直升机防除冰系统人工结冰试验

任智勇, 李志鹏, 王俊琦, 马丁峰

(1. 中国航空工业集团有限公司 中国飞行试验研究院, 西安 710089; 2. 中国人民解放军95966部队, 哈尔滨 150060)

0 引 言

直升机飞行高度一般较低，遭遇雨雪冰霜等结冰环境的机会较多，旋翼、发动机、进气道等重要部位容易结冰，导致直升机性能恶化，甚至引起飞行事故[1-2]。为提高飞行安全性，在上述关键部位需要加装防除冰系统，以热气或电加热方式达到防除冰的目的[3]。通过试验检验结冰环境下直升机防除冰系统性能，掌握其工作规律，对于直升机在结冰环境下的使用飞行具有重要的指导意义。

以往的防除冰系统结冰试验多借助冰风洞等设施进行[4]。在冰风洞内，可以以预设的环境条件对翼型[5-6]、进气道[7]、旋转叶片[8]等进行试验，主要研究不同结冰环境对翼型等气动特性的影响。然而，在直升机真实飞行过程中，结冰和防除冰是同时进行的，与单独结冰或单独除冰的情形有差异；直升机旋翼、发动机、进气道等系统之间也存在相互影响，与各系统独立工作的情形有所不同。因此，有必要进行全机结冰试验，以掌握直升机防除冰系统的性能规律。直升机防除冰系统整机试验需要在自然或人工结冰环境中进行，自然结冰环境难以预见和控制，而人工结冰环境无需等待结冰天气，且可以验证各种组合条件下的防除冰系统性能，因此成为主要的整机结冰试验手段。早在20世纪40年代，美国就开展了整机结冰试验研究，建立了人工结冰试验装置模拟结冰环境[9-10]，进行了包括“黑鹰”直升机[11]、S-92A直升机[12]、韩国的“雄鹰”直升机[13]等多型直升机的人工结冰试验，明确了不同结冰环境下的直升机适应性[14]，为作战使用奠定了基础。而我国受试验条件限制，少有开展整机防除冰系统试验，对结冰环境下直升机的作战使用评估不足。

本文在新建成的人工结冰喷洒塔试验场开展了直升机人工结冰试验。在不同环境温度下控制空气中的液态水含量(Liquid Water Content，LWC)，进行了直升机地面和悬停状态的防除冰系统试验。主要研究了正对结冰喷洒塔时发动机、进气道防除冰系统的特点，以及侧对结冰喷洒塔时，旋翼、发动机、进气道三者之间相互影响造成的防除冰性能和整机性能的变化，为其他直升机防除冰系统设计提供参考。

1 试验和测试方案

被试直升机为双发单旋翼带尾桨构型，旋翼旋转方向为逆时针(俯视)，2台发动机平行安装于中机身上部，采用扭矩匹配控制双发输出功率，两侧进气道结构完全对称。旋翼采用电加热除冰，左、右发进气道采用发动机压气机出口的高温空气防冰，发动机进气机匣采用热滑油防冰。

1.1 试验方案

试验用喷洒塔由风车阵叠加喷洒设备组成，液态水含量(LWC)范围L=0.1～1.2 g/m3，平均水滴直径(Median Volume Diameter，MVD)为15 ～50 μm，云雾输送距离≥35 m，云雾中心高度5.5 ～35.0 m。

根据现场试验条件和美国空军试验操作步骤[15]，设定试验相关参数如下：

(1) 大气温度区间：-25～-10℃，以试验时实测大气温度为准。

(2) LWC区间：0～1.00 g/m3(0g/m3为喷洒塔不工作时的干冷空气状态)，以0.25 g/m3为间隔。

(3) MVD设置：20 μm。

(4) 试验状态：地面低总距状态，无线电高度2～3 m悬停状态。

考虑到直升机前飞过程中，旋翼旋转会导致双发进气条件存在差异，首先进行1架次机头正对喷洒塔喷雾框架的地面试验，以评价左、右发防冰性能的差异。此后，以直升机防冰性能较差的一侧朝向喷雾框架(直升机纵向轴线平行于喷雾框架平面)，以模拟最恶劣的结冰条件，进行不同液态水含量L和大气温度T0的试验。试验中保证主旋翼和尾桨始终处于喷雾有效覆盖范围之内。图1为直升机与喷雾框架示意图。

图1 直升机与结冰喷洒塔示意图

地面结冰试验时，先打开机上数据记录设备，将直升机双发起动至“飞行”状态并稳定后，打开“左发防冰”“右发防冰”和“旋翼防冰”开关；然后喷洒塔喷雾系统工作，15 min后喷雾结束，关闭所有防冰开关，发动机正常停车。

悬停状态试验时，待直升机稳定悬停后再打开防冰开关，关闭防冰开关后再降落。

1.2 测试方案

试验采集记录参数包括3部分：发动机状态参数、结冰环境参数、进气道加装参数。发动机状态参数包括发动机燃气涡轮转速Ng、动力涡轮转速Np、燃气涡轮后温度T45、发动机输出扭矩M等，从发动机电子控制器输出总线中提取；结冰环境参数包括LWC、MVD和试验场大气温度T0；进气道加装参数包括进气道唇口壁面温度以及进气道防冰引气总压pt、总静压差pd、总温Tt等。

(1) 进气道唇口壁面温度测量

依据文献[16]的数值仿真结果(进气道唇口处表面温度最低、最容易结冰)，在左、右发进气道唇口表面各布置4个B级铂电阻传感器，以反映进气道防冰性能。左、右发进气道传感器对称布置(图2为左发进气道传感器位置,编号4～7)。

图2 左发进气道传感器位置

(2) 进气道防冰引气参数测量

发动机引气是进气道防冰热气的来源，其温度和流量描述了输入进气道的热量。在左、右发进气道引气管路上安装传感器以测量引气总压pt、总静压差pd和总温Tt。总压和压差传感器精度为±0.5% FS，总温传感器为T型热电偶。利用总温、总压、总静压差可计算防冰引气质量流量：

(1)

式中：Q为空气质量流量；λ为速度系数(速度与临界声速之比)，q(λ)为无量纲密流；S为管道截面积；B为常数；R为绝热指数，对空气取1.4。

2 正向结冰试验结果分析

可以看出，在引气开启前，左、右发燃气涡轮后温度T45,l和T45,r相差12.9 ℃，这是由两台发动机自身性能差异所造成的。引气开启后，T45,l和T45,r分别上升了36.7 ℃和34.7 ℃，仅相差2 ℃，意味着引气带来的双发状态升高基本一致。结冰稳定后，T45,l和T45,r再次上升，二者之差为9.3 ℃，与引气前相差不大，意味着正向结冰喷雾对两侧发动机的影响大致相同。

表1 正向结冰试验左、右发试验结果Table 1 Results of both engines in forward direction test

对于双发对称布置的直升机，当机头正对结冰环境时，双发进气环境并无明显差异；旋翼旋转带来的双发进气差异经过进气道和进口导叶的导流后，对发动机性能的影响几乎可以忽略。尽管引气开启和水雾吸入会引起单台发动机的性能变化，但双发性能变化量基本相等。

当开启喷雾系统至发动机状态稳定后，从表1可以看出，右发进气道引气流量Qr比左发Ql稍大、引气总温稍低，但是总引气热量(引气热量可粗略地用引气流量×引气总温来表征)几乎无差别，而左、右发进气道设计完全对称，因此右发进气道唇口平均壁温偏低应与旋翼旋转造成的进气差异有关。在干燥条件下，进气道外壁面为空气强制对流换热，双发进气道差异较小，而在结冰环境下,空气中掺混的过冷水滴在进气道壁面流动、蒸发、凝固，对流换热系数显著增大，旋翼旋转带来的双发进气道差异被放大，导致了右发进气道唇口平均壁温的明显降低。

以引气加温壁面方式进行防冰的进气道，其热惯性较小，容易受到环境影响，当旋翼旋转引起的进气差异与结冰气象条件引起的换热增强叠加，就会造成双发进气道防除冰性能的明显差异。

3 侧向结冰试验结果分析

鉴于正向结冰试验中，右发进气道结冰条件较为恶劣，后续试验以机身右侧朝向喷雾框架进行。共进行了7架次地面低总距状态试验、8架次悬停结冰喷雾试验以及1架次悬停干冷空气试验。防除冰试验参数状态点分布如图3所示。

3.1 发动机状态对进气道防冰的影响

进气道防冰引气由发动机压气机后引出，发动机状态对进气道防冰性能会产生影响。

表2给出了大气温度T0相近、液态水含量L相同的2架次结冰喷雾试验中的右发及引气参数比较。

图3 防除冰试验状态点

其中，状态1为地面低总距状态结冰试验，状态2为悬停状态结冰试验，均选取了结冰量最大时的数值；状态3为状态2试验前未开启结冰喷雾时的悬停试验。扭矩以起飞功率状态为100进行了归一化处理。

表2 两次结冰试验时发动机及进气道参数比较Table 2 Comparison of engines and inlets parameters in two flight tests

对于采用发动机引气防冰的进气道，其防冰性能受发动机性能影响：当发动机功率状态较低时，进气道壁面温度较低，容易结冰；发动机功率状态升高，则会改善进气道防冰性能。

3.2 结冰对发动机的影响

直升机在结冰环境中飞行时，若旋翼结冰，其升力、阻力特性会恶化：一方面，原先的流线型翼型前缘附着积冰后，升力系数降低，旋翼为提供相同的拉力必须提高桨距角，造成阻力增大；另一方面，结冰后的翼型又产生了附加气动阻力，使需用功率显著上升，从而要求发动机输出扭矩M、燃气涡轮后温度T45等也升高，有超出扭矩限制的风险[17]。另外，结冰后旋翼的失速迎角减小，意味着直升机在提高桨距角飞行时存在旋翼失速的隐患。

将表2中状态2与3比较可以看出，在悬停状态下，旋翼结冰后发动机需用功率显著升高，右发扭矩M从56.0升高到79.0，发动机输出功率相对增量为41.1%。文献[18]的计算结果为：直升机旋翼结冰后的需用功率增量可达45%(-15～-20℃，L=1 g/m3)，本文试验结果与之基本吻合。对于给定的直升机，需用功率增量与结冰气象条件有关，对于本次试验的中等结冰条件(L=1 g/m3)，结冰后需用功率增量达到发动机起飞功率的23.0%，意味着约1/4的起飞功率都用于抵消附加旋翼阻力的影响。当结冰气象条件更加恶劣时，若进入结冰区前发动机功率较高，则结冰后的发动机可能进入应急状态。

3.3 旋翼冰脱除对发动机的影响

相关研究表明[19-20]，在-15～+2℃时，随着旋翼上积冰增加，积冰会在旋翼的离心力作用下甩出，出现“结冰-脱除”循环现象。该现象会导致直升机出现颠簸，发动机参数出现周期性振荡，可能误导飞行员的驾驶。

分析“结冰-脱除”中的热量交换过程，主要包括来流与旋翼的对流换热、水滴吸收热量、水滴撞击旋翼桨叶表面后的动能转化、气流对桨叶表面的气动加热。其中，水滴动能转化和气动加热随飞行速度增大而增大，与环境无关，而对流换热和水滴吸收热量与飞行速度和环境均相关。当飞行速度一定时，仅需考虑对流换热和水滴吸收热量的影响。当液态水含量L较低时，积聚于旋翼桨叶上的冰量较少，电加热除冰装置的功率足以融化结冰，发动机参数不会出现明显的周期性振荡；当L较高时，电加热功率小于冰吸收的功率，旋翼桨叶上会出现结冰。结冰初始阶段，桨叶加热量小于冰雾对流换热吸收的热量，桨叶表面冰开始累积；当出现结冰层后，疏松的冰层使换热减弱，表面冰开始融化；随着融化量越来越大，冰层在桨叶上的附着力越来越小，最终在离心力作用下甩出，出现周期性振荡。

在本试验中，从发动机参数上观察到明显的“结冰-脱除”循环现象。图4为表2中状态1的结冰稳定后右发关键参数随时间的变化历程图。以2条红色虚线间的1个周期为例，随着结冰时间增加，旋翼桨叶表面结冰量逐渐增加，旋翼气动外形逐渐恶化，导致发动机功率逐渐升高，发动机输出扭矩M、燃气涡轮后温度T45显著增加。当结冰量达到一定程度，冰层内部在加温系统作用下融化并出现冰块，被离心力作用甩出，导致桨叶载荷突变，引发摆振，进而诱发其他桨叶上的附着冰相继脱除，造成旋翼负载急剧降低以及动力涡轮转速Np突增。之后，在电子控制器作用下，发动机Np回落至正常100%转速，进入下一个“结冰-脱除”周期。由于旋翼各桨叶积冰可能相继脱除，在冰脱除阶段就可能出现多次Np突增。在图4中的冰脱除阶段，Np都出现了两次突增。在一个周期中，前3/4为结冰阶段，表现为较缓慢的发动机状态升高；后1/4为冰脱除阶段，表现为短时间内发动机状态快速降低。对于不同的直升机，结冰和冰脱除阶段占比可能会有所差异。

图4 右发参数振荡曲线

采用“结冰-脱除”周期时长Tc和扭矩振幅AM来定量评估这一现象并研究其影响因素，如图4所示。可以看出，在一个架次中有多个“结冰-脱除”周期，各周期时长和扭矩振幅不同。在每个架次中选取一个典型周期进行统计，表3给出了11个架次的“结冰-脱除”周期时长Tc和扭矩振幅AM。

表3 不同试验中的扭矩振幅和周期时长Table 3 Comparison of amplitude and cycle time of different tests

由表3可见，当L≤0.25 g/m3时，发动机参数未能呈现出明显的周期性规律，扭矩最大值和最小值之间差异也不明显；当L>0.25g/m3时，发动机参数出现了周期性振荡。这说明旋翼除冰系统的加热功率约与L=0.25 g/m3环境下桨叶结冰吸收的功率相等。若要求直升机在L更高的结冰环境下稳定工作，就需要更大的除冰加热功率。

在不同的气象条件下，Tc一般在70～90 s之间，未呈现出与T0或L明显相关的规律，这说明“结冰-脱除”周期时长受环境条件影响不大，仅与直升机自身旋翼及防除冰系统设计等有关。当Tc近乎恒定时，环境的L越高，意味着在相等的时间内旋翼上的结冰量越高，则扭矩振幅也越高。图5为表3中AM与L的关系图，可以看出，AM与L几乎呈线性关系，与分析结论一致。

图5 扭矩振幅AM与液态水含量L的关系

4 结 论

开展了直升机正对和机身右侧对喷洒塔的人工结冰试验，在整机结冰环境下，重点关注发动机、进气道防除冰系统特点，以及旋翼、发动机、进气道三者之间相互影响造成的防除冰性能和整机性能的变化，得出以下结论：

(1) 正向结冰条件下，引气、水雾吸入对对称布置的双发性能影响基本相等，而进气差异和换热增强叠加造成了双发进气道防冰性能的显著差异。

(2) 发动机低功率状态下，进气道防冰性能较差，发动机功率状态升高会改善进气道防冰性能。

(3) 旋翼结冰会导致发动机功率显著上升，发动机可能进入应急状态；但同时引气热量上升，使进气道防冰性能较干冷空气状态下仍有改善。

(4) 在较强结冰环境中，旋翼上会反复出现“结冰-脱除”现象，引起发动机参数周期性振荡；振荡周期受环境条件影响不大，而扭矩振幅与环境液态水含量近似呈线性关系。