大型客机增升构型缝翼除冰状态失速特性

黄雄，曲仕茹，张恒，陈显调

1．西北工业大学 自动化学院，西安 710072

2．中国商用飞机有限责任公司 上海飞机设计研究院，上海 201210

3．清华大学 航天航空学院，北京 100084

起降阶段结冰是威胁大型客机飞行安全的重要因素，以前缘缝翼为代表的增升部件结冰对全机飞行性能和边界特性均存在严重影响［1-2］。作为签发民机适航证书的权威机构，美国联邦航空 管 理 局（Federal Aviation Administration，FAA）新近颁布的121修正案针对起降阶段结冰适航认证制定了更严格和细致的规范，关于结冰后飞行性能、操稳验证等方面提出了多项新要求［3］。

为应对起降阶段可能存在的结冰环境，现代大型客机在主翼前缘均配备了较完善的翼面防/除冰系统［4］。从飞行安全角度考虑，自然希望防/除冰系统能遍及所有可能的结冰位置、尽可能长时间工作、完全除去所有表面积冰。但从现代民机型号的发展历程看，实用的防/除冰系统均呈现防护区域逐渐减缩、除冰残留量更大、能量消耗不断降低的共同特点［5］。决定上述发展趋势的关键因素首先是目前广泛采用的热气、电热防/除冰装置均为直接加热蒙皮达到防护效果，能耗巨大，直接影响发动机工作性能，反而使可用推力降低、起降性能恶化。随着对结冰后飞机空气动力学特性研究的逐步深入，基于部件结冰对全机气动力影响的关联及机制，能在气动性能损失可接受的前提下通过发挥本体容冰特性、防/除冰系统、飞行控制律等综合效能实现容冰安全飞行［6-7］。此外由于结构/机构布局及空间限制，缝翼间隙、翼梢附近及小翼等区域均难以配备防/除冰装置。

综上所述，在保证飞行安全前提下尽量缩减防/除冰系统冗余量从而提升总体气动性能是现代民机先进设计能力的体现［8］。因此当大型客机起降过程中产生结冰现象时，出于对飞行安全及能源消耗的综合考虑，防/除冰系统没有必要也无法去除所有积冰，缝翼等部件表面仍存在部分积冰残留。而残余积冰对全机气动性能的影响程度正是评价防/除冰系统工作性能是否达标、全机气动性能是否满足适航条款的直接判断依据。但由于几何特征和分离流场的双重复杂性，针对全机三维增升构型结冰状态下的气动特性和分离流场分析研究还相对较少，主要局限于简单机翼或翼身组合体模型，且通常基于防/除冰系统完全失效前提下的全翼展结冰状态开展，现阶段关于除冰后气动特性变化开展系统分析的公开研究成果还较为罕见［9］。

随计算流体力学方法的发展，数值模拟已成为结冰影响分析研究的主要手段，相对于风洞试验/飞行试验，数值模拟研究周期短、费用相对较低、测量参数种类更多、能更全面地反映全机或部件结冰的失速分离特性［9］。但如前所述，目前国内外对全机增升构型除冰状态气动特性及分离流场的研究还较为缺乏，研究对象仍以完全结冰状态下的多段翼型和翼身组合体为主。San⁃kar等［10］较早地给出了结冰条件下多段翼型升阻特性及分离特性的变化情况；Rakowitz等［11］评估了结冰对翼身组合体增升构型气动特性的影响；Prince Raj等［12］对比了过冷大水滴与常规粒径水滴结冰对多段翼型宏观流场的影响差异；Lee等［13］分析了过冷大水滴结冰对多段翼型部件间流动干扰的作用机制。近年来中国桑为民等［14-15］开展了缝翼结冰对多段翼型和增升构型压力分布形态的影响研究。张辰［16-17］和李冬［18］等评估了过冷大水滴结冰对多段翼型分离流场非定常特性的影响。张恒等［19］针对大迎角下缝翼前缘角状冰诱导的失速分离复杂流动进行了数值模拟。肖茂超等［20］分析了30P30N多段翼型缝翼前缘结冰触发多尺度旋涡结构的精细演化过程。上述研究工作为全机增升构型除冰状态下的气动特性分析研究提供了重要参考。

本文针对中外翼重点防护的防/除冰方案，基于数值模拟方法关于大型客机增升构型未结冰、未除冰、除冰状态下的全机失速分离特性变化情况开展对比分析研究，以期厘清机翼结冰防护对失速特性特别是力矩安定性的改善机制，明确防护前后局部分离特征与失速特性之间的关联，为防/除冰系统工作效能分析、防护区域设计优化及大型客机结冰适航取证验证提供理论依据。

1 数值模拟方法及验证

对结冰状态大型客机增升构型的多工况计算分析而言，雷诺平均（Reynolds-Averaged Navier-Stokes，RANS）方法在计算成本和效率方面具备显著优势，具备模拟后掠翼结冰状态宏观失速特性的能力［21］，同时也是当前国内外民机设计研发采用的主要结冰影响分析评估手段［22-23］。

参考类似构型数值模拟方法［22，24］，采用格心格式有限体积法［25］求解可压缩RANS方程，无黏通量通过Roe差分分裂格式［26］求解，单元界面上插值模板为三阶MUSCL格式［27］，黏性通量采用中心差分格式进行离散，湍流模型采用一方程S-A（Spalart-Allmaras）模型［28］，时间推进采用隐式近似因子分解算法［29］，使用多重网格和网格序列技术加速收敛。

由于公开发布的多段翼型及增升构型结冰状态几何构型及风洞测力试验数据较为缺乏，因此选取AIAA HiLiftPW-1构型［30］验证三维高升力构型失速特性的模拟可靠性。HiLiftPW-1构型是由30°偏角前缘缝翼和25°偏角后缘襟翼组成的三段增升装置，按AIAA网格生成指南生成网格量 分 别 为7×106、2×107和5×107的3套不 同密度多块结构化网格开展敏感性分析，采用H型拓扑、O型拓扑分别处理远场网格和近壁面网格以保证当地网格具有良好的正交性，同时控制壁面首层网格法向尺寸相对平均气动弦长为10×10−5量级以保证y+≤1。密网格构型如图1所示。

图1 HiLiftPW-1构型表面网格Fig.1 Surface grid of HiLiftPW-1 configuration

图2 气动特性计算结果Fig.2 Calculation results of aerodynamic performances

基于风洞试验条件的计算分析状态为Ma=0.20、Re=4.63×106、温度T=520R，其中R为兰金温标。图2给出了计算与试验气动特性结果的对比，其中CL为升力系数，Cm为力矩系数，α为迎角，可见小迎角下不同网格密度升力曲线与试验值均吻合良好，大迎角下粗网格获得的最大升力系数及失速迎角与试验值之间有明显差距，中网格及密网格失速特性计算结果与试验值均较接近。虽不同密度网格获得的力矩系数均与试验值之间存在一定平移量，但变化趋势基本一致。相对于升力特性，网格密度对力矩特性影响较大。

图3给出了纵向力矩中立安定状态下α=13°时数值模拟获得的展向压力分布与试验值对比，其中Cp为压力系数，X为流向长度占比。可见展向85%站位内计算结果与试验差距很小，表明数值模拟方法能较为准确地捕捉基本压力形态特征，同时反映缝道效应明显的前缘襟翼、主翼前缘及后缘襟翼上表面附近压力峰值计算精确度与网格密度正相关。

图3 力矩中立安定状态压力分布计算结果Fig.3 Calculation results of pressure distribution with moment neutral stability state

就图2和图3而言，采用的数值方法对三维高升力构型失速特性分析较准确，能为大型客机结冰状态增升构型的失速特性分析研究提供支撑。综合考虑计算精度与效率要求，在全机增升构型计算分析中基于中网格密度进行网格生成。

2 结冰状态全机增升构型及计算网格

2.1 全机增升构型及结冰模型构造

分析研究的大型客机全机增升形式与现役窄体单通道双发干线客机接近，采用前缘缝翼-主翼-后缘襟翼三段增升装置。翼面前缘布置5段缝翼，短舱内侧为1号缝翼，短舱外侧依次为2、3、4、5号缝翼。图4为增升构型布局形式示意图。

图4 增升构型三维模型Fig.4 Three-dimensional model of high-lift configuration

结合典型结冰环境下的冰风洞试验和数值模拟结果构造缝翼前缘结冰冰形。试验于中国空气动力研究与发展中心3 m×2 m冰风洞［31］展开，数值模拟基于FENSAP-ICE程序展开。结冰条件为来流速度120 m/s、来流迎角2°、过冷水滴粒径20 μm、液态水含量0.45 g/m3、结冰温度263.15 K、结冰时长22.5 min。参考CRM65后掠翼前缘冰条构造方式［32］，针对1号缝翼、2号缝翼、5号缝翼、翼梢小翼及外翼间隙翼型获得5组二维冰形，根据不同防/除冰状态沿展向对上述冰形进行光顺连接，生成连续冰条曲面后与干净构型接合形成用于空气动力学特性影响分析的机翼结冰构型。冰形具备显著的角状凸起特征，由于前缘半径展向分布及后掠三维效应，外侧缝翼结冰程度较内侧更强，上冰角高度沿展向由0.1c增 长 到0.3c左 右，其 中c为 弦 长，这 与 国 外后掠翼风洞试验结果类似，能表征真实飞行条件下的增升构型结冰状态［32］。

针对未结冰、未除冰、除冰3种状态开展计算分析。定义未除冰构型为缝翼全翼展前缘带冰构型。除冰构型定义为短舱内外侧缝翼前缘及翼梢区域均不设置防/除冰系统，只在中外翼区域重点防护，即1、2号缝翼、5号缝翼外侧与翼梢小翼前缘不除冰，3、4、5号缝翼前缘除冰；此外由于缝翼展向间断区域无法配备防/除冰装置，因此保留当地小段间隙冰。图5给出了除冰状态下1、2号缝翼、小翼及间隙冰形，相对于现役同类别机型设置的缝翼结冰防护区域进一步缩小［5］。

2.2 计算网格生成

图5 除冰状态缝翼冰形Fig.5 Ice shapes on slat under de-icing condition

针对增升构型生成半模结构化多块点对接计算网格。计算域远场流向取30倍机身长，展向取20倍半展长，法向取15倍机身长。首先完成干净构型计算网格生成，生成策略与HiLiftPW-1高升力构型维持一致，翼面关注区域网格分布与中网格构型接近，全场网格点数约为7.0×107。图6给出了干净构型表面网格。之后在干净构型基础上修改结冰位置网格拓扑及映射，使之与冰形的角状几何特征匹配，同时对冰角后网格进行加密，即可较为准确地模拟缝翼前缘结冰触发的分离流动特征，生成结冰构型网格［19］。图7给出了结冰构型网格典型空间截面。

图6 干净构型计算网格Fig.6 Calculation grid of clean configuration

图7 结冰构型网格截面Fig.7 Grid section of icing configuration

3 未结冰、未除冰、除冰构型失速特性对比

3.1 宏观失速特性

未结冰、未除冰、除冰状态下的增升构型升力/力矩特性对比如图8所示，表明缝翼前缘结冰对中小迎角附近的气动力影响相对有限，主要导致较大迎角下的失速特性发生本质改变。未结冰构型具备较大的失速边界，临界迎角附近纵向力矩静安定性良好，能产生较大的恢复力矩，体现了期望的大型客机增升构型气动特性［33］。缝翼全翼展结冰使失速迎角提前6°以上，最大升力系数减小约0.4，临界迎角附近纵向力矩特性由静安定退化为范围超过4°的中立安定区域，且中立现象先于失速点出现，进一步限制了可用升力系数，全机失速特性全面恶化。中外翼缝翼除冰使失速迎角拓展2°以上，最大升力系数提升0.2，获得了相对和缓的失速形态，特别是基本消除了临界迎角附近的力矩中立安定现象，有效保证了结冰状态下的全机操稳安全。

图8 不同状态全机失速特性对比Fig.8 Stall performance comparison of whole configu⁃ration under different conditions

由于短舱外侧翼面是当前结冰防护关注的重点区域，图9进一步提取了外翼的局部升力/力矩特性变化情况。升力特性对比情况表明中外翼除冰对部件失速迎角的改善量大于全机，达4°左右；最大升力系数贡献约0.1，小于全机增量；这表明中外翼结冰防护对失速特性的改善机制不仅在于直接提升当地翼面本体的最大升力系数，同时也通过拓展失速迎角增加了内翼、机身、平尾等其余部件的升力边界。此外未除冰构型外翼失速点先于全机出现，而未结冰/除冰构型外翼失速点与全机基本匹配，表明由于外翼当地冰形几何尺寸及后掠效应的双重作用，结冰对当地气动特性的影响大于全机。除冰对外翼纵向力矩特性的改善效果不仅体现于推后了上仰点，且显著改善了上仰点之后的力矩发散特性，从而基本消除了失速临界迎角附近的中立安定现象，但上仰点与未结冰构型之间仍然存在一定差距。

图9 不同构型外侧机翼部件力对比Fig.9 Force comparison of outboard wing components of different configurations

3.2 失速分离特性

图10以表面极限流线和摩阻分布的形式给出了失速点附近迎角相同状态下不同构型的翼面分离流动拓扑结构，其中Cf为摩阻系数，图11进一步以摩阻云图的形式对比了外翼流动形态特征，其中分离位置及强度以低摩阻区形式指示。对未结冰构型而言该工况属于失速前状态，翼面总体能维持良好的附着流动特性，分离流动发展变化处于起始阶段，大致可划分为翼身交界区域、短舱后缘、副翼3部分，影响范围局限于部件当地，未导致显著的升力/力矩损失现象。

图10 不同构型机翼表面流线-摩阻云图对比Fig.10 Comparison of surface streamline-friction distributions on wing of different configurations

图11 不同构型外翼摩阻云图对比Fig.11 Friction distribution comparison of outboard wing of different configurations

未除冰构型此时已进入过失速状态，前缘结冰在缝翼当地触发了显著的分离现象，导致内翼外侧、外翼外侧也伴随产生了后缘分离，表明此时大部分缝翼增升效能已基本丧失。但由于翼身交界区域、短舱外侧位于展向分离涡结构的卷起位置［34］，在下洗流动-后掠横流效应的综合影响下分离流动的弦向扩张过程相对较弱，导致短舱外侧的2号缝翼在一定程度上保持了附着流动特征，因而仍然能体现增升效果，未在当地主翼后缘触发分离。此外由于翼身交界区域的三维流动效应影响，1号缝翼内侧结冰诱导的分离强度也相对较弱。

除冰构型对应接近失速点的临界失速状态，表明3、4、5号缝翼除冰不仅有效抑制了当地前缘分离，同时显著改善了主翼后缘分离特征，外翼整体流动形态接近干净构型，缝翼增升效能得以恢复。尽管2号缝翼未作结冰防护，但由于上述下洗-横流综合影响机制，分离区域发展滞止于缝翼外侧。由于此时内翼分离仍较显著，反而使整体流动拓扑接近常规布局民机期望获得的内侧始发分离形态［33］。

此外由于小翼前缘并未除冰，当地呈现完全分离状态，但作为诱导阻力相关部件升力效应相对较弱，流动特征对全机失速特性的影响仍属于二阶量。虽缝翼间隙冰也会触发局部弦向分离，但由于展向长度相对缝翼较小，此时基本不影响整体流动形态。

图12以马赫数云图的形式对比了失速点附近迎角相同状态下40%、60%展向站位结冰前后的空间流场速度分布，其中x为流向长度，y为法向长度，表明干净构型各站位缝翼上表面及主翼前缘附近均存在大范围加速区，体现了缝翼偏转产生的弯度-缝道增升效应。60%站位结冰状态下缝翼上表面存在长度与部件尺寸相当的典型全局分离泡，具备空间大范围回流特征，产生了显著的动能衰减效应，导致主翼前缘加速区严重退化。由于该站位冰角高度相对较大、前缘扰动诱导分离效应较强，且位于展向大涡结构充分发展的中外翼位置，因而是结冰防护必须涉及的重点区域。

图12 结冰前后缝翼附近流场速度分布对比Fig.12 Velocity distribution comparison of flowfield near slat before and after icing

但对于靠近短舱外侧的40%站位而言，由于大迎角状态短舱下洗作用明显，即使缝翼前缘冰角高度较大也并未触发全局分离，速度衰减现象仅产生于冰角后方近壁面及缝翼尾迹区域，缝翼-主翼前缘仍存在大范围连片加速区，当地缝道加速效应仍能维持，动能损失相对不明显，因而增升效能基本能维持，因此进行结冰防护意义相对有限，可取消相应区域的防/除冰措施。

图13进一步给出了除冰构型2号缝翼下表面驻点流线的分布情况，表明在下洗-后掠三维综合效应的影响下缝翼内侧来流驻点相对靠近前缘，沿展向向外驻点位置逐渐向后推进，直到缝翼外侧移动至钩尖位置，总体而言迎角效应相对较弱，很大程度上抑制了结冰诱导前缘分离泡的发展和扩张。

图13 除冰状态2号缝翼下表面驻点流线Fig.13 Stagnation point streamline on lower surface of Slat 2 under de-icing condition

图14给出了不同构型外翼等百分比站位的压力分布形态对比情况，其中SPAN为站位百分比。由于40%截面位于图11所示的分离起始区域，结冰后仍能基本维持与干净构型类似的压力分布形态，但由于当地弱分离仍对增升效能有一定影响，主翼前缘吸力峰值略有降低。50%~80%截面位于防/除冰区域内，不同于未除冰构型缝翼压力峰完全消失、主翼前缘吸力大幅损失、平台特征显著、增升效能下降明显的特点，除冰后各截面压力分布形态基本得到恢复，不过50%及60%截面主翼前缘吸力峰值仍略低于未结冰构型。上述现象表明虽当地积冰已完全去除，但由于后掠翼展向流动效应影响，2号缝翼位置分离仍会对外侧流动产生干扰，该效应在50%截面处最为明显，随展向距离增加逐渐减弱。而对于翼梢附近的90%截面而言，由于当地流动三维效应影响强烈，缝翼结冰对压力分布特征的影响并不显著，因而存在进一步减缩防护面积的可能性［5］，可在后续研究工作中进一步研究缩减5号缝翼防护面积的收益。

图14 展向40%~90%站位剖面压力分布对比Fig.14 Comparison of profile pressure distribution at 40%~90% position of outboard wing

4 除冰构型失速点附近分离流动发展过程

图15 除冰构型失速点附近分离流动形态发展变化过程Fig.15 Development process of separation pattern near stall point of de-icing configuration

图15以表面极限流线及摩阻云图的形式对比了除冰构型临界失速、失速点、过失速状态下的分离流动发展过程，表明分离流场结构随来流迎角的变化较为稳定，其中内翼后缘分离发展变化具备沿弦向逐渐向前扩张、强度不断提高的特点，在过失速状态下表现出显著的回流特征。外翼则呈现出与前缘缝翼排布位置一一对应的带间断后缘分离形态，推测与缝翼缝隙位置前缘残留冰诱导有关，但直到过失速状态主翼表面极限流线仍能维持附着，仅在缝翼当地体现了局部回流特征。虽副翼区域在临界失速状态下即存在初始分离，但影响范围并未随迎角急剧扩张。失速分离过程总体符合内翼始发分离、外翼分离沿展向逐次扩张的理想梯次顺序［33］。

图16给出了除冰构型失速过程中展向各站位压力分布形态的变化情况。可见相对临界失速状态，失速点除内翼25%站位及翼梢附近90%站位缝翼-主翼吸力有所降低外，其余各站位均呈现缝翼上表面负压区微幅增加的共同特征，与失速点之前的升力-力矩蠕增现象相对应。

图16 除冰构型失速过程展向各站位剖面压力分布Fig.16 Pressure distribution of spanwise stations during stall process of de-icing configuration

过失速状态下的上翼面负压损失则主要体现于缝翼前缘未防护的60%站位以内翼面，主翼上表面产生了显著的吸力峰退化-压力平台特征，与当地后缘分离现象相对应，但中外翼防护区域压力分布形态仍然能维持，因而失速形态及纵向力矩发散相对和缓。

由于结冰状态下内外翼存在弦向-展向分离模式差异，因此内翼区域缝翼-主翼吸力同步降低，而外翼缝翼前缘吸力峰值能够维持，压力损失主要体现在主翼位置。此外各站位襟翼后缘也均产生了局部压力平台特征，指示了此时潜在的当地分离现象。

图17 除冰构型失速过程空间流线Fig.17 Space streamlines during stall process of deicing configuration

图17以空间流线形式直观给出了除冰构型失速过程中分离流场结构的变化情况，表明内翼-外翼内侧相继卷起了两个空间大尺度旋涡，共同削弱了后方流场下洗效应，使平尾力矩恢复效能得以提升。虽中外翼呈现出了一定程度的展向流动趋势，但总体能维持良好的附着形态。因而当前结冰防护策略能在维持外翼纵向力矩不上仰的同时强化内翼始发分离特征，从而改善临界迎角附近的纵向安定性。

5 结 论

针对中外翼重点防护的大型客机增升构型防/除冰方案完成了除冰状态下的全机失速分离特性数值模拟分析，得到主要结论如下：

1）后掠翼结冰状态下的失速分离演化过程由展向大涡结构的空间扫掠效应主导，因而大涡初始卷起位置冰角扰动的影响量相对较弱，这是削减当地结冰防护区域的流体力学依据。

2）短舱外侧区域在上述后掠横流效应的综合影响下起始驻点位置距缝翼前缘较近，迎角效应相对较弱，因而能抑制结冰诱导前缘分离泡的弦向扩张，仍能体现缝翼增升效果。

3）当前结冰防护策略在维持外翼纵向力矩不上仰的同时强化了内翼始发分离-当地下洗减弱-平尾安定效能增加的耦合特征，因而改善了临界迎角附近的安定性。

4）基于当前防/除冰系统方案，在防护区域较同类民机型号有所缩减的前提下仍能有效改善增升构型分离流动形态、拓展失速边界，保证结冰状态下的飞行安全。

现阶段主要从工程应用角度出发，先期对比分析除冰状态下典型民机构型宏观失速特性；下一步将在此基础上结合更为细致和精确的数值模拟方法及更为丰富和完备的风洞试验数据，针对翼面结冰及除冰状态蕴含的复杂流动演化机制进行更为系统深入的剖析和挖掘。