趙賓賓, 黎先平, 李杰, 陳海昕, 艾劍良

1.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院, 陜西 西安 710072; 2.中國商飛上海飛機設(shè)計研究院, 上海 201210;3.清華大學(xué) 航天航空學(xué)院, 北京 100084; 4.復(fù)旦大學(xué) 航空航天系, 上海 200433

結(jié)冰是飛行條件下液態(tài)水滴撞擊部件表面、凍結(jié)并累積成冰的物理過程，是導(dǎo)致民機飛行事故的主要因素之一。據(jù)美國國家運輸安全委員會統(tǒng)計，1976～1979年美國共發(fā)生178起由結(jié)冰引起的民用飛機事故，其中災(zāi)難性的有100起，占比高達56%；1983～2003年結(jié)冰造成的飛行事故約占總事故的12%。有鑒于此，我國制定的《運輸類飛機適航標(biāo)準(zhǔn)》中對民用飛機的結(jié)冰特性進行規(guī)定，只有滿足相關(guān)條款要求，才能獲得飛行資質(zhì)認證，將民用飛機結(jié)冰條件下的飛行安全問題提升到了法律層面[1]。

結(jié)冰威脅飛機飛行安全的首要原因是不規(guī)則冰型對氣動外形的嚴(yán)重破壞，直接影響氣動和操穩(wěn)特性，使飛行性能特別是失速特性全面惡化。其中機翼和平尾結(jié)冰將導(dǎo)致升力降低、阻力增大、失速迎角減小、最大升力系數(shù)下降、操穩(wěn)性能退化等一系列問題。目前常用的結(jié)冰飛行安全保障措施仍然基于常規(guī)防/除冰系統(tǒng)，其效能逐步提升，可靠性不斷提高。但由于航運交通量的日益擴大，飛行氣象條件限制的放寬，常規(guī)防/除冰系統(tǒng)難以在所有結(jié)冰條件下達到預(yù)期效果。民用飛機在低速起降階段、過冷大水滴氣象條件及穿越高空濃密云層時仍有可能發(fā)生嚴(yán)重結(jié)冰。同時帶冰飛行時飛行員操作難度大、易操作失誤等因素也是導(dǎo)致飛行事故的重要原因。因此，需要從源頭上確保飛機在結(jié)冰條件下的飛行安全性，提升飛機容忍結(jié)冰條件的能力，即“容冰能力”[2]。

基于容冰概念的結(jié)冰保護系統(tǒng)是民用飛機結(jié)冰防護研究的前沿領(lǐng)域之一。通過機翼容冰設(shè)計及容冰保護控制系統(tǒng)設(shè)計，將“被動結(jié)冰飛行安全”向“主動結(jié)冰安全設(shè)計”轉(zhuǎn)變，能夠顯著提升大型民機在結(jié)冰氣象條件下的生存力和安全性。隨著飛機氣動性能預(yù)測手段的完善、飛行控制系統(tǒng)性能的提高、機載系統(tǒng)的智能化、系統(tǒng)工程設(shè)計能力的提升，基于容冰概念的結(jié)冰保護系統(tǒng)成為民機結(jié)冰防護領(lǐng)域的研究熱點，對民機型號的設(shè)計、試驗和運營均有重要意義。

本文對基于容冰概念的民機結(jié)冰保護系統(tǒng)設(shè)計思路進行分析研究。在分析常規(guī)飛機結(jié)冰防護措施相關(guān)特點的基礎(chǔ)上，從飛機本體容冰設(shè)計和主動控制容冰設(shè)計兩方面出發(fā)，對基于容冰概念的民機結(jié)冰保護系統(tǒng)設(shè)計方法進行介紹，總結(jié)了容冰保護控制系統(tǒng)的基本設(shè)計原理及設(shè)計流程。

1 常規(guī)飛機結(jié)冰防護措施

常規(guī)意義上的飛機結(jié)冰防護措施涵蓋以下3個方面：在設(shè)計階段針對嚴(yán)酷冰型設(shè)計失速保護系統(tǒng)；在起飛前進行除冰操作；在飛行條件下開啟機載防/除冰系統(tǒng)，具體如下：

1) 在設(shè)計和取證階段，確定飛機可能遭遇的最嚴(yán)酷冰型，通過風(fēng)洞試驗和試飛驗證確定飛機帶最嚴(yán)酷冰型的使用邊界。

2) 設(shè)置結(jié)冰條件下飛機的使用保護點，一旦探測到結(jié)冰氣象，即接通失速保護系統(tǒng)，限制飛機的使用邊界，并提醒駕駛員開啟防冰系統(tǒng)。

3) 在飛機維修手冊中，設(shè)計寒冷天氣下的飛機運營維護程序，進行地面除冰，保障地面結(jié)冰條件下的航線運營。

4) 基于熱氣防/除冰或電熱防/除冰技術(shù)，設(shè)計機載防/除冰系統(tǒng)，盡可能地在飛行條件下對飛機翼面進行結(jié)冰防護。

上述手段對飛機結(jié)冰條件下的安全運行具有重要意義，但是同時會帶來如下問題：

1) 過于嚴(yán)酷的結(jié)冰保護點極大降低了飛機性能，壓縮了飛機使用的潛力，增加了運營成本。實際上，適航標(biāo)準(zhǔn)中要求的最嚴(yán)酷冰型飛機極少遇到，大部分冰型無需進行過度保護。此外，飛機在退出結(jié)冰區(qū)域后，如果沒有有效手段探明未防護表面是否結(jié)冰，飛機便無法退出失速保護模式，需要采用較高速度著陸，對飛行安全有潛在影響。

2) 絕大多數(shù)機型維修手冊中要求在地面結(jié)冰條件下，起飛前對所有翼面完成結(jié)冰檢查，一旦發(fā)現(xiàn)結(jié)冰即開展地面防除冰程序。而實際運營中大型民機的平垂尾高度較大，需要專門的高尺寸工作臺才能完成檢查。而飛機推出停機坪后，航前時間較短，工作臺移動不便，且高空檢查操作難度高，結(jié)冰檢查存在困難，大大增加了運營成本和實施難度。

3) 防/除冰系統(tǒng)是飛機耗能最大的系統(tǒng)之一，如果氣動力設(shè)計對結(jié)冰的承受能力弱，則必然增加更多的翼面防護面積，這將引起能耗的增加。同時飛機結(jié)冰探測系統(tǒng)在探測結(jié)冰信號后即向駕駛艙告警，由于不清楚結(jié)冰實際嚴(yán)重程度，最安全的選擇就是立即開啟防除冰系統(tǒng)，這種不明確性將會大大增加防除冰系統(tǒng)的使用時長，進一步增加能耗。

上述問題長期困擾民機研發(fā)和運營，迫切需要一種基于容冰概念的大型民機結(jié)冰保護系統(tǒng)，將結(jié)冰與氣動/操穩(wěn)特性設(shè)計分析及容冰保護技術(shù)研究聯(lián)系起來，從根本上提高飛機結(jié)冰條件下的生存力和安全性。

2 基于容冰概念的結(jié)冰保護系統(tǒng)

容冰(ice tolerance)一詞指的是容忍結(jié)冰，更準(zhǔn)確的來說，指容忍結(jié)冰條件，用在航空領(lǐng)域就是指飛機能夠在結(jié)冰條件下安全飛行。這個詞最早是在1998年由結(jié)冰領(lǐng)域的知名專家Bragg[3]提出。Bragg認為結(jié)冰引起的飛行事故可以從兩方面避免：①避免遭遇到結(jié)冰條件;②在設(shè)計階段讓飛機具有一定容冰能力。

以待機冰型[4]為例，待機冰型是飛機待機飛行階段45 min未防護表面的最嚴(yán)酷冰型，屬于臨界冰型的一類。按照當(dāng)前飛機的運行邏輯，探測飛機處于對應(yīng)待機冰型氣象條件時，會立刻進入待機冰保護控制點，極大降低了飛機飛行品質(zhì)。實際上，如果飛機在相應(yīng)氣象條件下僅僅運行了10 min，其真實的安全保護范圍則應(yīng)處于無冰構(gòu)型保護點和待機冰型保護點之間。基于容冰概念的結(jié)冰保護系統(tǒng)設(shè)計目標(biāo)就是充分挖掘飛機在此區(qū)間的性能潛力，其內(nèi)涵包括以下2個方面：

1) 考慮容冰的機翼氣動力設(shè)計：從機翼氣動力設(shè)計的源頭提高飛機本體的容冰能力，降低飛機結(jié)冰后的氣動性能損失。通過分析機翼容冰對總體方案設(shè)計的影響，提出考慮容冰設(shè)計的機翼總體方案。基于氣動優(yōu)化設(shè)計手段，構(gòu)造考慮冰污損失的機翼氣動優(yōu)化設(shè)計策略，基于結(jié)冰位置和冰型對氣動特性的影響規(guī)律，開展考慮結(jié)冰引起的低速構(gòu)型帶冰氣動損失問題研究，形成考慮容冰特性的機翼氣動力設(shè)計方案。

2) 容冰保護控制系統(tǒng)設(shè)計：通過對飛機飛行結(jié)冰情況的動態(tài)精準(zhǔn)識別，實時進行控制律重構(gòu)，擴展帶冰后使用邊界?；诒途珳?zhǔn)識別及氣動影響動態(tài)定量評估方法，結(jié)合冰型特征分析和氣動影響數(shù)據(jù)庫，實時分析當(dāng)前冰型的氣動影響程度，為容冰保護控制律動態(tài)重構(gòu)提供輸入?；趯崟r探測的冰型氣動影響數(shù)據(jù)輸入，以適航條款為依據(jù)，利用飛行力學(xué)和飛行控制理論方法，建立考慮結(jié)冰影響的飛行動力學(xué)修正方法，研究結(jié)冰后飛機操穩(wěn)特性的變化，建立結(jié)冰后飛行動力學(xué)的模型，設(shè)計容冰飛行控制律，建立容冰保護與操穩(wěn)特性綜合優(yōu)化方法工具。

3 考慮容冰的機翼氣動力設(shè)計

考慮容冰的機翼氣動力設(shè)計指基于氣動優(yōu)化設(shè)計手段，通過機翼、冰型及氣動力間相互影響的機理和規(guī)律研究，開展結(jié)冰、氣動協(xié)同設(shè)計，使得飛機在起飛、爬升、下降、著陸等飛行階段帶冰后氣動性能損失較低，同時保證干凈構(gòu)型的高速性能。

實現(xiàn)機翼的容冰設(shè)計，需要進行考慮冰污損失的高低速綜合氣動設(shè)計，即針對民機機翼特征，分析可能出現(xiàn)的典型結(jié)冰位置、結(jié)冰尺寸和結(jié)冰形狀，根據(jù)不同結(jié)冰情況對機翼、冰型及氣動力的相互影響機理進行研究，分析得到冰型隨機翼幾何外形的變化趨勢及帶冰后機翼的氣動性能變化特性，以此作為后續(xù)結(jié)冰、氣動協(xié)同設(shè)計的基礎(chǔ)，為設(shè)計變量選擇、設(shè)計變量參數(shù)變化范圍及其他相關(guān)條件約束提供參考。

自然條件下的飛機結(jié)冰可按照形貌特征分為3類[5]：霜冰(rime ice)、明冰(glaze ice)、混合冰(mixed ice)。其中霜冰外形與機翼前緣形狀比較吻合，對氣動特性影響相對較?。幻鞅c混合冰在機翼前緣形成冰角，嚴(yán)重破壞機翼氣動外形，對流動特性影響顯著，危害極大。圖1歸納總結(jié)了冰型幾何特征對翼面氣動特性的影響程度[6]。

圖1 冰型幾何特征對翼面氣動特性的影響程度[6]

上述3類冰型的幾何特征主要包括冰的相對高度與相對來流的角度，對于考慮容冰的機翼氣動力設(shè)計而言，首先需要從冰型幾何特征與帶冰后氣動特性損失的角度出發(fā)，明確3類冰型所對應(yīng)的結(jié)冰工況，分析機翼帶冰后氣動特性損失，總結(jié)3類冰型在設(shè)計過程中的重要性，提煉出一系列典型冰型，作為后續(xù)機翼優(yōu)化設(shè)計的基礎(chǔ)?；诒蛯C翼外形變動的敏感度，總結(jié)冰型隨機翼氣動外形的變化趨勢。在此基礎(chǔ)上針對結(jié)冰、干凈及高升力構(gòu)型進行多目標(biāo)、多學(xué)科綜合優(yōu)化與協(xié)調(diào)設(shè)計，在保證干凈構(gòu)型高速性能的前提下，優(yōu)化低速帶冰工況，同時兼顧低速増升裝置的設(shè)計要求，實現(xiàn)干凈構(gòu)型與帶冰構(gòu)型性能的整體提升，獲得滿足工程實用性的設(shè)計方案。

考慮容冰特性的綜合氣動優(yōu)化設(shè)計主要分為4個步驟:①采用已總結(jié)的典型冰型，進行冰型固定的機翼優(yōu)化，在保證高速性能的前提下探索機翼具有的容冰設(shè)計空間。②通過考慮冰型隨機翼外形的變動關(guān)系，進行魯棒性優(yōu)化，優(yōu)化出一副能夠適應(yīng)不同冰型的機翼，提煉機翼設(shè)計規(guī)律。③選取典型冰型，進行機翼多設(shè)計點氣動性能優(yōu)化。④考慮高升力裝置的設(shè)計要求，進行多設(shè)計點機翼氣動性能綜合優(yōu)化設(shè)計。

考慮容冰特性的氣動優(yōu)化工作屬于容冰設(shè)計領(lǐng)域的前沿問題，目前開展的工作還相對較少。劍橋大學(xué)的Ghisu等[7]于2011年首先通過引入概率密度函數(shù)描述結(jié)冰特征，結(jié)合自適應(yīng)非侵入混沌多項式和禁忌搜索方法[8]開展穩(wěn)健性優(yōu)化，實現(xiàn)了NACA23012結(jié)冰翼型的容冰優(yōu)化設(shè)計。該方法局部搜索能力很強，效率和精度較高，但容易陷入局部最優(yōu)解。圖2給出了一類考慮容冰特性的民機機翼氣動力優(yōu)化基本設(shè)計流程[9]，該方法基于RBF(radial basis function)差分進化算法[10]的思路進行機翼帶冰構(gòu)型優(yōu)化設(shè)計，能夠兼顧設(shè)計空間和優(yōu)化效率，同時適用于復(fù)雜幾何構(gòu)型。將容冰氣動優(yōu)化設(shè)計研究由二維翼型拓展到三維機翼，能夠降低結(jié)冰對機翼氣動特性特別是失速特性的影響，同時兼顧干凈機翼的高低速氣動性能。由圖3給出的失速特性變化情況可以看出，采用容冰優(yōu)化設(shè)計后，結(jié)冰機翼失速迎角推后、最大升力系數(shù)增加、失速特性改善。但是，由于考慮結(jié)冰影響的超臨界機翼氣動力優(yōu)化是多目標(biāo)、多約束的復(fù)雜問題，相對于傳統(tǒng)的干凈機翼優(yōu)化而言，還需考慮結(jié)冰冰型的不規(guī)則、隨機性特征，對優(yōu)化算法的效率和魯棒性都提出了較高要求。相應(yīng)的研究工作在國際領(lǐng)域仍然處于起步階段，亟待開展系統(tǒng)深入的研究工作。

圖2 基于RBF差分進化算法的考慮容冰的機翼氣動力優(yōu)化設(shè)計流程[9]

圖3 容冰設(shè)計前后機翼失速特性變化情況[9]

4 容冰保護控制系統(tǒng)設(shè)計

基于上述容冰設(shè)計獲得的機翼，可以進一步開展容冰保護控制系統(tǒng)的設(shè)計。主要設(shè)計思路如下：在飛機結(jié)冰后，通過傳感器檢測結(jié)冰的狀況及防/除冰系統(tǒng)的工作狀況，將數(shù)據(jù)反饋到結(jié)冰管理系統(tǒng)，通過計算確定飛機性能、穩(wěn)定性及操縱性改變情況，修改飛行包線和控制律，使得飛機可以按照新的控制規(guī)律繼續(xù)安全飛行。

4.1 飛機結(jié)冰的探測與識別

對飛機結(jié)冰情況進行探測是在結(jié)冰條件下飛行的首要任務(wù)，對于保障飛機飛行安全具有重要的意義，也是容冰保護控制系統(tǒng)設(shè)計中必不可少的一個環(huán)節(jié)。通過結(jié)冰探測技術(shù)，在遭遇結(jié)冰條件時，機組人員就能得到結(jié)冰警告并進行后續(xù)處理，使結(jié)冰對飛機飛行安全和飛行性能的影響降到最低[11]。表1給出了目前常用的飛機結(jié)冰探測方法。

表1 飛機結(jié)冰探測方法分類[12]

目前工程上多采用結(jié)冰傳感器進行結(jié)冰探測。利用專門的結(jié)冰傳感器探測與感應(yīng)飛機在航行中的結(jié)冰信息，結(jié)合機載裝置，在探測到飛機結(jié)冰時就能盡早進行防除冰，避免結(jié)冰對飛機造成危害，飛行安全性大大提高。目前已經(jīng)研制出了多種不同原理的結(jié)冰傳感器，并廣泛地應(yīng)用于工程實際，結(jié)合結(jié)冰探測技術(shù)形成了完整的結(jié)冰檢測系統(tǒng)。在進行容冰保護控制系統(tǒng)的設(shè)計時，還需要對結(jié)冰后飛機性能的變化進行識別，為機組人員提供更加準(zhǔn)確的飛機飛行數(shù)據(jù)參考。

4.2 結(jié)冰后飛機氣動數(shù)據(jù)的獲取

結(jié)冰飛機氣動數(shù)據(jù)是結(jié)冰條件下飛機飛行力學(xué)特性研究的基礎(chǔ)，只有獲取了結(jié)冰后飛機的氣動系數(shù)、氣動導(dǎo)數(shù)等氣動數(shù)據(jù)，才能夠直接分析飛機結(jié)冰前后的氣動特性和操穩(wěn)特性[13]。在機翼容冰設(shè)計中，結(jié)冰前后的機翼氣動數(shù)據(jù)是衡量容冰能力的標(biāo)準(zhǔn)。在容冰保護控制系統(tǒng)設(shè)計中，結(jié)冰后的飛機氣動數(shù)據(jù)是進行結(jié)冰飛機飛行動力學(xué)建模的基礎(chǔ)，也是進行容冰控制律設(shè)計及飛行仿真分析的前提。

目前民機研制過程中獲取結(jié)冰后飛機氣動數(shù)據(jù)的途徑主要有3種：數(shù)值計算、風(fēng)洞試驗和飛行試驗。其中數(shù)值計算通常將冰型增長過程和氣動力變化解耦分析。冰型幾何外形通過冰風(fēng)洞試驗[14]或數(shù)值模擬[15]獲得，選取某時刻特征冰型開展基于RANS(Reynolds-averaged Navier-Stokes)方法的數(shù)值模擬分析，能夠針對全尺寸民機外形獲得較為全面的宏觀氣動力數(shù)據(jù)，并且計算狀態(tài)能夠較為完整地涵蓋完整的飛行工況。但是RANS方法在流動黏性效應(yīng)及分離特性預(yù)測等方面仍然存在不足[6]。

不過，RANS方法在失速點之前獲得的全機結(jié)冰狀態(tài)宏觀氣動力仍然具備較高的參考價值。圖8給出了NASA Glenn中心2021年基于CRM(common research model)65帶冰機翼獲得的數(shù)值結(jié)果，表明基于SST(shear stress transport)模型的RANS方法在失速點之前獲得的全機縱向氣動力及壓力分布與風(fēng)洞試驗結(jié)果吻合良好，這也是當(dāng)前階段CRM后掠翼結(jié)冰研究項目中氣動特性分析采用的主要數(shù)值方法[16]。因此，如果結(jié)合適當(dāng)?shù)挠嬎憔W(wǎng)格與計算策略，RANS方法獲得的氣動力數(shù)據(jù)能夠在一定程度上用于容冰保護控制系統(tǒng)的設(shè)計和優(yōu)化工作。

圖4 RANS方法獲得的CRM65結(jié)冰機翼臨界迎角附近壓力分布形態(tài)[16]

此外，近年來以DES類方法為代表的RANS/LES混合方法[17]處于快速發(fā)展當(dāng)中，為高精度氣動力數(shù)據(jù)的獲取提供了可借鑒的途徑，能夠獲得較為完備的分離流場演化細節(jié)及非定常脈動特征[18]。但目前針對民機結(jié)冰復(fù)雜構(gòu)型多工況、大批量氣動數(shù)據(jù)的獲取和分析問題，RANS/LES混合方法仍存在計算資源耗費巨大、計算時間難以滿足工程迭代需求等缺陷，有待進一步發(fā)展完善[6]。

風(fēng)洞試驗一般基于冰型/飛機縮比模型開展，能夠提供可信度較高的氣動數(shù)據(jù)[19]，為與民機結(jié)冰狀態(tài)飛行安全邊界密切相關(guān)的氣動參數(shù)修正特別是失速臨界迎角、最大升力系數(shù)、可用升力系數(shù)、臨界迎角附近的力矩特性等提供支撐。但由于模型縮比導(dǎo)致的雷諾數(shù)效應(yīng)以及洞壁、支架等造成的干擾，其并不能完全模擬實際飛行條件，涵蓋的冰型外形變化范圍有限，測量周期較長，成本較高，應(yīng)用范圍存在一定局限性。

飛行試驗?zāi)軌颢@得真實有效的實時氣動數(shù)據(jù)，但獲得飛行數(shù)據(jù)和相應(yīng)的數(shù)據(jù)分析難度較大，且具有一定危險性。參考文獻[20]關(guān)于ARJ21-700飛機的自然結(jié)冰試飛工作進行了詳盡的介紹。目前民機研制過程中自然結(jié)冰試飛仍屬于演示驗證科目，考慮飛行安全起見，一般不在飛行過程中開展實時的結(jié)冰后氣動數(shù)據(jù)測量工作。目前國際領(lǐng)域僅有NASA Lewis研究中心基于“雙水獺”(DHC-6)型螺旋槳實驗機開展過系統(tǒng)的結(jié)冰構(gòu)型氣動力實時測量分析研究[21]。

上述3種手段各有利弊，相輔相成，如何將飛行試驗數(shù)據(jù)與數(shù)值計算分析數(shù)據(jù)、風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)相互校對，綜合判定，從而充分反映和體現(xiàn)飛機結(jié)冰后的氣動特性和飛行性能，是結(jié)冰飛機氣動數(shù)據(jù)獲取需要關(guān)注的要點。根據(jù)相關(guān)民機工程型號的研制經(jīng)驗，目前通?；赗ANS方法獲得不同飛行狀態(tài)臨界冰型影響下的基本縱橫航向氣動力數(shù)據(jù)，結(jié)合全機帶冰模型風(fēng)洞試驗進行臨界狀態(tài)附近的數(shù)據(jù)修正?？紤]到結(jié)冰冰型幾何外形和生成位置的高度隨機性，通常根據(jù)冰型的典型參數(shù)(如高度、位置、張角等)，分析、統(tǒng)計和歸納氣動力數(shù)據(jù)相應(yīng)的變化規(guī)律，從而將基于有限冰型形狀獲得的氣動力數(shù)據(jù)延拓至具備相似幾何外形的一類冰型范圍內(nèi)，增加數(shù)據(jù)集的適應(yīng)性和可用范圍。

4.3 民機容冰飛行控制律設(shè)計

飛行控制律的建模及重構(gòu)是民機容冰保護控制系統(tǒng)的核心[22]。獲取結(jié)冰后的氣動數(shù)據(jù)，建立結(jié)冰后的飛機飛行動力學(xué)模型后，需要通過容冰保護控制系統(tǒng)消除或降低結(jié)冰對飛機的影響，讓飛機仍然能夠保證一定裕度安全飛行。飛行控制律的設(shè)計直接影響結(jié)冰后飛機的動態(tài)響應(yīng)特性，其性能的優(yōu)劣直接決定飛機的容冰能力。容冰控制實際上就是將結(jié)冰引起氣動系數(shù)和氣動導(dǎo)數(shù)變化視為一種系統(tǒng)故障，用飛機容錯控制的理論尋求解決故障(結(jié)冰)的途徑[23]。

民機容冰飛行控制律設(shè)計是以已建立的民機積冰飛行動力學(xué)模型為基礎(chǔ)，加入可重構(gòu)容冰保護控制律，構(gòu)成帶有容冰保護系統(tǒng)的飛機仿真運動模型。建立駕駛員操縱模型，并將駕駛員模型與帶有容冰保護系統(tǒng)的飛機仿真運動模型相連接，構(gòu)成數(shù)字虛擬飛行仿真平臺。按照民機典型飛行剖面設(shè)計飛行任務(wù)，在任務(wù)中加入覆蓋各種結(jié)冰情況的典型結(jié)冰環(huán)境狀態(tài)，開展飛行任務(wù)的數(shù)字虛擬飛行仿真計算，完成容冰保護重構(gòu)飛行控制律的仿真驗證，具體包括以下四部分內(nèi)容：

1) 容冰保護控制律設(shè)計

結(jié)冰后飛行動力學(xué)模型修正方法是分析結(jié)冰對電傳民機操穩(wěn)特性與飛行安全量化影響及容冰保護飛行控制律設(shè)計的基礎(chǔ)，需要能夠正確反映結(jié)冰對民機氣動特性和操穩(wěn)特性的影響，即需要在干凈飛機飛行動力學(xué)模型的基礎(chǔ)上進行修正，使其包含結(jié)冰對飛機氣動力和力矩的影響。在得到結(jié)冰民機的動力學(xué)模型后，可以分析并掌握結(jié)冰對民機在操穩(wěn)特性方面的影響規(guī)律，結(jié)合民機的相關(guān)適航規(guī)定及安全要求，為之后飛行控制律的設(shè)計提供指導(dǎo)。

2) 容冰保護飛行控制律重構(gòu)方案

結(jié)冰改變了飛機的氣動外形，進而導(dǎo)致飛機的氣動特性和操穩(wěn)特性惡化，飛機動態(tài)響應(yīng)發(fā)生改變，結(jié)冰嚴(yán)重時，可能會導(dǎo)致操縱品質(zhì)降級，原有的飛行控制律不再能保證飛行安全，需要在飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計中考慮結(jié)冰現(xiàn)象的影響，對飛行控制律進行重構(gòu)，保證結(jié)冰情況下民機的飛行安全。在設(shè)計容冰保護控制律前，需要針對結(jié)冰條件飛行這一具體背景，綜合考慮控制律設(shè)計方法的特點以及工程應(yīng)用的可能性和易實現(xiàn)性，提出合理的重構(gòu)方案。

3) 容冰保護飛行控制律詳細設(shè)計

確定容冰保護飛行控制律重構(gòu)方案之后，需要對飛行控制律的內(nèi)部細節(jié)進行詳細設(shè)計。在設(shè)計中需結(jié)合結(jié)冰對電傳民機操穩(wěn)特性與飛行安全的量化影響規(guī)律，保證使用容冰保護飛行控制律的民機在操穩(wěn)特性方面達到要求。

4) 容冰保護與操穩(wěn)特性驗證及綜合優(yōu)化

建立容冰保護與操穩(wěn)特性綜合優(yōu)化設(shè)計與仿真方法工具，盡可能模擬結(jié)冰飛行狀態(tài)，驗證搭載容冰保護飛行控制律的飛機在結(jié)冰條件下是否能夠滿足操穩(wěn)特性的要求，同時還可以基于仿真結(jié)果對容冰保護飛行控制律進行優(yōu)化。

民機容冰保護控制律設(shè)計原理如圖5所示。具體運行流程如下：①基于識別的結(jié)冰對氣動力和力矩的影響，修正飛機飛行動力學(xué)模型。②基于更新的民機結(jié)冰狀態(tài)下的運動模型，分析結(jié)冰對電傳民機操穩(wěn)特性的影響。③針對人工駕駛和自動駕駛2種狀態(tài)，分別選擇容冰保護飛行控制律的重構(gòu)方案。④基于結(jié)冰對電傳民機可用迎角的影響，生成迎角的保護邊界。

圖5 容冰保護控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖

通過對重構(gòu)飛行控制律進行構(gòu)型切換和增益調(diào)度，實現(xiàn)結(jié)冰情況下的迎角和速度的告警和限制，從而完成邊界保護控制的重構(gòu)?；诮Y(jié)冰民機電傳飛行控制律中的參數(shù)變化與全機操穩(wěn)特性補償設(shè)計的量化關(guān)系及識別的結(jié)冰特征參數(shù)，更新飛行控制律反饋參數(shù)，實現(xiàn)飛行控制律重構(gòu)。

5 結(jié) 論

本文基于民機飛行安全設(shè)計和適航認證需求，結(jié)合型號研制經(jīng)驗，從飛機本體的容冰氣動力設(shè)計和主動控制容冰設(shè)計兩方面出發(fā)，對基于容冰概念的民機結(jié)冰保護系統(tǒng)設(shè)計方法進行了綜述性介紹和系統(tǒng)分析，主要涵蓋以下2個方面：

1) 對民機機翼容冰設(shè)計方法的內(nèi)涵進行了闡釋：即基于考慮結(jié)冰影響的機翼氣動力優(yōu)化設(shè)計手段，建立考慮冰污損失的優(yōu)化設(shè)計策略。根據(jù)結(jié)冰位置和冰型對氣動特性的影響規(guī)律，形成考慮冰污損失的機翼優(yōu)化設(shè)計方案。

2) 對民機容冰保護控制系統(tǒng)的設(shè)計方法進行了總結(jié)和提煉：即通過對飛機飛行結(jié)冰情況的動態(tài)精準(zhǔn)識別，結(jié)合結(jié)冰狀態(tài)氣動數(shù)據(jù)集，基于實時控制律重構(gòu)的概念設(shè)計容冰保護控制系統(tǒng)，擴展帶冰后使用邊界，增加飛機安全裕度，形成容冰保護控制系統(tǒng)設(shè)計方法。