于 雷, 杨 龙, 朱东宇

(中国航空工业空气动力研究院 高速高雷诺数气动力航空科技重点试验室, 沈阳 110034)

0 引 言

飞机结冰会改变绕流流场，破坏气动性能，为防止结冰对飞行安全构成危害，需要分析飞机的结冰安全性能[1-3]。翼型结冰试验是飞机结冰安全性研究的基础，但受限于风洞尺寸，大多数情况下，真实机翼截面的二维翼型无法在冰风洞中进行全尺寸试验。在这种情况下，一般需要对模型进行缩比。但与常规气动力试验不同，影响结冰的因素除空气流场外，还包括水滴流场，以及水滴在撞击到物体表面后的运动特性[4]等等，尤其是结冰过程中存在的热量和质量传递对结冰过程具有重要影响，缩比需要满足复杂的相似关系，而相似参数又无法一一满足，导致准确度不高。

由于结冰一般发生在翼型的前缘，因此，一种折中的方法是采用混合翼型设计，如图1所示，其外形特点是保持对于结冰影响至关重要的全尺寸前缘，缩短对于结冰影响不大的后缘长度，通过设计后缘使前缘附近的流场与原始翼型一致[5]。这种方法的优势在于，由于保证了前缘结冰部分几何外形不变，继而该处的结冰能够保持与全尺寸翼型一致，结冰试验的模拟精度更高。

图1 混合翼型示意图

国内外在混合翼型设计方面都开展了较多的工作，Glahn[6]于1956年提出了混合翼型设计的雏形，其采用全尺寸模型弦长30%和50%的前缘，配合一个小尺寸的减阻后缘，组合形成了混合翼型，在冰风洞中对比了混合翼型和原始翼型的当地风速和当地水滴撞击率，认为在冰风洞中使用混合翼型是可行性的；……