直升机旋翼防/除冰系统适航审定方法研究

刘伟光，孙 涛

(中国直升机设计研究所，江西景德镇 333001)

0 引言

直升机防/除冰系统的主要作用是对其主要动部件-旋翼系统进行防护，保证旋翼桨叶(包括尾桨叶)不会因积冰导致性能下降甚至功能丧失。目前直升机旋翼系统主要采用电加热防/除冰系统，即在主/尾桨叶前缘布置电加热元件，将机载供电设备提供的电能转化为热能，实现桨叶表面的防/除冰。

美国最早于20世纪50年代开始对直升机旋翼防/除冰系统进行研究和开发［1］，当时主要是针对军用直升机。60年代以后，随着直升机越来越广泛地应用于民用领域，开始有商用客户要求在其采购的直升机上配置全套防/除冰系统，从而可以进入已知的结冰环境作业。相应地，民用旋翼航空器防/除冰系统适航审查开始得到重视和发展。1984年3月，美国联邦航空局(FAA)和适航当局首次对进入已知结冰条件飞行的旋翼航空器进行合格审定［2］。

国内民用直升机旋翼防/除冰技术研究尚处于起步阶段，旋翼防/除冰系统在国产直升机上更无应用和适航审查的先例。本文结合适航条款相关规定以及国外民用直升机近40年的系统开发和鉴定经验，对旋翼防/除冰系统适航鉴定的方法和程序进行研究和分析，提出一些笔者的建议，为未来国产直升机防/除冰系统的适航合格审定打开一扇探索之门。

1 防/除冰系统适航审定要求

目前国际上针对直升机的适航标准主要有美国的FAR-29和欧洲的CS-29(运输类旋翼航空器适航规定)，中国则以CCAR-29R1(运输类旋翼航空器适航规定)作为适航审定基础，另外可以依据美国联邦航空局咨询通报AC29-2C。

防/除冰系统适航审定的目的，是为了验证旋翼航空器在整个经批准的包线内、在其服役期间遇到的结冰条件(即第29部附录C中的包线或本文提出的有限高度结冰包线)下都能安全运行。

国内外适航规定对于旋翼航空器防/除冰适航审定的条款是一致的，即在第1419条规定:

1)为获得进入结冰条件下飞行的合格审定，必须表明满足本条的要求。

2)必须演示旋翼航空器在其高度包线内，在规章附件C所确定的连续最大和间断最大结冰条件下能安全运行。必须根据旋翼航空器的运行要求进行分析，以确认防/除冰系统足以满足旋翼航空器不同部件的要求。

3)除了本条(2)所规定的分析和实际评价外，还必须通过旋翼航空器或其部件测定的自然大气结冰条件下的飞行试验，以及为确定防/除冰系统足够效能所必需的下述一种或多种试验，来表明防/除冰系统和它的部件的有效性:

①部件或部件模型的实验室干燥空气试验，或试验室模拟结冰试验，或两者结合;

②整个防/除冰系统或系统单个部件在干燥空气中的飞行试验;

③旋翼航空器或其部件在测定的模拟结冰条件下的飞行试验［3-5］。

在FAR-29(以及参考其衍生的CS-29和CCAR-29R1)的附录C中定义了旋翼航空器的结冰包线(连续最大和间断最大结冰条件)。

以上包线是参考FAR-29固定翼航空器结冰包线制定的，其包线扩展到气压高度22000ft(6700m)。1985年在FAA技术中心完成的一项分析断定，航空器在低于10000ft的结冰环境下，其在液态水含量(LWC)和大气环境温度(OAT)方面不像FAR-29部附录C的包线所描述的那么严重。因此，FAA在咨询通报AC29-2C中提出有限高度包线(图5至图8)，可供那些选择10000ft气压高度限制进行合格审定的申请人使用［2］。

图1 液态水含量-平均水滴直径关系(连续最大结冰条件)

图2 环境温度-气压高度关系(连续最大结冰条件)

图3 液态水含量-平均水滴直径关系(间断最大结冰条件)

图4 环境温度-气压高度关系(间断最大结冰条件)

图6 间断最大结冰条件环境温度-气压高度关系(10000ft限制)

图7 连续最大结冰条件液态水含量-平均水滴直径关系(10000ft限制)

图8 间断最大结冰条件液态水含量-平均水滴直径关系(10000ft限制)

2 防/除冰系统适航审定程序

1)制定合格审定计划

申请人应在直升机旋翼防/除冰系统设计和研制工作开始时向适航当局提交一份合格审定计划。该合格审定计划应说明为指导合格审定打算做的所有工作，并应包括下列基本资料:直升机和系统说明;防/除冰系统说明;合格审定检查单;为演示符合性所计划的分析或试验说明;设计、分析、试验及报告等工作的预定进度;试验方法(人工和自然结冰条件);控制变量的方法;数据采集仪器;数据处理程序等。

2)合格审定一般程序

典型的直升机结冰条件飞行合格审定程序见图9和图10。

图9 直升机结冰条件飞行合格审定程序

图10 直升机结冰条件飞行合格审定程序(续)

3 国外直升机防/除冰系统适航审定经验

国外直升机旋翼防/除冰系统已开发了数十年，应用已较为成熟和广泛，通过大量的研究和试验，积累了丰富的数据和经验。进入21世纪后陆续有多个型号已经完成或正在进行防/除冰系统适航审定工作。

目前已取得结冰环境飞行民用适航证的直升机有美国西科斯基的S-92A，欧洲直升机公司(以下简称欧直)的“超美洲豹”(有限结冰条件)、EC225/725，以及阿古斯塔公司的AW139等。美国西科斯基的S-76D采用与S-92A相同技术的防/除冰系统，目前正在进行自然结冰环境的飞行试验。

以下就西科斯基S-92A和欧洲直升机公司EC225旋翼防/除冰系统的适航审定情况，特别是对其具有特点的验证方法作简要介绍。

1)西科斯基公司S-92A

S-92A是美国西科斯基开发的12吨级民用直升机，2005年10月14日取得了美国联邦航空局(FAA)颁发的允许在结冰条件中飞行的型号合格证(Type Certificate)，这也是FAA第一次颁发该类型号合格证。加拿大适航当局和欧洲航空安全局(EASA)分别于2005年10月25日和2006年4月12 日予以了承认［6］。

S-92A的电加热旋翼防/除冰系统按照FAR-29附录C中给出的连续最大和间断最大结冰包线(图1至图4)设计，但是由于在自然环境中寻找该包线中的重度结冰条件十分困难，因此西科斯基公司决定按照AC29-2C中的10000ft结冰包线(图5至图8)进行合格审定申请。

为证明防/除冰系统的适航性，西科斯基公司进行了以下试验:

1)部件实验室试验;

2)模拟冰形试验(针对桨叶未防护区域，以及平尾和垂尾表面);

3)人工结冰试验(麦金利气候实验室和机载喷雾系统(HISS)飞行喷洒试验);

4)干空气条件防/除冰系统飞行试验;

5)自然结冰条件飞行试验。

西科斯基公司在麦金利气候实验室建立了一套地面喷雾系统，利用其产生的水雾环境和实验室低温环境人工模拟结冰气象条件:温度范围从-3℃至-24℃，液态水含量最高可至0.6g/m3，试验平均水滴直径取20μm。通过西科斯基公司在麦金利实验室的试验来评估S-92A直升机防/除冰系统的工作包线，并为下一步机载喷雾系统(HISS)飞行喷洒试验积累数据。该项试验没有包括防/除冰系统的工作性能评估［7］。

图11 S-92A防/除冰系统合格审定程序

图12 S-92A在麦金利气候实验室进行试验

图13 S-92A利用HISS进行人工结冰飞行试验

2)欧直EC225

欧直的EC225防/除冰系统以JAR-29(后改为CS-29)附录C规定的全结冰包线为设计准则。2005年8月24日，EC225取得了EASA颁发的无限制结冰条件适航证。

EC225没有进行喷洒机的人工结冰试验，而是直接进行了三次自然结冰条件的飞行试验验证，分别在法国的奥尔良、挪威的卑尔根和德国的曼兴。选择不同地域的目的是尽可能利用不同区域的气候条件，在设计结冰包线内选择尽可能多的试验状态，即尽可能多的液态水含量(LWC)、平均水粒子直径(MVD)和大气环境温度(OAT)的组合状态。通过飞行试验，对EC225在结冰条件的飞行性能、飞行品质、振动水平和载荷，以及防/除冰系统的功能和功效进行评定。

图14 EC225结冰飞行试验参数点

为评定桨叶防/除冰加热元件工作状态下的疲劳寿命以及桨叶材料的温度限制，欧直进行了桨叶的热载疲劳试验。试验除了通过桨叶表面的应变监测结构损伤外，还通过定期的红外摄像对加热元件进行损伤探测。试验使用到的结冰条件飞行谱中，连续最大结冰条件占87%，间断最大结冰条件占13%［8］。

考虑到主桨叶或机体其它结构上脱落的碎冰可能撞击尾桨叶，对飞行安全造成影响，因此必须进行冰层脱落轨迹分析和结构损伤容限评估(试验)。最终的撞击影响评估必须通过疲劳试验验证。

图15 EC225结冰飞行试验参数点(续)

图16 桨叶碎冰撞击影响评估

4 国内合格审定方法探讨和建议

国内尚没有直升机型号申请结冰条件的适航合格证，但是随着通用航空的蓬勃发展，直升机在救灾救援、石油开发和其他民用领域得到越来越广泛的应用。为满足全天候飞行能力的要求，国产直升机装备旋翼防/除冰系统并申请型号合格证已是大势所趋。

直升机防/除冰系统合格审定验证过程中，部分试验必须在低温、结冰的特殊条件或气象环境中进行，因此该类试验所需的环境条件、设备条件要求较常规直升机试验更为复杂和严酷，对试验程序和方法的要求更高。

一般而言，各类实验室或人工模拟结冰试验都无法逼真模拟直升机在自然环境中的工作状态，或模拟自然条件下结冰包线内所有的液态水含量、水滴大小和流场等参数。即使是美国研制的机载喷雾系统(HISS)也无法产生覆盖包线内所有大小的水滴(无法使水滴更大一些)，同时，其喷洒造云的规模还达不到足够的横截面来覆盖整架直升机。

我们通过冰风洞试验虽然可以较为逼真地模拟结冰包线内的大部分条件，从而进行全尺寸桨叶部件的结冰、防/除冰试验，或者直升机缩比模型的结冰试验(模型旋翼可旋转)，但是无法在冰风洞内模拟桨叶的离心力载荷和振动等实际工装状态。

但是自然结冰条件下的飞行试验也存在其自身的局限性:由于自然条件是不可控的，受时间和成本的约束，找到能覆盖整个结冰包线的气象环境并完成试验是不现实的。因此，目前直升机防/除冰系统合格审定验证必须是包含计算分析、实验室部件试验、冰风洞试验、人工模拟结冰试验和自然环境飞行试验等在内的各种验证方法来共同实现。

由于国内试验验证条件、技术基础和实践经验有限，为降低验证过程中的技术风险，应尽量利用实验室和地面试验条件，开展相关试验技术研究和数据积累。如利用冰风洞的逼真模拟环境条件，积累各种结冰条件对桨叶的性能、载荷和振动水平的影响数据;机载水雾喷洒系统技术难度和研制成本较高，国内可以建设类似加拿大渥太华的地面大型喷雾系统进行结冰环境的模拟，通过该设施可以在自然结冰条件飞行试验前系统地验证旋翼防/除冰系统的功效。

图17 地面结冰模拟喷雾系统

5 结论

直升机防/除冰系统的适航合格审定，特别是针对旋翼防/除冰系统的鉴定，在国内尚处于空白。本文通过对旋翼航空器合格审定中防/除冰条款的要求进行了简要介绍，结合国外型号的合格审定经验，提出了适合国内目前条件的验证方法建议，建议应尽快建设和完善直升机防/除冰验证试验条件，并建立气象环境和基础试验数据库，从而降低合格审定的风险和成本。

［1］Flemming R J.The past twenty years of icing research and development at Sikorsky Aircraft［R］.AIAA-2002-0238.

［2］美国联邦航空局咨询通报，AC29-2C［S］.329-334.

［3］Special Federal Aviation Regulation No.29 ，FAR-29［S］.Federal Aviation Administration ，197-198.

［4］Certification Specifications for Large Rotorcraft，CS-29［S］.European Aviation Safety Agency，1-F-13.

［5］中国民用航空规章第29部，CCAR-29-R1［S］.1988:89-90.

［6］Flemming R J，Alldridge P J.Sikorsky S-92A and S-76D Rotor Ice Protection System［C］.2007 SAE Aircraft and Engine Icing International Conference，2007.

［7］Flemming R J，Alldridge P，Doeppner R.Artificial icing tests of the S-92A helicopter in the McKinley Climatic Laboratory［C］.42nd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit.

［8］Leschi R.Certification/Qualification of an aircraft for flight in known icing conditions［C］.2007 SAE Aircraft and Engine Icing International Conference，2007.