旋翼脱冰试验技术与测量方法研究进展

王利平; 李治权; 孟航飞; 王福新

doi:10.12404/j.issn.1671-1815.2507080

科学技术与工程 ›› 2026, Vol. 26 ›› Issue (16) :6684-6696 DOI: 10.12404/j.issn.1671-1815.2507080

航空、航天

旋翼脱冰试验技术与测量方法研究进展

王利平 ¹^,²^,³ ,
李治权 ⁴ ,
孟航飞 ³^,^* ,
王福新 ³

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Research Progress on Test Technologies and Measurement Methods for Rotor Ice Shedding

WANG Li-ping ¹^,²^,³ ,
LI Zhi-quan ⁴ ,
MENG Hang-fei ³^,^* ,
WANG Fu-xin ³

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摘要

为深入认识和发展旋翼结脱冰试验技术,从而为认知脱冰机理、开展脱冰数值模拟和推动防/除冰技术发展提供试验条件。对中外近30年来相关研究设备和测量方法进行梳理,首先介绍了旋翼脱冰研究设施及环境参数标定方法。其次对旋翼脱冰特征参数、黏附应力及动力学性能参数测量技术进行了总结和对比。通过高速相机拍摄、推力/功率监测、3D扫描等直接或间接方法可对宏观脱冰时间、位置和冰形进行较高精度测量,而瞬态脱冰细节的捕捉和脱冰质量的直接测量技术仍需进一步发展;撞击冰黏附应力测量是目前研究重点,但不同测试方法得到的结果仍缺乏统一评估标准;高精度力学传感器可监测旋翼脱冰造成的性能突变,但对脱冰造成的流场扰动缺乏有效的监测手段。最后,探讨了目前旋翼脱冰试验研究的关键问题和技术难点,对未来发展方向进行了展望。

Abstract

To deepen the understanding and advance the experimental techniques for rotor ice shedding, thereby providing a foundation for comprehending the mechanisms of ice shedding, conducting numerical simulations, and promoting the development of anti-icing/de-icing technologies. In the past thirty years, relevant research equipment and measurement methods at home and abroad were reviewed. Firstly, the rotor de-icing research facilities and environmental parameter calibration methods were introduced. Secondly, the measurement techniques for rotor de icing characteristic parameters, adhesion stress, and dynamic performance parameters were summarized and compared. High precision measurement of macroscopic de-icing time, position, and ice shape can be achieved through direct or indirect methods such as high-speed photography, thrust/power monitoring, and 3D scanning. However, the capture of transient de-icing details and direct measurement technology for de-icing quality still need further development. The measurement of adhesion stress on impact ice is currently a research focus, but there is still a lack of unified evaluation standards for the results obtained by different testing methods. High precision mechanical sensors can monitor performance changes caused by rotor de-icing, but there is a lack of effective monitoring methods for flow field disturbances caused by de icing. Finally, the key issues and technical difficulties in current rotor de-icing test research were discussed, and future development directions were discussed.

Graphical abstract

关键词

直升机 / 无人机 / 旋翼 / 冰脱落试验 / 测量方法 / 脱冰特征 / 冰黏附 / 脱冰动力学性能

Key words

helicopter / unmanned aerial vehicle / rotor / ice shedding test / measurement method / ice shedding characteristic / ice shedding adhesion / ice shedding dynamics

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王利平, 李治权, 孟航飞, 王福新. 旋翼脱冰试验技术与测量方法研究进展[J]. 科学技术与工程, 2026, 26(16): 6684-6696 DOI:10.12404/j.issn.1671-1815.2507080

WANG Li-ping, LI Zhi-quan, MENG Hang-fei, WANG Fu-xin. Research Progress on Test Technologies and Measurement Methods for Rotor Ice Shedding[J]. Science Technology and Engineering, 2026, 26(16): 6684-6696 DOI:10.12404/j.issn.1671-1815.2507080

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直升机和旋翼式无人机(rotary-wing unmanned aerial vehicle,RWUAV)因其高机动性在监视侦察、应急救援、物流运输、农林植保等军事和民用领域发挥着越来越重要的作用^[1]。旋翼飞行器一般在 6 000 m 以下的低空空域飞行,在此高度范围内,环境情况复杂多变,易遭遇冻毛毛雨、湿雪和冰雹等恶劣结冰天气^[2],发生结冰现象难以避免。

旋翼作为核心部件之一,对结冰敏感性较高,结冰会改变旋翼气动外形,破坏流场结构^[3]。同时在离心载荷作用下表面积冰会发生脱落,脱冰过程往往呈现非对称性和非周期性^[4],造成桨叶颤振,加剧整机振动,显著降低操稳特性^[5], 甚至导致安全事故。特别是小型RWUAV,缺乏快速脱离结冰环境的能力,一旦发生脱冰将严重威胁整机安全,阻碍任务执行。此外脱冰受下洗气流的影响会撞击到发动机、驾驶舱、武器系统等重要部件^[6], 造成物理损伤,甚至整机失控。2004年,美军当时最先进的V22鱼鹰直升机在训练时便受到脱冰影响,造成驾驶舱突然振动,被迫紧急降落^[7]。在无人机中,由结脱冰引起的事故占比高达25%^[8]。

自20世纪五六十年代,航空领域即已开展针对直升机结冰问题的研究,并逐步开展了旋翼桨叶防除冰系统的研制工作^[9]。20世纪70年代,“黑鹰”直升机安装的电热防除冰装置^[10],至今仍是旋翼防除冰的主要手段。避免旋翼结冰或在结冰后完全除冰可以规避脱冰带来的风险,然而现有的大型旋翼桨叶防除冰系统仍存在效率不高、结构复杂、能耗高等不足^[11],当结冰发生时,因未完全除冰造成的安全事故仍有发生^[12]。针对中小型无人机旋翼结冰,传统防除冰装置不仅会增加整机负载,提高能耗,且受到旋翼尺寸和结构的限制,安装困难。适用于小型旋翼的电热除冰或防冰涂层^[13]的普及率依然不高,效能也有待提升^[14],仍会发生旋转脱冰。

旋翼表面冰脱落理论上主要是离心力、冰与壁面间的黏附力、冰受拉伸断裂力和气动力耦合作用的结果。当旋翼表面积冰受力超过临界平衡,冰层断裂并于翼面脱离发生脱落。在此基础上,Fortin等^[15]提出了用于分析旋翼脱冰的物理模型。基于脱冰模型和计算流体力学(computational fluid dynamics,CFD)的发展,采用三维数值模拟的方法可以对旋翼结冰和脱冰情况进行模拟,但计算量较大,成本也较高,且由于模型简化,数值仿真框架还存在较为明显的局限性^[16-17]。旋翼脱冰仍需要开展试验探究,近年来随着垂直起降飞行器的迅猛发展,其已成为热点与重点研究课题。突出问题包括脱冰试验与测量、脱冰影响规律及脱冰机理。基于此,现重点关注脱冰试验技术与脱冰相关参数测量方法相关问题。首先介绍旋翼脱冰试验装置,包括大型地面结冰试验台、结冰风洞和小型结冰气候实验室,以及试验环境参数的标定方法。其次总结脱冰试验中重点研究参数的测量方法,包括旋翼脱冰特征参数(脱冰时间、位置/长度、冰形和脱冰质量、冰黏附应力及黏附面积)、动力学性能参数和流场结构测量。最后分析目前脱冰试验中的关键问题和技术难点,并对研究重点进行展望。为旋翼结脱冰试验装置设计提供参考,服务于旋翼结/防冰安全研究。

1 脱冰试验技术

1.1 脱冰试验设备

目前旋翼结脱冰试验主要分为飞行试验、风洞试验和地面试验。飞行试验是指飞机在自然结冰条件下进行的各种试验^[18-19],是飞机适航性验证的关键环节,但由于寻找适合的结冰气象条件不易且飞行安全难以保证,试验开展难度较大。同时直升机飞行航程较短使得试验周期较长,试验成本较高。相较飞行试验,结冰风洞试验安全性更高且更具经济性,脱冰特征参数易于监测,但受到试验段尺寸及阻塞比的限制,试验一般采用缩比模型,尺寸相对较小,适用于小型旋翼及桨叶局部脱冰特性研究。旋翼结冰风洞试验过程中更加关注结脱冰对旋翼气动性能的影响,因此试验台架中普遍集成天平系统及数据采集监测系统。此外脱冰撞击易造成设备及洞体结构损毁,也是风洞试验中需要考量的因素之一。自20世纪40年代开始搭建结冰风洞,目前已能对大气结冰条件进行较好模拟,如美国国家航空航天局(National Aeronautics and Space Administration,NASA)格林研究中心(Glenn Research Center,GRC)结冰研究风洞(icing research tunnel,IRT)^[20-22][图1(a)]、法国国家航空航天研究中心(Office National d'Études et de Recherches,ONERA)S1MA冰风洞^[23]、加拿大国家研究中心(National Research Council of Canada,NRC)的高空结冰风洞(altitude icing wind tunnel,AIWT)^[24]、意大利航空航天中心(Italian Aerospace Research Centre,CIRA)结冰风洞(icing wind tunnel,IWT)^[25]。但只有尺寸较大的结冰风洞开展了旋翼结脱冰试验研究,如IRT设计了缩比旋翼转子平台,开展了旋翼结冰和防除冰试验^[21-22]。中国起步相对较晚,2013年中国空气动力学研究与发展中心(China Aerodynamics Research and Development Center,CARDC)建成了中国首座大型多功能冰风洞FL-16,并于2020年发展了旋翼模型结冰试验技术^[26-27],如图1(b)所示,具备发展防除冰和脱冰试验的潜力。

针对大尺寸旋翼结冰试验,需搭建大型结冰设施,开展地面人工结冰试验^[5]。试验设备主要由风机和结冰云雾喷洒塔组成,依据地理优势,建造户外喷洒塔进行结冰试验。如中国航空工业空气动力研究院发展了开放式移动冰风洞^[28-29][图1(c)],并开展了螺旋桨结脱冰试验,分析了螺旋桨结脱冰规律,并大力发展冰黏附力测量和冰脱落轨迹捕捉能力。类似的还有加拿大NRC喷洒塔^[30]。此外,美国则从全球战略角度出发搭建起可模拟包括结冰在内的多种极端环境的麦金利气候实验室^[31],如图1(d)所示。开展了包括S-92A在内的多种直升机型号结冰适航试验,在试验过程中观察到脱冰现象,对脱冰特征进行了初步探索。中国飞机强度研究所于2020年建成了全世界体量最大、模拟环境最多、性能指标最优的大型气候环境实验室^[32],可模拟12类气候环境。于2022年完成了国产大飞机C919高寒试验,如图1(e)所示。具备发展大尺寸旋翼类飞行器结脱冰试验的能力。武汉航空仪表有限责任公司(武仪)则采用立式单回流低速风洞的结构形式搭建了大型结冰气候实验室,如图1(f)所示,试验间有效尺寸为17 m(长)×12 m(宽)×7 m(高),开展了包括直升机旋翼及尾桨在内的多种机型于设备的防除冰研究试验^[33]。对于大型旋翼地面试验,主要为适航验证及防除冰系统试验,虽在试验后观察到冰脱落,但大尺寸旋翼脱冰撞击风险较高,对性能影响较大,不利于重复试验探究规律。

目前大型风洞及地面试验台资源较为紧张,大部分高校及科研机构不具备建造大型结冰设施的空间和能力,且大尺寸旋翼不利于开展重复性脱冰试验。为研究旋翼脱冰规律或机理,部分研究人员选择在搭建小型结冰环境实验室开展实验。图2(a)为宾夕法尼亚州立大学(Pennsylvania State University,PSU)于低温冷冻室中搭建的极端环境转子试验台(adverse environment rotor test stand,AERTS)^[34-35]。通过在室内顶部布置喷嘴阵列模拟结冰云雾环境,室内安置高速相机及多种力学传感器,可实现旋翼结脱冰特征及性能退化的监测,并开发了一种利用冰脱落测量冰黏附应力的装置,评估了不同材料的防冰性能。加拿大魁北克大学防除冰材料实验室(Anti-icing Materials International Laboratory,AMIL)则在9 m高的冷库顶部安装两个喷嘴,开展了无人机旋翼结脱冰试验^[36-38]。王正之^[7]采用类似的方法在低温保温箱中喷雾模拟结冰云雾,开展了缩比旋翼结冰试验。孟航飞等^[39]同样在密闭冷库中搭建喷雾系统和缩比旋翼脱冰试验台,如图2(b)所示,探究了明冰工况下旋翼冰脱落规律。

相较于大型结冰实验装置,小型结冰环境实验室易于搭建,模型尺寸较小,易于对结脱冰现象进行观察,安全性相对更高并极具经济性。但也存在局限性,比如环境密闭,无自由来流,无法模拟前飞状态,且环境中一方面持续喷雾,另一方面云雾的沉降,结冰相较结冰风洞稳定性低,液态水含量(liquid water content,LWC)和云雾均匀性标定存在一定困难。另外,虽然旋翼类飞行器飞行高度低,相比固定翼飞行器更易遭遇过冷大水滴结冰环境,但由于目前过冷大水滴结冰环境模拟技术还有待进一步发展^[40],无论是大型结冰风洞、大型喷洒装置还是小型结冰环境实验室,通常只能在常规大气结冰条件下开展旋翼结脱冰相关试验。

1.2 结冰环境参数标定方法

温度、LWC、体积中值直径(median volume diameter,MVD)和云雾均匀性等环境参数的标定是结冰实验顺利开展的前提。得益于试验设施的通用性,固定翼试验中参数标定方法在旋翼结冰中依然适用,而针对旋翼结冰试验搭建的特殊结冰设施,如小型结冰环境实验室,研究人员则开发了相适应的环境参数标定方法。温度一般通过热电偶或风速热线仪测量。针对旋翼结脱冰试验设施中是否存在稳定来流可以将LWC测量方法分为常规与非常规。常规测量方法包括结冰法、热线法和集水法,适用于存在来流的结冰风洞、大型结冰气候实验室等。结冰法主要设备包括多圆柱和冰刀,多圆柱法通过测量不同直径圆柱结冰质量,建立结冰质量关于LWC和MVD的超定方程组,可同时求解LWC和MVD^[41];冰刀法通过测量冰刀前缘冰厚,基于结冰累积参数计算公式求解LWC^[42]。热线法主要通过液滴撞击在热线上蒸发吸热造成热线温度下降对LWC进行测量^[43],常用的测量设备包括 J-W(Johnson-Williams)测量仪、CSIRO(King)测量仪和Nevzorov测量仪、液态水含量传感器LWC-200/300/301^[44]等;集水法是通过测量一定时间内海绵吸收的水质量确定LWC^[41]。非常规LWC测量方法则基于无稳定来流的小型结冰环境实验室进行设计。AERTS通过旋转圆柱弥补了冷冻室中无稳定风速的缺陷,基于冰刀法中结冰累积参数,测量圆柱前缘冰厚计算LWC^[45],如图3(a)所示。王正之^[7]也采用同样的方法测量桨叶前缘冰厚对LWC进行标定。AMIL中水含量测量方法可归纳为集水法,如图3(b)所示,通过在喷雾下方放置集水盘,测量一定时间内降水量,计算云雾环境中的LWC^[36]。

针对旋翼结脱冰试验设施的MVD测量方法与固定翼试验大体相同,主要包括机械记录法和光学分析法两种。机械记录法通过使用不同形式的膜片或玻片对结冰云雾中的液滴撞击痕迹进行采集,通过带标尺的电子显微镜观察统计采集到的液滴尺寸和数量进而计算MVD,如油膜片法和烟灰采样技术^[7,46],这种方法测量成本低精度较高,但采样过程烦琐复杂。光学分析法则是利用不同粒径液滴对激光的散射、干涉条纹的影响来计算MVD^[47],如云雾水滴探头(cloud droplet probe,CDP)、前向散射分光测量仪(forward scattering spectrometer probe,FSSP)、光学阵列测量仪(optical array probes,OAP)和双通道机载式相位多普勒分析仪(phase Doppler interferometer flight probe dual range,PDI-FPDR)^[48]等,其操作简单且精度较高,是目前较为成熟的MVD测量方法。

结冰云雾均匀性是指在结冰试验中液态水含量分布的均匀程度,是旋翼结冰试验前重要评估指标。冰格栅法^[42,47]是适用于存在一定来流的结冰风洞及大型结冰气候实验室的相对成熟的方法。对于不存在稳定来流的小型密闭结冰环境实验室,可通过试验与仿真相结合的方式,调整喷嘴排布实现结冰云雾均匀分布^[45],而尚未形成直接高效的检测方法及设备。美国NASA格林研究中心开发了一种基于光熄灭射线断层诊断技术(light extinction tomography,LET)的均匀性检测系统^[49],如图4所示,通过激光扫描试验段云雾场,可实现结冰云雾均匀性的实时检测。目前已在IRT风洞中完成了概念验证试验研究,为密闭小型结冰环境实验室结冰云雾分布和均匀性提供了一种可行且有效的检测方法。

2 旋翼脱冰特征参数测量方法

旋翼脱冰特性研究参数主要包括脱冰时间、脱冰位置/长度、脱冰截面冰形、脱冰质量和脱冰黏附应力等。了解脱冰规律及特性,将有助于推动脱冰模型的发展,揭示脱冰机理,对飞行安全及防除冰设计具有指导意义。

2.1 脱冰时间及脱冰过程

脱冰时间表示从旋翼进入结冰环境到发生脱冰的时间间隔。测量方法主要分为直接和间接测量两种。直接测量法主要通过使用高速相机拍摄旋翼结冰和脱冰过程^{[24,39,50-52]},通过图片对比确定脱冰时间,该方法测量时间较为准确,同时通过后处理脱冰图像可以得到脱冰长度/位置信息。如图5(a)所示,在高帧率下可拍摄得到旋翼表面冰的断裂与脱落过程^[50-51]。由于脱冰过程呈现一定的随机性,在拍摄时需要在画幅内监控整个桨盘,针对大尺寸旋翼脱冰试验,要求高速相机镜头摄像范围足够大,需要选择广角大光圈镜头或将相机放置于模型外较远距离,或采用多个相机覆盖360°的旋转范围。Schneeberger等^[52]在开展直径3.3 m的大型旋翼脱冰试验中,便利用两个高速相机分别拍摄180°范围,探究了冰脱落过程中冰的破碎以及脱冰运动轨迹。

由于拍摄范围和相机分辨率的限制,目前难以获取旋翼结脱冰过程中水膜的三维输运、冰裂纹的出现和扩展等脱冰瞬态细节。Liu等^[53]通过将相机连接脉冲发生器开发了“锁相位”的旋翼瞬态成像技术,试验装置布局如图5(b)所示。该方法清晰拍摄了桨叶结冰生长过程,观测到桨尖“针状冰”和“龙虾尾状冰”的生长,然而由于脱冰相位并不固定,未能得到脱冰的瞬态细节,但该方法为研究旋翼脱冰过程提供了新的思路。

间接测量法通过监测旋翼结冰过程中推力、扭矩或功率曲线的突变判断脱冰现象的发生。AERTS中通过记录桨叶内载荷传感器电压变化记录脱冰时间^[54],随着桨叶结冰量的增大,旋翼表面离心载荷增大,电压持续下降,当脱冰发生时,电压明显突增。Karpen等^[55]通过类似的方法监测推力变化判断脱冰现象的发生,如图6所示。Fortin等^[15]则控制转速恒定下通过检测电机功率突降判断脱冰时间。间接法要求传感器精度较高,监控参数在脱冰前后引起的性能变化大于旋翼由于结冰引起的性能波动,且响应迅速,对于脱冰量较小或传感器精度较低的情况,冰脱落引起的参数变化不明显,脱冰难以判断^[56]。此外,结冰开始时刻的判定受传感器精度的影响可能较为模糊,存在一定误差,需要结合试验过程和目测观察进一步判断。

2.2 脱冰位置/长度

脱冰位置/长度表征了积冰断裂并最终发生脱落的展向位置/尺寸,其测量方法主要包括相机拍摄和手动测量两种。孟航飞等^[39]便采用相机拍摄法获取脱冰图像,通过测量脱冰图像中像素点,通过换算比例计算真实脱冰位置/长度,如图7(a)所示。为方便图像后处理,相机拍摄法要求相机垂直于桨盘平面拍摄,但受限于相机取景范围和实验室空间大小,对于较大尺寸旋翼,在垂直放置情况下可能难以拍摄完整桨叶。为解决该问题,Kreeger等^[57]在IRT天花板上垂直方向偏移15°放置相机,如图7(b)所示,拍摄图像可以捕捉到180°旋转范围内的冰脱落,同时开发了脱冰分析代码,对图像进行四点投影平面变换校正,消除了旋翼附近图像的畸变,可准确测量脱冰位置/长度、脱冰速度和面积等参数。

手动测量法则是在脱冰后停止试验使用游标卡尺等测量工具直接测量脱冰位置/长度的方法,要求冰脱落发生可实时监测。监测方法与脱冰时间相同,通过测量推力、扭矩和功率等参数变化间接监测脱冰的发生,但需要在脱冰后立即停止实验进行测量,且手动测量易对冰层造成破坏,结脱冰状态并不连续,主要关注首次脱冰发生的时间和位置。

2.3 脱冰冰形与截面面积

脱冰后弦向截面冰形面积即冰断裂应力作用面积,与结冰类型高度相关。在较高温度和水含量下一般产生透明状明冰,对流换热和热传导不足以扩散水膜冻结过程中释放的潜热,因此只有部分水冻结,在水溢流的影响下其前缘截面冰形一般呈“羊角状”双角冰,后缘覆盖羽状冰,严重影响旋翼流场结构^[2,53];在较低温度和水含量下一般产生乳白色霜冰,水滴撞击后立即冻结,其冰形沿翼型前缘共形生长;而混合冰是介于霜冰和混合冰之间的状态,兼顾霜冰和明冰的共同特征^[58]。此外不同径向位置切向速度不同,水收集系数和冻结分数变化将影响冰形,且离心载荷作用下的水溢流可能导致展向结冰形态呈现较大差异^[59]。不同转速工况下脱冰位置不同,造成同一桨叶上脱冰截面冰形变化。旋翼脱冰冰形结构复杂多变,是目前脱冰研究的难点之一。

针对脱冰截面的测量方法可分为接触式和非接触式两种。接触式采用手绘绘制冰形,通过将带有试验翼型缺口的网格板卡在桨叶上,用笔绘制出脱冰截面前缘的冰形轮廓,如图8(a)所示,最后通过计算机后处理对绘图进行数字化^[60]。这种方法最为简单方便,但手绘结果粗糙度较高,且绘制过程中可能会发生冰融化或脱落的情况,特别是针对小型旋翼结冰尺度较小,积冰较为脆弱,需要迅速且小心绘制。

非接触式主要通过激光3D扫描冰形,如图8(b)所示,其原理为通过发射激光到探测冰表面,根据传感器接收到的光的反射系数不同来三维重构冰形结构^[27,58,61]。这种非接触式的冰形扫描方法可以保留冰形的完整结构^[62],且精准度和可靠性较高,特别是对于手绘法难以操作的小型旋翼^[63-64]。但该方法需要在扫描前对冰面特殊处理降低透明度,后处理过程相比于手绘法较为复杂,且需要在脱冰发生后停止试验进行测量。为实现冰形实时提取,提高效率,CARDC发展了在线扫描技术^[65],测量原理如图8(c)所示。激光器发射的激光光条在物体表面发生形变,由相机进行实时采集,计算机将采集图像解码重构获得该截面冰形,通过移动激光器或被测物体扫描整个三维形貌。在测量中,传统3D扫描仪耗时约1 h,而激光线在线扫描系统耗时约15 s,测量效率得到了显著提升。在线扫描技术提供了一种冰形在线提取的新思路,但目前仅在固定翼结冰中有所应用,在旋翼转动过程中如何在线提取仍需进一步发展和优化。

2.4 脱冰质量

脱冰质量是与离心力相关的重要参数,与结冰速率、转速和桨叶材料等因素均相关。脱冰质量目前还未有较成熟的测量方法,其测量的难点在于脱冰飞出后难以直接收集,因此目前相关研究较少。基于旋翼脱冰特性,具备可行性的测量方法如下:由于脱冰具备非对称性,不同叶片冰脱落往往并不同步^[5,55,66],假设所有桨叶表面结冰质量一致,则可通过测量脱冰桨叶和未脱冰桨叶质量差获得脱冰质量,但实际结冰过程受桨叶材料等因素的影响并不对称,测量仍存在一定误差;同片桨叶上脱冰质量的测量难点在于脱冰前一刻结冰质量难以确定,而基于旋翼结冰相似参数^[59],在相似结冰条件下开展试验,保证旋翼结冰质量与脱冰试验中一致,且不发生脱冰,可得到等效后的脱冰前结冰质量,与脱冰后残留冰质量作差便可得到同片桨叶脱冰质量。该方法的难点在于保证相似试验与实际脱冰试验中旋翼结冰质量保持一致;另一种可行性较高的方法是通过测量脱冰前后桨叶载荷变化,等效换算脱冰质量^[53,67],后续需要开展相应的试验验证。

2.5 脱冰黏附应力及黏附面积

冰黏附力表示冰与基底表面结合力,为黏附应力τ与黏附面积的乘积。探究黏附应力的影响因素及规律不仅有利于了解结脱冰机理,还对疏冰涂层的研制有指导意义。Work等^[68]对黏附应力测量方法做了详细的综述,常用方法按除冰方式可以分为外力加载法和离心测量法两种。外力加载法是通过对冰层直接加载外力(推拉力、剪切力、扭转力等)使冰从基底脱落,通过力学传感器测量黏附应力的方法^[69-72],图9(a)为加载推拉力τ的“拉开法”测量装置。该方法能较为直观地反映黏附力的强弱,且操作较为简便,是当前运用最为广泛的方法,但其测量精度受力学传感器自身精度影响较大,其次传感器与冰体接触会破坏表面及内部结构,造成试验稳定性下降。离心测量法是将冰与基底附着后一同固定在悬臂梁末端,通过调整转速或旋转半径对冰施加不同大小的离心载荷使其与基底分离,计算冰脱落所受离心力大小间接计算黏附应力^[73-75],其典型试验装置如图9(b)所示。相比于外力加载法,离心测量法不依赖高精设备,降低了研究成本,无需接触冰体,有利于保证其完整性,且其测量原理与冰脱落类似,更接近实际脱冰黏附应力,同时试验装置类似可共用试验平台,节省试验资源。

上述黏附应力测量方法中,冰试样大多通过模具将水冻结在测试材料表面,而实际情况下过冷水滴高速撞击到桨叶表面后冻结,结冰方式的差异会影响黏附应力测量结果。因此基于撞击冰的脱冰黏附应力测量方法随之发展,Scavuzzo等^[76]在冰风洞中放置圆柱桶模拟机翼前缘撞击冰,通过加载剪切力除冰获取圆柱表面冰黏附应力。而更多关于撞击冰的研究则是采用离心法,在云雾环境中利用旋转结冰获得撞击冰样品,通过离心力脱冰计算冰黏附应力^{[15,67,77-78]}。Soltis等^[67]在AERTS中将试验件固定在旋翼桨尖,模拟真实旋翼结脱冰过程,如图10所示,试验件夹具形成台阶面,脱冰过程中离心力与黏附力平衡,通过测量脱冰前后离心载荷变化等效计算黏附应力。这种方法更接近真实旋翼结脱冰过程,测量得到的黏附应力真实度更高,但需要额外搭建喷雾系统,标定结冰云环境,试验开展难度有所提高,且试验件表面覆冰面积及脱冰面积均存在一定偶然性。目前,冰黏附应力作用机理尚不清晰,应力大小受温度、MVD、LWC和材料表面粗糙度等多种因素的共同影响,即使针对同种材料同一结冰条件,测试方法的不同也会带来较大差异,缺乏统一的标准进行评估,难以确定测量值的准确性,不同测试方法的应用场景和测量精度仍需进一步发展。

冰黏附面积即冰与桨叶表面接触面积,不光与翼型前缘水收集系数有关,还受到离心力和气动剪切力的耦合作用,在表面水膜三维输运的影响下发生扩展和破碎,进而影响结冰上下极限边界^[53]。此外,大型旋翼表面结冰量较大,脱冰可能并不完全,脱冰后旋翼表面仍存在积冰,导致不同结冰环境下冰黏附面复杂多变,对其进行测量和研究是理解脱冰机理的重要途径,但目前相关研究并不多。Soltis等^[67]通过将网格纸附在翼型前缘绘制脱冰轮廓,对脱冰截面进行曲面重构计算黏附面积,如图11所示。3D扫描同样可以获得对应面积。两种方法均在脱冰后进行测量,要求桨叶仍存在积冰,脱冰边界清晰可见,对于完全脱冰情况无法判断冰黏附面积,需要通过高速相机拍摄脱冰前一刻图像,后处理提取水滴撞击上下极限,即桨叶前缘结冰范围,通过曲面重构计算冰黏附面积^[54],但目前由于相关研究较少,可靠性需进一步验证。

3 脱冰影响旋翼性能参数测量方法

3.1 动力学性能

旋翼脱冰将导致旋翼性能参数发生突变,严重威胁飞行安全。因此性能变化是旋翼脱冰重要研究内容,主要监控参数包括推力、扭矩、功率和机体振动等。

不同试验设施和旋翼尺寸下,实验参数测量方法也有所不同。在整机全尺寸旋翼脱冰试验中,主要关注旋翼脱冰时发动机功率、输出扭矩和出口温度的变化^[5,31]。在中小型旋翼部件脱冰试验中旋翼一般根据旋翼载荷与功率需求匹配电机进行驱动,通过在旋翼主轴和底座之间安装称重和扭矩传感器监测推力和扭矩变化^{[15,24,26-27,34,36]}。脱冰引起的振动则利用台架上安装的加速度计测量^[15,24,56]。功率变化主要通过监测电机输入电流和电压确定^[36-38],由数据采集卡将性能参数信号传输至电脑。对于小型无人机,一般采用市售直流无刷电机,通过无刷电子调速器(electronic speed controller,ESC)调节电机输入电流控制电机转速,相应的在进行结脱冰试验时,可直接通过接入ESC电流电压传感器测量功率变化。脱冰试验危险性较高,需要时刻关注振动、电流、电压等参数不超过临界值,保证实验安全,特别是针对电动无人机,目前电机无法快速响应由脱冰导致的功率突降,电流达到极限值,将造成电机的损坏^[50]。此外冰脱落呈现非对称性,桨盘重心失衡,随着新冰层的生长,整机振动不断加剧^[56],在高频振动下需立即停止试验。

3.2 旋翼结脱冰流场测量

旋翼脱冰会导致周围流场的瞬态变化,造成旋翼颤振,影响旋翼气动性能。而研究旋翼覆冰及脱冰气动性能变化不仅有利于旋翼结脱冰等非定常流场仿真的发展,还将助力旋翼防除冰系统设计与优化。目前,粒子图像测速技术(particle image velocity,PIV)因其动态响应快、精度高成为了解瞬态流场结构的重要手段。PIV测量原理是通过示踪粒子的一段迹线来显示流场流动的速度矢量。在进行试验时,将示踪粒子均匀释放在被测流场中,利用激光器进行片光照射,通过高速电荷耦合器件(charge coupled device,CCD)相机等成像系统采集特定时间间隔下的示踪粒子图像,经过计算机后处理得到流场速度矢量图^[78]。PIV技术目前已广泛应用于旋翼流场分析中^[79-80],在旋翼结冰领域,Jin等^[81]通过定制霜冰冰模安装于桨叶上,试验装置如图12所示,通过频闪仪结合“锁相位”拍摄技术进行PIV流场诊断。冰模法操作简便,是目前探究结冰后旋翼流场特性的重要手段,但仅能探究特定结冰量下旋翼流场结构,并不符合真实结冰情况,仍存在以下不足:①旋翼附近流场随结冰量时刻变化,冰模法无法反映结冰环境下流场的时变性;②在高LWC和高温下,溢流冰显著,积冰在离心力和气动力作用下垂直于来流方向生长,桨尖形成 “龙虾尾状冰”^[82],流场结构更加复杂多变,对应冰模制作困难;③脱冰呈现一定随机性,且不同环境参数及操控参数下,脱冰位置均不同,通过冰模复现不同脱冰情况下旋翼流场结构工程量较大。

然而,目前在结脱冰过程中通过PIV获取流场信息难度较大,一方面在于高精度瞬态成像及图像处理技术仍需进一步发展,另一方面在于缺乏适用于结冰环境的示踪粒子。示踪粒子作为PIV中流场测量的运动媒介,要求具备良好的运动伴随性及光学性能^[78],常用示踪粒子包括癸二酸二辛酯(DEHS)气溶胶、甘油、油液和干冰等。除干冰外,均对试验件和环境具有一定附着性和污染性,过冷水滴与示踪粒子之间的相互干扰可能导致试验的失败,目前还少有在云雾环境中直接投放示踪粒子的试验,旋翼结脱冰中流场测量技术仍需进一步发展。

4 关键问题分析与讨论

旋翼流场跨速度特征导致表面结冰呈现高度三维化,相比固定翼结冰更为复杂,且会发生不定时不对称脱冰,威胁飞行安全。目前结冰相关试验设施经过几十年的发展已逐步完善,并已开展大量结防冰试验研究。然而针对脱冰机理及规律试验研究相对较少,仍存在一些关键问题和技术难点需要突破和发展。

(1)高速瞬态成像技术仍需发展。目前高速相机帧率范围达到1 000 fps以上,就基本可以准确判断脱冰的发生时间,但由于脱冰呈现随机性,需监控整个桨盘平面,在保证画面完整性的同时难以保证清晰度,获得脱冰瞬时破碎及脱落细节难度较高,高速高清成像以及相机架设方式仍需进一步发展和完善。

(2)冰形在线测量技术。云雾撞击在旋翼表面形成的水膜受气动剪切力和离心力耦合作用发生三维输运,导致冰形生长及脱落过程更为复杂多变。获取脱冰截面冰形是了解脱冰力学及机理的重要途径,目前利用激光3D扫描冰形可以获得三维冰形结构,但需要在脱冰后停止试验测量,无法得知脱冰前旋翼表面结冰细节,基于激光的在线测量技术已经应用于固定翼结冰中,且利用频闪仪拍摄“锁相位”结冰图像已较为成熟,两种方法结合下实现对旋翼结冰冰形的在线测量具备一定可行性,后续需要进一步研究。

(3)脱冰质量的测量。脱冰质量是影响离心载荷的重要参数,但由于脱冰难以捕获,目前针对脱冰质量的测量方法大多通过间接法,如何开发设备或方法对脱冰质量直接测量是目前仍需解决的问题。

(4)冰黏附应力的测量。冰黏附应力是影响脱冰的重要参数,受测试方法和结冰方式(冻结冰和撞击冰)的影响,同种材料测量结果仍存在较大差异,需要建立统一的标准对不同测试方法精确度进行评估,探讨不同测试方法适用范围。

(5)流场结构的测量。旋翼脱冰会导致旋翼性能发生突变,影响桨尖涡及流场结构。PIV技术是目前测量流场的重要手段,但旋翼结脱冰存在时变性和不确定性,且目前缺乏适用于结冰云雾流场环境的示踪粒子,如何捕获脱冰造成的流场扰动仍需进一步研究。

5 结论与展望

(1)大气结冰条件旋翼脱冰相关研究装置已得到较为充分的发展,地面试验和风洞试验基本能满足相应条件下旋翼结冰适航及防除冰设计需求,各国高校及科研机构也搭建小型结冰设施用于脱冰规律与机理研究,LWC、MVD和云雾均匀性等相关试验参数测量方法多样,且较为成熟;针对特殊结冰环境,比如过冷大水滴结冰环境,试验技术与能力还有待发展。

(2)脱冰时间和脱冰位置/长度可通过直接和间接方法进行准确测量;脱冰瞬态细节受限于高速高清成像技术的限制难以观测;利用3D扫描技术可获得三维冰形,后续需要进一步开发适用于旋翼的冰形在线测量技术;脱冰质量主要通过等效换算间接测量,直接有效的测量途经仍需进一步研究。

(3)脱冰黏附应力测量方法主要有外力加载法和离心法两种,且在离心法的基础上发展了更接近真实旋翼撞击结冰的测量方法,但目前不同测试方法下得到结果差异明显,需要统一标准进行评估。

(4)旋翼动力学性能参数主要通过集成性较高的力学传感器进行测量,旋翼结冰流场可在安装冰模后通过PIV测量,但缺乏涉及脱冰过程中的流场监测技术,未来需进一步研究。

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