通用飛機(jī)結(jié)冰適航驗(yàn)證關(guān)鍵技術(shù)及工程應(yīng)用

王洪偉， 李先哲， 宋展

哈爾濱飛機(jī)工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司， 哈爾濱　150066

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通用飛機(jī)結(jié)冰適航驗(yàn)證關(guān)鍵技術(shù)及工程應(yīng)用

王洪偉*， 李先哲， 宋展

哈爾濱飛機(jī)工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司， 哈爾濱150066

摘要:民用飛機(jī)為獲得在結(jié)冰環(huán)境中的運(yùn)營(yíng)許可，必須按照適航當(dāng)局發(fā)布的有關(guān)結(jié)冰適航條款進(jìn)行結(jié)冰適航驗(yàn)證。與大型運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)相比，通用飛機(jī)自身的特點(diǎn)決定了其面臨更加嚴(yán)重的結(jié)冰問(wèn)題和更加苛刻的結(jié)冰適航驗(yàn)證要求。主要以美國(guó)FAA發(fā)布的相關(guān)結(jié)冰適航文件為基礎(chǔ)，結(jié)合國(guó)際上最新的飛機(jī)結(jié)冰研究成果，并以某通用飛機(jī)結(jié)冰適航驗(yàn)證的實(shí)際工程過(guò)程為例，論述通用飛機(jī)結(jié)冰適航驗(yàn)證中的一些關(guān)鍵技術(shù)現(xiàn)狀、要求及發(fā)展趨勢(shì)。通過(guò)論述可知，當(dāng)前通用飛機(jī)的結(jié)冰適航驗(yàn)證需要采用多種適航驗(yàn)證技術(shù)的有機(jī)組合才能完成，結(jié)冰問(wèn)題已經(jīng)成為飛機(jī)總體氣動(dòng)設(shè)計(jì)中不可分割的組成部分。

關(guān)鍵詞:結(jié)冰； 數(shù)值模擬； 風(fēng)洞試驗(yàn)； 飛行試驗(yàn)； 適航

飛機(jī)結(jié)冰是危害飛機(jī)飛行安全的重要因素之一，據(jù)統(tǒng)計(jì)[1], 在1978年至2002年期間，美國(guó)NTSB數(shù)據(jù)庫(kù)共記錄了645起與結(jié)冰有關(guān)的飛行事故或事件，同期美國(guó)NASA的ASRS(Aviation Safety Reporting System)則記錄了299起與結(jié)冰有關(guān)的飛行事故或事件。飛機(jī)機(jī)體表面關(guān)鍵部位上的嚴(yán)重結(jié)冰或機(jī)體關(guān)鍵外露傳感器上的嚴(yán)重結(jié)冰可能會(huì)引發(fā)墜機(jī)事故，因此包括美國(guó)適航當(dāng)局FAA在內(nèi)的各國(guó)適航管理部門(mén)對(duì)飛機(jī)在結(jié)冰環(huán)境中的飛行安全問(wèn)題極為重視。

美國(guó)FAA對(duì)通用飛機(jī)(專(zhuān)指小型固定翼飛機(jī))的適航審定基礎(chǔ)是FAR23部，對(duì)通用飛機(jī)結(jié)冰適航審定的總體要求條款是FAR23.1419“防冰”。隨著適航技術(shù)的發(fā)展和飛行安全要求的逐步提高，F(xiàn)AA每隔一定時(shí)期就對(duì)FAR23部進(jìn)行修訂，當(dāng)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(kāi)始，F(xiàn)AA在FAR23.1419“防冰”條款中增加了一項(xiàng)專(zhuān)門(mén)要求，即：“飛機(jī)防冰系統(tǒng)必須通過(guò)試驗(yàn)來(lái)演示在FAR25部附錄C確定的連續(xù)最大大氣結(jié)冰條件和間斷最大大氣結(jié)冰條件下飛機(jī)能夠安全運(yùn)行。能夠安全運(yùn)行是指飛機(jī)的性能、操縱性、機(jī)動(dòng)性和穩(wěn)定性不會(huì)低于FAR23部B 章的要求?！盕AA對(duì)大型運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)的適航審定基礎(chǔ)是FAR25部，在FAR25.1419“防冰”條款中卻至今沒(méi)有規(guī)定大型運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)在結(jié)冰條件下的性能、操縱性、機(jī)動(dòng)性和穩(wěn)定性需要滿(mǎn)足FAR25部B 章的要求。針對(duì)FAR23.1419“防冰”條款中所增加的上述專(zhuān)門(mén)要求，F(xiàn)AA在1990年發(fā)布的技術(shù)通報(bào)No. 55 FR 40598中給出了解釋?zhuān)矗骸癋AR23部通用飛機(jī)需要滿(mǎn)足的結(jié)冰環(huán)境與FAR25部運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)的結(jié)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(jié)冰條件；但FAR23部通用飛機(jī)的飛行性能通常低于FAR25部運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)，一旦遇到結(jié)冰云，F(xiàn)AR23部通用飛機(jī)不能迅速擺脫結(jié)冰環(huán)境；另外FAR23部通用飛機(jī)的外形尺寸通常小于FAR25部運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)，因此FAR23部通用飛機(jī)的機(jī)翼/尾翼前緣具有更高的過(guò)冷水滴收集效率；在相同的結(jié)冰條件下，F(xiàn)AR23部通用飛機(jī)上的冰形生長(zhǎng)速率更快，結(jié)冰對(duì)FAR23部通用飛機(jī)的飛行性能和飛行特性的影響要更加嚴(yán)重?！币虼耍現(xiàn)AA對(duì)FAR23部通用飛機(jī)在結(jié)冰環(huán)境下的飛行安全提出了更加嚴(yán)格的要求，通用飛機(jī)的結(jié)冰適航驗(yàn)證也因此成為適航申請(qǐng)人所面臨的一項(xiàng)重大技術(shù)難題。

運(yùn)12系列通用飛機(jī)在20世紀(jì)80年代進(jìn)行過(guò)飛機(jī)防冰適航驗(yàn)證，并獲得美國(guó)FAA和中國(guó)CAAC頒發(fā)的結(jié)冰環(huán)境下飛行的適航許可。運(yùn)7系列運(yùn)輸機(jī)也進(jìn)行過(guò)結(jié)冰適航驗(yàn)證，并獲得中國(guó)CAAC頒發(fā)的適航許可。但是從20世紀(jì)80年代至今的約30年期間，國(guó)際上關(guān)于飛機(jī)結(jié)冰問(wèn)題的技術(shù)研究取得了長(zhǎng)足的發(fā)展，各國(guó)適航當(dāng)局在分析總結(jié)大量結(jié)冰飛行事故/事件的基礎(chǔ)上也不斷地提高飛機(jī)結(jié)冰適航驗(yàn)證標(biāo)準(zhǔn)。美國(guó)FAA針對(duì)FAR23.1419“防冰”條款的主要適航驗(yàn)證指導(dǎo)文件是咨詢(xún)通報(bào)AC23.1419。FAA在1986年頒布了該咨詢(xún)通報(bào)的第1個(gè)版本AC23.1419-1，截止2007年，F(xiàn)AA對(duì)AC23.1419共進(jìn)行了5次版本修訂和升級(jí)，現(xiàn)行有效的版本是AC23.1419-2D[2]。從AC23.1419-2B版本開(kāi)始，F(xiàn)AA逐步明確提出了FAR23部通用飛機(jī)需要對(duì)周期冰(Intercycle Ice)、殘留冰(Residual Ice)、溢流冰(Runback Ice)、粗糙冰(Roughness Ice)、過(guò)冷大水滴結(jié)冰(SLD/Supercooled Large Drops Ice)、除防冰系統(tǒng)啟動(dòng)前冰(Pre-Activation Ice)等典型結(jié)冰情況進(jìn)行適航驗(yàn)證。

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

由于美國(guó)FAA在民用飛機(jī)適航審定方面處于世界領(lǐng)先地位，因此本文主要以美國(guó)FAA發(fā)布的相關(guān)結(jié)冰適航文件為基礎(chǔ),結(jié)合國(guó)際上最新的飛機(jī)結(jié)冰研究成果,并以哈爾濱飛機(jī)工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司的新型通用飛機(jī)(文中將統(tǒng)一稱(chēng)作“某型通用飛機(jī)”)結(jié)冰適航驗(yàn)證的實(shí)際過(guò)程為例，論述通用飛機(jī)結(jié)冰適航驗(yàn)證的技術(shù)現(xiàn)狀、要求及發(fā)展趨勢(shì)，并從適航申請(qǐng)人的角度針對(duì)結(jié)冰適航驗(yàn)證過(guò)程中所采取的一些關(guān)鍵技術(shù)、方法進(jìn)行論述和探討。

1結(jié)冰適航驗(yàn)證相關(guān)適航條款及咨詢(xún)通報(bào)

飛機(jī)所有迎風(fēng)部件均可能出現(xiàn)結(jié)冰，但從飛行安全角度考慮，適航當(dāng)局主要關(guān)心可能影響到飛機(jī)飛行性能/特性、機(jī)載系統(tǒng)/設(shè)備正常工作等飛機(jī)關(guān)鍵部位處的結(jié)冰。參考文獻(xiàn)[3]中指出：對(duì)于常規(guī)布局的通用飛機(jī)，需要考慮如下位置的結(jié)冰問(wèn)題：機(jī)翼/尾翼前緣、駕駛艙風(fēng)擋、發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)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(wú)遮蔽氣動(dòng)角補(bǔ)償前緣、燃油箱通氣孔、附件冷卻空氣入口、機(jī)頭整流罩、起落架等部位。

FAA對(duì)申請(qǐng)人的結(jié)冰適航審定分為2類(lèi):一類(lèi)是“無(wú)意中進(jìn)入結(jié)冰條件”的適航審定,即基本型飛機(jī)的適航審定;另一類(lèi)是“在已知的、和預(yù)報(bào)的結(jié)冰條件下有意運(yùn)行”的適航審定。申請(qǐng)人可以任選一種進(jìn)行適航驗(yàn)證，但申請(qǐng)人如果僅獲得“無(wú)意中進(jìn)入結(jié)冰條件”類(lèi)的適航許可，則在飛行航線(xiàn)上有已知的或預(yù)報(bào)的結(jié)冰條件時(shí)，飛機(jī)禁止飛行，這必將影響飛機(jī)的使用范圍。如果申請(qǐng)人獲得“在已知的、和預(yù)報(bào)的結(jié)冰條件下有意運(yùn)行”類(lèi)的適航許可，則飛機(jī)可以在FAR25部附錄C規(guī)定的結(jié)冰條件范圍內(nèi)持續(xù)飛行。

對(duì)于“無(wú)意中進(jìn)入結(jié)冰條件”類(lèi)的適航審定，F(xiàn)AA要求飛機(jī)在無(wú)意中遇到結(jié)冰條件時(shí)，飛機(jī)必須有一定的安全保障，要求飛機(jī)的各系統(tǒng)、設(shè)備在遇到結(jié)冰條件時(shí)能正常工作，飛行員能操縱飛機(jī)及時(shí)退出結(jié)冰環(huán)境。表1給出了FAR23部通用飛機(jī)在申請(qǐng)“無(wú)意中進(jìn)入結(jié)冰條件”類(lèi)的適航驗(yàn)證中需要涉及到的與防冰有關(guān)的系統(tǒng)及設(shè)備適航條款。

對(duì)于“在已知的、和預(yù)報(bào)的結(jié)冰條件下有意運(yùn)行”類(lèi)的適航審定，F(xiàn)AA首先要求飛機(jī)要滿(mǎn)足表1所列的與系統(tǒng)和設(shè)備防冰有關(guān)的各項(xiàng)條款要求，此外，F(xiàn)AA要求飛機(jī)還要滿(mǎn)足表2所列的與結(jié)冰有關(guān)的附加適航條款要求。

為了指導(dǎo)適航申請(qǐng)人按照表1和表2所列條款進(jìn)行結(jié)冰適航驗(yàn)證，F(xiàn)AA發(fā)布了一系列關(guān)于FAR23部通用飛機(jī)結(jié)冰適航驗(yàn)證的咨詢(xún)通報(bào)，見(jiàn)參考文獻(xiàn)[2-17]。

某型通用飛機(jī)目前正按照FAR23部相關(guān)條款要求及咨詢(xún)通報(bào)要求進(jìn)行“在已知的、和預(yù)報(bào)的結(jié)冰條件下有意運(yùn)行”類(lèi)的結(jié)冰適航驗(yàn)證。

表1　申請(qǐng)“無(wú)意中進(jìn)入結(jié)冰條件”類(lèi)的FAR23部要求

表2　 申請(qǐng)“在已知的、和預(yù)報(bào)的結(jié)冰條件下有意運(yùn)行”類(lèi)的附加FAR23部要求

2通用飛機(jī)結(jié)冰適航驗(yàn)證關(guān)鍵技術(shù)

FAR23.1419條款是針對(duì)申請(qǐng)“在已知的、和預(yù)報(bào)的結(jié)冰條件下有意運(yùn)行”類(lèi)的通用飛機(jī)進(jìn)行結(jié)冰適航驗(yàn)證的總體要求，F(xiàn)AR23.1419(b)條款要求飛機(jī)及其部件必須在經(jīng)測(cè)定的自然結(jié)冰條件下進(jìn)行飛行試驗(yàn),即自然結(jié)冰飛行試驗(yàn)，以綜合檢查在結(jié)冰條件下飛機(jī)各系統(tǒng)的功能、飛行性能和飛行特性。由于滿(mǎn)足FAR25部附錄C的自然結(jié)冰條件很難遇到，并且自然結(jié)冰氣象參數(shù)也很難保持恒定,以及自然結(jié)冰試飛中飛機(jī)機(jī)體上的結(jié)冰不斷地生長(zhǎng)和脫落，因此自然結(jié)冰試飛技術(shù)不可能完成FAR23.1419(a)條款要求的對(duì)FAR23部B章各項(xiàng)性能和飛行特性適航條款的檢查驗(yàn)證。因此FAR23.1419(b)(2)款要求增加干燥空氣的飛行試驗(yàn)，參考文獻(xiàn)[2]則更明確地指出應(yīng)該采用帶模擬冰形的干空氣飛行試驗(yàn)進(jìn)行FAR23部B章性能和飛行特性適航條款的檢查驗(yàn)證。進(jìn)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(jié)冰數(shù)值模擬技術(shù)、地面結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)等方法來(lái)獲取必要的冰形形狀以及冰形在飛機(jī)機(jī)體上的生長(zhǎng)位置。此外，飛機(jī)的機(jī)翼/尾翼前緣、發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道唇口等部位通常要設(shè)計(jì)防冰/除冰裝置進(jìn)行結(jié)冰防護(hù)，因此也需要采用結(jié)冰數(shù)值模擬技術(shù)、地面結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)或其他方法分析過(guò)冷水滴的沖擊極限，確定結(jié)冰防護(hù)范圍。

本文將主要對(duì)結(jié)冰數(shù)值模擬技術(shù)、結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)、帶模擬冰形的干空氣飛行試驗(yàn)技術(shù)、自然結(jié)冰飛行試驗(yàn)技術(shù)等技術(shù)現(xiàn)狀、FAA的相關(guān)適航技術(shù)要求以及某型通用飛機(jī)對(duì)上述適航驗(yàn)證技術(shù)的具體實(shí)施方法進(jìn)行了論述，以提供一個(gè)基本完整的通用飛機(jī)結(jié)冰適航驗(yàn)證過(guò)程實(shí)例。此外，還對(duì)通用飛機(jī)結(jié)冰適航技術(shù)的發(fā)展趨勢(shì)及對(duì)飛機(jī)總體氣動(dòng)設(shè)計(jì)技術(shù)的影響進(jìn)行了展望。

2.1結(jié)冰數(shù)值模擬技術(shù)

結(jié)冰數(shù)值模擬技術(shù)是當(dāng)今飛機(jī)結(jié)冰技術(shù)研究中發(fā)展最快的一個(gè)領(lǐng)域，國(guó)際上已相繼出現(xiàn)了一些比較成熟的結(jié)冰數(shù)值模擬軟件，包括美國(guó)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(shí)際工程領(lǐng)域得到應(yīng)用。美國(guó)NASA的LEWICE結(jié)冰數(shù)值模擬軟件采用求解勢(shì)流方程或Euler方程得到氣流流場(chǎng)、采用Lagrange方法確定水滴微粒的運(yùn)動(dòng)軌跡，結(jié)冰模型則采用經(jīng)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(jié)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(jìn)，該軟件采用N-S方程求解氣流流場(chǎng)、采用Euler法計(jì)算水滴微粒的運(yùn)動(dòng)軌跡，對(duì)結(jié)冰模型也做了部分改進(jìn)。

盡管目前結(jié)冰數(shù)值模擬技術(shù)發(fā)展很快，但在實(shí)際工程應(yīng)用上還不完善或存在一定的限制。飛機(jī)在FAR25部附錄C規(guī)定的連續(xù)最大和間斷最大大氣結(jié)冰條件下所結(jié)的冰形是很復(fù)雜的，再考慮到飛機(jī)除防冰系統(tǒng)工作，則在防護(hù)部位上所結(jié)的冰形會(huì)更加復(fù)雜。目前的結(jié)冰理論模型對(duì)飛機(jī)防護(hù)部位上所結(jié)的周期冰、殘留冰和溢流冰等冰形的預(yù)測(cè)還不能達(dá)到工程實(shí)用階段，但對(duì)于預(yù)測(cè)未防護(hù)部位所結(jié)的明冰(Clear Ice)、霜冰(Rime Ice)以及分析水滴沖擊極限等方面已經(jīng)可以替代成本較高的試驗(yàn)技術(shù)方法。

在當(dāng)前的結(jié)冰適航驗(yàn)證實(shí)踐中，利用結(jié)冰數(shù)值模擬技術(shù)確定結(jié)冰防護(hù)范圍以及確定未防護(hù)部位上的結(jié)冰(包括除防冰系統(tǒng)故障時(shí)防護(hù)部位上的結(jié)冰)已經(jīng)得到FAA的認(rèn)可[2-3]，但FAA會(huì)要求對(duì)采用的結(jié)冰數(shù)值模擬軟件進(jìn)行鑒定，即適航申請(qǐng)人或結(jié)冰數(shù)值模擬軟件供應(yīng)商應(yīng)向FAA提供軟件模擬結(jié)果與結(jié)冰試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比數(shù)據(jù)，證明在規(guī)定的結(jié)冰條件范圍內(nèi)該軟件的模擬計(jì)算結(jié)果是可信的。

利用結(jié)冰數(shù)值模擬技術(shù)確定結(jié)冰防護(hù)范圍時(shí)，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(jié)冰條件)、水滴大小按Langmuir D分布[3]的條件計(jì)算沖擊極限，防護(hù)范圍應(yīng)該從機(jī)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(jì)算沖擊極限[27]。計(jì)算機(jī)翼沖擊極限時(shí)的典型飛行階段至少應(yīng)考慮航路爬升、巡航、以速度VMO(Maximum Operating Limit Speed)應(yīng)急高速下降等飛行狀態(tài)。機(jī)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(jī)翼上表面的最大沖擊極限情況通常出現(xiàn)在應(yīng)急高速下降階段或巡航階段。

某型通用飛機(jī)的機(jī)翼/尾翼前緣約95%展長(zhǎng)范圍采用氣動(dòng)除冰套進(jìn)行除冰防護(hù)，剩余5%展長(zhǎng)范圍(包括機(jī)翼/尾翼根部前緣和尖部前緣、緊鄰發(fā)房的機(jī)翼前緣)沒(méi)有進(jìn)行除冰防護(hù)，利用LEWICE軟件對(duì)機(jī)翼/尾翼前緣進(jìn)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(jī)機(jī)翼前緣除冰套的弦向防護(hù)范圍最終延伸到機(jī)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(jī)機(jī)翼/尾翼前緣未防護(hù)部位、除冰套故障時(shí)防護(hù)部位上的冰形則是采用FENSAP-ICE軟件進(jìn)行分析計(jì)算的，模擬結(jié)冰條件符合FAR25部附錄C的規(guī)定。圖1是利用FENSAP-ICE軟件計(jì)算得到的某型通用飛機(jī)在層云中(即FAR25部附錄C連續(xù)最大大氣結(jié)冰條件)進(jìn)行45 min待機(jī)飛行時(shí)機(jī)翼翼尖前緣未防護(hù)部位上的一個(gè)冰形，計(jì)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(jié)冰時(shí)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(jī)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(jī)生成的機(jī)翼前緣冰形(翼型弦長(zhǎng)1)
Fig. 1Ice shape on wing leading edge after 45 min holding (airfoil chord length 1)

2.2結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)

在結(jié)冰適航驗(yàn)證過(guò)程中， FAA會(huì)要求適航申請(qǐng)人對(duì)周期冰、殘留冰、溢流冰、粗糙冰、過(guò)冷大水滴結(jié)冰、除防冰系統(tǒng)啟動(dòng)前冰等典型結(jié)冰情況進(jìn)行適航驗(yàn)證,或從中篩選出一個(gè)或多個(gè)對(duì)性能或飛行特性臨界的冰形進(jìn)行適航驗(yàn)證[2]。

如前所述，當(dāng)代的結(jié)冰數(shù)值模擬技術(shù)在FAR25部附錄C規(guī)定的結(jié)冰條件下對(duì)未防護(hù)表面的結(jié)冰預(yù)測(cè)技術(shù)已經(jīng)逐漸成熟，可以應(yīng)用在型號(hào)適航驗(yàn)證中。但結(jié)冰數(shù)值模擬技術(shù)對(duì)周期冰、殘留冰、溢流冰、粗糙冰、過(guò)冷大水滴結(jié)冰、啟動(dòng)前冰等還不能很好地模擬，F(xiàn)AA對(duì)獲取上述冰形認(rèn)可的技術(shù)方法主要包括結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)、自然結(jié)冰飛行試驗(yàn)技術(shù)、結(jié)冰噴灑機(jī)(Icing Tanker)試驗(yàn)技術(shù)[2-3]。在這些試驗(yàn)技術(shù)中，結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)的相對(duì)試驗(yàn)成本最低，并且對(duì)結(jié)冰試驗(yàn)條件和狀態(tài)能夠?qū)崿F(xiàn)精確控制；但結(jié)冰風(fēng)洞的試驗(yàn)段截面尺寸有限，對(duì)于尺寸較大的試驗(yàn)件，將不能進(jìn)行1∶1的全尺寸模擬試驗(yàn)，因此會(huì)影響試驗(yàn)結(jié)果的準(zhǔn)確性。目前，結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)已經(jīng)成為適航申請(qǐng)人獲取周期冰、殘留冰、溢流冰、粗糙冰、過(guò)冷大水滴結(jié)冰、除防冰系統(tǒng)啟動(dòng)前冰等冰形的主要技術(shù)手段。

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

結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)經(jīng)過(guò)多年的發(fā)展，對(duì)FAR25部附錄C結(jié)冰范圍內(nèi)的試驗(yàn)?zāi)M技術(shù)已經(jīng)比較成熟，結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)的無(wú)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(diǎn)處的凍結(jié)系數(shù)n0；相對(duì)熱力因子b；蒸發(fā)-對(duì)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(xì)數(shù)Ca；基于水滴直徑的韋伯?dāng)?shù)Weδ；基于翼型前緣直徑的雷諾數(shù)Rea；試驗(yàn)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(yàn)技術(shù)限制，不可能對(duì)上述相似參數(shù)全部進(jìn)行模擬，只能選出部分相似參數(shù)進(jìn)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(guò)相似參數(shù)的模擬，既可以進(jìn)行縮比模型的試驗(yàn),也可以進(jìn)行結(jié)冰參數(shù)的轉(zhuǎn)換試驗(yàn)。由于缺乏可靠的試驗(yàn)結(jié)果支持，F(xiàn)AA目前不支持適航申請(qǐng)人利用縮比試驗(yàn)?zāi)Ｐ图跋鄳?yīng)的縮比結(jié)冰防護(hù)系統(tǒng)進(jìn)行周期冰和溢流冰的結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)研究[3]。

結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)均有試驗(yàn)段的堵塞度限制，如果試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮谠囼?yàn)段橫截面上的投影面積與試驗(yàn)段橫截面積之比超過(guò)了10%，則需要考慮試驗(yàn)?zāi)Ｐ投氯葘?duì)結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)的空氣動(dòng)力相似和熱動(dòng)力相似的不利影響[3]。如果試驗(yàn)?zāi)Ｐ吞笥植辉试S進(jìn)行縮比，可以考慮采用混合模型設(shè)計(jì)(Hybrid Airfoil Design)技術(shù)進(jìn)行結(jié)冰試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)及結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)，該混合試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷那熬壭螤罴俺叽缗c真實(shí)飛機(jī)是完全一致的，但試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷暮篌w則是一個(gè)縮小尺寸的模型[33]。

由于梯形機(jī)翼/尾翼外段的翼型尺寸一般相對(duì)較小，因此水滴修正慣性參數(shù)K0相對(duì)較大，結(jié)冰嚴(yán)重，適航申請(qǐng)人至少應(yīng)截取機(jī)翼/尾翼外段的一部分進(jìn)行結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)研究。在加工制作結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜁r(shí)，模型前緣表面的設(shè)計(jì)細(xì)節(jié)一定要與實(shí)際生產(chǎn)型飛機(jī)一致，包括蒙皮對(duì)接、口蓋、鉚釘/螺釘?shù)犬a(chǎn)生的縫隙和臺(tái)階；如果生產(chǎn)型飛機(jī)機(jī)翼/尾翼采用可拆卸前緣，則可拆卸前緣與主翼間的展向?qū)涌p隙也一定要模擬。結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷暮篌w一般只需要保證所需的外形及模型安裝所需的強(qiáng)度/剛度即可。

在某型通用飛機(jī)結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)項(xiàng)目中，分別制作了機(jī)翼外段1∶1試驗(yàn)?zāi)Ｐ秃推轿餐舛?∶1試驗(yàn)?zāi)Ｐ?；試?yàn)?zāi)Ｐ颓熬壈达w機(jī)維護(hù)要求安裝生產(chǎn)型飛機(jī)的氣動(dòng)除冰套，氣動(dòng)除冰套的自動(dòng)循環(huán)工作周期是1 min，并在美國(guó)Cox & Co.常壓結(jié)冰風(fēng)洞中進(jìn)行了關(guān)于周期冰、粗糙冰、溢流冰、啟動(dòng)前冰等冰形的結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)。表3是某型通用飛機(jī)結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)條件的一個(gè)目標(biāo)矩陣示例，由于Cox & Co.結(jié)冰風(fēng)洞的最大試驗(yàn)風(fēng)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(zhǔn)則，通過(guò)調(diào)整LWC、MVD、靜溫、除冰套自動(dòng)循環(huán)周期這4個(gè)試驗(yàn)參數(shù)將巡航階段和下降階段的試驗(yàn)速度降到了170 kts。SLD結(jié)冰條件已經(jīng)超出FAR25附錄C規(guī)定的連續(xù)最大和間斷最大結(jié)冰條件，故用*表示結(jié)冰條件是空白。對(duì)于氣動(dòng)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(duì)溫度極為敏感，因此在進(jìn)行溢流冰試驗(yàn)時(shí)，需要在試驗(yàn)過(guò)程中圍繞總溫0 ℃附近精細(xì)地調(diào)節(jié)試驗(yàn)溫度(溫度調(diào)節(jié)步長(zhǎng)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(jī)結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)中機(jī)翼前緣較嚴(yán)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(fēng)冰脊,冰脊平均高度為0.36 inch。表3中的序號(hào)3為該周期冰的試驗(yàn)狀態(tài)，其凍結(jié)系數(shù)n0為1，表明該周期冰是在結(jié)霜冰狀態(tài)下得到的。圖3為某型通用飛機(jī)結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)中機(jī)翼前緣較嚴(yán)重的大水滴沖擊粗糙冰冰形，前緣粗糙度相當(dāng)于80目砂紙，表3中的序號(hào)6為該粗糙冰的試驗(yàn)狀態(tài)。圖4為某型通用飛機(jī)結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)中得到的機(jī)翼溢流冰，溢流冰位于機(jī)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(gòu)成，冰脊高度不超過(guò)0.1 inch。圖5為某型通用飛機(jī)結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)中得到的機(jī)翼SLD，冰形特征為機(jī)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(guò)0.1 inch。

表3　結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)條件的目標(biāo)矩陣

圖2機(jī)翼前緣周期冰
Fig. 2Intercycle ice on wing leading edge

圖3機(jī)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(jī)翼前緣上表面溢流冰
Fig. 4Runback ice on wing leading edge upper surface

圖5機(jī)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(yàn)技術(shù)

如前所述，帶模擬冰形的干空氣飛行試驗(yàn)是結(jié)冰適航驗(yàn)證項(xiàng)目中必須開(kāi)展的試驗(yàn)。帶模擬冰形的干空氣飛行試驗(yàn)的主要目的是按FAR23.1419(a)條款的要求，檢查驗(yàn)證飛機(jī)在FAR25部附錄C規(guī)定的連續(xù)最大和間斷最大大氣結(jié)冰條件下，飛機(jī)的性能、操縱性、機(jī)動(dòng)性和穩(wěn)定性不應(yīng)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(cè)》的性能章節(jié)中，得出的飛行特性限制(例如對(duì)著陸襟翼的限制)則要寫(xiě)入《飛行手冊(cè)》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(jìn)行適航驗(yàn)證，臨界冰形的概括性定義是[2]：“在規(guī)定的結(jié)冰條件下，在機(jī)體表面所產(chǎn)生的、且對(duì)特定的飛行安全要求具有最不利影響的結(jié)冰。”針對(duì)不同的飛行安全要求，相應(yīng)的臨界冰形可能是不同的；適航申請(qǐng)人在選擇確定各種臨界冰形時(shí)，應(yīng)該主要從冰形對(duì)下述方面(但不包括全部)的影響進(jìn)行考慮[3]，即：升力/最大升力、阻力、俯仰力矩、操縱力、操縱面運(yùn)動(dòng)、防護(hù)部位之后產(chǎn)生冰脊、溢流冰、振動(dòng)/氣彈穩(wěn)定性、失速警告、失速特性、發(fā)動(dòng)機(jī)功率、進(jìn)氣道進(jìn)氣、穩(wěn)定性/操縱性/機(jī)動(dòng)性、配平、操縱面氣動(dòng)補(bǔ)償、平尾/升降舵失速、垂尾/方向舵失速、脫落冰對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)工作及機(jī)體結(jié)構(gòu)損傷的影響等。

正是由于冰形對(duì)飛行安全影響的復(fù)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(gè)要求[2]。

1) 按飛行階段的結(jié)冰包括：起飛階段結(jié)冰、爬升階段結(jié)冰、巡航階段結(jié)冰、待機(jī)階段結(jié)冰、進(jìn)場(chǎng)和著陸階段結(jié)冰。

2) 按典型冰形考慮包括：?jiǎn)?dòng)前冰、周期冰、殘留冰、溢流冰、大水滴粗糙冰、過(guò)冷大水滴結(jié)冰以及除防冰系統(tǒng)故障結(jié)冰(Failure Ice)。

FAA并沒(méi)有明確指出FAR23部B章中每項(xiàng)適航條款驗(yàn)證是否需要考慮結(jié)冰問(wèn)題以及每項(xiàng)適航條款驗(yàn)證應(yīng)該對(duì)應(yīng)哪種冰形。從適航申請(qǐng)人的角度考慮，如果FAR23部B章每項(xiàng)條款都要驗(yàn)證上述所有冰形，顯然帶模擬冰形的干空氣試飛工作量會(huì)增加到難以執(zhí)行的程度，并且也是沒(méi)有必要的。FAA允許從上述冰形中選出最臨界的冰形進(jìn)行干空氣試飛驗(yàn)證[2]，但如果為簡(jiǎn)化試飛工作量而專(zhuān)門(mén)設(shè)計(jì)出一個(gè)對(duì)飛機(jī)所有氣動(dòng)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(huì)使飛機(jī)的飛行性能和飛行特性嚴(yán)重降低，使試飛工作面臨極大的安全風(fēng)險(xiǎn)。因此如何將FAR23部B章的每項(xiàng)條款與各種驗(yàn)證冰形進(jìn)行優(yōu)化組合也正是考驗(yàn)適航申請(qǐng)人適航驗(yàn)證能力的一個(gè)體現(xiàn)。

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

2.3.1起飛階段結(jié)冰

某型通用飛機(jī)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(kāi)啟機(jī)翼/尾翼的氣動(dòng)除冰套，由于起飛過(guò)程很短暫，這時(shí)在機(jī)翼/尾翼前緣除冰套上應(yīng)該形成顆粒狀的粗糙冰。如果在結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)中沒(méi)有進(jìn)行起飛階段的結(jié)冰模擬試驗(yàn)，則FAA允許在機(jī)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(qǐng)人自己論證確定粗糙冰的弦向覆蓋范圍。某型通用飛機(jī)進(jìn)行了起飛階段的結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)，得到了機(jī)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(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)得到的起飛階段的粗糙冰進(jìn)行FAR23部B章中與起飛有關(guān)的飛行性能和飛行特性適航條款驗(yàn)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(huì)使飛機(jī)的起飛性能?chē)?yán)重降低。

2.3.2周期冰和殘留冰

周期冰和殘留冰是氣動(dòng)除冰套正常循環(huán)工作下機(jī)翼/尾翼前緣防護(hù)部位上的結(jié)冰。某型通用飛機(jī)的使用程序允許在航路爬升、巡航、待機(jī)、下降、進(jìn)場(chǎng)及部分著陸階段開(kāi)啟機(jī)翼/尾翼前緣的氣動(dòng)除冰套(在五邊進(jìn)場(chǎng)著陸過(guò)程中僅要求在最后的第五邊著陸階段關(guān)閉機(jī)翼/尾翼前緣氣動(dòng)除冰套)，因此與上述飛行階段有關(guān)的FAR23部B章的飛行性能和飛行特性條款應(yīng)該考慮臨界周期冰和殘留冰的適航驗(yàn)證問(wèn)題。在除冰套正常循環(huán)工作下，殘留冰一般沒(méi)有周期冰嚴(yán)重[34]，并且某型通用飛機(jī)的結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)也證明這一觀點(diǎn)，因此殘留冰的干空氣飛行試驗(yàn)就完全可以被更臨界的周期冰干空氣飛行試驗(yàn)代替。

2.3.3大水滴粗糙冰

嚴(yán)重的大水滴粗糙冰通常是認(rèn)為飛機(jī)短時(shí)間穿越含有過(guò)冷水滴的積云(即間斷最大大氣結(jié)冰條件，云層水平范圍為4.8 km)造成的，因此應(yīng)通過(guò)結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)獲得臨界的大水滴粗糙冰。某些翼型的氣動(dòng)特性對(duì)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(hào)6的結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果，在某型通用飛機(jī)試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷臋C(jī)翼前緣相應(yīng)弦向范圍內(nèi)均勻噴涂80目金剛砂后進(jìn)行常規(guī)干空氣測(cè)力風(fēng)洞試驗(yàn)的結(jié)果，試驗(yàn)結(jié)果表明：與機(jī)翼前緣無(wú)冰狀態(tài)相比，機(jī)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(yàn)的雷諾數(shù)Re=1×106、馬赫數(shù)Ma=0.18。圖6的試驗(yàn)結(jié)果也存在一定的疑問(wèn)，某型通用飛機(jī)的常規(guī)干空氣測(cè)力試驗(yàn)?zāi)Ｐ褪?∶8縮比模型，而試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜋C(jī)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(jìn)行相應(yīng)縮比則會(huì)變得過(guò)于微小，會(huì)完全淹沒(méi)在試驗(yàn)?zāi)Ｐ捅砻娴臍饬鞲矫鎸酉隆?/p>

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(xiàn)(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(jī)翼前緣粗糙冰會(huì)明顯影響機(jī)翼的最大升力系數(shù)，因此FAR23部B章中的關(guān)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(yàn)證。

2.3.4啟動(dòng)前冰

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

適航申請(qǐng)人應(yīng)當(dāng)通過(guò)分析或試驗(yàn)等手段確定啟動(dòng)前冰的最大可能結(jié)冰時(shí)間， FAA建議的防冰系統(tǒng)(不是除冰系統(tǒng))啟動(dòng)前冰的結(jié)冰試驗(yàn)時(shí)間通常為0.5～2 min[2]。由于啟動(dòng)前冰的結(jié)冰時(shí)間很短，因此啟動(dòng)前冰通常也是粗糙冰。

某型通用飛機(jī)通過(guò)結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)行了啟動(dòng)前冰試驗(yàn)研究。啟動(dòng)前冰粗糙冰是在FAR25部附錄C連續(xù)最大大氣結(jié)冰條件下得到的[2]，沒(méi)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(jié)冰條件下獲得)，因此在某型通用飛機(jī)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(dòng)前冰，進(jìn)行有關(guān)啟動(dòng)前冰的試飛驗(yàn)證。啟動(dòng)前冰的干空氣試飛應(yīng)至少檢查FAR23部B章中的失速警告和失速速度條款，以及開(kāi)展屬于FAR23.143條款的“尾翼失速敏感性”試驗(yàn)[2]。

部分現(xiàn)代通用飛機(jī)為滿(mǎn)足FAR23.207條款規(guī)定的至少5 kts失速警告余量要求，開(kāi)始采用至少2套失速警告系統(tǒng)，一套在無(wú)結(jié)冰環(huán)境下使用,另一套在結(jié)冰環(huán)境下使用。由于啟動(dòng)前冰是假定飛行員沒(méi)有察覺(jué)到結(jié)冰現(xiàn)象，因此啟動(dòng)前冰對(duì)應(yīng)的是無(wú)結(jié)冰條件下的失速警告系統(tǒng)。對(duì)于啟動(dòng)前冰，F(xiàn)AA要求無(wú)結(jié)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(qǐng)人必須通過(guò)適當(dāng)?shù)脑O(shè)計(jì)技術(shù)及使用程序防止啟動(dòng)前冰對(duì)失速速度有過(guò)大的影響。

2.3.5溢流冰

在早期的結(jié)冰適航驗(yàn)證中，只有配備了加熱式防冰系統(tǒng)的通用飛機(jī)才考慮溢流冰問(wèn)題。但在近期的結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)研究中，F(xiàn)AA發(fā)現(xiàn)對(duì)于機(jī)翼/尾翼前緣裝有除冰套的試驗(yàn)?zāi)Ｐ停贔AR25部附錄C規(guī)定的連續(xù)最大大氣結(jié)冰條件范圍內(nèi),且在試驗(yàn)總溫接近0 ℃的特定情況下，試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷纳?下表面會(huì)出現(xiàn)溢流冰；當(dāng)機(jī)翼前緣上/下表面存在蒙皮對(duì)接的展向縫隙時(shí)，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(guān)于溢流冰現(xiàn)象的適航驗(yàn)證。

某型通用飛機(jī)通過(guò)結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)溢流冰進(jìn)行了試驗(yàn)研究，見(jiàn)圖4。結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)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(guò)0.1 inch，除冰套之后的模型上表面沒(méi)有溢流冰；因此適航申請(qǐng)人向FAA申請(qǐng)取消溢流冰的干空氣試飛驗(yàn)證。

如果結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)以及常規(guī)干空氣測(cè)力風(fēng)洞試驗(yàn)表明溢流冰對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)力特性影響明顯，則在帶模擬冰形的干空氣飛行試驗(yàn)中，建議優(yōu)先檢查驗(yàn)證與飛行安全緊密相關(guān)的失速速度、失速警告、失速特性等條款。

2.3.6過(guò)冷大水滴結(jié)冰

過(guò)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(guò)了50 μm。過(guò)冷大水滴結(jié)冰條件一般包括凍毛毛雨(Freezing Drizzle)結(jié)冰和凍雨(Freezing Rain)結(jié)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(jī)在美國(guó)印第安納州的Roselawn上空遭遇凍雨及凍毛毛雨后發(fā)生墜機(jī)事故，F(xiàn)AA和NTSB通過(guò)結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)研究及在模擬結(jié)冰云中的飛行試驗(yàn)研究復(fù)原了當(dāng)時(shí)的結(jié)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(jié)冰環(huán)境下，在機(jī)翼前緣防護(hù)范圍之后、副翼與主翼面展向縫隙之前的機(jī)翼上表面上會(huì)堆積出一道嚴(yán)重的展向冰脊，導(dǎo)致副翼操縱異常以及飛機(jī)出現(xiàn)快速滾轉(zhuǎn)。因此FAA要求適航申請(qǐng)人進(jìn)行SLD結(jié)冰適航驗(yàn)證[2]。

適航申請(qǐng)人首選的辦法應(yīng)該是進(jìn)行SLD結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)研究，F(xiàn)AA建議的FAR23部飛機(jī)SLD結(jié)冰試驗(yàn)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(jié)冰條件的水滴分布范圍較大，目前世界上的主要結(jié)冰風(fēng)洞，包括NASA Glenn結(jié)冰風(fēng)洞和Cira結(jié)冰風(fēng)洞還只能部分地模擬SLD結(jié)冰條件。

美國(guó)Cox & Co.結(jié)冰風(fēng)洞也不能按上述FAA建議的試驗(yàn)參數(shù)要求模擬SLD結(jié)冰情況，經(jīng)協(xié)商，某型通用飛機(jī)在Cox & Co.結(jié)冰風(fēng)洞中近似完成了SLD結(jié)冰試驗(yàn)研究，其中一個(gè)試驗(yàn)參數(shù)示例為表3中的序號(hào)8。結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果表明在接近FAA建議的SLD結(jié)冰條件下并沒(méi)有在機(jī)翼前緣上表面出現(xiàn)嚴(yán)重的冰脊，平均冰脊高度僅約0.1 inch，并且結(jié)冰主要局限在前緣除冰套上表面；因此適航申請(qǐng)人向FAA申請(qǐng)取消SLD冰形的干空氣試飛驗(yàn)證。

如果適航申請(qǐng)人選擇不做SLD結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)檢查，則FAA會(huì)要求在機(jī)翼前緣除冰套之后、副翼之前的機(jī)翼上表面上安裝橫截面為1/4圓型的展向冰脊，進(jìn)行飛機(jī)橫向操縱敏感性科目的試飛驗(yàn)證[2]。國(guó)際上目前對(duì)SLD結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)研究表明：橫截面為1/4圓型的展向冰脊高度最嚴(yán)重情況應(yīng)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(shè)計(jì)上不能證明極不可能發(fā)生故障/失效，則需要進(jìn)行飛行試驗(yàn)檢查驗(yàn)證除防冰系統(tǒng)故障的危害等級(jí),并在《飛行手冊(cè)》中制定除防冰系統(tǒng)故障后相應(yīng)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(cè)》中規(guī)定飛行員要盡快退出結(jié)冰環(huán)境，則發(fā)生故障的防護(hù)部位上允許的結(jié)冰時(shí)間取正常待機(jī)飛行時(shí)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(jié)冰驗(yàn)證要求檢查故障情況。

除防冰系統(tǒng)發(fā)生故障的防護(hù)部位相當(dāng)于沒(méi)有進(jìn)行結(jié)冰防護(hù)，因此某型通用飛機(jī)機(jī)翼/尾翼前緣氣動(dòng)除冰套發(fā)生故障的部位是通過(guò)FENSAP-ICE軟件模擬計(jì)算獲得的故障冰形，結(jié)冰模擬計(jì)算時(shí)間取22.5 min。進(jìn)行除冰套故障冰適航驗(yàn)證的目的主要有2項(xiàng),即在《飛行手冊(cè)》限制章節(jié)中要規(guī)定機(jī)翼除防冰系統(tǒng)故障情況下的失速速度以及確認(rèn)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(wèn)題。因此在故障冰的干空氣試飛中，應(yīng)主要檢查除冰套故障冰對(duì)飛機(jī)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(jī)機(jī)翼和尾翼的除冰套設(shè)計(jì)都是分段獨(dú)立的，因此除冰套故障冰一般只需考慮一段獨(dú)立的除冰套故障問(wèn)題。

2.4自然結(jié)冰飛行試驗(yàn)技術(shù)

自然結(jié)冰飛行試驗(yàn)是FAR23.1419(b)條款要求必須開(kāi)展的，也是最終的結(jié)冰適航驗(yàn)證試驗(yàn)。與帶模擬冰形干空氣飛行試驗(yàn)的目的不同，自然結(jié)冰飛行試驗(yàn)是綜合性的驗(yàn)證試驗(yàn)，主要目的是在自然結(jié)冰環(huán)境下綜合檢查驗(yàn)證飛機(jī)的飛行性能和飛行特性，以及綜合檢查驗(yàn)證飛機(jī)的防冰系統(tǒng)、動(dòng)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(jié)冰環(huán)境影響的機(jī)載系統(tǒng)和設(shè)備的功能及可靠性問(wèn)題。參考文獻(xiàn)[2]已經(jīng)比較系統(tǒng)地列出了FAR23部通用飛機(jī)自然結(jié)冰試飛需要開(kāi)展的檢查驗(yàn)證項(xiàng)目。自然結(jié)冰試飛通常是適航申請(qǐng)人面臨的最困難的一項(xiàng)試驗(yàn)項(xiàng)目，因?yàn)檫m航條款以及咨詢(xún)通報(bào)只給出試飛檢查驗(yàn)證的綜合要求，需要適航申請(qǐng)人將綜合檢查驗(yàn)證項(xiàng)目細(xì)化分解至可執(zhí)行階段。開(kāi)展自然結(jié)冰試飛通常需要首先解決如下2項(xiàng)問(wèn)題：

1) 飛機(jī)的改裝，自然結(jié)冰試飛需要對(duì)試驗(yàn)機(jī)進(jìn)行改裝，在機(jī)體外部安裝專(zhuān)門(mén)的大氣數(shù)據(jù)測(cè)量設(shè)備，用于測(cè)量記錄大氣中液態(tài)水含量、水滴直徑、環(huán)境溫度等結(jié)冰試驗(yàn)必需的測(cè)量參數(shù)。為了測(cè)量記錄機(jī)體表面關(guān)鍵部位的結(jié)冰情況還需要在機(jī)體外部安裝多個(gè)視頻探頭或照相設(shè)備。要求對(duì)機(jī)體外部的改裝不能明顯改變飛機(jī)原有的氣動(dòng)特性和流場(chǎng)特性；在機(jī)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(wèn)題以及冰脫落可能造成的相互打傷問(wèn)題。適航申請(qǐng)人需要對(duì)改裝設(shè)備的功能以及試飛安全進(jìn)行評(píng)估。

2) FAR25部附錄C結(jié)冰環(huán)境，在自然結(jié)冰試飛中，為獲得規(guī)定的結(jié)冰厚度以及完成必要的試驗(yàn)科目，飛機(jī)可能需要多次遭遇結(jié)冰云，但FAA要求自然結(jié)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(jié)冰條件[2]。FAR25部附錄C的連續(xù)最大大氣結(jié)冰條件和間斷最大大氣結(jié)冰條件是根據(jù)美國(guó)NACA在1940—1950年期間在北美上空開(kāi)展的一系列大氣數(shù)據(jù)測(cè)量試驗(yàn)制定的[37-39]，并從大量測(cè)量數(shù)據(jù)中選取了最嚴(yán)重的結(jié)冰情況。根據(jù)研究統(tǒng)計(jì)，在北美上空遭遇到的結(jié)冰情況中，99%的概率是結(jié)冰嚴(yán)重性不會(huì)超過(guò)FAR25部附錄C規(guī)定的范圍[39]。中國(guó)雖然地域廣闊，在西南地區(qū)、長(zhǎng)江中下游地區(qū)以及新疆天山地區(qū)存在自然結(jié)冰環(huán)境，但卻沒(méi)有美國(guó)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(jié)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(jié)冰條件，適航申請(qǐng)人需要精心選擇開(kāi)展自然結(jié)冰試飛的地區(qū)和季節(jié)。

某型通用飛機(jī)目前還沒(méi)有開(kāi)展自然結(jié)冰試飛，但自然結(jié)冰試飛項(xiàng)目的前期規(guī)劃和飛機(jī)改裝工作已經(jīng)啟動(dòng)，所完成的工作包括：在試驗(yàn)機(jī)的機(jī)翼下吊裝了專(zhuān)門(mén)的大氣數(shù)據(jù)測(cè)量設(shè)備；在試驗(yàn)機(jī)機(jī)體外安裝了4個(gè)具有防冰功能的視頻探頭，用于觀測(cè)記錄機(jī)翼前緣及上/下表面、發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道唇口、機(jī)翼前緣失速警告器、平尾前緣及下表面、垂尾前緣及側(cè)表面等關(guān)鍵部位上的結(jié)冰情況。

自然結(jié)冰試飛中遭遇的結(jié)冰云情況是隨機(jī)的和不可控的，因此需要制定靈活的試飛計(jì)劃。由于遭遇符合FAR25部附錄C連續(xù)最大大氣結(jié)冰條件的概率很小，因此一旦遇到該高強(qiáng)度結(jié)冰條件，應(yīng)主要完成與結(jié)冰有關(guān)的各系統(tǒng)功能及可靠性試飛檢查驗(yàn)證，并評(píng)定飛行員的工作負(fù)荷。針對(duì)自然結(jié)冰試飛中的飛行性能和飛行特性檢查驗(yàn)證，某型通用飛機(jī)專(zhuān)門(mén)在機(jī)翼翼尖前緣未防護(hù)部位安裝了結(jié)冰標(biāo)尺；將通過(guò)在結(jié)冰云中的持續(xù)飛行，使結(jié)冰標(biāo)尺上的結(jié)冰厚度達(dá)到規(guī)定的結(jié)冰厚度后[2]，再開(kāi)展飛行性能和飛行特性的試飛驗(yàn)證。為了確保在進(jìn)行飛行性能和飛行特性試飛驗(yàn)證時(shí)機(jī)體上的結(jié)冰不脫落，飛機(jī)可以通過(guò)爬升到較高高度使機(jī)體上的殘留結(jié)冰牢固地凍結(jié)在機(jī)體表面上。

2.5其他適航驗(yàn)證技術(shù)

前述的結(jié)冰數(shù)值模擬技術(shù)、結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)、帶模擬冰形的干空氣飛行試驗(yàn)技術(shù)以及自然結(jié)冰飛行試驗(yàn)技術(shù)這4項(xiàng)技術(shù)是目前通用飛機(jī)結(jié)冰適航驗(yàn)證中最普遍采用的技術(shù)和方法。在通用飛機(jī)結(jié)冰適航驗(yàn)證中，也存在其他一些適航驗(yàn)證技術(shù)和方法，現(xiàn)做一簡(jiǎn)要介紹：

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

2) 在模擬結(jié)冰云中進(jìn)行飛行試驗(yàn)，該試驗(yàn)技術(shù)通常包括2種形式，一種形式是結(jié)冰噴灑機(jī)在前面飛行并持續(xù)制造模擬結(jié)冰云，后面跟隨的試驗(yàn)機(jī)則在模擬結(jié)冰云中飛行進(jìn)行結(jié)冰飛行試驗(yàn)；另一種形式是直接將結(jié)冰噴灑設(shè)備安裝在試驗(yàn)機(jī)某一關(guān)注的部位/部件前面進(jìn)行飛行試驗(yàn)，檢查驗(yàn)證該關(guān)注部位/部件的結(jié)冰情況。與結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)相比，在模擬結(jié)冰云中進(jìn)行飛行試驗(yàn)可以實(shí)現(xiàn)1∶1全尺寸的結(jié)冰試驗(yàn)檢查驗(yàn)證，而不必受結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)段截面尺寸的限制。但在模擬結(jié)冰云中進(jìn)行飛行試驗(yàn)也面臨一些困難：結(jié)冰噴灑機(jī)與試驗(yàn)機(jī)前后編隊(duì)飛行時(shí)飛行狀態(tài)參數(shù)不易控制，結(jié)冰條件參數(shù)也不易控制；在試驗(yàn)機(jī)關(guān)注部位/部件之前直接安裝結(jié)冰噴灑設(shè)備則容易干擾該部位原有的氣流流場(chǎng)，使試驗(yàn)結(jié)果不能反映真實(shí)情況。此外，在模擬結(jié)冰云中進(jìn)行飛行試驗(yàn)的試驗(yàn)成本要遠(yuǎn)高于結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)的試驗(yàn)成本，并具有一定的安全風(fēng)險(xiǎn)，因此適航申請(qǐng)人通常采用結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)代替在模擬結(jié)冰云中的飛行試驗(yàn)技術(shù)。

3結(jié)冰適航驗(yàn)證技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)

結(jié)冰適航驗(yàn)證技術(shù)的發(fā)展是適航當(dāng)局與適航申請(qǐng)人相互促進(jìn)的過(guò)程。適航當(dāng)局通過(guò)對(duì)大氣結(jié)冰現(xiàn)象的研究、民用飛機(jī)結(jié)冰事件/事故的調(diào)查分析等活動(dòng)不斷地?cái)U(kuò)展結(jié)冰適航驗(yàn)證范圍和提高結(jié)冰適航驗(yàn)證標(biāo)準(zhǔn)；適航申請(qǐng)人為了滿(mǎn)足不斷提高的結(jié)冰適航驗(yàn)證標(biāo)準(zhǔn)以及促進(jìn)民用飛機(jī)的市場(chǎng)競(jìng)爭(zhēng)力，需要在與除防冰相關(guān)的飛機(jī)設(shè)計(jì)技術(shù)上進(jìn)行持續(xù)改進(jìn)和創(chuàng)新。當(dāng)前結(jié)冰適航驗(yàn)證技術(shù)的發(fā)展方向主要體現(xiàn)在3個(gè)方面。

3.1結(jié)冰適航驗(yàn)證氣象條件擴(kuò)展

國(guó)際上對(duì)于結(jié)冰氣象研究的一個(gè)發(fā)展動(dòng)向就是關(guān)于FAR25部附錄C范圍之外的結(jié)冰條件，主要包括冰晶(Ice Crystal)條件和過(guò)冷大水滴條件。目前的研究已經(jīng)發(fā)現(xiàn)[2]約40%的結(jié)冰云層是由液態(tài)水滴和固態(tài)冰晶組成的(即混合相結(jié)冰條件)。SLD結(jié)冰條件則是指本文2.3.6節(jié)所述的凍雨或凍毛毛雨結(jié)冰條件。美國(guó)FAA和歐洲EASA等適航當(dāng)局已經(jīng)調(diào)查認(rèn)定了多起因嚴(yán)重結(jié)冰天氣(超出FAR25部附錄C的規(guī)定)導(dǎo)致的事故/事件，因此正在研究考慮將過(guò)冷大水滴SLD結(jié)冰、冰晶結(jié)冰等情況列入適航驗(yàn)證要求中，并計(jì)劃在FAR25部增加一個(gè)關(guān)于定義SLD結(jié)冰環(huán)境的專(zhuān)門(mén)附錄，在FAR33部增加一個(gè)關(guān)于定義混合相結(jié)冰及冰晶環(huán)境的專(zhuān)門(mén)附錄[36]。結(jié)冰氣象條件的擴(kuò)展對(duì)結(jié)冰適航驗(yàn)證技術(shù)的影響和促進(jìn)將是廣泛而深刻的，當(dāng)代的結(jié)冰數(shù)值模擬技術(shù)以及國(guó)際上現(xiàn)有的多數(shù)結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)芰?duì)SLD結(jié)冰條件和冰晶結(jié)冰條件的模擬還不能滿(mǎn)足實(shí)際工程應(yīng)用要求。為了模擬SLD結(jié)冰條件和冰晶結(jié)冰條件，結(jié)冰數(shù)值模擬技術(shù)需要完善結(jié)冰數(shù)學(xué)模型，現(xiàn)有的結(jié)冰風(fēng)洞設(shè)施需要改造或改進(jìn)，并且本文2.2節(jié)所列的結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)相似參數(shù)是否仍然適用也需要重新進(jìn)行分析和驗(yàn)證[32]。

3.2高效除防冰技術(shù)及結(jié)冰探測(cè)技術(shù)的研發(fā)

除防冰技術(shù)及結(jié)冰探測(cè)技術(shù)對(duì)結(jié)冰條件下的飛行安全至關(guān)重要。盡管目前國(guó)際上有多種形式的除防冰技術(shù)(包括加熱式除防冰技術(shù)、機(jī)械式除防冰技術(shù)、液體除冰技術(shù)等)和結(jié)冰探測(cè)技術(shù)(包括光學(xué)法、熱學(xué)法、電學(xué)法和機(jī)械法等[42])，但現(xiàn)有的除防冰技術(shù)和結(jié)冰探測(cè)技術(shù)并不完善。

憑借重量輕、功耗低、可靠性高等優(yōu)勢(shì)，氣動(dòng)除冰套技術(shù)自1930年至今在通用飛機(jī)上得到廣泛的應(yīng)用。當(dāng)代設(shè)計(jì)技術(shù)及工藝技術(shù)生產(chǎn)的氣動(dòng)除冰套稱(chēng)為“現(xiàn)代除冰套”[3]，某型通用飛機(jī)機(jī)翼/尾翼前緣采用的除冰套就是Goodrich 公司生產(chǎn)的“現(xiàn)代除冰套”。由本文2.2節(jié)的某型通用飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果可知：在符合FAR25部附錄C結(jié)冰范圍的某些特定結(jié)冰條件下，“現(xiàn)代除冰套”并不能將除冰套表面上的結(jié)冰干凈地清除，而是形成較嚴(yán)重的結(jié)冰，必然會(huì)降低飛機(jī)的飛行性能和飛行特性。

國(guó)際上現(xiàn)有的結(jié)冰探測(cè)器也存在兩個(gè)較普遍的問(wèn)題[2]：①在FAR25部附錄C結(jié)冰范圍內(nèi)的某些特定結(jié)冰條件下，最典型情況是在水滴凍結(jié)系數(shù)n0接近零的結(jié)冰條件下(半融雪結(jié)冰條件)，結(jié)冰探測(cè)器存在探測(cè)失效問(wèn)題或需較長(zhǎng)的時(shí)間延遲后才向飛行員發(fā)出報(bào)警信息;②在FAR25部附錄C結(jié)冰條件之外的降雪或揚(yáng)雪天氣下，結(jié)冰探測(cè)器不能探測(cè)出空氣中存在的冰晶，導(dǎo)致飛行員不能及時(shí)打開(kāi)發(fā)動(dòng)機(jī)除防冰設(shè)備，冰晶被吞入發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道，并在進(jìn)氣道深處部件上凍結(jié)，極易造成發(fā)動(dòng)機(jī)工作異常。

因此，如果在高效的除防冰技術(shù)和高靈敏度的結(jié)冰探測(cè)技術(shù)方面取得突破，將極大地降低通用飛機(jī)結(jié)冰適航驗(yàn)證項(xiàng)目的復(fù)雜性和難度，顯著地提升結(jié)冰環(huán)境中的飛行安全。

3.3結(jié)冰影響是總體氣動(dòng)設(shè)計(jì)技術(shù)的組成部分

由于目前不存在高效的除防冰技術(shù)，因此對(duì)機(jī)體表面少量結(jié)冰具有一定容忍度(Ice Tolerance)設(shè)計(jì)技術(shù)逐漸成為飛機(jī)總體氣動(dòng)設(shè)計(jì)中的重要組成部分，該技術(shù)也是飛機(jī)結(jié)冰適航驗(yàn)證技術(shù)的基礎(chǔ)。

對(duì)結(jié)冰具有一定容忍度設(shè)計(jì)技術(shù)就是要求當(dāng)機(jī)體表面存在少量結(jié)冰時(shí)(包括除防冰設(shè)備正常工作下形成的周期冰、殘留冰、粗糙冰等)，飛機(jī)氣動(dòng)特性和飛行特性的變化要盡量得小。

飛機(jī)結(jié)冰對(duì)氣動(dòng)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(jī)總體氣動(dòng)初步設(shè)計(jì)階段需要考慮結(jié)冰對(duì)上述氣動(dòng)特性的影響，主要通過(guò)機(jī)翼/尾翼翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)、機(jī)翼/尾翼三維參數(shù)優(yōu)化設(shè)計(jì)等措施降低結(jié)冰對(duì)氣動(dòng)特性的影響。

結(jié)冰對(duì)翼型氣動(dòng)特性影響研究目前在國(guó)際上已經(jīng)取得一定的進(jìn)步。NACA23012翼型在20世紀(jì)60-80年代大量應(yīng)用在通用飛機(jī)機(jī)翼設(shè)計(jì)中，但國(guó)際上的科研機(jī)構(gòu)在2000年前后進(jìn)行的一系列結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)和干空氣測(cè)力風(fēng)洞試驗(yàn)研究表明NACA23012翼型的氣動(dòng)特性對(duì)翼型前緣結(jié)冰非常敏感。參考文獻(xiàn)[34]中的結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)和干空氣測(cè)力風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果表明：在FAR25部附錄C結(jié)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(wú)冰)降到0.7(周期冰)、失速攻角由17°(無(wú)冰)降到9°(周期冰)、最小阻力系數(shù)由0.007(無(wú)冰)增加到0.026(周期冰)。參考文獻(xiàn)[43-44]則通過(guò)干空氣測(cè)力風(fēng)洞試驗(yàn)開(kāi)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(guān)系研究，采用了兩種翼型進(jìn)行脊冰影響的對(duì)比試驗(yàn)：一種是NACA23012翼型，另一種是NLF0414翼型；試驗(yàn)結(jié)果表明翼型前緣上表面的脊冰對(duì)NACA23012翼型的最大升力系數(shù)以及翼型后緣可活動(dòng)翼面的鉸鏈力矩系數(shù)的影響比NLF0414翼型要更加嚴(yán)重，原因是當(dāng)脊冰位于干凈翼型上表面流場(chǎng)逆壓梯度區(qū)附近時(shí)，會(huì)引起翼型上表面嚴(yán)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(dòng)較平緩，翼型前緣沒(méi)有高吸力峰，逆壓梯度區(qū)在翼型后緣附近。

某型通用飛機(jī)在為機(jī)翼配置翼型時(shí)也考慮了結(jié)冰容忍度問(wèn)題，機(jī)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(dòng)平緩，翼型前緣沒(méi)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(zhuǎn)捩為紊流附面層問(wèn)題。圖7是某型通用飛機(jī)機(jī)翼臨界周期冰(對(duì)應(yīng)表3序號(hào)3試驗(yàn))對(duì)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(jī)機(jī)翼無(wú)后掠，且展弦比為10，因此三維機(jī)翼試驗(yàn)結(jié)果與二維翼型試驗(yàn)結(jié)果應(yīng)是接近的；盡管臨界周期冰對(duì)某型通用飛機(jī)機(jī)翼氣動(dòng)力特性影響也很大，但與NACA23012翼型相比，該機(jī)翼的結(jié)冰容忍度可以接受。

在進(jìn)行機(jī)翼三維參數(shù)優(yōu)化設(shè)計(jì)中，也需要考慮結(jié)冰影響問(wèn)題，應(yīng)該通過(guò)機(jī)翼展向翼型優(yōu)化配置以及機(jī)翼扭轉(zhuǎn)設(shè)計(jì)等技術(shù)手段防止在結(jié)冰條件下機(jī)翼外段首先出現(xiàn)失速，導(dǎo)致飛機(jī)在結(jié)冰適航驗(yàn)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(xiàn)(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(shè)計(jì)方面，無(wú)遮蔽式角補(bǔ)償設(shè)計(jì)曾是通用飛機(jī)一種經(jīng)典的操縱面鉸鏈力矩氣動(dòng)補(bǔ)償形式，但這種設(shè)計(jì)形式對(duì)結(jié)冰適航驗(yàn)證是極為不利的：由于直面自由來(lái)流，無(wú)遮蔽式角補(bǔ)償前緣通常需要單獨(dú)設(shè)計(jì)專(zhuān)門(mén)的除防冰裝置，并且無(wú)遮蔽式角補(bǔ)償與主翼面之間存在一條直面自由來(lái)流的弦向縫隙，該縫隙通常是高效的水滴收集器，飛機(jī)在自駕模式下長(zhǎng)時(shí)間飛行時(shí)操縱面是基本不動(dòng)的，該縫隙內(nèi)的結(jié)冰極易造成操縱面卡滯。因此在現(xiàn)代通用飛機(jī)設(shè)計(jì),尤其是人力操縱的通用飛機(jī)設(shè)計(jì)中將逐漸回避這種操縱面設(shè)計(jì)形式。某型通用飛機(jī)的副翼、升降舵和方向舵設(shè)計(jì)均采用遮蔽式角補(bǔ)償鉸鏈力矩氣動(dòng)補(bǔ)償方案。

4結(jié)論

通過(guò)研究國(guó)際上發(fā)表的通用飛機(jī)結(jié)冰資料，以及美國(guó)FAA發(fā)布的通用飛機(jī)結(jié)冰適航驗(yàn)證指導(dǎo)文件，并結(jié)合某型通用飛機(jī)現(xiàn)階段的結(jié)冰適航驗(yàn)證成果，對(duì)當(dāng)前通用飛機(jī)結(jié)冰適航驗(yàn)證的關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了一個(gè)較系統(tǒng)的論述和探討。通過(guò)本文的論述和探討可以看出，由于大氣結(jié)冰參數(shù)變化范圍廣、氣象條件復(fù)雜，因此不能采用某項(xiàng)單一的適航驗(yàn)證技術(shù)完成通用飛機(jī)的結(jié)冰適航驗(yàn)證，必須采用結(jié)冰數(shù)值模擬技術(shù)、結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)、干空氣飛行試驗(yàn)技術(shù)、自然結(jié)冰飛行試驗(yàn)技術(shù)、其他技術(shù)等一系列適航驗(yàn)證技術(shù)的有機(jī)組合才能完成通用飛機(jī)的結(jié)冰適航驗(yàn)證。由于結(jié)冰適航驗(yàn)證標(biāo)準(zhǔn)不斷提高，通用飛機(jī)不僅需要繼續(xù)研發(fā)高效的除防冰設(shè)計(jì)技術(shù)，也需要在飛機(jī)總體氣動(dòng)初步設(shè)計(jì)階段考慮結(jié)冰對(duì)全機(jī)氣動(dòng)特性的影響。

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王洪偉男， 學(xué)士， 研究員級(jí)高級(jí)工程師。主要研究方向： 飛機(jī)空氣動(dòng)力設(shè)計(jì)、飛機(jī)除防冰設(shè)計(jì)技術(shù)。

Tel: 0451-86582843

E-mail: feijisuo@avic.com

李先哲男， 學(xué)士， 研究員級(jí)高級(jí)工程師。主要研究方向： 飛機(jī)總體設(shè)計(jì)、飛機(jī)空氣動(dòng)力設(shè)計(jì)。

E-mail: feijisuo@avic.com

宋展男， 學(xué)士， 研究員級(jí)高級(jí)工程師。主要研究方向： 飛機(jī)總體設(shè)計(jì)、飛機(jī)空氣動(dòng)力設(shè)計(jì)。

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(jiǎn)介：

中圖分類(lèi)號(hào)：V321.2+29

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

文章編號(hào)：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(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間: 2015-12-0410:08

網(wǎng)絡(luò)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(jī)結(jié)冰適航驗(yàn)證關(guān)鍵技術(shù)及工程應(yīng)用[J]． 航空學(xué)報(bào), 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