民机SLD结冰研究和适航验证的发展与挑战

李焱鑫，顾 新

（中国民航上海航空器适航审定中心，上海 200335）

民机在飞行过程中可能发生结冰，使得飞机最大升力系数降低、阻力增加、力矩特性发生改变，导致诸多异常飞行状态发生。相比常规结冰，过冷大水滴（SLD,supercooled liquid drops）引发的结冰不易探测，翼面气动和飞机操稳特性破坏更严重，在民航历史上已引发多起严重事故。由于飞行结冰问题对飞行安全的严重危害性，民机研制中必须对结冰适航问题进行验证。

随着飞机结冰问题研究的深入，结冰适航标准逐渐提升。2014年11月美国联邦航空管理局（FAA）针对《联邦航空条例25 部：运输类飞机适航标准》（FAR-25）发布了FAR 25-140 修正案[1]，将SLD 结冰正式写入适航标准。

随着结冰适航标准的提高，为认识结冰规律、研发防除冰技术、发展新型结冰材料等，提出了新的要求。在SLD 环境背景下，为更好地验证适航标准的符合性，民机研制方、设备供应商和适航当局，需要掌握SLD结冰的规律，探索新的、可行的符合性验证方案，采用新的符合性验证手段。

在全面梳理条款制订背景和结冰研究进展前提下，结合现有常规结冰符合性验证经验，对SLD 结冰验证可能采用的符合性方法进行分析。进一步明确该领域未来需重点突破的关键问题，建立结冰适航验证的全局新思路，对中国民机研制和取证具有重要意义。

1 SLD 结冰适航条款的制订过程和具体要求

1994年，美鹰航空4184 航班在等待进场时，遭遇SLD 云团后失控坠毁[2]，此次事件后，相关部门和工业界开始关注SLD 问题对民航安全的影响。自1996年起，FAA 累计发布了39 份（含已取消2 份）与SLD 相关的适航指令，持续关注SLD 对飞机运行的影响。2005年，结冰防护协调工作小组根据空难调查及研究结果，发布了SLD 结冰适航标准制定工作报告[3]。2010年，FAA 拟定SLD 条款制定建议书[4]（NPRM,the notice of proposed rulemaking），并向工业界征求意见。2014年，经全球30 家飞机设计厂商和供应商投票表决，《飞机与发动机在过冷大水滴、混合态和冰晶条件下的适航需求》[1]正式写入FAR 适航条款。2015年，欧洲航空安全局（EASA）也对《审定规范25 部：大飞机审定规范和符合性方法》（CS-25）条款[5]进行了相应修订。SLD 结冰研究在政策推动下，已成为适航标准修订的重点关注内容，飞机结冰安全研究因此进入新阶段。

1.1 SLD 环境

在最新FAR 适航标准中，FAR-25 部增加了新章节《附录O：过冷大水滴结冰条件》，明确了SLD 结冰的环境要求，划定了飞机设计中需要关注的SLD 环境的界限范围。附录O 对SLD 结冰的定义方式与附录C对常规结冰环境的定义方式不同，附录O 将SLD 结冰环境分为微冻雨（freezing drizzle）和冻雨（freezing rain）两类，以“水滴直径分布”的形式，分别定义了两种SLD 结冰环境的上下边界。微冻雨的水滴直径范围在500 μm 以内，而冻雨环境的最大水滴直径可达2 000 μm，实际的水滴直径分布范围更广。当前局方和工业界采用的验证方法，主要是应对附录C 中的常规结冰环境，附录O 提出的大跨度水滴直径范围的环境需求，对结冰试飞、结冰实时测量、计算模拟、冰风洞试验等都提出了更高要求。FAA 基于当前技术水平认为，现有工程工具无法用于冻雨环境的结冰验证，还需要有针对性地进行技术改进。

附录O 进一步明确了平均水滴直径（MVD，mean volume diameter）小于40 μm 的微冻雨/冻雨环境的液态水含量范围，其中一部分MVD 范围与附录C 常规结冰的范围重合，这表明相比MVD，水滴直径分布更能有效标识SLD 环境的结冰特征。据现有数据分析，SLD 可能对结冰过程产生影响：当水滴直径分布发生变化时，即使相同的MVD 环境仍可能引起较大的结冰差异，造成未知的飞机安全风险。

1.2 SLD 条件约束范围

美欧适航当局对SLD 结冰相关条款的要求略有差异。FAA 要求SLD 结冰的相关适航条款须应用于最大起飞重量（MTOW, maximum take-off weight），小于60 000 lbs（1 lbs≈0.45 kg）或具有可逆操纵器件的两类飞机上。EASA 则要求SLD 结冰条款适用于所有新申请型号合格证的大型飞机。

美欧§25.1420 新修条款并未规定飞机必须具备在附录O 涵盖的所有结冰条件下安全操纵的能力，但提出了探测—预警—改出的可行性方案，对飞机在SLD 结冰条件下的飞行做出如下具体要求：

1）能够在附录O 结冰条件下保证飞机的性能和操稳，安全飞行；

2）能够在附录O 部分条件下安全飞行，但发现环境特征超出范围时，应安全改出；

3）能够及时探测到SLD 结冰环境，并能够从这类环境中改出。

对飞行系统而言，结冰条款并没有要求飞机一定要具备完美的飞行品质，而是重点强调了须具备应对SLD 结冰环境的能力。

对动力装置而言，FAR 25-140 修正案明确规定SLD 结冰环境要求适用于所有安装在25 部飞机上的发动机。根据航空规则制定专家委员会(ARAC,aviation rulemaking advisory committee）的数据，至2010年NPRM 发布时，美国已发生231 起SLD 结冰导致的事故症候，SLD 结冰会破坏发动机风扇，造成较大的动力损失。EASA 也通过地面实验证明了SLD 环境会对发动机进气系统造成伤害。由于大型飞机在跨国跨洲航行时更容易遭遇恶劣环境，为满足飞行安全需求，申请人必须证明飞机发动机具备在典型SLD 结冰环境（空气温度-9～-1 ℃、液态水含量至少达到0.3 g/m3、MVD 至少达到100 μm）下正常运行的能力。霍尼韦尔（Honeywell）公司曾建议发动机在SLD 环境中仅需满足类似于飞机的探测—预警—改出的相关要求，但FAA 认为发动机一旦进入危险状态，飞机将不具备足够时间从危险中改出，发动机必须满足更恶劣条件下的飞行需求。

1.3 当前SLD 结冰条款对审定的新要求

基于当前美欧新修SLD 结冰条款对飞机设计和运行提出的新要求，SLD 结冰审定工作主要围绕以下3 个方面展开。

1）飞机性能评估要求

新修条款聚焦于飞行系统在面临SLD 结冰条件时的探测—预警—改出能力，保证飞行具有足够的安全裕度。对于安全裕度的范围，局方允许申请人根据飞机的设计需求和应变能力自行界定。

2）探测能力要求

FAR 25-140 修正案中要求，应能使飞行员在发现和改出过程中，清晰识别出附录O 环境；结冰探测器应能够探测出附录O 环境和§25.1324 条款要求，应有方法对SLD 结冰对攻角系统的潜在危险进行预警。

3）发动机结冰冗余要求

作为运输类飞机适航审定的核心装置，发动机在极端环境下的性能和操纵特性必须进行有效的验证。可以参考通用电气(GE)等系统供应商的做法，选择合适的地理环境，建立专门的发动机结冰实验基地，加强动力装置异常环境冗余的评估和验证能力建设。

中国民用航空局已着手对《运输类飞机适航标准》（CCAR-25R4）[6]结冰相关条款进行研讨，并结合当前SLD 研究进展适时进行合理修订。中国现有若干民机型号正在研发，根据研制取证进度，未来有可能需要对SLD 条款表明符合性，在此建议民机研制方提前进行理论研究和技术储备，以满足取证和研制需求。

2 SLD 结冰研究发展现状

为满足上述SLD 结冰的适航要求，需从SLD 结冰微观机理、结冰后飞行性能评估方法和SLD 结冰安全防护技术3 个方面开展研究。在1994年美鹰航空SLD结冰事故发生后，SLD 结冰机理是当时学界关注的热点问题，大粒径水滴动力学效应、非稳态传热相变特征、后流结冰问题都曾是结冰研究发展的重要方向；SLD 适航条款修订后，相关研究开始关注异常结冰造成的飞行性能损失和飞行品质变化，异常结冰后的危害评估成为研究的核心问题；飞机结冰探测和防除冰技术，也开始面向工程应用的前沿领域，呈现出新的发展趋势。

2.1 SLD 结冰微观机理

学者对SLD 结冰机理研究重点放在大粒径造成的直径效应和过冷形态方面。文献[7-10]将异常结冰的原因解释为大水滴引起的破碎和飞溅效应，并从理论上解释了“SLD 结冰位置更靠后”的问题。研究[11-13]表明大直径水滴高速撞击过程中热力学因素起重要作用：SLD 撞击结冰过程随着水滴直径、速度、温度、亲疏水表面等因素影响，结冰的特征迥异，撞击传热效应极大影响了SLD 的结冰速率，体现出异常性。

在过冷态结冰方面，Kong 等[14]的研究表明，过冷水层中冰枝尖端生长速率会随着过冷度的增加呈现指数级的上升趋势，这种因素可能是造成SLD 结冰异常的另一特征。但Schremb 等[15]认为，冰枝尖端的快速生长会随着过冷度的增加出现生长模式的转换。冰枝生长速率的量化还需要理论研究的进一步支持。

总之，对水滴直径效应和过冷态理论的研究，是分析SLD 结冰特殊性的重点，上述研究完善了传统飞机结冰理论，为结冰模拟技术、冰风洞实验技术和防除冰技术的发展创新提供了重要的理论参考。

2.2 结冰后飞行性能评估方法

异常结冰性能评估研究主要包括：临界冰型确定、带冰气动特性分析和结冰飞行品质评估。

临界冰型确定是开展飞机安全评估工作的前提条件，需要在保守的原则下进行。目前主流的结冰模拟软件，如文献[16-17]为了提升冰型预测能力，都在开发各自的SLD 结冰模拟模块。文献[18-20]基于不同的热力学模型，发展了不同的结冰模拟算法。在实验技术改进方面，传统的冰风洞参数[21]，如惯性参数K0，结冰因子Ac，冻结率n，水含量传递因子Φ 等，不能对SLD 环境实现全覆盖[22]，SLD 临界冰型预测可能还需要同时考虑水滴云雾的粒径分布同步测量[23]等技术。

结冰后的飞机气动特性分析是结冰危害评估的核心工作。Bragg 等[24]通过大量空气动力学实验厘清了冰型对翼型气动特性的影响机制，并根据冰外形影响流动的基本特征，将其归纳为：粗糙冰、流向冰、角冰以及脊冰。研究表明，角冰流场通常可近似为后台阶模型，当流动从尖端分离后，形成剪切层，在发生不稳定后诱导出涡街。脊冰的影响则更类似于流动障碍物模型，由于速度型的破坏，展向脊冰通常引发较强的反向压力梯度，造成气动性能较大的损失。数值模拟方面，结冰气动计算方法[25]正在迅速发展。如张恒等[26]引入五阶WENO 低耗散格式用于三维结冰流场的非定常过程计算。如何把典型的流动结构从复杂的非定常过程中提取出来，仍需进一步研究。

结冰飞行品质评估是验证飞机容冰能力的主要目的。常规结冰后的飞行品质评估主要依赖于飞行试验，如Ranaudo 等[27]利用试飞数据研究尾翼冰污染后的升降舵效能及有效控制范围；Pokhariyal 等[28]研究飞机结冰后的纵向稳定性等。这类方法获得的数据真实但不够全面，需耗费大量资源。另外，由于型号飞机的工程特点，试飞研究通常只能局限于某个特定的安全包线范围。Lampton 等[29-30]把飞机看作刚体，在状态空间方程中加入结冰项稀疏矩阵，考察赛斯纳轻型飞机最大结冰条件下作方向舵-副翼横向/侧向机动和非对称结冰的动态响应特性等，为结冰后飞行品质评估提供了较为明确的参数评价指标。但不足之处在于结冰条件单一，而现实结冰条件更为复杂，因此不同结冰环境对飞行品质的影响研究停留在个例分析上，系统性分析工作仍然不足，SLD 结冰后的飞行品质评估研究还需要新技术、新方法的进一步支持。

2.3 SLD 结冰后安全防护技术

参考FAR 25-140 修正案的内容，SLD 结冰后安全防护功能的实现，不仅要包括防除冰设备或部件，还应考虑整机安全的结冰防护系统可靠性。基于上述要求，需对传统防除冰设备进行升级，新型防除冰设备需同时考虑结冰环境及探测预警、防除冰响应/应对能力以及人为因素在操作过程中的延时影响等。

新技术逐渐融入传统的电热防冰、机械除冰方式，如超疏水表面处理、防冰涂层等[31]新防冰方法[32]，其基本思路是利用微纳米物理方法或涂层等化学方法制备超疏水表面，降低水与壁面的接触程度，使得水滴不会停留在飞机表面。研究表明[33-35]，具有规整结构的超疏水表面能使撞击表面液滴在凝结成核前有效从表面反弹；在低湿环境下，有效延长液滴在表面的结晶成核时间。但由于超疏水表面在机翼表面难以长期保持，影响了该技术的实际应用。新防除冰技术的成果转化还需要进一步深入探索。

在新型结冰探测设备研制方面，古德里奇（Goodrich）[36]公司已针对SLD 结冰环境，研制出磁滞伸缩探头型结冰探测器。相比较而言，国内在相关领域的研发还需继续加强。

3 SLD 适航验证/取证探索

为了对大型民用飞机涉及的SLD 结冰问题进行验证，需要表明飞机符合适航规章和条款的要求。下面简要介绍表明符合性的方法，并探讨SLD 结冰的取证/验证思路。

3.1 符合性方法

型号合格审查中，为了获得所需的证据资料以表明适航条款的符合性，申请人通常需要采用不同的方法，而这些方法统称为符合性验证方法（简称符合性方法）。为了统一审查双方的认识，方便信息交流，在整理审查经验、借鉴国外的管理成果的基础上，将符合性方法汇总为以下10 种[37]，如表1所示。审查中可根据适航条款的具体要求选取其中一种或多种组合的方式来满足条款的要求。为便于编制计划和文件为每种符合性方法编制相应的代码。

表1 符合性方法Tab.1 Means of compliance

3.2 SLD 结冰表明符合性的探索

飞机SLD 结冰条件下的符合性审定，应充分总结现有对SLD 结冰和常规结冰理论、工程分析和适航条款研究的经验。中国已完成了ARJ21 飞机结冰的型号合格审定过程，正在有序开展C919 飞机的结冰审定。

参考《运输类飞机适航标准》（CCAR-25R4）、《一般运行和飞行规则》（CCAR-91R3）、《大型飞机公共航空运输承运人运行合格审定规则》（CCAR-121R5）以及FAR 25-140 修正案、EASA 最新CS-25 的要求，大型客机需对飞行性能、操稳品质、防冰系统、传感器、动力装置、排水照明等系统进行SLD 结冰条件下运行的适航符合性验证。

建议优先完成的验证工作有：确定SLD 临界结冰条件、确定SLD 临界冰型、飞机各个部件上SLD 临界冰型的计算分析、冰风洞试验、带模拟冰型的气动力评估风洞试验、带冰后气动力影响评估、机体结冰质量计算分析、模拟SLD 冰型试飞等。

根据条款要求和审定实践经验，通常主要采用的符合性方法为：MC1、MC2、MC4、MC6。例如，大型客机可通过数值模拟方法获得SLD 临界结冰条件和临界冰型，通过结冰风洞试验对数值模拟结果进行验证；对带SLD 临界冰型的操稳性能进行冰风洞试验或试飞，确认结冰后失速保护参数及性能数据，视情开展SLD 自然结冰条件下的演示验证等。

4 SLD 结冰研究和适航验证的挑战

未来要突破SLD 技术瓶颈，必须以民机适航需求为牵引，注重理论与工程应用相结合，坚持结冰性能评估和防除冰方法的技术革新，完善飞机结冰安全评估体系。当前国内外工业界和局方面临着共同的适航验证和研发取证的难题，建议SLD 结冰研究和适航验证工作，进一步关注以下3 方面。

4.1 理论研究与工程应用相结合

在SLD 结冰理论研究中要进一步明确工程导向。加强对理论研究成果的消化、吸收和创新，并最终应用到飞机设计中；进一步将结冰机理的研究成果应用于新型防除冰系统研发中，并进行验证。目前，众多新型防除冰技术方法还没有在SLD 结冰条件下进行功能性、耐久性评估，磁流体防冰、微波除冰等新技术还未形成自主知识产权，SLD 结冰理论研究需迅速与防除冰技术对接才能产生核心竞争力和效益。结冰理论研究一旦脱离工程实际，将无法形成技术—研发—生产的完整链路，理论成果的作用也会大打折扣。

4.2 加强临界条件验证能力建设

当前工业界取证/验证能力主要受限于符合性验证工具不成熟，主要表现在：冰风洞试验中大粒径水滴模拟生成能力不足，无法产生与自然结冰环境相似的双峰水滴云图；混合翼模型设计方法未验证；结冰模拟过程中，大水滴直径下的结冰算法准确性有待提高，某些收集率和冰型计算代码在冻雨条件下无法验证；三维过冷大水滴计算代码模拟能力未评估；缩比试验的方法有待进一步完善；自然环境试飞中SLD 结冰环境较难捕获等问题。

因此，SLD 结冰条件下的工程分析重点是临界冰型模拟、气动性能损失和飞行品质变化的临界估算。加强工程评估能力，需从试验、计算和试飞等多角度考虑。试验加强冰风洞环境模拟及配套测试能力的建设，在SLD 环境模拟和同步测试等方面作进一步完善，并开展系统试验研究，获得可靠的试验冰型数据。发挥国内计算资源的优势，重点完成临界区的能力验证，提高计算模拟效率，面向飞机真实构型开展数值算法研究，实现流场的不稳定性分析。性能方面应建立面向全包线的动力学模型，完成结冰包线的边界划定，制定完整的试飞任务规划，排查风险源。

4.3 推动SLD 结冰适航标准和程序修订

中国CCAR 25 部正在修订中，与FAA 和EASA在SLD 适航标准上还存在差异，目前国内对SLD 结冰问题采用的符合性验证方法，主要参考2014年11月FAA 发布的咨询通告《运输类飞机结冰适航符合性认证需求》（AC 25-28），并进行分析和细化；SLD 结冰的专用条件、等效安全、豁免方式等均需进一步研究，形成系统的符合性验证程序。在飞机持续运行监管方面，应密切关注民机结冰运行状态，打通航空公司、研制企业、部附件厂商和局方的沟通渠道，适时主动发布适航指令；在工业标准方面，SLD 的结冰防护与探测将涉及相关的新设备、电子元器件的审定需求，相关的探测、告警及防除冰设备生产标准都需要依托适航平台完成研发、制造和取证工作，形成相互支撑的标准产业体系，切实解决SLD 结冰的适航问题。

5 结语

SLD 结冰安全研究对中国民机研制和取证具有重要意义。如何围绕适航需求，突破传统结冰理论认知界限，提高飞行系统结冰安全评估水平，提升飞机防除冰设计能力，是未来SLD 结冰研究面临的主要挑战。这需要认真梳理国内外相关研究的发展历程，借鉴世界先进成果，并结合中国民机研制和取证的实践不断创新，以工程应用为基础，坚持结冰模拟、结冰气动和结冰飞行力学等领域的技术革新。以结冰适航需求为牵引，建立防除冰创新设计及结冰安全评估之间的科研融合，形成完善的SLD 结冰研究体系，尽早解决民机适航验证中即将面临的关键难题。