王 剛，鄭 麗，馮 超

（中國商用飛機有限責任公司民用飛機試飛中心，上海 201323）

飛機在穿云飛行時，其迎風面都有可能發(fā)生冰積聚。 機翼、尾翼前緣結冰會改變全機的氣動特性，減少升力并增加阻力[1]。 發(fā)動機進氣道前緣結冰則會引起進口氣流畸變，導致發(fā)動機發(fā)生喘振和降低推力，而冰脫落更有可能造成發(fā)動機機械性損壞和空中停車[2]。根據(jù)統(tǒng)計數(shù)據(jù)[3]，結冰引起的飛行事故占全部飛機災難性事故的9%。 為保證飛機的安全適航，各種先進的防/除冰技術已運用在飛機上，大量學者對防/除冰系統(tǒng)的性能和適航驗證方法開展了研究。 林劍等[4]開展了發(fā)動機進氣道的適航試驗研究，提出在地面進行臺架試驗的符合性驗證方法。 沈浩[5]對FAR 第25-129號修正案進行了研究，提出了新規(guī)章對防/除冰系統(tǒng)設計的關鍵點。近幾年，學者們對過冷大水滴的研究較多，劉鵬等[6]對CS25 的附錄O 結冰條件進行了分類，分析了相關條款對機翼防/除冰和結冰探測系統(tǒng)的影響；李炎鑫[7]針對現(xiàn)有結冰模擬和結冰氣動性能分析的不足，提出適用于二維多段翼型的過冷大水滴結冰模擬和溢流結冰氣動分析方法。

以上研究側重研究單一子系統(tǒng)或某個特定結冰氣象，缺乏對大型客機全機級的防/除冰系統(tǒng)適航研究。基于此，在研究結冰氣象條件基礎上，基于CS25適航條款對防/除冰系統(tǒng)的適航符合性驗證方法開展了研究，針對飛機各系統(tǒng)特點開展了適航符合性驗證方法分析，可為大型客機防/除冰系統(tǒng)的設計和適航取證提供參考。

1 結冰與結冰氣象

結冰對飛行的影響主要包括冰型和結冰強度兩個方面。冰型包括槽狀冰、楔形冰、混合冰和霜狀冰4種：①槽狀冰亦稱明冰，一般在較高溫度云層（-7 ℃～0 ℃）或過冷大水滴時形成，表面光滑且冰體透明、組織致密，與防護表面的粘結力很大且難以脫落，有時還會過渡成雙角冰，對飛機的氣動外形影響極大；②楔形冰亦稱霜冰，一般在溫度較低（-20 ℃左右）或水滴細小的云層形成，透明度差、松脆、較易脫落，對氣動外形影響較小；③混合冰一般形成于-20 ℃～-10 ℃的云層中，兼具大水滴和小水滴的結冰特點，表面粗糙且凍結牢固，對氣動外形影響不亞于明冰；④霜狀冰是水蒸汽在防護表面凝華形成的，對飛行影響最小。

飛機結冰強度的計算式可表示為

式中：J 為單位時間內的積冰速度；n 為凍結系數(shù)，通常取1；Em為總收集系數(shù)，無量綱參數(shù)，有可能大于1，與平均水滴直徑（MVD，median volume diameter）、環(huán)境溫度、飛行狀態(tài)和防護表面的外形有關；V 為飛行速度；eLWC為液態(tài)水含量（LWC，liquid water content）；ρice為冰的密度。

從式（1）可知，防護表面的冰型和結冰強度由5個因素決定：環(huán)境溫度、MVD、LWC、飛行狀態(tài)、防護表面外形特征。 由于飛機防護表面的外形和飛行包線是既定的，所以結冰強度主要由環(huán)境溫度、LWC 和MVD決定，CS25 部附錄C[8]根據(jù)以上3 個參數(shù)制定了連續(xù)最大結冰（CM，continuous maximum）和間斷最大結冰（IM，intermittent maximum）的結冰包線。

近幾年中國民用航空局（簡稱局方）調查了多起結冰事故，發(fā)現(xiàn)結冰氣象超出了附錄C 的定義。為提升飛機在結冰條件時運行的安全標準，局方在附錄C 的基礎上增加了附錄O 過冷大水滴（SLD，super-cooled large drops），根據(jù)水滴粒徑范圍劃分為凍毛毛雨（FZDZ，freezing drizzle）和凍雨（FZRA，freezing rain）兩種結冰氣象。 凍毛毛雨主要通過冷凝和碰撞形成，最大水滴直徑可達100～500 μm，MVD≥40 μm 時LWC 在0.27 g/m3以下，MVD ＜40 μm 時LWC 范圍為0.18～ 0.44 g/m3。凍雨的形成條件比較苛刻，需要高海拔處的降雪落入大于0 ℃的暖空氣層并融化形成大水滴， 然后進入低于0 ℃的空氣層冷卻。 凍雨的最大水滴直徑可大于500 μm，MVD ≥40 μm 時LWC 在0.26 g/m3以 下，MVD ＜40 μm 時LWC 范圍為0.21～0.31 g/m3。

2 防/除冰系統(tǒng)與適航條款要求

由于結冰會對飛機造成嚴重的安全隱患，大型商用客機必須要設計防/除冰系統(tǒng)。 防/除冰系統(tǒng)設計時不僅要考慮其是否滿足防/除冰要求，還需考慮全機減重要求，一般僅對關鍵部位進行防護，例如機翼前緣、垂尾前緣、平尾前緣、主風擋、短艙前緣、大氣數(shù)據(jù)探頭等。 由于尾翼結冰對空氣動力的影響遠小于機翼結冰，世界上主流大型客機（A320、B737、C919 等）的垂尾前緣和平尾前緣均無防/除冰系統(tǒng)[9]，而是通過試驗驗證當這些部件暴露在最嚴酷的積冰條件下（連續(xù)最大結冰條件下待機飛行45 min）時，其飛行品質是可接受的[10]；大氣數(shù)據(jù)探頭因為自身安裝位置和體積小的特點，其加熱措施已集成在內部，無需額外增加防/除冰系統(tǒng)。因此，防/除冰系統(tǒng)在設計時主要包括機翼、短艙、風擋和結冰探測系統(tǒng)。

當前，中國大型客機進入國際市場不僅需要中國民用航空局（CAAC，Civil Aviation Administration of China）頒發(fā)的型號合格證，還必須要得到美國聯(lián)邦航空管理局（FAA，F(xiàn)ederal Aviation Administration）和歐洲航空安全局（EASA， European Aviation Safety Agency）審查認定。 對比FAR25 部、CCAR25 部和CS25 中與防/除冰相關的適航條款可發(fā)現(xiàn)，CCAR25 部和FAR25 部在內容上無差異，且FAR25 和CS25 的差異也很小。但對于過冷大水滴條款，F(xiàn)AA 和EASA 對飛機重量、飛控可逆性的要求并不完全一致，考慮到全面性，基于CS25部梳理了防/除冰系統(tǒng)的重要適航條款，如表1所示。

表1 防/除冰系統(tǒng)適航條款Tab.1 Airworthiness terms of anti/deicing system

CS25.1420（a）提供了3 種標準供申請人參考：①遭遇附錄O 的結冰條件，操縱飛機安全退出；②飛機在附錄O 部分結冰包線內安全運行；③飛機在附錄O全部結冰包線內安全運行?？紤]到目前世界范圍內的大型客機防/除冰系統(tǒng)設計制造水平，以CS25.1420（a）（1）為審定目標開展符合性驗證分析。

3 防/除冰系統(tǒng)適航符合性驗證方法

民用運輸機在接受型號審查時，為向局方表明產(chǎn)品對適航條款的符合性，有必要采用各種方法進行驗證[11]，這些方法統(tǒng)稱為符合性驗證方法（MOC，means of compliance）。 符合性驗證方法共包括10 種：符合性聲明（MOC0）、說明性文件（MOC1）、分析/計算（MOC2）、安全評估（MOC3）、試驗室試驗（MOC4）、地面試驗（MOC5）、飛行試驗（MOC6）、航空器檢查（MOC7）、模擬器試驗（MOC8）、設備合格性（MOC9）。每條適航條款通常需要一種或幾種符合性驗證方法驗證，符合性驗證方法的選取則可參考局方發(fā)布的咨詢通告（AC，advisory circular）。 FAA 于2014年發(fā)布的AC25-28[12]替代了AC25.1419-1A 和AC25.1419-2，并增加了附錄O 過冷大水滴的驗證方法。本研究將主要根據(jù)表1 中的條款要求，并參考AC25-28 開展符合性驗證分析。

3.1 風擋防/除冰系統(tǒng)符合性驗證方法

飛機風擋遭遇結冰時，其透明度將大幅降低，影響機組觀察，增加起飛和著陸階段的運行風險。考慮到風擋安裝位置、能量源和風擋防霧的需求，現(xiàn)代大型客機一般都采用電加熱膜技術對風擋進行防/除冰并對抗鳥撞。

CS25.773（b）（1）（ii）對駕駛艙視界進行了規(guī)定，要求在附錄C 和附錄O 結冰條件下，兩名飛行員仍擁有寬闊的視界且不需要持續(xù)關注。CS25.1419（a）、（b）、（c）、（g）、（h）對風擋防/除冰系統(tǒng)在附錄C 包線內的安全運行進行了規(guī)定，需考慮飛機的各種運行構型、告警信號、防/除冰系統(tǒng)的連續(xù)運行、手冊驗證。根據(jù)目前民用航空的設計制造水平以CS25.1420（a）（1）作為審定目標較易實現(xiàn)，飛機無需設計成在附錄O 結冰包線內安全運行，只要求能探測到過冷大水滴并成功逃離。CS25.1420（b）提出了類似于CS25.1419（b）的要求，并列舉了幾種可采用的符合性驗證方法。

風擋防/除冰系統(tǒng)符合性驗證方法包括以下內容：①MOC2：防護區(qū)域分析，白天和夜間飛行時風擋防護區(qū)能見度評估，冰脫落軌跡分析，相似性分析，水滴撞擊極限分析，結冰計算流體力學（CFD，computational fluid dynamics）模擬（附錄C 和附錄O），能量來源和熱負載分析；②MOC3：失效性分析（附錄C 和附錄O）；③MOC4：冰風洞試驗；④MOC5：干空氣地面試驗；⑤MOC6：干空氣飛行試驗和結冰飛行試驗（附錄C 的CM或人造結冰）。

對于附錄C 的結冰飛行試驗，由于自然結冰氣象條件難以捕捉，且IM 通常伴隨湍流、冰雹或閃電等惡劣氣象，IM 的自然結冰試飛不是必要的，一般可尋求CM 或人造結冰試飛。 附錄O 的結冰試飛也不是必要的，申請人可采用AC25-28 中附錄E 的工程工具表明符合性，以CS25.1420（a）（1）作為符合性驗證目標的FZDZ 和FZRA 僅可使用一種工程工具。 對于風擋防/除冰系統(tǒng)，F(xiàn)ZDZ 適用的工程工具為冰風洞試驗或結冰CFD 模擬；FZRA 適用的工程工具為結冰CFD 模擬。 風擋防/除冰系統(tǒng)的符合性流程如圖1 所示。

圖1 風擋防/除冰系統(tǒng)符合性驗證流程Fig.1 Compliance verification process of windshield anti/deicing system

3.2 機翼防/除冰系統(tǒng)符合性驗證方法

機翼作為飛機的主升力面，具有很明顯的結冰特征，機翼防/除冰需要防護的面積遠大于風擋，現(xiàn)代大型客機普遍采用發(fā)動機壓氣機出口的熱氣對機翼前緣進行防/除冰。類似風擋防/除冰系統(tǒng)，CS25.1419（a）、（b）、（c）、（g）、（h）和CS25.1420（a）（1）（b）規(guī)定了機翼防/除冰系統(tǒng)在附錄C 包線內運行和遭遇附錄O 結冰條件后安全逃離的方法。綜合以上條款和AC25-28，機翼防/除冰系統(tǒng)的符合性驗證方法包括：①MOC2：防護區(qū)域分析，冰脫落軌跡分析，相似性分析，水滴撞擊極限分析，結冰CFD 模擬（附錄C 和附錄O），能量來源和熱負載分析；②MOC3：失效性分析（附錄C 和附錄O）；③MOC4：冰風洞試驗；④MOC5：干空氣地面試驗；⑤MOC5：干空氣飛行試驗和結冰飛行試驗（附錄C的CM 或人造結冰）。由于機翼防/除冰系統(tǒng)也是熱力防/除冰系統(tǒng)，其在附錄O 結冰條件下的工程工具和風擋防/除冰系統(tǒng)相同。 機翼防/除冰系統(tǒng)的符合性驗證流程如圖2 所示。

圖2 機翼防/除冰系統(tǒng)符合性驗證流程Fig.2 Compliance verification process of wing anti/deicing system

3.3 短艙防/除冰系統(tǒng)符合性驗證方法

發(fā)動機唇口結冰會影響發(fā)動機進氣道吸氣的均勻度，破壞氣流速度場的分布和壓氣機的總壓恢復系數(shù)，而不均勻的速度場和局部分離的氣流又會引起壓氣機葉片的振動。飛機某些部位（例如雷達罩、機翼前緣等）的冰脫落會隨氣流進入發(fā)動機并損傷壓氣機葉片，造成壓氣機的機械損傷甚至導致整臺發(fā)動機故障。考慮到現(xiàn)代大型客機渦扇發(fā)動機引氣的可用性、管路安裝的高可靠性和引氣防/除冰的優(yōu)良性能，目前一般采用發(fā)動機壓氣機出口的熱氣對短艙前緣進行防/除冰。

CS25.1419（a）、（b）、（c）、（g）、（h）和CS25.1420（a）（1）（b）也適用于短艙防/除冰系統(tǒng)，此外，CS25.1093（b）（1） 要求發(fā)動機進氣系統(tǒng)在其整個飛行功率范圍內，發(fā)動機、進氣系統(tǒng)和其他部件上沒有不利于發(fā)動機運轉或者引起推力、 功率嚴重損失的冰積聚；CS25.1093（b）（2）則需要驗證動力裝置在模擬的結冰環(huán)境（霜冰、明冰、大水滴）中以慢車功率（或者局方認可的間歇增大推力）連續(xù)運行30 min 時不會產(chǎn)生不利于發(fā)動機安全運行的冰積聚。 某尾吊布局客機的模擬結冰條件地面試驗，如圖3 所示。

圖3 尾吊式發(fā)動機地面凍霧試驗Fig.3 Ground frost fog test of tail suspension engine

短艙防/除冰系統(tǒng)的符合性驗證方法包括：①MOC2：防護區(qū)域分析，冰脫落軌跡分析，相似性分析，水滴撞擊極限分析，結冰CFD 模擬（附錄C 和附錄O），能量來源和熱負載分析；②MOC3：失效性分析（附錄C 和附錄O），振動分析；③MOC4：冰風洞試驗；④MOC5：干空氣地面試驗，模擬結冰條件地面試驗；⑤MOC6：干空氣飛行試驗，結冰飛行試驗（附錄C 的CM或人造結冰），其在附錄O 結冰條件下的工程工具和風擋防/除冰系統(tǒng)相同。短艙防/除冰系統(tǒng)符合性驗證流程如圖4 所示。

圖4 短艙防/除冰系統(tǒng)符合性驗證流程Fig.4 Compliance verification process of nacelle anti/deicing system

3.4 結冰探測系統(tǒng)符合性驗證方法

飛機在結冰條件下飛行時必須要在第一時間感知到影響其安全飛行的冰積聚，作為防/除冰系統(tǒng)開啟的依據(jù)，結冰探測器可為機組和飛機系統(tǒng)提供結冰信息。 CS25.1419（e）定義了3 種探測結冰并激活防/除冰系統(tǒng)的方法：①主動式探測系統(tǒng)，自動激活或提示機組打開防/除冰系統(tǒng)；②咨詢式探測系統(tǒng)，結合視覺提示，提示機組打開防/除冰系統(tǒng)；③定義的機體結冰氣象條件。為進一步滿足CS25.1419（f）和CS25.1420（a）（1）的要求，即飛行期間始終能探測到結冰（包括附錄O），必須采用幾種方法的結合。

現(xiàn)階段尚無直接探測SLD 結冰探測器的飛機，比較成熟的探測方案為目測式，例如空客某些型號飛機在駕駛艙窗口安裝了結冰探測棒[13]，如圖5（a）所示。探測附錄C 結冰的技術已經(jīng)成熟并運用，安裝在側風擋下方的咨詢式結冰探測器如圖5（b）所示。

圖5 結冰探測棒和結冰探測器Fig.5 Ice detection rod and ice detector

根據(jù)當前可用技術，按“定義的結冰氣象條件+咨詢式結冰探測（附錄C）+視覺提示（附錄O）”的方式探索符合性驗證方法。 民航定義的結冰條件為：大氣總溫≤10℃且有可見濕氣（云、薄霧、雨、雪、冰晶）。 常見的結冰探測器是利用探頭的振動頻率變化來探測結冰的，需安裝在全機最先結冰的位置。咨詢式結冰探測器（附錄C）的符合性驗證方法包括：①MOC2：水滴撞擊分析、結冰CFD 模擬；②MOC3：失效性分析；③MOC4：冰風洞試驗；④MOC6：結冰飛行試驗（附錄C的CM 或人造結冰）。

視覺提示可以是直接觀察到參考面的冰積聚，也可以是自帶除冰措施的參考系統(tǒng)。 視覺提示位置可以在飛機的特定部位，例如側窗、短艙側面、雨刷臂、雷達罩后部、防護面后部。 視覺提示需在左右兩名飛行員的主視野區(qū)內，如果不在其主視野內，那么機組小幅移動頭部也應能看見，可選取不同身高飛行員分別在白天、夜間、云層內進行可見性評估（MOC2、MOC6）。安全性方面，需機組在正常操作飛機時進行工作負荷評估：觀察并確認是否已遭遇附錄O 結冰，并逃離該結冰區(qū)域（MOC3）。對于附錄O 中的FZDZ，可通過水滴撞擊分析、結冰CFD 模擬驗證視覺提示表面的水收集和結冰強度（MOC2）；通過冰風洞試驗來驗證視覺提示適用FZDZ 結冰包線，視覺提示能先于臨界表面結冰進行提示（MOC4）；通過人造結冰飛行試驗驗證校準CFD 計算得到的冰型（MOC6）。需要注意的是，由于FZRA 很難在風洞和自然環(huán)境中模擬，目前可用的驗證方法為結冰CFD 模擬。

4 結語

在研究結冰及影響結冰因素的基礎上，梳理了附錄C 和附錄O 的結冰條件、防/除冰系統(tǒng)的適航條款，并以CS25.1420（a）（1）為審定目標開展了防/除冰系統(tǒng)的符合性驗證方法分析，得到以下結論。

（1）風擋防/除冰系統(tǒng)的符合性驗證方法包括：防護區(qū)域分析，白天和夜間飛行時風擋防護區(qū)能見度評估，冰脫落軌跡分析，相似性分析，水滴撞擊極限分析，結冰CFD 模擬（附錄C 和附錄O），能量來源和熱負載分析，失效性分析（附錄C 和附錄O），冰風洞試驗，干空氣地面試驗，干空氣飛行試驗，結冰飛行試驗（附錄C 的CM 或人造結冰）。

（2）機翼防/除冰系統(tǒng)的符合性方法包括：防護區(qū)域分析，冰脫落軌跡分析，相似性分析，水滴撞擊極限分析，結冰CFD 模擬（附錄C 和附錄O），能量來源和熱負載分析，失效性分析（附錄C 和附錄O），冰風洞試驗，干空氣地面試驗，干空氣飛行試驗，結冰飛行試驗（附錄C 的CM 或人造結冰）。

（3）短艙防/除冰系統(tǒng)的符合性方法包括：防護區(qū)域分析，冰脫落軌跡分析，相似性分析，水滴撞擊極限分析，結冰CFD 模擬（附錄C 和附錄O），能量來源和熱負載分析，失效性分析（附錄C 和附錄O），振動分析，冰風洞試驗，干空氣地面試驗，模擬結冰條件地面試驗，干空氣飛行試驗，結冰飛行試驗（附錄C 的CM或人造結冰）。

（4）結冰探測系統(tǒng)的審定思路為“定義的結冰氣象條件+咨詢式結冰探測（附錄C）+視覺提示（附錄O）”。其符合性驗證方法包括：可見性評估，工作負荷評估，水滴撞擊分析，結冰CFD 模擬，失效性分析，冰風洞試驗，結冰飛行試驗（附錄C 的CM 或人造結冰）。