航空發動機冰晶結冰適航審定要點及符合性方法研究

宋建宇，張 森，涂 杰，查筱晨，吳晶峰

(中國民用航空適航審定中心，北京 100102)

1 引言

2006 年，一架卡塔爾航空A330 客機在上海上空遭遇雷雨，導致雙發在近6 400 m 的高空同時停車。所幸飛機墜落過程中成功重啟發動機，最終飛機安全降落[1]。事后調查發現，這起險些造成機毀人亡的事件是一起典型的冰晶結冰事件。航空發動機冰晶結冰事件在全球范圍內頻繁發生，直接威脅民用航空飛行安全。

目前，國外針對冰晶結冰的研究主要集中在理論計算與發動機零部件試驗方面，且部分發動機零部件試驗已在民用航空發動機型號適航審定過程中予以應用。相比而言，國內僅有較少針對冰晶結冰模擬計算的研究，基本無試驗相關研究；且國內現有的研究基礎，不足以支撐開展民用航空發動機結冰適航審定工作，也缺少針對民用航空發動機滿足適航規章要求的符合性方法研究。

本文通過總結當前冰晶結冰計算模擬及地面試驗研究現狀，提出一種可行的表明航空發動機冰晶結冰符合性的方法，并對符合性方法研究所面臨的主要問題與后續研究方向進行了討論，可對當前國內民用航空發動機冰晶結冰適航審定工作提供指導。

2 冰晶結冰原因與危害

2.1 冰晶結冰事件分布

波音公司牽頭調查了從1990 年到2006 年間，全球范圍內發生的240 起結冰事件，其中有62 起懷疑與冰晶結冰相關。對其中有詳細數據的46 起事件進行標注，結果如圖1[2]所示。可見，亞太區域是重災區，共有23 起冰晶結冰事件發生在東經100°～140°之間。46 起冰晶結冰事件涵蓋了9 個飛機型號和8 個發動機型號，這在一定程度上表明，冰晶結冰對大多數飛機與發動機型號構成了威脅。此外，調查還發現，冰晶結冰事件多發生在南北半球各自的夏季。

圖1 冰晶結冰事件全球分布Fig.1 Global distribution of ice crystal icing events

從1990 年到2015 年，全球范圍已經至少發生了超過150 次冰晶結冰事件。冰晶結冰與傳統的過冷水結冰不同。傳統冷水結冰很少發生在高空，且主要出現在發動機外部，如進氣道內側、第1 級葉片等位置。相比而言，冰晶結冰發生在海拔6 000 m 甚至10 000 m 以上高空，且主要出現在發動機內部，如高壓壓氣機前2 級葉片等位置。

2.2 冰晶形貌與存在環境

大氣中，冰晶具有多種形貌和尺寸，并通過與周圍水蒸氣結合實現尺寸增長。從微觀看，冰晶主要呈盤狀、針狀、柱狀或其他混合狀，具體形狀與外界環境溫度有關。圖2[3]總結了不同溫度條件下冰晶的微觀形狀。此外，冰晶外表面具有細微冰枝結構，這些細微結構主要由附近水蒸氣的飽和度決定，使得冰晶微觀形貌更為復雜。

圖2 冰晶微觀形貌Fig.2 Ice crystal micro morphology

圖3[4]解釋了冰晶形成與存在的環境。在熱帶與亞熱帶地區(對應圖1 所示的冰晶結冰事件主要發生區域)，大氣中常存在較強的對流云層，其上升氣流可將低空存在的水蒸氣或過冷水滴運送至高層大氣。冰晶主要在高海拔大氣以及較強對流云層的條件下出現，海拔高度一般高于標準大氣6 000 m，甚至在過冷水存在的極限高度以上。

圖3 飛機起飛第一階段受力分析Fig.3 Force analysis of aircraft in the first stage of take-off process

2.3 結冰原因及危害性

圖4[4]解釋了冰晶結冰的形成過程。存在于大氣中的冰晶在接近熱表面時，會出現部分或完全融化，之后撞擊在熱表面上形成一層液膜，并與熱表面發生熱交換。后續大量冰晶撞擊導致熱表面的溫度下降，熱表面所形成的液膜在溫度降至冰點后逐漸凝固而結冰。冰晶結冰主要對發動機的加熱式傳感器、內部零部件等產生危害。發動機內部零部件出現冰晶結冰后，一方面影響了進氣量，另一方面工質中混入了冰與水，將影響發動機氣動性能，導致喘振、熄火、轉速降低等。

圖4 冰晶結冰形成過程Fig.4 Ice crystal icing formation process

3 適航審定要點

3.1 適航規章要求

3.1.1 美國聯邦航空局(FAA)規章要求

針對圖1 所示的46 起冰晶結冰事件，將已知冰晶結冰發生環境條件的案例，在橫軸為海拔高度、縱軸為環境溫度的圖上進行標注，結果如圖5[2]所示。圖中同時標注了FAR-25 部附錄C 中的連續最大結冰包線與間斷最大結冰包線。可看出，冰晶結冰事件發生在現有附錄C 已知的結冰包線之外。此外，較多的冰晶結冰事件發生在ISA(海平面標準大氣)+10oC 至ISA+20oC 的溫度區間，即環境溫度偏高時更容易出現冰晶結冰事件。

圖5 冰晶結冰事件在結冰包線中的位置Fig.5 The envelope positions of ice crystal icing events

FAA 于2015 年1 月5 日生效了FAR-33 部第34修正案，對發動機結冰的33.68 條款進行了修訂，增加了冰晶與混合相結冰的要求，同時新增了FAR-33 部附錄D，定義了冰晶結冰存在的包線，如圖6[5]所示。FAA 考慮到冰晶結冰事故發生在FAR-25 部附錄C 的包線外(圖5)，故平移了FAR-25 部附錄C 中間斷最大結冰包線的右邊界，使其涵蓋已發生的冰晶結冰事故(如圖5 中標記點所示)，從而形成了圖6 所示的FAR-33 部附錄D 的包線。同時，FAR-33.68 第34 修正案的條款內容中，增加了混合相與冰晶結冰的要求，即應通過試驗、分析或兩者結合的方式，表明渦噴、渦扇與渦槳發動機在附錄D 所規定的冰晶結冰條件下，在發動機整個工作包線內(含慢車下降的工況)都可安全運行。

圖6 冰晶結冰包線Fig.6 Ice crystal icing envelope

FAA 發布了咨詢通告，對冰晶結冰的符合性工作進行了解釋[6]。冰晶的中間質量尺寸在50～200 μm(等效為球體后的尺寸)之間，總水含量在0.5～6.0 g/m3之間。總水含量為液態水含量和冰水含量之和。

3.1.2 歐盟航空安全局(EASA)規章要求

相比于FAA，EASA 更早地在CS-E 規章中提出了冰晶結冰的要求。2003 年10 月24 日生效的初始版CS-E 中，CS-E 780 條款要求，當發動機在冰晶、混合相條件下運行會受其影響時，應當補充試驗，以確保在上述條件下安全運行[7]。此后，EASA 在2015 年3 月12 日發布的第4 修正案中，對冰晶結冰提出了更為細致的要求。第4 修正案的CS-E 780 條款明確要求，在全尺寸地面試驗實現之前，應當基于飛行試驗和/或分析(有發動機或部件試驗支撐)的方法表明符合性[8]。具體而言，從設計考慮、類比分析及新穎設計特征三個方面，分別提出了更為細致的要求。

3.1.3 中國民用航空局(CAAC)相關要求

目前，CAAC 的CCAR-25 部、33 部等規章中尚未納入冰晶結冰的要求。針對具體的審定項目，主要通過專用條件的方式提出冰晶結冰的審定要求。

3.2 審定關注要點

根據上述各適航規章要求，分析已發生的冰晶結冰事件及頒發的適航指令(AD)，對適航審定中應關注的要點進行了提煉，主要包含以下幾個方面：

(1)慢車下降工況

配裝CF6-80C2 與CF6-80A 型號發動機的波音747 飛機，曾出現冰晶結冰條件下的多起雙發熄火事件，為此FAA 于2011 年7 月26 日頒發AD，要求更新飛行手冊以規范機組在下降過程中遭遇結冰環境后的操作程序[9]。慢車下降工況下，發動機功率與轉速都較低，此狀態下遭遇冰晶結冰環境后易出現發動機熄火。FAR 33.68 條款中專門指出，在包含慢車下降工況的整個工作包線內，發動機應能安全運行。

(2)氣動性能影響

PW2000 系列發動機在服役過程中遭遇冰晶結冰環境后，出現了不可恢復的空停事件，為此FAA 頒發AD，要求更新PW2037、PW2037M 及PW2040 三個型號發動機的控制系統軟件版本[10]。針對CF6-80E1、CF6-80C2D1F 型號發動機在下降過程中遭遇冰晶結冰條件而熄火的事件，FAA 分別 在2007 年8 月29 日 與11 月28 日 生 效AD，要求更新控制系統軟件版本，以提高熄火裕度[11-12]。Trent 700/800 型號發動機也曾在慢車下降工況下遭遇冰晶結冰環境，出現了喘振與推力衰減。

(3)脫冰機械損傷

Trent 500 型號發動機曾在慢車下降工況下遭遇冰晶結冰環境，導致中壓壓氣機第2 級與第4 級葉片被脫冰打傷。冰晶結冰主要發生在發動機內部，因此一旦脫冰，將對高速旋轉的核心機葉片產生直接危害，造成葉片打傷。

(4)整機振動

GEnx-1B/-2B 型號發動機曾在巡航狀態下遭遇冰晶結冰環境，導致風扇振動超限。后續調查發現，冰晶結冰發生在風扇葉片底部平臺，對高速旋轉的葉片產生了不平衡量，進而造成整機振動過大。

(5)傳感器工作

在冰晶和混合相結冰條件下，飛機與發動機的加熱式傳感器易發生故障或失真，如大氣數據丟失、攻角系統傳感器故障、空速皮托管傳感器失真、空氣總溫傳感器故障等。如果加熱式傳感器的測量參數被用于發動機控制系統中的推力調節，則參數的失真可能導致發動機推力喪失、飛機失控等嚴重后果。FAA 于2009 年9 月8 日 與2016 年6 月29 日生效兩份AD，分別要求空客A330/A340 系列飛機與A320 系列飛機更換部分皮托管傳感器[13-14]。

4 符合性方法研究

4.1 冰晶結冰計算模擬研究現狀

開展冰晶結冰計算模擬的主要工具包括加拿大商業軟件FENSAP，美國NASA 研發的LEWICE、GlennICE 等。隨著近年來冰晶結冰研究的不斷深入，已取得了一定的研究成果。如初步提出了冰晶結冰機理，找到了一些冰晶結冰現象發生的關鍵性表征參數，在一定假設前提下模擬出了冰晶結冰過程[15]。有研究成果表明，空氣流與冰晶之間的耦合可以忽略，即流場計算時可以不考慮冰晶的影響[16]；針對冰形的多數模擬計算為簡化計算，即忽略冰對流場的影響[17]。目前，有關冰晶運動與撞擊特性的研究雖多，但缺乏試驗數據，且多基于簡化假設，與真實情況差距較大[15]。

4.2 冰晶結冰地面試驗研究現狀

開展冰晶結冰地面試驗需解決冰晶制備問題。目前，冰晶制備技術大致分為削冰技術、凍結技術及云室技術三類。

4.2.1 削冰技術

削冰技術是指將一小塊冰研磨粉碎至預期尺寸的技術。該技術的優點是冰晶形狀不規則(更接近真實冰晶)，且冰晶的尺寸和分布可控；缺點是經過切削制備的冰晶沒有冰枝細絲，其微觀結構與自然界真實存在的冰晶不同。加拿大國家研究委員會(NRC)的研究高度試驗設備(RATF)冰風洞，為采用削冰技術的代表性試驗設備，見圖7[18]。圖中試驗裝置分為冷區和熱區兩部分，利用削冰技術在冷區研磨生成冰晶，通過噴射裝置噴入熱區試驗段中，以模擬冰晶接近熱表面時的環境。

圖7 NRC RATF 結冰裝置Fig.7 NRC RATF icing test facility

4.2.2 凍結技術

凍結技術是指在風洞中噴出液態水滴，使用預冷氣體或液氮等，將液態水滴強行凍結的技術。該技術的優點是方法簡單；缺點是制造的冰晶多為圓球狀，與自然界真實冰晶不同，且所制造冰晶的最大尺寸受限。美國NASA 推進系統實驗室(PSL)的結冰裝置，為采用凍結技術的代表性試驗設備，見圖8[19]。NASA PSL 結冰裝置的試驗段面積較大，可允許的發動機直徑為0.610～1.829 m，可模擬0～-60oC 的溫度范圍以及約1 500～12 000 m 的高度范圍，涵蓋了大部分FAR-33 部附錄D 中冰晶結冰包線區域[20]。

圖8 NASA PSL 結冰裝置Fig.8 NASA PSL icing test facility

4.2.3 云室技術

云室技術是指在云室中，水滴下降過程中在冷氣流作用下逐漸凍結，自然生長成冰晶的技術。該技術的優點是以按照自然界真實冰晶的生成狀態獲得冰晶；缺點是冰晶生成效率較低，難以滿足冰風洞中對冰晶的大量需求。德國布倫瑞克大學采用這一技術對原有設備進行改造，使之具備冰晶結冰試驗能力[21-22]，見圖9[21]。該試驗裝置分為兩層，上層用于冰晶制造，下層為試驗段。上層云室用于產生冰晶，生成后的冰晶儲存在冷凍箱中。

圖9 布倫瑞克大學結冰裝置Fig.9 Braunschweig icing test facility

4.3 符合性方法

航空發動機制造商在開展冰晶結冰符合性方法驗證工作時，常受限于分析方法與試驗設備的局限性。基于前文所述的冰晶結冰計算模擬與地面試驗研究現狀，提出一種符合性方法，即采用部件結冰試驗結合整機冰晶結冰分析的方法表明符合性，如圖10 所示，共包含6 個步驟。

圖10 冰晶結冰符合性方法路線圖Fig.10 Roadmap for ice crystal icing compliance

4.3.1 校驗分析工具

根據冰晶結冰試驗研究現狀可知，當前設備條件難以開展發動機整機試驗，但具備開展部件級試驗的能力。利用部件試驗結果校驗分析工具，再使用經校驗的分析工具開展后續計算，是一種可行的驗證方法。

冰晶結冰發生在發動機內部，且主要影響高壓壓氣機前幾級葉片及其他上游零部件。因此，應當至少開展包含傳感器、增壓級、高壓壓氣機3 個部件的試驗。這3 個部件試驗一方面用于探索冰晶結冰的發生條件(如撞擊位置、局部溫度、局部流速等)，另一方面將試驗結果用于分析工具的校驗。需校驗的分析工具至少包含開展氣動性能分析的計算流體力學工具，以及開展損傷分析的計算工具。圖11 為損傷分析工具校驗的示意圖。圖中，縱軸為葉片前緣遭受冰片撞擊歸一化之后的變形量，藍色曲線為部件試驗的測試值，紅色曲線為利用損傷分析工具計算的預測值。如圖所示，預測值大于測試值或與其重合。預測值偏大是更保守的情況，說明預測的損傷大于實際的損傷。

圖11 損傷分析工具校驗示意圖Fig.11 Damage analysis tool validation

4.3.2 識別關鍵參數

冰晶結冰的發生主要由撞擊位置、局部溫度和局部氣流流速3 個關鍵參數決定。圖12 列出了識別潛在結冰條件的流程。首先，可利用CFD 軟件計算冰晶粒子撞擊位置。只有在冰晶撞擊位置才會形成結冰，否則不會產生冰晶結冰現象。隨后，結合具體的發動機型號構型，使用校驗過的CFD 分析工具，確定冰晶撞擊位置的局部環境條件，并利用部件試驗所得的冰晶結冰發生條件(局部溫度、局部氣流流速等)，對CFD 計算結果進行篩選，初步識別出潛在的冰晶結冰條件。其中，局部溫度既包含熱表面溫度，也包含氣體溫度，二者共同決定冰晶的融化與再結冰。當局部氣流流速較低時，有利于冰晶的沉積與進一步融化。通常，冰晶結冰現象發生在特定的局部溫度區間與特定的局部流速區間范圍內。

圖12 識別潛在冰晶結冰條件的流程Fig.12 Process of identifying potential ice crystal icing conditions

4.3.3 確定結冰區域

圖13[2]展示了發動機內部出現冰晶結冰的典型區域。可看出，潛在的冰晶積聚區域，主要包含低壓壓氣機(增壓級)和高壓壓氣機前幾級。一般而言，針對典型的雙轉子渦扇發動機構型，初步識別的潛在冰晶結冰區域，主要分布在高壓壓氣機進口導向葉片、增壓級進口導向葉片、傳感器以及其他流道內容易積聚冰晶的位置。結合發動機構型及工作情況開展進一步分析，對初步識別的潛在冰晶結冰區域進行排除。如GEnx-2B 的可調放氣活門(VBV)可在結冰條件下不斷開閉作動，考慮到VBV 活門不斷開合有利于將核心機流道中的冰晶排出至外涵，因此該活門附近基本不會發生冰晶結冰現象。

圖13 發動機內部典型冰晶結冰區域Fig.13 Typical ice crystal icing area inside the engine

4.3.4 防冰設計考慮

處于冰晶結冰環境下，飛機總溫傳感器可能會因結冰而反饋錯誤的溫度信號。已有利用飛機總溫傳感器與發動機進口溫度傳感器，探測冰晶結冰環境的相關研究[23-24]。此外，也可借助發動機壓氣機出口溫度傳感器進行判定，當壓氣機出口溫度出現大幅降低且持續一定時長時，可以判定發動機進入了冰晶結冰環境。

除了提高冰晶結冰環境的探測能力外，還可以從防冰設計角度出發，采取一系列預防措施。如利用VBV 活門作動、增大高壓壓氣機葉片前緣厚度等。VBV 活門持續性開閉有助于將上游的冰晶排出發動機核心機，起到保護下游零部件的目的。增大高壓壓氣機葉片前緣厚度可以更好地抵御冰脫落后的撞擊損傷，提高應對冰晶結冰的能力。

4.3.5 性能影響分析

冰晶結冰后對發動機性能的影響，主要表現為失速、喘振、熄火等。確定結冰區域后，使用校驗過的CFD 分析工具，對結冰區域的結冰冰形進行評估。如無法精確預測，可采用對冰形結果適當放大的處理方式。確定結冰冰形后，使用CFD 分析工具，評估結冰對發動機失速、喘振裕度、熄火裕度的影響。分析過程中應格外關注慢車下降工況，根據已有運行經驗及相關AD 情況，此狀態下容易出現結冰導致的熄火裕度降低，甚至空停事件。因此，需開展專門分析以評估慢車下降過程中熄火的可能性，并根據分析結果，采取相應的保證措施。

4.3.6 脫冰影響分析

脫冰對發動機的影響包括熄火、損傷等。根據所確定的結冰區域，估算每個區域的結冰總量及對應的脫冰冰塊質量。該過程中可采用仿真或其他手段(如采用上游流道中可通過的最大冰塊)，對脫冰冰塊質量進行放大處理。

針對損傷評估，首先使用驗證過的CFD 仿真工具，計算冰塊脫落后的運動軌跡及撞擊位置，再利用驗證過的損傷分析工具，評估冰塊撞擊的損傷。開展損傷評估時，應重點關注高壓壓氣機前幾級葉片，并選取冰塊撞擊導致的葉片應變與變形量作為評估參數。損傷計算分析時，應涵蓋發動機整個運行包線(對應不同海拔高度與飛行馬赫數)，以篩選導致潛在積冰的運行條件，舍棄無潛在積冰可能性的條件。評估撞擊損傷時，應考慮壓氣機不同工作狀態下的轉速與冰塊的不同尺寸、撞擊姿勢的最差組合。

針對熄火評估，可利用吸冰試驗或吸雨吸雹試驗的結果進行類比分析，以評估脫冰冰量對燃燒室熄火裕度的影響。通常，因脫冰導致熄火的情況，需同時滿足兩個條件：脫冰速度足夠快，脫冰范圍足夠大(如360°全方位同時脫冰)。熄火評估應涵蓋發動機整個運行包線，重點關注巡航階段與慢車下降階段，這兩個階段更容易發生冰晶結冰。

5 結論與展望

針對冰晶存在環境及對航空發動機的危害性進行了研究總結，并結合美國、歐洲與國內適航規章要求及已發布的適航指令，提出了冰晶結冰適航審定的關注要點。通過對當前冰晶結冰計算模擬及地面試驗現狀的總結，提出了一種表明航空發動機冰晶結冰符合性的方法，可對當前國內航空發動機冰晶結冰適航審定工作提供指導。但由于國內缺少相關基礎研究，仍存在以下問題。

5.1 面臨的主要問題

冰晶結冰理論研究、數值模擬和試驗研究仍處于發展階段，目前都不夠成熟，面臨的主要問題為：

(1)理論研究方面，冰晶結冰相關的動力學研究相對較多，但熱力學研究相對較少，很多基礎性問題尚未得到解決，如冰形特征的定量研究、結冰過程的熱力學相似問題[25]等。

(2)數值模擬方面，冰晶結冰現象包含冰粒隨氣流運動、撞擊表面、融化、粘附、再結冰的復雜物理過程，且伴隨熱傳遞與相變的發生，數值模擬的準確性較低。

(3)試驗研究方面，由于冰晶結冰設備的缺乏與局限性，航空發動機制造商難以直接通過試驗的方式表明符合性，而這也是未來需要長期面臨的問題。

5.2 后續研究方向

(1)理論與數值計算方面，需要進一步研究冰晶結冰的機理，發展更精確的冰晶三維建模及隨流場運動模型，研究針對冰晶結冰的熱力學相似準則等，以更精確地模擬冰晶結冰現象。

(2)試驗方面，一方面需要進一步研究冰晶的發生裝置，研究混合相測試技術；另一方面需要考慮到當前冰晶試驗設備試驗段面積較小，無法開展全尺寸試驗，應重點研究并發展冰晶結冰試驗的相似準則。

(3)針對航空發動機冰晶結冰研究，無論理論與數值方面，還是試驗方面，短期內都難于取得重大突破。目前大多數國外取證發動機型號采用與之前型號類比分析，或部件試驗結合分析的方法表明符合性。對于國內航空發動機研制機構，應著重研究基于現有冰晶結冰設備與仿真研究的符合性驗證技術。