基于动力学仿真的结冰飞行安全防护理论与方法

第1章　绪论 1.1　研究背景与研究意义 航空器在运行过程中时刻处在大气环境的作用下，由于天气原因所导致的飞行风险也就不可避免地随之而来。结冰作为引发飞行失控(Loss of Control，LOC)的环境因素中*重要的因素[1]，长期以来一直受到人们的高度关注。据国际航空器拥有者及驾驶员协会(Aircraft Owners and Pilots Association，AOPA)的一项调查表明，1990年至2000年间在所有天气导致的飞行事故中，与结冰有关的飞行事故占了12％[2]。另据美国国家运输安全委员会(National Transportation Safety Board，NTSB)的统计，从1998年至2007年间，与结冰有关的飞行事故共计565起，并造成229人遇难[3]。NTSB在与结冰相关的飞行事故和风险事件后发布了众多的安全建议，并从1997年起将结冰作为威胁航空运输安全的“头号通缉犯”(mostwanted)[4]。 美国国家航空航天局(National Aeronauticsand Space Administration，NASA)根据结冰导致的飞行事故以及风险事件发生的主要原因，将与结冰相关的飞行事故及风险事件分为以下几个方面。 (1)飞行过程中结冰导致的飞机性能下降进而引发飞行失控。机体表面结冰破坏了飞机表面的流场，使得飞机升力系数减小、阻力系数增大，同时飞机的失速迎角减小、失速速度增大。这些不利因素的共同作用很容易使得飞机进入意想不到的失速状态。例如2009年美国科尔根航空公司3407号航班的DHC-8飞机在进近着陆过程中，由于飞机飞行速度低于结冰后的失速速度，驾驶员操纵不当导致飞机彻底失控，*终撞向地面并爆炸(事故残骸如图1.1所示)，造成50人遇难[5]。 (2)冰形积聚破坏了飞控舵面表面的流场，导致飞机操纵困难。这种情形下，飞机的控制舵面可能会失去操纵效能或者出现异常的非线性特性，使得很难甚至不可能对飞机进行操纵。结冰空难史上著名的美鹰航空4184号航班飞行事故[6]，便是由于飞机遭遇过冷大水滴气象条件，机翼后缘出现冰脊，诱发“副翼夺权”，驾驶员完全无法控制飞机导致重大飞行事故的发生。 (3)驾驶员尝试在带冰状态下起飞，飞机飞行速度无法达到足够的值。飞机在地面飞行准备过程中，遭遇恶劣结冰气象条件时，飞机很快便结冰导致飞机不安全的起飞状态。即使是飞机已经进行了地面除冰工作，飞机仍有可能结冰，这就可能会令驾驶员错误地认为当前状态是可以飞行的。地面结冰与空中结冰之间很大的区别在于地面结冰的结冰部位可位于任何地方，而不像空中结冰时一般存在于飞机表面。典型的案例如2004年冬季震惊全国的包头空难，一架庞巴迪CRJ200小型支线客机在起飞不久后便失控坠毁，造成机上及地面共计55人遇难。事故调查结果表明飞机在起飞前机翼受到冰污染导致起飞后进入失速状态，飞行员未能将飞机从失速状态改出，直至*终坠毁，事故演化过程示意图如图1.2所示。 图1.1　3407号航班飞行事故现场 图1.2　包头空难事故演化过程图解 (4)发动机吸入脱落冰或化油器结冰导致的动力损失或非对称推力进而引发的飞行失控。尽管动力系统失效一般并不直接导致飞行失控的发生，但往往是飞行失控的触发因素。非对称推力、飞行速度不足、机组人员操纵失误等因素的作用进一步导致飞行失控的发生。1991年，丹麦一架MD-81从瑞典起飞后不久，由于机翼表面的冰脱落被发动机吸入，打坏发动机叶片，造成飞机动力系统失效。幸运的是驾驶员成功地将飞机硬着陆在地面，虽然机体严重损毁，但并没有造成人员死亡[7]。 (5)皮托管或静压孔堵塞导致的大气数据系统失效。大气数据系统的失效会带来错误的飞行速度与高度测量值，严重影响飞行安全。2009年6月1日，法航一架空客A330-203飞机飞行在大西洋上空时进入雷达盲区后失踪，5天后发现残骸，确认机上228名人员全部遇难，这就是航空史上臭名昭著的法航447航班空难。3年后的事故调查结果表明，飞行中皮托管结冰导致自动驾驶仪关闭，驾驶员操纵失误*终导致事故的发生[8]。 惨痛的事故发人深省，尽管航空界从20世纪20年代便对飞机结冰问题展开了研究[9]，在历经90多年的时间里人们在结冰致灾机理、结冰保护系统的设计与应用、驾驶员培训等方面取得了大量的研究成果，并极大地提高了结冰情形下的飞行安全保障能力，但是结冰导致的飞行事故却始终无法根除。 我国幅员辽阔，气象条件十分复杂，飞机结冰现象时有发生。长期以来，对于结冰问题的研究，一直处在跟踪国外研究进展的状态，航空器使用方对结冰问题研究不深入，对飞行安全带来了很大隐患。除了前文提到的包头空难，还发生了多起与结冰相关的重大飞行事故。2001年，两架军用运8飞机在进近着陆过程中，因平尾结冰导致飞机失控先后坠毁在跑道附近。2002年，台湾复兴航空公司的ATR72-200型货机飞往澳门国际机场过程中，遭遇了严重的结冰，在澎湖外海坠机。2006年，我国某新型军用运输机在安徽境内，飞行中多次穿越云层，飞机结冰引起飞行失控坠毁，机上40名高级技术人员全部遇难，这就是震惊中外的“6？3事故”。此外，2018年1月贵州某部运输机坠毁，造成12人全部遇难，也被认为是与飞机数次穿过结冰区密切相关。 当前，国内航空事业处在蓬勃发展的阶段，国家正大力支持航空业的发展。新型航空器的投入使用、新空域的开放、飞行任务的增加必然会提高对飞机全天候、不利气象条件飞行能力的要求，结冰作为*重要的环境影响因素，对结冰情形下的飞行安全保障提出了更高的要求。通用航空产业的主力机型一般为中小型运输机，而这类飞机正是容易受到结冰危害影响的机型，针对这类飞机开展结冰问题的研究是极为必要的。军用方面，随着我空军向着战略空军的转变，对人员及物资的战略投送能力提出了更高要求。随着以国产大飞机为代表的运输类飞机投入使用，以及未来基于各种运输类飞机平台的特种作战飞机的研制使用过程中对安全性的考虑，都需要针对结冰问题展开深入的研究，探索结冰致灾机理与安全防护的手段。 欧美等国家对结冰问题研究的重视，是受其发达的航空业对飞行安全的迫切需求所牵引。随着我国军用、民用航空工业的繁荣发展，加大力气开展相关研究，形成具有我自主知识产权的结冰安全保障理论、方法，对于促进国内航空业健康、科学、持续地发展，增强我国在国际航空领域的话语权，具有重大的现实意义。 1.2　国内外研究现状 天气造成的灾害从航空事业发展的初期便受到人们的重视，但结冰对飞行安全的影响起初并没有被人们所关注，这是因为早期缺乏相应的设备辅助，驾驶员遇到云层便会避开飞行，且飞行任务不固定，飞机完全不需要在各种不利气象环境下飞行。直到19世纪20年代早期，美国航空邮政业务开始在纽约与芝加哥之间开展定期航班飞行，飞机频繁遭遇结冰威胁，人们才开始重视飞机结冰问题[10]。到了第二次世界大战期间，由于战争的需要，极大地促进了对结冰问题的研究，冰风洞正是在这个时期开始出现[9]。在随后的几十年时间里，结冰问题受到诸多组织的重视，包括NTSB、商业航空安全团队(Commercial Aviation Safety Team，CAST)、美国联邦航空局(Federal Aviation Administration，FAA)、NASA都投入了大量的资源展开研究，如今人们在结冰形成机理、结冰对飞行性能的影响、防/除冰系统设计、容冰控制系统等方面取得了诸多进展，下面重点就本书关注的结冰后动力学特性改变、结冰安全防护等方面的国内外现状进行综述。 1.2.1　结冰对空气动力学特性的影响 学者们很早便认识到结冰对于飞行的危害主要在于其对空气动力学特性的影响。Carroll与McAvoy在1928年便指出结冰对飞机空气动力学特性造成的负面影响比结冰带来的飞机重量的增加要严重得多[11]。现有的结冰后气动特性的研究主要借助于风洞试验、数值模拟、飞行试验等方式进行，下面分别介绍其中比较有代表性的研究成果。 1.风洞试验 为了解决长期以来缩比翼型模型结冰后气动特性研究缺乏一个广泛认同的检验标准的问题，NASA格林研究中心与法国国家航空航天研究院(ONERA)、伊利诺伊州立大学合作开展了一系列针对NACA23012的缩比模型与全尺寸模型结冰模拟的风洞对比试验，以此来建立一个标准的结冰数据库[12.14]。冰形的获取是在NASA结冰研究风洞(Icing Research Tunnel，IRT)进行的，缩比模型结冰后气动特性在伊利诺伊州立大学的风洞中获取，而全尺寸翼型模型的风洞试验是在ONERAF1增压风洞中开展的，他们各自的试验图片及部分试验结果分别如图1.3和图1.4所示。 图1.3　NACA23012缩比尺寸模型风洞试验及结果[12] 图1.4　NACA23012全尺寸模型风洞试验及结果[14] Ansell等通过风洞试验，测量了襟翼在不同冰形以及表面污染作用下的铰链力矩特性，得出襟翼铰链力矩在接近失速迎角时，会出现明显的非定常波动，进而可根据不稳定铰链力矩的异常变化提前预知失速的发生[15，16]。 结冰后翼型气动特性改变的研究，使得人们对不同冰形对应的流动机理以及由此产生的气动特性的损失有了更加深入的认识。Bragg等按照冰形的几何特性，在总结前人大量工作的基础之上，深入地分析了四种典型冰形：粗糙冰、角冰、流向冰、展向冰的流动特性[9]。所有的这些研究对于发展基于计算流体力学(CFD) 手段来研究结冰后翼型乃至飞机整机的气动特性而言至关重要。然而，为了研究不同冰形的机翼结冰与平尾结冰对飞机动力学特性的影响，还必须针对整机来进行研究。 在飞机结冰后气动特性改变的试验研究方面，Bihrle应用研究公司与NASA以及主机单位开展了相应的试验研究。借助位于德国诺伊堡的大振幅多功能(Large-Amplitude Multi-Purpose，LAMP)风洞设备，通过在整机缩比模型上加装模拟冰形的方式，分别就DHC-6双水獭飞机、塞斯纳商务喷气飞机、洛克希德S-3B飞机等飞机进行了吹风，依托内式六分量应变天平测量了飞机在轴向、横向与航向三个坐标轴的静态与动态气动参数。这种整机级的结冰后气动参数风洞试验研究为结冰飞行模拟器的开发提供了具有较高精度的结冰后气动参数模型[17.19]。图1.5所示为DHC-6双水獭飞机风洞试验图片与获取的气动参数情况。此外，NASA的研究机构还针对通用运输类模型(Generic Transport Model，GTM)的缩比尺寸模型(带模拟冰形)进行了风洞试验，以获取其在较大迎角与侧滑角范围内的气动特性[20]。 图1.5　DHC-6双水獭6.5％的缩比模型试验及部分结果[17] 2.数值模拟 利用数值模拟即计算流体力学(CFD)的手段，对结冰后复杂流动特性的研究始于20世纪80年代末期，如Potapczuk等探索了多段翼型巡航构型下结冰前后气动特性的变化[21]；Kwon和Sankar利用三维可压缩Navier-Stokes(N-S)求解器，分别计算了翼型为NACA0012的三维机翼在干净构型与前缘角冰构型下的气动特性[22]。Chung等通过对某型飞机的结冰后翼型与机翼的流场分析，为该型飞机的事故调查提供支撑[23]。随着数值仿真技术的发展，人们逐渐认识到单一的数值求解方法，如雷诺平均N-S法(Reynolds-Averaged Navier-Stokes，RANS)、分离涡模拟法(Detached Eddy Simulation，DES)[24，25]等均无法准确地描述失速及过失速迎角区域流动特性，近年来，利用混合法来进行结冰后流场分析的研究逐渐得以发展。Alam等提出一种将RANS与大涡模拟(Large Ed