民用飛機臨界冰型確定策略淺析

張 強 /

(上海飛機設計研究院，上海 201210)

0 引言

民用飛機能否在已知和預告的結冰條件下運行關系到航空公司的飛機出勤率和運營成本，基本上飛機型號合格申請人都會選擇申請在結冰條件下運行的型號合格證。為保證飛機能夠在惡劣結冰氣象條件下安全飛行，并確定飛機結冰后的性能和品質，飛機制造商需要開展飛機結冰問題的適航符合性驗證工作。

結冰問題是民機適航驗證工作的一個難點，適航規章中結冰/防冰的相關條款較多，特別是2007年FAA(Federal Aviation Administration)頒布了121號修正案“Airplane performance and handling qualities in icing conditions”(結冰條件下的飛機性能與操縱品質)[1]，在原有規章的基礎上，在臨界冰型確定、飛機結冰后飛行性能/操穩驗證等方面提出了多項新的要求。在增加結冰符合性驗證工作的同時，更提升了驗證工作的難度。中國民用航空局CAAC(Civil Aviation Administration of China)頒布的適航規章第25部最新R4版[2]已將121修正案納入其中。

民機的結冰適航驗證工作主要包括臨界冰型確定、帶冰氣動評估、模擬冰型試飛和自然結冰試飛等內容。其中，臨界冰型是整個結冰驗證工作的基礎，為后續工作提供基本輸入，目前主要通過計算手段結合冰風洞試驗開展其確定工作。

本文根據目前大型客機審定基礎中結冰相關的規章內容，重點分析121修正案關于臨界冰型確定方面的要求，提出大型客機臨界冰型的確定策略。

1 結冰適航驗證工作流程

圖1為民用飛機結冰適航驗證工作的標準流程。

圖1 結冰驗證工作流程

如圖1所示，結冰適航驗證工作通過結冰數值預測手段分析臨界結冰條件，計算臨界冰型，根據臨界結冰條件開展冰風洞試驗，結合計算冰型和試驗冰型最終確定民機型號用于適航驗證的臨界冰型，完成三維模擬冰型設計，之后依次開展飛機帶冰氣動評估風洞試驗、模擬冰型試飛和自然結冰試飛，完成民機的結冰適航驗證工作。

臨界冰型的確定主要涉及三部分工作：①結冰數值預測；②冰風洞試驗；③冰型臨界性評估。結冰數值預測用于確定臨界結冰條件和計算冰型，冰風洞試驗對臨界結冰條件進行驗證，并得到試驗冰型。臨界性評估則是將計算和試驗得到的冰型進行氣動計算和風洞試驗評估，并考慮不同飛機部件和不同驗證工作的臨界冰型標準，最終確定一套或幾套用于型號表明適航符合性的臨界冰型。

在確定飛機臨界冰型時，還需考慮飛機防冰系統的設計特征。譬如，哪些部件是結冰防護部件，尾翼是否需要防護，機翼沿展向的防護區域、沿弦向的防護范圍，以及機翼前緣防護區上、下翼面不同的干、濕蒸發設計特征等。上述因素必須作為飛機臨界冰型確定工作的設計輸入。

2 121修正案修訂內容剖析

121修正案《結冰條件下的飛機性能與操縱品質》增加了飛機在結冰條件下飛行性能和操穩品質的適航驗證規定，并擴充了定義飛機結冰條件的25部規章附錄C的內容。本文主要針對附錄C修訂內容進行分析。

2.1 附錄C內容簡述

121修正案在25部附錄C原有內容的基礎上，增加了最大起飛結冰的定義和針對飛機不同飛行階段考慮臨界冰積聚等要求。修訂后的附錄C包括兩部分：

Ⅰ) 大氣結冰條件

包括連續最大結冰和間斷最大結冰氣象條件。兩種條件的結冰參數關系曲線以及由海拔和環境溫度表示結冰包線分別如圖2、圖3所示。

圖2 連續最大結冰

圖3 間斷最大結冰

最大起飛結冰條件：起飛時最嚴重的結冰條件為云中水含量0.35 g/m3，平均水滴直徑為 20 μm，地面環境溫度為-9 ℃。最大起飛條件從地面延伸到457 m(1 500 ft)的高度。

Ⅱ) 用于表明對B分部符合性的飛機冰積聚條件

(a) 結冰總則。對25部B分部結冰狀態下飛行各階段的飛機性能和操縱品質的符合性進行驗證時應在最臨界結冰條件下進行。申請人應演示已經考慮到了本附錄第I部分中規定的全部范圍內的結冰條件。應針對民機各飛行階段(包括起飛、航路、待機、進近和著陸)的臨界結冰進行定義。

(b) 任何飛行階段冰積聚均可用于其它階段，但須表明該冰積聚相比其他飛行階段的冰積聚更為臨界。

(c) 如果任何性能方面的差異被保守考慮，那么飛機的性能試驗可以采用對操縱有著最不利影響的結冰。

(d) 起飛階段結冰可由計算確定，假定結冰條件為附錄C中規定的最大起飛結冰狀態，并需考慮以下假設：①機翼/操縱面在起飛開始時無霜、雪或冰；②在飛機離地時刻出現結冰現象；③臨界推重比；④在VEF臨界發動機停車；⑤機組按飛行手冊中正常使用程序啟動防冰系統，除了開始起飛滑跑之后，必須假定在飛機爬升到起飛表面至少120 m(400 ft)前沒有啟動飛機防冰系統。

(e) 在防冰系統已啟動和正發揮應有功能前的冰積聚，是在連續的最大大氣結冰條件下，防冰系統啟動和有效運行前，在未防護表面和正常防護表面上聚集的臨界冰積聚，該結冰條件僅適用于表明第25.143(j)和25.207(h)條的符合性。

2.2 附錄C內容分析

121修正案頒布之前，規章25部附錄C只定義了連續最大和間斷最大兩種結冰氣象條件，對于不同飛行階段的臨界結冰沒有要求。起飛、爬升、進近著陸等相關條款對于結冰沒有驗證要求。

121修正案在對起飛、爬升和進近著陸等階段提出結冰條件下飛機性能和操穩品質驗證要求的同時，其修訂的附錄C針對不同飛行階段對臨界冰型確定提出了要求，申請人需要分析不同飛行階段的冰積聚。新增的最大起飛結冰條件實際上定義了起飛階段的冰型計算條件，在計算起飛結冰情況時須結合飛機卡位、起飛飛行條件和飛行剖面特征進行計算。此外，還需針對性能和操穩不同的結冰臨界性要求進行分析，最終確定一套或幾套用于適航審定的臨界冰型。121修正案對于申請人而言，在增加驗證工作量的同時，也極大提高了驗證難度。

附錄C新增的第Ⅱ部分對民機臨界冰型的確定提出了指導性要求。(a)條作為總則，規定了申請人應針對各飛行階段考慮臨界結冰情況，以及性能和操穩專業對于結冰條件下對應條款表明符合性的驗證原則。(b)條可用來減少結冰驗證時所考慮的結冰情況，只要證明某飛行階段的冰型相比其他階段的冰型更臨界。(c)條是為了綜合考慮性能和操穩專業對于結冰臨界性的不同要求，源于操穩和性能對于冰型臨界要求的側重點有所不同。(d)條給出了起飛結冰的驗證思路，并定義了結冰條件及采用的假設。(e)條對防冰系統延遲結冰(DTO，delayed turn on)進行了定義，并規定了其適用的條款范圍。

3 臨界冰型確定策略

根據121修正案的要求，民用飛機臨界冰型確定的總體策略為：在充分考慮飛機防冰系統設計特征的前提下，通過開展結冰參數臨界性分析，確定各飛行階段的臨界結冰條件和臨界冰型，通過不同冰型的臨界性對比分析，最終選出一套或幾套用于型號適航審定的臨界冰型。

考慮121修正案要求的臨界冰型分析，需針對不同飛行階段，根據不同的飛機構型和飛行條件，分析不同部件的結冰情況，同時必須考慮各部件結冰對飛機影響的不同臨界性判斷標準，并考慮飛機性能和操穩驗證工作對于結冰臨界性的不同要求。

3.1 結冰參數臨界性分析

民機的臨界冰型需要結合數值分析和冰風洞試驗手段確定，其中結冰數值分析占有較大比重。對飛機不同的飛行階段、不同飛機部件進行大量的結冰參數臨界性分析，確定各飛行階段中不同飛機部件的臨界結冰條件。

結冰參數臨界性分析的主要工作內容為：針對不同的飛行階段，考慮飛機的飛行剖面特征和防冰系統設計特征，依靠數值計算的手段綜合分析飛機構型參數、飛行參數和結冰氣象參數，在飛機飛行包線和結冰氣象包線內篩選出不同飛行階段中飛機結冰最嚴重的臨界結冰條件。民用飛機結冰參數臨界性分析的流程圖如圖4所示。

圖4 結冰參數臨界性分析流程

3.2 不同飛機部件冰型確定策略

在飛機結冰保護系統正常工作的條件下，飛機可能出現結冰的部件主要包括：機頭雷達罩、機翼迎風面非防護表面、小翼迎風面，平尾和垂尾迎風面，對于尾吊式民機，還包括發動機掛架。具體的結冰部件及區域同飛機氣動布局和結冰防護設計有關。

不同部位的結冰對飛機有著不同的危害，例如機頭結冰危害主要是可能發生冰脫落后吸入發動機或打壞后機身；機翼結冰主要影響飛機的升阻特性；尾翼結冰主要危害飛機的操縱特性等等。各部件結冰對飛機不同的危害導致了其結冰臨界性的判斷標準不同。同時，不同部件自身的設計特征，決定了冰型確定時須采用不同的策略。

對于機頭結冰而言，判斷結冰臨界性的標準為：結冰脫落后吸入發動機，對發動機造成的危害最大。因此，通過找尋機頭結冰質量大而且冰層致密的冰型作為臨界冰型。鑒于冰風洞設施的局限，目前無法利用試驗手段獲得可靠的機頭冰型，只能通過三維結冰計算手段獲得。

機翼和尾翼的臨界冰型則分別考慮對飛機氣動特性和操縱特性影響最嚴重的結冰。其中，巡航構型的翼面結冰可通過二維結冰預測手段結合冰風洞試驗獲得臨界冰型，再經過三維拉伸得到三維模擬冰型，增升構型的機翼結冰，鑒于冰風洞試驗條件的限制，可依賴于三維結冰計算進行數值預測。

小翼由于后掠過大，利用二維計算手段已無法模擬三維結冰特征，只能采用三維結冰計算結合冰風洞試驗進行冰型確定，其冰型臨界性標準同機翼一致。

尾吊式飛機的掛架結冰對飛機的影響較小，采用二維結冰計算手段即可。

圖5為飛機各部件臨界冰型的確定手段。

圖5 飛機不同部件臨界冰型確定方式

3.3 不同飛行階段臨界冰型確定

根據121修正案的要求，飛機臨界冰型的確定需考慮起飛、航路、待機、進場和著陸階段。

3.3.1 待機冰型

待機冰型是臨界冰型確定工作的重中之重。根據相關咨詢通告建議，需要考慮45 min的待機飛行結冰。由于結冰時間長，冰積聚量較大，飛機表面可形成對飛行安全威脅嚴重的結冰外形。應分別針對機翼、尾翼和機頭等不同部件，根據實際的飛機參數、待機飛行參數和結冰氣象參數開展結冰參數臨界性分析，基于不同部件的結冰臨界性標準，找尋各部件的待機臨界結冰條件，并結合數值預測和冰風洞試驗獲得待機臨界冰型。

在待機冰型確定工作中，認為飛機的結冰保護系統正常工作，待機冰型主要考慮飛機非防護表面的結冰情況，如果防護系統設計不能保證防護表面無結冰，則還應考慮防護表面的結冰。

3.3.2 航路冰型

民機的航路主要包括爬升、巡航和下降三個階段。對于巡航階段，由于飛機的巡航飛行高度通常遠高于規章定義的結冰氣象條件存在的高度范圍，因此可認為該階段飛機不發生結冰。對于爬升階段和下降階段，應根據飛機典型的飛行剖面特征，考慮具有最小爬升率和最小下降率的飛行條件(在結冰云層中飛行時間最長)，結合飛機特征重量等飛機參數和結冰氣象條件，確定航路階段的臨界冰型。

由于飛機爬升和下降階段的飛行時間較短，飛機表面的結冰冰層較薄。但當飛機完成待機飛行進入進場著陸階段后，需要考察復飛爬升和著陸爬升的能力，適航規章也有對應的驗證條款。在開展驗證工作時，須考慮飛機帶45 min待機冰型進行復飛爬升或著陸爬升。

3.3.3 起飛冰型

民機的起飛階段通常分為4個階段，圖6所示為典型的飛機起飛剖面。第1、2階段中飛機為増升裝置打開的低速構型，第3階段為平飛加速收襟縫翼，第4階段為巡航構型起飛爬升。

圖6 民機典型起飛剖面

起飛冰型的計算應考慮所有4個階段的結冰特征。121修正案在25部規章附錄C中專門定義了最大起飛結冰條件，在起飛冰型的計算中應貫徹始終，但應注意這種條件只適用于從地面延伸到起飛表面上457 m(1 500 ft)的高度。

由于飛機起飛階段時間較短(通常2 min左右)，因此冰積聚不會太厚，但短時間內結冰表面出現的粗糙度冰層對飛機起飛可能造成較大影響。根據附錄C規定，飛機的起飛冰型可以采用計算手段確定。一種可行的方案為：利用計算手段確定飛機的結冰范圍，利用冰風洞試驗手段測量起飛冰型的粗糙度特征，在適航局方同意的前提下，利用砂粒或其他手段模擬起飛階段的粗糙度冰型。圖7為起飛冰型的確定流程。

圖7 起飛冰型設計流程

3.3.4 進近著陸冰型

進近和著陸階段飛機飛行時間較短，如果在該階段遭遇結冰氣象，飛機迎風面會結一層較薄的粗糙冰。進近著陸冰型應結合飛機待機冰型進行考慮，即認為飛機結束待機飛行后，待45 min待機冰型進入進近著陸階段，因此應基于待機冰型開展臨界冰型分析。

考慮到進近著陸冰型相比待機冰型其結冰冰層更薄，同時待機冰型表面也具有較大的粗糙度，因此，在征得審查方同意后，可以用待機冰型代替進近著陸冰型，開展進近著陸相關條款的驗證。

3.4 特殊冰型

3.4.1 失效冰型

失效冰型是指飛機結冰防護系統失效后，防護表面的結冰冰型。現代民用飛機普遍采用尾翼不作結冰防護的設計方案，因此失效冰型主要是指機翼防護區域表面的可能結冰。根據FAA發布的咨詢通告[3]，失效冰型的結冰時間建議考慮最大待機結冰的二分之一，即22.5 min結冰，失效冰型的確定方法與機翼待機冰型相同。

3.4.2 延遲冰型

延遲冰型是指飛機在飛行過程中遭遇結冰條件，防冰系統開啟后正常發揮其設計功能之前飛機表面的結冰。防冰系統打開基于三種情況：①結冰探測系統探測到結冰氣象；②機組目視飛機有結冰現象；③飛機飛入飛行手冊定義的結冰條件中。延遲冰型應按照規章25部附錄C所定義的連續最大結冰條件來確定，結冰時間應考慮探測/發現結冰和防冰系統啟動在時間上的延遲，應當包括探測/發現冰積聚、機組作出反應打開防冰系統、防冰系統正常發揮設計功效等相關的時間延遲。

對于延遲冰型的確定，可以通過計算手段確定三維結冰范圍，在冰風洞試驗中確定延遲冰型的粗糙度，再利用砂粒等手段進行模擬。

3.5 冰型臨界性判定

對于所確定的各飛行階段冰型，通過開展飛機帶冰常規縮比風洞測力試驗，考察各種冰型對飛機的氣動影響，對比評估不同冰型的臨界性。基于帶冰風洞試驗結果，根據規章25部附錄C第Ⅱ部分的要求，由操穩和性能專業分別評估符合各自專業要求的臨界冰型，再經過綜合分析，確定一套或幾套用于型號表明適航符合性的最終臨界冰型。

對于延遲和失效等特殊冰型，分別有對應的條款需要驗證。例如，延遲冰型適用于表明25.143(j)和25.207(h)條款的符合性。

4 結論

本文對適航規章第25部121修正案中臨界冰型相關的修訂內容及其對民機適航驗證工作的影響進行了分析，并提出了對應的民機結冰適航驗證臨界冰型的確定策略、設計流程和方法選擇，可以為大型客機結冰適航驗證工作提供參考。