風洞試驗的案例
試驗洞悉工程 | 開孔建筑內壓風洞試驗
本文首先通過風洞試驗對開孔低矮房屋模型的內壓響應進行了測量，討論了開孔孔口周邊的外部風壓、風向角、風場湍流強度和開孔率對開孔建筑內壓均值響應的影響，并從時程和功率譜兩方面分析了開孔結構內部風壓與開孔孔口周邊外壓的相關性。然后將風洞試驗結果與當前國內外具有代表性的3種風荷載規范：我國《建筑結構荷載規范》、美國規范ASCE7-16 規范以及澳大利亞/新西蘭規范AS/NZS 1170. 2：2011 進行了對比。最后對這3 種規范在開孔建筑內壓系數取值方面的準確性進行評價，并分析了它們各自的優勢和不足之處。
2、風洞試驗概況
2.1 試驗模型及測點布置
開孔建筑內壓響應試驗在同濟大學土木工程學院土木工程防災國家重點實驗室的TJ-2大氣邊界層風洞完成，TJ-2大氣邊界層風洞是一個閉口回流式矩形截面風洞。在開孔結構的內壓研究中，美國德州理工大學風工程研究現場試驗室的TTU（Texas TechUniversity）建筑模型具有較廣泛的應用，許多研究人員均以此建筑為原型進行開孔結構的風致內壓研究，因此本文也采用TTU模型作為建筑原型進行剛性風洞試驗研究。試驗模型長548 mm ，寬364 mm，高160 mm，縮尺比為1：25，如圖1。
圖1 TTU剛性測壓試驗模型
該模型采用雙層有機玻璃板制作而成，將測壓管線布置在雙層板中間，減小了在來流作用下測壓管對結構內壓的干擾。雙層板板厚為10 mm，因此模型內部長528 mm，寬344 mm，高150 mm，內部容積為0. 027m3。主開孔布置在模型的迎風面上，可通過拆卸并更換不同的迎風面來模擬不同面積大小的開孔。風洞試驗風向角以來流垂直于開孔墻面為0°，逆時針方向為正風向角，如圖2所示。
展開 大型滅火/水上救援水陸兩棲飛機全機模型顫振風洞試驗順利完成
大型滅火/水上救援水陸兩棲飛機全機模型顫振風洞試驗順利完成
2023-07-04 10:27:39
近日，大型滅火/水上救援水陸兩棲飛機(AG600)全機模型顫振風洞試驗在 FL-13 風洞順利完成。本期試驗由中航通飛華南飛機工業有限公司提出,試驗目的是測定顫振臨界速度和顫振頻率，為飛機顫振特性分析提供試驗數據支持,驗證顫振計算方法的有效性。
模型安裝后測得的模態頻率與地面共振試驗吻合良好，試驗工作得到了適航審定中心的全面認可，順利通過了試驗制造符合性檢查。
本期試驗是AG600飛機首次全機顫振試驗，整個試驗過程順利，為后續 AG600飛機顫振試飛以及飛行包線外擴提供了重要的試驗數據支撐。
展開 基于XFLOW大渦模擬的CAARC標準高層風洞試驗模擬
?將XFLOW的數值結果與風洞試驗的CAARC標準高層建筑的數值解對比，結果表明數值模擬較好的反映了高層建筑周圍風環境的繞流特性及表面風壓情況，在迎風面時，與試驗結果擬合較好，在側風面和背風面時，數值模擬結果介于NPL與TJ2試驗結果之間，迎風面均受正壓力，在迎風面2/3高度處最大，兩邊及底下小。建筑物的背風面和側風面全部承受負壓力，兩種湍流模型的模擬結果之間差異較小，為高層建筑鈍體繞流的研究提供了依據。
基于XFLOW大渦模擬的CAARC標準高層風洞試驗模擬.pptx
基于膠帶密封法的汽車各密封部位動靜態泄漏噪聲的試驗研究
2 試驗介紹
2.1 試驗平臺
本文中進行的試驗包括整車風洞試驗與整車靜態車身隔聲試驗，風洞試驗在同濟大學上海地面交通工具風洞中心整車氣動聲學風洞中完成。該風洞為3∕4開口回流式整車風洞，噴口尺寸27 m2，試驗段長度15 m，最大風速可達250 km∕h，風洞自由聲場空間為半徑6.2 m、高7 m圓柱區域，背景噪聲水平在160 km∕h試驗風速下低于61 dB（A）。
靜態車身隔聲試驗在前述風洞中心整車環境艙完成，通過試驗設備合理布置一定的混響時間，使得艙內各處聲幅值、頻率參數基本一致，近似達到混響室效果，滿足靜態車身隔聲試驗需求。試驗使用環境艙尺寸為：12.3 m×5.7 m×6 m，各面均為純鋼制壁面，反射系數均大于0.95，具體試驗平臺設置如圖2所示。
圖2 靜態車身隔聲試驗示意圖
2.2 試驗設備與測試對象
試驗采用的試驗設備包括：HEAD acoustics公司SQLAB III多通道數據采集系統；G.R.A.S.40AO型1∕2英寸自由場傳聲器；HEAD acoustics公司Artemis分析軟件。試驗測點位置位于車輛前排座位，靜態隔聲試驗中在車外對應位置布有測點，高度距離座椅70 cm，距離頭枕10 cm處。
試驗測試對象選用某緊湊型兩廂車，該車型車身密封系統較弱，泄漏噪聲相對更為顯著，能更明顯地觀察試驗現象，便于對研究對象進行分析。
2.3 試驗方法
本文中，風洞試驗與靜態車身隔聲試驗均采用膠帶密封法，先將試驗車輛車身表面各部件結合縫隙與溝槽均使用密封膠帶進行密封處理，如圖3所示，對比某一確定部件在有無外加密封的不同工況下測得的車內噪聲或車身隔聲量大小，在風洞試驗與靜態車身隔聲試驗中，可分別獲得該部件在不同機理下產生的泄漏噪聲貢獻量。
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風洞的來由和發展
飛行器(包括飛機、直升機、巡航導彈等)在風洞中的試驗內容主要有測力試驗(測量作用于模型的空氣動力，如升力、阻力等，確定飛行性能)；測壓試驗(測量作用于模型表面壓力分布，確定飛機載荷和強度）；布局選型試驗(模型各部件做成多套，可以更換組合，選擇最佳的飛機布局和外形)等等。隨著飛行器性能的提高和改進；風洞試驗所需要的時間不斷增加。40年代，研制一架螺旋槳飛機，風洞試驗時間是幾百小時。至70年代初，一架噴氣式客機的風洞試驗時間是4-5 萬小時。航天器(如洲際導彈、衛星、宇宙飛船等)大部分航行在大氣層外，基本上與空氣無關，但其發射和返回是在大氣層中，仍然需要在風洞中進行試驗。如美國的航天飛機，在不同風洞中總共進行了10萬小時的試驗。
風洞的發展
世界上公認的第一個風洞是英國人于1871年建成的。美國的萊特兄弟(O.Wright和W.wright)于1901年制造了試驗段0.56米見方，風速12/s的風洞，從而于1903年發明了世界上第一架實用的飛機。風洞的大量出現是在20世紀中葉。
為了試驗炮彈的氣動力作用和研究超聲速流動，瑞士阿克雷特(G.Ackttet)于1932年建成了世界第一座超聲速風洞，試驗段面積0.4米×0·4 米，馬赫數(風速與聲速之比）2。適應跨超聲速飛行器的發展，1956年美國建成世界最大的跨超聲速風洞，試驗段面積488米×4.88米，馬赫數0.8 -4.88，功率為16.1萬kW。1958年，美國航天局建成試驗段直徑0.56米，馬赫數可高達18-22的高超聲速風洞。
為了提高風洞實驗的雷諾數(模擬尺度或粘性效應的相似準則)，1980年，美國將一座舊的低速風洞改造成為世界最大的全尺寸風洞(可以直接把原形飛機放進試驗段中吹風)，試驗段面積24.4米×12.2米，風速150m/s，功率10萬kW。
展開 氣動院空氣動力試驗與研究能力取得新跨越
C919飛機等比例模型在FL-9低速增壓風洞進行試驗。 孫曉宇 攝
在C919大型客機研制過程中，航空工業氣動院承擔了多項關鍵氣動試驗任務，在確保了各項性能指標實現的同時，也成功托起了中國人的大飛機夢。
氣動院是航空工業唯一的空氣動力研究與試驗機構，主要從事航空氣動力設計、數值模擬、風洞試驗基礎與應用技術研究以及配套設備研制，擁有一批先進實用的試驗技術，承擔過各類航空、航天飛行器型號的高低速風洞試驗任務。在C919的研制中，氣動院通過完成一系列的氣動選型試驗，確定了飛機的最佳設計形式；6年時間里分別在FL-8低速風洞和FL-9低速增壓風洞完成了10余期試驗，累計試驗200余天，為C919成功首飛提供了強有力的技術支撐。
眾志成城 全力以赴
2010年9月16日，C919大型客機低速鉸鏈力矩試驗舉行了試驗啟動會，這標志著氣動院承擔的C919大型客機風洞試驗吹響了沖鋒號角，開啟了C919大型客機研制工作的新征程。
C919大型客機風洞試驗任務是氣動院多年來挑的最重的擔子，也是最難啃的硬骨頭，比如測試高雷諾數對C919飛機低速氣動特性的影響所面臨的困難和挑戰；部件測力、鉸鏈力矩等天平的設計與加工難度；試驗數據處理程序計算等不確定因素，使得周期異常緊張、任務極為繁重；項目的關注度高、涉及面廣所帶來的壓力。在困難面前，氣動院全體參試人員把大飛機事業扛在肩上，緊緊圍繞“堅持以業為重，鼓勵創造價值，提升技術能力”的工作思路，搶抓機遇，乘勢而上、有效推進了C919大型客機風洞試驗的順利完成。
展開 基于實際工程的飛行器氣動設計與仿真
這是因為復雜外形氣動布局優化設計中，CFD所起的作用越來越大，使用的越來越多，是優化設計上的得力助手，但風洞試驗驗證氣動布局，形成氣動數據庫的作用，使得該吹的風絲毫未減。
圖25 美國飛機風洞試驗時間
風洞試驗的不可取代，亦是由目前CFD對一些工況模擬的不準或者模擬代價極大決定的。舉幾個例子:
（1）飛行器起降構型，或稱高升力構型的氣動特性，尤其表現在力矩上，CFD與風洞試驗差異較大。為什么我們看文獻，高升力構型俯仰力矩鮮有與試驗值比較？皮褲套棉褲，必有緣故!CFD算不準嘛。
圖26 高升力構型網格及計算結果
（2）大迎角下，接近最大升力系數時，CFD計算值低于風洞試驗值。
圖27 大迎角CFD與試驗對比曲線
（3）非定常脈動的仿真，LES或者DES，耗費的計算資源及周期遠遠大于風洞試驗。
圖28 錐柱-船-裙柱火箭外形跨音速脈動壓力流場圖
（4）由于CFD本身的模擬限制性，諸多細節與真實流場存在差異，體現在CFD結果即使在風洞試驗規律性不好的地方，其規律性亦非常強。復雜流動，如激波，旋渦的干擾、部件間流動干擾，風洞試驗仍是不可或缺的手段。
以上并非某款程序或者軟件的缺陷或不足，而是CFD工具共同面臨的挑戰，也是推動CFD發展的重要源動力。
4.3. CFD使得最優氣動布局成為可能
用CFD取代風洞試驗，僅僅是周期與花費代價問題，而此并不足以成為支撐CFD是飛行器氣動布局設計不可或缺的工具的理由。CFD除了可以作為“數值風洞”使用，同時還具備風洞試驗能力無法做到或極難做到的模擬能力。
展開 （轉）現代轎車設計方法步驟和主要考慮因素
為簡便獲得最佳關系方案，采取途徑是先繪制相關草圖，例如外形草圖、內飾草圖，在大量草圖的基礎上經篩選后再繪制出效果圖，再根據效果圖制作許多一定比例尺寸的外模型和內模型，例如有1:1(內模型)、1:2.5、1:4、1:5等等，其中1:2.5外模型要經風洞試驗，擇優選擇其中一些模型再列出各個模型的設計方案，再試驗，比較，再擇優選擇，從而尋找出最佳方案。
有些廠家開發某種轎車的模型是采用裝配式，即發動機艙蓋、車身側面部件可以分段更換，有多種組合，通過風洞試驗選出最佳組合方案，可以減少小模型的數量及工作量。為了降低開發費用，初期開發階段一般采用小比例模型，經過多次篩選定案，才制作1:1外模型。
風洞試驗是模擬汽車道路行駛的試驗，主要解決轎車行駛時的氣流、通風、散熱特性。通常需要在汽車或模型表面布置密密麻麻的壓力傳感器。為了布置這些傳感器，技術人員得在汽車上鉆上千個小孔固定傳感器。
目前世界上各大汽車公司的試驗風洞大致分為兩大類，一類可測試氣流特性，另一類可測試氣流及散熱特性。第一類風洞中，樣車或模型置于可旋轉的園臺上，四輪置放在4個特殊而精密的大天平上，可測量氣動力特性，例如阻力、升力、側向力等分量，車身表面各點氣流壓力及周圍的氣流場。
第二類風洞中，有模擬自然條件的強光及溫濕度控制，可進行樣車及模型在各種速度變化下的溫度測試。在現代風洞試驗中，為了準確快捷，有的公司采用了新技術，例如福特汽車公司采用了一種“壓力感應油漆”（PSP）涂抹在被測試車型上，當汽車涂上這種壓力感應油漆后，工程師便可以在15分鐘內對汽車的空氣動力學性能進行一次全面的測試。
展開 極大規模整車氣動數值模擬——構筑數字風洞基礎框架
一、背景
在汽車設計和改型中，數值計算和風洞試驗是評估氣動性能的兩大手段。風洞試驗模型制作和試驗實施的周期長，成本高，因此如何減少風洞實驗次數，提高汽車設計效率，一直是汽車設計及空氣動力學領域研究的重點。
數字風洞即風洞的數字化，是遵循數字孿生理念，通過高保真數值計算、機器學習等技術手段，將物理風洞試驗設施和試驗過程1:1還原到數字世界，從而具備實施高置信數字風洞試驗的能力。通過數字風洞試驗，可以取代部分早期風洞試驗車次和部分風洞試驗，從而緩解風洞試驗成本高、周期長與旺盛試驗需求之間的矛盾。
國家超級計算無錫中心神工坊團隊，依托我國最先進的國產自主超級計算機神威·太湖之光，自主研制了結構網格自適應框架（SAMR[1]）與格子玻爾茲曼流場求解器（LBM[2],Lattice Boltzmann Method)，形成了自主數值風洞軟硬件基礎框架，可以高效地為汽車氣動仿真賦能。
二、方法
下面對40m/s(或144km/h)速度下的Ahmed標準汽車模型（25°后背角）與某實車模型進行數值模擬。
（1）網格生成: 采用國家超級計算無錫中心自主開發的結構網格自適應加密框架，可對汽車中復雜幾何表面以及流場變化劇烈的地方進行自動加密。
（2）流場求解器:采用國家超級計算無錫中心自主開發的基于多層加密格子玻爾茲曼方法的流場求解器，具有并行效率高且易于處理復雜幾何等優點。
（3）湍流模型：選用Smagorinsky模型，它是一種簡單的大渦模擬模型，且易于在格子玻爾茲曼方法中實現。
三、結果
（1）汽車模擬驗證
1.1 網格規模：網格規模6.2億，采用了8層網格加密。并行規模約13萬核（含主核與從核)。注:這里采用6億網格主要是為了驗證大規模計算能力，在小規模網格的算例中我們也得到了與實驗基本吻合的阻力系數。
展開 機翼防冰布局方案設計
整個過程說起來很簡單，但是所涉及工作繁多，需要大量的計算和試驗（結冰風洞試驗、測力風洞試驗）。下面從這個過程中需要的數值模擬方法方面給大家管中窺豹一下！
機翼會結什么樣的冰？
這個其實說來話長，長到適航規章專門用一個附錄C、一個附錄O來規定結冰的氣象條件。而飛機設計機構還要給出每個飛行階段的飛行包線、狀態來定義飛行條件。設計人員需要通過計算、結冰風洞試驗從上述條件中確定每個飛行階段對飛機氣動特性影響最惡劣的冰形。需要說明的是為了降低結冰風洞試驗的堵塞堵，需要在進行結冰風洞之前需要進行混合翼設計。同時為了試驗狀態在試驗設備的能力包線之內，需要進行結冰試驗參數相似轉換。
冰形的計算（二維）
混合翼設計
冰風洞試驗
機翼結冰對氣動特性的影響
飛機本身外形就特別復雜，流動就更復雜了。為了獲取飛機結冰前后的氣動特性，需要進行全機氣動力的計算。在計算前需要進行全機計算網格生成。全機計算網格生成一般分為結構網格生成和非結構網格生成。
全機流動復雜
全機結構網格拓撲
全機非結構網格
計算后處理
飛機帶冰前后計算結果的后處理，可用Tecplot或者CFD-Post進行。
展開 層流機翼設計技術現狀與發展
為進一步響應“綠色航空”號召，一飛院帶領國內眾多航空院校、研究院所，通過開展民用飛機層流機翼設計理念、設計方法、風洞試驗及飛行驗證等研究，基本具備民用飛機自然層流翼型/機翼設計和自然層流短艙設計能力，為我國民用飛機層流機翼設計提供技術支撐。
2.4 風洞試驗及測量技術
風洞試驗是研究層流機翼特性、驗證設計結果的重要手段，國內外開展的關于層流機翼的發展計劃中均將層流風洞試驗作為重要的研究手段和技術提升方向之一。美國從20世紀30年代就開始通過風洞煙霧試驗研究不平機翼表面設計對湍流的影響。80年代利用F-14飛機試驗研究了后掠角對層流品質的影響，并進行了高速風洞的層流流場顯示試驗。近年來，在歐美各項計劃的推動下，國外開展了大量關于高速層流機翼的風洞試驗研究，如圖4所示，為NTF、HST、ONERA和ETW風洞的層流翼型和機翼的風洞試驗。
圖4 國外高速層流機翼風洞試驗
國內對自然層流機翼的研究起步相對較晚，由早期NPU2-L72513等層流翼型的二元風洞試驗研究逐漸發展至目前三維層流機翼的試驗研究，在層流的風洞試驗技術、測試技術、數據處理技術等領域取得了較為豐碩的研究成果。2020年航空工業氣動院FL-62風洞的建成，進一步為我國先進民用層流機翼的風洞試驗創造了更高品質的條件。
圖5 一飛院高速層流試驗
自然層流機翼的風洞試驗重點需要測量機翼的氣動力特性和轉捩位置，兩者都離不開機翼上下表面層、湍流區域的精準測量，因此轉捩判定是層流風洞試驗的主要目的。風洞試驗中用來判斷轉捩位置的方法通常有：油流法、升華法、紅外成像技術（Infrared）、粒子圖像測速技術（PIV）、壓力敏感涂料技術（PSP）、溫度敏感涂料技術（TSP）等。
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列車氣動外形分析：車頭越尖越好嗎？
以往對于列車、汽車、飛機等進行外形氣動分析，依靠的主要是按比例縮小的風洞模型試驗。簡單地說，就是按一定比例做一個產品的縮小模型，將它靜置于一個高速空氣流動的環境，風向與模型車頭的方向相逆，以模擬產品在真實環境中行進的情況，并從中測算風阻等數據。目前，很多重要交通、國防裝備依然要進行風洞試驗。央視紀錄片《超級工程》曾出現CRRC動車組縮小比例模型風洞試驗的畫面。
CRRC風洞試驗（圖片來自紀錄片《超級工程》，侵權請聯系刪除）
但隨著20世紀60年代起計算流體力學理論（CFD）和計算機的發展，CFD相關軟件在這些裝備的氣動分析方面起著越來越重要的作用。人們通過質量守恒、動量守恒和能量守恒三大方程為世界上大多數物理、化學現象建立了離散化的數學模型并不斷完善，而計算機技術的發展有支持了復雜幾何和現象的大規模運算。加上對于高速列車、大型飛機的風洞試驗成本極高、周期長，而CFD技術則更有效率上的優勢。有分析稱，目前90%的風洞試驗已被CFD模擬所取代。所以，一個算法完善的CFD工具在計算列車風阻上已不存在問題。
這里散仙使用Star-CCM+進行列車風洞系統建模和CFD模擬。首先依照國內比較常見的A型高鐵列車頭建模，列車截面寬3m，高3.8m，總長約50m，列車頭型按常見的和諧號建模。車底和其余部位做了幾何簡化。并置于一個長60m、寬15m、高10m的長方體風洞中。按直線行進時速300km計，邊界條件設置為入口83.3m/s，計算模型使用穩態、k-ε湍流模型、分離流等模型。網格基本尺寸為0.2m；邊界層取三層，邊界層的網格生長率為1.3，總厚度取網格基本尺寸的10%。待各殘差趨于穩定后得到阻力的圖像和車頭處的速度矢量圖如下。
可以看到，對于這種速度和車型，氣動阻力在大約25000到26300N之間。
展開 大型系留氣球的風洞研究之CFD驗證
（因此，有必要針對大型系留氣球重新開展風洞實驗及仿真分析）
如參考文獻1所述，雷諾數與實際飛行條件相比低了近兩個數量級。雷諾數對阻力有很大影響，因此需要更新空氣動力數據庫。這就要求在更高的速度下進行風洞試驗，并使用比以前更大的模型，使實驗結果的雷諾數比實際飛行條件低大約一個數量級。這些實驗數據記錄在參考文獻1中。參考文獻1中記錄了這一實驗數據，與參考文獻2至7中類似但更小的系留氣球和飛艇形狀的歷史空氣動力學和方法進行了比較。CFD方法在2010年的試驗條件下進行了驗證，在Alpha和Beta不同角度的力和力矩系數以及壓力分布進行了良好的比較。然后將驗證后的CFD方法應用于運行中的系留氣球。這些運行中的系留氣球將具有風洞無法表示的效應，例如全尺寸系留氣球的雷諾數效應（球體長度可達約120米）。
圖1顯示了雷諾數改進的過程。GLM風洞數據使雷諾數比歷史上（2010年以前）的小比例試驗提高了一個數量級。一旦CFD方法在2010年的試驗雷諾數下得到驗證，CFD方法就可以在全尺寸飛行的系留氣球雷諾數下使用，因此不需要縮放。此外，從2010年風洞模型到運行中的系留氣球的微小結構變化都可以通過CFD進行驗證分析。請注意，圖1中的小縮比設施如下：
1）NSWC是位于馬里蘭州卡德洛克分部的海軍水面作戰中心風洞。
2) Davidson是位于新澤西州史蒂文斯理工學院的Davidson旋轉臂水箱。
3) UT是位于安大略省的多倫多大學航空航天研究所風洞
4) GLM是參考文獻1中討論的馬里蘭州的Glenn L. Martin風洞。
圖 1 全尺寸和小尺寸的雷諾數比較
氣動數據庫的更新將繼續以歷史分析工具為基礎，并對其進行驗證，特別是針對大型系留氣球。
展開 活性材料和結構成為熱點，形狀記憶材料逐步成熟
今年年初，該團隊使用力敏團材料對復合材料樣品進行了疲勞載荷下的損傷監測演示，試驗表明，該力敏團材料能夠達到預期的結構損傷監測效果。
在美國海軍資助下，中佛羅里達大學的研究人員提出了一種使用機電耦合材料消除結構共振的方法。2018年底，研究團隊在葉盤結構上對該方法進行了試驗驗證。該方法通過有效減少多種振動模式中的有害振動，減少與葉片高周疲勞和故障失效相關的維護、修理和大修成本。
美國空軍研究人員開發了一種液晶彈性體材料，在一定條件下，該材料可以從平面狀態變形產生三維形貌。研究團隊使用高保真度模型對產生有利表面拓撲特征的復雜材料平面圖進行仿真，并且在3月份完成了實際壓力載荷下的風洞試驗。該材料可用于制造渦流發生器和分布式粗糙元件，從而能夠在一系列飛行條件下減小阻力并增加穩定性和可控性。
使用活性材料，特別是固態、堅硬、高度緊湊型的形狀記憶合金（SMA）組件，改進傳統風洞試驗方法，也是2018年的研究重點。傳統風洞試驗需要更換多個固定零部件，但遠程控制的風洞模型可使用移動、可控結構取代這些幾乎剛性的零部件，從而提高試驗效率和數據質量，并降低風洞試驗的成本。2018年，由波音公司、歐洲跨音速風洞、美國宇航局（NASA）蘭利研究中心和德國的Deharde Maschinenbau公司（創立于1909年的航空航天高精度零件供應商）組成的團隊研發了多種基于SMA的遙控組件，并在低溫高速風洞中對其進行測試，該測試將持續到2019年。
展開 飛機結冰的那些事（2） Spring-Ice結冰軟件介紹
軟件背景介紹
這款結冰程序命名為Spring-Ice，結冰程序基于目前公開發表的結冰預測理論編寫而成，同時參考冰風洞試驗數據對程序進行了修正。該程序旨在提供一種臨界性與準確性兼顧的冰形計算工具（冰形計算器），以期應用于民機適航取證工作，作為Lewice、Fensap軟件的補充和驗證工具。
Spring-Ice結冰程序從2017年12月開始正式的編寫工作，至2018年3月完成水滴軌跡計算。
2018年6月流場的計算由有限元法變更為面元法。
2019年7月完成結冰模型程序的編寫。
2019年8月份完成與冰風洞試驗的對比以及界面制作。
2. 原理
Spring-Ice結冰程序主要模塊與原理如下：
1） 流場計算。流場計算采用面元法，提高了流場計算效率以及后續水滴軌跡的計算效率；
2） 水滴軌跡計算。采用拉格朗日法，并基于二分法預測水滴收集系數。目前針對二分法計算效率低的問題，研發團隊已經提出了特征線插值法，準備用于下一版本的軟件升級。
3） 結冰模型。基于經典Messinger結冰模型預測結冰量。
程序界面如下圖所示：
圖1 Spring-Ice界面
實際的程序除上述三大塊原理部分還有必要的數據前后處理：
1） 前處理模塊主要針對輸入節點數目過多（高于150個點）數據進行簡化處理以提高計算效率，同時對輸入數據中的重復數據進行刪除。
2） 后處理模塊主要對產生冰形進行光順處理。
3） 數據輸出，根據輸入工況名稱輸出冰形數據。
3.
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