通用飞机结冰适航验证关键技术及工程应用

王洪伟， 李先哲， 宋展

哈尔滨飞机工业集团有限责任公司， 哈尔滨　150066



通用飞机结冰适航验证关键技术及工程应用

王洪伟*， 李先哲， 宋展

哈尔滨飞机工业集团有限责任公司， 哈尔滨150066

摘要:民用飞机为获得在结冰环境中的运营许可，必须按照适航当局发布的有关结冰适航条款进行结冰适航验证。与大型运输类飞机相比，通用飞机自身的特点决定了其面临更加严重的结冰问题和更加苛刻的结冰适航验证要求。主要以美国FAA发布的相关结冰适航文件为基础，结合国际上最新的飞机结冰研究成果，并以某通用飞机结冰适航验证的实际工程过程为例，论述通用飞机结冰适航验证中的一些关键技术现状、要求及发展趋势。通过论述可知，当前通用飞机的结冰适航验证需要采用多种适航验证技术的有机组合才能完成，结冰问题已经成为飞机总体气动设计中不可分割的组成部分。

关键词:结冰； 数值模拟； 风洞试验； 飞行试验； 适航

飞机结冰是危害飞机飞行安全的重要因素之一，据统计[1], 在1978年至2002年期间，美国NTSB数据库共记录了645起与结冰有关的飞行事故或事件，同期美国NASA的ASRS(Aviation Safety Reporting System)则记录了299起与结冰有关的飞行事故或事件。飞机机体表面关键部位上的严重结冰或机体关键外露传感器上的严重结冰可能会引发坠机事故，因此包括美国适航当局FAA在内的各国适航管理部门对飞机在结冰环境中的飞行安全问题极为重视。

美国FAA对通用飞机(专指小型固定翼飞机)的适航审定基础是FAR23部，对通用飞机结冰适航审定的总体要求条款是FAR23.1419“防冰”。随着适航技术的发展和飞行安全要求的逐步提高，FAA每隔一定时期就对FAR23部进行修订，当前有效的版本是2012年颁布的FAR23-62修正案。从1993年颁布的FAR23-43修正案开始，FAA在FAR23.1419“防冰”条款中增加了一项专门要求，即：“飞机防冰系统必须通过试验来演示在FAR25部附录C确定的连续最大大气结冰条件和间断最大大气结冰条件下飞机能够安全运行。能够安全运行是指飞机的性能、操纵性、机动性和稳定性不会低于FAR23部B 章的要求。”FAA对大型运输类飞机的适航审定基础是FAR25部，在FAR25.1419“防冰”条款中却至今没有规定大型运输类飞机在结冰条件下的性能、操纵性、机动性和稳定性需要满足FAR25部B 章的要求。针对FAR23.1419“防冰”条款中所增加的上述专门要求，FAA在1990年发布的技术通报No. 55 FR 40598中给出了解释，即：“FAR23部通用飞机需要满足的结冰环境与FAR25部运输类飞机的结冰环境是一致的,均为FAR25部附录C规定的连续最大和间断最大大气结冰条件；但FAR23部通用飞机的飞行性能通常低于FAR25部运输类飞机，一旦遇到结冰云，FAR23部通用飞机不能迅速摆脱结冰环境；另外FAR23部通用飞机的外形尺寸通常小于FAR25部运输类飞机，因此FAR23部通用飞机的机翼/尾翼前缘具有更高的过冷水滴收集效率；在相同的结冰条件下，FAR23部通用飞机上的冰形生长速率更快，结冰对FAR23部通用飞机的飞行性能和飞行特性的影响要更加严重。”因此，FAA对FAR23部通用飞机在结冰环境下的飞行安全提出了更加严格的要求，通用飞机的结冰适航验证也因此成为适航申请人所面临的一项重大技术难题。

运12系列通用飞机在20世纪80年代进行过飞机防冰适航验证，并获得美国FAA和中国CAAC颁发的结冰环境下飞行的适航许可。运7系列运输机也进行过结冰适航验证，并获得中国CAAC颁发的适航许可。但是从20世纪80年代至今的约30年期间，国际上关于飞机结冰问题的技术研究取得了长足的发展，各国适航当局在分析总结大量结冰飞行事故/事件的基础上也不断地提高飞机结冰适航验证标准。美国FAA针对FAR23.1419“防冰”条款的主要适航验证指导文件是咨询通报AC23.1419。FAA在1986年颁布了该咨询通报的第1个版本AC23.1419-1，截止2007年，FAA对AC23.1419共进行了5次版本修订和升级，现行有效的版本是AC23.1419-2D[2]。从AC23.1419-2B版本开始，FAA逐步明确提出了FAR23部通用飞机需要对周期冰(Intercycle Ice)、残留冰(Residual Ice)、溢流冰(Runback Ice)、粗糙冰(Roughness Ice)、过冷大水滴结冰(SLD/Supercooled Large Drops Ice)、除防冰系统启动前冰(Pre-Activation Ice)等典型结冰情况进行适航验证。

哈尔滨飞机工业集团有限责任公司目前正在研制一款全新的双发涡桨通用飞机，并于2006年向FAA和CAAC申请型号合格证，其中包括要取得在已知结冰条件下飞行的适航许可。该新型通用飞机的适航审定基础是FAA在2002年颁布的FAR23-55修正案；关于FAR23.1419“防冰”条款的主要适航验证指导文件是FAA分别在2007年和2006年发布的、且至今有效的咨询通报AC23.1419-2D[2]和咨询通报AC20-73A[3]。

由于美国FAA在民用飞机适航审定方面处于世界领先地位，因此本文主要以美国FAA发布的相关结冰适航文件为基础,结合国际上最新的飞机结冰研究成果,并以哈尔滨飞机工业集团有限责任公司的新型通用飞机(文中将统一称作“某型通用飞机”)结冰适航验证的实际过程为例，论述通用飞机结冰适航验证的技术现状、要求及发展趋势，并从适航申请人的角度针对结冰适航验证过程中所采取的一些关键技术、方法进行论述和探讨。

1结冰适航验证相关适航条款及咨询通报

飞机所有迎风部件均可能出现结冰，但从飞行安全角度考虑，适航当局主要关心可能影响到飞机飞行性能/特性、机载系统/设备正常工作等飞机关键部位处的结冰。参考文献[3]中指出：对于常规布局的通用飞机，需要考虑如下位置的结冰问题：机翼/尾翼前缘、驾驶舱风挡、发动机进气系统、外部重要传感器(包括空速管、失速警告器等)、螺旋桨、操纵面无遮蔽气动角补偿前缘、燃油箱通气孔、附件冷却空气入口、机头整流罩、起落架等部位。

FAA对申请人的结冰适航审定分为2类:一类是“无意中进入结冰条件”的适航审定,即基本型飞机的适航审定;另一类是“在已知的、和预报的结冰条件下有意运行”的适航审定。申请人可以任选一种进行适航验证，但申请人如果仅获得“无意中进入结冰条件”类的适航许可，则在飞行航线上有已知的或预报的结冰条件时，飞机禁止飞行，这必将影响飞机的使用范围。如果申请人获得“在已知的、和预报的结冰条件下有意运行”类的适航许可，则飞机可以在FAR25部附录C规定的结冰条件范围内持续飞行。

对于“无意中进入结冰条件”类的适航审定，FAA要求飞机在无意中遇到结冰条件时，飞机必须有一定的安全保障，要求飞机的各系统、设备在遇到结冰条件时能正常工作，飞行员能操纵飞机及时退出结冰环境。表1给出了FAR23部通用飞机在申请“无意中进入结冰条件”类的适航验证中需要涉及到的与防冰有关的系统及设备适航条款。

对于“在已知的、和预报的结冰条件下有意运行”类的适航审定，FAA首先要求飞机要满足表1所列的与系统和设备防冰有关的各项条款要求，此外，FAA要求飞机还要满足表2所列的与结冰有关的附加适航条款要求。

为了指导适航申请人按照表1和表2所列条款进行结冰适航验证，FAA发布了一系列关于FAR23部通用飞机结冰适航验证的咨询通报，见参考文献[2-17]。

某型通用飞机目前正按照FAR23部相关条款要求及咨询通报要求进行“在已知的、和预报的结冰条件下有意运行”类的结冰适航验证。

表1　申请“无意中进入结冰条件”类的FAR23部要求

表2　 申请“在已知的、和预报的结冰条件下有意运行”类的附加FAR23部要求

2通用飞机结冰适航验证关键技术

FAR23.1419条款是针对申请“在已知的、和预报的结冰条件下有意运行”类的通用飞机进行结冰适航验证的总体要求，FAR23.1419(b)条款要求飞机及其部件必须在经测定的自然结冰条件下进行飞行试验,即自然结冰飞行试验，以综合检查在结冰条件下飞机各系统的功能、飞行性能和飞行特性。由于满足FAR25部附录C的自然结冰条件很难遇到，并且自然结冰气象参数也很难保持恒定,以及自然结冰试飞中飞机机体上的结冰不断地生长和脱落，因此自然结冰试飞技术不可能完成FAR23.1419(a)条款要求的对FAR23部B章各项性能和飞行特性适航条款的检查验证。因此FAR23.1419(b)(2)款要求增加干燥空气的飞行试验，参考文献[2]则更明确地指出应该采用带模拟冰形的干空气飞行试验进行FAR23部B章性能和飞行特性适航条款的检查验证。进行带模拟冰形的干空气试飞需要制作人工模拟冰形，因此就需要采用结冰数值模拟技术、地面结冰风洞试验技术等方法来获取必要的冰形形状以及冰形在飞机机体上的生长位置。此外，飞机的机翼/尾翼前缘、发动机进气道唇口等部位通常要设计防冰/除冰装置进行结冰防护，因此也需要采用结冰数值模拟技术、地面结冰风洞试验技术或其他方法分析过冷水滴的冲击极限，确定结冰防护范围。

本文将主要对结冰数值模拟技术、结冰风洞试验技术、带模拟冰形的干空气飞行试验技术、自然结冰飞行试验技术等技术现状、FAA的相关适航技术要求以及某型通用飞机对上述适航验证技术的具体实施方法进行了论述，以提供一个基本完整的通用飞机结冰适航验证过程实例。此外，还对通用飞机结冰适航技术的发展趋势及对飞机总体气动设计技术的影响进行了展望。

2.1结冰数值模拟技术

结冰数值模拟技术是当今飞机结冰技术研究中发展最快的一个领域，国际上已相继出现了一些比较成熟的结冰数值模拟软件，包括美国NASA的LEWICE软件[18-19]、意大利的CIRAMIL软件[20-22]以及加拿大的FENSAP-ICE软件[23-25]等，并在实际工程领域得到应用。美国NASA的LEWICE结冰数值模拟软件采用求解势流方程或Euler方程得到气流流场、采用Lagrange方法确定水滴微粒的运动轨迹，结冰模型则采用经典的Messinger模型[26]。加拿大的FENSAP-ICE软件则是目前比较流行的商业结冰数值模拟软件，与LEWICE软件相比，在数值模拟方法上做了较大的改进，该软件采用N-S方程求解气流流场、采用Euler法计算水滴微粒的运动轨迹，对结冰模型也做了部分改进。

尽管目前结冰数值模拟技术发展很快，但在实际工程应用上还不完善或存在一定的限制。飞机在FAR25部附录C规定的连续最大和间断最大大气结冰条件下所结的冰形是很复杂的，再考虑到飞机除防冰系统工作，则在防护部位上所结的冰形会更加复杂。目前的结冰理论模型对飞机防护部位上所结的周期冰、残留冰和溢流冰等冰形的预测还不能达到工程实用阶段，但对于预测未防护部位所结的明冰(Clear Ice)、霜冰(Rime Ice)以及分析水滴冲击极限等方面已经可以替代成本较高的试验技术方法。

在当前的结冰适航验证实践中，利用结冰数值模拟技术确定结冰防护范围以及确定未防护部位上的结冰(包括除防冰系统故障时防护部位上的结冰)已经得到FAA的认可[2-3]，但FAA会要求对采用的结冰数值模拟软件进行鉴定，即适航申请人或结冰数值模拟软件供应商应向FAA提供软件模拟结果与结冰试验结果的对比数据，证明在规定的结冰条件范围内该软件的模拟计算结果是可信的。

利用结冰数值模拟技术确定结冰防护范围时，FAA要求采用平均直径为50 μm的水滴(属于FAR25部附录C间断最大大气结冰条件)、水滴大小按Langmuir D分布[3]的条件计算冲击极限，防护范围应该从机翼/尾翼前缘向后延伸,直至局部水滴收集率降到0.1的弦向位置[3]；此外，FAA也允许采用平均直径为40 μm的水滴计算冲击极限[27]。计算机翼冲击极限时的典型飞行阶段至少应考虑航路爬升、巡航、以速度VMO(Maximum Operating Limit Speed)应急高速下降等飞行状态。机翼下表面的最大冲击极限情况通常出现在航路爬升阶段，机翼上表面的最大冲击极限情况通常出现在应急高速下降阶段或巡航阶段。

某型通用飞机的机翼/尾翼前缘约95%展长范围采用气动除冰套进行除冰防护，剩余5%展长范围(包括机翼/尾翼根部前缘和尖部前缘、紧邻发房的机翼前缘)没有进行除冰防护，利用LEWICE软件对机翼/尾翼前缘进行了弦向水滴冲击极限分析，采用的平均水滴直径为40 μm、水滴按Langmuir A分布。某型通用飞机机翼前缘除冰套的弦向防护范围最终延伸到机翼上/下表面局部水滴收集率降到0.1的弦向位置。

某型通用飞机机翼/尾翼前缘未防护部位、除冰套故障时防护部位上的冰形则是采用FENSAP-ICE软件进行分析计算的，模拟结冰条件符合FAR25部附录C的规定。图1是利用FENSAP-ICE软件计算得到的某型通用飞机在层云中(即FAR25部附录C连续最大大气结冰条件)进行45 min待机飞行时机翼翼尖前缘未防护部位上的一个冰形，计算条件是：液态水含量LWC(Liquid Water Content)为0.5 g/m3、平均水滴直径MVD(Median Volume Diameter)为22 μm、外界环境温度OAT(Outside Ambient Temperature)为-5 ℃、结冰时间为45 min、速度为162 kts(1 kts=1.852 km/h)。由图1可以看出该待机冰形是双角明冰，上冰角很明显,冰角高度约为1.3 inch(1 inch=25.4 mm)。

图145 min待机生成的机翼前缘冰形(翼型弦长1)
Fig. 1Ice shape on wing leading edge after 45 min holding (airfoil chord length 1)

2.2结冰风洞试验技术

在结冰适航验证过程中， FAA会要求适航申请人对周期冰、残留冰、溢流冰、粗糙冰、过冷大水滴结冰、除防冰系统启动前冰等典型结冰情况进行适航验证,或从中筛选出一个或多个对性能或飞行特性临界的冰形进行适航验证[2]。

如前所述，当代的结冰数值模拟技术在FAR25部附录C规定的结冰条件下对未防护表面的结冰预测技术已经逐渐成熟，可以应用在型号适航验证中。但结冰数值模拟技术对周期冰、残留冰、溢流冰、粗糙冰、过冷大水滴结冰、启动前冰等还不能很好地模拟，FAA对获取上述冰形认可的技术方法主要包括结冰风洞试验技术、自然结冰飞行试验技术、结冰喷洒机(Icing Tanker)试验技术[2-3]。在这些试验技术中，结冰风洞试验技术的相对试验成本最低，并且对结冰试验条件和状态能够实现精确控制；但结冰风洞的试验段截面尺寸有限，对于尺寸较大的试验件，将不能进行1∶1的全尺寸模拟试验，因此会影响试验结果的准确性。目前，结冰风洞试验技术已经成为适航申请人获取周期冰、残留冰、溢流冰、粗糙冰、过冷大水滴结冰、除防冰系统启动前冰等冰形的主要技术手段。

世界上比较著名的大型结冰研究风洞主要有两座，即美国NASA Glenn的结冰风洞和意大利Cira的结冰风洞，二者均能对FAR25部附录C规定的结冰条件进行模拟试验。其中NASA Glenn的结冰风洞是不可调压的常压风洞，因此不能模拟飞行高度对结冰形状的影响，意大利Cira的结冰风洞则是可调压风洞。目前的试验研究成果表明外界环境压力对结冰形状影响很小，因此常压结冰风洞也可以用于研究一定飞行高度上的飞机结冰问题[28-31]。

结冰风洞试验技术经过多年的发展，对FAR25部附录C结冰范围内的试验模拟技术已经比较成熟，结冰风洞试验的无量纲相似参数主要包括[32]：水滴修正惯性参数K0；水滴积聚参数Ac；前缘驻点处的冻结系数n0；相对热力因子b；蒸发-对流热传递因子rΛ；水滴能量传递参数φ；空气能量传递参数θ；水膜毛细数Ca；基于水滴直径的韦伯数Weδ；基于翼型前缘直径的雷诺数Rea；试验马赫数Ma。上述参数中最重要的相似参数是K0、Ac和n0。由于目前的试验技术限制，不可能对上述相似参数全部进行模拟，只能选出部分相似参数进行模拟，由此发展出不同的模拟方法，比较著名的有Olsen方法(模拟相似参数K0、Ac、n0、Ca、Rea、Weδ、Ma)和Modified Ruff方法(模拟相似参数K0、Ac、n0、φ)[32]。通过相似参数的模拟，既可以进行缩比模型的试验,也可以进行结冰参数的转换试验。由于缺乏可靠的试验结果支持，FAA目前不支持适航申请人利用缩比试验模型及相应的缩比结冰防护系统进行周期冰和溢流冰的结冰风洞试验研究[3]。

结冰风洞试验均有试验段的堵塞度限制，如果试验模型在试验段横截面上的投影面积与试验段横截面积之比超过了10%，则需要考虑试验模型堵塞度对结冰风洞试验的空气动力相似和热动力相似的不利影响[3]。如果试验模型太大又不允许进行缩比，可以考虑采用混合模型设计(Hybrid Airfoil Design)技术进行结冰试验模型设计及结冰风洞试验，该混合试验模型的前缘形状及尺寸与真实飞机是完全一致的，但试验模型的后体则是一个缩小尺寸的模型[33]。

由于梯形机翼/尾翼外段的翼型尺寸一般相对较小，因此水滴修正惯性参数K0相对较大，结冰严重，适航申请人至少应截取机翼/尾翼外段的一部分进行结冰风洞试验研究。在加工制作结冰风洞试验模型时，模型前缘表面的设计细节一定要与实际生产型飞机一致，包括蒙皮对接、口盖、铆钉/螺钉等产生的缝隙和台阶；如果生产型飞机机翼/尾翼采用可拆卸前缘，则可拆卸前缘与主翼间的展向对接缝隙也一定要模拟。结冰风洞试验模型的后体一般只需要保证所需的外形及模型安装所需的强度/刚度即可。

在某型通用飞机结冰风洞试验项目中，分别制作了机翼外段1∶1试验模型和平尾外段1∶1试验模型；试验模型前缘按飞机维护要求安装生产型飞机的气动除冰套，气动除冰套的自动循环工作周期是1 min，并在美国Cox & Co.常压结冰风洞中进行了关于周期冰、粗糙冰、溢流冰、启动前冰等冰形的结冰风洞试验。表3是某型通用飞机结冰风洞试验条件的一个目标矩阵示例，由于Cox & Co.结冰风洞的最大试验风速为170 kts，低于表3中的巡航阶段速度和下降阶段速度，因此采用了Modified Ruff相似准则，通过调整LWC、MVD、静温、除冰套自动循环周期这4个试验参数将巡航阶段和下降阶段的试验速度降到了170 kts。SLD结冰条件已经超出FAR25附录C规定的连续最大和间断最大结冰条件，故用*表示结冰条件是空白。对于气动除冰套系统，溢流冰一般出现在总温接近0 ℃附近，并且溢流冰对温度极为敏感，因此在进行溢流冰试验时，需要在试验过程中围绕总温0 ℃附近精细地调节试验温度(温度调节步长0.5 ℃)，直至观察到出现溢流冰状态。

图2为某型通用飞机结冰风洞试验中机翼前缘较严重的周期冰冰形，冰形特征为模型前缘覆盖冰帽,厚度约为0.28 inch，模型前缘上表面有迎风冰脊,冰脊平均高度为0.36 inch。表3中的序号3为该周期冰的试验状态，其冻结系数n0为1，表明该周期冰是在结霜冰状态下得到的。图3为某型通用飞机结冰风洞试验中机翼前缘较严重的大水滴冲击粗糙冰冰形，前缘粗糙度相当于80目砂纸，表3中的序号6为该粗糙冰的试验状态。图4为某型通用飞机结冰风洞试验中得到的机翼溢流冰，溢流冰位于机翼前缘除冰套上表面的弦向后半部分，由离散的冰脊和颗粒粗糙冰构成，冰脊高度不超过0.1 inch。图5为某型通用飞机结冰风洞试验中得到的机翼SLD，冰形特征为机翼前缘除冰套上表面弦向后半部分有离散的冰脊，冰脊高度不超过0.1 inch。

表3　结冰风洞试验条件的目标矩阵

图2机翼前缘周期冰
Fig. 2Intercycle ice on wing leading edge

图3机翼前缘大水滴冲击粗糙冰
Fig. 3Roughness ice of large drop impingement on wing leading edge

图4机翼前缘上表面溢流冰
Fig. 4Runback ice on wing leading edge upper surface

图5机翼前缘上表面SLD
Fig. 5SLD on wing leading edge upper surface

2.3带模拟冰形的干空气飞行试验技术

如前所述，带模拟冰形的干空气飞行试验是结冰适航验证项目中必须开展的试验。带模拟冰形的干空气飞行试验的主要目的是按FAR23.1419(a)条款的要求，检查验证飞机在FAR25部附录C规定的连续最大和间断最大大气结冰条件下，飞机的性能、操纵性、机动性和稳定性不应低于FAR23部B章的要求。带模拟冰形的干空气试飞得出的飞行性能数据要编入《飞行手册》的性能章节中，得出的飞行特性限制(例如对着陆襟翼的限制)则要写入《飞行手册》的限制章节中。

在带模拟冰形的干空气试飞中需要采用临界冰形进行适航验证，临界冰形的概括性定义是[2]：“在规定的结冰条件下，在机体表面所产生的、且对特定的飞行安全要求具有最不利影响的结冰。”针对不同的飞行安全要求，相应的临界冰形可能是不同的；适航申请人在选择确定各种临界冰形时，应该主要从冰形对下述方面(但不包括全部)的影响进行考虑[3]，即：升力/最大升力、阻力、俯仰力矩、操纵力、操纵面运动、防护部位之后产生冰脊、溢流冰、振动/气弹稳定性、失速警告、失速特性、发动机功率、进气道进气、稳定性/操纵性/机动性、配平、操纵面气动补偿、平尾/升降舵失速、垂尾/方向舵失速、脱落冰对发动机工作及机体结构损伤的影响等。

正是由于冰形对飞行安全影响的复杂性和多样性，因此带模拟冰形的干空气试飞采用的冰形至少需要考虑2个要求[2]。

1) 按飞行阶段的结冰包括：起飞阶段结冰、爬升阶段结冰、巡航阶段结冰、待机阶段结冰、进场和着陆阶段结冰。

2) 按典型冰形考虑包括：启动前冰、周期冰、残留冰、溢流冰、大水滴粗糙冰、过冷大水滴结冰以及除防冰系统故障结冰(Failure Ice)。

FAA并没有明确指出FAR23部B章中每项适航条款验证是否需要考虑结冰问题以及每项适航条款验证应该对应哪种冰形。从适航申请人的角度考虑，如果FAR23部B章每项条款都要验证上述所有冰形，显然带模拟冰形的干空气试飞工作量会增加到难以执行的程度，并且也是没有必要的。FAA允许从上述冰形中选出最临界的冰形进行干空气试飞验证[2]，但如果为简化试飞工作量而专门设计出一个对飞机所有气动特性影响均是最临界/最保守的冰形(一般情况下也很难论证出这样的冰形)，则会使飞机的飞行性能和飞行特性严重降低，使试飞工作面临极大的安全风险。因此如何将FAR23部B章的每项条款与各种验证冰形进行优化组合也正是考验适航申请人适航验证能力的一个体现。

本文通过研究上述各种冰形的典型结冰环境，结合某型通用飞机的飞行程序以及结冰防护系统的使用程序，以某型通用飞机为例给出各种典型冰形与FAR23部B章适航条款进行优化组合的一个建议。由于飞机结冰与飞机自身的设计特征和使用程序紧密相关，因此本文给出的带模拟冰形的干空气试飞内容建议是否适用于其他通用飞机还需考虑该飞机自身的设计特征和使用程序与某型通用飞机的区别。

2.3.1起飞阶段结冰

某型通用飞机的使用程序规定在起飞阶段，即爬升到距跑道表面400 ft(1 ft= 0.304 8 m)高度之前不开启机翼/尾翼的气动除冰套，由于起飞过程很短暂，这时在机翼/尾翼前缘除冰套上应该形成颗粒状的粗糙冰。如果在结冰风洞试验中没有进行起飞阶段的结冰模拟试验，则FAA允许在机翼/尾翼前缘直接喷涂100目金刚砂模拟起飞阶段的粗糙冰[2],但需要适航申请人自己论证确定粗糙冰的弦向覆盖范围。某型通用飞机进行了起飞阶段的结冰风洞试验，得到了机翼/尾翼前缘粗糙冰的粗糙度及粗糙冰的弦向覆盖范围。因此将采用结冰风洞试验得到的起飞阶段的粗糙冰进行FAR23部B章中与起飞有关的飞行性能和飞行特性适航条款验证。不建议采用其他更临界的冰形代替起飞阶段的粗糙冰，否则会使飞机的起飞性能严重降低。

2.3.2周期冰和残留冰

周期冰和残留冰是气动除冰套正常循环工作下机翼/尾翼前缘防护部位上的结冰。某型通用飞机的使用程序允许在航路爬升、巡航、待机、下降、进场及部分着陆阶段开启机翼/尾翼前缘的气动除冰套(在五边进场着陆过程中仅要求在最后的第五边着陆阶段关闭机翼/尾翼前缘气动除冰套)，因此与上述飞行阶段有关的FAR23部B章的飞行性能和飞行特性条款应该考虑临界周期冰和残留冰的适航验证问题。在除冰套正常循环工作下，残留冰一般没有周期冰严重[34]，并且某型通用飞机的结冰风洞试验也证明这一观点，因此残留冰的干空气飞行试验就完全可以被更临界的周期冰干空气飞行试验代替。

2.3.3大水滴粗糙冰

严重的大水滴粗糙冰通常是认为飞机短时间穿越含有过冷水滴的积云(即间断最大大气结冰条件，云层水平范围为4.8 km)造成的，因此应通过结冰风洞试验获得临界的大水滴粗糙冰。某些翼型的气动特性对翼型前缘的粗糙冰是非常敏感的，NACA23012翼型前缘均匀喷涂40～80目金刚砂后使最大升力系数降低约25%[3]。图6是根据表3中序号6的结冰风洞试验结果，在某型通用飞机试验模型的机翼前缘相应弦向范围内均匀喷涂80目金刚砂后进行常规干空气测力风洞试验的结果，试验结果表明：与机翼前缘无冰状态相比，机翼前缘喷涂80目金刚砂后，翼身组合体的最大升力系数降低约0.3～0.4，该试验的雷诺数Re=1×106、马赫数Ma=0.18。图6的试验结果也存在一定的疑问，某型通用飞机的常规干空气测力试验模型是1∶8缩比模型，而试验模型机翼前缘喷涂的是1∶1的80目粗糙冰；颗粒状的80目粗糙冰如果也进行相应缩比则会变得过于微小，会完全淹没在试验模型表面的气流附面层下。

图6大水滴粗糙冰条件下翼身组合体升力系数CL-攻角α曲线(Re=1×106, Ma =0.18)
Fig. 6Curves of lift coefficient versus AoA for combination of wing and fuselage with large drops roughness ice (Re=1×106, Ma=0.18)

鉴于机翼前缘粗糙冰会明显影响机翼的最大升力系数，因此FAR23部B章中的关于失速速度、失速特性、失速警告等条款需要考虑大水滴粗糙冰的干空气试飞验证。

2.3.4启动前冰

参考文献[2-3]均给出了除防冰系统启动前冰的定义，即指除防冰系统在达到有效的工作状态之前在防护部位上所结的冰形。启动前冰的结冰时间包括：①如果装有结冰探测器，结冰探测器探测出结冰并发出报警所需时间延迟；②如果没有结冰探测器，飞行员通过观察外部判据确定结冰所需时间延迟；③飞行员按《飞行手册》规定程序启动防冰系统所需的时间延迟；④防冰系统从启动至有效工作所需的时间延迟。此外，对于机翼/尾翼前缘安装气动除冰套的早期通用飞机，《飞行手册》中可能会规定飞行员需等待除冰套表面结冰达到规定厚度后(例如0.25 inch)才允许启动气动除冰套，则启动前冰的结冰时间还应包括达到规定结冰厚度所需的时间延迟。对于装有“现代除冰套(Modern Deicing Boot)”([3])的当代通用飞机，FAA建议一旦判明出现结冰情况就立即启动气动除冰套([35])，因此启动前冰的结冰时间只包括本节①～④项所需的时间延迟。

适航申请人应当通过分析或试验等手段确定启动前冰的最大可能结冰时间， FAA建议的防冰系统(不是除冰系统)启动前冰的结冰试验时间通常为0.5～2 min[2]。由于启动前冰的结冰时间很短，因此启动前冰通常也是粗糙冰。

某型通用飞机通过结冰风洞试验进行了启动前冰试验研究。启动前冰粗糙冰是在FAR25部附录C连续最大大气结冰条件下得到的[2]，没有2.3.3节中的大水滴粗糙冰临界(在FAR25部附录C间断最大大气结冰条件下获得)，因此在某型通用飞机带模拟冰形的干空气试飞中，决定用更临界的大水滴粗糙冰代替启动前冰，进行有关启动前冰的试飞验证。启动前冰的干空气试飞应至少检查FAR23部B章中的失速警告和失速速度条款，以及开展属于FAR23.143条款的“尾翼失速敏感性”试验[2]。

部分现代通用飞机为满足FAR23.207条款规定的至少5 kts失速警告余量要求，开始采用至少2套失速警告系统，一套在无结冰环境下使用,另一套在结冰环境下使用。由于启动前冰是假定飞行员没有察觉到结冰现象，因此启动前冰对应的是无结冰条件下的失速警告系统。对于启动前冰，FAA要求无结冰条件下的失速警告系统可以提供小于5 kts的失速警告余量，但失速警告余量必须是正值[2]，因此适航申请人必须通过适当的设计技术及使用程序防止启动前冰对失速速度有过大的影响。

2.3.5溢流冰

在早期的结冰适航验证中，只有配备了加热式防冰系统的通用飞机才考虑溢流冰问题。但在近期的结冰风洞试验研究中，FAA发现对于机翼/尾翼前缘装有除冰套的试验模型，在FAR25部附录C规定的连续最大大气结冰条件范围内,且在试验总温接近0 ℃的特定情况下，试验模型的上/下表面会出现溢流冰；当机翼前缘上/下表面存在蒙皮对接的展向缝隙时，溢流冰还可能在表面展向缝隙的前面堆积成高度约0.3 inch的冰脊[35]。因此FAA增加了关于溢流冰现象的适航验证。

某型通用飞机通过结冰风洞试验对溢流冰进行了试验研究，见图4。结冰风洞试验结果表明溢流冰主要出现在前缘除冰套上表面的弦向后半部分，冰脊高度很小,不超过0.1 inch，除冰套之后的模型上表面没有溢流冰；因此适航申请人向FAA申请取消溢流冰的干空气试飞验证。

如果结冰风洞试验以及常规干空气测力风洞试验表明溢流冰对飞机气动力特性影响明显，则在带模拟冰形的干空气飞行试验中，建议优先检查验证与飞行安全紧密相关的失速速度、失速警告、失速特性等条款。

2.3.6过冷大水滴结冰

过冷大水滴是指水滴直径超出FAR25部附录C规定的水滴直径范围的水滴，即水滴直径超过了50 μm。过冷大水滴结冰条件一般包括冻毛毛雨(Freezing Drizzle)结冰和冻雨(Freezing Rain)结冰；冻毛毛雨的水滴直径范围为50～500 μm，冻雨的水滴直径范围大于500 μm[2-3]。由于1994年ATR72飞机在美国印第安纳州的Roselawn上空遭遇冻雨及冻毛毛雨后发生坠机事故，FAA和NTSB通过结冰风洞试验研究及在模拟结冰云中的飞行试验研究复原了当时的结冰环境及飞行状态，发现在总温接近0 ℃的冻毛毛雨及冻雨结冰环境下，在机翼前缘防护范围之后、副翼与主翼面展向缝隙之前的机翼上表面上会堆积出一道严重的展向冰脊，导致副翼操纵异常以及飞机出现快速滚转。因此FAA要求适航申请人进行SLD结冰适航验证[2]。

适航申请人首选的办法应该是进行SLD结冰风洞试验研究，FAA建议的FAR23部飞机SLD结冰试验研究的参数范围是LWC=0.33 g/m3、MVD=170 μm、总温为-4.4～1.9 ℃[2]。由于SLD结冰条件的水滴分布范围较大，目前世界上的主要结冰风洞，包括NASA Glenn结冰风洞和Cira结冰风洞还只能部分地模拟SLD结冰条件。

美国Cox & Co.结冰风洞也不能按上述FAA建议的试验参数要求模拟SLD结冰情况，经协商，某型通用飞机在Cox & Co.结冰风洞中近似完成了SLD结冰试验研究，其中一个试验参数示例为表3中的序号8。结冰风洞试验结果表明在接近FAA建议的SLD结冰条件下并没有在机翼前缘上表面出现严重的冰脊，平均冰脊高度仅约0.1 inch，并且结冰主要局限在前缘除冰套上表面；因此适航申请人向FAA申请取消SLD冰形的干空气试飞验证。

如果适航申请人选择不做SLD结冰风洞试验检查，则FAA会要求在机翼前缘除冰套之后、副翼之前的机翼上表面上安装横截面为1/4圆型的展向冰脊，进行飞机横向操纵敏感性科目的试飞验证[2]。国际上目前对SLD结冰风洞试验研究表明：横截面为1/4圆型的展向冰脊高度最严重情况应为1 inch[36]。

2.3.7除防冰系统故障冰

FAA要求只要除防冰系统在设计上不能证明极不可能发生故障/失效，则需要进行飞行试验检查验证除防冰系统故障的危害等级,并在《飞行手册》中制定除防冰系统故障后相应的安全操纵程序[2]。如果除防冰系统故障有指示信息提供给飞行员，并且《飞行手册》中规定飞行员要尽快退出结冰环境，则发生故障的防护部位上允许的结冰时间取正常待机飞行时间(45 min)的一半，即22.5 min，否则将按除防冰系统正常工作下的结冰验证要求检查故障情况。

除防冰系统发生故障的防护部位相当于没有进行结冰防护，因此某型通用飞机机翼/尾翼前缘气动除冰套发生故障的部位是通过FENSAP-ICE软件模拟计算获得的故障冰形，结冰模拟计算时间取22.5 min。进行除冰套故障冰适航验证的目的主要有2项,即在《飞行手册》限制章节中要规定机翼除防冰系统故障情况下的失速速度以及确认平尾除防冰系统故障情况下是否需要限制着陆襟翼，以免发生尾翼失速问题。因此在故障冰的干空气试飞中，应主要检查除冰套故障冰对飞机失速速度以及尾翼失速敏感性的影响。从可靠性角度考虑，某型通用飞机机翼和尾翼的除冰套设计都是分段独立的，因此除冰套故障冰一般只需考虑一段独立的除冰套故障问题。

2.4自然结冰飞行试验技术

自然结冰飞行试验是FAR23.1419(b)条款要求必须开展的，也是最终的结冰适航验证试验。与带模拟冰形干空气飞行试验的目的不同，自然结冰飞行试验是综合性的验证试验，主要目的是在自然结冰环境下综合检查验证飞机的飞行性能和飞行特性，以及综合检查验证飞机的防冰系统、动力系统、操纵系统、大气数据系统等所有可能受结冰环境影响的机载系统和设备的功能及可靠性问题。参考文献[2]已经比较系统地列出了FAR23部通用飞机自然结冰试飞需要开展的检查验证项目。自然结冰试飞通常是适航申请人面临的最困难的一项试验项目，因为适航条款以及咨询通报只给出试飞检查验证的综合要求，需要适航申请人将综合检查验证项目细化分解至可执行阶段。开展自然结冰试飞通常需要首先解决如下2项问题：

1) 飞机的改装，自然结冰试飞需要对试验机进行改装，在机体外部安装专门的大气数据测量设备，用于测量记录大气中液态水含量、水滴直径、环境温度等结冰试验必需的测量参数。为了测量记录机体表面关键部位的结冰情况还需要在机体外部安装多个视频探头或照相设备。要求对机体外部的改装不能明显改变飞机原有的气动特性和流场特性；在机体外部安装的突出装置本身也是高效的水滴收集器，因此也需要考虑防冰问题以及冰脱落可能造成的相互打伤问题。适航申请人需要对改装设备的功能以及试飞安全进行评估。

2) FAR25部附录C结冰环境，在自然结冰试飞中，为获得规定的结冰厚度以及完成必要的试验科目，飞机可能需要多次遭遇结冰云，但FAA要求自然结冰试飞需要至少遭遇一次符合FAR25部附录C规定的连续最大大气结冰条件[2]。FAR25部附录C的连续最大大气结冰条件和间断最大大气结冰条件是根据美国NACA在1940—1950年期间在北美上空开展的一系列大气数据测量试验制定的[37-39]，并从大量测量数据中选取了最严重的结冰情况。根据研究统计，在北美上空遭遇到的结冰情况中，99%的概率是结冰严重性不会超过FAR25部附录C规定的范围[39]。中国虽然地域广阔，在西南地区、长江中下游地区以及新疆天山地区存在自然结冰环境，但却没有美国东北部五大湖地区的高空寒流与地面大型湖泊水汽蒸发相交汇造成的典型结冰气象条件。因此为遭遇符合FAR25部附录C规定的连续最大大气结冰条件，适航申请人需要精心选择开展自然结冰试飞的地区和季节。

某型通用飞机目前还没有开展自然结冰试飞，但自然结冰试飞项目的前期规划和飞机改装工作已经启动，所完成的工作包括：在试验机的机翼下吊装了专门的大气数据测量设备；在试验机机体外安装了4个具有防冰功能的视频探头，用于观测记录机翼前缘及上/下表面、发动机进气道唇口、机翼前缘失速警告器、平尾前缘及下表面、垂尾前缘及侧表面等关键部位上的结冰情况。

自然结冰试飞中遭遇的结冰云情况是随机的和不可控的，因此需要制定灵活的试飞计划。由于遭遇符合FAR25部附录C连续最大大气结冰条件的概率很小，因此一旦遇到该高强度结冰条件，应主要完成与结冰有关的各系统功能及可靠性试飞检查验证，并评定飞行员的工作负荷。针对自然结冰试飞中的飞行性能和飞行特性检查验证，某型通用飞机专门在机翼翼尖前缘未防护部位安装了结冰标尺；将通过在结冰云中的持续飞行，使结冰标尺上的结冰厚度达到规定的结冰厚度后[2]，再开展飞行性能和飞行特性的试飞验证。为了确保在进行飞行性能和飞行特性试飞验证时机体上的结冰不脱落，飞机可以通过爬升到较高高度使机体上的残留结冰牢固地冻结在机体表面上。

2.5其他适航验证技术

前述的结冰数值模拟技术、结冰风洞试验技术、带模拟冰形的干空气飞行试验技术以及自然结冰飞行试验技术这4项技术是目前通用飞机结冰适航验证中最普遍采用的技术和方法。在通用飞机结冰适航验证中，也存在其他一些适航验证技术和方法，现做一简要介绍：

1) 冰形的工程预测方法，在早期的通用飞机结冰适航验证中，适航申请人也采用工程方法预测机翼/尾翼未防护部位的冰形。这种方法首先需要确定飞机的几何参数、飞行参数及结冰条件参数，然后利用国际上发表的一些冰形预测手册或资料[27, 40-41]中的图表数据和工程计算公式计算集水量、冰形截面面积、水滴撞击范围等参数，进而确定冰形形状和位置。该冰形工程预测方法也仅能预测未放护部位的冰形，随着结冰数值模拟技术的发展和成熟，冰形工程预测方法逐渐被结冰数值模拟技术所取代。

2) 在模拟结冰云中进行飞行试验，该试验技术通常包括2种形式，一种形式是结冰喷洒机在前面飞行并持续制造模拟结冰云，后面跟随的试验机则在模拟结冰云中飞行进行结冰飞行试验；另一种形式是直接将结冰喷洒设备安装在试验机某一关注的部位/部件前面进行飞行试验，检查验证该关注部位/部件的结冰情况。与结冰风洞试验技术相比，在模拟结冰云中进行飞行试验可以实现1∶1全尺寸的结冰试验检查验证，而不必受结冰风洞试验段截面尺寸的限制。但在模拟结冰云中进行飞行试验也面临一些困难：结冰喷洒机与试验机前后编队飞行时飞行状态参数不易控制，结冰条件参数也不易控制；在试验机关注部位/部件之前直接安装结冰喷洒设备则容易干扰该部位原有的气流流场，使试验结果不能反映真实情况。此外，在模拟结冰云中进行飞行试验的试验成本要远高于结冰风洞试验的试验成本，并具有一定的安全风险，因此适航申请人通常采用结冰风洞试验技术代替在模拟结冰云中的飞行试验技术。

3结冰适航验证技术发展趋势

结冰适航验证技术的发展是适航当局与适航申请人相互促进的过程。适航当局通过对大气结冰现象的研究、民用飞机结冰事件/事故的调查分析等活动不断地扩展结冰适航验证范围和提高结冰适航验证标准；适航申请人为了满足不断提高的结冰适航验证标准以及促进民用飞机的市场竞争力，需要在与除防冰相关的飞机设计技术上进行持续改进和创新。当前结冰适航验证技术的发展方向主要体现在3个方面。

3.1结冰适航验证气象条件扩展

国际上对于结冰气象研究的一个发展动向就是关于FAR25部附录C范围之外的结冰条件，主要包括冰晶(Ice Crystal)条件和过冷大水滴条件。目前的研究已经发现[2]约40%的结冰云层是由液态水滴和固态冰晶组成的(即混合相结冰条件)。SLD结冰条件则是指本文2.3.6节所述的冻雨或冻毛毛雨结冰条件。美国FAA和欧洲EASA等适航当局已经调查认定了多起因严重结冰天气(超出FAR25部附录C的规定)导致的事故/事件，因此正在研究考虑将过冷大水滴SLD结冰、冰晶结冰等情况列入适航验证要求中，并计划在FAR25部增加一个关于定义SLD结冰环境的专门附录，在FAR33部增加一个关于定义混合相结冰及冰晶环境的专门附录[36]。结冰气象条件的扩展对结冰适航验证技术的影响和促进将是广泛而深刻的，当代的结冰数值模拟技术以及国际上现有的多数结冰风洞试验能力对SLD结冰条件和冰晶结冰条件的模拟还不能满足实际工程应用要求。为了模拟SLD结冰条件和冰晶结冰条件，结冰数值模拟技术需要完善结冰数学模型，现有的结冰风洞设施需要改造或改进，并且本文2.2节所列的结冰风洞试验相似参数是否仍然适用也需要重新进行分析和验证[32]。

3.2高效除防冰技术及结冰探测技术的研发

除防冰技术及结冰探测技术对结冰条件下的飞行安全至关重要。尽管目前国际上有多种形式的除防冰技术(包括加热式除防冰技术、机械式除防冰技术、液体除冰技术等)和结冰探测技术(包括光学法、热学法、电学法和机械法等[42])，但现有的除防冰技术和结冰探测技术并不完善。

凭借重量轻、功耗低、可靠性高等优势，气动除冰套技术自1930年至今在通用飞机上得到广泛的应用。当代设计技术及工艺技术生产的气动除冰套称为“现代除冰套”[3]，某型通用飞机机翼/尾翼前缘采用的除冰套就是Goodrich 公司生产的“现代除冰套”。由本文2.2节的某型通用飞机风洞试验结果可知：在符合FAR25部附录C结冰范围的某些特定结冰条件下，“现代除冰套”并不能将除冰套表面上的结冰干净地清除，而是形成较严重的结冰，必然会降低飞机的飞行性能和飞行特性。

国际上现有的结冰探测器也存在两个较普遍的问题[2]：①在FAR25部附录C结冰范围内的某些特定结冰条件下，最典型情况是在水滴冻结系数n0接近零的结冰条件下(半融雪结冰条件)，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;②在FAR25部附录C结冰条件之外的降雪或扬雪天气下，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，并在进气道深处部件上冻结，极易造成发动机工作异常。

因此，如果在高效的除防冰技术和高灵敏度的结冰探测技术方面取得突破，将极大地降低通用飞机结冰适航验证项目的复杂性和难度，显著地提升结冰环境中的飞行安全。

3.3结冰影响是总体气动设计技术的组成部分

由于目前不存在高效的除防冰技术，因此对机体表面少量结冰具有一定容忍度(Ice Tolerance)设计技术逐渐成为飞机总体气动设计中的重要组成部分，该技术也是飞机结冰适航验证技术的基础。

对结冰具有一定容忍度设计技术就是要求当机体表面存在少量结冰时(包括除防冰设备正常工作下形成的周期冰、残留冰、粗糙冰等)，飞机气动特性和飞行特性的变化要尽量得小。

飞机结冰对气动特性的影响主要体现在最大升力系数/失速攻角降低、阻力系数增加、俯仰力矩特性改变、舵面操纵效率降低及铰链力矩特性改变等方面。在飞机总体气动初步设计阶段需要考虑结冰对上述气动特性的影响，主要通过机翼/尾翼翼型优化设计、机翼/尾翼三维参数优化设计等措施降低结冰对气动特性的影响。

结冰对翼型气动特性影响研究目前在国际上已经取得一定的进步。NACA23012翼型在20世纪60-80年代大量应用在通用飞机机翼设计中，但国际上的科研机构在2000年前后进行的一系列结冰风洞试验和干空气测力风洞试验研究表明NACA23012翼型的气动特性对翼型前缘结冰非常敏感。参考文献[34]中的结冰风洞试验和干空气测力风洞试验结果表明：在FAR25部附录C结冰条件及翼型前缘除冰套正常循环工作情况下，NACA23012翼型前缘的临界周期冰使最大升力系数从1.8(无冰)降到0.7(周期冰)、失速攻角由17°(无冰)降到9°(周期冰)、最小阻力系数由0.007(无冰)增加到0.026(周期冰)。参考文献[43-44]则通过干空气测力风洞试验开展了翼型上表面脊冰(Ridge Ice)弦向位置与干净翼型上表面压力分布的相互关系研究，采用了两种翼型进行脊冰影响的对比试验：一种是NACA23012翼型，另一种是NLF0414翼型；试验结果表明翼型前缘上表面的脊冰对NACA23012翼型的最大升力系数以及翼型后缘可活动翼面的铰链力矩系数的影响比NLF0414翼型要更加严重，原因是当脊冰位于干净翼型上表面流场逆压梯度区附近时，会引起翼型上表面严重的气流分离。NACA23012翼型是典型的“前加载”翼型，翼型上表面的高吸力峰和吸力峰之后较陡的逆压梯度区均靠近翼型前缘；NLF0414翼型是典型的“后加载”翼型，气流在翼型上表面流动较平缓，翼型前缘没有高吸力峰，逆压梯度区在翼型后缘附近。

某型通用飞机在为机翼配置翼型时也考虑了结冰容忍度问题，机翼翼型最终选择NASA MS(1)-0317和NASA MS(1)-0313；这两种翼型表面压力分布与NLF0414翼型有一定的相似性，均为“后加载”翼型，翼型上表面气流流动平缓，翼型前缘没有高吸力峰，逆压梯度区位于翼型后缘附近。此外，与NLF0414这种自然层流翼型相比，NASA MS系列翼型是全紊流翼型，不存在翼型表面受冰污染后发生层流附面层转捩为紊流附面层问题。图7是某型通用飞机机翼临界周期冰(对应表3序号3试验)对翼身组合体升力系数的影响，临界周期冰使襟翼0°下的最大升力系数降低约0.5，失速攻角降低约5°；由于某型通用飞机机翼无后掠，且展弦比为10，因此三维机翼试验结果与二维翼型试验结果应是接近的；尽管临界周期冰对某型通用飞机机翼气动力特性影响也很大，但与NACA23012翼型相比，该机翼的结冰容忍度可以接受。

在进行机翼三维参数优化设计中，也需要考虑结冰影响问题，应该通过机翼展向翼型优化配置以及机翼扭转设计等技术手段防止在结冰条件下机翼外段首先出现失速，导致飞机在结冰适航验证中出现不可接受的失速特性。

图7临界周期冰翼身组合体升力系数CL-攻角α曲线(Re=1×106, Ma =0.18)
Fig. 7Curves of lift coefficient versus AoA for combination of wing and fuselage with critical intercycle ice (Re=1×106, Ma=0.18)

在操纵面设计方面，无遮蔽式角补偿设计曾是通用飞机一种经典的操纵面铰链力矩气动补偿形式，但这种设计形式对结冰适航验证是极为不利的：由于直面自由来流，无遮蔽式角补偿前缘通常需要单独设计专门的除防冰装置，并且无遮蔽式角补偿与主翼面之间存在一条直面自由来流的弦向缝隙，该缝隙通常是高效的水滴收集器，飞机在自驾模式下长时间飞行时操纵面是基本不动的，该缝隙内的结冰极易造成操纵面卡滞。因此在现代通用飞机设计,尤其是人力操纵的通用飞机设计中将逐渐回避这种操纵面设计形式。某型通用飞机的副翼、升降舵和方向舵设计均采用遮蔽式角补偿铰链力矩气动补偿方案。

4结论

通过研究国际上发表的通用飞机结冰资料，以及美国FAA发布的通用飞机结冰适航验证指导文件，并结合某型通用飞机现阶段的结冰适航验证成果，对当前通用飞机结冰适航验证的关键技术进行了一个较系统的论述和探讨。通过本文的论述和探讨可以看出，由于大气结冰参数变化范围广、气象条件复杂，因此不能采用某项单一的适航验证技术完成通用飞机的结冰适航验证，必须采用结冰数值模拟技术、结冰风洞试验技术、干空气飞行试验技术、自然结冰飞行试验技术、其他技术等一系列适航验证技术的有机组合才能完成通用飞机的结冰适航验证。由于结冰适航验证标准不断提高，通用飞机不仅需要继续研发高效的除防冰设计技术，也需要在飞机总体气动初步设计阶段考虑结冰对全机气动特性的影响。

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王洪伟男， 学士， 研究员级高级工程师。主要研究方向： 飞机空气动力设计、飞机除防冰设计技术。

Tel: 0451-86582843

E-mail: feijisuo@avic.com

李先哲男， 学士， 研究员级高级工程师。主要研究方向： 飞机总体设计、飞机空气动力设计。

E-mail: feijisuo@avic.com

宋展男， 学士， 研究员级高级工程师。主要研究方向： 飞机总体设计、飞机空气动力设计。

E-mail: feijisuo@avic.com

Received： 2015-08-17; Revised: 2015-10-20; Accepted: 2015-11-10; Published online: 2015-12-0410:08

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151204.1008.014.html

Key airworthiness validation technologies for icing of general aviation aircraft and their engineering application

WANG Hongwei*， LI Xianzhe, SONG Zhan

Harbin Aircraft Industry Group Co., Ltd., Harbin150066, China

Abstract:Civil aircraft must conduct icing airworthiness validation according to relevant icing requirements published by airworthiness authority in order to obtain operation permit in icing environment. The features of general aviation aircraft result in the fact that general aviation aircraft face more severe icing problems and more strict icing airworthiness certification requirements when compared to large transport category aircraft. This paper researches relevant icing airworthiness documents published by FAA and recent international achievements on icing problems, and then discusses some key icing airworthiness validation technologies for general aviation aircraft, their state of art and development trends, based on an engineering application of icing airworthiness validation for a general aviation aircraft. This paper shows that a deliberate combination of several icing airworthiness validation technologies is necessary for general aviation aircraft's icing airworthiness certification program and the issues of icing has become a part of aircraft's aerodynamic layout technology.

Key words:icing; digital simulation; wind tunnel test; flight test; airworthiness

*Corresponding author. Tel.： 0451-86582843E-mail: feijisuo@avic.com

作者简介：

中图分类号：V321.2+29

文献标识码：A

文章编号：1000-6893(2016)01-0335-16

DOI：10.7527/S1000-6893.2015.0308

*通讯作者.Tel.： 0451-86582843E-mail: feijisuo@avic.com

收稿日期：2015-08-17; 退修日期: 2015-10-20; 录用日期: 2015-11-10; 网络出版时间: 2015-12-0410:08

网络出版地址： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151204.1008.014.html

引用格式： 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. WAGN H W, LI X Z, SONG Z, et al. Key airworthiness validation technologies for icing of general aviation aircraft and their engineering application[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(1): 335-350.

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