3 m × 2 m結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)新進(jìn)展（2020-2022年）

劉森云，王 橋，易 賢，*，張平濤，左承林，郭奇靈

(1. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 結(jié)冰與防除冰重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，綿陽 621000；2. 空氣動力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，綿陽 621000)

0 引 言

結(jié)冰風(fēng)洞是開展飛機(jī)結(jié)冰特性研究和防除冰系統(tǒng)性能驗(yàn)證的重要地面試驗(yàn)設(shè)備[1-3]，與常規(guī)風(fēng)洞相比，它不僅能夠模擬飛機(jī)在高空飛行時的飛行參數(shù)，還能夠模擬低溫、過冷水滴、濕度等結(jié)冰氣象條件。歷經(jīng)近八十年的建設(shè)發(fā)展，世界上已建成結(jié)冰風(fēng)洞30余座，但試驗(yàn)段截面尺寸達(dá)到兩米量級的大型非季節(jié)性生產(chǎn)型結(jié)冰風(fēng)洞全球僅有3座，分別是美國NASA IRT[4]、意大利CIRA IWT[5]和中國空氣動力研究與發(fā)展中心（China Aerodynamics Research and Development Center, CARDC）3m × 2m結(jié)冰風(fēng)洞。此外，國內(nèi)外一些研究機(jī)構(gòu)、高校也建有各種研究型結(jié)冰風(fēng)洞，比較有代表性的有美國COX結(jié)冰風(fēng)洞[6]、德國Braunschweig結(jié)冰風(fēng)洞[7-8]、英國Cranfield大學(xué)結(jié)冰風(fēng)洞[9]以及中國航空工業(yè)氣動院FL-61結(jié)冰風(fēng)洞[10]等。

3 m × 2 m結(jié)冰風(fēng)洞建成后，CARDC一直致力于提升風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)芰驮囼?yàn)技術(shù)。截至2019年[11]，風(fēng)洞形成了較為完善的結(jié)冰與防除冰試驗(yàn)技術(shù)體系，主要包括云霧參數(shù)模擬與校測技術(shù)、冰形提取技術(shù)、熱氣和電熱防除冰試驗(yàn)技術(shù)以及氣囊除冰試驗(yàn)技術(shù)等。隨著試驗(yàn)精細(xì)化、智能化、復(fù)雜化要求的不斷增加，為了滿足非接觸測量、結(jié)冰與氣動載荷同步測量等試驗(yàn)的需求，3 m × 2 m結(jié)冰風(fēng)洞在2020~2022年間開展了一系列試驗(yàn)技術(shù)研究和試驗(yàn)?zāi)芰ㄔO(shè)，取得了較大的進(jìn)展。

本文從多路熱氣供氣防除冰試驗(yàn)技術(shù)、發(fā)動機(jī)進(jìn)氣精確模擬技術(shù)、雙閉環(huán)自適應(yīng)溫度控制技術(shù)、冰形在線測量技術(shù)、旋翼結(jié)冰與氣動載荷同步測試技術(shù)等5個方面介紹了3 m × 2 m結(jié)冰風(fēng)洞在2020～2022年期間取得的試驗(yàn)技術(shù)新進(jìn)展，可為國內(nèi)外結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)的發(fā)展提供參考。

1 3 m × 2 m結(jié)冰風(fēng)洞概況

1.1 風(fēng)洞組成及特點(diǎn)

3 m × 2 m結(jié)冰風(fēng)洞是一座閉口、回流式風(fēng)洞，主要包括洞體結(jié)構(gòu)、動力系統(tǒng)、制冷系統(tǒng)、噴霧系統(tǒng)、高度模擬系統(tǒng)、測量控制系統(tǒng)、安全監(jiān)視系統(tǒng)、模型支撐系統(tǒng)、風(fēng)洞部件防除冰系統(tǒng)以及防除冰模擬系統(tǒng)等。風(fēng)洞洞體回路主要包括可更換收縮段、可更換試驗(yàn)段、可變擴(kuò)散段、方圓過渡段、第一擴(kuò)散段、第一拐角段、第二擴(kuò)散段、第二拐角段、風(fēng)扇段、第三擴(kuò)散段、圓方過渡段、第三拐角段、冷卻器段、第四拐角段、穩(wěn)定段（內(nèi)置蜂窩器、噴霧模塊/阻尼網(wǎng)模塊，噴霧模塊與阻尼網(wǎng)模塊可互換）和固定收縮段。風(fēng)洞布局示意圖如圖1所示。

圖1 3 m × 2 m結(jié)冰風(fēng)洞布局圖Fig. 1 Layout of 3 m × 2 m Icing Wind Tunnel (IWT)

與常規(guī)低速風(fēng)洞相比，3 m × 2 m結(jié)冰風(fēng)洞具有以下特點(diǎn)：1）在試驗(yàn)段周圍設(shè)置一個駐室，駐室外殼起承壓的作用，并能使試驗(yàn)段有一個均衡的外部溫度環(huán)境，確保試驗(yàn)段溫度均勻性達(dá)到設(shè)計(jì)指標(biāo)；2）穩(wěn)定段設(shè)置有噴霧裝置，以產(chǎn)生需要的云霧環(huán)境；3）在第三、四拐角段之間安裝有換熱器，用于降低回路中氣流溫度；4）風(fēng)洞配有高度模擬系統(tǒng)，風(fēng)洞運(yùn)行時，可模擬不同高度的壓力環(huán)境；5）為了減小通過洞壁的冷量損失，洞體承壓殼體外表面噴涂一層隔熱材料，并在外部敷設(shè)保溫層。

1.2 風(fēng)洞性能

3 m × 2 m結(jié)冰風(fēng)洞技術(shù)指標(biāo)如表1所示，在試驗(yàn)段尺寸、最大風(fēng)速、高度模擬范圍指標(biāo)均處于世界領(lǐng)先水平。

表1 3 m × 2 m結(jié)冰風(fēng)洞與意大利CIRA IWT、美國NASA IRT風(fēng)洞性能指標(biāo)對比Table 1 Comparison of the specifications of 3 m × 2 m IWT、CIRA IWT and NASA IRT

2014年和2018年，CARDC分別在3 m × 2 m結(jié)冰風(fēng)洞主試驗(yàn)段開展了標(biāo)模結(jié)冰試驗(yàn)[12]。標(biāo)模采用NACA0012翼型，模型弦長0.914 m，展長2 m。兩次試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了重復(fù)性對比，并與SAE ARP5666[13]文獻(xiàn)中數(shù)據(jù)進(jìn)行了對比，結(jié)果表明3 m × 2 m結(jié)冰風(fēng)洞結(jié)冰重復(fù)性好（見圖2），試驗(yàn)結(jié)果與國外結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果有較好的一致性（見圖3）。圖中BODY為模型輪廓，CARDC、CIRA、COX、BRAIT、IRT、GKN分別為氣動中心3 m × 2 m結(jié)冰風(fēng)洞、意大利CIRA結(jié)冰風(fēng)洞、美國COX結(jié)冰風(fēng)洞、美國波音BRAIT結(jié)冰風(fēng)洞、美國IRT、英國GKN結(jié)冰風(fēng)洞的試驗(yàn)結(jié)果。H為試驗(yàn)?zāi)M高度，v為氣流速度，T為試驗(yàn)靜溫，MVD為水滴平均容積直徑，LWC為液態(tài)水含量，t為結(jié)冰時間，AOA為迎角。

圖2 3 m × 2 m結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)重復(fù)性對比Fig. 2 Repeatability of the 3 m × 2 m IWT test

圖3 結(jié)冰試驗(yàn)結(jié)果對比Fig. 3 Comparison of icing test results

2 試驗(yàn)技術(shù)新進(jìn)展

2020～2022年，3 m × 2 m結(jié)冰風(fēng)洞在雙閉環(huán)自適應(yīng)溫度控制技術(shù)、多路熱氣供氣防除冰試驗(yàn)技術(shù)、發(fā)動機(jī)進(jìn)氣精確模擬技術(shù)、冰形在線測量技術(shù)、旋翼結(jié)冰與氣動載荷同步測試技術(shù)等方面取得了較大進(jìn)展，進(jìn)一步提升了風(fēng)洞的試驗(yàn)?zāi)芰驮囼?yàn)效率，本節(jié)針對這幾個方面進(jìn)行詳細(xì)介紹。

2.1 雙閉環(huán)自適應(yīng)溫度控制技術(shù)

制冷系統(tǒng)是結(jié)冰風(fēng)洞的核心系統(tǒng)之一，主要用于冷卻氣流以模擬高空的低溫環(huán)境。3 m × 2 m結(jié)冰風(fēng)洞采用蒸發(fā)循環(huán)制冷系統(tǒng)，以液氨（R717）作為制冷媒介，其組成包括螺桿式壓縮機(jī)組、蒸發(fā)式冷凝器、蒸發(fā)器、高壓貯液器、低壓循環(huán)桶、氨屏蔽泵和控制系統(tǒng)等[14]。蒸發(fā)器的橫截面積為14 m（寬） × 8 m（高），分為左右兩部分安裝，每部分上下各4層，共8個模塊，每個模塊面積為7 m（寬） × 2 m（高），每個單元采用單獨(dú)的供液、回氣管道及閥門進(jìn)行供液和回氣控制。

2020年，3 m × 2 m結(jié)冰風(fēng)洞針對制冷系統(tǒng)進(jìn)行了軟硬件升級，將制冷系統(tǒng)溫度控制結(jié)構(gòu)分為內(nèi)外兩個控制環(huán)（見圖4），雙閉環(huán)均采用PID自適應(yīng)控制。外環(huán)以壓縮機(jī)控制器作為主控器，以距蒸發(fā)器最近處的低壓循環(huán)桶上安裝的壓力傳感器測得的壓力值作為反饋，目標(biāo)值為目標(biāo)溫度所對應(yīng)的回氣壓力，用輸入、反饋兩者的差值控制壓縮機(jī)的能級，實(shí)現(xiàn)對風(fēng)洞內(nèi)目標(biāo)溫度所對應(yīng)的冷量控制。內(nèi)環(huán)采用8個4列的蒸發(fā)器回氣電動控制閥作為控制器，在距蒸發(fā)器出風(fēng)方向3 m截面處的支架上安裝了8個Pt100溫度傳感器，用溫度傳感器所測溫度值為溫度反饋，以溫度目標(biāo)值與實(shí)際反饋值的差量控制回氣電動閥的開度，通過控制蒸發(fā)器內(nèi)的回氣壓力值實(shí)現(xiàn)對溫度的精確控制。通過校測結(jié)果表明，采用雙閉環(huán)自適應(yīng)控制技術(shù)后，主試驗(yàn)段模型區(qū)氣流總溫最大空間偏差標(biāo)準(zhǔn)差由0.8 ℃左右降至0.4 ℃以下（見圖5），溫度均勻性（空間均勻性±0.5 ℃，時間均勻性±0.2 ℃）包線拓展至-30 ℃、160 m/s（見圖6）[15]。圖中σ(Trs,TS)指相對于試驗(yàn)段中心基準(zhǔn)點(diǎn)的空間溫度偏差的標(biāo)準(zhǔn)差，vTS為試驗(yàn)段氣流速度，Tt為氣流總溫。

圖4 溫度控制的環(huán)路結(jié)構(gòu)圖Fig. 4 Loop structure diagram of temperature controlling

圖5 主試驗(yàn)段模型區(qū)氣流總溫空間偏差標(biāo)準(zhǔn)差升級前后對比Fig. 5 Comparison of the standard deviation of the total air temperature spatial deviation in the model area of the main test section before and after the upgrade

圖6 模型區(qū)溫度均勻性包線Fig. 6 Temperature uniformity envelope in the model area

2.2 多路熱氣供氣防除冰試驗(yàn)技術(shù)

結(jié)冰風(fēng)洞熱氣供氣系統(tǒng)主要用于模擬飛機(jī)發(fā)動機(jī)引氣，開展熱氣防除冰試驗(yàn)研究。2020年之前，3 m × 2 m結(jié)冰風(fēng)洞僅配套了單路熱氣供氣防除冰試驗(yàn)系統(tǒng)；2020年，為滿足型號試驗(yàn)需求，風(fēng)洞研制了多路熱氣供氣系統(tǒng)。

3 m × 2 m結(jié)冰風(fēng)洞熱氣供氣防除冰試驗(yàn)系統(tǒng)主要由供氣主路、數(shù)字閥主路流量控制單元、加熱器控制單元、冷熱混流單元、排氣旁路、模型供氣支路、模型流量控制單元、管道加熱單元及控制系統(tǒng)等部分組成，系統(tǒng)結(jié)構(gòu)原理圖如圖7所示。熱氣供氣防除冰系統(tǒng)從高壓氣源引氣，氣流經(jīng)過高壓球閥、過濾器、減壓閥、數(shù)字閥流量控制單元、流量計(jì)之后，分流成兩路，其中一路通過空氣電加熱器控制單元加熱升溫，另一路不進(jìn)行加熱。兩路氣流在模型供氣支路入口前重新?lián)交旌蠓殖蓛陕?，一路通過排氣旁路的氣動球閥、調(diào)節(jié)閥后排入大氣，用于調(diào)節(jié)模型供氣支路入口壓力；另一路進(jìn)入模型供氣支路，再次分成兩路，一路經(jīng)氣動球閥后直接進(jìn)入模型，用于單路大流量熱氣防除冰試驗(yàn)，另一路經(jīng)氣動球閥后進(jìn)入流量控制單元后進(jìn)入模型，用于單路小流量與多路小流量熱氣防除冰試驗(yàn)，可根據(jù)試驗(yàn)需求選擇合適的供氣支路。模型出口設(shè)有排氣支路，經(jīng)調(diào)節(jié)閥后與排氣旁路末端一同接入消聲器排入大氣。

圖7 熱氣供氣系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖Fig. 7 Hot air supply system structure chart

系統(tǒng)建成后多次成功應(yīng)用于熱氣防除冰試驗(yàn)。以某發(fā)動機(jī)雙路熱氣防除冰試驗(yàn)為例，2個供氣支路目標(biāo)流量分別為35 g/s與40 g/s。兩個支路流量調(diào)節(jié)曲線如圖8所示。

圖8 多路流量調(diào)節(jié)曲線Fig. 8 Multi-tube flow regulation curve

圖中的FL1、FL1-S、FL2與F2-S分別指通道1實(shí)際流量、通道1設(shè)置流量、通道2實(shí)際流量與通道2設(shè)置流量。通道1和通道2是從圖7中多路供氣中任意選的2路。流量控制單元前端氣動球閥開啟后，雙路熱氣流量在10 s以內(nèi)即可穩(wěn)定在目標(biāo)值附近。兩個支路超調(diào)量均小于2.5%，通道1最大絕對誤差為0.21 g/s，最大相對誤差為0.6%；通道2最大絕對誤差為0.23 g/s，最大相對誤差為0.58%，精度滿足試驗(yàn)需求。

2.3 冰形在線測量技術(shù)

3 m × 2 m結(jié)冰風(fēng)洞采用的冰形提取技術(shù)有兩種：一是傳統(tǒng)的“熱刀”法冰形提取技術(shù)[16-17]，該方法利用加熱銅板將結(jié)冰切割開來，再將結(jié)冰外形描繪在坐標(biāo)紙上，進(jìn)而獲取到結(jié)冰外形，該方法在冰形切割和描繪過程均可能引入一定的誤差；二是3D激光掃描冰形測量技術(shù)[18-20]，該方法首先在冰表面噴涂顯影劑，工作人員再手持激光掃描儀對結(jié)冰外形進(jìn)行掃描，該方法獲取的結(jié)冰外形精度比較高，但效率較低。

為了提升冰形提取的精度和試驗(yàn)效率，3 m ×2 m結(jié)冰風(fēng)洞建立了基于激光線掃描的三維冰形在線測量技術(shù)，解決了激光線掃描標(biāo)定、激光線精確提取、激光線三維解算、冰形曲面三維重建等一系列難題，實(shí)現(xiàn)了不同云霧參數(shù)條件下模型前緣霜冰、明冰以及混合冰生長過程的時間解析三維冰形測量。

冰形在線測量系統(tǒng)采用激光線掃描測量技術(shù)，其原理如圖9所示。激光器產(chǎn)生激光片光投射到被測物體表面形成一束激光光條，激光光條受物體幾何外形調(diào)制發(fā)生變形。相機(jī)以一定角度采集激光光條圖像，采用圖像處理算法提取得到激光光條中心線，并根據(jù)事先標(biāo)定的激光平面與相機(jī)之間的幾何位置關(guān)系，解算得到激光光條中心線在坐標(biāo)系中的三維坐標(biāo)，通過移動激光器或被測物體，使激光片光掃描整個物體表面，進(jìn)而測量得到物體的整體三維形貌。

圖9 激光線掃描測量原理Fig. 9 Laser line scanning measurement principle

圖10為3D激光掃描儀和在線測量系統(tǒng)的冰形測量結(jié)果對比（試驗(yàn)條件：來流速度為60 m/s，來流靜溫為-22 ℃，液態(tài)水含量為0.8 g/m3，水滴平均直徑為20 μm，結(jié)冰時間為20 min）?？梢钥吹?，兩種測量設(shè)備均能實(shí)現(xiàn)冰形的有效重建，特別是圖中標(biāo)注區(qū)域的冰元結(jié)構(gòu)，測量結(jié)果與實(shí)際冰形高度一致。在測量中，3D激光掃描儀耗時約1 h，在線測量系統(tǒng)耗時約15 s，測量效率得到了顯著提升。

圖10 冰形測量結(jié)果對比Fig. 10 Comparison of ice shape measurement results

2.4 發(fā)動機(jī)進(jìn)氣精確模擬技術(shù)

3 m × 2 m結(jié)冰風(fēng)洞的發(fā)動機(jī)進(jìn)氣模擬系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖11所示。系統(tǒng)使用離心風(fēng)機(jī)作為抽氣設(shè)備，通過管道連接蝶閥、流量計(jì)、離心風(fēng)機(jī)等器件設(shè)備，并與風(fēng)洞試驗(yàn)段和集氣腔連通，形成兩條獨(dú)立的主、輔管路。系統(tǒng)工作時，進(jìn)氣部件模型與風(fēng)洞試驗(yàn)段內(nèi)的管道入口連接，離心風(fēng)機(jī)運(yùn)轉(zhuǎn)進(jìn)行抽吸，氣體從模型進(jìn)入管道內(nèi)，流量計(jì)測量氣體流量，以模擬發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣狀態(tài)。

圖11 發(fā)動機(jī)進(jìn)氣模擬系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖Fig. 11 Schematic of the structure of the engine intake simulation system

為滿足大部分國內(nèi)在研和未來發(fā)展的發(fā)動機(jī)型號，系統(tǒng)設(shè)計(jì)研制的主、輔管路的管道尺寸分別為Φ1 000 mm、Φ600 mm，分別搭配13 kPa和8 kPa壓升的離心風(fēng)機(jī)，系統(tǒng)入口空載時，進(jìn)氣流量最大分別可達(dá)到15 kg/s和55 kg/s。

在發(fā)動機(jī)進(jìn)氣部件結(jié)冰與防除冰試驗(yàn)過程中，模型結(jié)冰堵塞流道或大面積結(jié)冰脫落會嚴(yán)重影響進(jìn)氣流量控制，因此精確的穩(wěn)流量控制是系統(tǒng)亟需解決的技術(shù)難點(diǎn)。針對穩(wěn)流量進(jìn)氣控制難題，結(jié)合發(fā)動機(jī)進(jìn)氣模擬系統(tǒng)進(jìn)氣工作特點(diǎn)，3 m × 2 m結(jié)冰風(fēng)洞提出采用卡爾曼濾波無模型自適應(yīng)控制方法[21-26]，建立系統(tǒng)的動態(tài)線性化數(shù)據(jù)模型，對實(shí)際輸出的動態(tài)流量做真值預(yù)估，估值與目標(biāo)值的偏差經(jīng)動態(tài)數(shù)據(jù)模型處理，得到抽氣設(shè)備的轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)量，進(jìn)行穩(wěn)流量進(jìn)氣控制，并應(yīng)用于某發(fā)動機(jī)進(jìn)氣部件防冰試驗(yàn)，系統(tǒng)應(yīng)用實(shí)例的結(jié)果如圖12所示。圖中Q是進(jìn)氣流量，R是抽氣離心風(fēng)機(jī)的轉(zhuǎn)速，Ta是指防冰的熱氣溫度。試驗(yàn)結(jié)果表明：發(fā)動機(jī)進(jìn)氣模擬系統(tǒng)運(yùn)行穩(wěn)定可靠，并且系統(tǒng)具有辨識動態(tài)流量變化的能力，轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)更精準(zhǔn)，進(jìn)氣穩(wěn)流量控制精度達(dá)到0.1 kg/s。

圖12 目標(biāo)流量14.2 kg/s噴霧后的進(jìn)氣流量控制情況Fig. 12 Intake flow control after spraying for target flow rate of 14.2 kg/s

小尺寸發(fā)動機(jī)進(jìn)氣部件在結(jié)冰風(fēng)洞進(jìn)行試驗(yàn)時，其狹窄流道需要和風(fēng)洞進(jìn)氣管路連接，該結(jié)構(gòu)存在總壓損失大的特點(diǎn)，超過了進(jìn)氣模擬系統(tǒng)離心風(fēng)機(jī)的抽吸能力。為滿足該類航空發(fā)動機(jī)小流量、大壓損進(jìn)氣試驗(yàn)的需求，在發(fā)動機(jī)進(jìn)氣模擬系統(tǒng)原有的結(jié)構(gòu)基礎(chǔ)，在系統(tǒng)末端旁路引接寬幅工作壓力、吸氣流量小幅變化的水環(huán)真空泵，改造后的系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖如圖13所示。通過優(yōu)化結(jié)冰風(fēng)洞小尺寸發(fā)動機(jī)進(jìn)氣部件試驗(yàn)的流程，改造后的系統(tǒng)成功應(yīng)用于某型小尺寸發(fā)動機(jī)進(jìn)氣部件防冰試驗(yàn)，開展了多組小流量進(jìn)氣模擬試驗(yàn)，系統(tǒng)應(yīng)用的結(jié)果實(shí)例如圖14所示。圖中鋸齒狀線段產(chǎn)生的原因是進(jìn)氣道結(jié)冰以及結(jié)冰脫落導(dǎo)致進(jìn)氣流量出現(xiàn)了波動。結(jié)果表明：改造后的發(fā)動機(jī)進(jìn)氣模擬系統(tǒng)滿足小尺寸發(fā)動機(jī)進(jìn)氣部件防冰試驗(yàn)要求，進(jìn)氣流量控制精度達(dá)到±0.33%FS，試驗(yàn)過程中的流量變化可用于辨別防冰效果。

圖13 小尺寸發(fā)動機(jī)進(jìn)氣模擬系統(tǒng)優(yōu)化后結(jié)構(gòu)示意圖Fig. 13 Schematic of the optimized structure of the air intake simulation system of a small-sized engine

圖14 小尺寸發(fā)動機(jī)不同熱氣防冰流量下進(jìn)氣模擬流量的變化Fig. 14 Variation of simulated intake flow rate under different hot-air flow rates for small-sized engines

2.5 旋翼結(jié)冰與氣動載荷同步測試技術(shù)

2020年，3 m × 2 m結(jié)冰風(fēng)洞成功研制了旋翼結(jié)冰與氣動載荷同步測試平臺，填補(bǔ)了國內(nèi)結(jié)冰風(fēng)洞旋翼結(jié)冰、測力動態(tài)同步測量技術(shù)空白。測試平臺主要由臺架系統(tǒng)、天平系統(tǒng)、主軸傾斜系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集及安全監(jiān)視系統(tǒng)等組成。低溫天平是結(jié)冰過程中氣動載荷變化測量的關(guān)鍵裝置，CARDC研制了能在低溫環(huán)境下工作的專用旋翼天平和扭矩天平，力傳感器選用美國Interface公司生產(chǎn)的SML型單分量拉壓傳感器，它采用了特殊的應(yīng)變計(jì)和全密封結(jié)構(gòu)，并對測量電橋進(jìn)行了溫度補(bǔ)償，可以在-55～90 ℃下工作，測量精度達(dá)到0.05%FS。

2020年，該風(fēng)洞進(jìn)行了國內(nèi)首次直升機(jī)旋翼結(jié)冰與氣動載荷同步測試試驗(yàn)（見圖15）[27-28]，試驗(yàn)采用某型直升機(jī)縮比模型，旋翼直徑為2 m，共安裝有5片槳葉。圖16給出了旋翼結(jié)冰過程中拉力Cq與扭矩Ct隨時間t的變化曲線，由圖可知，旋翼結(jié)冰后拉力增大、扭矩減小。（試驗(yàn)條件：來流速度為37.7 m/s，來流靜溫為-15 ℃，液態(tài)水含量為0.7 g/m3，水滴平均直徑為20 μm，旋翼轉(zhuǎn)速為1 800 r/min，拉力系數(shù)為0.008。）

圖16 旋翼性能隨結(jié)冰過程的變化曲線Fig. 16 Variation curve of rotor performance with icing process

3 試驗(yàn)技術(shù)展望

2015年，美國聯(lián)邦航空管理局（Federal Aviation Administration, FAA）、歐洲航空安全局(European Union Aviation Safety Agency, EASA）頒布的關(guān)于過冷大水滴（SLD）結(jié)冰的修正案正式生效，SLD條件結(jié)冰正式納入適航規(guī)章。針對SLD條件，條款要求飛機(jī)制造商可以申請以下3種飛行許可：1）不獲取規(guī)章在附錄O定義的SLD結(jié)冰條件下的飛行許可；2）僅獲取部分附錄O的結(jié)冰條件下的飛行許可；3）獲取整個附錄O結(jié)冰包線內(nèi)的飛行許可。即使獲取第一種飛行許可，制造商也必須證明具備SLD探測以及逃離能力，因此，SLD結(jié)冰已成為新型飛機(jī)適航取證不可回避的問題。

SLD具有粒徑大、分布廣、水含量低等特點(diǎn)，要建立結(jié)冰風(fēng)洞SLD結(jié)冰試驗(yàn)?zāi)芰?，主要面臨兩方面挑戰(zhàn)：1）噴嘴的研制。受限于噴嘴加工工藝，采用水氣混合式物化噴嘴能夠產(chǎn)生較小的水滴顆粒，但模擬的粒徑范圍有限、霧化范圍也有限；采用水氣兩相流噴嘴在產(chǎn)生大水滴時，往往需要相對較高的水壓，這使得水流量較大，從而導(dǎo)致模擬的LWC相對于大氣環(huán)境偏高；此外，大氣中SLD粒徑呈雙峰分布，單一噴嘴霧化出的液滴很難實(shí)現(xiàn)雙峰分布特性。2）SLD物理特性的穩(wěn)定。SLD從噴霧系統(tǒng)到試驗(yàn)段需要實(shí)現(xiàn)液滴與氣流的熱平衡和動量平衡，否則無法真實(shí)模擬大氣結(jié)冰情況，這就需要較長的過冷和運(yùn)動距離，此外，由于水滴直徑較大，在運(yùn)動中存在沉降問題，這將嚴(yán)重影響云霧的均勻性和模擬能力。

目前，世界上仍不存在一座風(fēng)洞能夠完全模擬規(guī)章附錄O規(guī)定的SLD結(jié)冰條件，其中NASA IRT結(jié)冰風(fēng)洞模擬能力最強(qiáng)，但最大MVD也僅能達(dá)到270 μm左右。下一步，3 m × 2 m結(jié)冰風(fēng)洞將重點(diǎn)開展SLD結(jié)冰試驗(yàn)?zāi)芰ㄔO(shè)，擬采用大、小粒徑噴嘴搭配的方式實(shí)現(xiàn)粒徑模擬范圍的搭接以及雙峰分布調(diào)控模擬；探索研制大擴(kuò)散角、低水流量噴嘴，減少噴霧耙中噴嘴數(shù)量，降低LWC，同時保證云霧均勻性；系統(tǒng)評估SLD熱平衡、動量平衡、沉降等問題，建立SLD有效模擬包線；研究SLD結(jié)冰相似準(zhǔn)則，拓展結(jié)冰風(fēng)洞SLD結(jié)冰試驗(yàn)范圍。

致謝：感謝中國空氣動力研究與發(fā)展中心結(jié)冰與防除冰重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室趙照工程師和冉林工程師對本文撰寫提供幫助。