航空发动机冰晶结冰适航审定要点及符合性方法研究

宋建宇，张 森，涂 杰，查筱晨，吴晶峰

(中国民用航空适航审定中心，北京 100102)

1 引言

2006 年，一架卡塔尔航空A330 客机在上海上空遭遇雷雨，导致双发在近6 400 m 的高空同时停车。所幸飞机坠落过程中成功重启发动机，最终飞机安全降落[1]。事后调查发现，这起险些造成机毁人亡的事件是一起典型的冰晶结冰事件。航空发动机冰晶结冰事件在全球范围内频繁发生，直接威胁民用航空飞行安全。

目前，国外针对冰晶结冰的研究主要集中在理论计算与发动机零部件试验方面，且部分发动机零部件试验已在民用航空发动机型号适航审定过程中予以应用。相比而言，国内仅有较少针对冰晶结冰模拟计算的研究，基本无试验相关研究；且国内现有的研究基础，不足以支撑开展民用航空发动机结冰适航审定工作，也缺少针对民用航空发动机满足适航规章要求的符合性方法研究。

本文通过总结当前冰晶结冰计算模拟及地面试验研究现状，提出一种可行的表明航空发动机冰晶结冰符合性的方法，并对符合性方法研究所面临的主要问题与后续研究方向进行了讨论，可对当前国内民用航空发动机冰晶结冰适航审定工作提供指导。

2 冰晶结冰原因与危害

2.1 冰晶结冰事件分布

波音公司牵头调查了从1990 年到2006 年间，全球范围内发生的240 起结冰事件，其中有62 起怀疑与冰晶结冰相关。对其中有详细数据的46 起事件进行标注，结果如图1[2]所示。可见，亚太区域是重灾区，共有23 起冰晶结冰事件发生在东经100°～140°之间。46 起冰晶结冰事件涵盖了9 个飞机型号和8 个发动机型号，这在一定程度上表明，冰晶结冰对大多数飞机与发动机型号构成了威胁。此外，调查还发现，冰晶结冰事件多发生在南北半球各自的夏季。

图1 冰晶结冰事件全球分布Fig.1 Global distribution of ice crystal icing events

从1990 年到2015 年，全球范围已经至少发生了超过150 次冰晶结冰事件。冰晶结冰与传统的过冷水结冰不同。传统冷水结冰很少发生在高空，且主要出现在发动机外部，如进气道内侧、第1 级叶片等位置。相比而言，冰晶结冰发生在海拔6 000 m 甚至10 000 m 以上高空，且主要出现在发动机内部，如高压压气机前2 级叶片等位置。

2.2 冰晶形貌与存在环境

大气中，冰晶具有多种形貌和尺寸，并通过与周围水蒸气结合实现尺寸增长。从微观看，冰晶主要呈盘状、针状、柱状或其他混合状，具体形状与外界环境温度有关。图2[3]总结了不同温度条件下冰晶的微观形状。此外，冰晶外表面具有细微冰枝结构，这些细微结构主要由附近水蒸气的饱和度决定，使得冰晶微观形貌更为复杂。

图2 冰晶微观形貌Fig.2 Ice crystal micro morphology

图3[4]解释了冰晶形成与存在的环境。在热带与亚热带地区(对应图1 所示的冰晶结冰事件主要发生区域)，大气中常存在较强的对流云层，其上升气流可将低空存在的水蒸气或过冷水滴运送至高层大气。冰晶主要在高海拔大气以及较强对流云层的条件下出现，海拔高度一般高于标准大气6 000 m，甚至在过冷水存在的极限高度以上。

图3 飞机起飞第一阶段受力分析Fig.3 Force analysis of aircraft in the first stage of take-off process

2.3 结冰原因及危害性

图4[4]解释了冰晶结冰的形成过程。存在于大气中的冰晶在接近热表面时，会出现部分或完全融化，之后撞击在热表面上形成一层液膜，并与热表面发生热交换。后续大量冰晶撞击导致热表面的温度下降，热表面所形成的液膜在温度降至冰点后逐渐凝固而结冰。冰晶结冰主要对发动机的加热式传感器、内部零部件等产生危害。发动机内部零部件出现冰晶结冰后，一方面影响了进气量，另一方面工质中混入了冰与水，将影响发动机气动性能，导致喘振、熄火、转速降低等。

图4 冰晶结冰形成过程Fig.4 Ice crystal icing formation process

3 适航审定要点

3.1 适航规章要求

3.1.1 美国联邦航空局(FAA)规章要求

针对图1 所示的46 起冰晶结冰事件，将已知冰晶结冰发生环境条件的案例，在横轴为海拔高度、纵轴为环境温度的图上进行标注，结果如图5[2]所示。图中同时标注了FAR-25 部附录C 中的连续最大结冰包线与间断最大结冰包线。可看出，冰晶结冰事件发生在现有附录C 已知的结冰包线之外。此外，较多的冰晶结冰事件发生在ISA(海平面标准大气)+10oC 至ISA+20oC 的温度区间，即环境温度偏高时更容易出现冰晶结冰事件。

图5 冰晶结冰事件在结冰包线中的位置Fig.5 The envelope positions of ice crystal icing events

FAA 于2015 年1 月5 日生效了FAR-33 部第34修正案，对发动机结冰的33.68 条款进行了修订，增加了冰晶与混合相结冰的要求，同时新增了FAR-33 部附录D，定义了冰晶结冰存在的包线，如图6[5]所示。FAA 考虑到冰晶结冰事故发生在FAR-25 部附录C 的包线外(图5)，故平移了FAR-25 部附录C 中间断最大结冰包线的右边界，使其涵盖已发生的冰晶结冰事故(如图5 中标记点所示)，从而形成了图6 所示的FAR-33 部附录D 的包线。同时，FAR-33.68 第34 修正案的条款内容中，增加了混合相与冰晶结冰的要求，即应通过试验、分析或两者结合的方式，表明涡喷、涡扇与涡桨发动机在附录D 所规定的冰晶结冰条件下，在发动机整个工作包线内(含慢车下降的工况)都可安全运行。

图6 冰晶结冰包线Fig.6 Ice crystal icing envelope

FAA 发布了咨询通告，对冰晶结冰的符合性工作进行了解释[6]。冰晶的中间质量尺寸在50～200 μm(等效为球体后的尺寸)之间，总水含量在0.5～6.0 g/m3之间。总水含量为液态水含量和冰水含量之和。

3.1.2 欧盟航空安全局(EASA)规章要求

相比于FAA，EASA 更早地在CS-E 规章中提出了冰晶结冰的要求。2003 年10 月24 日生效的初始版CS-E 中，CS-E 780 条款要求，当发动机在冰晶、混合相条件下运行会受其影响时，应当补充试验，以确保在上述条件下安全运行[7]。此后，EASA 在2015 年3 月12 日发布的第4 修正案中，对冰晶结冰提出了更为细致的要求。第4 修正案的CS-E 780 条款明确要求，在全尺寸地面试验实现之前，应当基于飞行试验和/或分析(有发动机或部件试验支撑)的方法表明符合性[8]。具体而言，从设计考虑、类比分析及新颖设计特征三个方面，分别提出了更为细致的要求。

3.1.3 中国民用航空局(CAAC)相关要求

目前，CAAC 的CCAR-25 部、33 部等规章中尚未纳入冰晶结冰的要求。针对具体的审定项目，主要通过专用条件的方式提出冰晶结冰的审定要求。

3.2 审定关注要点

根据上述各适航规章要求，分析已发生的冰晶结冰事件及颁发的适航指令(AD)，对适航审定中应关注的要点进行了提炼，主要包含以下几个方面：

(1)慢车下降工况

配装CF6-80C2 与CF6-80A 型号发动机的波音747 飞机，曾出现冰晶结冰条件下的多起双发熄火事件，为此FAA 于2011 年7 月26 日颁发AD，要求更新飞行手册以规范机组在下降过程中遭遇结冰环境后的操作程序[9]。慢车下降工况下，发动机功率与转速都较低，此状态下遭遇冰晶结冰环境后易出现发动机熄火。FAR 33.68 条款中专门指出，在包含慢车下降工况的整个工作包线内，发动机应能安全运行。

(2)气动性能影响

PW2000 系列发动机在服役过程中遭遇冰晶结冰环境后，出现了不可恢复的空停事件，为此FAA 颁发AD，要求更新PW2037、PW2037M 及PW2040 三个型号发动机的控制系统软件版本[10]。针对CF6-80E1、CF6-80C2D1F 型号发动机在下降过程中遭遇冰晶结冰条件而熄火的事件，FAA 分别 在2007 年8 月29 日 与11 月28 日 生 效AD，要求更新控制系统软件版本，以提高熄火裕度[11-12]。Trent 700/800 型号发动机也曾在慢车下降工况下遭遇冰晶结冰环境，出现了喘振与推力衰减。

(3)脱冰机械损伤

Trent 500 型号发动机曾在慢车下降工况下遭遇冰晶结冰环境，导致中压压气机第2 级与第4 级叶片被脱冰打伤。冰晶结冰主要发生在发动机内部，因此一旦脱冰，将对高速旋转的核心机叶片产生直接危害，造成叶片打伤。

(4)整机振动

GEnx-1B/-2B 型号发动机曾在巡航状态下遭遇冰晶结冰环境，导致风扇振动超限。后续调查发现，冰晶结冰发生在风扇叶片底部平台，对高速旋转的叶片产生了不平衡量，进而造成整机振动过大。

(5)传感器工作

在冰晶和混合相结冰条件下，飞机与发动机的加热式传感器易发生故障或失真，如大气数据丢失、攻角系统传感器故障、空速皮托管传感器失真、空气总温传感器故障等。如果加热式传感器的测量参数被用于发动机控制系统中的推力调节，则参数的失真可能导致发动机推力丧失、飞机失控等严重后果。FAA 于2009 年9 月8 日 与2016 年6 月29 日生效两份AD，分别要求空客A330/A340 系列飞机与A320 系列飞机更换部分皮托管传感器[13-14]。

4 符合性方法研究

4.1 冰晶结冰计算模拟研究现状

开展冰晶结冰计算模拟的主要工具包括加拿大商业软件FENSAP，美国NASA 研发的LEWICE、GlennICE 等。随着近年来冰晶结冰研究的不断深入，已取得了一定的研究成果。如初步提出了冰晶结冰机理，找到了一些冰晶结冰现象发生的关键性表征参数，在一定假设前提下模拟出了冰晶结冰过程[15]。有研究成果表明，空气流与冰晶之间的耦合可以忽略，即流场计算时可以不考虑冰晶的影响[16]；针对冰形的多数模拟计算为简化计算，即忽略冰对流场的影响[17]。目前，有关冰晶运动与撞击特性的研究虽多，但缺乏试验数据，且多基于简化假设，与真实情况差距较大[15]。

4.2 冰晶结冰地面试验研究现状

开展冰晶结冰地面试验需解决冰晶制备问题。目前，冰晶制备技术大致分为削冰技术、冻结技术及云室技术三类。

4.2.1 削冰技术

削冰技术是指将一小块冰研磨粉碎至预期尺寸的技术。该技术的优点是冰晶形状不规则(更接近真实冰晶)，且冰晶的尺寸和分布可控；缺点是经过切削制备的冰晶没有冰枝细丝，其微观结构与自然界真实存在的冰晶不同。加拿大国家研究委员会(NRC)的研究高度试验设备(RATF)冰风洞，为采用削冰技术的代表性试验设备，见图7[18]。图中试验装置分为冷区和热区两部分，利用削冰技术在冷区研磨生成冰晶，通过喷射装置喷入热区试验段中，以模拟冰晶接近热表面时的环境。

图7 NRC RATF 结冰装置Fig.7 NRC RATF icing test facility

4.2.2 冻结技术

冻结技术是指在风洞中喷出液态水滴，使用预冷气体或液氮等，将液态水滴强行冻结的技术。该技术的优点是方法简单；缺点是制造的冰晶多为圆球状，与自然界真实冰晶不同，且所制造冰晶的最大尺寸受限。美国NASA 推进系统实验室(PSL)的结冰装置，为采用冻结技术的代表性试验设备，见图8[19]。NASA PSL 结冰装置的试验段面积较大，可允许的发动机直径为0.610～1.829 m，可模拟0～-60oC 的温度范围以及约1 500～12 000 m 的高度范围，涵盖了大部分FAR-33 部附录D 中冰晶结冰包线区域[20]。

图8 NASA PSL 结冰装置Fig.8 NASA PSL icing test facility

4.2.3 云室技术

云室技术是指在云室中，水滴下降过程中在冷气流作用下逐渐冻结，自然生长成冰晶的技术。该技术的优点是以按照自然界真实冰晶的生成状态获得冰晶；缺点是冰晶生成效率较低，难以满足冰风洞中对冰晶的大量需求。德国布伦瑞克大学采用这一技术对原有设备进行改造，使之具备冰晶结冰试验能力[21-22]，见图9[21]。该试验装置分为两层，上层用于冰晶制造，下层为试验段。上层云室用于产生冰晶，生成后的冰晶储存在冷冻箱中。

图9 布伦瑞克大学结冰装置Fig.9 Braunschweig icing test facility

4.3 符合性方法

航空发动机制造商在开展冰晶结冰符合性方法验证工作时，常受限于分析方法与试验设备的局限性。基于前文所述的冰晶结冰计算模拟与地面试验研究现状，提出一种符合性方法，即采用部件结冰试验结合整机冰晶结冰分析的方法表明符合性，如图10 所示，共包含6 个步骤。

图10 冰晶结冰符合性方法路线图Fig.10 Roadmap for ice crystal icing compliance

4.3.1 校验分析工具

根据冰晶结冰试验研究现状可知，当前设备条件难以开展发动机整机试验，但具备开展部件级试验的能力。利用部件试验结果校验分析工具，再使用经校验的分析工具开展后续计算，是一种可行的验证方法。

冰晶结冰发生在发动机内部，且主要影响高压压气机前几级叶片及其他上游零部件。因此，应当至少开展包含传感器、增压级、高压压气机3 个部件的试验。这3 个部件试验一方面用于探索冰晶结冰的发生条件(如撞击位置、局部温度、局部流速等)，另一方面将试验结果用于分析工具的校验。需校验的分析工具至少包含开展气动性能分析的计算流体力学工具，以及开展损伤分析的计算工具。图11 为损伤分析工具校验的示意图。图中，纵轴为叶片前缘遭受冰片撞击归一化之后的变形量，蓝色曲线为部件试验的测试值，红色曲线为利用损伤分析工具计算的预测值。如图所示，预测值大于测试值或与其重合。预测值偏大是更保守的情况，说明预测的损伤大于实际的损伤。

图11 损伤分析工具校验示意图Fig.11 Damage analysis tool validation

4.3.2 识别关键参数

冰晶结冰的发生主要由撞击位置、局部温度和局部气流流速3 个关键参数决定。图12 列出了识别潜在结冰条件的流程。首先，可利用CFD 软件计算冰晶粒子撞击位置。只有在冰晶撞击位置才会形成结冰，否则不会产生冰晶结冰现象。随后，结合具体的发动机型号构型，使用校验过的CFD 分析工具，确定冰晶撞击位置的局部环境条件，并利用部件试验所得的冰晶结冰发生条件(局部温度、局部气流流速等)，对CFD 计算结果进行筛选，初步识别出潜在的冰晶结冰条件。其中，局部温度既包含热表面温度，也包含气体温度，二者共同决定冰晶的融化与再结冰。当局部气流流速较低时，有利于冰晶的沉积与进一步融化。通常，冰晶结冰现象发生在特定的局部温度区间与特定的局部流速区间范围内。

图12 识别潜在冰晶结冰条件的流程Fig.12 Process of identifying potential ice crystal icing conditions

4.3.3 确定结冰区域

图13[2]展示了发动机内部出现冰晶结冰的典型区域。可看出，潜在的冰晶积聚区域，主要包含低压压气机(增压级)和高压压气机前几级。一般而言，针对典型的双转子涡扇发动机构型，初步识别的潜在冰晶结冰区域，主要分布在高压压气机进口导向叶片、增压级进口导向叶片、传感器以及其他流道内容易积聚冰晶的位置。结合发动机构型及工作情况开展进一步分析，对初步识别的潜在冰晶结冰区域进行排除。如GEnx-2B 的可调放气活门(VBV)可在结冰条件下不断开闭作动，考虑到VBV 活门不断开合有利于将核心机流道中的冰晶排出至外涵，因此该活门附近基本不会发生冰晶结冰现象。

图13 发动机内部典型冰晶结冰区域Fig.13 Typical ice crystal icing area inside the engine

4.3.4 防冰设计考虑

处于冰晶结冰环境下，飞机总温传感器可能会因结冰而反馈错误的温度信号。已有利用飞机总温传感器与发动机进口温度传感器，探测冰晶结冰环境的相关研究[23-24]。此外，也可借助发动机压气机出口温度传感器进行判定，当压气机出口温度出现大幅降低且持续一定时长时，可以判定发动机进入了冰晶结冰环境。

除了提高冰晶结冰环境的探测能力外，还可以从防冰设计角度出发，采取一系列预防措施。如利用VBV 活门作动、增大高压压气机叶片前缘厚度等。VBV 活门持续性开闭有助于将上游的冰晶排出发动机核心机，起到保护下游零部件的目的。增大高压压气机叶片前缘厚度可以更好地抵御冰脱落后的撞击损伤，提高应对冰晶结冰的能力。

4.3.5 性能影响分析

冰晶结冰后对发动机性能的影响，主要表现为失速、喘振、熄火等。确定结冰区域后，使用校验过的CFD 分析工具，对结冰区域的结冰冰形进行评估。如无法精确预测，可采用对冰形结果适当放大的处理方式。确定结冰冰形后，使用CFD 分析工具，评估结冰对发动机失速、喘振裕度、熄火裕度的影响。分析过程中应格外关注慢车下降工况，根据已有运行经验及相关AD 情况，此状态下容易出现结冰导致的熄火裕度降低，甚至空停事件。因此，需开展专门分析以评估慢车下降过程中熄火的可能性，并根据分析结果，采取相应的保证措施。

4.3.6 脱冰影响分析

脱冰对发动机的影响包括熄火、损伤等。根据所确定的结冰区域，估算每个区域的结冰总量及对应的脱冰冰块质量。该过程中可采用仿真或其他手段(如采用上游流道中可通过的最大冰块)，对脱冰冰块质量进行放大处理。

针对损伤评估，首先使用验证过的CFD 仿真工具，计算冰块脱落后的运动轨迹及撞击位置，再利用验证过的损伤分析工具，评估冰块撞击的损伤。开展损伤评估时，应重点关注高压压气机前几级叶片，并选取冰块撞击导致的叶片应变与变形量作为评估参数。损伤计算分析时，应涵盖发动机整个运行包线(对应不同海拔高度与飞行马赫数)，以筛选导致潜在积冰的运行条件，舍弃无潜在积冰可能性的条件。评估撞击损伤时，应考虑压气机不同工作状态下的转速与冰块的不同尺寸、撞击姿势的最差组合。

针对熄火评估，可利用吸冰试验或吸雨吸雹试验的结果进行类比分析，以评估脱冰冰量对燃烧室熄火裕度的影响。通常，因脱冰导致熄火的情况，需同时满足两个条件：脱冰速度足够快，脱冰范围足够大(如360°全方位同时脱冰)。熄火评估应涵盖发动机整个运行包线，重点关注巡航阶段与慢车下降阶段，这两个阶段更容易发生冰晶结冰。

5 结论与展望

针对冰晶存在环境及对航空发动机的危害性进行了研究总结，并结合美国、欧洲与国内适航规章要求及已发布的适航指令，提出了冰晶结冰适航审定的关注要点。通过对当前冰晶结冰计算模拟及地面试验现状的总结，提出了一种表明航空发动机冰晶结冰符合性的方法，可对当前国内航空发动机冰晶结冰适航审定工作提供指导。但由于国内缺少相关基础研究，仍存在以下问题。

5.1 面临的主要问题

冰晶结冰理论研究、数值模拟和试验研究仍处于发展阶段，目前都不够成熟，面临的主要问题为：

(1)理论研究方面，冰晶结冰相关的动力学研究相对较多，但热力学研究相对较少，很多基础性问题尚未得到解决，如冰形特征的定量研究、结冰过程的热力学相似问题[25]等。

(2)数值模拟方面，冰晶结冰现象包含冰粒随气流运动、撞击表面、融化、粘附、再结冰的复杂物理过程，且伴随热传递与相变的发生，数值模拟的准确性较低。

(3)试验研究方面，由于冰晶结冰设备的缺乏与局限性，航空发动机制造商难以直接通过试验的方式表明符合性，而这也是未来需要长期面临的问题。

5.2 后续研究方向

(1)理论与数值计算方面，需要进一步研究冰晶结冰的机理，发展更精确的冰晶三维建模及随流场运动模型，研究针对冰晶结冰的热力学相似准则等，以更精确地模拟冰晶结冰现象。

(2)试验方面，一方面需要进一步研究冰晶的发生装置，研究混合相测试技术；另一方面需要考虑到当前冰晶试验设备试验段面积较小，无法开展全尺寸试验，应重点研究并发展冰晶结冰试验的相似准则。

(3)针对航空发动机冰晶结冰研究，无论理论与数值方面，还是试验方面，短期内都难于取得重大突破。目前大多数国外取证发动机型号采用与之前型号类比分析，或部件试验结合分析的方法表明符合性。对于国内航空发动机研制机构，应着重研究基于现有冰晶结冰设备与仿真研究的符合性验证技术。