式结冰风洞PIWT位于加拿大渥太华市，于1981年建成。该风洞为直流式自然结冰风洞，由入口段、动力段、试验段、排气段等组成，如图3所示。试验段截面尺寸3 m×6 m，风速40～67 m/s，喷雾系统安装在试验段上游，包含16个喷雾耙，约500个喷嘴，可实现水滴平均体积直径 15～50 µm，液态水含量 0.1～2.5 g/m³。该风洞还配备了降雨系统，可模拟冻雨条件。冬季可利用外界天气条件获得所需试验温度，每年11月至次年3月为试验窗口期。该风洞具备直升机发动机及其尾桨、飞机机翼全尺寸防除冰系统等结冰试验的能力。由于节省了制冷系统的费用，PIWT成为世界上少有的在尺寸、风速、环境温度等方面满足大尺寸模型结冰试验要求且成本可控的结冰风洞。

图3 PIWT开放式结冰风洞[14]Fig.3 NRC’s open-circuit propulsion and icing wind tunnel [14]

美国FluiDyne结冰风洞IWT（图4）为直流式，由进气室、稳定段、收缩段、试验段、引射段、扩散段等组成。进气室进口处安装了百叶窗装置，可以避免侧风影响。进气室截面约为3.96 m×3.35 m，稳定段截面约为2.24 m×2.24 m，长3.20 m，收缩段收缩比为16∶1，试验段截面尺寸为0.56 m×0.56 m。风洞由引射器驱动，喷雾装置由25个喷嘴构成，安装在收缩段入口前约2.44 m。该风洞最初建设时主要是为了满足全尺寸旋翼高速结冰试验需求，同时满足螺旋桨、发动机风扇叶片高速旋转条件下的结冰试验需求。考虑到旋翼叶尖速度，该风洞可实现Ma=0.8的最大风速。Ma=0.8时风洞最长运行时间为12 min，模拟高度约为3 658 m；Ma=0.2时，风洞最长运行时间约为54 min，模拟高度约为610 m。该风洞利用冬季自然低温进行结冰试验，风洞所在的明尼阿波利斯12月至次年2月70%的时间最高温度低于0 ℃。风洞试验段上游的气流能够被加热，进而实现对气流温度的有限控制，使试验条件更加精确。此外，还可以通过加入蒸汽的方式提高风洞内湿度。

图4 美国FluiDyne结冰风洞IWT[16]Fig.4 FluiDyne icing wind tunnel[16]

俄罗斯TsAGI的季节性结冰风洞AHT-SD于2016年建成，如图5所示。该风洞为直流式自然结冰风洞，试验段截面尺寸为1 m×1 m，最大风速150 m/s，最低温度 –30 ℃，具备三维结冰试验、过冷大水滴和冰晶试验等试验能力。

图5 俄罗斯TsAGI季节性结冰风洞AHT-SD[17]Fig.5 AHT-SD seasonal icing wind tunnel in TsAGI[17]

除以上季节性结冰风洞之外，加拿大还新建了发动机季节性结冰试验设施（图6）以满足大尺寸发动机试验和适航取证需求。通用电气公司在位于温尼伯地区的发动机测试和研发中心（Engine Test and Research Development Centre，TRDC）建造了一座造价达5千万美元的结冰试验台，于2012年初投入使用，开展了GEnx等型号的发动机结冰试验。加拿大的普惠和罗罗公司在全球航空航天结冰与环境研究中心（Global Aerospace Centre of Icing and Environmental Research，GLACIER）建造了直连式发动机结冰试验设施，可满足流量约500 kg/s的发动机结冰试验需求。

图6 加拿大发动机季节性结冰试验设施[18-19]Fig.6 Outdoor engine icing test facilities[18-19]

2.2 季节性结冰风洞的主要试验能力

季节性结冰风洞的主要特征是试验段尺寸较大、运行成本较低，主要为机翼、直升机桨叶、发动机等大尺寸部件提供试验，例如S1MA风洞和PIWT风洞等。除此之外，螺旋桨、机上地面结冰试验等也需要利用季节性结冰风洞完成。

2.2.1 螺旋桨结冰试验

1944年美国在IRT结冰风洞中进行了首次螺旋桨结冰试验。螺旋桨直径为15英尺（4.57 m），安装在修形后的机身上。IRT风洞试验段尺寸为1.8 m×2.7 m，如图7、8所示。为开展试验，只能将螺旋桨安装在风洞扩散段，螺旋桨直径也缩小至11英尺（3.35 m）。试验风速约为54 m/s，螺旋桨转速为800和1 000 r/min，环境温度约为–18～–7 ℃，液态水含量为0.3～0.9 g/m。在上述条件下，完成了桨叶在无加热、连续加热、间断加热等条件下的结冰与防除冰试验，单桨加热功率为750～1 250 W。试验研究者认为螺旋桨内部周期性加热除冰是螺旋桨防除冰的有效工程方法，目前飞机螺旋桨也多采用这种除冰方法。

图7 螺旋桨在结冰风洞扩散段中进行试验[20]Fig.7 Propeller test in icing wind tunnel[20]

图8 螺旋桨结冰试验[21]Fig.8 Ice formation on propellers[21]

将螺旋桨安装在风洞扩散段进行试验，暂时解决了尺寸问题，但牺牲了一定的流场品质和试验效果。2006年美国联邦航空管理局（FAA）又组织多家机构在麦金利（McKinley）气候室开展了全尺寸螺旋桨结冰试验（图9）。在McKinley气候室主环境室中部临时建造了一个开口风洞，风洞动力系统由7个直径为2.1 m的风扇组成，动力段直径约为8 m，每台风扇由224 kW的变频电机驱动。喷雾架包括12个均布的喷雾耙，安装在风洞出口。喷雾耙下游为直径约2.7 m的等直段，用于防止云雾扩散。螺旋桨安装在喷雾耙下游约9.8 m处，此处最大风速约为51.4 m/s。流场校测显示，流场均匀区直径约为1.8 m，如图10所示。文献[22]认为，流场均匀区虽然不能覆盖整个螺旋桨，但是由于巨大的离心力和较低的冻结系数，桨尖并不容易结冰，试验重点关注螺旋桨75%半径以内的结冰情况。

图9 移动式结冰风洞螺旋桨结冰试验[22]Fig.9 Propeller icing test in McKinley[22]

图10 McKinley开口风洞流场速度型[22]Fig.10 Velocity profile[22]

试验获取了大量的螺旋桨结冰数据，包括前缘冰形、展向结冰、脱冰频率、溢流冰、过冷大水滴结冰等。结果显示：螺旋桨在过冷大水滴结冰条件下的平均拉力损失为13.4%，最高可达21.2%；常规小水滴（CCAR 25部附录C）结冰条件会导致5.9%的拉力损失，最高可达13.4%。

2.2.2 机上地面结冰试验

民用飞机型号合格审定过程中，为了获得所需的证据资料以表明对适用适航条款的符合性，型号合格证申请人通常需要采用不同的验证方法，这些方法统称为“符合性验证方法”。符合性验证方法分为10种，即MC 0～MC 9，其中的MC 5为机上地面验证试验，CCAR 25部§25.1093（b）（2）条款中进气系统防冰试验即可通过机上地面试验完成。

为了满足机上地面结冰试验需求， McKinley气候室在2001年启动了一项为期4年的改造项目，将能够模拟240平方英尺（22.3 m）地面冻雾的已有喷雾系统扩展到原来的3倍面积，能够满足大型喷气发动机、直升机的试验需求。除增大云雾覆盖范围之外，McKinley气候室喷雾系统风速也提升至60英里每小时（26.8 m/s）。机上地面结冰试验如图11所示，有研究者认为，即使绝大多数飞机的真实飞行速度都远高于60英里每小时，但是FAA根据多年的结冰试验经验和良好的安全记录，能够接受喷气发动机在此风速下进行试验，前提是液态水含量足够高。

图11 机上地面结冰试验[24]Fig.11 Aircraft ground icing test in McKinley[24]

2014—2015年，McKinley气候室进行了F-35飞机机上地面结冰试验（图12），验证结冰条件下常规状态和垂直起降状态的飞机性能。文献[25]认为机上地面结冰试验能力与结冰数值模拟能力结合有助于减少甚至取消F-35的结冰飞行试验。在气候室内进行结冰试验不受季节因素的限制，但会受到实验室空间的限制，云雾覆盖范围和风速都达不到PIWT等季节性结冰风洞的规模。

图12 F-35机上地面结冰试验[25]Fig.12 F-35 icing test in McKinley[25]

3 季节性结冰风洞试验方法研究

3.1 季节性可移动式结冰风洞试验方法研究

气动院利用哈尔滨冬季低温环境，研制了我国首个移动式结冰风洞。该风洞由承载车、高度调节系统、风洞洞体、喷雾架及其附属管路供气系统、供水系统、测控系统、纯水设备等组成，如图13所示。结冰风洞可整体移动，模拟水滴平均体积直径范围为20～50 µm，液态水含量范围为0.2～3 g/m，喷雾出口尺寸为2.5 m×2.5 m，试验区风速为4～15 m/s。

图13 气动院移动式结冰风洞Fig.13 Natural moveable icing wind tunnel in AVIC ARI

2021年3月，气动院在哈尔滨开展了螺旋桨结冰与除冰试验研究，试验条件如表3所示。车次1研究了螺旋桨结冰情况，如图14所示。桨叶全展向均有结冰，结冰主要集中在前缘，最大结冰厚度约为8 mm，桨叶背面有明显的大面积霜状冰，但厚度较小。

表3 螺旋桨结冰试验状态表Table 3 Propeller icing test conditions

图14 螺旋桨结冰情况Fig.14 Icing on propeller

车次2～5研究了螺旋桨转速对结冰的影响，车次4和5在试验最后1 min转速由1 100 r/min分别增大至1 500和1 900 r/min。当螺旋桨转速为500 r/min时，螺旋桨前缘结冰未出现脱落现象，整个前缘结冰较为均匀。当螺旋桨转速增大时，由于桨尖部有较大的离心力，可看到明显的冰脱落现象。螺旋桨转速为1 100 r/min时，冰脱落发生在距桨根部约50 cm处，桨尖部结冰厚度明显减小；当转速增大至1 500 r/min时，冰脱落进一步向桨根部发展，发生在距桨根部约45 cm处；当转速增大至1 900 r/min时，整个桨叶前缘均发生冰脱落，无明显结冰现象，如图15所示。文献指出，螺旋桨除冰装置的防护范围仅为桨叶30%半径的区域，由于气动加热和螺旋桨外部的离心力，因此在超过桨叶30%半径的区域，冰的形成可以忽略不计。实际上，在结冰初期，整个桨叶前缘都会有结冰，随着转速增大，冰脱落的临界厚度不断减小，因此，还需要进一步研究冰脱落临界厚度与转速的关系以及临界结冰厚度对螺旋桨气动性能的影响，为螺旋桨除冰区域布置提供数据。

图15 不同转速下螺旋桨结冰情况，从上至下螺旋桨转速分别为500、1 100、1 500、1 900 r/minFig.15 Propeller icing at different rotation speed, from top to bottom:500, 1 100, 1 500, 1 900 r/min

本文进一步利用移动式结冰风洞开展了某无人机和Y12E型飞机机上地面结冰试验研究（图16），验证了无人机翼面及螺旋桨结冰与防除冰情况，发展了具有外场自然环境、可移动、真实飞机等特征的机上地面结冰试验方法，为整机级结冰试验研究和民机结冰适航取证提供了参考。

图16 无人机和Y12E飞机结冰试验Fig.16 Icing test on a UAV and Y12E aircraft

3.2 大型季节性可移动式结冰风洞概念设计

从表1中的27座结冰试验设施和表2中的4座国外季节性结冰风洞的试验能力来看，制冷型结冰风洞与季节性结冰风洞相结合，可形成涵盖传感器、二维翼型、三维机翼、进气道、螺旋桨、发动机、飞机整机、直升机整机等的结冰试验能力，建立较为系统的飞机和发动机地面结冰以及适航符合性验证试验条件。季节性结冰风洞主要采用直流式，在大尺寸机翼部件、螺旋桨、发动机、飞机整机等方面的试验能力突出。

季节性结冰风洞最重要的技术指标就是云雾覆盖范围和风速。以4 m量级螺旋桨结冰试验需求为例，结冰云雾至少需要覆盖螺旋桨75%的半径，试验段出口尺寸需在3 m×3 m以上；根据NASA IRT和McKinley气候室的研究，螺旋桨试验风速也要同时达到50 m/s以上。如果进一步考虑全尺寸机翼结冰试验需求，参考S1MA和PIWT等风洞的技术指标，试验段风速需达到67 m/s甚至100 m/s。

本文根据季节性结冰风洞的特点和螺旋桨等大尺寸部件的试验需求，提出了一种大型季节性可移动式结冰风洞概念方案。大型季节性可移动式结冰风洞采用直流风洞形式，针对机上地面试验需求，采取可移动、可组合的方案，能够根据试验需求和环境条件移动至所需地点进行试验。风洞设计为由4个标准模块组合而成，如图17所示，每一个模块风洞参数相同，试验段出口尺寸为2.5 m×2.5 m。模块间可按一定形式进行组合，根据试验对象不同，各模块可组合为5.0 m×5.0 m、2.5 m×10.0 m等不同形式，如表4所示。

表4 大型季节性可移动式结冰风洞试验能力Table 4 Large natural moveable icing wind tunnel test capability

图17 大型季节性可移动式结冰风洞概念方案Fig.17 Concept of a large natural moveable icing wind tunnel

由于季节性可移动式结冰风洞无法控制温度，试验窗口期的选取非常重要。图18为哈尔滨2月典型的某日温度变化曲线，2:00—7:00及14:00—16:00的温度较为稳定，温度变化不超过1 ℃，有2个适合开展结冰试验的窗口期。图19为哈尔滨与加拿大Winnipeg全年平均温度的对比。两地每年11月到次年3月的平均最高温度都低于0 ℃，冬季平均最低温度接近–30 ℃，每年入冬后和次年开春前有2个温度较为接近的试验窗口期。

图18 哈尔滨2月某日温度曲线Fig.18 The temperature curve of Harbin on a certain day in February

图19 哈尔滨与Winnipeg气温对比Fig.19 Temperature comparison between Harbin and Winnipeg

与回流式制冷型结冰风洞相比，大型季节性可移动式结冰风洞虽然结构简单、造价较低，但在风洞设计、调试和试验等方面还存在难点。例如，风洞设计阶段需要解决模块化组合与适配的问题；调试阶段需要解决自然环境条件对云雾参数的影响问题，尤其是环境湿度对液态水含量和水滴平均体积直径的影响问题；试验研究中需要建立试验窗口期选取、温度和侧风等环境影响因素应对、外场试验设施维护等方法，这些关键问题还需要进一步研究和详细设计。

4 结 论

本文总结了国外季节性结冰风洞的基本情况，分析了季节性结冰风洞的试验能力和作用，重点分析了螺旋桨结冰和机上地面结冰试验技术，基于气动院有移动式结冰风洞开展了螺旋桨结冰试验研究和机上地面结冰试验研究，提出了基于冬季低温条件建设大型季节性可移动式结冰风洞的概念方案，得到如下结论：

1）季节性结冰风洞是飞机和发动机结冰研究的重要试验设施，由于其利用冬季自然环境的低温，无需制冷系统，具有建设和使用成本低的优势。季节性结冰风洞通常试验段尺寸较大，主要用于飞机全尺寸机翼、螺旋桨等部件以及发动机和机上地面结冰试验。

2）基于移动式结冰风洞开展了螺旋桨结冰试验研究，螺旋桨结冰主要集中在桨叶前缘。转速对桨叶冰脱落影响显著，螺旋桨转速为500 r/min时未发生冰脱落，转速为1 900 r/min时，冰脱落导致桨叶前缘无明显结冰现象。

3）利用冬季低温自然环境建设大尺寸、可移动、模块化组装的直流式季节性结冰风洞，能够利用国内气候条件，试验窗口期与国外同类设施相当，可满足大尺寸模型和飞机结冰试验需求。