基于CS25大型客机防/除冰系统适航符合性研究

王 刚，郑 丽，冯 超

（中国商用飞机有限责任公司民用飞机试飞中心，上海 201323）

飞机在穿云飞行时，其迎风面都有可能发生冰积聚。 机翼、尾翼前缘结冰会改变全机的气动特性，减少升力并增加阻力[1]。 发动机进气道前缘结冰则会引起进口气流畸变，导致发动机发生喘振和降低推力，而冰脱落更有可能造成发动机机械性损坏和空中停车[2]。根据统计数据[3]，结冰引起的飞行事故占全部飞机灾难性事故的9%。 为保证飞机的安全适航，各种先进的防/除冰技术已运用在飞机上，大量学者对防/除冰系统的性能和适航验证方法开展了研究。 林剑等[4]开展了发动机进气道的适航试验研究，提出在地面进行台架试验的符合性验证方法。 沈浩[5]对FAR 第25-129号修正案进行了研究，提出了新规章对防/除冰系统设计的关键点。近几年，学者们对过冷大水滴的研究较多，刘鹏等[6]对CS25 的附录O 结冰条件进行了分类，分析了相关条款对机翼防/除冰和结冰探测系统的影响；李炎鑫[7]针对现有结冰模拟和结冰气动性能分析的不足，提出适用于二维多段翼型的过冷大水滴结冰模拟和溢流结冰气动分析方法。

以上研究侧重研究单一子系统或某个特定结冰气象，缺乏对大型客机全机级的防/除冰系统适航研究。基于此，在研究结冰气象条件基础上，基于CS25适航条款对防/除冰系统的适航符合性验证方法开展了研究，针对飞机各系统特点开展了适航符合性验证方法分析，可为大型客机防/除冰系统的设计和适航取证提供参考。

1 结冰与结冰气象

结冰对飞行的影响主要包括冰型和结冰强度两个方面。冰型包括槽状冰、楔形冰、混合冰和霜状冰4种：①槽状冰亦称明冰，一般在较高温度云层（-7 ℃～0 ℃）或过冷大水滴时形成，表面光滑且冰体透明、组织致密，与防护表面的粘结力很大且难以脱落，有时还会过渡成双角冰，对飞机的气动外形影响极大；②楔形冰亦称霜冰，一般在温度较低（-20 ℃左右）或水滴细小的云层形成，透明度差、松脆、较易脱落，对气动外形影响较小；③混合冰一般形成于-20 ℃～-10 ℃的云层中，兼具大水滴和小水滴的结冰特点，表面粗糙且冻结牢固，对气动外形影响不亚于明冰；④霜状冰是水蒸汽在防护表面凝华形成的，对飞行影响最小。

飞机结冰强度的计算式可表示为

式中：J 为单位时间内的积冰速度；n 为冻结系数，通常取1；Em为总收集系数，无量纲参数，有可能大于1，与平均水滴直径（MVD，median volume diameter）、环境温度、飞行状态和防护表面的外形有关；V 为飞行速度；eLWC为液态水含量（LWC，liquid water content）；ρice为冰的密度。

从式（1）可知，防护表面的冰型和结冰强度由5个因素决定：环境温度、MVD、LWC、飞行状态、防护表面外形特征。 由于飞机防护表面的外形和飞行包线是既定的，所以结冰强度主要由环境温度、LWC 和MVD决定，CS25 部附录C[8]根据以上3 个参数制定了连续最大结冰（CM，continuous maximum）和间断最大结冰（IM，intermittent maximum）的结冰包线。

近几年中国民用航空局（简称局方）调查了多起结冰事故，发现结冰气象超出了附录C 的定义。为提升飞机在结冰条件时运行的安全标准，局方在附录C 的基础上增加了附录O 过冷大水滴（SLD，super-cooled large drops），根据水滴粒径范围划分为冻毛毛雨（FZDZ，freezing drizzle）和冻雨（FZRA，freezing rain）两种结冰气象。 冻毛毛雨主要通过冷凝和碰撞形成，最大水滴直径可达100～500 μm，MVD≥40 μm 时LWC 在0.27 g/m3以下，MVD ＜40 μm 时LWC 范围为0.18～ 0.44 g/m3。冻雨的形成条件比较苛刻，需要高海拔处的降雪落入大于0 ℃的暖空气层并融化形成大水滴， 然后进入低于0 ℃的空气层冷却。 冻雨的最大水滴直径可大于500 μm，MVD ≥40 μm 时LWC 在0.26 g/m3以 下，MVD ＜40 μm 时LWC 范围为0.21～0.31 g/m3。

2 防/除冰系统与适航条款要求

由于结冰会对飞机造成严重的安全隐患，大型商用客机必须要设计防/除冰系统。 防/除冰系统设计时不仅要考虑其是否满足防/除冰要求，还需考虑全机减重要求，一般仅对关键部位进行防护，例如机翼前缘、垂尾前缘、平尾前缘、主风挡、短舱前缘、大气数据探头等。 由于尾翼结冰对空气动力的影响远小于机翼结冰，世界上主流大型客机（A320、B737、C919 等）的垂尾前缘和平尾前缘均无防/除冰系统[9]，而是通过试验验证当这些部件暴露在最严酷的积冰条件下（连续最大结冰条件下待机飞行45 min）时，其飞行品质是可接受的[10]；大气数据探头因为自身安装位置和体积小的特点，其加热措施已集成在内部，无需额外增加防/除冰系统。因此，防/除冰系统在设计时主要包括机翼、短舱、风挡和结冰探测系统。

当前，中国大型客机进入国际市场不仅需要中国民用航空局（CAAC，Civil Aviation Administration of China）颁发的型号合格证，还必须要得到美国联邦航空管理局（FAA，Federal Aviation Administration）和欧洲航空安全局（EASA， European Aviation Safety Agency）审查认定。 对比FAR25 部、CCAR25 部和CS25 中与防/除冰相关的适航条款可发现，CCAR25 部和FAR25 部在内容上无差异，且FAR25 和CS25 的差异也很小。但对于过冷大水滴条款，FAA 和EASA 对飞机重量、飞控可逆性的要求并不完全一致，考虑到全面性，基于CS25部梳理了防/除冰系统的重要适航条款，如表1所示。

表1 防/除冰系统适航条款Tab.1 Airworthiness terms of anti/deicing system

CS25.1420（a）提供了3 种标准供申请人参考：①遭遇附录O 的结冰条件，操纵飞机安全退出；②飞机在附录O 部分结冰包线内安全运行；③飞机在附录O全部结冰包线内安全运行。考虑到目前世界范围内的大型客机防/除冰系统设计制造水平，以CS25.1420（a）（1）为审定目标开展符合性验证分析。

3 防/除冰系统适航符合性验证方法

民用运输机在接受型号审查时，为向局方表明产品对适航条款的符合性，有必要采用各种方法进行验证[11]，这些方法统称为符合性验证方法（MOC，means of compliance）。 符合性验证方法共包括10 种：符合性声明（MOC0）、说明性文件（MOC1）、分析/计算（MOC2）、安全评估（MOC3）、试验室试验（MOC4）、地面试验（MOC5）、飞行试验（MOC6）、航空器检查（MOC7）、模拟器试验（MOC8）、设备合格性（MOC9）。每条适航条款通常需要一种或几种符合性验证方法验证，符合性验证方法的选取则可参考局方发布的咨询通告（AC，advisory circular）。 FAA 于2014年发布的AC25-28[12]替代了AC25.1419-1A 和AC25.1419-2，并增加了附录O 过冷大水滴的验证方法。本研究将主要根据表1 中的条款要求，并参考AC25-28 开展符合性验证分析。

3.1 风挡防/除冰系统符合性验证方法

飞机风挡遭遇结冰时，其透明度将大幅降低，影响机组观察，增加起飞和着陆阶段的运行风险。考虑到风挡安装位置、能量源和风挡防雾的需求，现代大型客机一般都采用电加热膜技术对风挡进行防/除冰并对抗鸟撞。

CS25.773（b）（1）（ii）对驾驶舱视界进行了规定，要求在附录C 和附录O 结冰条件下，两名飞行员仍拥有宽阔的视界且不需要持续关注。CS25.1419（a）、（b）、（c）、（g）、（h）对风挡防/除冰系统在附录C 包线内的安全运行进行了规定，需考虑飞机的各种运行构型、告警信号、防/除冰系统的连续运行、手册验证。根据目前民用航空的设计制造水平以CS25.1420（a）（1）作为审定目标较易实现，飞机无需设计成在附录O 结冰包线内安全运行，只要求能探测到过冷大水滴并成功逃离。CS25.1420（b）提出了类似于CS25.1419（b）的要求，并列举了几种可采用的符合性验证方法。

风挡防/除冰系统符合性验证方法包括以下内容：①MOC2：防护区域分析，白天和夜间飞行时风挡防护区能见度评估，冰脱落轨迹分析，相似性分析，水滴撞击极限分析，结冰计算流体力学（CFD，computational fluid dynamics）模拟（附录C 和附录O），能量来源和热负载分析；②MOC3：失效性分析（附录C 和附录O）；③MOC4：冰风洞试验；④MOC5：干空气地面试验；⑤MOC6：干空气飞行试验和结冰飞行试验（附录C 的CM或人造结冰）。

对于附录C 的结冰飞行试验，由于自然结冰气象条件难以捕捉，且IM 通常伴随湍流、冰雹或闪电等恶劣气象，IM 的自然结冰试飞不是必要的，一般可寻求CM 或人造结冰试飞。 附录O 的结冰试飞也不是必要的，申请人可采用AC25-28 中附录E 的工程工具表明符合性，以CS25.1420（a）（1）作为符合性验证目标的FZDZ 和FZRA 仅可使用一种工程工具。 对于风挡防/除冰系统，FZDZ 适用的工程工具为冰风洞试验或结冰CFD 模拟；FZRA 适用的工程工具为结冰CFD 模拟。 风挡防/除冰系统的符合性流程如图1 所示。

图1 风挡防/除冰系统符合性验证流程Fig.1 Compliance verification process of windshield anti/deicing system

3.2 机翼防/除冰系统符合性验证方法

机翼作为飞机的主升力面，具有很明显的结冰特征，机翼防/除冰需要防护的面积远大于风挡，现代大型客机普遍采用发动机压气机出口的热气对机翼前缘进行防/除冰。类似风挡防/除冰系统，CS25.1419（a）、（b）、（c）、（g）、（h）和CS25.1420（a）（1）（b）规定了机翼防/除冰系统在附录C 包线内运行和遭遇附录O 结冰条件后安全逃离的方法。综合以上条款和AC25-28，机翼防/除冰系统的符合性验证方法包括：①MOC2：防护区域分析，冰脱落轨迹分析，相似性分析，水滴撞击极限分析，结冰CFD 模拟（附录C 和附录O），能量来源和热负载分析；②MOC3：失效性分析（附录C 和附录O）；③MOC4：冰风洞试验；④MOC5：干空气地面试验；⑤MOC5：干空气飞行试验和结冰飞行试验（附录C的CM 或人造结冰）。由于机翼防/除冰系统也是热力防/除冰系统，其在附录O 结冰条件下的工程工具和风挡防/除冰系统相同。 机翼防/除冰系统的符合性验证流程如图2 所示。

图2 机翼防/除冰系统符合性验证流程Fig.2 Compliance verification process of wing anti/deicing system

3.3 短舱防/除冰系统符合性验证方法

发动机唇口结冰会影响发动机进气道吸气的均匀度，破坏气流速度场的分布和压气机的总压恢复系数，而不均匀的速度场和局部分离的气流又会引起压气机叶片的振动。飞机某些部位（例如雷达罩、机翼前缘等）的冰脱落会随气流进入发动机并损伤压气机叶片，造成压气机的机械损伤甚至导致整台发动机故障。考虑到现代大型客机涡扇发动机引气的可用性、管路安装的高可靠性和引气防/除冰的优良性能，目前一般采用发动机压气机出口的热气对短舱前缘进行防/除冰。

CS25.1419（a）、（b）、（c）、（g）、（h）和CS25.1420（a）（1）（b）也适用于短舱防/除冰系统，此外，CS25.1093（b）（1） 要求发动机进气系统在其整个飞行功率范围内，发动机、进气系统和其他部件上没有不利于发动机运转或者引起推力、 功率严重损失的冰积聚；CS25.1093（b）（2）则需要验证动力装置在模拟的结冰环境（霜冰、明冰、大水滴）中以慢车功率（或者局方认可的间歇增大推力）连续运行30 min 时不会产生不利于发动机安全运行的冰积聚。 某尾吊布局客机的模拟结冰条件地面试验，如图3 所示。

图3 尾吊式发动机地面冻雾试验Fig.3 Ground frost fog test of tail suspension engine

短舱防/除冰系统的符合性验证方法包括：①MOC2：防护区域分析，冰脱落轨迹分析，相似性分析，水滴撞击极限分析，结冰CFD 模拟（附录C 和附录O），能量来源和热负载分析；②MOC3：失效性分析（附录C 和附录O），振动分析；③MOC4：冰风洞试验；④MOC5：干空气地面试验，模拟结冰条件地面试验；⑤MOC6：干空气飞行试验，结冰飞行试验（附录C 的CM或人造结冰），其在附录O 结冰条件下的工程工具和风挡防/除冰系统相同。短舱防/除冰系统符合性验证流程如图4 所示。

图4 短舱防/除冰系统符合性验证流程Fig.4 Compliance verification process of nacelle anti/deicing system

3.4 结冰探测系统符合性验证方法

飞机在结冰条件下飞行时必须要在第一时间感知到影响其安全飞行的冰积聚，作为防/除冰系统开启的依据，结冰探测器可为机组和飞机系统提供结冰信息。 CS25.1419（e）定义了3 种探测结冰并激活防/除冰系统的方法：①主动式探测系统，自动激活或提示机组打开防/除冰系统；②咨询式探测系统，结合视觉提示，提示机组打开防/除冰系统；③定义的机体结冰气象条件。为进一步满足CS25.1419（f）和CS25.1420（a）（1）的要求，即飞行期间始终能探测到结冰（包括附录O），必须采用几种方法的结合。

现阶段尚无直接探测SLD 结冰探测器的飞机，比较成熟的探测方案为目测式，例如空客某些型号飞机在驾驶舱窗口安装了结冰探测棒[13]，如图5（a）所示。探测附录C 结冰的技术已经成熟并运用，安装在侧风挡下方的咨询式结冰探测器如图5（b）所示。

图5 结冰探测棒和结冰探测器Fig.5 Ice detection rod and ice detector

根据当前可用技术，按“定义的结冰气象条件+咨询式结冰探测（附录C）+视觉提示（附录O）”的方式探索符合性验证方法。 民航定义的结冰条件为：大气总温≤10℃且有可见湿气（云、薄雾、雨、雪、冰晶）。 常见的结冰探测器是利用探头的振动频率变化来探测结冰的，需安装在全机最先结冰的位置。咨询式结冰探测器（附录C）的符合性验证方法包括：①MOC2：水滴撞击分析、结冰CFD 模拟；②MOC3：失效性分析；③MOC4：冰风洞试验；④MOC6：结冰飞行试验（附录C的CM 或人造结冰）。

视觉提示可以是直接观察到参考面的冰积聚，也可以是自带除冰措施的参考系统。 视觉提示位置可以在飞机的特定部位，例如侧窗、短舱侧面、雨刷臂、雷达罩后部、防护面后部。 视觉提示需在左右两名飞行员的主视野区内，如果不在其主视野内，那么机组小幅移动头部也应能看见，可选取不同身高飞行员分别在白天、夜间、云层内进行可见性评估（MOC2、MOC6）。安全性方面，需机组在正常操作飞机时进行工作负荷评估：观察并确认是否已遭遇附录O 结冰，并逃离该结冰区域（MOC3）。对于附录O 中的FZDZ，可通过水滴撞击分析、结冰CFD 模拟验证视觉提示表面的水收集和结冰强度（MOC2）；通过冰风洞试验来验证视觉提示适用FZDZ 结冰包线，视觉提示能先于临界表面结冰进行提示（MOC4）；通过人造结冰飞行试验验证校准CFD 计算得到的冰型（MOC6）。需要注意的是，由于FZRA 很难在风洞和自然环境中模拟，目前可用的验证方法为结冰CFD 模拟。

4 结语

在研究结冰及影响结冰因素的基础上，梳理了附录C 和附录O 的结冰条件、防/除冰系统的适航条款，并以CS25.1420（a）（1）为审定目标开展了防/除冰系统的符合性验证方法分析，得到以下结论。

（1）风挡防/除冰系统的符合性验证方法包括：防护区域分析，白天和夜间飞行时风挡防护区能见度评估，冰脱落轨迹分析，相似性分析，水滴撞击极限分析，结冰CFD 模拟（附录C 和附录O），能量来源和热负载分析，失效性分析（附录C 和附录O），冰风洞试验，干空气地面试验，干空气飞行试验，结冰飞行试验（附录C 的CM 或人造结冰）。

（2）机翼防/除冰系统的符合性方法包括：防护区域分析，冰脱落轨迹分析，相似性分析，水滴撞击极限分析，结冰CFD 模拟（附录C 和附录O），能量来源和热负载分析，失效性分析（附录C 和附录O），冰风洞试验，干空气地面试验，干空气飞行试验，结冰飞行试验（附录C 的CM 或人造结冰）。

（3）短舱防/除冰系统的符合性方法包括：防护区域分析，冰脱落轨迹分析，相似性分析，水滴撞击极限分析，结冰CFD 模拟（附录C 和附录O），能量来源和热负载分析，失效性分析（附录C 和附录O），振动分析，冰风洞试验，干空气地面试验，模拟结冰条件地面试验，干空气飞行试验，结冰飞行试验（附录C 的CM或人造结冰）。

（4）结冰探测系统的审定思路为“定义的结冰气象条件+咨询式结冰探测（附录C）+视觉提示（附录O）”。其符合性验证方法包括：可见性评估，工作负荷评估，水滴撞击分析，结冰CFD 模拟，失效性分析，冰风洞试验，结冰飞行试验（附录C 的CM 或人造结冰）。