王洪偉， 李先哲， 宋展

哈爾濱飛機工業(yè)集團有限責任公司， 哈爾濱　150066

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通用飛機結冰適航驗證關鍵技術及工程應用

王洪偉*， 李先哲， 宋展

哈爾濱飛機工業(yè)集團有限責任公司， 哈爾濱150066

摘要:民用飛機為獲得在結冰環(huán)境中的運營許可，必須按照適航當局發(fā)布的有關結冰適航條款進行結冰適航驗證。與大型運輸類飛機相比，通用飛機自身的特點決定了其面臨更加嚴重的結冰問題和更加苛刻的結冰適航驗證要求。主要以美國FAA發(fā)布的相關結冰適航文件為基礎，結合國際上最新的飛機結冰研究成果，并以某通用飛機結冰適航驗證的實際工程過程為例，論述通用飛機結冰適航驗證中的一些關鍵技術現(xiàn)狀、要求及發(fā)展趨勢。通過論述可知，當前通用飛機的結冰適航驗證需要采用多種適航驗證技術的有機組合才能完成，結冰問題已經成為飛機總體氣動設計中不可分割的組成部分。

關鍵詞:結冰； 數(shù)值模擬； 風洞試驗； 飛行試驗； 適航

飛機結冰是危害飛機飛行安全的重要因素之一，據(jù)統(tǒng)計[1], 在1978年至2002年期間，美國NTSB數(shù)據(jù)庫共記錄了645起與結冰有關的飛行事故或事件，同期美國NASA的ASRS(Aviation Safety Reporting System)則記錄了299起與結冰有關的飛行事故或事件。飛機機體表面關鍵部位上的嚴重結冰或機體關鍵外露傳感器上的嚴重結冰可能會引發(fā)墜機事故，因此包括美國適航當局FAA在內的各國適航管理部門對飛機在結冰環(huán)境中的飛行安全問題極為重視。

美國FAA對通用飛機(專指小型固定翼飛機)的適航審定基礎是FAR23部，對通用飛機結冰適航審定的總體要求條款是FAR23.1419“防冰”。隨著適航技術的發(fā)展和飛行安全要求的逐步提高，F(xiàn)AA每隔一定時期就對FAR23部進行修訂，當前有效的版本是2012年頒布的FAR23-62修正案。從1993年頒布的FAR23-43修正案開始，F(xiàn)AA在FAR23.1419“防冰”條款中增加了一項專門要求，即：“飛機防冰系統(tǒng)必須通過試驗來演示在FAR25部附錄C確定的連續(xù)最大大氣結冰條件和間斷最大大氣結冰條件下飛機能夠安全運行。能夠安全運行是指飛機的性能、操縱性、機動性和穩(wěn)定性不會低于FAR23部B 章的要求?！盕AA對大型運輸類飛機的適航審定基礎是FAR25部，在FAR25.1419“防冰”條款中卻至今沒有規(guī)定大型運輸類飛機在結冰條件下的性能、操縱性、機動性和穩(wěn)定性需要滿足FAR25部B 章的要求。針對FAR23.1419“防冰”條款中所增加的上述專門要求，F(xiàn)AA在1990年發(fā)布的技術通報No. 55 FR 40598中給出了解釋，即：“FAR23部通用飛機需要滿足的結冰環(huán)境與FAR25部運輸類飛機的結冰環(huán)境是一致的,均為FAR25部附錄C規(guī)定的連續(xù)最大和間斷最大大氣結冰條件；但FAR23部通用飛機的飛行性能通常低于FAR25部運輸類飛機，一旦遇到結冰云，F(xiàn)AR23部通用飛機不能迅速擺脫結冰環(huán)境；另外FAR23部通用飛機的外形尺寸通常小于FAR25部運輸類飛機，因此FAR23部通用飛機的機翼/尾翼前緣具有更高的過冷水滴收集效率；在相同的結冰條件下，F(xiàn)AR23部通用飛機上的冰形生長速率更快，結冰對FAR23部通用飛機的飛行性能和飛行特性的影響要更加嚴重?！币虼耍現(xiàn)AA對FAR23部通用飛機在結冰環(huán)境下的飛行安全提出了更加嚴格的要求，通用飛機的結冰適航驗證也因此成為適航申請人所面臨的一項重大技術難題。

運12系列通用飛機在20世紀80年代進行過飛機防冰適航驗證，并獲得美國FAA和中國CAAC頒發(fā)的結冰環(huán)境下飛行的適航許可。運7系列運輸機也進行過結冰適航驗證，并獲得中國CAAC頒發(fā)的適航許可。但是從20世紀80年代至今的約30年期間，國際上關于飛機結冰問題的技術研究取得了長足的發(fā)展，各國適航當局在分析總結大量結冰飛行事故/事件的基礎上也不斷地提高飛機結冰適航驗證標準。美國FAA針對FAR23.1419“防冰”條款的主要適航驗證指導文件是咨詢通報AC23.1419。FAA在1986年頒布了該咨詢通報的第1個版本AC23.1419-1，截止2007年，F(xiàn)AA對AC23.1419共進行了5次版本修訂和升級，現(xiàn)行有效的版本是AC23.1419-2D[2]。從AC23.1419-2B版本開始，F(xiàn)AA逐步明確提出了FAR23部通用飛機需要對周期冰(Intercycle Ice)、殘留冰(Residual Ice)、溢流冰(Runback Ice)、粗糙冰(Roughness Ice)、過冷大水滴結冰(SLD/Supercooled Large Drops Ice)、除防冰系統(tǒng)啟動前冰(Pre-Activation Ice)等典型結冰情況進行適航驗證。

哈爾濱飛機工業(yè)集團有限責任公司目前正在研制一款全新的雙發(fā)渦槳通用飛機，并于2006年向FAA和CAAC申請型號合格證，其中包括要取得在已知結冰條件下飛行的適航許可。該新型通用飛機的適航審定基礎是FAA在2002年頒布的FAR23-55修正案；關于FAR23.1419“防冰”條款的主要適航驗證指導文件是FAA分別在2007年和2006年發(fā)布的、且至今有效的咨詢通報AC23.1419-2D[2]和咨詢通報AC20-73A[3]。

由于美國FAA在民用飛機適航審定方面處于世界領先地位，因此本文主要以美國FAA發(fā)布的相關結冰適航文件為基礎,結合國際上最新的飛機結冰研究成果,并以哈爾濱飛機工業(yè)集團有限責任公司的新型通用飛機(文中將統(tǒng)一稱作“某型通用飛機”)結冰適航驗證的實際過程為例，論述通用飛機結冰適航驗證的技術現(xiàn)狀、要求及發(fā)展趨勢，并從適航申請人的角度針對結冰適航驗證過程中所采取的一些關鍵技術、方法進行論述和探討。

1結冰適航驗證相關適航條款及咨詢通報

飛機所有迎風部件均可能出現(xiàn)結冰，但從飛行安全角度考慮，適航當局主要關心可能影響到飛機飛行性能/特性、機載系統(tǒng)/設備正常工作等飛機關鍵部位處的結冰。參考文獻[3]中指出：對于常規(guī)布局的通用飛機，需要考慮如下位置的結冰問題：機翼/尾翼前緣、駕駛艙風擋、發(fā)動機進氣系統(tǒng)、外部重要傳感器(包括空速管、失速警告器等)、螺旋槳、操縱面無遮蔽氣動角補償前緣、燃油箱通氣孔、附件冷卻空氣入口、機頭整流罩、起落架等部位。

FAA對申請人的結冰適航審定分為2類:一類是“無意中進入結冰條件”的適航審定,即基本型飛機的適航審定;另一類是“在已知的、和預報的結冰條件下有意運行”的適航審定。申請人可以任選一種進行適航驗證，但申請人如果僅獲得“無意中進入結冰條件”類的適航許可，則在飛行航線上有已知的或預報的結冰條件時，飛機禁止飛行，這必將影響飛機的使用范圍。如果申請人獲得“在已知的、和預報的結冰條件下有意運行”類的適航許可，則飛機可以在FAR25部附錄C規(guī)定的結冰條件范圍內持續(xù)飛行。

對于“無意中進入結冰條件”類的適航審定，F(xiàn)AA要求飛機在無意中遇到結冰條件時，飛機必須有一定的安全保障，要求飛機的各系統(tǒng)、設備在遇到結冰條件時能正常工作，飛行員能操縱飛機及時退出結冰環(huán)境。表1給出了FAR23部通用飛機在申請“無意中進入結冰條件”類的適航驗證中需要涉及到的與防冰有關的系統(tǒng)及設備適航條款。

對于“在已知的、和預報的結冰條件下有意運行”類的適航審定，F(xiàn)AA首先要求飛機要滿足表1所列的與系統(tǒng)和設備防冰有關的各項條款要求，此外，F(xiàn)AA要求飛機還要滿足表2所列的與結冰有關的附加適航條款要求。

為了指導適航申請人按照表1和表2所列條款進行結冰適航驗證，F(xiàn)AA發(fā)布了一系列關于FAR23部通用飛機結冰適航驗證的咨詢通報，見參考文獻[2-17]。

某型通用飛機目前正按照FAR23部相關條款要求及咨詢通報要求進行“在已知的、和預報的結冰條件下有意運行”類的結冰適航驗證。

表1　申請“無意中進入結冰條件”類的FAR23部要求

表2　 申請“在已知的、和預報的結冰條件下有意運行”類的附加FAR23部要求

2通用飛機結冰適航驗證關鍵技術

FAR23.1419條款是針對申請“在已知的、和預報的結冰條件下有意運行”類的通用飛機進行結冰適航驗證的總體要求，F(xiàn)AR23.1419(b)條款要求飛機及其部件必須在經測定的自然結冰條件下進行飛行試驗,即自然結冰飛行試驗，以綜合檢查在結冰條件下飛機各系統(tǒng)的功能、飛行性能和飛行特性。由于滿足FAR25部附錄C的自然結冰條件很難遇到，并且自然結冰氣象參數(shù)也很難保持恒定,以及自然結冰試飛中飛機機體上的結冰不斷地生長和脫落，因此自然結冰試飛技術不可能完成FAR23.1419(a)條款要求的對FAR23部B章各項性能和飛行特性適航條款的檢查驗證。因此FAR23.1419(b)(2)款要求增加干燥空氣的飛行試驗，參考文獻[2]則更明確地指出應該采用帶模擬冰形的干空氣飛行試驗進行FAR23部B章性能和飛行特性適航條款的檢查驗證。進行帶模擬冰形的干空氣試飛需要制作人工模擬冰形，因此就需要采用結冰數(shù)值模擬技術、地面結冰風洞試驗技術等方法來獲取必要的冰形形狀以及冰形在飛機機體上的生長位置。此外，飛機的機翼/尾翼前緣、發(fā)動機進氣道唇口等部位通常要設計防冰/除冰裝置進行結冰防護，因此也需要采用結冰數(shù)值模擬技術、地面結冰風洞試驗技術或其他方法分析過冷水滴的沖擊極限，確定結冰防護范圍。

本文將主要對結冰數(shù)值模擬技術、結冰風洞試驗技術、帶模擬冰形的干空氣飛行試驗技術、自然結冰飛行試驗技術等技術現(xiàn)狀、FAA的相關適航技術要求以及某型通用飛機對上述適航驗證技術的具體實施方法進行了論述，以提供一個基本完整的通用飛機結冰適航驗證過程實例。此外，還對通用飛機結冰適航技術的發(fā)展趨勢及對飛機總體氣動設計技術的影響進行了展望。

2.1結冰數(shù)值模擬技術

結冰數(shù)值模擬技術是當今飛機結冰技術研究中發(fā)展最快的一個領域，國際上已相繼出現(xiàn)了一些比較成熟的結冰數(shù)值模擬軟件，包括美國NASA的LEWICE軟件[18-19]、意大利的CIRAMIL軟件[20-22]以及加拿大的FENSAP-ICE軟件[23-25]等，并在實際工程領域得到應用。美國NASA的LEWICE結冰數(shù)值模擬軟件采用求解勢流方程或Euler方程得到氣流流場、采用Lagrange方法確定水滴微粒的運動軌跡，結冰模型則采用經典的Messinger模型[26]。加拿大的FENSAP-ICE軟件則是目前比較流行的商業(yè)結冰數(shù)值模擬軟件，與LEWICE軟件相比，在數(shù)值模擬方法上做了較大的改進，該軟件采用N-S方程求解氣流流場、采用Euler法計算水滴微粒的運動軌跡，對結冰模型也做了部分改進。

盡管目前結冰數(shù)值模擬技術發(fā)展很快，但在實際工程應用上還不完善或存在一定的限制。飛機在FAR25部附錄C規(guī)定的連續(xù)最大和間斷最大大氣結冰條件下所結的冰形是很復雜的，再考慮到飛機除防冰系統(tǒng)工作，則在防護部位上所結的冰形會更加復雜。目前的結冰理論模型對飛機防護部位上所結的周期冰、殘留冰和溢流冰等冰形的預測還不能達到工程實用階段，但對于預測未防護部位所結的明冰(Clear Ice)、霜冰(Rime Ice)以及分析水滴沖擊極限等方面已經可以替代成本較高的試驗技術方法。

在當前的結冰適航驗證實踐中，利用結冰數(shù)值模擬技術確定結冰防護范圍以及確定未防護部位上的結冰(包括除防冰系統(tǒng)故障時防護部位上的結冰)已經得到FAA的認可[2-3]，但FAA會要求對采用的結冰數(shù)值模擬軟件進行鑒定，即適航申請人或結冰數(shù)值模擬軟件供應商應向FAA提供軟件模擬結果與結冰試驗結果的對比數(shù)據(jù)，證明在規(guī)定的結冰條件范圍內該軟件的模擬計算結果是可信的。

利用結冰數(shù)值模擬技術確定結冰防護范圍時，F(xiàn)AA要求采用平均直徑為50 μm的水滴(屬于FAR25部附錄C間斷最大大氣結冰條件)、水滴大小按Langmuir D分布[3]的條件計算沖擊極限，防護范圍應該從機翼/尾翼前緣向后延伸,直至局部水滴收集率降到0.1的弦向位置[3]；此外，F(xiàn)AA也允許采用平均直徑為40 μm的水滴計算沖擊極限[27]。計算機翼沖擊極限時的典型飛行階段至少應考慮航路爬升、巡航、以速度VMO(Maximum Operating Limit Speed)應急高速下降等飛行狀態(tài)。機翼下表面的最大沖擊極限情況通常出現(xiàn)在航路爬升階段，機翼上表面的最大沖擊極限情況通常出現(xiàn)在應急高速下降階段或巡航階段。

某型通用飛機的機翼/尾翼前緣約95%展長范圍采用氣動除冰套進行除冰防護，剩余5%展長范圍(包括機翼/尾翼根部前緣和尖部前緣、緊鄰發(fā)房的機翼前緣)沒有進行除冰防護，利用LEWICE軟件對機翼/尾翼前緣進行了弦向水滴沖擊極限分析，采用的平均水滴直徑為40 μm、水滴按Langmuir A分布。某型通用飛機機翼前緣除冰套的弦向防護范圍最終延伸到機翼上/下表面局部水滴收集率降到0.1的弦向位置。

某型通用飛機機翼/尾翼前緣未防護部位、除冰套故障時防護部位上的冰形則是采用FENSAP-ICE軟件進行分析計算的，模擬結冰條件符合FAR25部附錄C的規(guī)定。圖1是利用FENSAP-ICE軟件計算得到的某型通用飛機在層云中(即FAR25部附錄C連續(xù)最大大氣結冰條件)進行45 min待機飛行時機翼翼尖前緣未防護部位上的一個冰形，計算條件是：液態(tài)水含量LWC(Liquid Water Content)為0.5 g/m3、平均水滴直徑MVD(Median Volume Diameter)為22 μm、外界環(huán)境溫度OAT(Outside Ambient Temperature)為-5 ℃、結冰時間為45 min、速度為162 kts(1 kts=1.852 km/h)。由圖1可以看出該待機冰形是雙角明冰，上冰角很明顯,冰角高度約為1.3 inch(1 inch=25.4 mm)。

圖145 min待機生成的機翼前緣冰形(翼型弦長1)
Fig. 1Ice shape on wing leading edge after 45 min holding (airfoil chord length 1)

2.2結冰風洞試驗技術

在結冰適航驗證過程中， FAA會要求適航申請人對周期冰、殘留冰、溢流冰、粗糙冰、過冷大水滴結冰、除防冰系統(tǒng)啟動前冰等典型結冰情況進行適航驗證,或從中篩選出一個或多個對性能或飛行特性臨界的冰形進行適航驗證[2]。

如前所述，當代的結冰數(shù)值模擬技術在FAR25部附錄C規(guī)定的結冰條件下對未防護表面的結冰預測技術已經逐漸成熟，可以應用在型號適航驗證中。但結冰數(shù)值模擬技術對周期冰、殘留冰、溢流冰、粗糙冰、過冷大水滴結冰、啟動前冰等還不能很好地模擬，F(xiàn)AA對獲取上述冰形認可的技術方法主要包括結冰風洞試驗技術、自然結冰飛行試驗技術、結冰噴灑機(Icing Tanker)試驗技術[2-3]。在這些試驗技術中，結冰風洞試驗技術的相對試驗成本最低，并且對結冰試驗條件和狀態(tài)能夠實現(xiàn)精確控制；但結冰風洞的試驗段截面尺寸有限，對于尺寸較大的試驗件，將不能進行1∶1的全尺寸模擬試驗，因此會影響試驗結果的準確性。目前，結冰風洞試驗技術已經成為適航申請人獲取周期冰、殘留冰、溢流冰、粗糙冰、過冷大水滴結冰、除防冰系統(tǒng)啟動前冰等冰形的主要技術手段。

世界上比較著名的大型結冰研究風洞主要有兩座，即美國NASA Glenn的結冰風洞和意大利Cira的結冰風洞，二者均能對FAR25部附錄C規(guī)定的結冰條件進行模擬試驗。其中NASA Glenn的結冰風洞是不可調壓的常壓風洞，因此不能模擬飛行高度對結冰形狀的影響，意大利Cira的結冰風洞則是可調壓風洞。目前的試驗研究成果表明外界環(huán)境壓力對結冰形狀影響很小，因此常壓結冰風洞也可以用于研究一定飛行高度上的飛機結冰問題[28-31]。

結冰風洞試驗技術經過多年的發(fā)展，對FAR25部附錄C結冰范圍內的試驗模擬技術已經比較成熟，結冰風洞試驗的無量綱相似參數(shù)主要包括[32]：水滴修正慣性參數(shù)K0；水滴積聚參數(shù)Ac；前緣駐點處的凍結系數(shù)n0；相對熱力因子b；蒸發(fā)-對流熱傳遞因子rΛ；水滴能量傳遞參數(shù)φ；空氣能量傳遞參數(shù)θ；水膜毛細數(shù)Ca；基于水滴直徑的韋伯數(shù)Weδ；基于翼型前緣直徑的雷諾數(shù)Rea；試驗馬赫數(shù)Ma。上述參數(shù)中最重要的相似參數(shù)是K0、Ac和n0。由于目前的試驗技術限制，不可能對上述相似參數(shù)全部進行模擬，只能選出部分相似參數(shù)進行模擬，由此發(fā)展出不同的模擬方法，比較著名的有Olsen方法(模擬相似參數(shù)K0、Ac、n0、Ca、Rea、Weδ、Ma)和Modified Ruff方法(模擬相似參數(shù)K0、Ac、n0、φ)[32]。通過相似參數(shù)的模擬，既可以進行縮比模型的試驗,也可以進行結冰參數(shù)的轉換試驗。由于缺乏可靠的試驗結果支持，F(xiàn)AA目前不支持適航申請人利用縮比試驗模型及相應的縮比結冰防護系統(tǒng)進行周期冰和溢流冰的結冰風洞試驗研究[3]。

結冰風洞試驗均有試驗段的堵塞度限制，如果試驗模型在試驗段橫截面上的投影面積與試驗段橫截面積之比超過了10%，則需要考慮試驗模型堵塞度對結冰風洞試驗的空氣動力相似和熱動力相似的不利影響[3]。如果試驗模型太大又不允許進行縮比，可以考慮采用混合模型設計(Hybrid Airfoil Design)技術進行結冰試驗模型設計及結冰風洞試驗，該混合試驗模型的前緣形狀及尺寸與真實飛機是完全一致的，但試驗模型的后體則是一個縮小尺寸的模型[33]。

由于梯形機翼/尾翼外段的翼型尺寸一般相對較小，因此水滴修正慣性參數(shù)K0相對較大，結冰嚴重，適航申請人至少應截取機翼/尾翼外段的一部分進行結冰風洞試驗研究。在加工制作結冰風洞試驗模型時，模型前緣表面的設計細節(jié)一定要與實際生產型飛機一致，包括蒙皮對接、口蓋、鉚釘/螺釘?shù)犬a生的縫隙和臺階；如果生產型飛機機翼/尾翼采用可拆卸前緣，則可拆卸前緣與主翼間的展向對接縫隙也一定要模擬。結冰風洞試驗模型的后體一般只需要保證所需的外形及模型安裝所需的強度/剛度即可。

在某型通用飛機結冰風洞試驗項目中，分別制作了機翼外段1∶1試驗模型和平尾外段1∶1試驗模型；試驗模型前緣按飛機維護要求安裝生產型飛機的氣動除冰套，氣動除冰套的自動循環(huán)工作周期是1 min，并在美國Cox & Co.常壓結冰風洞中進行了關于周期冰、粗糙冰、溢流冰、啟動前冰等冰形的結冰風洞試驗。表3是某型通用飛機結冰風洞試驗條件的一個目標矩陣示例，由于Cox & Co.結冰風洞的最大試驗風速為170 kts，低于表3中的巡航階段速度和下降階段速度，因此采用了Modified Ruff相似準則，通過調整LWC、MVD、靜溫、除冰套自動循環(huán)周期這4個試驗參數(shù)將巡航階段和下降階段的試驗速度降到了170 kts。SLD結冰條件已經超出FAR25附錄C規(guī)定的連續(xù)最大和間斷最大結冰條件，故用*表示結冰條件是空白。對于氣動除冰套系統(tǒng)，溢流冰一般出現(xiàn)在總溫接近0 ℃附近，并且溢流冰對溫度極為敏感，因此在進行溢流冰試驗時，需要在試驗過程中圍繞總溫0 ℃附近精細地調節(jié)試驗溫度(溫度調節(jié)步長0.5 ℃)，直至觀察到出現(xiàn)溢流冰狀態(tài)。

圖2為某型通用飛機結冰風洞試驗中機翼前緣較嚴重的周期冰冰形，冰形特征為模型前緣覆蓋冰帽,厚度約為0.28 inch，模型前緣上表面有迎風冰脊,冰脊平均高度為0.36 inch。表3中的序號3為該周期冰的試驗狀態(tài)，其凍結系數(shù)n0為1，表明該周期冰是在結霜冰狀態(tài)下得到的。圖3為某型通用飛機結冰風洞試驗中機翼前緣較嚴重的大水滴沖擊粗糙冰冰形，前緣粗糙度相當于80目砂紙，表3中的序號6為該粗糙冰的試驗狀態(tài)。圖4為某型通用飛機結冰風洞試驗中得到的機翼溢流冰，溢流冰位于機翼前緣除冰套上表面的弦向后半部分，由離散的冰脊和顆粒粗糙冰構成，冰脊高度不超過0.1 inch。圖5為某型通用飛機結冰風洞試驗中得到的機翼SLD，冰形特征為機翼前緣除冰套上表面弦向后半部分有離散的冰脊，冰脊高度不超過0.1 inch。

表3　結冰風洞試驗條件的目標矩陣

圖2機翼前緣周期冰
Fig. 2Intercycle ice on wing leading edge

圖3機翼前緣大水滴沖擊粗糙冰
Fig. 3Roughness ice of large drop impingement on wing leading edge

圖4機翼前緣上表面溢流冰
Fig. 4Runback ice on wing leading edge upper surface

圖5機翼前緣上表面SLD
Fig. 5SLD on wing leading edge upper surface

2.3帶模擬冰形的干空氣飛行試驗技術

如前所述，帶模擬冰形的干空氣飛行試驗是結冰適航驗證項目中必須開展的試驗。帶模擬冰形的干空氣飛行試驗的主要目的是按FAR23.1419(a)條款的要求，檢查驗證飛機在FAR25部附錄C規(guī)定的連續(xù)最大和間斷最大大氣結冰條件下，飛機的性能、操縱性、機動性和穩(wěn)定性不應低于FAR23部B章的要求。帶模擬冰形的干空氣試飛得出的飛行性能數(shù)據(jù)要編入《飛行手冊》的性能章節(jié)中，得出的飛行特性限制(例如對著陸襟翼的限制)則要寫入《飛行手冊》的限制章節(jié)中。

在帶模擬冰形的干空氣試飛中需要采用臨界冰形進行適航驗證，臨界冰形的概括性定義是[2]：“在規(guī)定的結冰條件下，在機體表面所產生的、且對特定的飛行安全要求具有最不利影響的結冰?！贬槍Σ煌娘w行安全要求，相應的臨界冰形可能是不同的；適航申請人在選擇確定各種臨界冰形時，應該主要從冰形對下述方面(但不包括全部)的影響進行考慮[3]，即：升力/最大升力、阻力、俯仰力矩、操縱力、操縱面運動、防護部位之后產生冰脊、溢流冰、振動/氣彈穩(wěn)定性、失速警告、失速特性、發(fā)動機功率、進氣道進氣、穩(wěn)定性/操縱性/機動性、配平、操縱面氣動補償、平尾/升降舵失速、垂尾/方向舵失速、脫落冰對發(fā)動機工作及機體結構損傷的影響等。

正是由于冰形對飛行安全影響的復雜性和多樣性，因此帶模擬冰形的干空氣試飛采用的冰形至少需要考慮2個要求[2]。

1) 按飛行階段的結冰包括：起飛階段結冰、爬升階段結冰、巡航階段結冰、待機階段結冰、進場和著陸階段結冰。

2) 按典型冰形考慮包括：啟動前冰、周期冰、殘留冰、溢流冰、大水滴粗糙冰、過冷大水滴結冰以及除防冰系統(tǒng)故障結冰(Failure Ice)。

FAA并沒有明確指出FAR23部B章中每項適航條款驗證是否需要考慮結冰問題以及每項適航條款驗證應該對應哪種冰形。從適航申請人的角度考慮，如果FAR23部B章每項條款都要驗證上述所有冰形，顯然帶模擬冰形的干空氣試飛工作量會增加到難以執(zhí)行的程度，并且也是沒有必要的。FAA允許從上述冰形中選出最臨界的冰形進行干空氣試飛驗證[2]，但如果為簡化試飛工作量而專門設計出一個對飛機所有氣動特性影響均是最臨界/最保守的冰形(一般情況下也很難論證出這樣的冰形)，則會使飛機的飛行性能和飛行特性嚴重降低，使試飛工作面臨極大的安全風險。因此如何將FAR23部B章的每項條款與各種驗證冰形進行優(yōu)化組合也正是考驗適航申請人適航驗證能力的一個體現(xiàn)。

本文通過研究上述各種冰形的典型結冰環(huán)境，結合某型通用飛機的飛行程序以及結冰防護系統(tǒng)的使用程序，以某型通用飛機為例給出各種典型冰形與FAR23部B章適航條款進行優(yōu)化組合的一個建議。由于飛機結冰與飛機自身的設計特征和使用程序緊密相關，因此本文給出的帶模擬冰形的干空氣試飛內容建議是否適用于其他通用飛機還需考慮該飛機自身的設計特征和使用程序與某型通用飛機的區(qū)別。

2.3.1起飛階段結冰

某型通用飛機的使用程序規(guī)定在起飛階段，即爬升到距跑道表面400 ft(1 ft= 0.304 8 m)高度之前不開啟機翼/尾翼的氣動除冰套，由于起飛過程很短暫，這時在機翼/尾翼前緣除冰套上應該形成顆粒狀的粗糙冰。如果在結冰風洞試驗中沒有進行起飛階段的結冰模擬試驗，則FAA允許在機翼/尾翼前緣直接噴涂100目金剛砂模擬起飛階段的粗糙冰[2],但需要適航申請人自己論證確定粗糙冰的弦向覆蓋范圍。某型通用飛機進行了起飛階段的結冰風洞試驗，得到了機翼/尾翼前緣粗糙冰的粗糙度及粗糙冰的弦向覆蓋范圍。因此將采用結冰風洞試驗得到的起飛階段的粗糙冰進行FAR23部B章中與起飛有關的飛行性能和飛行特性適航條款驗證。不建議采用其他更臨界的冰形代替起飛階段的粗糙冰，否則會使飛機的起飛性能嚴重降低。

2.3.2周期冰和殘留冰

周期冰和殘留冰是氣動除冰套正常循環(huán)工作下機翼/尾翼前緣防護部位上的結冰。某型通用飛機的使用程序允許在航路爬升、巡航、待機、下降、進場及部分著陸階段開啟機翼/尾翼前緣的氣動除冰套(在五邊進場著陸過程中僅要求在最后的第五邊著陸階段關閉機翼/尾翼前緣氣動除冰套)，因此與上述飛行階段有關的FAR23部B章的飛行性能和飛行特性條款應該考慮臨界周期冰和殘留冰的適航驗證問題。在除冰套正常循環(huán)工作下，殘留冰一般沒有周期冰嚴重[34]，并且某型通用飛機的結冰風洞試驗也證明這一觀點，因此殘留冰的干空氣飛行試驗就完全可以被更臨界的周期冰干空氣飛行試驗代替。

2.3.3大水滴粗糙冰

嚴重的大水滴粗糙冰通常是認為飛機短時間穿越含有過冷水滴的積云(即間斷最大大氣結冰條件，云層水平范圍為4.8 km)造成的，因此應通過結冰風洞試驗獲得臨界的大水滴粗糙冰。某些翼型的氣動特性對翼型前緣的粗糙冰是非常敏感的，NACA23012翼型前緣均勻噴涂40～80目金剛砂后使最大升力系數(shù)降低約25%[3]。圖6是根據(jù)表3中序號6的結冰風洞試驗結果，在某型通用飛機試驗模型的機翼前緣相應弦向范圍內均勻噴涂80目金剛砂后進行常規(guī)干空氣測力風洞試驗的結果，試驗結果表明：與機翼前緣無冰狀態(tài)相比，機翼前緣噴涂80目金剛砂后，翼身組合體的最大升力系數(shù)降低約0.3～0.4，該試驗的雷諾數(shù)Re=1×106、馬赫數(shù)Ma=0.18。圖6的試驗結果也存在一定的疑問，某型通用飛機的常規(guī)干空氣測力試驗模型是1∶8縮比模型，而試驗模型機翼前緣噴涂的是1∶1的80目粗糙冰；顆粒狀的80目粗糙冰如果也進行相應縮比則會變得過于微小，會完全淹沒在試驗模型表面的氣流附面層下。

圖6大水滴粗糙冰條件下翼身組合體升力系數(shù)CL-攻角α曲線(Re=1×106, Ma =0.18)
Fig. 6Curves of lift coefficient versus AoA for combination of wing and fuselage with large drops roughness ice (Re=1×106, Ma=0.18)

鑒于機翼前緣粗糙冰會明顯影響機翼的最大升力系數(shù)，因此FAR23部B章中的關于失速速度、失速特性、失速警告等條款需要考慮大水滴粗糙冰的干空氣試飛驗證。

2.3.4啟動前冰

參考文獻[2-3]均給出了除防冰系統(tǒng)啟動前冰的定義，即指除防冰系統(tǒng)在達到有效的工作狀態(tài)之前在防護部位上所結的冰形。啟動前冰的結冰時間包括：①如果裝有結冰探測器，結冰探測器探測出結冰并發(fā)出報警所需時間延遲；②如果沒有結冰探測器，飛行員通過觀察外部判據(jù)確定結冰所需時間延遲；③飛行員按《飛行手冊》規(guī)定程序啟動防冰系統(tǒng)所需的時間延遲；④防冰系統(tǒng)從啟動至有效工作所需的時間延遲。此外，對于機翼/尾翼前緣安裝氣動除冰套的早期通用飛機，《飛行手冊》中可能會規(guī)定飛行員需等待除冰套表面結冰達到規(guī)定厚度后(例如0.25 inch)才允許啟動氣動除冰套，則啟動前冰的結冰時間還應包括達到規(guī)定結冰厚度所需的時間延遲。對于裝有“現(xiàn)代除冰套(Modern Deicing Boot)”([3])的當代通用飛機，F(xiàn)AA建議一旦判明出現(xiàn)結冰情況就立即啟動氣動除冰套([35])，因此啟動前冰的結冰時間只包括本節(jié)①～④項所需的時間延遲。

適航申請人應當通過分析或試驗等手段確定啟動前冰的最大可能結冰時間， FAA建議的防冰系統(tǒng)(不是除冰系統(tǒng))啟動前冰的結冰試驗時間通常為0.5～2 min[2]。由于啟動前冰的結冰時間很短，因此啟動前冰通常也是粗糙冰。

某型通用飛機通過結冰風洞試驗進行了啟動前冰試驗研究。啟動前冰粗糙冰是在FAR25部附錄C連續(xù)最大大氣結冰條件下得到的[2]，沒有2.3.3節(jié)中的大水滴粗糙冰臨界(在FAR25部附錄C間斷最大大氣結冰條件下獲得)，因此在某型通用飛機帶模擬冰形的干空氣試飛中，決定用更臨界的大水滴粗糙冰代替啟動前冰，進行有關啟動前冰的試飛驗證。啟動前冰的干空氣試飛應至少檢查FAR23部B章中的失速警告和失速速度條款，以及開展屬于FAR23.143條款的“尾翼失速敏感性”試驗[2]。

部分現(xiàn)代通用飛機為滿足FAR23.207條款規(guī)定的至少5 kts失速警告余量要求，開始采用至少2套失速警告系統(tǒng)，一套在無結冰環(huán)境下使用,另一套在結冰環(huán)境下使用。由于啟動前冰是假定飛行員沒有察覺到結冰現(xiàn)象，因此啟動前冰對應的是無結冰條件下的失速警告系統(tǒng)。對于啟動前冰，F(xiàn)AA要求無結冰條件下的失速警告系統(tǒng)可以提供小于5 kts的失速警告余量，但失速警告余量必須是正值[2]，因此適航申請人必須通過適當?shù)脑O計技術及使用程序防止啟動前冰對失速速度有過大的影響。

2.3.5溢流冰

在早期的結冰適航驗證中，只有配備了加熱式防冰系統(tǒng)的通用飛機才考慮溢流冰問題。但在近期的結冰風洞試驗研究中，F(xiàn)AA發(fā)現(xiàn)對于機翼/尾翼前緣裝有除冰套的試驗模型，在FAR25部附錄C規(guī)定的連續(xù)最大大氣結冰條件范圍內,且在試驗總溫接近0 ℃的特定情況下，試驗模型的上/下表面會出現(xiàn)溢流冰；當機翼前緣上/下表面存在蒙皮對接的展向縫隙時，溢流冰還可能在表面展向縫隙的前面堆積成高度約0.3 inch的冰脊[35]。因此FAA增加了關于溢流冰現(xiàn)象的適航驗證。

某型通用飛機通過結冰風洞試驗對溢流冰進行了試驗研究，見圖4。結冰風洞試驗結果表明溢流冰主要出現(xiàn)在前緣除冰套上表面的弦向后半部分，冰脊高度很小,不超過0.1 inch，除冰套之后的模型上表面沒有溢流冰；因此適航申請人向FAA申請取消溢流冰的干空氣試飛驗證。

如果結冰風洞試驗以及常規(guī)干空氣測力風洞試驗表明溢流冰對飛機氣動力特性影響明顯，則在帶模擬冰形的干空氣飛行試驗中，建議優(yōu)先檢查驗證與飛行安全緊密相關的失速速度、失速警告、失速特性等條款。

2.3.6過冷大水滴結冰

過冷大水滴是指水滴直徑超出FAR25部附錄C規(guī)定的水滴直徑范圍的水滴，即水滴直徑超過了50 μm。過冷大水滴結冰條件一般包括凍毛毛雨(Freezing Drizzle)結冰和凍雨(Freezing Rain)結冰；凍毛毛雨的水滴直徑范圍為50～500 μm，凍雨的水滴直徑范圍大于500 μm[2-3]。由于1994年ATR72飛機在美國印第安納州的Roselawn上空遭遇凍雨及凍毛毛雨后發(fā)生墜機事故，F(xiàn)AA和NTSB通過結冰風洞試驗研究及在模擬結冰云中的飛行試驗研究復原了當時的結冰環(huán)境及飛行狀態(tài)，發(fā)現(xiàn)在總溫接近0 ℃的凍毛毛雨及凍雨結冰環(huán)境下，在機翼前緣防護范圍之后、副翼與主翼面展向縫隙之前的機翼上表面上會堆積出一道嚴重的展向冰脊，導致副翼操縱異常以及飛機出現(xiàn)快速滾轉。因此FAA要求適航申請人進行SLD結冰適航驗證[2]。

適航申請人首選的辦法應該是進行SLD結冰風洞試驗研究，F(xiàn)AA建議的FAR23部飛機SLD結冰試驗研究的參數(shù)范圍是LWC=0.33 g/m3、MVD=170 μm、總溫為-4.4～1.9 ℃[2]。由于SLD結冰條件的水滴分布范圍較大，目前世界上的主要結冰風洞，包括NASA Glenn結冰風洞和Cira結冰風洞還只能部分地模擬SLD結冰條件。

美國Cox & Co.結冰風洞也不能按上述FAA建議的試驗參數(shù)要求模擬SLD結冰情況，經協(xié)商，某型通用飛機在Cox & Co.結冰風洞中近似完成了SLD結冰試驗研究，其中一個試驗參數(shù)示例為表3中的序號8。結冰風洞試驗結果表明在接近FAA建議的SLD結冰條件下并沒有在機翼前緣上表面出現(xiàn)嚴重的冰脊，平均冰脊高度僅約0.1 inch，并且結冰主要局限在前緣除冰套上表面；因此適航申請人向FAA申請取消SLD冰形的干空氣試飛驗證。

如果適航申請人選擇不做SLD結冰風洞試驗檢查，則FAA會要求在機翼前緣除冰套之后、副翼之前的機翼上表面上安裝橫截面為1/4圓型的展向冰脊，進行飛機橫向操縱敏感性科目的試飛驗證[2]。國際上目前對SLD結冰風洞試驗研究表明：橫截面為1/4圓型的展向冰脊高度最嚴重情況應為1 inch[36]。

2.3.7除防冰系統(tǒng)故障冰

FAA要求只要除防冰系統(tǒng)在設計上不能證明極不可能發(fā)生故障/失效，則需要進行飛行試驗檢查驗證除防冰系統(tǒng)故障的危害等級,并在《飛行手冊》中制定除防冰系統(tǒng)故障后相應的安全操縱程序[2]。如果除防冰系統(tǒng)故障有指示信息提供給飛行員，并且《飛行手冊》中規(guī)定飛行員要盡快退出結冰環(huán)境，則發(fā)生故障的防護部位上允許的結冰時間取正常待機飛行時間(45 min)的一半，即22.5 min，否則將按除防冰系統(tǒng)正常工作下的結冰驗證要求檢查故障情況。

除防冰系統(tǒng)發(fā)生故障的防護部位相當于沒有進行結冰防護，因此某型通用飛機機翼/尾翼前緣氣動除冰套發(fā)生故障的部位是通過FENSAP-ICE軟件模擬計算獲得的故障冰形，結冰模擬計算時間取22.5 min。進行除冰套故障冰適航驗證的目的主要有2項,即在《飛行手冊》限制章節(jié)中要規(guī)定機翼除防冰系統(tǒng)故障情況下的失速速度以及確認平尾除防冰系統(tǒng)故障情況下是否需要限制著陸襟翼，以免發(fā)生尾翼失速問題。因此在故障冰的干空氣試飛中，應主要檢查除冰套故障冰對飛機失速速度以及尾翼失速敏感性的影響。從可靠性角度考慮，某型通用飛機機翼和尾翼的除冰套設計都是分段獨立的，因此除冰套故障冰一般只需考慮一段獨立的除冰套故障問題。

2.4自然結冰飛行試驗技術

自然結冰飛行試驗是FAR23.1419(b)條款要求必須開展的，也是最終的結冰適航驗證試驗。與帶模擬冰形干空氣飛行試驗的目的不同，自然結冰飛行試驗是綜合性的驗證試驗，主要目的是在自然結冰環(huán)境下綜合檢查驗證飛機的飛行性能和飛行特性，以及綜合檢查驗證飛機的防冰系統(tǒng)、動力系統(tǒng)、操縱系統(tǒng)、大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)等所有可能受結冰環(huán)境影響的機載系統(tǒng)和設備的功能及可靠性問題。參考文獻[2]已經比較系統(tǒng)地列出了FAR23部通用飛機自然結冰試飛需要開展的檢查驗證項目。自然結冰試飛通常是適航申請人面臨的最困難的一項試驗項目，因為適航條款以及咨詢通報只給出試飛檢查驗證的綜合要求，需要適航申請人將綜合檢查驗證項目細化分解至可執(zhí)行階段。開展自然結冰試飛通常需要首先解決如下2項問題：

1) 飛機的改裝，自然結冰試飛需要對試驗機進行改裝，在機體外部安裝專門的大氣數(shù)據(jù)測量設備，用于測量記錄大氣中液態(tài)水含量、水滴直徑、環(huán)境溫度等結冰試驗必需的測量參數(shù)。為了測量記錄機體表面關鍵部位的結冰情況還需要在機體外部安裝多個視頻探頭或照相設備。要求對機體外部的改裝不能明顯改變飛機原有的氣動特性和流場特性；在機體外部安裝的突出裝置本身也是高效的水滴收集器，因此也需要考慮防冰問題以及冰脫落可能造成的相互打傷問題。適航申請人需要對改裝設備的功能以及試飛安全進行評估。

2) FAR25部附錄C結冰環(huán)境，在自然結冰試飛中，為獲得規(guī)定的結冰厚度以及完成必要的試驗科目，飛機可能需要多次遭遇結冰云，但FAA要求自然結冰試飛需要至少遭遇一次符合FAR25部附錄C規(guī)定的連續(xù)最大大氣結冰條件[2]。FAR25部附錄C的連續(xù)最大大氣結冰條件和間斷最大大氣結冰條件是根據(jù)美國NACA在1940—1950年期間在北美上空開展的一系列大氣數(shù)據(jù)測量試驗制定的[37-39]，并從大量測量數(shù)據(jù)中選取了最嚴重的結冰情況。根據(jù)研究統(tǒng)計，在北美上空遭遇到的結冰情況中，99%的概率是結冰嚴重性不會超過FAR25部附錄C規(guī)定的范圍[39]。中國雖然地域廣闊，在西南地區(qū)、長江中下游地區(qū)以及新疆天山地區(qū)存在自然結冰環(huán)境，但卻沒有美國東北部五大湖地區(qū)的高空寒流與地面大型湖泊水汽蒸發(fā)相交匯造成的典型結冰氣象條件。因此為遭遇符合FAR25部附錄C規(guī)定的連續(xù)最大大氣結冰條件，適航申請人需要精心選擇開展自然結冰試飛的地區(qū)和季節(jié)。

某型通用飛機目前還沒有開展自然結冰試飛，但自然結冰試飛項目的前期規(guī)劃和飛機改裝工作已經啟動，所完成的工作包括：在試驗機的機翼下吊裝了專門的大氣數(shù)據(jù)測量設備；在試驗機機體外安裝了4個具有防冰功能的視頻探頭，用于觀測記錄機翼前緣及上/下表面、發(fā)動機進氣道唇口、機翼前緣失速警告器、平尾前緣及下表面、垂尾前緣及側表面等關鍵部位上的結冰情況。

自然結冰試飛中遭遇的結冰云情況是隨機的和不可控的，因此需要制定靈活的試飛計劃。由于遭遇符合FAR25部附錄C連續(xù)最大大氣結冰條件的概率很小，因此一旦遇到該高強度結冰條件，應主要完成與結冰有關的各系統(tǒng)功能及可靠性試飛檢查驗證，并評定飛行員的工作負荷。針對自然結冰試飛中的飛行性能和飛行特性檢查驗證，某型通用飛機專門在機翼翼尖前緣未防護部位安裝了結冰標尺；將通過在結冰云中的持續(xù)飛行，使結冰標尺上的結冰厚度達到規(guī)定的結冰厚度后[2]，再開展飛行性能和飛行特性的試飛驗證。為了確保在進行飛行性能和飛行特性試飛驗證時機體上的結冰不脫落，飛機可以通過爬升到較高高度使機體上的殘留結冰牢固地凍結在機體表面上。

2.5其他適航驗證技術

前述的結冰數(shù)值模擬技術、結冰風洞試驗技術、帶模擬冰形的干空氣飛行試驗技術以及自然結冰飛行試驗技術這4項技術是目前通用飛機結冰適航驗證中最普遍采用的技術和方法。在通用飛機結冰適航驗證中，也存在其他一些適航驗證技術和方法，現(xiàn)做一簡要介紹：

1) 冰形的工程預測方法，在早期的通用飛機結冰適航驗證中，適航申請人也采用工程方法預測機翼/尾翼未防護部位的冰形。這種方法首先需要確定飛機的幾何參數(shù)、飛行參數(shù)及結冰條件參數(shù)，然后利用國際上發(fā)表的一些冰形預測手冊或資料[27, 40-41]中的圖表數(shù)據(jù)和工程計算公式計算集水量、冰形截面面積、水滴撞擊范圍等參數(shù)，進而確定冰形形狀和位置。該冰形工程預測方法也僅能預測未放護部位的冰形，隨著結冰數(shù)值模擬技術的發(fā)展和成熟，冰形工程預測方法逐漸被結冰數(shù)值模擬技術所取代。

2) 在模擬結冰云中進行飛行試驗，該試驗技術通常包括2種形式，一種形式是結冰噴灑機在前面飛行并持續(xù)制造模擬結冰云，后面跟隨的試驗機則在模擬結冰云中飛行進行結冰飛行試驗；另一種形式是直接將結冰噴灑設備安裝在試驗機某一關注的部位/部件前面進行飛行試驗，檢查驗證該關注部位/部件的結冰情況。與結冰風洞試驗技術相比，在模擬結冰云中進行飛行試驗可以實現(xiàn)1∶1全尺寸的結冰試驗檢查驗證，而不必受結冰風洞試驗段截面尺寸的限制。但在模擬結冰云中進行飛行試驗也面臨一些困難：結冰噴灑機與試驗機前后編隊飛行時飛行狀態(tài)參數(shù)不易控制，結冰條件參數(shù)也不易控制；在試驗機關注部位/部件之前直接安裝結冰噴灑設備則容易干擾該部位原有的氣流流場，使試驗結果不能反映真實情況。此外，在模擬結冰云中進行飛行試驗的試驗成本要遠高于結冰風洞試驗的試驗成本，并具有一定的安全風險，因此適航申請人通常采用結冰風洞試驗技術代替在模擬結冰云中的飛行試驗技術。

3結冰適航驗證技術發(fā)展趨勢

結冰適航驗證技術的發(fā)展是適航當局與適航申請人相互促進的過程。適航當局通過對大氣結冰現(xiàn)象的研究、民用飛機結冰事件/事故的調查分析等活動不斷地擴展結冰適航驗證范圍和提高結冰適航驗證標準；適航申請人為了滿足不斷提高的結冰適航驗證標準以及促進民用飛機的市場競爭力，需要在與除防冰相關的飛機設計技術上進行持續(xù)改進和創(chuàng)新。當前結冰適航驗證技術的發(fā)展方向主要體現(xiàn)在3個方面。

3.1結冰適航驗證氣象條件擴展

國際上對于結冰氣象研究的一個發(fā)展動向就是關于FAR25部附錄C范圍之外的結冰條件，主要包括冰晶(Ice Crystal)條件和過冷大水滴條件。目前的研究已經發(fā)現(xiàn)[2]約40%的結冰云層是由液態(tài)水滴和固態(tài)冰晶組成的(即混合相結冰條件)。SLD結冰條件則是指本文2.3.6節(jié)所述的凍雨或凍毛毛雨結冰條件。美國FAA和歐洲EASA等適航當局已經調查認定了多起因嚴重結冰天氣(超出FAR25部附錄C的規(guī)定)導致的事故/事件，因此正在研究考慮將過冷大水滴SLD結冰、冰晶結冰等情況列入適航驗證要求中，并計劃在FAR25部增加一個關于定義SLD結冰環(huán)境的專門附錄，在FAR33部增加一個關于定義混合相結冰及冰晶環(huán)境的專門附錄[36]。結冰氣象條件的擴展對結冰適航驗證技術的影響和促進將是廣泛而深刻的，當代的結冰數(shù)值模擬技術以及國際上現(xiàn)有的多數(shù)結冰風洞試驗能力對SLD結冰條件和冰晶結冰條件的模擬還不能滿足實際工程應用要求。為了模擬SLD結冰條件和冰晶結冰條件，結冰數(shù)值模擬技術需要完善結冰數(shù)學模型，現(xiàn)有的結冰風洞設施需要改造或改進，并且本文2.2節(jié)所列的結冰風洞試驗相似參數(shù)是否仍然適用也需要重新進行分析和驗證[32]。

3.2高效除防冰技術及結冰探測技術的研發(fā)

除防冰技術及結冰探測技術對結冰條件下的飛行安全至關重要。盡管目前國際上有多種形式的除防冰技術(包括加熱式除防冰技術、機械式除防冰技術、液體除冰技術等)和結冰探測技術(包括光學法、熱學法、電學法和機械法等[42])，但現(xiàn)有的除防冰技術和結冰探測技術并不完善。

憑借重量輕、功耗低、可靠性高等優(yōu)勢，氣動除冰套技術自1930年至今在通用飛機上得到廣泛的應用。當代設計技術及工藝技術生產的氣動除冰套稱為“現(xiàn)代除冰套”[3]，某型通用飛機機翼/尾翼前緣采用的除冰套就是Goodrich 公司生產的“現(xiàn)代除冰套”。由本文2.2節(jié)的某型通用飛機風洞試驗結果可知：在符合FAR25部附錄C結冰范圍的某些特定結冰條件下，“現(xiàn)代除冰套”并不能將除冰套表面上的結冰干凈地清除，而是形成較嚴重的結冰，必然會降低飛機的飛行性能和飛行特性。

國際上現(xiàn)有的結冰探測器也存在兩個較普遍的問題[2]：①在FAR25部附錄C結冰范圍內的某些特定結冰條件下，最典型情況是在水滴凍結系數(shù)n0接近零的結冰條件下(半融雪結冰條件)，結冰探測器存在探測失效問題或需較長的時間延遲后才向飛行員發(fā)出報警信息;②在FAR25部附錄C結冰條件之外的降雪或揚雪天氣下，結冰探測器不能探測出空氣中存在的冰晶，導致飛行員不能及時打開發(fā)動機除防冰設備，冰晶被吞入發(fā)動機進氣道，并在進氣道深處部件上凍結，極易造成發(fā)動機工作異常。

因此，如果在高效的除防冰技術和高靈敏度的結冰探測技術方面取得突破，將極大地降低通用飛機結冰適航驗證項目的復雜性和難度，顯著地提升結冰環(huán)境中的飛行安全。

3.3結冰影響是總體氣動設計技術的組成部分

由于目前不存在高效的除防冰技術，因此對機體表面少量結冰具有一定容忍度(Ice Tolerance)設計技術逐漸成為飛機總體氣動設計中的重要組成部分，該技術也是飛機結冰適航驗證技術的基礎。

對結冰具有一定容忍度設計技術就是要求當機體表面存在少量結冰時(包括除防冰設備正常工作下形成的周期冰、殘留冰、粗糙冰等)，飛機氣動特性和飛行特性的變化要盡量得小。

飛機結冰對氣動特性的影響主要體現(xiàn)在最大升力系數(shù)/失速攻角降低、阻力系數(shù)增加、俯仰力矩特性改變、舵面操縱效率降低及鉸鏈力矩特性改變等方面。在飛機總體氣動初步設計階段需要考慮結冰對上述氣動特性的影響，主要通過機翼/尾翼翼型優(yōu)化設計、機翼/尾翼三維參數(shù)優(yōu)化設計等措施降低結冰對氣動特性的影響。

結冰對翼型氣動特性影響研究目前在國際上已經取得一定的進步。NACA23012翼型在20世紀60-80年代大量應用在通用飛機機翼設計中，但國際上的科研機構在2000年前后進行的一系列結冰風洞試驗和干空氣測力風洞試驗研究表明NACA23012翼型的氣動特性對翼型前緣結冰非常敏感。參考文獻[34]中的結冰風洞試驗和干空氣測力風洞試驗結果表明：在FAR25部附錄C結冰條件及翼型前緣除冰套正常循環(huán)工作情況下，NACA23012翼型前緣的臨界周期冰使最大升力系數(shù)從1.8(無冰)降到0.7(周期冰)、失速攻角由17°(無冰)降到9°(周期冰)、最小阻力系數(shù)由0.007(無冰)增加到0.026(周期冰)。參考文獻[43-44]則通過干空氣測力風洞試驗開展了翼型上表面脊冰(Ridge Ice)弦向位置與干凈翼型上表面壓力分布的相互關系研究，采用了兩種翼型進行脊冰影響的對比試驗：一種是NACA23012翼型，另一種是NLF0414翼型；試驗結果表明翼型前緣上表面的脊冰對NACA23012翼型的最大升力系數(shù)以及翼型后緣可活動翼面的鉸鏈力矩系數(shù)的影響比NLF0414翼型要更加嚴重，原因是當脊冰位于干凈翼型上表面流場逆壓梯度區(qū)附近時，會引起翼型上表面嚴重的氣流分離。NACA23012翼型是典型的“前加載”翼型，翼型上表面的高吸力峰和吸力峰之后較陡的逆壓梯度區(qū)均靠近翼型前緣；NLF0414翼型是典型的“后加載”翼型，氣流在翼型上表面流動較平緩，翼型前緣沒有高吸力峰，逆壓梯度區(qū)在翼型后緣附近。

某型通用飛機在為機翼配置翼型時也考慮了結冰容忍度問題，機翼翼型最終選擇NASA MS(1)-0317和NASA MS(1)-0313；這兩種翼型表面壓力分布與NLF0414翼型有一定的相似性，均為“后加載”翼型，翼型上表面氣流流動平緩，翼型前緣沒有高吸力峰，逆壓梯度區(qū)位于翼型后緣附近。此外，與NLF0414這種自然層流翼型相比，NASA MS系列翼型是全紊流翼型，不存在翼型表面受冰污染后發(fā)生層流附面層轉捩為紊流附面層問題。圖7是某型通用飛機機翼臨界周期冰(對應表3序號3試驗)對翼身組合體升力系數(shù)的影響，臨界周期冰使襟翼0°下的最大升力系數(shù)降低約0.5，失速攻角降低約5°；由于某型通用飛機機翼無后掠，且展弦比為10，因此三維機翼試驗結果與二維翼型試驗結果應是接近的；盡管臨界周期冰對某型通用飛機機翼氣動力特性影響也很大，但與NACA23012翼型相比，該機翼的結冰容忍度可以接受。

在進行機翼三維參數(shù)優(yōu)化設計中，也需要考慮結冰影響問題，應該通過機翼展向翼型優(yōu)化配置以及機翼扭轉設計等技術手段防止在結冰條件下機翼外段首先出現(xiàn)失速，導致飛機在結冰適航驗證中出現(xiàn)不可接受的失速特性。

圖7臨界周期冰翼身組合體升力系數(shù)CL-攻角α曲線(Re=1×106, Ma =0.18)
Fig. 7Curves of lift coefficient versus AoA for combination of wing and fuselage with critical intercycle ice (Re=1×106, Ma=0.18)

在操縱面設計方面，無遮蔽式角補償設計曾是通用飛機一種經典的操縱面鉸鏈力矩氣動補償形式，但這種設計形式對結冰適航驗證是極為不利的：由于直面自由來流，無遮蔽式角補償前緣通常需要單獨設計專門的除防冰裝置，并且無遮蔽式角補償與主翼面之間存在一條直面自由來流的弦向縫隙，該縫隙通常是高效的水滴收集器，飛機在自駕模式下長時間飛行時操縱面是基本不動的，該縫隙內的結冰極易造成操縱面卡滯。因此在現(xiàn)代通用飛機設計,尤其是人力操縱的通用飛機設計中將逐漸回避這種操縱面設計形式。某型通用飛機的副翼、升降舵和方向舵設計均采用遮蔽式角補償鉸鏈力矩氣動補償方案。

4結論

通過研究國際上發(fā)表的通用飛機結冰資料，以及美國FAA發(fā)布的通用飛機結冰適航驗證指導文件，并結合某型通用飛機現(xiàn)階段的結冰適航驗證成果，對當前通用飛機結冰適航驗證的關鍵技術進行了一個較系統(tǒng)的論述和探討。通過本文的論述和探討可以看出，由于大氣結冰參數(shù)變化范圍廣、氣象條件復雜，因此不能采用某項單一的適航驗證技術完成通用飛機的結冰適航驗證，必須采用結冰數(shù)值模擬技術、結冰風洞試驗技術、干空氣飛行試驗技術、自然結冰飛行試驗技術、其他技術等一系列適航驗證技術的有機組合才能完成通用飛機的結冰適航驗證。由于結冰適航驗證標準不斷提高，通用飛機不僅需要繼續(xù)研發(fā)高效的除防冰設計技術，也需要在飛機總體氣動初步設計階段考慮結冰對全機氣動特性的影響。

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王洪偉男， 學士， 研究員級高級工程師。主要研究方向： 飛機空氣動力設計、飛機除防冰設計技術。

Tel: 0451-86582843

E-mail: feijisuo@avic.com

李先哲男， 學士， 研究員級高級工程師。主要研究方向： 飛機總體設計、飛機空氣動力設計。

E-mail: feijisuo@avic.com

宋展男， 學士， 研究員級高級工程師。主要研究方向： 飛機總體設計、飛機空氣動力設計。

E-mail: feijisuo@avic.com

Received： 2015-08-17; Revised: 2015-10-20; Accepted: 2015-11-10; Published online: 2015-12-0410:08

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151204.1008.014.html

Key airworthiness validation technologies for icing of general aviation aircraft and their engineering application

WANG Hongwei*， LI Xianzhe, SONG Zhan

Harbin Aircraft Industry Group Co., Ltd., Harbin150066, China

Abstract:Civil aircraft must conduct icing airworthiness validation according to relevant icing requirements published by airworthiness authority in order to obtain operation permit in icing environment. The features of general aviation aircraft result in the fact that general aviation aircraft face more severe icing problems and more strict icing airworthiness certification requirements when compared to large transport category aircraft. This paper researches relevant icing airworthiness documents published by FAA and recent international achievements on icing problems, and then discusses some key icing airworthiness validation technologies for general aviation aircraft, their state of art and development trends, based on an engineering application of icing airworthiness validation for a general aviation aircraft. This paper shows that a deliberate combination of several icing airworthiness validation technologies is necessary for general aviation aircraft's icing airworthiness certification program and the issues of icing has become a part of aircraft's aerodynamic layout technology.

Key words:icing; digital simulation; wind tunnel test; flight test; airworthiness

*Corresponding author. Tel.： 0451-86582843E-mail: feijisuo@avic.com

作者簡介：

中圖分類號：V321.2+29

文獻標識碼：A

文章編號：1000-6893(2016)01-0335-16

DOI：10.7527/S1000-6893.2015.0308

*通訊作者.Tel.： 0451-86582843E-mail: feijisuo@avic.com

收稿日期：2015-08-17; 退修日期: 2015-10-20; 錄用日期: 2015-11-10; 網絡出版時間: 2015-12-0410:08

網絡出版地址： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151204.1008.014.html

引用格式： 王洪偉， 李先哲， 宋展． 通用飛機結冰適航驗證關鍵技術及工程應用[J]． 航空學報, 2016, 37(1): 335-350. WAGN H W, LI X Z, SONG Z, et al. Key airworthiness validation technologies for icing of general aviation aircraft and their engineering application[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(1): 335-350.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn