飛機積冰后飛行力學研究范文

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《航空動力學報》2014年第九期

1風洞實驗

根據(jù)積冰來源的不同，針對飛機積冰問題進行的風洞實驗可以分為冰風洞實驗和模擬冰型風洞實驗．冰風洞實驗的方法是在風洞中模擬飛機的積冰環(huán)境，使飛機、機翼、翼型等或者其模型在風洞之中產(chǎn)生積冰，同時測量氣動系數(shù)和氣動導數(shù)．由于建造冰風洞難度大、成本高，而且測量難度較大，研究中一般應用冰風洞進行積冰冰型的預測，對于測量飛機氣動系數(shù)和氣動導數(shù)一般采用模擬冰型風洞實驗．模擬冰型風洞實驗是將需要進行實驗的冰型人工做成模型固定在飛機上某個部位，然后進行氣動力的測量，模擬冰型一般是經(jīng)過冰風洞實驗或者數(shù)值模擬計算得出的最具代表性的臨界冰型，如圖1所示［16］．作為獲取積冰飛機氣動數(shù)據(jù)的另一種方法，風洞實驗與飛行實驗相比，具有低成本、低風險、針對性強等優(yōu)點，但是由于風洞實驗條件的限制（風洞大小、雷諾數(shù)等），某些情況下得到的結(jié)果需要進一步的對比分析才可應用．利用風洞實驗對積冰的研究可以上溯到70年前，1940年Johnson［17］應用風洞對LockheedElectra飛機的同比例縮小模型進行了積冰前后靜態(tài)飛行性能、穩(wěn)定性導數(shù)和操縱導數(shù)變化的研究．近年來，國外風洞實驗技術(shù)研究一直在持續(xù)不斷地發(fā)展．Lee等［18］通過三維模擬冰型風洞實驗，對不同尺寸比例和雷諾數(shù)比例機翼氣動系數(shù)進行比較，分析了幾何比例與雷諾數(shù)對機翼氣動性能的影響．Ruff以及Saeed等［19－23］利用積冰縮比理論進行了全機或大部件的縮比風洞實驗研究．文獻［24－25］研究了風洞內(nèi)積冰氣象條件的模擬方法和迎風面積冰實驗方法．1997年，NASA［26］針對一個雙發(fā)短航程運輸機在NASALangley研究中心，采用飛機1／8比例縮小模型，進行了靜態(tài)風洞實驗，測量了積冰對飛行性能及穩(wěn)定性的影響．在德國諾伊堡，針對DHC－6TwinOtter，Cessnabusinessjet，LockheedS－3BVi－king三種飛機同比例縮小模型的動態(tài)風洞實驗已經(jīng)進行［27］，并獲取了大量的實驗結(jié)果．我國在風洞實驗研究方面相對落后一些．冰風洞方面，國內(nèi)的進展與國外的差距非常明顯，目前我國只有武漢航空儀表廠擁有用于航空儀表實驗的小型冰風洞，主要用于各航空儀表，例如空速管、攻角傳感器、大氣總溫傳感器和積冰信號器等的積冰驗證實驗，尚不能用于飛機或者其大部件積冰的研究，但隨著我國研發(fā)大型運輸機和大型客機計劃的逐步實施，飛機積冰問題受到了更多的關(guān)注，2007年，國家正式立項將在中國空氣動力研究與發(fā)展中心建立一座具有一定規(guī)模的大型冰風洞［28］．在模擬冰型風洞實驗方面，目前國內(nèi)開展的研究仍然比較少，數(shù)據(jù)也比較缺乏，有待進一步地發(fā)展．1．3數(shù)值計算用數(shù)值計算預測飛機積冰的形狀，是隨著計算流體力學（CFD）的發(fā)展，從20世紀80年代開始興起的．積冰過程是一個流固耦合的過程，但是，在數(shù)值模擬過程中，考慮到這種流固耦合很弱以及計算的可行性，一般將積冰過程看作是一個準定常的過程，即認為在某一個短暫的時間段內(nèi)，空氣繞流流場與水滴運動軌跡不受到積冰外形變化的影響，而在下一個計算時間段內(nèi)，積冰外形重新生成，才會產(chǎn)生影響變化［29］．故在這一個短暫的時間段內(nèi)，預測積冰的數(shù)值模擬方法可概括為3步：首先，計算翼型、機翼或者飛機等研究對象的繞流流場，確定流場內(nèi)各控制體的速度、溫度、壓力等參數(shù)；然后，通過求解確定流場中過冷水滴運動的控制方程，計算水滴撞擊特性；最后，根據(jù)質(zhì)量守恒和能量守恒定律建立積冰生長模型，對積冰過程進行模擬，進而獲得積冰形狀．用數(shù)值計算方法研究積冰對氣動特性的影響，是在已經(jīng)通過飛行實驗、風洞實驗或者數(shù)值計算等獲得了飛機或者機翼等研究對象積冰外形的基礎(chǔ)之上，通過求解帶有一定湍流模型的N－S方程，獲得流場信息和氣動力，對帶冰研究對象的繞流流場進行數(shù)值計算，進而分析積冰對飛機或部件氣動特性的影響．

2積冰飛機飛行力學建模與飛行仿真

雖然分析飛機的飛行力學特性最直接可信的方法是飛行實驗或者風洞實驗等實驗方法，通過實驗方法可以直接獲得積冰飛機的飛行數(shù)據(jù)并進行分析，但是由于實驗方法成本高、風險大，而飛機面臨的積冰條件和飛行動作又是多種多樣的，通過飛行實驗或者風洞實驗等實驗方法不可能全面地分析飛機在各種積冰情況下的飛行力學特性，因此計算機仿真技術(shù)成為分析積冰飛機飛行力學特性必不可少的工具．2．1積冰對飛機氣動參數(shù)影響的計算模型描述積冰對飛機氣動參數(shù)的影響是積冰飛機飛行力學建模的一個至關(guān)重要的環(huán)節(jié)，一般可以通過分析已有的飛行實驗、風洞實驗以及數(shù)值模擬獲得的積冰飛機氣動數(shù)據(jù)，歸納總結(jié)獲得．目前這一領(lǐng)域的研究仍處于比較不完善的階段，方法的種類較少；現(xiàn)有方法的精度也比較低，適用范圍受到限制．式中ηice為積冰參數(shù)，主要體現(xiàn)飛機遭遇到的積冰嚴重程度，與飛機自身無關(guān)，僅依賴于積冰環(huán)境條件；η為飛機積冰嚴重性參數(shù)，用于表征積冰對某種特定飛機氣動特性影響；kca為積冰對飛機氣動參數(shù)的影響參數(shù)，對于給定的飛機是常值，C（a）ice為計及積冰影響后C（a）的值．目前的研究是基于NASA的“雙水獺”飛機及NASA劉易斯積冰研究風洞的積冰數(shù)據(jù)庫（在所有的115個積冰案例中大約86％是基于NA－CA0012翼型）進行的．這種方法采用積冰嚴重性參數(shù)描述不同積冰條件對飛機氣動參數(shù)的影響，形式簡單，物理意義清晰．但是積冰相關(guān)影響參數(shù)kca取決于飛機的結(jié)構(gòu)布局、翼型等固有參數(shù)，不同型號的飛機具有不同的kca．因此該方法只能使用在kca已經(jīng)通過實驗方法獲得或者推算出的飛機型號上，對于估算該飛機在各種氣象條件下的氣動參數(shù)變化情況具有非常大的意義．Lampton等［31］在根據(jù)DeHavillandTwinOtter飛機的試飛數(shù)據(jù)分析Cessna208B的飛行特性的研究中，提出了一種基于一定導數(shù)變化范圍的估算方法．根據(jù)實驗數(shù)據(jù)，各個氣動導數(shù)與操縱導數(shù)積冰后的變化范圍為5％～25％，據(jù)此，提出了fice的概念來描述積冰對啟動導數(shù)的影響，fice大于0．75且小于1．25，fice具體數(shù)值大于1或者小于1要根據(jù)該導數(shù)在積冰后的變化來判斷．根據(jù)此方法，積冰對飛機各氣動系數(shù)或?qū)?shù)的影響就可以作為一個參量，人為確定．該方法以試飛、風洞數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，確定了一個導數(shù)變化的范圍，提出了參數(shù)fice應用于對積冰飛機氣動、操縱導數(shù)的描述．方法雖然欠缺精度，并且隨意性較大，但是可以方便地應用于不同類型的飛機積冰后導數(shù)的估算．一些探索性的工作也在進行．文獻［32］使用神經(jīng)網(wǎng)絡方法預測了冰型對翼型氣動性能的影響，并指出神經(jīng)網(wǎng)絡方法可以很好地預測翼型的氣動性能，并且具備替代目前的η方法體現(xiàn)積冰對飛機的影響的潛力．文獻［33］通過對Convair580飛機的建模研究指出，積冰氣象條件的微觀處理參數(shù)與積冰后氣動導數(shù)的變化具有建立聯(lián)系的趨勢，去量綱化的參數(shù)γ有希望作為一個指標參數(shù)，去體現(xiàn)積冰后配平以及穩(wěn)定性和操縱性導數(shù)的變化．積冰對飛行安全的威脅是廣泛的，從民航客機到商務飛機再到運輸機，它們的安全飛行都受到積冰的困擾；飛機在自然條件下遭遇的積冰氣象條件也十分復雜，遠非試飛或風洞實驗數(shù)據(jù)所能覆蓋．因此，根據(jù)已獲得的試飛或風洞實驗數(shù)據(jù)估算其他型號飛機積冰后的氣動參數(shù)，或者根據(jù)同一型號飛機在試飛或風洞實驗積冰氣象條件下的氣動系數(shù)、氣動導數(shù)數(shù)據(jù)，估算該飛機在其他氣象條件下的氣動參數(shù)變化情況，從而最終建立積冰氣動導數(shù)影響模型，成為一項非常實用的課題．但是目前這一方面的研究仍然很不完善，目前研究中應用最為廣泛的是通過使用積冰嚴重性參數(shù)η來預測積冰影響的方法，雖然形式簡單，物理意義清晰，但是只能使用在具有飛行實驗或全機風洞實驗數(shù)據(jù)的飛機型號上，今后這一方面的研究需要對多種類型的飛機進行多種積冰條件下實驗，通過更多的實驗數(shù)據(jù)來進行更深入的研究．

2．2積冰飛機飛行仿真模型隨著對積冰問題研究的深入，以及計算機數(shù)值仿真技術(shù)的發(fā)展，通過飛行仿真分析積冰對飛機飛行的影響已經(jīng)成為積冰研究領(lǐng)域應用較為廣泛的方法．積冰飛機飛行仿真的基礎(chǔ)是建立積冰對飛機氣動參數(shù)的影響模型以及積冰飛機動力學模型，在此基礎(chǔ)之上，一方面可以通過對比積冰飛機與未積冰飛機的仿真結(jié)果分析積冰對飛機穩(wěn)定性、操縱性的影響；另一方面可以進行飛行包線保護以及容冰控制等方面的研究．更進一步，可以在積冰飛機動力學模型的基礎(chǔ)上開發(fā)飛行模擬器，訓練飛行員在積冰飛行情況下對飛機的操作能力，以減少積冰飛行事故的發(fā)生．現(xiàn)在，應用數(shù)值計算方法已經(jīng)可以較合理地預測翼型或者機翼積冰的形狀；可以方便地計算出積冰對流場的破壞、積冰后的氣動參數(shù)等［34］；也能夠作為飛行實驗的數(shù)值模擬方法對積冰條件下飛機的飛行進行仿真．雖然數(shù)值計算方法是一種間接的模擬方法，精度還有待驗證與提高，但是其成本遠小于實驗研究，使得數(shù)值計算成為飛機積冰問題研究的重要手段．分析積冰后飛機的穩(wěn)定性及操縱性需要建立可靠的積冰飛機飛行力學模型，進而利用數(shù)值計算方法對積冰飛機的飛行特性進行分析，能夠有效地預測積冰對飛機飛行特性的影響［35］．分析飛機的穩(wěn)定性一般采用線性狀態(tài)空間模型來描述．文獻［36］采用未知擾動項描述積冰對飛機的影響，由狀態(tài)空間模型建立飛機線性縱向動力學模型，可以方便地進行積冰飛機穩(wěn)定性、操縱性的研究分析．軟件MATLAB提供的FDC（flightdynam－icsandcontrol）工具箱將傳感器噪聲、大氣擾動模型等因素引入飛機非線性飛行力學模型，能較全面地反映飛機飛行力學特性［37］．Sharma等［38］分析了積冰對自動駕駛飛機穩(wěn)定性和操縱性的影響，采用小擾動方程進行積冰后的穩(wěn)定性分析，用FDC進行操縱響應仿真．2000年，Dale在文獻［39］中介紹了TAIL－SIM軟件仿真模型，用于“雙水獺”飛機平尾積冰模擬，并與“雙水獺”飛機“pushover”和“thrusttransition”兩種飛行動作的試飛數(shù)據(jù)對比，飛機輸出的響應與試飛數(shù)據(jù)一致性較好，其中一個結(jié)果如圖2所示（n為法向過載）．2004年，Krzysztof等在文獻［40］中，采用四元數(shù)方法建模仿真飛行，模擬了TS－11Iskra飛機在積冰環(huán)境的爬升過程．對描述飛機運動的參數(shù)進行了模擬，再現(xiàn)了該飛機失事的過程，如圖3所示．在進行積冰飛機飛行力學特性的研究時，需要依據(jù)不同的研究目的和對象，建立適當?shù)木€性或非線性飛行力學模型．在進行飛行品質(zhì)研究、積冰飛機的參數(shù)識別等時，可使用小擾動線性模型；飛機積冰適航分析時可能會涉及到臨界飛行狀態(tài)，例如平尾失速特性，非線性狀態(tài)明顯，則必須采用合適的非線性動力學模型．為了便于計算，并考慮到原始氣動數(shù)據(jù)的情況，在某些情況下，即使不采用小擾動方程，但仍需要采用縱向、橫向分開的飛機非線性運動方程［41］．

3積冰對飛機穩(wěn)定性、操縱性的影響

3．1積冰對飛機穩(wěn)定性的影響受到積冰的影響，積冰飛機的穩(wěn)定性會受到一定的影響，積冰飛機氣動外形的變化對飛機氣動導數(shù)產(chǎn)生影響，使得飛機的響應時間、峰值都會產(chǎn)生一定的變化［42－43］．飛機的靜穩(wěn)定性主要由靜穩(wěn)定性導數(shù)來體現(xiàn)．文獻［5］的飛行實驗表明，在平尾人工模擬冰型情況下，縱向握桿靜穩(wěn)定裕度下降5％．文獻［7］采用平尾和垂尾前緣模擬冰型，通過試飛研究了積冰對飛機縱向穩(wěn)定性的影響，在襟翼閉合狀態(tài)，代表縱向穩(wěn)定性的氣動導數(shù)俯仰力矩斜率在積冰后增大了大約10％（俯仰剛度減小10％），當襟翼偏角為10°時，俯仰力矩斜率增大達到17％．同時，實驗表明，積冰情況下飛機的方向穩(wěn)定性也會下降．目前分析動穩(wěn)定性的主要手段是采用小擾動方程建模，對積冰前后飛機縱、橫向各模態(tài)特征根進行計算．文獻［44］分析了積冰對國內(nèi)某型飛機動穩(wěn)定性的影響，與未積冰相比，積冰飛機的短周期模態(tài)周期增大；長周期模態(tài)周期減小；整體來看，積冰對縱向動穩(wěn)定性的影響不大．橫側(cè)動穩(wěn)定性與積冰前相比，滾轉(zhuǎn)模態(tài)與荷蘭滾模態(tài)有明顯的不穩(wěn)定趨勢，尤其是荷蘭滾模態(tài)特性惡化十分明顯．文獻［45］基于可擴展標記語言（XML）建立積冰后飛機氣動增量模塊計算飛機縱向穩(wěn)定性．通過對積冰后縱向運動參數(shù)時間響應計算，直觀地表現(xiàn)了積冰飛機縱向穩(wěn)定性的變化．結(jié)果顯示飛機機翼積冰后仍能保持飛機的縱向穩(wěn)定，而尾翼積冰后穩(wěn)定性受到很大影響，主要原因是尾翼的氣動中心離飛機氣動中心較遠，力臂較大，導致積冰對飛機的俯仰力矩影響較大，從而導致飛機穩(wěn)定性受到較大影響．

3．2積冰對飛機操縱性的影響

3．2．1鉸鏈力矩由于積冰改變了機翼或尾翼的氣動外形與表面粗糙度，導致分離渦的產(chǎn)生，翼面氣流提前分離，表面的壓力分布發(fā)生改變，將影響到舵面的鉸鏈力矩．Bragg［46］根據(jù)翼型以及三維機翼的實驗數(shù)據(jù)進行了分析氣動性能、力矩的研究，分析了大直徑過冷水滴（SLD）積冰對飛行控制的影響，指出大直徑過冷水滴積冰會導致翼面壓力分布發(fā)生變化，產(chǎn)生負方向的鉸鏈力矩，并有可能進一步導致副翼的反向和失效．目前對于鉸鏈力矩研究的一個主要目的在于通過機載鉸鏈力矩傳感器采集的力矩信息判斷翼面積冰情況，并進一步預測出飛機的失速迎角等飛行狀態(tài)．1999年，Gurbacki和Bragg［47］測量了NACA23012翼型隨襟翼偏角變化的鉸鏈力矩和非定常鉸鏈力矩，非定常鉸鏈力矩是測量積冰導致流場分離的鉸鏈力矩的方均根．從測量結(jié)果上看，對鉸鏈力矩測量可以用來預測在迎角失速前的氣流分離情況，同時鉸鏈力矩的測量也可以用來判斷飛機積冰的位置．文獻［48］指出，鉸鏈力矩隨著迎角的變化而變化，并產(chǎn)生一定的波動，該波動由一不穩(wěn)定系數(shù)來表征，它在升力出現(xiàn)最大值之前出現(xiàn)極大值，并且該不穩(wěn)定系數(shù)的變化在升力曲線的線性階段就可被觀察到，因此可根據(jù)襟翼處不穩(wěn)定鉸鏈力矩值的變化來提前預知失速．積冰條件下機翼的失速迎角比干凈外形時要小，不同的積冰極限、積冰位置對失速迎角的影響也不同，在失速來臨之前襟翼處非定常鉸鏈力矩系數(shù)發(fā)生突變并具有一定的安全裕量．

3．2．2操縱導數(shù)操縱導數(shù)是體現(xiàn)飛機操縱性的一個重要方面，通過操縱導數(shù)可以直觀地分析飛機操縱效率的變化．文獻［5］在自然積冰情況的飛行實驗顯示，全機積冰情況下升降舵操縱效率下降15％，只有尾翼積冰情況下，下降9％．1993年，Ratvasky等［7］從“雙水獺”飛機的試飛實驗數(shù)據(jù)確定了積冰后飛機的縱向穩(wěn)定性導數(shù)和操縱導數(shù)，并進行了分析．分析結(jié)果表明，平尾和垂尾積冰對縱向靜穩(wěn)定性、升降舵效率以及方向舵效率有很大的影響，下降幅度為10％～20％；而對偏航阻尼、俯仰阻尼的影響相對比較小．2002年，Whalen等［49］通過“雙水獺”飛機的兩次積冰試飛數(shù)據(jù)，分析了積冰對飛機升力、阻力以及各個穩(wěn)定性導數(shù)及操縱導數(shù)的影響，并將除冰系統(tǒng)引入試飛，分析了不同位置除冰的作用．飛行數(shù)據(jù)通過反復控制倍脈沖和單脈沖以及一些標準的飛行動作（比如爬升、下降、轉(zhuǎn)彎）獲得．對試飛數(shù)據(jù)的分析結(jié)果揭示了很多可以用來鑒別、描述積冰對飛機影響的結(jié)果．例如，積冰為明冰的情況下升力線斜率下降了28％，俯仰力矩斜率也有明顯下降，但同時副翼操縱效率表現(xiàn)出了較小的變化．2003年，Thomas等［50］根據(jù)“雙水獺”飛機積冰試飛數(shù)據(jù)（試飛采用CFD計算出的冰型模擬積冰，包括ICE01和ICE02兩種積冰范圍），應用多種飛行策略對多項飛行導數(shù)、操縱導數(shù)進行分析．

3．2．3仿真分析計算機仿真分析是研究飛機飛行力學問題的一個必要手段．在建立了可信的飛行力學模型的基礎(chǔ)之上，對積冰后飛機飛行的仿真在一定程度上可以替代飛行實驗．通過飛行仿真不僅可以更隨意地選擇需要分析的飛行狀態(tài)，而且可以更方便地獲得飛機的飛行數(shù)據(jù)，更直觀地觀察各個飛行參數(shù)在不同操縱輸入情況下的響應，從而更加全面深入地分析積冰對飛機操縱性的影響．通過計算機仿真可以分析在不同積冰嚴重程度下飛機的飛行情況．文獻［40］采用四元數(shù)方法建模，進行仿真飛行，模擬了TS－11Iskra飛機在積冰環(huán)境的爬升過程．對描述飛機運動參數(shù)的時間響應進行了計算．部分結(jié)果如圖4所示（其中λ的絕對值越大表示積冰越嚴重）．文獻［51］在順風突風擾動情況下，分別對無積冰、弱積冰和嚴重積冰情況下飛機飛行參數(shù)的時間響應進行了計算．Lampton等［31］通過仿真分析預測了積冰對橫航向穩(wěn)定性和操縱性的影響．利用“雙水獺”飛機試飛的結(jié)果，將積冰下各氣動參數(shù)、導數(shù)加以簡單的比例變換，作為積冰的影響模型，應用于Cessna208B飛機的仿真分析，并與試飛結(jié)果進行了對比．采用橫航向小擾動狀態(tài)空間方法建模，并將升力系數(shù)、阻力系數(shù)按翼面分解，從而實現(xiàn)左右機翼非對稱積冰的仿真．通過該文條件下對左右機翼非對稱積冰的仿真，可以看出，飛機運動迅速地進入不穩(wěn)定狀態(tài)，對飛行安全威脅極大，如圖5所示．應用類似的方法，Lampton等在2007年［52］和2008年［53］分別以Cessna208B飛機的縱向小擾動模型和六自由度全機小擾動模型為基礎(chǔ)，進行了縱向和全機積冰條件的飛機仿真分析，通過比較積冰前后在一定操縱策略下飛行參數(shù)的變化分析積冰對飛機穩(wěn)定性和操縱性的影響，其中一個結(jié)果如圖6所示（1kt＝1．852km／h，1ft＝0．3048m）．文獻［44］對國內(nèi)某型飛機積冰前后的升降舵、副翼和方向舵單位階躍響應分別進行了計算，并從模態(tài)的角度對飛行仿真結(jié)果進行了分析．通過升降舵單位階躍響應分析得出，積冰后長周期模態(tài)的飛行速度和俯仰角響應的穩(wěn)態(tài)值略有減小，初始響應變慢；短周期模態(tài)的迎角與俯仰角速度初始響應的峰值增大，響應變慢．副翼與方向舵階躍輸入的響應結(jié)果表明，側(cè)滑角、滾轉(zhuǎn)角、滾轉(zhuǎn)角速度以及偏航角速度與積冰前相比，積冰后的響應都更加不平穩(wěn)，而且出現(xiàn)較大振蕩，這在一定程度上體現(xiàn)了模態(tài)特性的惡化．利用仿真可以方便地分析當遭遇積冰條件時飛機的飛行狀態(tài)以及各操縱舵面的響應情況．文獻［30］采用FDC建立了飛機六自由度非線性仿真模型，對積冰過程進行了數(shù)值模擬（η從0逐漸增加到0．1），并計算出了干凈飛機與遭遇積冰過程的飛機分別在定常轉(zhuǎn)彎和巡航（發(fā)動機功率不變，高度為2000m）情況下參數(shù)的時間響應．通過對仿真結(jié)果的分析，可以看出在發(fā)動機功率和高度不變的情況下，速度、迎角、升降舵偏角均受到積冰的影響，如圖7所示．文獻［30］分別對機翼、尾翼和全機積冰情況下飛機的巡航狀態(tài)（速度為70m／s，高度為2000m）進行了仿真，積冰情況為η從0逐漸增加到0．1，通過仿真結(jié)果分析了不同部位積冰對飛機飛行的影響，如圖8所示（1lbt≈4．45N）．從圖中可以看出，按照平尾積冰、機翼積冰、全機積冰的順序，積冰對飛機飛行的負面影響逐漸增大．文獻［38］分析了積冰對自動駕駛飛機穩(wěn)定性和操縱響應的影響，用小擾動方程進行積冰后的縱向穩(wěn)定性分析，用FDC進行操縱響應仿真．對于俯仰角保持模式（PAH）的閉環(huán)線性分析指出，在積冰情況下系統(tǒng)仍然穩(wěn)定，但是前提是操縱舵面等工作正常；通過FDC飛行仿真分析得出，在PAH和高度保持模式（ALH）自動駕駛模式下，飛行品質(zhì)惡化明顯，積冰前后升降舵的偏轉(zhuǎn)情況變化明顯，積冰后出現(xiàn)了升降舵偏轉(zhuǎn)飽和的情況．其中在增大俯仰角11．5°的自動駕駛情況下，干凈飛機與積冰飛機的升降舵偏角時間響應如圖9所示．從圖中可以看出，干凈飛機的升降舵響應很合理并且充足（圖9（a））；但是在飛機積冰情況下，為達到指定飛行動作，飛機的升降舵偏角已經(jīng)達到飽和，這對于飛機操縱來說是十分危險的（圖9（b））．

4積冰對飛機飛行性能的影響

飛機飛行性能是描述飛機質(zhì)心運動規(guī)律的諸參數(shù)，基本飛行性能包括最大水平飛行速度、最小水平飛行速度、爬升率、升限和上升時間等，影響飛行性能的主要因素是飛機的升力、阻力、發(fā)動機推力以及失速特性．結(jié)合積冰問題，假定發(fā)動機推力受積冰的影響可以忽略，積冰對飛機飛行性能的影響主要由積冰對飛機升阻特性的影響和對飛機失速特性的影響兩個方面體現(xiàn)．

4．1積冰對飛機升阻特性的影響積冰對飛機升阻特性的影響主要體現(xiàn)在積冰飛機相對于干凈飛機升力系數(shù)、阻力系數(shù)以及爬升率等直觀參數(shù)的變化．飛機積冰后，飛機的升力系數(shù)減小，阻力系數(shù)增大；阻力系數(shù)增大幅度遠大于升力系數(shù)減小的幅度，在防冰系統(tǒng)未開啟的情況下，阻力系數(shù)的增大量可以達到100％甚至200％以上．1948年P(guān)reston和Blackman［4］最早用試飛方法嘗試測量積冰對飛機氣動性能的影響，獲得了試飛飛機C－46在自然積冰條件下阻力所受的影響．在一次嚴重的積冰情況下，阻力增量達到了81％，并且做出了“飛機對操縱的響應已經(jīng)達到了最低限度的臨界值”的描述．1971年，Leckman［54］針對活塞螺旋槳飛機CessnaCenturion在最大積冰條件下（液態(tài)水質(zhì)量濃度為0．46g／m3，水滴平均當量直徑為20mm，飛行高度為200miles，1mile約等于1．61km）進行了試飛，結(jié)果表明，在不使用和使用防冰系統(tǒng)的情況下，飛機阻力分別增大275％和90％，這對飛機性能的影響無疑是巨大的．1984年，Cooper等［55］通過對KingAi200T飛機積冰前后爬升速率的比較，直觀地分析了積冰對飛行性能的影響．試飛結(jié)果展現(xiàn)了積冰前后飛機的爬升速率與來流速度、發(fā)動機功率的關(guān)系，從中不難看出積冰后飛機的爬升性能大幅降低，如圖10所示。986年，Ranaudo［5］對“雙水獺”飛機在兩次積冰遭遇條件下的表現(xiàn)做了非常詳盡的報告，其中在液態(tài)水質(zhì)量濃度為0．20g／m3、溫度為－5．3℃，水滴平均當量直徑為15μm的氣象條件下，不同積冰位置（防冰系統(tǒng)開啟狀況不同）的升力系數(shù)Cl和阻力系數(shù)Cd如圖11所示．Marcia［56］1996年根據(jù)KingAir200T飛機1990年2月到3月和1991年1月到3月的試飛數(shù)據(jù)分析了積冰對該飛機飛行性能的影響，包括升力、阻力、爬升率；與風洞實驗數(shù)據(jù)進行了對比，并評估了積冰嚴重指數(shù)．分析指出，升力系數(shù)下降最多達到35％，有68％的情況下降在10％以內(nèi)．阻力增加可以高達230％，爬升率下降可以達到6．9％．飛行性能下降最大的情況出現(xiàn)在液態(tài)水質(zhì)量濃度大于0．2g／m3，水滴直徑大于30μm，溫度高于－10℃的情況．文獻［57］通過對大量實驗數(shù)據(jù)進行的數(shù)值計算，擬合出了翼型的氣動系數(shù)增量函數(shù)，使之成為半經(jīng)驗公式，以福克100型客機為算例飛機，對飛機帶3種典型冰型的主要飛行性能進行了計算分析．防冰系統(tǒng)的開啟可以減輕積冰對飛機升阻特性的影響，從而改善飛行性能，但同時也要注意到，即使對機翼、尾翼等升力面進行防冰，飛機的升力和阻力依然會受到較大的影響．1985年，Mikkelsen等［58］進行了自然積冰試飛，驗證了積冰冰型，同時測量了積冰機翼的阻力和飛機整體性能的降低．這些試飛實驗表明，即使飛機機翼除冰，飛機的阻力仍然比積冰前增加26％．文獻［59］通過加拿大的AIRS（AllianceIcingRe－searchStudy）1．5和AIRSⅡ的試飛數(shù)據(jù)（14個關(guān)閉防冰系統(tǒng)和20個防冰系統(tǒng)開啟）的結(jié)果，對防冰系統(tǒng)開啟和關(guān)閉的情況進行細致的分析．指出，防冰系統(tǒng)開啟，在較長時間積冰情況下，零升阻力增加大約100％，升致阻力系數(shù)增加大概85％；防冰系統(tǒng)關(guān)閉情況下，升致阻力系數(shù)增量可以達到165％．這一情況也再次說明了防冰的難度以及研究積冰情況下飛機飛行力學特性的重要性．

4．2積冰對飛機失速特性的影響

4．2．1機翼失速飛機積冰會導致機翼的最大升力系數(shù)下降，失速速度增大；在嚴重的情況下最大升力系數(shù)降低量可以達到30％以上，失速速度增大可以達到10％以上．由于在20世紀六七十年生了一系列積冰造成的飛行事故，1976年瑞典和蘇聯(lián)成立了聯(lián)合機構(gòu)，從積冰的機理、氣象以及空氣動力學角度研究積冰問題［60］．1977年，在他們的第1份報告中，多種模擬冰型（不同厚度、形狀）的風洞實驗結(jié)果［61］表明，最大升力系數(shù)下降大約25％，失速速度增大12％左右．同時，結(jié)果表明，積冰的形狀遠比積冰的厚度對飛機氣動性能的影響要大．試飛數(shù)據(jù)顯示由于機翼前緣積冰最大升力系數(shù)下降31％，失速迎角減小3°．他們1979年的第2份報告顯示，由于在下表面氣流過早分離，即使是在翼面前緣輕度的積冰，也可以導致升降舵效率下降高達35％［62］．積冰會導致機翼的失速迎角降低．1994年，為了進一步研究平尾積冰氣動性能和飛機的空氣動力學，平尾積冰項目（tailplaneicingprogram，TIP）開始展開研究［8，63］．風洞實驗和試飛都被列入研究范圍之中：風洞實驗采用了“雙水獺”飛機的平尾部分的模型，試飛飛機為改裝的“雙水獺”飛機，從風洞實驗數(shù)據(jù)發(fā)現(xiàn)，即使是采用inter－cy－cle積冰冰型，失速迎角也會降低2．3°，如果采用LEWICEandS＆C冰型，失速迎角將降低9．5°．在一系列的試飛中發(fā)現(xiàn)，隨著積冰程度的加重，升降舵失效將會提前．針對一種飛行策略時，干凈飛機的臨界升降舵偏角是6．7°，而積冰冰型為LEWICEandS＆C時只有1．3°．很多針對分析機翼的失速迎角的研究也已經(jīng)展開．2001年，F(xiàn)rank等在文獻［64］中對三維機翼積冰后失速迎角與最大升力系數(shù)的降低量的關(guān)系進行了分析，指出失速迎角的降低量與最大升力系數(shù)的下降比例成近似線性的關(guān)系．該結(jié)果具有很重要的適用意義，之后被很多飛行包線保護方面的研究所應用．如圖12所示，其中不同形狀的數(shù)據(jù)點代表不同實驗所得的數(shù)據(jù)．

4．2．2平尾失速平尾失速是指平尾迎角超過平尾失速迎角而導致的飛機俯仰平衡受到嚴重破壞，以及俯仰操縱能力喪失的現(xiàn)象．平尾失速通常是由平尾翼面流場的氣流分離造成，根據(jù)迎角正負的不同，分為正平尾失速和負平尾失速兩種．20世紀50年代以來，平尾失速導致的飛行事故時有發(fā)生，平尾積冰會對飛機飛行安全構(gòu)成很大的威脅，據(jù)美國聯(lián)邦航空管理局（FAA）和NASA統(tǒng)計，1976－1994年，發(fā)生了至少16起與平尾積冰相關(guān)的飛行事故，造成了139人死亡［8］．圖13為一次平尾積冰失速導致飛行事故的示意圖［65］．文獻［66］分析了積冰對平尾性能的影響，指出導致平尾失速的原因主要有4個，包括積冰嚴重程度的增大、襟翼偏角的增大、穩(wěn)定飛行中速度增加或者機動飛行時速度的減小、發(fā)動機推力的增大（推力作用在飛機重心的上方），并指出了平尾失速改出的方法．1994年開始，NASA／FAA開始進行TIP，其中平尾失速研究被列為重點項目展開［67］．文獻［68］對DHC－6飛機的試飛數(shù)據(jù)進行分析，采用包括干凈飛機在內(nèi)的4種情況進行的試飛，指出襟翼偏角對于平尾失速的作用最大，飛行速度增大以及發(fā)動機推力增加也對平尾失速起到一定作用；同時提出升降舵的配平角以及鉸鏈力矩可以作為觀察積冰導致的平尾性能下降的參數(shù)．2003年，文獻［50］通過“雙水獺”飛機積冰試飛數(shù)據(jù)，用CFD計算出的冰型模擬積冰（ICE01和ICE02兩種積冰范圍），應用多種飛行策略對多項飛行導數(shù)、操縱導數(shù)進行分析，并著重分析了機翼和平尾的失速問題，指出平尾模擬冰型積冰導致升降舵控制力異常，當襟翼偏轉(zhuǎn)30°或以上時將出現(xiàn)平尾失速，并且平尾失速是從前緣開始．雖然積冰導致的平尾失速問題受到了廣泛的重視，但是由于平尾積冰失速情況比較復雜，目前的研究仍然不夠充分，特別是缺乏積冰后機翼或者是襟翼打開誘導的在平尾處的下洗作用方面的研究，以致確定平尾失速的邊界比較困難．

5積冰飛機飛行包線保護

飛機飛行包線綜合地體現(xiàn)了一架飛機安全飛行的高度和速度范圍，飛行包線保護系統(tǒng)通過設(shè)計控制律、限制器等使飛機在包線范圍內(nèi)能夠安全地飛行［69］．包線保護系統(tǒng)是飛行安全操縱中的一個重要部分，一般飛機都有自動或人工的包線保護［70］．在積冰條件下，由于機翼、尾翼等其他部分的積冰造成升力系數(shù)、阻力系數(shù)以及爬升率等飛行性能的惡化，因此，干凈飛機的飛行包線不再適用（保險的范圍會縮小），如果飛行員或者自動駕駛系統(tǒng)仍然按照干凈飛機的飛行包線去操縱飛機，就很有可能發(fā)生飛行事故．例如，在1997年發(fā)生的Comair航空公司空難中，具有失速警告系統(tǒng)的安全板沒有給飛行員提供有效的警告，這主要是因為飛機的機翼上有積冰現(xiàn)象，導致氣動特性下降，而失速警告系統(tǒng)在設(shè)計時沒有考慮到氣動特性下降的因素，不能調(diào)整其警告量以補償由于積冰而導致的失速警告邊界縮小．因此飛行包線保護作為一個應對飛機飛行性能下降的手段，顯得十分重要．2002年，Merret等［70］通過“雙水獺”飛機試飛或翼型實驗數(shù)據(jù)，分析了最大升力系數(shù)、失速速度、舵面最大偏角等與積冰后阻力增量、迎角增量、鉸鏈力矩等的關(guān)系，預測了飛行包線的范圍．同時考慮了風切變、暴流等其他因素對積冰后飛行包線的影響，并用FDC模型進行了仿真．2003年，Hossain等［69］提出了一種積冰條件下飛行包線保護（icedaircraftenvelopeprotec－tion，IAEP）的方法：通過選擇重要參數(shù)，根據(jù)配平狀態(tài)實時預測該參數(shù)的邊界值，同時根據(jù)實時狀態(tài)和輸入預測該參數(shù)的下一時間的值，兩者相比之后決定控制量的輸入，從而避免風險．并且使用FDC仿真了開環(huán)與閉環(huán)PAH的包線保護結(jié)果，仿真以機翼升力系數(shù)降低量和失速迎角的關(guān)系預測失速迎角以確定飛行包線邊緣，仿真結(jié)果表明，該飛行包線保護方法可以為飛行員提供足夠的時間確定飛行包線邊界的位置，以避免由于積冰造成飛行包線的變化導致的飛行事故的發(fā)生．圖14為其中一個代表性的結(jié)果，其中虛線為在線確定的臨界迎角，可以看出，應用IAEP系統(tǒng)后，飛機的迎角響應沒有超過臨界迎角，表明包線保護系統(tǒng)可以減小積冰飛機失速的風險作為飛機積冰后飛行力學問題研究的一個方面，積冰飛機飛行包線保護與飛行安全關(guān)系最為直接緊密，具有很強的實用價值，目前已經(jīng)成為國內(nèi)外研究的一個熱點問題，并且已經(jīng)取得了很多的進展．但是目前的研究范圍主要限于以機翼失速為邊界的包線保護，缺少以平尾失速、滾轉(zhuǎn)異常等為包線邊界的研究．

6飛機容冰控制研究

容冰控制是隨著積冰基礎(chǔ)研究的不斷完善而建立起來的新研究課題，其本身也是一個不斷發(fā)展的課題，近30年來，這一方向的研究吸引了越來越多的重視，其中最具代表性的研究當屬伊利諾斯大學Bragg提出并領(lǐng)導的飛機智能積冰系統(tǒng)（smarticingsystem，SIS）研究［71］．飛機智能積冰系統(tǒng)研究的主要思路是：通過檢測飛機的積冰狀況及飛機防、除冰系統(tǒng)的工作狀況，將數(shù)據(jù)反饋至積冰管理系統(tǒng)，確定積冰對飛機氣動特性、穩(wěn)定性及操縱性的影響情況，改變飛行包線范圍，使飛機在積冰情況下能夠按新的飛行包線安全飛行．基于SIS思路的研究，目前所取得的主要成果有：文獻［72］較為詳細地介紹了SIS對飛行安全的重要作用，并詳細總結(jié)了該研究初期的研究成果；文獻［30］研究了不同積冰情況對飛機氣動參數(shù)的影響，建立了一套使用積冰嚴重性參數(shù)η來描述積冰影響的估算方法；Ansell等［73］使用襟翼和操縱舵面鉸鏈力矩來預測飛機失速的包線保護系統(tǒng)；文獻［74］研究了神經(jīng)網(wǎng)絡方法在識別積冰飛機飛行特性方面的應用；Hossain等［75］對飛機遭遇積冰后的包線保護問題進行了進一步研究，自適應控制技術(shù)被引入其中；文獻［76－78］深入研究了“runback”和“SLD”兩種特定的冰型對飛機氣動力的影響．除SIS之外，還有很多學者也在容冰控制領(lǐng)域展開研究，并取得了顯著的進展．文獻［79］利用神經(jīng)網(wǎng)絡和自組織網(wǎng)絡映射來檢測飛機結(jié)冰，并取得良好的仿真效果；Melody等［80－81］研究了H!參數(shù)識別方法在在線檢測飛機積冰方面的應用；文獻［82－84］利用容錯控制技術(shù)、卡爾曼濾波、神經(jīng)網(wǎng)絡技術(shù)等來研究飛機積冰的識別檢測、控制重構(gòu)等問題．

7結(jié)論

近些年來，飛機積冰后飛行力學問題的研究已經(jīng)越來越受到國內(nèi)外學者的重視，并且已經(jīng)取得了十分明顯的進展，但是這一領(lǐng)域的研究還遠遠沒有達到完善，仍然存在一些需要繼續(xù)研究的問題．通過對國內(nèi)外在積冰對飛機飛行力學影響領(lǐng)域的研究進展和成果的分析，針對國內(nèi)外在飛機積冰后飛行力學問題領(lǐng)域的研究，提出以下幾點需要引起注意的問題：1）模擬冰型風洞相對于冰風洞對實驗設(shè)備的要求比較低，操作也相對簡便．目前國外已完成了很多模擬冰型風洞實驗，但是國內(nèi)缺乏這一方面的研究．2）目前積冰飛機氣動數(shù)據(jù)的獲取主要依賴于飛行實驗以及風洞實驗，不僅成本較高而且有一定的技術(shù)難度，而數(shù)值模擬方法具有其特有的經(jīng)濟有效、適用范圍廣的優(yōu)勢，因此應增加對數(shù)值模擬方法的研究，提高計算精度，從而更加便捷地獲取積冰飛機的氣動數(shù)據(jù)．3）作為積冰飛機建模的一個重要環(huán)節(jié)，目前積冰對飛機氣動導數(shù)影響的計算模型仍然不夠完善．目前研究中應用最為廣泛的通過使用積冰嚴重性參數(shù)來預測積冰影響的方法，雖然形式簡單、物理意義清晰，但是只能使用在具有飛行實驗或全機風洞實驗數(shù)據(jù)的飛機型號上．今后這一方面的研究需要對多種類型的飛機進行多種積冰條件下實驗，通過更多的實驗數(shù)據(jù)來進行更深入的研究．4）對于平尾失速的研究仍然不夠完善．缺乏便捷的預測平尾失速的方法，在飛行包線的設(shè)計上也缺少以平尾失速為邊界條件的包線保護方法．

作者：蘇媛徐忠達吳禎龍單位：北京航空航天大學航空科學與工程學院