基于适航符合性认证的结冰探测技术研究

丁媛媛 蒋彦龙 施 红 高志刚 裴后举

近年来发生的飞机结冰事故引发了各界广泛关注，对应解决飞机结冰的技术也益发重要。20世纪30年代，Douglas公司与B.F. Goodrich公司合作，在M-2运输飞机上安装气动除冰套。20世纪60年代，第一代结冰探测器的方法和技术出现，它可以对结冰条件发出警报。1965年，在MIL-D-8181B 《飞机发动机和机身进气道结冰探测器通用规范》中公布了结冰探测器开发指南。在20世纪80年代，第一个主结冰探测系统推出，这种将结冰探测系统升级为探测结冰条件（或积冰）的方法意味着飞行机组不再需要监测温度和可见水汽。结冰探测相关技术和规则要求的发展，使飞机在结冰条件下的飞行变得更加安全和可靠。另外现有的结冰探测器也存在两个较普遍的问题[1]：结冰探测器存在探测失效问题或需较长的时间延迟后才向飞行员发出报警信息；结冰探测器不能探测出空气中存在的冰晶，导致飞行员不能及时打开发动机除防冰设备，冰晶被吞入发动机进气道并冻结，造成发动机工作异常。为此，国内外相关技术人员也在努力克服或避免此类问题，并制定出了一系列针对此类问题的规范，以及应用更加安全、精确和可靠的结冰探测技术。本文以适航符合性验证为基础，对结冰探测相关技术标准做出梳理工作，并提出合适的适航验证技术为适航工作人员提供参考。

1 对有关结冰探测系统适航要求的整理

结冰探测系统是一种具有高级信息处理能力的结冰告警和信息指示系统，能够实现提前结冰警报、结冰信息（结冰速率和结冰厚度等）提示、除冰信息提示等功能。一般结冰探测系统是由几个结冰传感器和温度传感器、攻角传感器和皮托管等大气数据传感器组成。而结冰探测器是由结冰传感器、信号处理和报警电子系统组成。

在第一代结冰探测器出现之后的50多年里，美国联邦航空管理局（FAA）和欧洲航空安全局（EASA）发布的规章中都没有结冰探测系统的内容。第一个结冰探测的条款是在2009年25-129号修正案《防冰功能激活》中第25.1419条出现的。在这之前仅有少许的结冰探测器的参考存在于咨询通告中。之后，FAA与EASA的各项规章和咨询材料都更新了结冰探测系统的使用参考。以下就是对现有规范内容的解读，由于FAA和EASA的规范在本质上是相同的，故在此只分析FAA标准，与EASA不同之处将会特别注明。

1.1 结冰探测系统相关规范内容解读

1.1.1 结冰探测系统安装和功能

FAA发布的FAR 25《运输类飞机适航标准》[2]第25.1301条“功能和安装”要求运输类飞机上所有的设备都必须能在运行中执行预期功能。结冰探测器功能运行正常需要安装正确，安装不正确带来的不利影响可能会增加液态水含量（LWC）和结冰水含量（IWC）的局部浓度或者过冷液态水滴撞击极限不在探测范围内。此外，为了确定结冰探测器的功能的正确性，FAA发布的咨询通告AC 25.1419-2《符合25.1419（e），（f），（g）和（h）的防冰要求》[3]中指出应该在整个飞行包线内执行水滴撞击分析、冻结系数分析、附录C结冰条件试验、安装性能试验等。FAA咨询通告AC 20-73A《飞机结冰防护》[4]中的附录K“结冰与结冰条件的探测”具体讨论了开发结冰探测系统时需要考虑的各点，包括结冰探测器位置、水滴撞击分析（包括雷达上的结冰）、冻结系数影响、系统安全注意事项等。

FAR 25第25.1309条“设备、系统和安装”进一步扩展了 25.1301的要求，需要证明每个元件必须在可预见的操作条件下执行其预期功能。所以在设计与验证结冰探测系统符合性时必须分析每个功能对飞机安全性的影响。在FAA发布的咨询通告AC 25.1309-1A 《系统设计与分析》[5]中规定了安装在飞机上的设备和系统可接受的安全水平，定义了与每个类别相关的飞机级别的危险性。例如：灾难性：可能会导致飞行故障和着陆故障情况发生；轻微性：不会显著降低飞机安全。例如咨询通告AC 25-28《运输类飞机在结冰条件下飞行的符合性认证要求》[6]中对相关结冰探测和防护系统进行了安全评估：如果飞机遇到未经认证的FAR 25附录O条件，发生灾难性事件的概率为1%。遭遇附录O条件的概率是10-2/飞行小时。

1.1.2 结冰条件和结冰探测方法

FAR 25的附录C定义了一系列飞机必须能够在其内安全飞行的结冰环境条件以便进行飞行结冰认证，要求发展能探测到附录C包含的连续最大结冰条件和间断最大结冰条件的探测结冰方法。在 25.1419（e）条 “结冰防护”中定义了3种提供飞机结冰探测可接受的方法（具体方法见 25.1419（e））。应当注意在开发特定探测技术以指示何时在飞机临界表面上存在积冰时，需要同时考虑操作包线和气象条件的影响。还要注意在对25.1419（e）（2）和（e）（3）的合格认证中，如果依靠飞行机组或结冰探测系统来探测附录C条件，需要考虑结冰探测器的延迟性，必须证明在延迟期间飞机可以留有足够的控制能力和失速警告裕度[7]。

FAR 25的附录O定义了一系列过冷大水滴（SLD）的环境结冰条件，即飞机必须能够安全地在SLD分类下的冻雨或冰冻毛毛雨结冰条件下飞行。 25.1420“过冷大水滴结冰条件”定义了3种飞机进入SLD条件的可接受方法：（a）（1）和（a）（2）规定需要一种探测并能区分出SLD的方法；对（a）（3）符合性验证时，需要探测附录O和附录C定义的所有结冰条件，但是如果已经证明了飞机能在SLD条件中安全飞行，则不需要区分这两种条件。换句话说，为了对新的FAA和EASA法规进行认证，必须证明无论选择 25.1419或25.1420中的哪项进行认证，都要探测到附录O中定义的所有结冰条件，但这并不是意味着要区分附录O与附录C的结冰条件，仅当选择第25.1420（a）（1）或（a）（2）条认证时，才需要区分。需要注意的是：FAA此项条款适用的是最大起飞重量小于60 000 lb或有回力飞行操纵器件的飞机。而对EASA的CS 25《大型飞机合格审定规范和可接受符合方法》[8]中相对应的规章中，没有适用限制。

在对附录O进行符合性验证时，AC 25-28表示可以在飞机防护区域后方安置一套结冰防护系统以确定何时遭遇附录O条件。不要求飞行机组在探测表面上判断具体积冰厚度，但是在任何运行模式期间，在不使用手持式手电筒的情况下，飞行机组的主要视野内积冰应该是可见的。如果将观察机翼上的积冰作为结冰探测的主要方法，或者结冰探测系统失效需要将此方法作为备用结冰探测方法时，25.1403“机翼探冰灯”规定：“必须提供一种照明方式以确定在临界机翼部分上产生了冰积聚”。AC 25.1419-1A《运输类飞机在结冰条件下飞行的认证》[9]对探冰灯提供了符合性验证方法：如在夜间进行符合性验证，则应该在云层中和云层外进行评估以证明没有发生过多的眩光或反射。

2 结冰探测器安装位置

结冰探测器的安装位置是影响结冰探测系统执行其预期功能的重要因素，所以选定合适的安装位置对结冰探测系统至关重要。当确定用于结冰探测的探测表面的位置时，申请人应考虑水滴撞击和热特性的影响。

2.1 水滴撞击分析

对于任何结冰探测系统，最重要的因素之一是水滴撞击。如果探测表面不在水滴撞击的区域中，则结冰探测器在各种结冰条件下的性能就会受到损害。

分析水滴轨迹和撞击特性需要利用流体力学进行计算，探测表面要考虑的重要参数为：非插入式结冰探测器的局部收集系数（β）和撞击极限；插入式结冰探测器的阴影高度。阴影高度是从飞机蒙皮表面到最近的水滴的距离。分析表明，不同型号飞机合适的结冰探测器安装位置是不同的[10]。阴影高度分析将有助于确定探测表面在飞机表面上方的延伸距离以及在飞机表面的位置。已经证明使用欧拉法（浓度的场值预测）和拉格朗日方法（遵循单个颗粒的路径）分析水滴撞击是有帮助的[11]。欧拉法具有容易预测重要局部的LWC浓度的优点，而拉格朗日方法将局部浓度作为导出参数，用于估计液体水和冰晶的浓度因子。

虽然大多数探测表面能够获取比机翼表面更高的水滴收集系数，但这不能证明在机翼表面产生严重积冰之前，探测表面上能出现积冰，所以还需要评估冻结系数。

2.2 冻结系数分析

飞行中探测表面发生结冰取决于表面（结冰探测器探测元件、机翼、发动机入口、雨刮器等）上的热传递。传热平衡以及最终得到的冻结系数η取决于各种参数，包括水滴的几何形状、空速、温度、LWC和MVD（平均体积直径）。

飞机的任何表面或与其连接的任何部件不可能在整个FAR 25附录C条件下出现冰积聚。随着空速增加产生气动热，限制了过冷水在给定表面上冻结的能力，这通常被称为Ludlam极限。如图1，有两个极限：Ludlam极限（η= 1）：这类条件为所有撞击到表面上的过冷水冻结；和临界温度（η=0）：对于给定的飞行/大气条件，温度高于过冷水，在表面上不会冻结。在Ludlam极限和临界温度之间只有一部分过冷水滴会冻结，没有冻结的液态水会继续运动。

为确保结冰探测的准确，要在整个大气和飞行包线条件下，在飞机的探测和临界表面上评估临界温度。这种评估通常通过分析、风洞试验或飞行试验进行。如果使用视觉提示作为参考，AC 25-28和AC 25.1419-2都规定型号合格证（Type Certification，TC）申请人必须表明“探测表面与受保护表面同时或在后者之前发生冰积聚。”由于AC 25.1419-2和AC 25-28的附加要求，视觉提示必须在驾驶员和副驾驶座椅都可见，这严格限制了视觉提示的位置并且可能需要使用两个探测表面。鉴于多数飞机前挡风玻璃的空气动力学和水滴撞击特性，还应注意在飞机临界表面上结冰时确保局部流场特性不会妨碍在探测表面上的冰积聚。

3 结冰探测器性能要求

结冰探测器的响应时间也可以称为积冰时间，主要由飞机临界表面上积聚危险结冰量所需的时间决定。Jackson, D[10]经过研究，给出了在过冷液体水条件下结冰探测可允许的响应时间，见公式（1）：

式中：t—最大结冰厚度，m；τ—响应（暴露）时间，s； ρ—冰密度，g/m3；β —局部收集系数；LWC——液态水含量，g/m3；V——真实空速，m/s；η——局部冻结系数。

公式（1）参数需要与FAR 25附录C和附录O结冰包线联系，由于冻结系数评估的复杂性，可以保守的假设其值为1.0。但是如果结冰探测系统在满足必要的响应时间时出现错误，就需要对临界表面或探测表面进行额外的冻结系数的评估。

结冰探测器的最小探测临界值将决定是否探测得到某结冰条件。当前标准例如SAE AS 5498[12]《主结冰探测系统的审定和整合》要求附录C的最小结冰探测厚度约为0.5mm。这不仅是结冰探测器探测表面的厚度标准，也可以是飞机监测表面的最大厚度。结冰条件最小临界值很难获得，但可以根据LWC来判断。虽然SAE AS 5498没有给出探测结冰条件方法的最小临界值，但给出了LWC测量精度为±0.1g/m3或±30%，并以较大者为准。如果有技术实际上满足了该要求，则其最小探测临界值理论上可以在0～0.2g/m3的范围内。这个理论范围是否实用仍具有争议，但将最小临界值朝更低的方向推进是必然的。无论是使用探测积冰或结冰条件的技术，用于计算附录C的响应时间都应满足以上标准。

结冰探测器探测附录O结冰条件的响应时间与附录C的原理相同。因此，公式（1）可用于计算附录O云的整个LWC条件下的预期响应时间。这虽然在FAA和EASA规章或咨询通告中没有明确规定，但适航当局认为无论飞机是否认证25.1420（a）（1）还是（a）（2），都要提供一种方法探测所有附录C和附录O的条件。这在AC 25-28作出的假设中阐述的非常清楚：“机身和推进器的结冰防护系统（IPS）在未警报遭遇结冰之前已经被激活。”在这里未警报遭遇结冰条件是指飞行员不知道飞机处在超出认证范围的SLD条件内，即不用区分附录C和附录O。

如果结冰探测器旨在区分附录O和附录C，则警报时间量将基于水滴的LWC，其中水滴尺寸可以是大于100μm（冻雨）、大于500μm（冻雨）或由飞机制造商选择认证的任何临界值，但并非要考虑整个附录中的水滴，只要考虑超过需要认证的LWC即可。可使用等式（1）和水滴尺寸大于临界值的LWC计算预期响应时间。通常区分SLD条件响应时间较长，并且将随着水滴分布的函数而变化。SLD飞溅也是一个需要关注的问题。迄今为止关于该主题的研究，还不清楚是否在探测表面上发生分裂和飞溅的程度是大还是小。当然这也是与飞机之间技术不同有关。因此大水滴也会出现低浓度的情况。

4 总结

近几年FAA与EASA关于结冰方面制定或更新了相关适航规章和规范，对结冰探测系统的要求也在不断完善和严格。针对国内结冰探测技术认证工作的迫切需要，本文整理了国外现有的结冰探测适航规章和咨询通告，阐述了结冰探测技术符合性相关要求，对结冰探测器安装位置选定、性能工作情况进行了研究分析，为结冰探测技术开发和运输类飞机取得国外结冰适航认证合格提供参考。

[1] 王洪伟，李先哲，宋展. 通用飞机结冰适航验证关键技术及工程应用[J]. 航空学报，2016，37（1）：335～350.

[2] FAA FAR 25 Airworthiness Standards: Transport Category Airplanes[S].

[3] FAA AC 25.1419-2 Compliance with the Ice Protection Requirements of §§ 25.1419(e)，(f)，(g)，and (h)[S].

[4] FAA AC 20-73A Aircraft Ice Protection[S].

[5] FAA AC 25.1309-1A System Design and Analysis[S].

[6] FAA AC 25-28 Compliance of Transport Category Airplanes with Certiベcation Requirements for Flight in Icing Conditions[S].

[7] FAA AC 25-25 Performance and Handling Characteristics in Icing Conditions[S].

[8] EASA CS 25 Certiベcation Speciベcations and Acceptable Means of Compliance for Large Aeroplanes [S].

[9] FAA AC 25.1419-1A Certiベcation of Transport Category Airplanes for Flight in Icing Conditions[S].

[10] Jackson, D. Primary Ice Detection Certiベcation Under the New FAA and EASA Regulations[J].SAE Technical Paper，2015.

[11] Boutanios Z.，Bourgault Y.et.al.3-D Droplets Impingement Analysis Around an Aircraft's Nose and Cockpit Using FENSAP-ICE[R]. 36th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit.

[12] D.G.Jackson,D.G.Owens. SAE AS 5498 Certiベcation and Integration Aspects of a Primary Ice Detection System[J]. 39th Aerospace Sciences Meeting & Exhibit，2011.