大型結(jié)冰風(fēng)洞氣流場適航符合性驗證

郭向東，柳慶林，賴慶仁，楊升科，趙 照

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心 結(jié)冰與防除冰重點實驗室，綿陽 621000)

0 引 言

飛機結(jié)冰廣泛存在于飛行實踐中，并嚴(yán)重威脅飛行安全[1-2]。民用航空適航規(guī)章要求制造商通過結(jié)冰防護等手段，確保飛機在結(jié)冰氣象條件下的飛行安全。結(jié)冰風(fēng)洞試驗[3]，即利用結(jié)冰風(fēng)洞在地面模擬飛機結(jié)冰過程驗證飛機防除冰系統(tǒng)性能，是目前重要的飛機結(jié)冰適航審定手段，已經(jīng)廣泛應(yīng)用于飛機適航審定實踐中。為滿足結(jié)冰風(fēng)洞適航應(yīng)用要求[4]，結(jié)冰風(fēng)洞必須開展全面的流場品質(zhì)評估，以驗證其適航符合性，其中氣流場品質(zhì)是重要的評估驗證內(nèi)容。

美國NASA Glenn IRT結(jié)冰風(fēng)洞在該領(lǐng)域最早開展研究[5]，建立了系統(tǒng)的氣流場校測方法，該風(fēng)洞圍繞1999年和2011年開展的兩次大型設(shè)備升級改造[6-11]，相繼開展了多期氣流場校測，采用風(fēng)洞試驗和數(shù)值計算兩種手段，全面評估了改造后的風(fēng)洞穩(wěn)定段和試驗段內(nèi)流場品質(zhì)，支撐了該風(fēng)洞流場的適航符合性驗證。意大利CIRA IWT結(jié)冰風(fēng)洞作為目前國際上尺寸最大、性能最完善的結(jié)冰風(fēng)洞之一[12]，同樣發(fā)展了配套的氣流場校測設(shè)備和方法，開展了全面的氣流場校測，為該風(fēng)洞適航應(yīng)用奠定了基礎(chǔ)[13]。此外，美國Cox結(jié)冰風(fēng)洞于2007年也開展了氣流場校測[14]，評估了氣流場品質(zhì)，進而為風(fēng)洞升級改造提供了數(shù)據(jù)支撐。但是，我國在大型結(jié)冰風(fēng)洞氣流場適航符合性驗證方面缺乏系統(tǒng)的研究，僅針對小尺寸風(fēng)洞，開展了部分儀器應(yīng)用研究[15]。近年來，隨著國內(nèi)大型結(jié)冰風(fēng)洞3 m × 2 m結(jié)冰風(fēng)洞的建成，其適航符合性亟待得到驗證，其中氣流場是符合性驗證的關(guān)鍵一環(huán)。

因此，鑒于目前國內(nèi)研究現(xiàn)狀以及急迫的型號試驗需求，本文首先發(fā)展結(jié)冰風(fēng)洞氣流場適航符合性驗證方法，然后針對3 m × 2 m結(jié)冰風(fēng)洞主試驗段構(gòu)型，開展氣流場適航符合性驗證試驗，考察試驗段氣流速度和噴嘴干空氣射流對流場特征參數(shù)（氣流速度、氣流偏角和氣流湍流度）的影響，最后評估試驗段內(nèi)氣流場空間均勻性和時間穩(wěn)定性，獲得試驗段氣流總壓、靜壓和馬赫數(shù)修正關(guān)系，形成結(jié)冰風(fēng)洞氣流場控制包線，為3 m × 2 m結(jié)冰風(fēng)洞適航應(yīng)用奠定基礎(chǔ)。

1 3 m × 2 m結(jié)冰風(fēng)洞簡介

中國空氣動力研究與發(fā)展中心3 m × 2 m結(jié)冰風(fēng)洞是一座閉口回流式高亞聲速風(fēng)洞（圖1），主要包括結(jié)冰噴霧系統(tǒng)、制冷系統(tǒng)、高度模擬系統(tǒng)和風(fēng)機動力系統(tǒng)。結(jié)冰噴霧系統(tǒng)利用噴霧耙和噴嘴產(chǎn)生結(jié)冰云霧，其中噴霧耙安裝于穩(wěn)定段蜂窩器下游、收縮段入口位置，共有20排，每排設(shè)置了50個噴嘴安裝位置，共計1 000個噴嘴。該風(fēng)洞擁有三個可更換的試驗段：主試驗段、次試驗段和高速試驗段，三個試驗段收縮比分別為14.67、5.73和29.33。本文僅針對主試驗段構(gòu)型開展研究，主試驗段尺寸為6.5 m（長） × 3 m（寬） × 2 m（高）。

圖1 3 m × 2 m結(jié)冰風(fēng)洞Fig. 1 Configuration of the icing wind tunnel at CARDC

結(jié)冰風(fēng)洞總壓和靜壓探針如圖2所示?？傡o壓探針為自研設(shè)備，均具有加熱功能，用于結(jié)冰風(fēng)洞動力系統(tǒng)氣流速度控制，其中總壓探針位于噴霧耙與蜂窩器之間，共計4根，分別安裝于各洞壁水平中心線處，靜壓探針位于試驗段入口，在左右洞壁各布置2根探針。

2 結(jié)冰風(fēng)洞氣流場適航符合性驗證方法

結(jié)冰風(fēng)洞氣流場適航符合性驗證方法流程圖如圖3所示，該方法主要包括試驗標(biāo)準(zhǔn)、試驗內(nèi)容、試驗儀器、試驗方法和數(shù)據(jù)處理五部分內(nèi)容，本節(jié)將分別進行詳細(xì)論述。

圖3 結(jié)冰風(fēng)洞氣流場適航符合性驗證方法流程圖Fig. 3 Flow diagram of the airworthiness compliance verification method for the aerodynamic flowfield of icing wind tunnels

2.1 試驗標(biāo)準(zhǔn)及內(nèi)容

《Calibration and Acceptance of Icing Wind Tunnels》(SAE ARP5905)為國際結(jié)冰適航領(lǐng)域公認(rèn)的結(jié)冰風(fēng)洞流場校測和符合性標(biāo)準(zhǔn)[16]，是結(jié)冰風(fēng)洞氣流場適航符合性驗證的基礎(chǔ)。該標(biāo)準(zhǔn)給出了結(jié)冰風(fēng)洞氣流場品質(zhì)指標(biāo)，如表1所示。表中針對氣流速度、氣流偏角和湍流度三個流場特征參數(shù)，分別給出了測試設(shè)備最大不確定度、空間均勻性、風(fēng)洞中心線時間穩(wěn)定性和最大限制范圍四個典型參數(shù)的符合性指標(biāo)。因此，本文依據(jù)SAE ARP5905標(biāo)準(zhǔn)，以氣流速度、氣流偏角和湍流度三個流場特征參數(shù)為試驗對象，考察試驗段氣流速度和噴嘴干空氣射流對流場參數(shù)的影響，評估其空間均勻性和時間穩(wěn)定性，進而驗證氣流場適航符合性。

表1 結(jié)冰風(fēng)洞氣流場品質(zhì)指標(biāo)Table 1 Quality indexes of the air flowfield of icing wind tunnels

2.2 試驗儀器

五孔氣流方向探針和五孔探針排管架裝置用于測量試驗段內(nèi)氣流總靜壓和方向角，如圖4所示。

五孔氣流方向探針前端為半球形，總長370 mm，外徑Φ10 mm。探針共有13個測壓孔（見圖5）：總壓測壓孔位于探針前端中心；4個氣流偏角測壓孔位于半球形前端45°位置處，并沿周向等間距分布；8個靜壓測壓孔位于距探針頭部45 mm處，并沿周向等間距分布。試驗前已經(jīng)對五孔探針進行了標(biāo)定[17]，獲得了不同馬赫數(shù)下的探針校準(zhǔn)系數(shù)和測量精度，其中速度測量精度為0.5%，氣流偏角測量精度為±0.1°。

五孔探針排管架裝置尺寸為厚25 mm、寬200 mm、高2 000 mm，其前緣設(shè)置9個探針安裝孔，安裝孔間距為200 mm。排管架豎直安裝于試驗段內(nèi)，上下洞壁處設(shè)置了11個橫向安裝位置，位置間隔為230 mm。

熱線風(fēng)速儀和熱線排管架裝置用于測量試驗段內(nèi)氣流湍流度，如圖6所示。

圖4 五孔氣流方向探針和五孔探針排管架Fig. 4 Five-hole flow angle probe and five-hole vertical rake

圖5 熱線風(fēng)速儀和熱線排管架Fig. 5 Hot wire anemometer and hot wire vertical rake

圖6 五孔探針排管架測量點位置矩陣Fig. 6 Location matrix of measuring points of the five-hole vertical rake

熱線風(fēng)速儀由熱線探針和數(shù)據(jù)分析機組成，其中熱線探針外徑Φ4 mm、長250 mm，其前部安裝熱線探頭，尾部通過BNC線連接至數(shù)據(jù)分析機。試驗前對熱線風(fēng)速儀進行了校準(zhǔn)，校準(zhǔn)結(jié)果顯示其速度測量精度和湍流度測量精度分別為1%和0.1%。應(yīng)該指出的是，熱線探頭可以實現(xiàn)多維度速度矢量的測量，本期試驗僅采用一維氣流速度測量探頭。

熱線探針排管架裝置尺寸為厚21 mm、寬250 mm、高2 000 mm，其前緣設(shè)置7個探針安裝孔，安裝孔間距為250 mm。排管架豎直安裝于試驗段內(nèi)，上下洞壁處設(shè)置11個橫向安裝位置（與五孔探針排管架裝置共用安裝板），位置間隔為230 mm。

2.3 試驗方法及數(shù)據(jù)處理

2.3.1 氣流速度和氣流偏角

表2給出了氣流速度和氣流偏角試驗工況，其中排管架測點位置如圖7所示。試驗段名義氣流速度（VTS）選取40、80、100、120、140、160 m/s，覆蓋主試驗段主要試驗速度范圍。噴嘴噴氣壓力（pa）選取0、0.4、0.9 MPa，其中0 MPa和0.9 MPa分別對應(yīng)噴嘴噴氣關(guān)閉工況和噴嘴最大噴氣壓力工況。

表2 氣流速度和氣流偏角試驗工況Table 2 Test conditions for airspeeds and airflow angularities

圖7 五孔氣流方向探針測壓孔位置示意圖Fig. 7 Schematics of pressure tap positions of the five-hole probe

圖7所示的排管架測量點位置矩陣，其中x-y平面為風(fēng)洞試驗段測試截面，CP為試驗段中心位置，x軸從試驗段左壁（沿流向左側(cè)為左壁）指向右壁，y軸從試驗段下壁面指向上壁面。試驗段內(nèi)共設(shè)置11列測量位置（C1～C11），每列包括9個測量點，共計99個測量位置，測量點橫向（x方向）和縱向（y方向）間距分別為230 mm和200 mm，分別覆蓋77%橫向和80%縱向試驗段區(qū)域。

試驗時，首先測量試驗段中心處測量點（位置對應(yīng)圖7中C6列），然后沿x軸依次測量其余10個位置測量點（位置對應(yīng)圖7中C1～C5 和 C7 ～C11列），各測量點壓力參數(shù)采樣時間為60 s，采樣頻率為1 Hz。應(yīng)該指出的是，在每個橫向位置（x軸方向）壓力測量前，應(yīng)先測量排管架的安裝俯仰角和偏航角，獲得氣流偏角修正參數(shù)。

試驗后利用測量的壓力參數(shù)，采用五孔探針計算公式，計算當(dāng)?shù)貧饬骺傡o壓、馬赫數(shù)和氣流偏角。根據(jù)五孔探針測壓孔位置示意圖（見圖5），當(dāng)?shù)貧饬骺倝海╬t,Local）、靜壓（ps,Local）和馬赫數(shù)（MaLocal）計算式表示為：

式中，Maprobe為探針計算馬赫數(shù)，該參數(shù)經(jīng)過修正獲得當(dāng)?shù)貧饬黢R赫數(shù)；C(Ma)為馬赫數(shù)修正系數(shù)，通過探針標(biāo)定獲得。

當(dāng)?shù)貧饬髌前ǜ┭鼋牵é粒┖推浇牵é拢?，計算公式為?/p>

式中，θ、Cα和Cβ分別為當(dāng)?shù)貧饬髌墙^對角度、俯仰角壓力系數(shù)和偏航角壓力系數(shù)；K0,α、K1,α、K0,β和K2,β分別為俯仰角和偏航角系數(shù)，由探針標(biāo)定獲得；Δα和Δβ為探針安裝偏角，試驗前測得。

氣流速度和氣流偏角空間分布以試驗段中心線處流場參數(shù)為基準(zhǔn)，采用馬赫數(shù)比空間偏差（ΔMaR）和氣流偏角空間偏差（Δα，Δβ）表征，表示為：

其中下標(biāo)C表示試驗段中心線參數(shù)，MaR、MaTS和MaWT分別為馬赫數(shù)比、試驗段馬赫數(shù)和風(fēng)洞馬赫數(shù)。進而采用馬赫數(shù)比空間偏差標(biāo)準(zhǔn)差（σ（ΔMaR））和最大絕對值（|ΔMaR|max）評估試驗段內(nèi)氣流速度均勻性；同理，采用氣流偏角空間偏差標(biāo)準(zhǔn)差（σ（Δα），σ（Δβ））和最大絕對值（|Δα|max，|Δβ|max）評估氣流偏角均勻性。

氣流速度時間分布以試驗段中心線處馬赫數(shù)時間平均值（（MaC）mt）為基準(zhǔn)，采用馬赫數(shù)時間偏差（ΔMaT）表征，表示為：

式中下標(biāo)mt表示時間平均。進而采用馬赫數(shù)時間偏差標(biāo)準(zhǔn)差（σ（ΔMaT））和最大絕對值（|ΔMaT|max）評估試驗段中心線處氣流速度時間穩(wěn)定性。

最后，利用試驗段氣流總壓（pt,TS）、靜壓（ps,TS）和馬赫數(shù)（MaTS）與風(fēng)洞測量的氣流總壓（pt,WT）、靜壓（ps,WT）和馬赫數(shù)（MaWT），獲得試驗段中心線處總壓、靜壓和馬赫數(shù)修正關(guān)系，表示為：

式中，Kpt、Kps和KMa分別試驗段中心線處總壓、靜壓和馬赫數(shù)修正函數(shù)。

2.3.2 氣流湍流度

氣流湍流度試驗工況如表3所示，其中測量點位置如圖8所示；試驗段名義氣流速度選取40、60、80、100、120、140 m/s，其中120 m/s和140 m/s工況僅測量試驗段中心線處（P5位置）的氣流湍流度；噴嘴噴氣壓力（pa）選取0 MPa和0.4 MPa，其中0.4 MPa為常用試驗條件下噴嘴最大噴氣壓力。

表3 氣流湍流度評估工況Table 3 Test conditions for the turbulence intensity

圖8 熱線排管架測量點位置矩陣Fig. 8 Location matrix of measuring points of the hot wire probe rake

熱線探針排管架測量點位置矩陣如圖8所示，圖中坐標(biāo)系統(tǒng)與圖6相同。試驗段內(nèi)共設(shè)置11列測量位置，每列包括7個測量位置（對應(yīng)探針安裝位置），共計77個測量位置（如圖灰色點所示），測量點間橫向（x方向）和縱向（y方向）間距分別為230 mm和250 mm。實際試驗中，考慮到熱線探頭易損壞等因素，僅測量試驗段模型區(qū)內(nèi)P1～P9九個位置的氣流湍流度（如圖紅色點所示），其中P5為測試截面中心點位置。

試驗前，應(yīng)在試驗段內(nèi)對熱線風(fēng)速儀進行標(biāo)定，標(biāo)定風(fēng)速范圍覆蓋試驗范圍（見表3）。試驗時，為降低熱線探頭損壞的風(fēng)險，僅進行單點測試，首先測量截面中心位置測量點（位置對應(yīng)圖8中P5點），然后依次測量其余8個位置（P1～P4 和 P6～P9），各測量點參數(shù)采樣時間為5 s，采樣頻率為3 000 Hz。

試驗后利用測量的風(fēng)速參數(shù)，計算當(dāng)?shù)貧饬魍牧鞫龋═I），表達(dá)式為

式中，Ui、Urms和N分別為氣流速度（沿流向一維速度）、平均速度和速度采樣個數(shù)。

氣流湍流度空間分布和時間分布以試驗段中心線處氣流湍流度（TITS,C）為基準(zhǔn)，采用湍流度空間偏差（ΔTIS）和時間偏差（ΔTIT）表征，表示為

式中TITS為試驗段氣流湍流度。進而采用湍流度空間偏差和時間偏差標(biāo)準(zhǔn)差（σ（ΔTIS）和σ（ΔTIT））和最大絕對值（|ΔTIS|max和|ΔTIT|max）評估試驗段內(nèi)氣流湍流度均勻性和試驗段中心處時間穩(wěn)定性。

3 試驗結(jié)果與分析討論

3.1 氣流速度

首先，為評估試驗段氣流速度空間均勻性，圖9給出了試驗段內(nèi)馬赫數(shù)空間分布云圖，圖中包括0 MPa和0.4 MPa兩種噴嘴氣壓條件下40 m/s、80 m/s和160 m/s三個典型速度對應(yīng)的試驗結(jié)果，紅色虛線框表示模型區(qū)，模型區(qū)范圍為-920 mm≤x≤920 mm，-600 mm≤y≤600 mm。從圖中可以看出：80 m/s和160 m/s工況下，馬赫數(shù)分布一致性較好，其中模型區(qū)內(nèi)馬赫數(shù)比均在±1%范圍內(nèi)；但是在40 m/s工況下，馬赫數(shù)空間分布差異較大，試驗段內(nèi)存在偏差超過2%的非均勻峰值區(qū)域，并且這些非均勻區(qū)域主要集中在C3（-670 mm）和C9（670 mm）位置，對應(yīng)噴霧耙豎直支撐排架位置（見圖1（b））。由此可見，噴霧耙結(jié)構(gòu)會影響試驗段內(nèi)馬赫數(shù)空間分布形態(tài)，進而導(dǎo)致40 m/s工況下形成了非均勻的氣流速度峰值區(qū)。

圖9 試驗段馬赫數(shù)空間分布云圖Fig. 9 Spatial distribution of the Mach number contour in the test section

進一步，為定量評估試驗段氣流速度空間均勻性，圖10給出了試驗段模型區(qū)內(nèi)馬赫數(shù)比空間標(biāo)準(zhǔn)差和最大絕對值。從圖中可以看出：隨著氣流速度的增加，馬赫數(shù)比空間偏差標(biāo)準(zhǔn)差和最大絕對值不斷減小，氣流速度空間均勻性不斷增強，尤其當(dāng)氣流速度超過80 m/s后，標(biāo)準(zhǔn)差和最大絕對值分布近似為0.25%和1%，但在40 m/s工況下分別近似為1.2%和4%，此時模型區(qū)內(nèi)出現(xiàn)超過2%的非均勻峰值區(qū)；噴嘴干空氣射流對氣流速度均勻性并無顯著影響，參數(shù)變化幅度小于0.5%。

然后，為評估試驗段中心線處氣流速度時間穩(wěn)定性，圖11給出了試驗段中心線處馬赫數(shù)時間偏差變化曲線，圖中包括0 MPa、0.4 MPa和0.9 MPa三種噴氣狀態(tài)下20 m/s、40 m/s、80 m/s和160 m/s四個速度對應(yīng)的試驗結(jié)果，從圖中可以看出：各試驗工況下，試驗段中心線處馬赫數(shù)時間偏差均在±2%范圍內(nèi)，其中20 m/s和40 m/s條件下氣流馬赫數(shù)出現(xiàn)顯著的脈動，噴嘴氣壓越高，脈動越強烈，氣流穩(wěn)定性越弱，而80 m/s以上時，氣流馬赫數(shù)較穩(wěn)定，偏差在±0.2%范圍內(nèi)。

圖10 試驗段模型區(qū)內(nèi)馬赫數(shù)空間比偏差標(biāo)準(zhǔn)差和最大絕對值Fig. 10 Standard deviation and maximum absolute value of the Mach number ratio spatial deviation in the model area of the test section

圖11 試驗段中心線處馬赫數(shù)時間偏差變化曲線Fig. 11 Time variation of the Mach number time deviation in the centerline of the test section

進一步，圖12給出了試驗段中心線處馬赫數(shù)時間偏差標(biāo)準(zhǔn)差和最大絕對值，從圖中可以看出：隨著氣流速度的增加，馬赫數(shù)時間偏差標(biāo)準(zhǔn)差和最大絕對值不斷減小，氣流速度時間穩(wěn)定性不斷增強，整體而言，標(biāo)準(zhǔn)差和最大絕對值分別均小于0.8%和2%，尤其當(dāng)氣流速度超過60 m/s后，標(biāo)準(zhǔn)差和最大絕對值分別均小于0.2%和0.4%；增大噴嘴氣壓會增大馬赫數(shù)時間偏差標(biāo)準(zhǔn)差和最大絕對值，但增大幅度會隨著氣流速度的增加而不斷減小，其中對于20 m/s工況，標(biāo)準(zhǔn)差和最大絕對值的最大變化幅度約為0.4%和1%，但當(dāng)氣流速度超過60 m/s后，變化幅度均小于0.2%，由此可見噴嘴干空氣射流僅對60 m/s以下試驗工況的氣流速度時間穩(wěn)定性產(chǎn)生較顯著影響，并且隨著噴嘴氣壓的增大，氣流速度時間穩(wěn)定性不斷減弱。

最后，試驗段中心線處總壓、靜壓和馬赫數(shù)修正關(guān)系如圖13所示，圖中包括噴嘴氣壓為0 MPa、0.4 MPa和0.9 MPa對應(yīng)的試驗結(jié)果、擬合曲線和擬合曲線公式。從圖中可以看出，風(fēng)洞測量的氣流總壓、靜壓和馬赫數(shù)與試驗段中心線處氣流總壓、靜壓和馬赫數(shù)具有顯著的線性關(guān)系，擬合公式表示為：

進一步，圖14給出了各工況下試驗段中心線處氣流馬赫數(shù)比，從圖中可以看出：隨著氣流速度的增加，馬赫數(shù)比逐漸增大，但是隨著噴嘴氣壓的增大，馬赫數(shù)比的增大趨勢不斷減弱，尤其當(dāng)氣壓為0.9 MPa時，各氣流速度下馬赫數(shù)比近似為0.995；增大噴嘴氣壓，會增大馬赫數(shù)比，但增大幅度會隨著氣流速度的增加而不斷減小，其中在20 m/s工況下馬赫數(shù)比最大偏差（對應(yīng)0.9 MPa與0 MPa馬赫數(shù)比之差）接近7%，但當(dāng)氣流速度超過60 m/s后，馬赫數(shù)比最大偏差將小于1%。這主要是因為噴嘴會向試驗氣流中注入高速空氣射流，這些高速空氣射流會將自身攜帶的動能傳遞給試驗氣流，進而增大試驗段氣流速度，并且氣壓越大，則射流流量和動能越大，試驗段氣流速度增大幅度越大；但是隨著試驗段氣流速度的增加，試驗氣流流量和動能不斷增大，此時噴嘴干空氣射流對試驗氣流的影響不斷減弱，速度增加幅度則不斷減小。

圖12 試驗段中心線處馬赫數(shù)時間偏差標(biāo)準(zhǔn)差和最大絕對值Fig. 12 Standard deviation and maximum absolute value of the Mach number time deviation in the centerline of the test section

圖13 試驗段中心線處氣流總壓、靜壓和馬赫數(shù)修正關(guān)系Fig. 13 Correction relationships of the total pressure, the static pressure and the Mach number in the centerline of the test section

圖14 試驗段中心線處馬赫數(shù)比Fig. 14 Mach number ratio in the centerline of the test section

3.2 氣流偏角

為評估試驗段內(nèi)氣流偏角空間均勻性，圖15給出了試驗段氣流偏角空間分布云圖，圖中包括噴嘴不噴氣條件下40 m/s、80 m/s和160 m/s三個典型速度對應(yīng)的試驗結(jié)果，分布結(jié)果以氣流偏角絕對角度θ表示，圖中箭頭方向表示當(dāng)?shù)貧饬髌窃跍y量平面內(nèi)的投影，紅色虛線框表示模型區(qū)，范圍為-920 mm≤x≤920 mm，-600 mm≤y≤600 mm。從圖中可以看出：各工況下氣流偏角方向分布形態(tài)相似，呈現(xiàn)上下區(qū)域向中心收縮、左右區(qū)域向外側(cè)發(fā)散的形態(tài)；各工況下普遍存在偏角超過1°的氣流偏角非均勻峰值區(qū)，并且這些區(qū)域主要集中在C3(-670 mm)和C9(670 mm)位置，對應(yīng)噴霧耙豎直支撐排架位置（見圖1（b）），這與氣流速度空間分布特征相一致。由此可見，噴霧耙結(jié)構(gòu)同樣會影響氣流偏角空間分布形態(tài)，進而導(dǎo)致試驗段內(nèi)出現(xiàn)非均勻的氣流偏角峰值區(qū)。

進一步，為定量評估試驗段內(nèi)氣流偏角空間均勻性，圖16給出了試驗段模型區(qū)內(nèi)氣流偏角（俯仰角和偏航角）最大絕對值、空間偏差標(biāo)準(zhǔn)差和空間偏差最大絕對值。從圖中可以看出：試驗段氣流速度對俯仰角和偏航角最大絕對值并無顯著影響，其中俯仰角最大絕對值均小于1.5°，而偏航角最大絕對值在氣流速度80 m/s以上均小于1.5°，但在40 m/s工況下，由于受到噴嘴干空氣射流的顯著影響，偏航角最大絕對值會隨著噴嘴氣壓不斷增大，最大值約為3°；試驗段氣流速度對俯仰角和偏航角空間偏差標(biāo)準(zhǔn)差也無顯著影響，表明氣流速度對氣流偏角空間均勻性的影響不顯著，其中俯仰角空間偏差標(biāo)準(zhǔn)差均小于0.5°，而偏航角空間偏差標(biāo)準(zhǔn)差在80 m/s以上小于0.6°，但對于40 m/s工況，由于受到噴嘴干空氣射流的顯著影響，標(biāo)準(zhǔn)差會隨著噴嘴氣壓不斷增大，最大值約為1.1°；俯仰角空間偏差最大絕對值均小于1.2°，而偏航角空間偏差最大絕對值在80 m/s以上小于2°，但對于40 m/s工況，在噴嘴干空氣射流的顯著影響下，最大絕對值會隨著噴嘴氣壓不斷增大，進而導(dǎo)致模型區(qū)內(nèi)出現(xiàn)氣流偏角超過2°的非均勻峰值區(qū)。

圖15 試驗段氣流偏角空間分布云圖Fig. 15 Spatial distribution of the airflow angularity in the test section

圖16 試驗段模型區(qū)內(nèi)氣流偏角（俯仰角和偏航角）最大絕對值、空間偏差標(biāo)準(zhǔn)差和最大絕對值Fig. 16 The maximum absolute value, standard deviation and its maximum absolute value of the airflow angularities(pitch angle and yaw angle) in the model area of the test section

3.3 氣流湍流度

為評估試驗段內(nèi)氣流湍流度空間均勻性，圖17給出了試驗段氣流湍流度空間分布曲線，圖中橫軸P1～P9位置如圖8所示，其中P5對應(yīng)試驗段中心線位置，圖中包括0 MPa和0.4 MPa兩種噴氣狀態(tài)下40 、60、80、100 m/s四個速度對應(yīng)的試驗結(jié)果，同時給出了平均氣流湍流度（TIm）。從圖中可以看出：各試驗工況下，試驗段氣流湍流度均小于1%；噴嘴干空氣射流會顯著提高氣流湍流度，尤其對于40 m/s工況，平均氣流湍流度增大幅度約0.44%。

圖17 試驗段氣流湍流度空間分布曲線Fig. 17 Spatial distribution of the airflow turbulence intensity in the test section

進一步，為定量評估試驗段湍流度空間均勻性，圖18給出了試驗段內(nèi)湍流度空間偏差標(biāo)準(zhǔn)差和最大絕對值，從圖中可以看出：湍流度空間偏差標(biāo)準(zhǔn)差和最大絕對值隨試驗段氣流速度并無明顯變化，表明試驗段氣流速度對氣流湍流度空間均勻性影響不顯著，整體而言，湍流度空間偏差標(biāo)準(zhǔn)差和最大絕對值分別小于0.2%和0.5%；噴嘴干空氣射流對40 m/s工況下氣流湍流度均勻性影響較大，其中標(biāo)準(zhǔn)差和最大絕對值增幅接近0.15%和0.5%。

圖18 試驗段湍流度空間偏差標(biāo)準(zhǔn)差和最大絕對值Fig. 18 The standard deviation and maximum absolute value of the turbulence intensity spatial deviation in the test section

為評估試驗段中心線處氣流湍流度時間穩(wěn)定性，圖19給出了試驗段中心線處湍流度時間偏差變化曲線，圖中包括0 MPa和0.4 MPa兩種噴氣狀態(tài)下60 m/s、80 m/s、100 m/s和140 m/s四個速度對應(yīng)的試驗結(jié)果，從圖中可以看出：各試驗工況下，試驗段中心線處湍流度時間偏差均在±0.2%范圍內(nèi)；噴嘴氣壓對湍流度時間偏差影響不顯著，影響幅度小于0.1%。

圖20給出了試驗段中心線處湍流度時間偏差標(biāo)準(zhǔn)差和最大絕對值，從圖中可以看出：湍流度時間偏差標(biāo)準(zhǔn)差和最大絕對值隨試驗段氣流速度并無明顯變化，表明試驗段氣流速度對氣流湍流度時間均勻性影響不顯著，整體而言，湍流度時間偏差標(biāo)準(zhǔn)差和最大絕對值分別小于0.1%和0.2%；噴嘴干空氣射流會增大標(biāo)準(zhǔn)差和最大絕對值，進而減弱氣流湍流度時間穩(wěn)定性，其中標(biāo)準(zhǔn)差和最大絕對值最大增幅接近0.08%和0.15%。

3.4 結(jié)冰風(fēng)洞氣流場控制包線

根據(jù)3 m×2 m結(jié)冰風(fēng)洞主試驗段氣流場品質(zhì)評估結(jié)果，圖21給出了3 m×2 m結(jié)冰風(fēng)洞主試驗段氣流場控制包線，圖中黑色點為試驗工況點，紅線區(qū)域為控制包線，該包線針對氣流速度、氣流偏角和氣流湍流度三個流場特征參數(shù)，綜合考慮流場空間均勻性和時間穩(wěn)定性品質(zhì)，給出了滿足適航審定要求的試驗氣流速度范圍。從圖中可以看出，3 m×2 m結(jié)冰風(fēng)洞主試驗段氣流場品質(zhì)在主要試驗速度范圍內(nèi)均滿足適航審定要求，其中試驗速度在80 m/s至140 m/s間的氣流場品質(zhì)最優(yōu)（如圖藍(lán)色線所示）。

圖19 試驗段中心線處湍流度時間偏差變化曲線Fig. 19 Time variation of the turbulence intensity time deviation in the centerline of the test section

圖20 試驗段中心線處湍流度時間偏差標(biāo)準(zhǔn)差和最大絕對值Fig. 20 Standard deviation and maximum absolute value of the turbulence intensity time deviation in the centerline of the test section

圖21 3 m×2 m結(jié)冰風(fēng)洞主試驗段氣流場控制包線Fig. 21 Operating envelop of the aerodynamic flowfield in the main test section of the icing wind tunnel at CARDC

4 結(jié) 論

本文發(fā)展了結(jié)冰風(fēng)洞氣流場適航符合性驗證方法，開展了3 m × 2 m結(jié)冰風(fēng)洞主試驗段氣流場適航符合性驗證試驗，評估了其氣流場品質(zhì)，主要得到以下結(jié)論：

1）噴霧耙結(jié)構(gòu)會影響試驗段內(nèi)氣流速度和氣流偏角空間分布形態(tài)，進而導(dǎo)致了非均勻峰值區(qū)的形成。

2）增大試驗段氣流速度會增強試驗段氣流速度空間均勻性和時間穩(wěn)定性，但噴嘴干空氣射流會減弱氣流偏角和氣流湍流度空間均勻性，同時降低氣流速度和氣流湍流度時間穩(wěn)定性，尤其對試驗段氣流速度低于60 m/s的氣流場品質(zhì)影響最為顯著。

3) 3 m × 2 m結(jié)冰風(fēng)洞主試驗段氣流場品質(zhì)在主要試驗速度范圍內(nèi)滿足適航審定要求，其中80 m/s至140 m/s范圍內(nèi)的氣流場品質(zhì)最優(yōu)。

致謝：感謝中國商飛上海飛機設(shè)計研究院李海星博士對本文試驗方法和數(shù)據(jù)處理部分提出的寶貴建議。