基于適航符合性認證的結冰探測技術研究

丁媛媛 蔣彥龍 施 紅 高志剛 裴后舉

近年來發生的飛機結冰事故引發了各界廣泛關注，對應解決飛機結冰的技術也益發重要。20世紀30年代，Douglas公司與B.F. Goodrich公司合作，在M-2運輸飛機上安裝氣動除冰套。20世紀60年代，第一代結冰探測器的方法和技術出現，它可以對結冰條件發出警報。1965年，在MIL-D-8181B 《飛機發動機和機身進氣道結冰探測器通用規范》中公布了結冰探測器開發指南。在20世紀80年代，第一個主結冰探測系統推出，這種將結冰探測系統升級為探測結冰條件（或積冰）的方法意味著飛行機組不再需要監測溫度和可見水汽。結冰探測相關技術和規則要求的發展，使飛機在結冰條件下的飛行變得更加安全和可靠。另外現有的結冰探測器也存在兩個較普遍的問題[1]：結冰探測器存在探測失效問題或需較長的時間延遲后才向飛行員發出報警信息；結冰探測器不能探測出空氣中存在的冰晶，導致飛行員不能及時打開發動機除防冰設備，冰晶被吞入發動機進氣道并凍結，造成發動機工作異常。為此，國內外相關技術人員也在努力克服或避免此類問題，并制定出了一系列針對此類問題的規范，以及應用更加安全、精確和可靠的結冰探測技術。本文以適航符合性驗證為基礎，對結冰探測相關技術標準做出梳理工作，并提出合適的適航驗證技術為適航工作人員提供參考。

1 對有關結冰探測系統適航要求的整理

結冰探測系統是一種具有高級信息處理能力的結冰告警和信息指示系統，能夠實現提前結冰警報、結冰信息（結冰速率和結冰厚度等）提示、除冰信息提示等功能。一般結冰探測系統是由幾個結冰傳感器和溫度傳感器、攻角傳感器和皮托管等大氣數據傳感器組成。而結冰探測器是由結冰傳感器、信號處理和報警電子系統組成。

在第一代結冰探測器出現之后的50多年里，美國聯邦航空管理局（FAA）和歐洲航空安全局（EASA）發布的規章中都沒有結冰探測系統的內容。第一個結冰探測的條款是在2009年25-129號修正案《防冰功能激活》中第25.1419條出現的。在這之前僅有少許的結冰探測器的參考存在于咨詢通告中。之后，FAA與EASA的各項規章和咨詢材料都更新了結冰探測系統的使用參考。以下就是對現有規范內容的解讀，由于FAA和EASA的規范在本質上是相同的，故在此只分析FAA標準，與EASA不同之處將會特別注明。

1.1 結冰探測系統相關規范內容解讀

1.1.1 結冰探測系統安裝和功能

FAA發布的FAR 25《運輸類飛機適航標準》[2]第25.1301條“功能和安裝”要求運輸類飛機上所有的設備都必須能在運行中執行預期功能。結冰探測器功能運行正常需要安裝正確，安裝不正確帶來的不利影響可能會增加液態水含量（LWC）和結冰水含量（IWC）的局部濃度或者過冷液態水滴撞擊極限不在探測范圍內。此外，為了確定結冰探測器的功能的正確性，FAA發布的咨詢通告AC 25.1419-2《符合25.1419（e），（f），（g）和（h）的防冰要求》[3]中指出應該在整個飛行包線內執行水滴撞擊分析、凍結系數分析、附錄C結冰條件試驗、安裝性能試驗等。FAA咨詢通告AC 20-73A《飛機結冰防護》[4]中的附錄K“結冰與結冰條件的探測”具體討論了開發結冰探測系統時需要考慮的各點，包括結冰探測器位置、水滴撞擊分析（包括雷達上的結冰）、凍結系數影響、系統安全注意事項等。

FAR 25第25.1309條“設備、系統和安裝”進一步擴展了 25.1301的要求，需要證明每個元件必須在可預見的操作條件下執行其預期功能。所以在設計與驗證結冰探測系統符合性時必須分析每個功能對飛機安全性的影響。在FAA發布的咨詢通告AC 25.1309-1A 《系統設計與分析》[5]中規定了安裝在飛機上的設備和系統可接受的安全水平，定義了與每個類別相關的飛機級別的危險性。例如：災難性：可能會導致飛行故障和著陸故障情況發生；輕微性：不會顯著降低飛機安全。例如咨詢通告AC 25-28《運輸類飛機在結冰條件下飛行的符合性認證要求》[6]中對相關結冰探測和防護系統進行了安全評估：如果飛機遇到未經認證的FAR 25附錄O條件，發生災難性事件的概率為1%。遭遇附錄O條件的概率是10-2/飛行小時。

1.1.2 結冰條件和結冰探測方法

FAR 25的附錄C定義了一系列飛機必須能夠在其內安全飛行的結冰環境條件以便進行飛行結冰認證，要求發展能探測到附錄C包含的連續最大結冰條件和間斷最大結冰條件的探測結冰方法。在 25.1419（e）條 “結冰防護”中定義了3種提供飛機結冰探測可接受的方法（具體方法見 25.1419（e））。應當注意在開發特定探測技術以指示何時在飛機臨界表面上存在積冰時，需要同時考慮操作包線和氣象條件的影響。還要注意在對25.1419（e）（2）和（e）（3）的合格認證中，如果依靠飛行機組或結冰探測系統來探測附錄C條件，需要考慮結冰探測器的延遲性，必須證明在延遲期間飛機可以留有足夠的控制能力和失速警告裕度[7]。

FAR 25的附錄O定義了一系列過冷大水滴（SLD）的環境結冰條件，即飛機必須能夠安全地在SLD分類下的凍雨或冰凍毛毛雨結冰條件下飛行。 25.1420“過冷大水滴結冰條件”定義了3種飛機進入SLD條件的可接受方法：（a）（1）和（a）（2）規定需要一種探測并能區分出SLD的方法；對（a）（3）符合性驗證時，需要探測附錄O和附錄C定義的所有結冰條件，但是如果已經證明了飛機能在SLD條件中安全飛行，則不需要區分這兩種條件。換句話說，為了對新的FAA和EASA法規進行認證，必須證明無論選擇 25.1419或25.1420中的哪項進行認證，都要探測到附錄O中定義的所有結冰條件，但這并不是意味著要區分附錄O與附錄C的結冰條件，僅當選擇第25.1420（a）（1）或（a）（2）條認證時，才需要區分。需要注意的是：FAA此項條款適用的是最大起飛重量小于60 000 lb或有回力飛行操縱器件的飛機。而對EASA的CS 25《大型飛機合格審定規范和可接受符合方法》[8]中相對應的規章中，沒有適用限制。

在對附錄O進行符合性驗證時，AC 25-28表示可以在飛機防護區域后方安置一套結冰防護系統以確定何時遭遇附錄O條件。不要求飛行機組在探測表面上判斷具體積冰厚度，但是在任何運行模式期間，在不使用手持式手電筒的情況下，飛行機組的主要視野內積冰應該是可見的。如果將觀察機翼上的積冰作為結冰探測的主要方法，或者結冰探測系統失效需要將此方法作為備用結冰探測方法時，25.1403“機翼探冰燈”規定：“必須提供一種照明方式以確定在臨界機翼部分上產生了冰積聚”。AC 25.1419-1A《運輸類飛機在結冰條件下飛行的認證》[9]對探冰燈提供了符合性驗證方法：如在夜間進行符合性驗證，則應該在云層中和云層外進行評估以證明沒有發生過多的眩光或反射。

2 結冰探測器安裝位置

結冰探測器的安裝位置是影響結冰探測系統執行其預期功能的重要因素，所以選定合適的安裝位置對結冰探測系統至關重要。當確定用于結冰探測的探測表面的位置時，申請人應考慮水滴撞擊和熱特性的影響。

2.1 水滴撞擊分析

對于任何結冰探測系統，最重要的因素之一是水滴撞擊。如果探測表面不在水滴撞擊的區域中，則結冰探測器在各種結冰條件下的性能就會受到損害。

分析水滴軌跡和撞擊特性需要利用流體力學進行計算，探測表面要考慮的重要參數為：非插入式結冰探測器的局部收集系數（β）和撞擊極限；插入式結冰探測器的陰影高度。陰影高度是從飛機蒙皮表面到最近的水滴的距離。分析表明，不同型號飛機合適的結冰探測器安裝位置是不同的[10]。陰影高度分析將有助于確定探測表面在飛機表面上方的延伸距離以及在飛機表面的位置。已經證明使用歐拉法（濃度的場值預測）和拉格朗日方法（遵循單個顆粒的路徑）分析水滴撞擊是有幫助的[11]。歐拉法具有容易預測重要局部的LWC濃度的優點，而拉格朗日方法將局部濃度作為導出參數，用于估計液體水和冰晶的濃度因子。

雖然大多數探測表面能夠獲取比機翼表面更高的水滴收集系數，但這不能證明在機翼表面產生嚴重積冰之前，探測表面上能出現積冰，所以還需要評估凍結系數。

2.2 凍結系數分析

飛行中探測表面發生結冰取決于表面（結冰探測器探測元件、機翼、發動機入口、雨刮器等）上的熱傳遞。傳熱平衡以及最終得到的凍結系數η取決于各種參數，包括水滴的幾何形狀、空速、溫度、LWC和MVD（平均體積直徑）。

飛機的任何表面或與其連接的任何部件不可能在整個FAR 25附錄C條件下出現冰積聚。隨著空速增加產生氣動熱，限制了過冷水在給定表面上凍結的能力，這通常被稱為Ludlam極限。如圖1，有兩個極限：Ludlam極限（η= 1）：這類條件為所有撞擊到表面上的過冷水凍結；和臨界溫度（η=0）：對于給定的飛行/大氣條件，溫度高于過冷水，在表面上不會凍結。在Ludlam極限和臨界溫度之間只有一部分過冷水滴會凍結，沒有凍結的液態水會繼續運動。

為確保結冰探測的準確，要在整個大氣和飛行包線條件下，在飛機的探測和臨界表面上評估臨界溫度。這種評估通常通過分析、風洞試驗或飛行試驗進行。如果使用視覺提示作為參考，AC 25-28和AC 25.1419-2都規定型號合格證（Type Certification，TC）申請人必須表明“探測表面與受保護表面同時或在后者之前發生冰積聚。”由于AC 25.1419-2和AC 25-28的附加要求，視覺提示必須在駕駛員和副駕駛座椅都可見，這嚴格限制了視覺提示的位置并且可能需要使用兩個探測表面。鑒于多數飛機前擋風玻璃的空氣動力學和水滴撞擊特性，還應注意在飛機臨界表面上結冰時確保局部流場特性不會妨礙在探測表面上的冰積聚。

3 結冰探測器性能要求

結冰探測器的響應時間也可以稱為積冰時間，主要由飛機臨界表面上積聚危險結冰量所需的時間決定。Jackson, D[10]經過研究，給出了在過冷液體水條件下結冰探測可允許的響應時間，見公式（1）：

式中：t—最大結冰厚度，m；τ—響應（暴露）時間，s； ρ—冰密度，g/m3；β —局部收集系數；LWC——液態水含量，g/m3；V——真實空速，m/s；η——局部凍結系數。

公式（1）參數需要與FAR 25附錄C和附錄O結冰包線聯系，由于凍結系數評估的復雜性，可以保守的假設其值為1.0。但是如果結冰探測系統在滿足必要的響應時間時出現錯誤，就需要對臨界表面或探測表面進行額外的凍結系數的評估。

結冰探測器的最小探測臨界值將決定是否探測得到某結冰條件。當前標準例如SAE AS 5498[12]《主結冰探測系統的審定和整合》要求附錄C的最小結冰探測厚度約為0.5mm。這不僅是結冰探測器探測表面的厚度標準，也可以是飛機監測表面的最大厚度。結冰條件最小臨界值很難獲得，但可以根據LWC來判斷。雖然SAE AS 5498沒有給出探測結冰條件方法的最小臨界值，但給出了LWC測量精度為±0.1g/m3或±30%，并以較大者為準。如果有技術實際上滿足了該要求，則其最小探測臨界值理論上可以在0～0.2g/m3的范圍內。這個理論范圍是否實用仍具有爭議，但將最小臨界值朝更低的方向推進是必然的。無論是使用探測積冰或結冰條件的技術，用于計算附錄C的響應時間都應滿足以上標準。

結冰探測器探測附錄O結冰條件的響應時間與附錄C的原理相同。因此，公式（1）可用于計算附錄O云的整個LWC條件下的預期響應時間。這雖然在FAA和EASA規章或咨詢通告中沒有明確規定，但適航當局認為無論飛機是否認證25.1420（a）（1）還是（a）（2），都要提供一種方法探測所有附錄C和附錄O的條件。這在AC 25-28作出的假設中闡述的非常清楚：“機身和推進器的結冰防護系統（IPS）在未警報遭遇結冰之前已經被激活。”在這里未警報遭遇結冰條件是指飛行員不知道飛機處在超出認證范圍的SLD條件內，即不用區分附錄C和附錄O。

如果結冰探測器旨在區分附錄O和附錄C，則警報時間量將基于水滴的LWC，其中水滴尺寸可以是大于100μm（凍雨）、大于500μm（凍雨）或由飛機制造商選擇認證的任何臨界值，但并非要考慮整個附錄中的水滴，只要考慮超過需要認證的LWC即可。可使用等式（1）和水滴尺寸大于臨界值的LWC計算預期響應時間。通常區分SLD條件響應時間較長，并且將隨著水滴分布的函數而變化。SLD飛濺也是一個需要關注的問題。迄今為止關于該主題的研究，還不清楚是否在探測表面上發生分裂和飛濺的程度是大還是小。當然這也是與飛機之間技術不同有關。因此大水滴也會出現低濃度的情況。

4 總結

近幾年FAA與EASA關于結冰方面制定或更新了相關適航規章和規范，對結冰探測系統的要求也在不斷完善和嚴格。針對國內結冰探測技術認證工作的迫切需要，本文整理了國外現有的結冰探測適航規章和咨詢通告，闡述了結冰探測技術符合性相關要求，對結冰探測器安裝位置選定、性能工作情況進行了研究分析，為結冰探測技術開發和運輸類飛機取得國外結冰適航認證合格提供參考。

[1] 王洪偉，李先哲，宋展. 通用飛機結冰適航驗證關鍵技術及工程應用[J]. 航空學報，2016，37（1）：335～350.

[2] FAA FAR 25 Airworthiness Standards: Transport Category Airplanes[S].

[3] FAA AC 25.1419-2 Compliance with the Ice Protection Requirements of §§ 25.1419(e)，(f)，(g)，and (h)[S].

[4] FAA AC 20-73A Aircraft Ice Protection[S].

[5] FAA AC 25.1309-1A System Design and Analysis[S].

[6] FAA AC 25-28 Compliance of Transport Category Airplanes with Certiベcation Requirements for Flight in Icing Conditions[S].

[7] FAA AC 25-25 Performance and Handling Characteristics in Icing Conditions[S].

[8] EASA CS 25 Certiベcation Speciベcations and Acceptable Means of Compliance for Large Aeroplanes [S].

[9] FAA AC 25.1419-1A Certiベcation of Transport Category Airplanes for Flight in Icing Conditions[S].

[10] Jackson, D. Primary Ice Detection Certiベcation Under the New FAA and EASA Regulations[J].SAE Technical Paper，2015.

[11] Boutanios Z.，Bourgault Y.et.al.3-D Droplets Impingement Analysis Around an Aircraft's Nose and Cockpit Using FENSAP-ICE[R]. 36th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit.

[12] D.G.Jackson,D.G.Owens. SAE AS 5498 Certiベcation and Integration Aspects of a Primary Ice Detection System[J]. 39th Aerospace Sciences Meeting & Exhibit，2011.