全静压探头冰风洞试验要求分析

袁文铎

摘 要：防冰性能要求是全静压探头的一项性能指标，TSO标准、适航规章对此均有要求。本文分析和总结了全静压探头冰风洞试验要求。

关键词：全静压探头 冰风洞

中图分类号：V241.6 文献标识码：A 文章编号：1672-3791（2014）08（b）-0104-02

大气数据系统是现代飞机的重要机载设备，其性能直接关系到飞行操纵和安全等整机性能。全静压探头（俗称空速管）是大气数据系统重要的传感器，通过感知和测量大气总压和静压，结合总温信号，经过计算机补偿和计算得到高度、指示空速、真空速、马赫数等关键飞行参数，并将参数发送给相关系统。这些参数直接关系到飞机操纵、飞机性能、环控系统、航电系统正常工作。

飞机的高度、空速、温度信号是飞行最重要的参数，也决定了全静压探头设备等级为A级。衡量其是否合格有多项指标，包括数据精度、泄漏、防冰、环境试验等。本文主要针对适航条款中的防冰要求，总结和分析全静压探头冰风洞试验要求。

1 试验要求

全静压探头安装于机身外表面，因此当飞机在结冰条件下飞行时，传感器结冰的可能性很大。一旦结冰，会降低压力测量精度，进而影响飞行安全。

全静压探头是TSOA设备，TSO-C16a规定探头需要通过冰风洞加热防冰测试。全静压探头冰风洞试验通常包含以下几项。

（1）结冰试验。构造模拟气象条件进行一段时间的喷雾结冰，观察结冰外形和结冰类型。

（2）除冰试验。模拟条件下，当传感器上结冰厚度达到规定数值时，开启加热进行除冰，通过记录除冰时间和加热电流验证其符合性。

（3）防冰试验。试验初始即开启加热，构造模拟结冰气象条件并进行喷雾，观察传感器结冰情况。

2 标准分析

2.1 CCAR 25适航要求[1]

CCAR-25-R4《运输类飞机适航标准》于2011年发布，定义了运输类飞机的适航标准。25.1325（b）规定：当飞机遇到本部附录C所规定的连续或间断最大结冰状态时，静压系统内的空气压力和真实的外界大气静压之间的相互关系不变。附录C规定了自然结冰试飞中要求的结冰气象条件，如图1所示。

连续最大结冰条件：在一定时间内，飞机处于一个低等和中等程度的液态水含量的层云中。该条件表征层云中的结冰现象，适用于机翼、尾翼。

间断最大结冰条件：在短时间内，飞机处于一个高含水量的环境中。该条件表征积云中的结冰现象，适用于发动机进气道和导向叶片等部件。

2.2 TSO-C16规范[2]

TSO-C16是FAA于1948年发布的空速管标准，规定了设备最低性能要求和环境试验要求，性能参考AS 393。冰风洞试验要求如下：

试验条件：温度-10 ℃和-20 ℃；空速200 kts。

试验要求：探头头部结冰1/4 min，额定电源通电加热，除冰时间小于2 min，除冰后不再出现结冰现象。

2.3 TSO-C16a规范[3]

试验要求：探头头部结冰0.50 min时，以低于额定电压10%的电压加热，除冰时间应小于90 s，开始加热到压力指示正确不超过1 min，除冰后需持续测试20 min，监控没有结冰现象。

2.4 GJB 836-90规范[5]

GJB 836-90规范规定了补偿式直杆型和L型全静压受感器的设计、生产和试验的通用要求。

（1）L型冰风洞试验要求如下：

试验条件：空速180±13 m/s；温度-35±5 ℃；LWC：1.25±0.25 g/m^3；迎角：0°～20°。

试验要求：受感器结冰直到总压口被堵住或者在受感器端部形成13mm长的冰帽。额定电源通电加热，获得正确压力读数的总时间不得超过1.5 min，除去冰帽后继续试验，无结冰现象。

（2）直杆型冰风洞试验要求如下：

试验条件：空速205±13 m/s；温度-35±5 ℃；LWC：1.25±0.25 g/m^3。

试验要求：（1）迎角为0°，受感器结冰直到总压口被堵住或者在受感器端部形成13 mm长的冰帽。额定电源通电加热，获得正确压力读数的总时间不得超过60 s，并且除去所有聚积的冰的时间不应超过1.5 min。受感器在额定电压下连续工作1h以后，将迎角增加到4°，继续工作20 min。无结冰现象。（2）迎角为15°，受感器结冰直到总压口被堵住或者在受感器端部形成13 mm长的冰帽。额定电源通电加热，获得正确压力读数的总时间不得超过60 s，并且除去所有聚积的冰的时间不应超过1.5 min。受感器在额定电压下连续工作1 h以后，无结冰现象。

3 标准分析

民用飞机大气数据系统全静压探头需要满足对应TSO标准，并需通过自然结冰试飞，验证其对CCAR25的适航符合性。

FAA于2006年10月6日颁布全静压探头新版TSO标准即TSO-C16a。后续设计和生产的探头都需要满足新的标准要求。对已获取原标准TSO-C16的探头，还可继续按照原标准要求进行生产制造。

由上节可知，对于全静压探头的防冰功能，TSO-C16a与CCAR-25-R4部中的飞行速度、结冰云雾条件、加热电压、攻角等参数均可通用，区别主要在于遭遇结冰云的时间和防冰系统开启的时间点：TSO-C16a标准中探头在结冰环境的时间至少需要20 min，而25部附录C中不超过40 s（间断最大结冰云层长度为2.6 nm，按照250 knots的飞行速度，飞机穿云时间仅为37.44 s）；TSO中探头需结冰厚度超过0.5 min才开启，而飞机实际使用过程中，空速管加热功能是全程工作的，不存在延迟打开的现象。由此可知，TSO-C16a中的冰风洞试验条件比CCAR25部要求严酷许多，取得TSO标准的全静压探头可以满足CCAR25部自然结冰适航要求，但是需要通过试飞进行验证。

4 结论

本文总结了全静压探头防冰加热性能各标准对冰风洞试验的要求。并对民机探头TSO-C16a标准和CCAR25结冰要求进行了对比分析。

参考文献

[1] CCAR-25运输类飞机适航标准[S]. CAAC，2011.

[2] TSO-C16 Airspeed Tubes （Electrically Heated）[S].FAA，1948.

[3] TSO-C16a Electrically Heated Pitot Static Probe[S].FAA，2006.

[4] BS 2G 135 Electrically-Heated pitot and pitot static pressure heads[S].BSI，1967.

[5] GJB836-90补偿式全静压受感器通用规范[S].国防科工委，1990.endprint

摘 要：防冰性能要求是全静压探头的一项性能指标，TSO标准、适航规章对此均有要求。本文分析和总结了全静压探头冰风洞试验要求。

关键词：全静压探头 冰风洞

中图分类号：V241.6 文献标识码：A 文章编号：1672-3791（2014）08（b）-0104-02

大气数据系统是现代飞机的重要机载设备，其性能直接关系到飞行操纵和安全等整机性能。全静压探头（俗称空速管）是大气数据系统重要的传感器，通过感知和测量大气总压和静压，结合总温信号，经过计算机补偿和计算得到高度、指示空速、真空速、马赫数等关键飞行参数，并将参数发送给相关系统。这些参数直接关系到飞机操纵、飞机性能、环控系统、航电系统正常工作。

飞机的高度、空速、温度信号是飞行最重要的参数，也决定了全静压探头设备等级为A级。衡量其是否合格有多项指标，包括数据精度、泄漏、防冰、环境试验等。本文主要针对适航条款中的防冰要求，总结和分析全静压探头冰风洞试验要求。

1 试验要求

全静压探头安装于机身外表面，因此当飞机在结冰条件下飞行时，传感器结冰的可能性很大。一旦结冰，会降低压力测量精度，进而影响飞行安全。

全静压探头是TSOA设备，TSO-C16a规定探头需要通过冰风洞加热防冰测试。全静压探头冰风洞试验通常包含以下几项。

（1）结冰试验。构造模拟气象条件进行一段时间的喷雾结冰，观察结冰外形和结冰类型。

（2）除冰试验。模拟条件下，当传感器上结冰厚度达到规定数值时，开启加热进行除冰，通过记录除冰时间和加热电流验证其符合性。

（3）防冰试验。试验初始即开启加热，构造模拟结冰气象条件并进行喷雾，观察传感器结冰情况。

2 标准分析

2.1 CCAR 25适航要求[1]

CCAR-25-R4《运输类飞机适航标准》于2011年发布，定义了运输类飞机的适航标准。25.1325（b）规定：当飞机遇到本部附录C所规定的连续或间断最大结冰状态时，静压系统内的空气压力和真实的外界大气静压之间的相互关系不变。附录C规定了自然结冰试飞中要求的结冰气象条件，如图1所示。

连续最大结冰条件：在一定时间内，飞机处于一个低等和中等程度的液态水含量的层云中。该条件表征层云中的结冰现象，适用于机翼、尾翼。

间断最大结冰条件：在短时间内，飞机处于一个高含水量的环境中。该条件表征积云中的结冰现象，适用于发动机进气道和导向叶片等部件。

2.2 TSO-C16规范[2]

TSO-C16是FAA于1948年发布的空速管标准，规定了设备最低性能要求和环境试验要求，性能参考AS 393。冰风洞试验要求如下：

试验条件：温度-10 ℃和-20 ℃；空速200 kts。

试验要求：探头头部结冰1/4 min，额定电源通电加热，除冰时间小于2 min，除冰后不再出现结冰现象。

2.3 TSO-C16a规范[3]

试验要求：探头头部结冰0.50 min时，以低于额定电压10%的电压加热，除冰时间应小于90 s，开始加热到压力指示正确不超过1 min，除冰后需持续测试20 min，监控没有结冰现象。

2.4 GJB 836-90规范[5]

GJB 836-90规范规定了补偿式直杆型和L型全静压受感器的设计、生产和试验的通用要求。

（1）L型冰风洞试验要求如下：

试验条件：空速180±13 m/s；温度-35±5 ℃；LWC：1.25±0.25 g/m^3；迎角：0°～20°。

试验要求：受感器结冰直到总压口被堵住或者在受感器端部形成13mm长的冰帽。额定电源通电加热，获得正确压力读数的总时间不得超过1.5 min，除去冰帽后继续试验，无结冰现象。

（2）直杆型冰风洞试验要求如下：

试验条件：空速205±13 m/s；温度-35±5 ℃；LWC：1.25±0.25 g/m^3。

试验要求：（1）迎角为0°，受感器结冰直到总压口被堵住或者在受感器端部形成13 mm长的冰帽。额定电源通电加热，获得正确压力读数的总时间不得超过60 s，并且除去所有聚积的冰的时间不应超过1.5 min。受感器在额定电压下连续工作1h以后，将迎角增加到4°，继续工作20 min。无结冰现象。（2）迎角为15°，受感器结冰直到总压口被堵住或者在受感器端部形成13 mm长的冰帽。额定电源通电加热，获得正确压力读数的总时间不得超过60 s，并且除去所有聚积的冰的时间不应超过1.5 min。受感器在额定电压下连续工作1 h以后，无结冰现象。

3 标准分析

民用飞机大气数据系统全静压探头需要满足对应TSO标准，并需通过自然结冰试飞，验证其对CCAR25的适航符合性。

FAA于2006年10月6日颁布全静压探头新版TSO标准即TSO-C16a。后续设计和生产的探头都需要满足新的标准要求。对已获取原标准TSO-C16的探头，还可继续按照原标准要求进行生产制造。

由上节可知，对于全静压探头的防冰功能，TSO-C16a与CCAR-25-R4部中的飞行速度、结冰云雾条件、加热电压、攻角等参数均可通用，区别主要在于遭遇结冰云的时间和防冰系统开启的时间点：TSO-C16a标准中探头在结冰环境的时间至少需要20 min，而25部附录C中不超过40 s（间断最大结冰云层长度为2.6 nm，按照250 knots的飞行速度，飞机穿云时间仅为37.44 s）；TSO中探头需结冰厚度超过0.5 min才开启，而飞机实际使用过程中，空速管加热功能是全程工作的，不存在延迟打开的现象。由此可知，TSO-C16a中的冰风洞试验条件比CCAR25部要求严酷许多，取得TSO标准的全静压探头可以满足CCAR25部自然结冰适航要求，但是需要通过试飞进行验证。

4 结论

本文总结了全静压探头防冰加热性能各标准对冰风洞试验的要求。并对民机探头TSO-C16a标准和CCAR25结冰要求进行了对比分析。

参考文献

[1] CCAR-25运输类飞机适航标准[S]. CAAC，2011.

[2] TSO-C16 Airspeed Tubes （Electrically Heated）[S].FAA，1948.

[3] TSO-C16a Electrically Heated Pitot Static Probe[S].FAA，2006.

[4] BS 2G 135 Electrically-Heated pitot and pitot static pressure heads[S].BSI，1967.

[5] GJB836-90补偿式全静压受感器通用规范[S].国防科工委，1990.endprint

摘 要：防冰性能要求是全静压探头的一项性能指标，TSO标准、适航规章对此均有要求。本文分析和总结了全静压探头冰风洞试验要求。

关键词：全静压探头 冰风洞

中图分类号：V241.6 文献标识码：A 文章编号：1672-3791（2014）08（b）-0104-02

大气数据系统是现代飞机的重要机载设备，其性能直接关系到飞行操纵和安全等整机性能。全静压探头（俗称空速管）是大气数据系统重要的传感器，通过感知和测量大气总压和静压，结合总温信号，经过计算机补偿和计算得到高度、指示空速、真空速、马赫数等关键飞行参数，并将参数发送给相关系统。这些参数直接关系到飞机操纵、飞机性能、环控系统、航电系统正常工作。

飞机的高度、空速、温度信号是飞行最重要的参数，也决定了全静压探头设备等级为A级。衡量其是否合格有多项指标，包括数据精度、泄漏、防冰、环境试验等。本文主要针对适航条款中的防冰要求，总结和分析全静压探头冰风洞试验要求。

1 试验要求

全静压探头安装于机身外表面，因此当飞机在结冰条件下飞行时，传感器结冰的可能性很大。一旦结冰，会降低压力测量精度，进而影响飞行安全。

全静压探头是TSOA设备，TSO-C16a规定探头需要通过冰风洞加热防冰测试。全静压探头冰风洞试验通常包含以下几项。

（1）结冰试验。构造模拟气象条件进行一段时间的喷雾结冰，观察结冰外形和结冰类型。

（2）除冰试验。模拟条件下，当传感器上结冰厚度达到规定数值时，开启加热进行除冰，通过记录除冰时间和加热电流验证其符合性。

（3）防冰试验。试验初始即开启加热，构造模拟结冰气象条件并进行喷雾，观察传感器结冰情况。

2 标准分析

2.1 CCAR 25适航要求[1]

CCAR-25-R4《运输类飞机适航标准》于2011年发布，定义了运输类飞机的适航标准。25.1325（b）规定：当飞机遇到本部附录C所规定的连续或间断最大结冰状态时，静压系统内的空气压力和真实的外界大气静压之间的相互关系不变。附录C规定了自然结冰试飞中要求的结冰气象条件，如图1所示。

连续最大结冰条件：在一定时间内，飞机处于一个低等和中等程度的液态水含量的层云中。该条件表征层云中的结冰现象，适用于机翼、尾翼。

间断最大结冰条件：在短时间内，飞机处于一个高含水量的环境中。该条件表征积云中的结冰现象，适用于发动机进气道和导向叶片等部件。

2.2 TSO-C16规范[2]

TSO-C16是FAA于1948年发布的空速管标准，规定了设备最低性能要求和环境试验要求，性能参考AS 393。冰风洞试验要求如下：

试验条件：温度-10 ℃和-20 ℃；空速200 kts。

试验要求：探头头部结冰1/4 min，额定电源通电加热，除冰时间小于2 min，除冰后不再出现结冰现象。

2.3 TSO-C16a规范[3]

试验要求：探头头部结冰0.50 min时，以低于额定电压10%的电压加热，除冰时间应小于90 s，开始加热到压力指示正确不超过1 min，除冰后需持续测试20 min，监控没有结冰现象。

2.4 GJB 836-90规范[5]

GJB 836-90规范规定了补偿式直杆型和L型全静压受感器的设计、生产和试验的通用要求。

（1）L型冰风洞试验要求如下：

试验条件：空速180±13 m/s；温度-35±5 ℃；LWC：1.25±0.25 g/m^3；迎角：0°～20°。

试验要求：受感器结冰直到总压口被堵住或者在受感器端部形成13mm长的冰帽。额定电源通电加热，获得正确压力读数的总时间不得超过1.5 min，除去冰帽后继续试验，无结冰现象。

（2）直杆型冰风洞试验要求如下：

试验条件：空速205±13 m/s；温度-35±5 ℃；LWC：1.25±0.25 g/m^3。

试验要求：（1）迎角为0°，受感器结冰直到总压口被堵住或者在受感器端部形成13 mm长的冰帽。额定电源通电加热，获得正确压力读数的总时间不得超过60 s，并且除去所有聚积的冰的时间不应超过1.5 min。受感器在额定电压下连续工作1h以后，将迎角增加到4°，继续工作20 min。无结冰现象。（2）迎角为15°，受感器结冰直到总压口被堵住或者在受感器端部形成13 mm长的冰帽。额定电源通电加热，获得正确压力读数的总时间不得超过60 s，并且除去所有聚积的冰的时间不应超过1.5 min。受感器在额定电压下连续工作1 h以后，无结冰现象。

3 标准分析

民用飞机大气数据系统全静压探头需要满足对应TSO标准，并需通过自然结冰试飞，验证其对CCAR25的适航符合性。

FAA于2006年10月6日颁布全静压探头新版TSO标准即TSO-C16a。后续设计和生产的探头都需要满足新的标准要求。对已获取原标准TSO-C16的探头，还可继续按照原标准要求进行生产制造。

由上节可知，对于全静压探头的防冰功能，TSO-C16a与CCAR-25-R4部中的飞行速度、结冰云雾条件、加热电压、攻角等参数均可通用，区别主要在于遭遇结冰云的时间和防冰系统开启的时间点：TSO-C16a标准中探头在结冰环境的时间至少需要20 min，而25部附录C中不超过40 s（间断最大结冰云层长度为2.6 nm，按照250 knots的飞行速度，飞机穿云时间仅为37.44 s）；TSO中探头需结冰厚度超过0.5 min才开启，而飞机实际使用过程中，空速管加热功能是全程工作的，不存在延迟打开的现象。由此可知，TSO-C16a中的冰风洞试验条件比CCAR25部要求严酷许多，取得TSO标准的全静压探头可以满足CCAR25部自然结冰适航要求，但是需要通过试飞进行验证。

4 结论

本文总结了全静压探头防冰加热性能各标准对冰风洞试验的要求。并对民机探头TSO-C16a标准和CCAR25结冰要求进行了对比分析。

参考文献

[1] CCAR-25运输类飞机适航标准[S]. CAAC，2011.

[2] TSO-C16 Airspeed Tubes （Electrically Heated）[S].FAA，1948.

[3] TSO-C16a Electrically Heated Pitot Static Probe[S].FAA，2006.

[4] BS 2G 135 Electrically-Heated pitot and pitot static pressure heads[S].BSI，1967.

[5] GJB836-90补偿式全静压受感器通用规范[S].国防科工委，1990.endprint