飛機過冷大水滴結冰氣象條件運行設計挑戰

陳勇，孔維梁，劉洪

1．中國商用飛機有限責任公司，上海 210016

2．上海交通大學 航空航天學院，上海 200240

1 研究背景

1.1 過冷大水滴結冰導致的嚴重事故

自從飛機能飛到千米高度以來，結冰就成為飛行安全的嚴重威脅。飛機穿過高空中的云層時，過冷水滴云霧在飛機的擾動下附著并凍結于飛機的重要部件如發動機、翼面前緣和傳感器上，導致飛機的升力下降，阻力升高，甚至控制系統失效，從而引發重大飛行事故。經過近一個世紀的研究，飛機結冰和防除冰領域已取得了大量研究成果，特別是基于FAR25.1419和附錄C適航條款的防冰設計規范與體系嚴格細致地給出了飛機結冰環境范圍和防冰設計要求。然而基于該體系設計的飛機仍在不斷地發生結冰事故。

1994年美國Roselawn發生了一起空難事故，一架ATR-72.212型飛機高速俯沖墜毀，機上乘客和機組人員全部遇難。調查報告指出，飛機遇到了超出當時結冰適航條款范圍外的結冰環境，即直徑超過100 μm的過冷大水滴（Supercooled Large Droplet，SLD），從而出現異常結冰情況：冰溢流到飛機的除冰套之后，出現無法除去的冰脊，以致飛機最終失控墜毀［1］。在此之后又發生了一系列存在類似現象的空難［2］，造成了十分惡劣的影響。

1.2 SLD結冰特征和適航條款制定

自Roselawn事故后歐美國家對SLD結冰氣象產生范圍和條件開展了許多研究。加拿大開展的結冰環境試飛研究發現SLD發生概率可高至8%，并認為在東亞地區平均也有5%。但大部分環境平均粒徑（MVD）小于30 μm，水含量低于0.7 g/m3［3-4］。美國與加拿大合作研究了全球各地區特別是美國五大湖地區的氣象條件［5］，在確認了SLD發生概率的同時還觀察到了機翼上的溢流冰（Runback Ice）現象［3］。歐洲的氣象研究則認為SLD環境主要存在于上升氣流中，有著較大的水含量和平均粒徑［6］。這種認識的差異可能導致美國聯邦航空管理局（Federal Aeronautics Administration，FAA）和歐洲航空安全局（European Aviation Safety Agency，EASA）適航條款的不同。

中國也對SLD的結冰環境進行了一些研究［7］。研究顯示在山地及寒冷地區更容易產生SLD結冰環境。由于中國幅員遼闊，地形豐富，航線飛行遭遇SLD結冰氣象的概率無法忽視。

在Roselawn空難之后，歐美發達國家對SLD結冰開展了深入研究，同時改進其已有的結冰風洞和結冰模擬軟件。美國FAA和美國國家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）等機構在SLD結冰相關的適航規范和技術基礎方面開展了長期研究［8］。2014年11月4日FAA發布了140號修正案，其中包含了FAR25.1420條款和附錄O，對SLD結冰安全提出了適航審查要求。緊接著EASA也發布了關于SLD結冰的適航規范修正案CS-25第16號修正案。兩者在SLD結冰環境特征和飛機安全要求方面一致，但對于適用范圍有差異：FAR25.1420條款僅適用于6×104磅（27.2 t）以下和有可逆操縱系統的飛機，而EASA CS-25.1420條款則沒有此限制。目前中國大型客機在國際上主要取EASA適航證，因此無法回避該條款的取證要求。該適航修正案對飛機結/防冰設計與適航取證體系有重大影響［9］。

從FAR25.140修正案的制定工作記錄看，各制造商對該條款的適用范圍和驗證方法仍存爭議［10］，說明該問題還遠未得到解決。

1.3 新結冰條款對全球民機結冰安全設計的沖擊

在當前中國航空產業騰飛的背景下，飛機異常結冰研究對中國民用航空產業發展和國防戰略等方面有尤其重要的意義。大型客機結冰條件下的適航認證是必不可少的重要考核科目。雖然中國ARJ-21飛機已完成了結冰的適航取證，但C919的取證對于中國民用航空產業仍然是富有挑戰性的任務。而SLD結冰適航條款又將任務的難度進一步提高。相關的結冰安全保護設計和取證技術亟待發展。

如圖1所示，民用飛機SLD結/防冰設計研究有兩個外部條件和3個主要技術領域。適航條例為研究提供了條件和安全要求，而實際運營要求則對防冰設計進行限制。3個技術領域的發展現狀是形成飛機結/防冰安全方案的基礎，本文旨在基于這些技術發展情況探討當前民用飛機應對SLD結冰安全的技術需求和可行路線。

圖1 民用飛機SLD結/防冰研究范圍及外部輸入條件Fig.1 Scope of SLD icing and anti-icing researches of civil aircraft and input conditions from outside

本文首先介紹SLD導致異常結冰現象的機理，接著介紹SLD結冰模擬和試驗驗證技術現狀及冰形對流動特征的影響，最后介紹結冰保護設計研究的現狀，并討論可行的結冰條件運行策略。

2 SLD結冰機理與模型

2.1 SLD動力學過程機理與模型

國外最早針對大水滴動力學效應開展研究，如變形/破碎和飛濺引起的收集率變化。2003年Tan和Papadakis基于泰勒類比破碎（Taylor Analogy Breakup，TAB）模型和Mundo提出的飛濺模型建立了最初的SLD動力學模型［11］。后續SLD結冰機理研究主要圍繞這些動力學模型開展。

水滴變形/破碎模型用于更準確地計算大水滴的運動軌跡和碰撞收集率。Garcia-Magari?o等構建了基于水滴變形和流場特征時間的破碎臨界韋伯數經驗方程，對比了TAB模型、Clark模型、改進Clark模型、DDB（Droplet Deformation and Breakup）模 型 和DRD（Droplet Ratio Deformation）模型5種液滴變形/破碎模型；其中TAB模型將液滴變形和阻尼振蕩系統相類比構建控制方程；Clark模型基于液滴小變形假設忽略了與液體黏度相關的線性項和二次項，對液滴平衡位置附近的截面積表達式進行了線性化處理；改進Clark模型對黏性力的計算進行了優化處理；DDB模型則假設液滴為純拉伸流動作用下的扁球，并以能量分析推導了液滴變形方程；DRD模型則進一步考慮了扁橢球表面積的完整表達式，并假設壓力做功與液滴駐點處的動壓力及投影面積成正比［12］。計算結果表明TAB模型、改進Clark模型和DRD模型預測結果較好，誤差在4%左右；而Clark模型會過度預測水滴的形變，DDB模型會引起液滴的非物理震蕩［13］。Sor等以DRD模型研究了機翼上水滴收集率，發現當速度、翼型前緣半徑、液滴粒徑增大時液滴變形會對收集率造成更大的影響［14］。

飛濺模型則主要用于模擬大水滴撞擊壁面后引起的質量損失。Quero等以垂直風洞試驗定量研究了水滴撞擊水膜的飛濺損失，用于改進SLD撞擊飛濺模型［15］。Purvis和Smith的數值研究結果顯示碰撞可大幅改變撞擊處的溫度分布［16］，但未見其結論應用到計算模型中。法國Berthoumieu和Dejean研究了速度超過80 m/s的水滴高速撞擊過程，發現飛濺的水滴粒徑隨撞擊速度增加而急劇減小［17］。Trontin和Villedieu基于法國宇航研究院（ONERA）的數值研究和NASA的SLD試驗數據提出了一種改進的SLD碰撞模型，能有效區分處理撞擊法向動能和入射角帶來的不同影響［18］，從而適用于機翼表面不同位置上的SLD撞擊。這些研究均支撐了相關結冰計算軟件的能力提升，如LEWICE3.0、ONERA等。

中國學者則從不同角度研究了SLD結冰機理和模型。胡文月［19］和章儒宸［20］等從探測SLD的角度研究其溢流結冰行為。張辰等針對TAB模型單一韋伯數（We）判據的不足提出了一種雙因素水滴破碎模型［21］。王橋等研究了SLD的重力沉降與破碎動力學過程［22］。Zhang和Liu根據試驗研究提出SLD撞擊的非穩態傳熱耦合模型［23］。這些研究顯示SLD的結冰異常性并非僅體現在破碎和飛濺動力學方面。

2.2 結冰機理與模型

現有結冰理論尚未包含SLD動力學特性與結冰的關系。大多理論和數值研究延續了經典Messinger模型假設：水-冰界面平滑、溫度保持在0 ℃、冰為均勻物質且忽略水滴撞擊對結冰的影響。該模型描述了飛機準定常狀態結冰的質量-熱流關系，適用于條件基本穩定的結冰狀態。Myers等提出了基于飛機表面水膜傳熱的結冰模型，同時認為水滴撞擊會影響傳熱結冰過程［24］。飛機結冰表面未凍結水還會呈現水膜、溪流和水滴等多種流動形態［25］。Karev等分析認為層流狀態的過冷水膜無法穩定存在，而湍流狀態的水膜可以穩定［26］。這些都說明簡單的水膜模型不足以描述飛機水表面流動和傳熱特征。杜雁霞等的研究表明結冰條件（如水滴粒徑）可改變冰微結構分形維 數［27］。Kong和Liu基于 試 驗觀察提出 過 冷水壁面結冰為速率和形態轉變的多階段過程，結冰速率與溫度為非線性關系（如圖2［28］所示）。易賢等根據結冰表面相變模式提出了冰風洞試驗相似參數［29］。這些研究說明過冷水結冰過程對條件敏感，大水滴的撞擊對結冰過程有重要影響。

圖2 多階段結冰過程示意圖［28］Fig.2 Schematic diagram of multi-stage icing process［28］

2.3 SLD撞擊結冰過程

過冷水滴撞擊壁面運動與結冰過程耦合則會產生差異極大的凍結現象。Xu等發現更高的撞擊速度會增加水滴的凍結鋪展直徑，也會在一定程度上促進水滴的回縮［30］。Jin等在試驗中發現水滴的下落高度增加時最大鋪展直徑會增加，而冰的 高 度 則 會 大大降低［31-32］。Kang和Lee認為水滴撞擊后的動力學過程與水滴的垂直動量直接相關［33］。Jung等認為運動特征（撞擊速度、撞擊角度等）的微弱改變也會導致過冷水滴的結冰形態不同［34］。Yang等根據試驗提出過冷水滴撞擊冷表面的結冰過程存在瞬時結冰和非瞬時結冰兩種情況［35］。這些研究說明了撞擊對過冷水滴結冰的促進作用。Zhang和Liu通過垂直冰風洞試驗發現了SLD撞擊時的快速結冰現象（如圖3［23］所示），提出水滴碰撞時的非穩態傳熱導致結冰加快［23］。Wang［36］和Sun［37］等進一步觀察到過冷水滴碰撞的多種結冰形態及凍結時間與溫度的非線性關系：低過冷度下結冰時間長，高過冷度下結冰時間急劇縮短。該行為來自于水滴碰撞回縮和多階段結冰的耦合，使SLD結冰對溫度極其敏感，可在較小溫度范圍內從大溢流轉變為快凍結［38］。該機理說明常溫或接近0 ℃的水滴結冰和真實SLD結冰差異巨大。

3 SLD云霧結冰模擬技術

3.1 結冰數值模擬方法

SLD結冰和小粒徑水滴結冰數值模擬的差異主要在于大水滴動力學和結冰模型，如結冰數值模擬軟件LEWICE從2.0到3.0版的提升即為加入了SLD破碎和飛濺模型［39］。近期研究進展大多集中在SLD動力學模擬數值方法改進方面［40］。Trontin等針對SLD、冰晶和混合相結冰模擬開發了新的ONERA二維結冰工具IGLOO2D［41］。該 算 法 增 加 了 針 對SLD或 冰 晶結冰問題的復雜壁面/顆粒作用模型，同時將水層/冰層求解與積冰求解結合提高對溢流的模擬精度，適用于具有復雜幾何結構的發動機或探頭。Turner等提出了一種大水滴破碎的多階段數值模擬方法，首先采用常規的歐拉-歐拉多相模擬方法計算翼型周圍流場，從而計算液滴在接近物體時的流場特性，接著執行高保真的流體體積模擬檢查單個液滴的位置，可高精度地捕捉液滴所在的軌跡［42］。Bellosta等用正向不確定性傳播技術研究了FAR25部附錄C和附錄O條件結冰的不確定性量化，確定了各參數的敏感性［43］。這些研究表明國外研究仍在重點關注SLD條件下水滴軌跡與收集計算精度。

圖3 過冷水滴撞擊結冰過程（采樣頻率為84 μs、水滴直徑為1 340 μm、碰撞速度為46.1 m/s、溫度為?14.1 ℃）［23］Fig.3 Impact and freezing process of supercooled water droplet （sample rate being 84 μs， droplet diameter being 1 340 μm， impact velocity being 46.1 m/s， and temperature being ?14.1 ℃）［23］

中國自2010年起進行了大量SLD結冰數值模擬研究，具備了接近國外的水平。Ke和Wang X X［44］及Wang C等［45］借助已有SLD模型研究了SLD在翼型前緣飛濺損失和回落的規律。Wang Z Z通過水滴動力學模型研究了SLD環境中飛機的防冰熱載荷［46］。朱程香等研究了多尺度分布水滴環境的撞擊特性和冰形，表明云霧粒徑分布形式對冰形有一定影響［47］。符澄等模擬了冰風洞中SLD粒徑分布的產生［48］。除水滴動力學研究外，Kong等根據過冷水滴結冰機理研究提出了SLD碰撞增強熱擴散的理論模型［38］。這些研究從各角度研究了SLD結冰數值計算方法，也提出了一些有意義的結論。但中國在此方面的研究仍停留在學術研究層面，尚未形成成熟的商業化結冰模擬軟件，無法滿足民機結冰安全設計和取證的緊迫需求。

3.2 冰風洞試驗模擬方法

冰風洞試驗是飛機結冰模擬分析的主要手段之一。自Roselawn空難發生后歐美主要結冰研究機構就開始了SLD環境的冰風洞試驗模擬研究。美國NASA Glenn研究中心結冰風洞（IWT）安裝有標準型和Mod 1型兩種類型的噴嘴，采用降低Mod 1型噴嘴供氣壓力以減少水流破碎的方式產生大粒徑水滴［49］。其最大粒徑能夠達到凍毛毛雨（FZDZ）結冰環境要求。但由于噴霧過程中兩種類型的噴嘴只能使用同一氣壓工作［50］，還不能較好地滿足附錄O中的粒徑分布。加拿大國家研究委員會（National Research Council Canada，NRCC）結冰風洞（AIWT）采用兩套噴霧系統同時噴霧，基本可在試驗段模擬凍毛毛雨分布環境。但由于噴霧系統產生大水滴的能力有限且大水滴因重力下沉無法到達試驗段的問題，暫時還不能實現凍雨環境的模擬［51］。意大利航天研究中心（CIRA）結冰風洞在2002年建成并投入使用，可模擬高度達7 000 m，靜溫最低達?40 ℃；為發展凍毛毛雨模擬能力，CIRA與噴霧系統公司（Spray Systems Co.）聯合進行了噴霧耙系統優化，選用了不同類型噴嘴進行聯合噴霧，但粒徑分布與附錄O規定條件相差較大，且水含量較高［52］。

中國空氣動力研究與發展中心結冰風洞目前已具備結冰云霧的模擬能力［53］，MVD范圍為10~300 μm，液態水含量（Liquid Water Content，LWC）范圍為0.2~3.0 g/m3，可用于飛行器或防除冰系統驗證試驗。航空工業空氣動力研究院結冰風洞可模擬小（10~50 μm）和大（100~200 μm）兩種粒徑范圍的水滴環境，LWC范圍為0.1~3.0 g/m3，可 用 于 小 型 部 件 驗 證 試 驗［54］。雖然兩者已具備較大MVD云霧發生能力，但目前還不能滿足完整SLD結冰環境模擬需求。

另外結冰風洞目前仍一直用熱水進行噴霧，致使大粒徑水滴不能快速冷卻甚至不能達到過冷［49，55-56］。因冰風洞水平噴霧不可避免大水滴受重力影響產生沉降［57］和過冷困難的限制，現有國內外冰風洞技術均只能實現EASA CS-25部附錄O中凍毛毛雨環境（最大粒徑為500 μm）。因此現飛機結冰數值模擬、防除冰和傳感器等技術都只能在凍毛毛雨條件下獲得試驗驗證。

如2.2節所述，大水滴溫度偏高將導致結冰試驗模擬條件與實際飛行條件的偏差，這在粒徑更大的凍雨條件下將更為顯著。該問題的解決有賴于過冷水滴環境產生原理和方法的突破。

4 SLD結冰風險評估

4.1 SLD結冰規律和主要特征

Bragg等通過系統風洞試驗和計算研究總結了不同冰型特征影響翼型氣動的規律，將冰形根據流動影響特征歸納為粗糙冰、流向冰、角冰及脊冰［58］，其中脊冰對飛機氣動性能的影響最顯著（如圖4［58］所示）。SLD結冰冰形主要包括兩種：一種為角狀，通常可近似為后臺階流——當流動從冰型頂端發生分離后形成不穩定的剪切層，并誘導形成分離渦；另一種為防冰不足形成的脊狀冰型，通常形成于防冰表面后方，可破壞翼面速度型，引發較強的逆壓力梯度，造成升力的較大損失和失速攻角的大幅降低（如圖5［59］所示），其影響流場的關鍵特征是冰脊的高度和弦向位置［59］。Lee和Bragg發現當冰脊處于翼型特定位置時，僅0.013 9倍弦長的冰高就可導致最大升力系數下降80%以上［60］，其原因在于溢流冰脊恰好位于光滑翼型的主要升力產生區域［61-62］，風洞試驗也顯示冰脊會導致飛機副翼鉸鏈力矩偏移，從而引起嚴重飛行事故［63］。

4.2 脊狀冰致災特征

風洞試驗研究顯示溢流冰脊使翼型的流動分離大幅提前［64］。粒子圖像測速法（Particle Image Velocimetry，PIV）測量發現冰脊后方存在剪切層并向下游逐漸增厚，其中有明顯的渦［65］。Lee等以油流法研究了冰脊后的流動再附區域，發現其隨攻角增 加 而 擴 大［66］。Pan和Loth發 現在近失速攻角條件下帶冰脊的機翼升力系數會出現劇烈振蕩［67］。冰脊上的非定常分離流動可能是主要原因。

圖4 SLD冰型基本特征分類［58］Fig.4 Classification of basic SLD ice shape characteristics［58］

圖5 典型的SLD冰型流場形態特征［59］Fig.5 Typical SLD ice flow field morphology charac?teristics［59］

由于試驗測量精度的限制，近年研究者主要通過高精度CFD方法研究機翼帶冰后氣動損失機理。如Broeren［68］、Habashi［69］等 開展的一系 列結冰翼型流場研究。張恒等采用Hybrid RANS（Reynolds Averaged Navier-Stokes）/LES（Large Eddy Simulation）類算法解析GLC305角冰翼型分離區脫體渦形態［70-71］。Xiao等研究了結冰流場湍流尺度特征的分辨［72］。這些工作清楚地展示了帶冰機翼的流場剪切層失穩、振蕩等非定常流動特性，也說明冰形的威脅來自機翼上流動模式的改變。這些流動改變對飛機安全飛行包線范圍影響極大［73］。由此可見防除冰設計時需保持帶冰機翼的外形連續性，避免脊狀冰出現在機翼重要位置，此時考慮容冰能力的氣動和安全設計就顯得尤為重要［74］。

5 結冰安全設計與運營策略

根據EASA CS-25.1420條款的規定，飛機在面對SLD環境時有3種應對方式可供選擇：① 立即脫離；② 延遲脫離；③ 持續飛行。但實際上飛機能采取的安全保護設計受限于當前結冰環境探測和防除冰技術發展情況。

5.1 SLD探測技術

結冰探測器是飛機結冰保護系統的重要部分，其識別精度直接決定飛機結冰保護開啟前的結冰情況。現有飛機結冰探測器有多種類型，如表1［75-76］所示。飛機結冰探測器大多測量冰厚度和積聚速度，近年也有通過監視飛機性能而識別飛機結冰情況的技術提出［77］，其優點為即使某些機身傳感器出錯也能可靠測量。而在EASA CS-25.1420條款要求飛機首先需要具備識別SLD環境的能力才能從該環境中脫離，而現役客機中只有波音787能識別結冰環境條件。現有研究已提出多種SLD的識別技術，其原理包括檢測水滴撞擊位置、溢流距離或雷達/激光散射特征等。國外主要結冰研究機構對SLD環境探測技術開展了大量結冰風洞試驗研究［78］。SLD環境識別的重點包括平均水含量、水滴粒徑分布（Particle Size Distribution，PSD）及MVD。在SLD環 境中LWC的測試方面，NRCC AIWT通過圓柱測量，CIRA冰風洞則以冰刀測量，但其共同問題是SLD飛濺導致目前主流探測設備測量值偏低［51，79］。在粒徑測量方面，因SLD環境中液滴粒徑跨度達到2個數量級（20~2 000 μm），且大粒徑液滴數量密度比小粒徑液滴小5~6個數量級，SLD環境的水滴粒徑測試往往需多個探測器結合測量。NASA冰風洞采用SEA（Science Engineering Associates）Multi-Wire技術多探 頭同 時 測 量 水 滴 直 徑［80-81］。NRCC AIWT通 過Malvern Analytical Spraytec Laser測 量PSD并進一步計算得到MVD［49］。CIRA IWT以相位多普勒技術的ADA（Airborne Droplet Analyzer）測量PSD［77］。云霧均勻度目前仍主要以格柵進行測試，但目前不同設備在測量過程中測試環境及設備自身差異使結果仍存在偏差，主要因為沒有標準的云霧PSD作為參考，無法驗證其測量有效性，同時需完整理論分析降低個體差異性的誤差。

中國多個研究者都利用SLD的溢流結冰特性開發了SLD探測技術［82-84］。徐弘煒等通過大/小水滴撞擊區域的差異設計了SLD探測系統［85］。肖春華和喬寶英利用不同尺度圓柱的水滴擾流特性設計了SLD探測方式［86］。但限于SLD溢流結冰機理的認知不足，相關探測技術仍不成熟［76］。SLD環境識別的精度和時間直接影響飛機的結冰安全策略設計［87］，進而決定防除冰系統設計需求。受限于當前SLD環境識別技術的發展，民機很可能需要具備SLD條件下長時間安全飛行的能力。

5.2 SLD防除冰

5.2.1 SLD與常規結冰環境的防冰需求差異

由于水滴慣性大，SLD中的大水滴飛行軌跡受飛機繞流流場的影響較小。盡管破碎和飛濺作用會減少一部分水收集，但SLD在飛機表面上的收集率和碰撞范圍均明顯大于傳統結冰環境——FAR/CCAR25部附錄C環境。據計算飛機在SLD環境的熱防冰功率需求可達小水滴環境中的4~5倍［46］，而大型飛機常用的發動機引氣防除冰技術已有很大能量消耗。據統計，從發動機內涵道引1%~2%的空氣流量可導致8%以上的推力損失［88］，故新一代大型飛機均采用全電熱防除冰以提高其能量效率。但目前熱防冰系統的效率在短時間內難以獲得大幅提高，在滿足SLD防冰范圍需求的前提下，飛機需精確控制防除冰的功率輸出以獲得較高的能量效率。

5.2.2 防冰安全技術新進展

早在20年前“超斥水表面”防冰的概念就已提出，被認為具有理想的防冰效果［89-91］。研究認為超疏水表面能減少水滴與壁面的接觸時間和面積，降低成核率從而延遲結冰。但其防冰效果極易受環境影響而失去作用。試驗也顯示斥水表面在過冷水滴碰撞時只能在較低過冷度下保持不結冰，隨溫度下降其結冰概率急劇增加［92］。

超疏水表面與熱防除冰技術的結合能進一步提升飛機的防冰效能。與疏水涂層相比，超疏水涂層與熱防除冰技術的結合不僅能進一步降低去除霜狀冰和釉狀冰所需的功耗（超疏水涂層能分別將兩者降低13%和33%，而疏水涂層只能分別降低8%和13%）；研究進一步探索了表面潤濕性對電熱防冰系統能耗的影響［93-95］，疏水涂層、電熱防除冰技術與壓電致動器復合的防冰體系［96-99］，但相關研究始終局限在實驗室和小尺寸模型方面，未見進一步的應用研究。

結合準確的環境探測和高效主動防冰技術將可有效保障飛機遭遇SLD等嚴重結冰環境時的安全性，但在當前材料技術水平下斥水表面材料因其強度和耐久性不足難以在飛機表面使用，這是未來需要重點突破的技術問題。

5.3 SLD條件下的航線運行

根據3.1節和5.2節的介紹，按過去的飛機防冰設計思路實現SLD結冰條件下的安全運行將付出很大性能代價。現有民航飛機市場競爭激烈，對于運營效率和經濟性的要求很高［100］，這將對SLD結冰條件下的飛機安全運行策略產生一定影響。

國內外針對民機運營的經濟性、適應性等方面開展了大量研究［101-104］，但相關研究通常將結冰氣象條件運行作為特殊條件討論，很少研究其經濟性和運行效率。

在能有效識別結冰條件時飛機應對結冰氣象的手段包括：開啟結冰保護系統、備降和航班延遲起飛/取消。在此可根據A319飛機的數據進行不同安全手段的經濟損失分析。據統計中國航線飛行遭遇結冰的概率約50%，但目前大多數飛機結冰后均無法退出結冰保護，防冰帶來的燃油增加將持續至飛機落地。根據5.2.1節的介紹，可保守假設SLD條件下防冰功率增加100%，則平均燃油消耗將增加5%，按6 000元/t價格計算每小時增加燃油成本14 400元，而客機遭遇不良天氣備降導致的損失約為18 000元［105］，航班延誤的直接損失約為10 000元，但該飛機單次航班利潤不到6 000元。由此可見民機在進行SLD條件下結冰保護設計和取證時需充分考慮飛機性能的損失，及時感知飛機結冰狀態并精準控制防除冰系統功耗是解決這一問題的有效辦法。

6 討 論

民機SLD結/防冰設計和取證技術仍存在許多不成熟點，具體如下：

1） 大粒徑過冷水滴快速凍結或溢流結冰的異常結冰機理仍未得到清楚認知，制約了結冰模擬評估和結冰環境探測設計技術發展。

2） 現有SLD結冰數值模擬和試驗技術僅能支持凍毛毛雨環境下的安全設計和取證工作。凍雨條件下的結冰尚無法有效模擬，環境識別和防冰系統也缺乏支持。

3） SLD環境識別技術的不足直接影響飛機的結冰安全策略設計，對飛機SLD防除冰和安全保護能力提出高要求。

4） 相比傳統小粒徑水滴環境，SLD環境中飛機的防除冰區域和功率需求大幅增加，而防除冰不完全造成的脊狀冰嚴重影響飛行性能，反而比無防冰狀態更危險。

5） 在現有民機熱防冰系統技術狀態下過大的防除冰系統功率將使飛機油耗大幅增加，必須通過精準的結冰保護系統設計保證防冰功耗、性能和安全性的平衡。

目前飛機SLD結/防冰設計的各個環節都存在不成熟技術，因此防冰和安全設計的技術風險大、成本高，而飛機實際運營效率、經濟性的限制使單純提升防除冰能力的綜合收益低。飛機應重點提升冰環境感知、結冰感知、防除冰精確性和容冰能力，以在保證結冰安全的同時仍具有較好的航線運行性能。為此仍需進一步研究SLD特別是凍雨環境的模擬方法及溢流結冰機理等基礎問題。

7 結論與展望

針對民機SLD結冰安全與適航問題介紹了SLD結冰機理、模擬技術、結冰風險評估和防冰安全設計等方面的研究進展，并對考慮SLD結冰條件的運營成本進行了探討，得到的主要結論如下：

1）在SLD結冰條件下飛機應重點發展“精準結冰保護”能力，包括針對不同結冰狀態的結冰保護設計和防除冰功耗控制能力，從而避免防冰系統功率增加。

2）為實現以上設計，迫切需要在結冰環境準確識別和全機結冰狀態感知技術上取得突破，這要求對SLD結冰及冰表面脫落機理有更深入的認知。

3）SLD結冰安全設計技術的基礎在于SLD特別是凍雨環境的數值與試驗模擬技術突破。這有賴于SLD環境產生方法和溢流結冰機理等基礎問題研究的進步。