NACA0012翼型等離子體冰形調(diào)控試驗

劉雪城，梁華，宗豪華，謝理科，蘇志

空軍工程大學 等離子體動力學國家級重點實驗室，西安 710038

飛機迎風面關鍵部件結冰是影響飛機安全性能的重大危害之一，尤其是機翼結冰，會嚴重影響飛機的氣動性能，導致升力迅速降低，阻力迅速增加，嚴重影響飛機的穩(wěn)定性和操縱性，因此必須采取相應措施進行防除冰。目前傳統(tǒng)的一些防除冰技術如機械除冰、化學防冰、熱力防/除冰等在飛機上均有應用，但由于機械除冰會破壞飛機氣動型面，增加阻力，需要定期檢查其性能的穩(wěn)定性；電熱防除冰系統(tǒng)布置于蒙皮下，導致加熱緩慢，耗能高，且溫度過高易損壞蒙皮；氣熱防冰系統(tǒng)從發(fā)動機引氣會嚴重影響發(fā)動機性能，且能量利用率較低，以上防除冰技術仍無法完全消除飛機結冰帶來的安全隱患。因此，研究一種新的、更高效的防除冰方法很有必要。等離子體防除冰技術是一種新型主動防除冰技術，具有結構簡單、響應快、耗能低、易于實現(xiàn)自動化等優(yōu)點。隨著介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵在流動控制領域的深入研究，近些年，等離子體激勵具有的熱效應也逐漸引起了廣泛關注，眾多團隊開展了利用等離子體激勵熱特性進行防除冰的相關研究，并取得了一定的效果。

2002年，基于等離子體進行電網(wǎng)輸電線防除冰方法首次出現(xiàn)在美國的專利中。2014年，在西北工業(yè)大學和德國宇航院的雙邊交流會上，孟宣市對等離子體防冰/除冰的研究概念進行了介紹，并在冰風洞里面證實了等離子體激勵防/除冰的有效性。荷蘭代爾夫特理工大學進行了NS-DBD等離子體靜態(tài)除冰，研究表明NS-DBD等離子體激勵器可以作為除冰裝置，在一定條件下具有除冰能力。愛荷華州立大學在3種不同結冰條件下采用展向布置AC-DBD激勵進行了等離子體激勵防冰風洞試驗研究，同時，還研究了來流速度、環(huán)境溫度、翼型迎角、激勵頻率等因素分別對NS-DBD等離子體激勵防冰效果的影響規(guī)律。2019年，西北工業(yè)大學通過PIV測速及溫度測量實驗等一系列測試手段對等離子體防除冰機理進行了詳細研究。2020年，空軍工程大學魏彪等提出了“流向等離子體熱刀”的防除冰方法。等離子體激勵用于防除冰的相關研究經(jīng)過發(fā)展，其能夠有效進行防除冰已基本達到共識。

從已有的研究結果看等離子體防除冰具有可行性，但是當冰層較厚、結冰區(qū)域較大時，激勵時間變長、消耗能量變大，這要求激勵電源的規(guī)格也要增大?？紤]到將等離子體激勵器應用在飛機實際飛行中，激勵器若將冰層完全除去，則需要輸入很大的能量，若只在部分區(qū)域安裝激勵器進行除冰，則可有效提高除冰效率，但帶來的問題是未安裝激勵器的區(qū)域依舊被冰層覆蓋。生物學家發(fā)現(xiàn)座頭鯨在使用胸鰭進行回轉和轉向游動時非常靈活，其前緣凸起的肢狀胸鰭相當于“機翼”，可為其捕食回轉提供強大動力。座頭鯨胸鰭前緣凸起的結構特征具有增升減阻、延緩失速的特征，該生物學特性使凹凸前緣翼型開始受到關注和研究。2004年，Miklosovic等利用NACA0020作為基本翼型，將其前緣和尾緣改成鰭肢前緣和尾緣形狀開展風洞試驗，試驗結果顯示凹凸前緣可提升基本翼型的氣動性能。2014年，王國付研究了和NACA634-021基本翼型相應的仿生凹凸前緣翼型的氣動特性、流場特性以及凹凸前緣控制機理。受到凹凸前緣的啟發(fā)，若在機翼上間隔布置激勵器進行防除冰，則有冰區(qū)域與無冰區(qū)域形成的機翼形狀類似于凹凸前緣，2019年，吳云等提出了一種新型等離子體冰形調(diào)控裝置方法的專利。

為探究間斷除冰后的機翼形狀對氣動性能的改善效果，開展了等離子體冰形調(diào)控的相關試驗，研究了在不同結冰環(huán)境中有冰區(qū)域與無冰區(qū)域成一定比例、不同冰條寬度下冰形調(diào)控對翼型氣動特性的影響。

1 試驗系統(tǒng)

等離子體防冰試驗系統(tǒng)包括結冰風洞及試驗模型、等離子體激勵系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)。冰形調(diào)控試驗系統(tǒng)包括低速回流風洞、NACA0012翼型、3D模擬冰形、六分量測力天平等。

1.1 結冰風洞和低速回流風洞

等離子體防冰試驗采用南京航空航天大學結冰風洞，如圖1所示，該風洞為閉口回流式結冰風洞，包括動力段、冷凝段、穩(wěn)定段、收縮段、試驗段以及擴散段；穩(wěn)定段總長為6 680 mm，試驗段為矩形，尺寸為0.5 m(長)×0.3 m(寬)×0.4 m(高)；風洞水滴平均體積直徑(Median Volume Droplet Diameter，MVD)調(diào)節(jié)范圍為20～50 μm；液態(tài)水含量(Liquid Water Content，LWC)調(diào)節(jié)范圍為0.5～3 g/m；試驗段實際可調(diào)控溫度范圍為-30 ℃至室溫。該風洞最高風速為120 m/s。

圖1 冰風洞結構示意圖Fig.1 Schematic diagram of ice wind tunnel structure

冰形調(diào)控試驗采用的風洞是空軍工程大學低速回流風洞，如圖2所示，該風洞包括試驗段、擴壓段和過渡段、拐角和導流片、穩(wěn)定段、收縮段和動力段；該單回流閉口式風洞可產(chǎn)生穩(wěn)定的來流，試驗段是長3.0 m、橫截面積為1×1.2 m的長方體；試驗段的風速在5～75 m/s的范圍內(nèi)可調(diào)，流場紊流度小于0.2%；為便于觀察實驗情況，試驗段的兩側和上部采用3塊透明玻璃，另外在試驗段后面留有40 mm 寬的調(diào)壓縫，使試驗段靜壓接近洞外環(huán)境大氣壓。風洞配套天平為六分量測力天平，如圖3所示，該六分量測力天平的精度、準度指標已經(jīng)達到或優(yōu)于國家軍用標準規(guī)定的合格指標：天平精度為 0.003%～0.2%，天平準度的合格指標為 0.1%～0.3%。試驗前采用靜態(tài)標定架對天平進行靜態(tài)標定，由于試驗中模型無側滑角和滾轉角，這里僅給出、方向和的靜態(tài)標定結果，結果見表1。

圖2 低速回流風洞Fig.2 Low-speed return wind tunnel

圖3 六分量測力天平Fig.3 Six-component force balance

表1 天平靜態(tài)標定Table 1 Balance static calibration

1.2 等離子體激勵系統(tǒng)和數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)

等離子體激勵系統(tǒng)包括等離子體激勵器及等離子體電源。圖4所示為實驗所用DBD激勵器示意圖，由高壓電極、低壓電極及絕緣介質(zhì)組成。高、低壓電極分別與等離子體電源高、低壓端連接，本實驗中所用高、低壓電極均由銅箔制成，厚度為0.06 mm。絕緣材料為3層0.06 mm厚Kapton膠帶疊加制成，總厚度為0.18 mm，介電常數(shù)為3.4。實驗所用等離子體電源為納秒脈沖等離子體電源，如圖5所示。

圖4 DBD激勵器示意圖Fig.4 Schematic diagram of DBD actuator

圖5 納秒脈沖電源Fig.5 Nanosecond pulse power

數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)包括主要由DPO4104B示波器、P6015A高壓探針、TCP0030A電流探針、相機組成，用于采集激勵器放電時激勵器兩端的電壓、電流等電參數(shù)，示波器采樣頻率可達5 GHz，測量精度高。相機通過三腳架固定于激勵器上方，用于拍攝激勵器放電形態(tài)。

1.3 試驗模型與模擬冰形

等離子體防冰試驗采用的模型為鋁制NACA0012翼型，如圖6所示，其弦長和展向?qū)挾确謩e為280 mm及300 mm，為便于安裝及試驗，翼型中間開10 mm寬的槽將翼型均勻分為兩段，長度分別為145 mm。為阻隔激勵器與翼型之間的熱交換并防止爬電，翼型表面附有2 mm厚的聚酰亞胺薄膜。

圖6 冰風洞試驗模型Fig.6 Ice wind tunnel experimental model

冰形調(diào)控試驗同樣選擇NACA0012翼型為試驗平臺，該翼型弦長為200 mm，展向?qū)挾葹?60 mm，除去中間與六分量測力天平進行連接的圓柱所占寬度40 mm，兩側可進行冰形布置的有效寬度各為360 mm，圖7所示為試驗平臺及冰形布置示意圖；3D模擬冰形選取了文獻[28]中NACA0012翼型表面冰風洞試驗得到的3種典型冰形，在來流速度=67.05 m/s，迎角=4.0°，LWC=0.5 g/m，結冰時間6 min的條件下，改變環(huán)境溫度=-6.5，10.36，-28.35 ℃，得到的冰形分別為明冰、霜冰、混合冰。如圖8所示，根據(jù)冰風洞實際得到冰形參數(shù)進行建模、3D打印得到試驗所需冰形，3種不同環(huán)境冰條的寬度分別為1、2、3、3.6、4、6 cm，選擇以上6個冰條寬度和2個間斷比例主要從冰條寬度與有效布置寬度360 mm成一定的比例關系、便于對稱布置的角度進行考慮。由于試驗主要是對冰形調(diào)控后氣動特性的影響展開分析，所以3D模擬冰形與實際結冰環(huán)境中冰層的表面光潔度有所差異的情況對從宏觀角度上分析升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)的變化產(chǎn)生影響較小。

圖7 NACA0012翼型Fig.7 NACA0012 airfoil

圖8 3D模擬冰形Fig.8 3D simulation ice shape

2 試驗結果與分析

2.1 等離子體冰形調(diào)控實現(xiàn)

等離子體冰形調(diào)控激勵器主要由等離子體加熱單元與非加熱單元組成，如圖9所示。其單個加熱單元展向?qū)挾葹? cm，加熱單元內(nèi)高壓電極寬度為2 mm，間距6 mm。根據(jù)試驗翼型尺寸，布置3個加熱單元，每個加熱單元之間間距4 cm以保證各加熱單元之間互不影響且能夠出現(xiàn)明顯的類波浪形前緣。在防冰過程中保證等離子體加熱區(qū)域不結冰，非加熱區(qū)域自由結冰。

圖9 等離子體冰形調(diào)控激勵器Fig.9 Plasma ice shape modulation actuator

在LWC=0.5 g/m，MVD=25 μm，=-5 ℃，=65 m/s結冰條件下，施加激勵電壓=8 kV、激勵頻率=6 kHz納秒脈沖等離子體激勵，進行等離子體冰形調(diào)控試驗研究。圖10為不同時刻冰形調(diào)控圖，最左邊激勵器靠近風洞壁面，由于壁面效應，30 s時刻在該加熱單元開始出現(xiàn)積冰，隨后越積越多如90 s時刻，直到180 s時完全遮蓋加熱單元。而從另外兩個加熱單元來看，其表面無積冰，在180 s時間段內(nèi)，等離子體調(diào)控激勵器的加熱單元始終能夠?qū)⑦B續(xù)冰切開，形成間斷冰。因此，將等離子體激勵器有限功率集中使用，把十分危險的展向連續(xù)冰調(diào)控成更為安全的間斷冰，在保證飛行器氣動性能及飛行安全的前提下，顯著降低防除冰功耗是可行的。這說明該激勵器能夠在此試驗條件下進行冰形調(diào)控，使其成為類波浪形結構。

圖10 不同時刻等離子體冰形調(diào)控過程圖Fig.10 Diagram of plasma ice shape modulation process at different moments

2.2 等離子體冰形調(diào)控驗證

在等離子體防冰試驗中實現(xiàn)冰形調(diào)控的基礎上，對采取什么樣的調(diào)控方案能夠最有效，通過開展風洞試驗對冰形調(diào)控后翼型氣動特性的影響進行了驗證。

當來流速度為30 m/s時，測得NACA0012翼型在迎角0°～22°范圍內(nèi)分別在無冰、明冰全冰、霜冰全冰、混合冰全冰這4種結冰條件下的氣動參數(shù)作為基準狀態(tài)，然后將明冰、霜冰、混合冰分別為1、2、3、3.6、4、6 cm寬度的冰形按照3∶2和1∶1的比例在翼型上進行布置，并進行風洞試驗。試驗結束后對氣動數(shù)據(jù)進行處理分析，對比分析同一結冰環(huán)境相同比例下不同冰條寬度計算得出的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)，獲得規(guī)律并分析機理。

2.2.1 基準結冰狀態(tài)下翼型的氣動性能

試驗中將無冰、明冰全冰、霜冰全冰、混合冰全冰4種環(huán)境下翼型的氣動參數(shù)作為基準狀態(tài)，如圖11所示，在試驗狀態(tài)下，迎角范圍為0°～22°。圖11(a)是升力系數(shù)曲線，對于無冰環(huán)境，當<12°時，升力系數(shù)隨迎角成線性變化，繼續(xù)增大迎角，升力系數(shù)繼續(xù)增加，但是升力系數(shù)曲線的斜率逐漸開始降低，說明翼型表面開始出現(xiàn)流動分離；當升力系數(shù)曲線斜率為0(=14°)時，升力系數(shù)達到最大值0.80，為失速迎角；超過失速迎角，升力系數(shù)開始下降，翼型失速。

圖11 氣動參數(shù)曲線Fig.11 Aerodynamic parameter curves

當飛機結冰時，3種結冰環(huán)境小迎角狀態(tài)(<6°)下升力系數(shù)均隨迎角成線性變化且與無冰環(huán)境時相比變化不大，說明小迎角狀態(tài)結冰對翼型的氣動性能影響較小，同時體現(xiàn)出風洞測力試驗可重復性強，試驗數(shù)據(jù)重復性精度高；繼續(xù)增大迎角，霜冰環(huán)境下升力系數(shù)明顯下降，明冰和混合冰環(huán)境下降更為劇烈，在=14°時分別降低了12.5%、35%和32.5%，且3種結冰環(huán)境下翼型均提前失速，失速迎角分別提前2°、4°、4°。這與文獻[29]中對NACA0012翼型結冰后的氣動特性進行數(shù)值模擬和分析得到的結論相符。對比圖11(b)的阻力系數(shù)曲線，3種結冰環(huán)境中同一迎角下的阻力系數(shù)較無冰環(huán)境均有增大，其中明冰和混合冰環(huán)境下的阻力系數(shù)變化明顯。這是因為結冰破壞了翼型升力面的外形，使翼型表面流動偏離設計狀態(tài)，使得翼型的升阻特性明顯惡化，升力系數(shù)下降，阻力系數(shù)增大。從圖11(c)的俯仰力矩系數(shù)可看出，結冰使翼型的俯仰力矩降低，同樣明冰和混合冰環(huán)境下俯仰力矩下降較大。

試驗說明結冰會破壞翼型的氣動外形，導致氣動性能下降，氣流提前分離，失速迎角減小，升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)下降、阻力系數(shù)增大，而且不同的結冰環(huán)境對氣動性能造成的破壞有所差異，明冰和混合冰環(huán)境對飛機飛行更具威脅。

2.2.2 明冰條件下冰形調(diào)控翼型的氣動性能

1) 有冰∶無冰=3∶2

按照有冰∶無冰=3∶2的比例將不同寬度的1、2、3、3.6、4、6 cm 3D明冰冰形布置在翼型上進行風洞試驗，研究冰形調(diào)控對翼型氣動性能的影響。圖12為升力系數(shù)、阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)曲線圖，結果表明：冰形調(diào)控后的氣動性能雖然和無冰環(huán)境相比仍有所損失，但6種冰條寬度下的氣動性能均比全冰環(huán)境有較大改善，升力系數(shù)和俯仰力矩提高、阻力系數(shù)下降。冰形調(diào)控后的翼型氣動性能相比于全冰產(chǎn)生明顯改善效果，這與凹凸前緣對翼型氣動性能提高有相似性。其原因可初步參考凹凸前緣翼型的流動控制機理進行分析：由于有冰區(qū)域的前緣凸起類似于渦流發(fā)生器產(chǎn)生了反向旋轉的流向渦，增強了邊界層內(nèi)部和外部主流的動量交換，為邊界層注入能量，從而使翼型表面的附著流延長，降低了流動分離趨勢，起到增升減阻的作用。

保持冰形為明冰、有冰與無冰區(qū)域比例不變，布置不同寬度冰條，研究翼型氣動特性的變化。對比冰形調(diào)控后不同寬度冰條對升力系數(shù)的影響，在線性段相差不大，在失速迎角及其附近，冰條寬度=3.6 cm的升力系數(shù)相較于其他5組稍大，結果表明，冰條寬度=3.6 cm時最大升力系數(shù)僅比無冰狀時降低14.6%，比全冰狀態(tài)提高31.6%；阻力系數(shù)曲線在小迎角范圍內(nèi)與無冰狀態(tài)近似重合，迎角10°時阻力系數(shù)比全冰狀態(tài)降低60.8%；俯仰力矩系數(shù)曲線在小迎角范圍內(nèi)較全冰狀態(tài)改善效果明顯，失速迎角處比全冰狀態(tài)提高57.6%。由于對比冰形調(diào)控后不同冰條寬度對升力、阻力和俯仰力矩系數(shù)的影響，在線性段相差不大，因此在失速迎角及其附近的氣動性能做重點的分析，通過比較不同冰條寬度下升力、阻力和俯仰力矩系數(shù)3個氣動性能參量的變化作為判斷的依據(jù)，其中根據(jù)最大升力系數(shù)的變化作為優(yōu)先判斷氣動性能改善效果最佳的參數(shù)，=3.6 cm時氣動性能最佳。

在本試驗條件下，冰條寬度=3.6 cm時氣動性能最佳，結合文獻[30]中不同渦流發(fā)生器間距下抑制邊界層分離時流動特性不同，可將該試驗條件下冰條寬度=3.6 cm最佳的原因初步分析為：當冰條寬度過大，如=6 cm時，分離區(qū)的區(qū)域也因此變大，形成大面積的流動分離，氣動性能改善效果被減弱；當冰條寬度較小，如=1 cm 時，翼型上的冰條數(shù)量增加，會形成大量的流向渦，而過多的流向渦不僅不利于促進主流和邊界層內(nèi)部的動量交換，反而將影響附面層的附著，增大流動分離的趨勢；因此只有冰條在合適寬度下，冰形調(diào)控對氣動性能的改善效果才將達到最佳。

2) 有冰∶無冰=1∶1

按照有冰∶無冰=1∶1的比例將不同寬度的1、2、3、3.6、4、6 cm 3D明冰冰形布置在翼型上進行風洞試驗，圖13為各氣動參數(shù)曲線圖。由圖分析可知冰條寬度=2 cm最大升力系數(shù)比全冰狀態(tài)提高34.8%；阻力系數(shù)曲線在0°～10°范圍內(nèi)與無冰狀態(tài)近似重合，迎角10°時阻力系數(shù)比全冰狀態(tài)降低86.0%；俯仰力矩系數(shù)曲線在小迎角范圍內(nèi)較全冰狀態(tài)改善效果明顯，失速迎角處比全冰狀態(tài)提高83.3%，經(jīng)與其他5組冰條寬度下的氣動參數(shù)相比，=2 cm時氣動性能最佳。

圖14為兩種比例下不同冰條寬度在迎角為14°時的升力系數(shù)，通過比較可以得出，相同冰條寬度下有冰∶無冰=1∶1時的升力系數(shù)與有冰∶無冰=3∶2的差距很小，但有冰∶無冰=1∶1時升力系數(shù)稍大，說明在有冰∶無冰=1∶1比例下改善效果更好。通過綜合比較，在明冰環(huán)境中，有冰∶無冰=1∶1、冰條寬度=2 cm的調(diào)控條件下改善效果最好。這與文獻中[31]結冰區(qū)域越小，對氣動性能破壞越小相符。

圖14 迎角14°時兩種結冰比例、冰條寬度下的升力系數(shù)Fig.14 Lift coefficient for different icing ratio and width of icicle at 14° angle of attack

2.2.3 霜冰條件下冰形調(diào)控翼型的氣動性能

1) 有冰∶無冰=3∶2

將霜冰環(huán)境下不同寬度冰條按照明冰環(huán)境的步驟開展實驗，并進行分析，圖15為升力系數(shù)、阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)曲線圖。在迎角0°～12°的范圍內(nèi)，全冰狀態(tài)下的升力系數(shù)曲線與無冰狀態(tài)下的升力系數(shù)曲線近似重合，與相同條件下的明冰環(huán)境相比霜冰對飛機氣動性能的影響較小。該比例下，冰條寬度=6 cm最大升力系數(shù)僅比無冰狀態(tài)時降低1.1%，較全冰狀態(tài)提高19.7%；失速迎角處阻力系數(shù)比無冰狀態(tài)時提高28.8%，比全冰狀態(tài)降低27.6%。俯仰力矩系數(shù)曲線迎角0°～14°的范圍內(nèi)與無冰狀態(tài)的俯仰力矩系數(shù)曲線幾乎重合，在失速迎角處俯仰力矩系數(shù)較全冰狀態(tài)提高29.6%，經(jīng)與其他5組比較，冰條寬度=6 cm時氣動性能最佳。

在本試驗條件下，冰條寬度=6 cm時氣動性能最佳，這與明冰條件下冰條寬度過大不利于改善氣動性能的特點有所差異。分析是由于霜冰的冰層表面相比于明冰較為光滑導致的，冰條寬度過大時相當于改變了翼型的結構，使得翼型的吸力面的面積增大，升力增大，氣動性能改善效果進一步提升。

2) 有冰∶無冰=1∶1

圖16為升力系數(shù)、阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)曲線圖，分析得冰條寬度=4 cm時最大升力系數(shù)比全冰狀態(tài)提高9.7%；在迎角0°～10°范圍內(nèi)阻力系數(shù)曲線與無冰狀態(tài)時差距很小，迎角13°時阻力系數(shù)比全冰狀態(tài)降低50.4%；俯仰力矩系數(shù)曲線迎角0°～12°的范圍內(nèi)與無冰狀態(tài)的俯仰力矩系數(shù)曲線近似重合，在失速迎角處俯仰力矩系數(shù)較全冰狀態(tài)提高18.7%，經(jīng)比較冰條寬度=4 cm時氣動性能最佳。

圖16 氣動參數(shù)曲線(霜冰條件下有冰∶無冰=1∶1)Fig.16 Aerodynamic parameter curves (Icing area∶non-icing area=1∶1 under rime ice condition)

2.2.4 混合冰條件下冰形調(diào)控翼型的氣動性能

1) 有冰∶無冰=3∶2

將混合冰環(huán)境下不同寬度冰條按照上述實驗步驟進行，圖17為升力系數(shù)、阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)曲線圖。在混合冰這種復雜的結冰環(huán)境中，冰形調(diào)控依舊有改善氣動性能的效果。其中冰條寬度=4 cm時氣動性能改善效果最好：最大升力系數(shù)比全冰狀態(tài)提高30.6%；在迎角0°～9°范圍內(nèi)阻力系數(shù)曲線與無冰狀態(tài)時差距很小，迎角為10°時阻力系數(shù)比全冰狀態(tài)降低83.1%，隨著迎角增大，阻力系數(shù)急劇增大，曲線逐漸向全冰狀態(tài)時靠近；7組實驗中俯仰力矩系數(shù)曲線在小迎角范圍內(nèi)差距很小，在失速迎角處俯仰力矩系數(shù)較全冰狀態(tài)提高58.9%。

2) 有冰∶無冰=1∶1

圖18為升力系數(shù)、阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)曲線圖，冰條寬度=4 cm時氣動性能最佳，最大升力系數(shù)比全冰狀態(tài)提高28.9%；在迎角0°～8°范圍內(nèi)阻力系數(shù)曲線與無冰狀態(tài)時差距很小，迎角為10°時阻力系數(shù)比全冰狀態(tài)降低77.2%；俯仰力矩系數(shù)曲線在小迎角范圍內(nèi)與無冰狀態(tài)時的曲線差距很小，在失速迎角處俯仰力矩系數(shù)比無冰狀態(tài)降低12.8%，較全冰狀態(tài)提高51.1%。

圖18 氣動參數(shù)曲線(混合冰條件下有冰∶無冰=1∶1)Fig.18 Aerodynamic parameter curves(Icing area∶non-icing area=1∶1 under mixed ice condition)

混合冰環(huán)境中冰形調(diào)控后的俯仰力矩系數(shù)改善作用較為明顯，說明通過冰形調(diào)控結冰飛機的縱向穩(wěn)定性和和操縱性可隨著俯仰力矩系數(shù)的改善而提高。

3 結 論

1) 結冰會破壞翼型的氣動外形，導致氣動性能下降，氣流提前分離，失速迎角減小，升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)下降、阻力系數(shù)增大，而且不同的結冰環(huán)境對氣動性能造成的破壞有所差異，明冰和混合冰環(huán)境對飛機飛行更具威脅。

2) 冰形調(diào)控可有效改善結冰后的氣動性能，與全冰環(huán)境下的氣動參數(shù)相比，冰形調(diào)控后升力系數(shù)增大、阻力系數(shù)減小、俯仰力矩系數(shù)增大，緩解了結冰對飛機氣動性能的破壞。

3) 相同結冰環(huán)境中，通過比較升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)3個氣動性能參量的變化作為判斷的依據(jù)，其中根據(jù)最大升力系數(shù)的變化作為優(yōu)先判斷氣動性能改善效果最佳的參數(shù)，得到不同有冰與無冰區(qū)域的比例和不同冰條寬度對氣動改善的效果不同，但存在最優(yōu)的調(diào)控方案使氣動性能改善效果最好。在來流速度為30 m/s的明冰環(huán)境中，調(diào)控有冰區(qū)域與無冰區(qū)域的比例為1∶1、冰條寬度=2 cm時與全冰狀態(tài)氣動性能相比改善效果最好。霜冰環(huán)境中，在本文研究的參數(shù)范圍內(nèi)，調(diào)控有冰區(qū)域與無冰區(qū)域的比例為3∶2、冰條寬度=6 cm時改善效果最好?；旌媳h(huán)境中，調(diào)控有冰區(qū)域與無冰區(qū)域的比例為3∶2、冰條寬度=4 cm時與全冰狀態(tài)氣動性能相比改善效果最好。

本試驗驗證了等離子體冰形調(diào)控對全冰狀態(tài)翼型氣動性能具有明顯的改善效果，下一步將繼續(xù)探究不同比例、不同冰條寬度影響氣動性能的內(nèi)在機理并得出最優(yōu)的調(diào)控規(guī)律，同時研究在無冰區(qū)域施加等離子體流動控制的影響效果。