直升機旋翼防/除冰系統適航審定方法研究

劉偉光，孫 濤

(中國直升機設計研究所，江西景德鎮 333001)

0 引言

直升機防/除冰系統的主要作用是對其主要動部件-旋翼系統進行防護，保證旋翼槳葉(包括尾槳葉)不會因積冰導致性能下降甚至功能喪失。目前直升機旋翼系統主要采用電加熱防/除冰系統，即在主/尾槳葉前緣布置電加熱元件，將機載供電設備提供的電能轉化為熱能，實現槳葉表面的防/除冰。

美國最早于20世紀50年代開始對直升機旋翼防/除冰系統進行研究和開發［1］，當時主要是針對軍用直升機。60年代以后，隨著直升機越來越廣泛地應用于民用領域，開始有商用客戶要求在其采購的直升機上配置全套防/除冰系統，從而可以進入已知的結冰環境作業。相應地，民用旋翼航空器防/除冰系統適航審查開始得到重視和發展。1984年3月，美國聯邦航空局(FAA)和適航當局首次對進入已知結冰條件飛行的旋翼航空器進行合格審定［2］。

國內民用直升機旋翼防/除冰技術研究尚處于起步階段，旋翼防/除冰系統在國產直升機上更無應用和適航審查的先例。本文結合適航條款相關規定以及國外民用直升機近40年的系統開發和鑒定經驗，對旋翼防/除冰系統適航鑒定的方法和程序進行研究和分析，提出一些筆者的建議，為未來國產直升機防/除冰系統的適航合格審定打開一扇探索之門。

1 防/除冰系統適航審定要求

目前國際上針對直升機的適航標準主要有美國的FAR-29和歐洲的CS-29(運輸類旋翼航空器適航規定)，中國則以CCAR-29R1(運輸類旋翼航空器適航規定)作為適航審定基礎，另外可以依據美國聯邦航空局咨詢通報AC29-2C。

防/除冰系統適航審定的目的，是為了驗證旋翼航空器在整個經批準的包線內、在其服役期間遇到的結冰條件(即第29部附錄C中的包線或本文提出的有限高度結冰包線)下都能安全運行。

國內外適航規定對于旋翼航空器防/除冰適航審定的條款是一致的，即在第1419條規定:

1)為獲得進入結冰條件下飛行的合格審定，必須表明滿足本條的要求。

2)必須演示旋翼航空器在其高度包線內，在規章附件C所確定的連續最大和間斷最大結冰條件下能安全運行。必須根據旋翼航空器的運行要求進行分析，以確認防/除冰系統足以滿足旋翼航空器不同部件的要求。

3)除了本條(2)所規定的分析和實際評價外，還必須通過旋翼航空器或其部件測定的自然大氣結冰條件下的飛行試驗，以及為確定防/除冰系統足夠效能所必需的下述一種或多種試驗，來表明防/除冰系統和它的部件的有效性:

①部件或部件模型的實驗室干燥空氣試驗，或試驗室模擬結冰試驗，或兩者結合;

②整個防/除冰系統或系統單個部件在干燥空氣中的飛行試驗;

③旋翼航空器或其部件在測定的模擬結冰條件下的飛行試驗［3-5］。

在FAR-29(以及參考其衍生的CS-29和CCAR-29R1)的附錄C中定義了旋翼航空器的結冰包線(連續最大和間斷最大結冰條件)。

以上包線是參考FAR-29固定翼航空器結冰包線制定的，其包線擴展到氣壓高度22000ft(6700m)。1985年在FAA技術中心完成的一項分析斷定，航空器在低于10000ft的結冰環境下，其在液態水含量(LWC)和大氣環境溫度(OAT)方面不像FAR-29部附錄C的包線所描述的那么嚴重。因此，FAA在咨詢通報AC29-2C中提出有限高度包線(圖5至圖8)，可供那些選擇10000ft氣壓高度限制進行合格審定的申請人使用［2］。

圖1 液態水含量-平均水滴直徑關系(連續最大結冰條件)

圖2 環境溫度-氣壓高度關系(連續最大結冰條件)

圖3 液態水含量-平均水滴直徑關系(間斷最大結冰條件)

圖4 環境溫度-氣壓高度關系(間斷最大結冰條件)

圖6 間斷最大結冰條件環境溫度-氣壓高度關系(10000ft限制)

圖7 連續最大結冰條件液態水含量-平均水滴直徑關系(10000ft限制)

圖8 間斷最大結冰條件液態水含量-平均水滴直徑關系(10000ft限制)

2 防/除冰系統適航審定程序

1)制定合格審定計劃

申請人應在直升機旋翼防/除冰系統設計和研制工作開始時向適航當局提交一份合格審定計劃。該合格審定計劃應說明為指導合格審定打算做的所有工作，并應包括下列基本資料:直升機和系統說明;防/除冰系統說明;合格審定檢查單;為演示符合性所計劃的分析或試驗說明;設計、分析、試驗及報告等工作的預定進度;試驗方法(人工和自然結冰條件);控制變量的方法;數據采集儀器;數據處理程序等。

2)合格審定一般程序

典型的直升機結冰條件飛行合格審定程序見圖9和圖10。

圖9 直升機結冰條件飛行合格審定程序

圖10 直升機結冰條件飛行合格審定程序(續)

3 國外直升機防/除冰系統適航審定經驗

國外直升機旋翼防/除冰系統已開發了數十年，應用已較為成熟和廣泛，通過大量的研究和試驗，積累了豐富的數據和經驗。進入21世紀后陸續有多個型號已經完成或正在進行防/除冰系統適航審定工作。

目前已取得結冰環境飛行民用適航證的直升機有美國西科斯基的S-92A，歐洲直升機公司(以下簡稱歐直)的“超美洲豹”(有限結冰條件)、EC225/725，以及阿古斯塔公司的AW139等。美國西科斯基的S-76D采用與S-92A相同技術的防/除冰系統，目前正在進行自然結冰環境的飛行試驗。

以下就西科斯基S-92A和歐洲直升機公司EC225旋翼防/除冰系統的適航審定情況，特別是對其具有特點的驗證方法作簡要介紹。

1)西科斯基公司S-92A

S-92A是美國西科斯基開發的12噸級民用直升機，2005年10月14日取得了美國聯邦航空局(FAA)頒發的允許在結冰條件中飛行的型號合格證(Type Certificate)，這也是FAA第一次頒發該類型號合格證。加拿大適航當局和歐洲航空安全局(EASA)分別于2005年10月25日和2006年4月12 日予以了承認［6］。

S-92A的電加熱旋翼防/除冰系統按照FAR-29附錄C中給出的連續最大和間斷最大結冰包線(圖1至圖4)設計，但是由于在自然環境中尋找該包線中的重度結冰條件十分困難，因此西科斯基公司決定按照AC29-2C中的10000ft結冰包線(圖5至圖8)進行合格審定申請。

為證明防/除冰系統的適航性，西科斯基公司進行了以下試驗:

1)部件實驗室試驗;

2)模擬冰形試驗(針對槳葉未防護區域，以及平尾和垂尾表面);

3)人工結冰試驗(麥金利氣候實驗室和機載噴霧系統(HISS)飛行噴灑試驗);

4)干空氣條件防/除冰系統飛行試驗;

5)自然結冰條件飛行試驗。

西科斯基公司在麥金利氣候實驗室建立了一套地面噴霧系統，利用其產生的水霧環境和實驗室低溫環境人工模擬結冰氣象條件:溫度范圍從-3℃至-24℃，液態水含量最高可至0.6g/m3，試驗平均水滴直徑取20μm。通過西科斯基公司在麥金利實驗室的試驗來評估S-92A直升機防/除冰系統的工作包線，并為下一步機載噴霧系統(HISS)飛行噴灑試驗積累數據。該項試驗沒有包括防/除冰系統的工作性能評估［7］。

圖11 S-92A防/除冰系統合格審定程序

圖12 S-92A在麥金利氣候實驗室進行試驗

圖13 S-92A利用HISS進行人工結冰飛行試驗

2)歐直EC225

歐直的EC225防/除冰系統以JAR-29(后改為CS-29)附錄C規定的全結冰包線為設計準則。2005年8月24日，EC225取得了EASA頒發的無限制結冰條件適航證。

EC225沒有進行噴灑機的人工結冰試驗，而是直接進行了三次自然結冰條件的飛行試驗驗證，分別在法國的奧爾良、挪威的卑爾根和德國的曼興。選擇不同地域的目的是盡可能利用不同區域的氣候條件，在設計結冰包線內選擇盡可能多的試驗狀態，即盡可能多的液態水含量(LWC)、平均水粒子直徑(MVD)和大氣環境溫度(OAT)的組合狀態。通過飛行試驗，對EC225在結冰條件的飛行性能、飛行品質、振動水平和載荷，以及防/除冰系統的功能和功效進行評定。

圖14 EC225結冰飛行試驗參數點

為評定槳葉防/除冰加熱元件工作狀態下的疲勞壽命以及槳葉材料的溫度限制，歐直進行了槳葉的熱載疲勞試驗。試驗除了通過槳葉表面的應變監測結構損傷外，還通過定期的紅外攝像對加熱元件進行損傷探測。試驗使用到的結冰條件飛行譜中，連續最大結冰條件占87%，間斷最大結冰條件占13%［8］。

考慮到主槳葉或機體其它結構上脫落的碎冰可能撞擊尾槳葉，對飛行安全造成影響，因此必須進行冰層脫落軌跡分析和結構損傷容限評估(試驗)。最終的撞擊影響評估必須通過疲勞試驗驗證。

圖15 EC225結冰飛行試驗參數點(續)

圖16 槳葉碎冰撞擊影響評估

4 國內合格審定方法探討和建議

國內尚沒有直升機型號申請結冰條件的適航合格證，但是隨著通用航空的蓬勃發展，直升機在救災救援、石油開發和其他民用領域得到越來越廣泛的應用。為滿足全天候飛行能力的要求，國產直升機裝備旋翼防/除冰系統并申請型號合格證已是大勢所趨。

直升機防/除冰系統合格審定驗證過程中，部分試驗必須在低溫、結冰的特殊條件或氣象環境中進行，因此該類試驗所需的環境條件、設備條件要求較常規直升機試驗更為復雜和嚴酷，對試驗程序和方法的要求更高。

一般而言，各類實驗室或人工模擬結冰試驗都無法逼真模擬直升機在自然環境中的工作狀態，或模擬自然條件下結冰包線內所有的液態水含量、水滴大小和流場等參數。即使是美國研制的機載噴霧系統(HISS)也無法產生覆蓋包線內所有大小的水滴(無法使水滴更大一些)，同時，其噴灑造云的規模還達不到足夠的橫截面來覆蓋整架直升機。

我們通過冰風洞試驗雖然可以較為逼真地模擬結冰包線內的大部分條件，從而進行全尺寸槳葉部件的結冰、防/除冰試驗，或者直升機縮比模型的結冰試驗(模型旋翼可旋轉)，但是無法在冰風洞內模擬槳葉的離心力載荷和振動等實際工裝狀態。

但是自然結冰條件下的飛行試驗也存在其自身的局限性:由于自然條件是不可控的，受時間和成本的約束，找到能覆蓋整個結冰包線的氣象環境并完成試驗是不現實的。因此，目前直升機防/除冰系統合格審定驗證必須是包含計算分析、實驗室部件試驗、冰風洞試驗、人工模擬結冰試驗和自然環境飛行試驗等在內的各種驗證方法來共同實現。

由于國內試驗驗證條件、技術基礎和實踐經驗有限，為降低驗證過程中的技術風險，應盡量利用實驗室和地面試驗條件，開展相關試驗技術研究和數據積累。如利用冰風洞的逼真模擬環境條件，積累各種結冰條件對槳葉的性能、載荷和振動水平的影響數據;機載水霧噴灑系統技術難度和研制成本較高，國內可以建設類似加拿大渥太華的地面大型噴霧系統進行結冰環境的模擬，通過該設施可以在自然結冰條件飛行試驗前系統地驗證旋翼防/除冰系統的功效。

圖17 地面結冰模擬噴霧系統

5 結論

直升機防/除冰系統的適航合格審定，特別是針對旋翼防/除冰系統的鑒定，在國內尚處于空白。本文通過對旋翼航空器合格審定中防/除冰條款的要求進行了簡要介紹，結合國外型號的合格審定經驗，提出了適合國內目前條件的驗證方法建議，建議應盡快建設和完善直升機防/除冰驗證試驗條件，并建立氣象環境和基礎試驗數據庫，從而降低合格審定的風險和成本。

［1］Flemming R J.The past twenty years of icing research and development at Sikorsky Aircraft［R］.AIAA-2002-0238.

［2］美國聯邦航空局咨詢通報，AC29-2C［S］.329-334.

［3］Special Federal Aviation Regulation No.29 ，FAR-29［S］.Federal Aviation Administration ，197-198.

［4］Certification Specifications for Large Rotorcraft，CS-29［S］.European Aviation Safety Agency，1-F-13.

［5］中國民用航空規章第29部，CCAR-29-R1［S］.1988:89-90.

［6］Flemming R J，Alldridge P J.Sikorsky S-92A and S-76D Rotor Ice Protection System［C］.2007 SAE Aircraft and Engine Icing International Conference，2007.

［7］Flemming R J，Alldridge P，Doeppner R.Artificial icing tests of the S-92A helicopter in the McKinley Climatic Laboratory［C］.42nd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit.

［8］Leschi R.Certification/Qualification of an aircraft for flight in known icing conditions［C］.2007 SAE Aircraft and Engine Icing International Conference，2007.