大型运输机对促进国民经济发展、加强国防军队建设具有重要作用，具有巨大的经济效益、军事价值和社会效益，特别是在抢险救灾、军事装备与物资投送、战略机动等方面具有绝对优势。战时大型运输机是大国战略投送能力的保证，非战时是大国自信和尊严的体现。大型运输机需要具备全球空域到达和洲际飞行能力，执行的任务具有突发性和空域航线不确定性，因此必须具备全天候飞行能力，特别是要能在冰、霜、雨、雪等不利气象条件下完成任务并保证飞行安全。以前，国内没有完全自主研制运输机防除冰系统的经验和技术储备，国内现役的运8系列运输机由于结冰问题先后出现多起事故，教训惨痛。如何为国产大型运输机研制安全、可靠的防除冰系统，是飞机设计师需要解决的一项重要问题。本文将从系统设计的规范和研制流程、防除冰系统设计方案、防除冰系统性能仿真计算、防除冰系统实验室地面试验、防除冰系统冰风洞试验和飞行试验等方面进行说明和总结。1　系统设计规范和研制流程要研制性能优异的飞机防除冰系统，必须在飞机研制顶层需求的牵引下，依据系统设计规范开展具体的研制工作。大型运输机借鉴MIL-HDBK-516C Airworthiness Certification Criteria[1]、DEF STAN-970、《中国民用航空规章》CCAR-25[2]，再结合相关国军标、航标、JSSG（三军联合规范）等要求，形成《大运飞机型号适航要求》，作为型号研制的顶层要求。大型运输机是我国第一个按照适航要求设计的军用运输机，在研制过程中充分考虑飞机的飞行条件（速度、高度、飞行姿态、机翼构型等）和CCAR-25附录C规定的结冰气象条件的组合，研究各飞行阶段（涵盖起飞、爬升、巡航、待机、下降、着陆等阶段）的结冰特性和防除冰性能，并对飞机安全性和系统安全性进行评估。根据大型运输机研制总要求、总体布置与气动特性对防除冰系统的需求和通用质量特性要求等多个需求进行防除冰系统的需求分析，确定防除冰系统的功能和性能要求。开展覆盖全飞机包线和结冰条件的水滴撞击特性计算和结冰计算，防除冰热载荷需求值计算，结合飞机的供电和引气能力进行分析。根据防除冰性能仿真结果对防冰腔、供气管路、电加温控制律进行优化迭代。开展实验室试验、冰风洞试验和自然结冰试飞试验，验证防除冰系统工作性能。大型运输机防除冰系统的研制借鉴了国外同类型军民机的相关设计经验[3]，吸纳了国内相关高校的基础研究成果[4-6]，突破了包括结冰防护区域确定、防除冰热载荷计算、防冰引气流量计算与引气流量分配、高温高压引气管路设计、防冰腔参数设计、防冰性能分析与评估、电加热除冰功率计算、电加热除冰元件仿真及控制律设计、防除冰系统实验室集成验证等一系列技术难点，最终建立了一套完整的防除冰系统设计方法和流程，并通过了冰风洞试验和自然结冰试飞的考核，防除冰性能满足飞机研制要求。2　结冰防护部位和区域的确定大型运输机迎风面（包括机翼前缘、发动机进气道前缘、机头雷达罩、前风挡玻璃外表面、平尾和垂尾前缘等部位）都会结冰。结冰防护区域通过水滴撞击特性计算（见图1）、冰形计算（见图2）、冰风洞结冰试验、结冰对气动特性和操稳特性分析最终确定。气动设计专业通过大量的仿真计算、冰风洞结冰试验（见图3）和贴冰形气动力风洞试验，分析升力、阻力、俯仰力矩、偏航力矩等参数的变化，最终确定大型运输机的结冰防护部位和区域，包括机翼前缘、发动机进气道唇口、尾翼前缘、前风挡玻璃等部位，并对各防护区域沿展向、弦向距离做出了明确要求。通过计算和试验得出以下结论：(1) 大型运输机翼根部位的结冰冰形不明显，对气动特性影响最小，可以不要求结冰防护；(2) 机翼中段的结冰对气动特性影响最显著；(3) 机翼尖部结冰冰形虽然最显著，但对气动特性的影响程度介于翼根和中段之间。10.12050/are20220305.F001图1机翼前缘水滴撞击特性Fig.1Characteristics of droplet impact on the leading edge of wing10.12050/are20220305.F002图2机翼前缘展向冰形示意图Fig.2Ice shapes on the leading edge of wing10.12050/are20220305.F003图3尾翼冰风洞结冰试验结果Fig.3Result of ice wind tunnel test for empennage3　防除冰系统方案设计根据全机结冰防护区域要求，大型运输机防除冰系统具体包括结冰探测子系统、机翼防冰子系统、尾翼除冰子系统、发动机进气道防冰子系统、风挡加温子系统和风挡除雨子系统。机翼防冰子系统采用热气加热式防冰方式，引气来自于气源系统，引出的热空气经过压力调节后进入到防冰系统导管内，热空气沿防冰导管进入笛形管，利用笛形孔声速射流的原理沿展向向防冰腔分配引气流量，热空气在防冰腔内加热机翼前缘蒙皮用来防止前缘结冰。尾翼除冰子系统采用周期性电加热除冰方式，允许前缘存在一定厚度的结冰，通过周期性电加热除去尾翼前缘的积冰，周期性电加热控制律可降低用电功率峰值。发动机进气道防冰子系统采用热气加热式防冰方式，引气直接来自发动机高压级压气机，防冰腔可采用双层蒙皮通道、笛形管、旋流喷嘴等多种形式，热空气经过压力调节后进入防冰腔加热进气道前缘，达到防冰的目的。风挡加温子系统采用电加热膜加热方式，在风挡玻璃内镀有一层导电膜，通过通电加热为风挡玻璃外表面防冰和内表面防雾提供加热功率。风挡除雨子系统采用机械式风挡雨刷除雨方式，降雨气象条件下飞机在滑跑、起飞、进场、着陆期间，为机组人员的关键视野区提供足够的清晰度。结冰探测子系统包括谐振式结冰探测器、发动机短舱内的压差式结冰探测器和前风挡玻璃边框上的目视式结冰探测棒。结冰探测器自动探测结冰气象条件，为机组人员提供结冰告警信息。结冰探测棒用于机组人员目视观察结冰气象。4　防除冰系统性能仿真防除冰系统详细设计过程中需要通过仿真计算确定系统的设计参数。仿真计算方法是防除冰系统设计和性能分析的重要手段，仿真计算目标主要包括热气防冰系统的热载荷、防冰引气流量、大翼展流量分配特性、防冰性能分析和电热防除冰系统的电加热面功率需求、表面温度分布及周期性电加热变化律等。机翼防冰系统防冰腔计算网格如图4所示，机翼外蒙皮表面温度分布如图5所示。10.12050/are20220305.F004图4机翼防冰腔计算网格Fig.4Mesh of anti-icing chamber10.12050/are20220305.F005图5机翼蒙皮表面温度分布Fig.5Surface temperature distribution on the skin热气防冰系统的性能仿真计算主要涉及三维部件内外流场计算、防冰表面水滴撞击特性计算、防冰表面水膜流动及换热分析、防冰表面温度的耦合计算、防护热载荷不足时的溢流冰计算。热气防冰系统优化设计流程如图6所示。10.12050/are20220305.F006图6热气防冰系统优化设计流程Fig.6Optimized design process of hot bleed anti-icing system与热气防冰系统通过稳态传热计算确定防冰热载荷的方法不同，电热防除冰热载荷计算需综合考虑飞行条件、结冰气象条件、系统能耗、结构分层分段和加温控制规律。由于电加热结构为具有内埋热源的多层介质构型，且在实际工作过程中内埋热源通常按照加温控制律进行瞬态周期性加热。在大型运输机电热防除冰系统设计过程中，通过FLUENT软件的UDF二次开发实现了多层介质周期性内埋热源的定义，解决了电热防除冰系统性能计算问题，电加温除冰系统设计流程如图7所示。10.12050/are20220305.F007图7电加温除冰系统设计流程Fig.7Design process of electrical heating deicing system仿真计算过程中要受引气流量与用电功率峰值、防除冰性能要求、系统重量指标、结构强度要求等多个因素的约束，因此需要综合分析，必须经过多轮迭代和优化设计。为了保证计算的可靠性，可采用多种计算手段相互佐证，大型运输机的防除冰性能计算同时采用FENSAP-ICE软件[7]、国内高校团队和一飞院团队自研方法同时进行。自主开发的热气防冰性能仿真计算方法得到的结果与冰风洞试验结果基本一致，相对误差小于15%，验证了仿真计算方法的有效性。防冰表面温度仿真结果与试验对比如图8所示。10.12050/are20220305.F008图8防冰表面温度仿真结果与试验对比Fig.8Comparison of anti-icing surface temperature betweensimulation and experiment results5　防除冰系统实验室试验实验室试验是验证系统功能性能的重要手段。机翼防冰子系统实验室试验主要是大翼展流量分配地面试验（见图9）。试验关注的参数主要包括流量与引气温度和压力参数的关系、笛形管内压降和温降、蒙皮表面温度分布、防冰腔内压差和流阻。10.12050/are20220305.F009图9机翼防冰系统流量分配地面试验Fig.9Ground test of flow distribution for wing anti-icing system尾翼除冰子系统的实验室试验主要是周期性电加热控制律地面试验（见图10）。试验关注的主要参数包括多段尾翼电加热控制律、蒙皮表面温度分布。10.12050/are20220305.F010图10尾翼除冰系统电加热地面试验Fig.10Ground test for empennage electrical heatingdeicing system发动机进气道防冰子系统的实验室试验主要是调压与流量分配特性地面试验（见图11）。关注点主要有：宽范围入口压力的调压特性、引气管路流阻、蒙皮表面温度分布、防冰腔内压差和流阻。10.12050/are20220305.F011图11发动机进气道防冰系统地面试验Fig.11Ground test for engine inlet anti-icing system风挡加温子系统的实验室试验主要是电加热控制律地面试验（见图12）。关注点主要有：电加热控制律、表面温度周期性变化规律和除雾性能。10.12050/are20220305.F012图12风挡加温系统电加热地面试验Fig.12Ground test for windshield electrical heating system6　防除冰系统冰风洞试验防除冰系统的防除冰性能需要通过开展冰风洞试验进行验证[8]，冰风洞试验包含以下三个技术难点：（1）试验段的选取：在试验件设计上，需要解决大尺寸的防冰系统部件如何满足有限尺寸冰风洞的阻塞比要求，同时保证防冰系统严格按照1∶1设计。（2）模型设计：采用混合缩比方法，保证前缘水滴撞击特性不变、防冰腔的外形尺寸和流动特性不变。混合缩比前后的翼型对比如图13所示，缩比前后的水滴撞击特性对比如图14所示。10.12050/are20220305.F013图13混合缩比前后的翼型对比Fig.13Airfoil comparison for the mixing scale10.12050/are20220305.F014图14缩比前后的水滴撞击特性对比Fig.14Comparison of droplet impact characteristics for themixing scale（3）试验状态确定：综合考虑各飞行阶段状态、结冰气象条件（连续最大和间断最大结冰条件）、防冰引气参数变化和系统延迟打开等因素确定冰风洞试验状态。冰风洞试验结果如图15和图16所示。10.12050/are20220305.F015图15内外蒙皮温度曲线Fig.15Temperature curve of inner and outer skin10.12050/are20220305.F016图16外蒙皮表面温度分布Fig.16Surface temperature distribution of outer skin7　飞行试验7.1　干空气飞行试验在晴空飞行过程中打开防除冰系统，测试机翼防冰子系统、发动机进气道防冰子系统、尾翼除冰子系统和风挡加温子系统是否正常工作，验证各子系统的参数、控制与告警信息是否与设计要求一致，为最终的自然结冰试飞做好准备[9]。干空气试飞测试的主要参数有防冰引气流量、引气压力调节值、电加热用电功率、蒙皮表面温度、排气温度、排气压力、系统响应时间等。7.2　自然结冰飞行试验加装能够测试结冰气象参数设备的试飞机进入结冰气象空域，打开防除冰系统开展自然结冰试飞。各结冰气象参数要满足CCAR-25附录C中规定的连续最大结冰条件，实测的水滴平均容积直径（MVD）和液态水含量（LWC）的结果如图17所示。经两个架次的飞行试验，结果表明防除冰系统的性能满足设计要求，图18为开展自然结冰试飞时外翼前缘的防冰效果照片。10.12050/are20220305.F017图17自然结冰试飞结冰气象参数实测结果Fig.17Measured results of icing parameters during icing flight10.12050/are20220305.F018图18自然结冰试飞外翼前缘防冰效果Fig.18Anti-icing effect on wing of natural icing flight自然结冰试飞验证了防除冰系统的防冰性能和飞机结冰后气动特性以及飞机性能、操稳设计评估的正确性。自然结冰试飞数据为防除冰系统的适航符合性提供了有力证据，同时为仿真计算方法的有效性提供了对比分析试验数据。8　结束语飞机防除冰系统的研制是一个科学问题，也是一个工程问题。本文根据防除冰系统的特点，在国内首次自主开展了大型运输类飞机防除冰系统的正向设计，从需求分析入手，建立包括设计输入分析、系统架构确定、工程设计技术、多层次验证体系在内的完整设计流程。通过冰风洞试验和自然结冰试飞，验证防除冰系统的防除冰性能。该方法为飞机型号研制提供了强有力的技术支撑，也提升了国内运输类飞机防除冰系统的设计研发能力。