单发引气防冰构型的适航影响分析

范志鹏*

（中国商飞民用飞机试飞中心，上海201323）

0 引言

正常飞行过程中当飞机探测到结冰信号时，其防冰系统必须工作，以加热各传感器、探头等保证总温、静压、攻角等飞行数据的采集正确，同时飞机的机翼前缘、发动机短舱唇口等部位也需要加热以防结冰凝聚影响飞行安全[1-3]。为了确保飞行过程中防冰系统的功能可靠，民机适航要求“必须通过分析确认，飞机在各种运行形态下其各种部件的防冰是足够的”[4]，其中“各种运行状态”包括单发失效的情况，这意味着在民机飞行取证试验中，不仅要验证双发正常工作时能够防冰，还需要验证只有一台发动机正常工作时也能够满足防冰要求。本文将以某型号飞机（以下称“A飞机”）为例，探讨其两种引气防冰构型的差异，以及在表明符合适航条款过程中所带来的若干问题，以期对后续飞机型号的防冰系统设计起到一些借鉴和思考。

1 基本工作原理

1.1 防冰引气原理

A飞机防冰引气原理示意图如图1所示，除高压地面气源和辅助动力装置（Auxiliary Power Unit，以下简称APU）引气，防冰引气来源于发动机高压压气机的中间级和高压级，经预冷器（Pre-cooler，以下简称 PCE）冷却至合适温度供下游机翼防冰（Wing Anti-Ice，以下简称 WAI）、短舱防冰（Nacelle Anti-Ice，以下简称 NAI）、空调制冷包（Environmental Control System，以下简称ECS）等使用，控制器通过压力调节关断活门（Pressure Regulating and Shut Off Valve，以下简称PRSOV）和风扇空气活门（Fan Air Valve，以下简称FAV）分别控制进入预冷器的热端、冷端气流，以实现对管路中防冰气体温度和压力的调节。

图1 A飞机防冰引气原理示意图

1.2 引气切换逻辑

气源从发动机高压压气机中间级和高压级的引气，均是独立引气不混合，根据不同工作工况引气相互切换。对起飞、爬升等大功率状态，中间级引气能提供足够的引气量，但随着发动机功率状态减小，以及引气需求量的增多，当管路压力降低到设计的阀值时，中间级不能提供足够压力的引气，此时高压引气关断活门（High Pressure Valve，以下简称HPV）打开，中间级引气的单向活门被抑制，引气切换至高压级引气。随着工况的变化，当引气需求压力降低，中间级引气能够满足需求时，HPV关闭，引气切换至中间级引气。

需要注意，当发动机引气由中间级向高压级切换，PCE进口热气温度和压力均突然增加，如果同时引气需求量也大幅度增加，即使FAV全开（此时冷端气体流量达到最大），PCE出口温度也不能冷却至合适范围供下游使用，进而引起预冷器的超温告警。当预冷器超温告警后PRSOV将会自动关闭，防冰系统失去引气气源，飞机丧失机翼防冰及短舱防冰功能。

1.3 单发引气防冰时构型需求分析

根据FAA25部121修正案[5]，一侧发动机工作异常时，飞机系统应满足：

1）“发动机失效”情况下，飞机需要具备工作侧发动机的短舱防冰+两侧机翼防冰+单侧空调制冷包工作的能力；

2）“发动机引气失效”情况下，飞机需要具备两侧发动机的短舱防冰+两侧机翼防冰+单侧空调制冷包工作的能力。

上述“发动机失效”是指工作异常发动机因故障停车或其他原因不能正常运转，“发动机引气失效”是指该发动机能够正常工作，但失去引气功能（譬如PRSOV失效在关位），两种失效情况下，飞机防冰均只能由工作正常侧发动机进行单发引气防冰。从防冰角度来看，两种工况的差异在于“失效”侧发动机的短舱是否仍需要防冰：“发动机失效”时，失效侧发动机不再正常运转，已失去对其短舱进行防冰的意义，该失效工况的发动机不再需要短舱防冰，因此本节1）项中单发失效情况下，飞机只需具备工作侧发动机的短舱防冰；“发动机引气失效”时，虽然失效侧发动机的引气功能丧失，但该侧发动机运转正常并为飞机提供正常推力，遇到结冰气象时仍需要对短舱进行防冰，以保证发动机的正常工作，也即对应了本节2）项中引气失效情况，飞机仍需要具备两侧发动机的短舱防冰。

2 A飞机引气防冰构型的分析

2.1 构型一

A飞机引气防冰构型一示意图如图2所示。针对该引气防冰构型，一侧引气出现故障（假设故障“失效”均在右侧）时，另一侧引气正常工作，对应上文分析过程有以下两种单发引气构型：

1）当右发处于发动机失效时，左发不需要为右发短舱防冰供气，此时左发最大引气构型为：1NAI+2WAI+1ECS；（1表示单侧，2表示左右两侧）。

2）当右发处于引气失效时，左发仍需为右发短舱防冰供气，此时左发最大引气构型为：2NAI+2WAI+1ECS。

图2 构型一示意图

可以看出本节2）中引气构型引气量最大，在A飞机试飞过程中需要验证到该严酷的大引气工况。而通过飞行试验及数据分析表明A飞机在2NAI+2WAI+1ECS引气构型的大部分工况下，预冷器处于超温状态（原因见本文1.2章节），导致PRSOV引气阀门关闭，飞机失去防冰引气、丧失防冰能力。为避免出现结冰问题，A飞机在单侧引气失效、探测到结冰信号时，需要避开2NAI+2WAI+1ECS的大引气构型的飞行工况，在操作程序上应采取以下措施：措施一，单侧引气失效、进入结冰条件时，保持空调系统运行、打开正常工作侧发动机的短舱防冰系统、不开机翼防冰系统、应急下降到10 000ft高度。到达10 000ft高度后，关闭空调系统、打开机翼防冰系统和应急通风系统。措施二，单侧引气失效、进入结冰条件时，关闭空调系统、打开正常工作侧发动机的短舱防冰系统、打开机翼防冰系统、应急下降到10 000ft高度。到达10 000ft高度后，打开应急通风系统。

可以看出以上两措施的关键是：在10 000ft以上遇结冰气象时，空调包与机翼防冰不同时打开。对于高原航线飞行，若地形要求飞行无法下降至10 000ft，则A飞机在此种引气防冰构型下，受限于防冰条款要求，就不具备10 000ft以上的适航飞行。

2.2 构型二

为了满足适航条款及航线运营对单发引气防冰构型的需求，A飞机设计了防冰引气构型二，如图3所示。相对构型一，构型二的关键在于短舱防冰引气由预冷器下游改至预冷器上游，即通过增加引气管路直接从发动机高压压气机中间级引气。

图3 构型二示意图

此构型下单发引气防冰的最大引气构型为1NAI+2WAI+1ECS（相对更改前减少了1NAI），原因分析如下：当右发处于发动机失效时（仍假设发动机均“失效”在右发），右发短舱不需要防冰功能，此时左发最大引气构型为：1NAI+2WAI+1ECS；当右发处于正常运转而引气失效时，右发短舱也需要防冰功能，由于构型二的短舱防冰由发动机中间级直接引气，此时正常运转的右发能保证自身短舱的防冰功能，因此对左发而言其最大引气构型仍为：1NAI+2WAI+1ECS。故不论右发是何种失效形式，其最大引气构型均是：1NAI+2WAI+1ECS，由于最大引气构型减少了1NAI的引气量，A飞机在单发引气防冰构型二状态时基本能够满足适航条款及航线运营的限制。

但也应注意到，构型二虽然降低了单发引气的最大引气量，但却失去了工作正常侧发动机为引气失效发动机短舱进行防冰供气的裕度，针对这一问题讨论如下：A飞机构型二的短舱防冰引气经管路到达风扇舱区域，后经短舱防冰关断活门到达笛形管。如果短舱防冰管路故障（关断活门失效在开位），进入结冰条件时仍可保证短舱防冰功能[6]。因此，在进入结冰条件后，引气失效发动机正常运转时，不论其短舱防冰管路是否故障，其短舱防冰功能都能够得到保证，不需要考虑另外一侧发动机为其提供短舱防冰供气的裕度。对于非结冰状态飞行时，短舱防冰关断活门如果故障，则一直处于失效开位，意味着短舱防冰一直处于防冰工作状态，有可能会烧伤短舱唇口蒙皮，而这部分内容需要在“干空气条件下短舱和机翼防冰飞行试验”中进行验证，以确保该工况下不会造成发动机短舱唇口的损伤。

3 结论

本文从适航条款对民机试飞过程中单发引气防冰的要求出发，以A飞机防冰引气构型为例，介绍了两种不同防冰引气构型，基于两构型剖析了不同防冰引气构型在引气失效情况下所需的最大引气构型，并分析了两种引气防冰构型及其对适航条款验证的影响：对于不同防冰引气构型的飞机，其为表明条款符合性所需要验证的最大引气构型有明显差异。这也说明了，在民机初始设计阶段，应充分考虑适航条款对单发引气防冰最大引气构型的验证要求，为飞机后续适航取证、顺利进入市场打好基础。