單發引氣防冰構型的適航影響分析

范志鵬*

（中國商飛民用飛機試飛中心，上海201323）

0 引言

正常飛行過程中當飛機探測到結冰信號時，其防冰系統必須工作，以加熱各傳感器、探頭等保證總溫、靜壓、攻角等飛行數據的采集正確，同時飛機的機翼前緣、發動機短艙唇口等部位也需要加熱以防結冰凝聚影響飛行安全[1-3]。為了確保飛行過程中防冰系統的功能可靠，民機適航要求“必須通過分析確認，飛機在各種運行形態下其各種部件的防冰是足夠的”[4]，其中“各種運行狀態”包括單發失效的情況，這意味著在民機飛行取證試驗中，不僅要驗證雙發正常工作時能夠防冰，還需要驗證只有一臺發動機正常工作時也能夠滿足防冰要求。本文將以某型號飛機（以下稱“A飛機”）為例，探討其兩種引氣防冰構型的差異，以及在表明符合適航條款過程中所帶來的若干問題，以期對后續飛機型號的防冰系統設計起到一些借鑒和思考。

1 基本工作原理

1.1 防冰引氣原理

A飛機防冰引氣原理示意圖如圖1所示，除高壓地面氣源和輔助動力裝置（Auxiliary Power Unit，以下簡稱APU）引氣，防冰引氣來源于發動機高壓壓氣機的中間級和高壓級，經預冷器（Pre-cooler，以下簡稱 PCE）冷卻至合適溫度供下游機翼防冰（Wing Anti-Ice，以下簡稱 WAI）、短艙防冰（Nacelle Anti-Ice，以下簡稱 NAI）、空調制冷包（Environmental Control System，以下簡稱ECS）等使用，控制器通過壓力調節關斷活門（Pressure Regulating and Shut Off Valve，以下簡稱PRSOV）和風扇空氣活門（Fan Air Valve，以下簡稱FAV）分別控制進入預冷器的熱端、冷端氣流，以實現對管路中防冰氣體溫度和壓力的調節。

圖1 A飛機防冰引氣原理示意圖

1.2 引氣切換邏輯

氣源從發動機高壓壓氣機中間級和高壓級的引氣，均是獨立引氣不混合，根據不同工作工況引氣相互切換。對起飛、爬升等大功率狀態，中間級引氣能提供足夠的引氣量，但隨著發動機功率狀態減小，以及引氣需求量的增多，當管路壓力降低到設計的閥值時，中間級不能提供足夠壓力的引氣，此時高壓引氣關斷活門（High Pressure Valve，以下簡稱HPV）打開，中間級引氣的單向活門被抑制，引氣切換至高壓級引氣。隨著工況的變化，當引氣需求壓力降低，中間級引氣能夠滿足需求時，HPV關閉，引氣切換至中間級引氣。

需要注意，當發動機引氣由中間級向高壓級切換，PCE進口熱氣溫度和壓力均突然增加，如果同時引氣需求量也大幅度增加，即使FAV全開（此時冷端氣體流量達到最大），PCE出口溫度也不能冷卻至合適范圍供下游使用，進而引起預冷器的超溫告警。當預冷器超溫告警后PRSOV將會自動關閉，防冰系統失去引氣氣源，飛機喪失機翼防冰及短艙防冰功能。

1.3 單發引氣防冰時構型需求分析

根據FAA25部121修正案[5]，一側發動機工作異常時，飛機系統應滿足：

1）“發動機失效”情況下，飛機需要具備工作側發動機的短艙防冰+兩側機翼防冰+單側空調制冷包工作的能力；

2）“發動機引氣失效”情況下，飛機需要具備兩側發動機的短艙防冰+兩側機翼防冰+單側空調制冷包工作的能力。

上述“發動機失效”是指工作異常發動機因故障停車或其他原因不能正常運轉，“發動機引氣失效”是指該發動機能夠正常工作，但失去引氣功能（譬如PRSOV失效在關位），兩種失效情況下，飛機防冰均只能由工作正常側發動機進行單發引氣防冰。從防冰角度來看，兩種工況的差異在于“失效”側發動機的短艙是否仍需要防冰：“發動機失效”時，失效側發動機不再正常運轉，已失去對其短艙進行防冰的意義，該失效工況的發動機不再需要短艙防冰，因此本節1）項中單發失效情況下，飛機只需具備工作側發動機的短艙防冰；“發動機引氣失效”時，雖然失效側發動機的引氣功能喪失，但該側發動機運轉正常并為飛機提供正常推力，遇到結冰氣象時仍需要對短艙進行防冰，以保證發動機的正常工作，也即對應了本節2）項中引氣失效情況，飛機仍需要具備兩側發動機的短艙防冰。

2 A飛機引氣防冰構型的分析

2.1 構型一

A飛機引氣防冰構型一示意圖如圖2所示。針對該引氣防冰構型，一側引氣出現故障（假設故障“失效”均在右側）時，另一側引氣正常工作，對應上文分析過程有以下兩種單發引氣構型：

1）當右發處于發動機失效時，左發不需要為右發短艙防冰供氣，此時左發最大引氣構型為：1NAI+2WAI+1ECS；（1表示單側，2表示左右兩側）。

2）當右發處于引氣失效時，左發仍需為右發短艙防冰供氣，此時左發最大引氣構型為：2NAI+2WAI+1ECS。

圖2 構型一示意圖

可以看出本節2）中引氣構型引氣量最大，在A飛機試飛過程中需要驗證到該嚴酷的大引氣工況。而通過飛行試驗及數據分析表明A飛機在2NAI+2WAI+1ECS引氣構型的大部分工況下，預冷器處于超溫狀態（原因見本文1.2章節），導致PRSOV引氣閥門關閉，飛機失去防冰引氣、喪失防冰能力。為避免出現結冰問題，A飛機在單側引氣失效、探測到結冰信號時，需要避開2NAI+2WAI+1ECS的大引氣構型的飛行工況，在操作程序上應采取以下措施：措施一，單側引氣失效、進入結冰條件時，保持空調系統運行、打開正常工作側發動機的短艙防冰系統、不開機翼防冰系統、應急下降到10 000ft高度。到達10 000ft高度后，關閉空調系統、打開機翼防冰系統和應急通風系統。措施二，單側引氣失效、進入結冰條件時，關閉空調系統、打開正常工作側發動機的短艙防冰系統、打開機翼防冰系統、應急下降到10 000ft高度。到達10 000ft高度后，打開應急通風系統。

可以看出以上兩措施的關鍵是：在10 000ft以上遇結冰氣象時，空調包與機翼防冰不同時打開。對于高原航線飛行，若地形要求飛行無法下降至10 000ft，則A飛機在此種引氣防冰構型下，受限于防冰條款要求，就不具備10 000ft以上的適航飛行。

2.2 構型二

為了滿足適航條款及航線運營對單發引氣防冰構型的需求，A飛機設計了防冰引氣構型二，如圖3所示。相對構型一，構型二的關鍵在于短艙防冰引氣由預冷器下游改至預冷器上游，即通過增加引氣管路直接從發動機高壓壓氣機中間級引氣。

圖3 構型二示意圖

此構型下單發引氣防冰的最大引氣構型為1NAI+2WAI+1ECS（相對更改前減少了1NAI），原因分析如下：當右發處于發動機失效時（仍假設發動機均“失效”在右發），右發短艙不需要防冰功能，此時左發最大引氣構型為：1NAI+2WAI+1ECS；當右發處于正常運轉而引氣失效時，右發短艙也需要防冰功能，由于構型二的短艙防冰由發動機中間級直接引氣，此時正常運轉的右發能保證自身短艙的防冰功能，因此對左發而言其最大引氣構型仍為：1NAI+2WAI+1ECS。故不論右發是何種失效形式，其最大引氣構型均是：1NAI+2WAI+1ECS，由于最大引氣構型減少了1NAI的引氣量，A飛機在單發引氣防冰構型二狀態時基本能夠滿足適航條款及航線運營的限制。

但也應注意到，構型二雖然降低了單發引氣的最大引氣量，但卻失去了工作正常側發動機為引氣失效發動機短艙進行防冰供氣的裕度，針對這一問題討論如下：A飛機構型二的短艙防冰引氣經管路到達風扇艙區域，后經短艙防冰關斷活門到達笛形管。如果短艙防冰管路故障（關斷活門失效在開位），進入結冰條件時仍可保證短艙防冰功能[6]。因此，在進入結冰條件后，引氣失效發動機正常運轉時，不論其短艙防冰管路是否故障，其短艙防冰功能都能夠得到保證，不需要考慮另外一側發動機為其提供短艙防冰供氣的裕度。對于非結冰狀態飛行時，短艙防冰關斷活門如果故障，則一直處于失效開位，意味著短艙防冰一直處于防冰工作狀態，有可能會燒傷短艙唇口蒙皮，而這部分內容需要在“干空氣條件下短艙和機翼防冰飛行試驗”中進行驗證，以確保該工況下不會造成發動機短艙唇口的損傷。

3 結論

本文從適航條款對民機試飛過程中單發引氣防冰的要求出發，以A飛機防冰引氣構型為例，介紹了兩種不同防冰引氣構型，基于兩構型剖析了不同防冰引氣構型在引氣失效情況下所需的最大引氣構型，并分析了兩種引氣防冰構型及其對適航條款驗證的影響：對于不同防冰引氣構型的飛機，其為表明條款符合性所需要驗證的最大引氣構型有明顯差異。這也說明了，在民機初始設計階段，應充分考慮適航條款對單發引氣防冰最大引氣構型的驗證要求，為飛機后續適航取證、順利進入市場打好基礎。