飞机过冷大水滴结冰气象条件运行设计挑战

2023-01-31陈勇孔维梁刘洪

航空学报 2023年1期

关键词：结冰水滴粒径

陈勇，孔维梁，刘洪

1．中国商用飞机有限责任公司，上海 210016

2．上海交通大学航空航天学院，上海 200240

1 研究背景

1.1 过冷大水滴结冰导致的严重事故

自从飞机能飞到千米高度以来，结冰就成为飞行安全的严重威胁。飞机穿过高空中的云层时，过冷水滴云雾在飞机的扰动下附着并冻结于飞机的重要部件如发动机、翼面前缘和传感器上，导致飞机的升力下降，阻力升高，甚至控制系统失效，从而引发重大飞行事故。经过近一个世纪的研究，飞机结冰和防除冰领域已取得了大量研究成果，特别是基于FAR25.1419和附录C适航条款的防冰设计规范与体系严格细致地给出了飞机结冰环境范围和防冰设计要求。然而基于该体系设计的飞机仍在不断地发生结冰事故。

1994年美国Roselawn发生了一起空难事故，一架ATR-72.212型飞机高速俯冲坠毁，机上乘客和机组人员全部遇难。调查报告指出，飞机遇到了超出当时结冰适航条款范围外的结冰环境，即直径超过100 μm的过冷大水滴（Supercooled Large Droplet，SLD），从而出现异常结冰情况：冰溢流到飞机的除冰套之后，出现无法除去的冰脊，以致飞机最终失控坠毁［1］。在此之后又发生了一系列存在类似现象的空难［2］，造成了十分恶劣的影响。

1.2 SLD结冰特征和适航条款制定

自Roselawn事故后欧美国家对SLD结冰气象产生范围和条件开展了许多研究。加拿大开展的结冰环境试飞研究发现SLD发生概率可高至8%，并认为在东亚地区平均也有5%。但大部分环境平均粒径（MVD）小于30 μm，水含量低于0.7 g/m3［3-4］。美国与加拿大合作研究了全球各地区特别是美国五大湖地区的气象条件［5］，在确认了SLD发生概率的同时还观察到了机翼上的溢流冰（Runback Ice）现象［3］。欧洲的气象研究则认为SLD环境主要存在于上升气流中，有着较大的水含量和平均粒径［6］。这种认识的差异可能导致美国联邦航空管理局（Federal Aeronautics Administration，FAA）和欧洲航空安全局（European Aviation Safety Agency，EASA）适航条款的不同。

中国也对SLD的结冰环境进行了一些研究［7］。研究显示在山地及寒冷地区更容易产生SLD结冰环境。由于中国幅员辽阔，地形丰富，航线飞行遭遇SLD结冰气象的概率无法忽视。

在Roselawn空难之后，欧美发达国家对SLD结冰开展了深入研究，同时改进其已有的结冰风洞和结冰模拟软件。美国FAA和美国国家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）等机构在SLD结冰相关的适航规范和技术基础方面开展了长期研究［8］。2014年11月4日FAA发布了140号修正案，其中包含了FAR25.1420条款和附录O，对SLD结冰安全提出了适航审查要求。紧接着EASA也发布了关于SLD结冰的适航规范修正案CS-25第16号修正案。两者在SLD结冰环境特征和飞机安全要求方面一致，但对于适用范围有差异：FAR25.1420条款仅适用于6×104磅（27.2 t）以下和有可逆操纵系统的飞机，而EASA CS-25.1420条款则没有此限制。目前中国大型客机在国际上主要取EASA适航证，因此无法回避该条款的取证要求。该适航修正案对飞机结/防冰设计与适航取证体系有重大影响［9］。

从FAR25.140修正案的制定工作记录看，各制造商对该条款的适用范围和验证方法仍存争议［10］，说明该问题还远未得到解决。

1.3 新结冰条款对全球民机结冰安全设计的冲击

在当前中国航空产业腾飞的背景下，飞机异常结冰研究对中国民用航空产业发展和国防战略等方面有尤其重要的意义。大型客机结冰条件下的适航认证是必不可少的重要考核科目。虽然中国ARJ-21飞机已完成了结冰的适航取证，但C919的取证对于中国民用航空产业仍然是富有挑战性的任务。而SLD结冰适航条款又将任务的难度进一步提高。相关的结冰安全保护设计和取证技术亟待发展。

如图1所示，民用飞机SLD结/防冰设计研究有两个外部条件和3个主要技术领域。适航条例为研究提供了条件和安全要求，而实际运营要求则对防冰设计进行限制。3个技术领域的发展现状是形成飞机结/防冰安全方案的基础，本文旨在基于这些技术发展情况探讨当前民用飞机应对SLD结冰安全的技术需求和可行路线。

图1 民用飞机SLD结/防冰研究范围及外部输入条件Fig.1 Scope of SLD icing and anti-icing researches of civil aircraft and input conditions from outside

本文首先介绍SLD导致异常结冰现象的机理，接着介绍SLD结冰模拟和试验验证技术现状及冰形对流动特征的影响，最后介绍结冰保护设计研究的现状，并讨论可行的结冰条件运行策略。

2 SLD结冰机理与模型

2.1 SLD动力学过程机理与模型

国外最早针对大水滴动力学效应开展研究，如变形/破碎和飞溅引起的收集率变化。2003年Tan和Papadakis基于泰勒类比破碎（Taylor Analogy Breakup，TAB）模型和Mundo提出的飞溅模型建立了最初的SLD动力学模型［11］。后续SLD结冰机理研究主要围绕这些动力学模型开展。

水滴变形/破碎模型用于更准确地计算大水滴的运动轨迹和碰撞收集率。Garcia-Magariño等构建了基于水滴变形和流场特征时间的破碎临界韦伯数经验方程，对比了TAB模型、Clark模型、改进Clark模型、DDB（Droplet Deformation and Breakup）模型和DRD（Droplet Ratio Deformation）模型5种液滴变形/破碎模型；其中TAB模型将液滴变形和阻尼振荡系统相类比构建控制方程；Clark模型基于液滴小变形假设忽略了与液体黏度相关的线性项和二次项，对液滴平衡位置附近的截面积表达式进行了线性化处理；改进Clark模型对黏性力的计算进行了优化处理；DDB模型则假设液滴为纯拉伸流动作用下的扁球，并以能量分析推导了液滴变形方程；DRD模型则进一步考虑了扁椭球表面积的完整表达式，并假设压力做功与液滴驻点处的动压力及投影面积成正比［12］。计算结果表明TAB模型、改进Clark模型和DRD模型预测结果较好，误差在4%左右；而Clark模型会过度预测水滴的形变，DDB模型会引起液滴的非物理震荡［13］。Sor等以DRD模型研究了机翼上水滴收集率，发现当速度、翼型前缘半径、液滴粒径增大时液滴变形会对收集率造成更大的影响［14］。

飞溅模型则主要用于模拟大水滴撞击壁面后引起的质量损失。Quero等以垂直风洞试验定量研究了水滴撞击水膜的飞溅损失，用于改进SLD撞击飞溅模型［15］。Purvis和Smith的数值研究结果显示碰撞可大幅改变撞击处的温度分布［16］，但未见其结论应用到计算模型中。法国Berthoumieu和Dejean研究了速度超过80 m/s的水滴高速撞击过程，发现飞溅的水滴粒径随撞击速度增加而急剧减小［17］。Trontin和Villedieu基于法国宇航研究院（ONERA）的数值研究和NASA的SLD试验数据提出了一种改进的SLD碰撞模型，能有效区分处理撞击法向动能和入射角带来的不同影响［18］，从而适用于机翼表面不同位置上的SLD撞击。这些研究均支撑了相关结冰计算软件的能力提升，如LEWICE3.0、ONERA等。

中国学者则从不同角度研究了SLD结冰机理和模型。胡文月［19］和章儒宸［20］等从探测SLD的角度研究其溢流结冰行为。张辰等针对TAB模型单一韦伯数（We）判据的不足提出了一种双因素水滴破碎模型［21］。王桥等研究了SLD的重力沉降与破碎动力学过程［22］。Zhang和Liu根据试验研究提出SLD撞击的非稳态传热耦合模型［23］。这些研究显示SLD的结冰异常性并非仅体现在破碎和飞溅动力学方面。

2.2 结冰机理与模型

现有结冰理论尚未包含SLD动力学特性与结冰的关系。大多理论和数值研究延续了经典Messinger模型假设：水-冰界面平滑、温度保持在0 ℃、冰为均匀物质且忽略水滴撞击对结冰的影响。该模型描述了飞机准定常状态结冰的质量-热流关系，适用于条件基本稳定的结冰状态。Myers等提出了基于飞机表面水膜传热的结冰模型，同时认为水滴撞击会影响传热结冰过程［24］。飞机结冰表面未冻结水还会呈现水膜、溪流和水滴等多种流动形态［25］。Karev等分析认为层流状态的过冷水膜无法稳定存在，而湍流状态的水膜可以稳定［26］。这些都说明简单的水膜模型不足以描述飞机水表面流动和传热特征。杜雁霞等的研究表明结冰条件（如水滴粒径）可改变冰微结构分形维数［27］。Kong和Liu基于试验观察提出过冷水壁面结冰为速率和形态转变的多阶段过程，结冰速率与温度为非线性关系（如图2［28］所示）。易贤等根据结冰表面相变模式提出了冰风洞试验相似参数［29］。这些研究说明过冷水结冰过程对条件敏感，大水滴的撞击对结冰过程有重要影响。

图2 多阶段结冰过程示意图［28］Fig.2 Schematic diagram of multi-stage icing process［28］

2.3 SLD撞击结冰过程

过冷水滴撞击壁面运动与结冰过程耦合则会产生差异极大的冻结现象。Xu等发现更高的撞击速度会增加水滴的冻结铺展直径，也会在一定程度上促进水滴的回缩［30］。Jin等在试验中发现水滴的下落高度增加时最大铺展直径会增加，而冰的高度则会大大降低［31-32］。Kang和Lee认为水滴撞击后的动力学过程与水滴的垂直动量直接相关［33］。Jung等认为运动特征（撞击速度、撞击角度等）的微弱改变也会导致过冷水滴的结冰形态不同［34］。Yang等根据试验提出过冷水滴撞击冷表面的结冰过程存在瞬时结冰和非瞬时结冰两种情况［35］。这些研究说明了撞击对过冷水滴结冰的促进作用。Zhang和Liu通过垂直冰风洞试验发现了SLD撞击时的快速结冰现象（如图3［23］所示），提出水滴碰撞时的非稳态传热导致结冰加快［23］。Wang［36］和Sun［37］等进一步观察到过冷水滴碰撞的多种结冰形态及冻结时间与温度的非线性关系：低过冷度下结冰时间长，高过冷度下结冰时间急剧缩短。该行为来自于水滴碰撞回缩和多阶段结冰的耦合，使SLD结冰对温度极其敏感，可在较小温度范围内从大溢流转变为快冻结［38］。该机理说明常温或接近0 ℃的水滴结冰和真实SLD结冰差异巨大。

3 SLD云雾结冰模拟技术

3.1 结冰数值模拟方法

SLD结冰和小粒径水滴结冰数值模拟的差异主要在于大水滴动力学和结冰模型，如结冰数值模拟软件LEWICE从2.0到3.0版的提升即为加入了SLD破碎和飞溅模型［39］。近期研究进展大多集中在SLD动力学模拟数值方法改进方面［40］。Trontin等针对SLD、冰晶和混合相结冰模拟开发了新的ONERA二维结冰工具IGLOO2D［41］。该算法增加了针对SLD或冰晶结冰问题的复杂壁面/颗粒作用模型，同时将水层/冰层求解与积冰求解结合提高对溢流的模拟精度，适用于具有复杂几何结构的发动机或探头。Turner等提出了一种大水滴破碎的多阶段数值模拟方法，首先采用常规的欧拉-欧拉多相模拟方法计算翼型周围流场，从而计算液滴在接近物体时的流场特性，接着执行高保真的流体体积模拟检查单个液滴的位置，可高精度地捕捉液滴所在的轨迹［42］。Bellosta等用正向不确定性传播技术研究了FAR25部附录C和附录O条件结冰的不确定性量化，确定了各参数的敏感性［43］。这些研究表明国外研究仍在重点关注SLD条件下水滴轨迹与收集计算精度。

图3 过冷水滴撞击结冰过程（采样频率为84 μs、水滴直径为1 340 μm、碰撞速度为46.1 m/s、温度为−14.1 ℃）［23］Fig.3 Impact and freezing process of supercooled water droplet （sample rate being 84 μs， droplet diameter being 1 340 μm， impact velocity being 46.1 m/s， and temperature being −14.1 ℃）［23］

中国自2010年起进行了大量SLD结冰数值模拟研究，具备了接近国外的水平。Ke和Wang X X［44］及Wang C等［45］借助已有SLD模型研究了SLD在翼型前缘飞溅损失和回落的规律。Wang Z Z通过水滴动力学模型研究了SLD环境中飞机的防冰热载荷［46］。朱程香等研究了多尺度分布水滴环境的撞击特性和冰形，表明云雾粒径分布形式对冰形有一定影响［47］。符澄等模拟了冰风洞中SLD粒径分布的产生［48］。除水滴动力学研究外，Kong等根据过冷水滴结冰机理研究提出了SLD碰撞增强热扩散的理论模型［38］。这些研究从各角度研究了SLD结冰数值计算方法，也提出了一些有意义的结论。但中国在此方面的研究仍停留在学术研究层面，尚未形成成熟的商业化结冰模拟软件，无法满足民机结冰安全设计和取证的紧迫需求。

3.2 冰风洞试验模拟方法

冰风洞试验是飞机结冰模拟分析的主要手段之一。自Roselawn空难发生后欧美主要结冰研究机构就开始了SLD环境的冰风洞试验模拟研究。美国NASA Glenn研究中心结冰风洞（IWT）安装有标准型和Mod 1型两种类型的喷嘴，采用降低Mod 1型喷嘴供气压力以减少水流破碎的方式产生大粒径水滴［49］。其最大粒径能够达到冻毛毛雨（FZDZ）结冰环境要求。但由于喷雾过程中两种类型的喷嘴只能使用同一气压工作［50］，还不能较好地满足附录O中的粒径分布。加拿大国家研究委员会（National Research Council Canada，NRCC）结冰风洞（AIWT）采用两套喷雾系统同时喷雾，基本可在试验段模拟冻毛毛雨分布环境。但由于喷雾系统产生大水滴的能力有限且大水滴因重力下沉无法到达试验段的问题，暂时还不能实现冻雨环境的模拟［51］。意大利航天研究中心（CIRA）结冰风洞在2002年建成并投入使用，可模拟高度达7 000 m，静温最低达−40 ℃；为发展冻毛毛雨模拟能力，CIRA与喷雾系统公司（Spray Systems Co.）联合进行了喷雾耙系统优化，选用了不同类型喷嘴进行联合喷雾，但粒径分布与附录O规定条件相差较大，且水含量较高［52］。

中国空气动力研究与发展中心结冰风洞目前已具备结冰云雾的模拟能力［53］，MVD范围为10~300 μm，液态水含量（Liquid Water Content，LWC）范围为0.2~3.0 g/m3，可用于飞行器或防除冰系统验证试验。航空工业空气动力研究院结冰风洞可模拟小（10~50 μm）和大（100~200 μm）两种粒径范围的水滴环境，LWC范围为0.1~3.0 g/m3，可用于小型部件验证试验［54］。虽然两者已具备较大MVD云雾发生能力，但目前还不能满足完整SLD结冰环境模拟需求。

另外结冰风洞目前仍一直用热水进行喷雾，致使大粒径水滴不能快速冷却甚至不能达到过冷［49，55-56］。因冰风洞水平喷雾不可避免大水滴受重力影响产生沉降［57］和过冷困难的限制，现有国内外冰风洞技术均只能实现EASA CS-25部附录O中冻毛毛雨环境（最大粒径为500 μm）。因此现飞机结冰数值模拟、防除冰和传感器等技术都只能在冻毛毛雨条件下获得试验验证。

如2.2节所述，大水滴温度偏高将导致结冰试验模拟条件与实际飞行条件的偏差，这在粒径更大的冻雨条件下将更为显著。该问题的解决有赖于过冷水滴环境产生原理和方法的突破。

4 SLD结冰风险评估

4.1 SLD结冰规律和主要特征

Bragg等通过系统风洞试验和计算研究总结了不同冰型特征影响翼型气动的规律，将冰形根据流动影响特征归纳为粗糙冰、流向冰、角冰及脊冰［58］，其中脊冰对飞机气动性能的影响最显著（如图4［58］所示）。SLD结冰冰形主要包括两种：一种为角状，通常可近似为后台阶流——当流动从冰型顶端发生分离后形成不稳定的剪切层，并诱导形成分离涡；另一种为防冰不足形成的脊状冰型，通常形成于防冰表面后方，可破坏翼面速度型，引发较强的逆压力梯度，造成升力的较大损失和失速攻角的大幅降低（如图5［59］所示），其影响流场的关键特征是冰脊的高度和弦向位置［59］。Lee和Bragg发现当冰脊处于翼型特定位置时，仅0.013 9倍弦长的冰高就可导致最大升力系数下降80%以上［60］，其原因在于溢流冰脊恰好位于光滑翼型的主要升力产生区域［61-62］，风洞试验也显示冰脊会导致飞机副翼铰链力矩偏移，从而引起严重飞行事故［63］。

4.2 脊状冰致灾特征

风洞试验研究显示溢流冰脊使翼型的流动分离大幅提前［64］。粒子图像测速法（Particle Image Velocimetry，PIV）测量发现冰脊后方存在剪切层并向下游逐渐增厚，其中有明显的涡［65］。Lee等以油流法研究了冰脊后的流动再附区域，发现其随攻角增加而扩大［66］。Pan和Loth发现在近失速攻角条件下带冰脊的机翼升力系数会出现剧烈振荡［67］。冰脊上的非定常分离流动可能是主要原因。

图4 SLD冰型基本特征分类［58］Fig.4 Classification of basic SLD ice shape characteristics［58］

图5 典型的SLD冰型流场形态特征［59］Fig.5 Typical SLD ice flow field morphology charac⁃teristics［59］

由于试验测量精度的限制，近年研究者主要通过高精度CFD方法研究机翼带冰后气动损失机理。如Broeren［68］、Habashi［69］等开展的一系列结冰翼型流场研究。张恒等采用Hybrid RANS（Reynolds Averaged Navier-Stokes）/LES（Large Eddy Simulation）类算法解析GLC305角冰翼型分离区脱体涡形态［70-71］。Xiao等研究了结冰流场湍流尺度特征的分辨［72］。这些工作清楚地展示了带冰机翼的流场剪切层失稳、振荡等非定常流动特性，也说明冰形的威胁来自机翼上流动模式的改变。这些流动改变对飞机安全飞行包线范围影响极大［73］。由此可见防除冰设计时需保持带冰机翼的外形连续性，避免脊状冰出现在机翼重要位置，此时考虑容冰能力的气动和安全设计就显得尤为重要［74］。

5 结冰安全设计与运营策略

根据EASA CS-25.1420条款的规定，飞机在面对SLD环境时有3种应对方式可供选择：① 立即脱离；② 延迟脱离；③ 持续飞行。但实际上飞机能采取的安全保护设计受限于当前结冰环境探测和防除冰技术发展情况。

5.1 SLD探测技术

结冰探测器是飞机结冰保护系统的重要部分，其识别精度直接决定飞机结冰保护开启前的结冰情况。现有飞机结冰探测器有多种类型，如表1［75-76］所示。飞机结冰探测器大多测量冰厚度和积聚速度，近年也有通过监视飞机性能而识别飞机结冰情况的技术提出［77］，其优点为即使某些机身传感器出错也能可靠测量。而在EASA CS-25.1420条款要求飞机首先需要具备识别SLD环境的能力才能从该环境中脱离，而现役客机中只有波音787能识别结冰环境条件。现有研究已提出多种SLD的识别技术，其原理包括检测水滴撞击位置、溢流距离或雷达/激光散射特征等。国外主要结冰研究机构对SLD环境探测技术开展了大量结冰风洞试验研究［78］。SLD环境识别的重点包括平均水含量、水滴粒径分布（Particle Size Distribution，PSD）及MVD。在SLD环境中LWC的测试方面，NRCC AIWT通过圆柱测量，CIRA冰风洞则以冰刀测量，但其共同问题是SLD飞溅导致目前主流探测设备测量值偏低［51，79］。在粒径测量方面，因SLD环境中液滴粒径跨度达到2个数量级（20~2 000 μm），且大粒径液滴数量密度比小粒径液滴小5~6个数量级，SLD环境的水滴粒径测试往往需多个探测器结合测量。NASA冰风洞采用SEA（Science Engineering Associates）Multi-Wire技术多探头同时测量水滴直径［80-81］。NRCC AIWT通过Malvern Analytical Spraytec Laser测量PSD并进一步计算得到MVD［49］。CIRA IWT以相位多普勒技术的ADA（Airborne Droplet Analyzer）测量PSD［77］。云雾均匀度目前仍主要以格栅进行测试，但目前不同设备在测量过程中测试环境及设备自身差异使结果仍存在偏差，主要因为没有标准的云雾PSD作为参考，无法验证其测量有效性，同时需完整理论分析降低个体差异性的误差。

中国多个研究者都利用SLD的溢流结冰特性开发了SLD探测技术［82-84］。徐弘炜等通过大/小水滴撞击区域的差异设计了SLD探测系统［85］。肖春华和乔宝英利用不同尺度圆柱的水滴扰流特性设计了SLD探测方式［86］。但限于SLD溢流结冰机理的认知不足，相关探测技术仍不成熟［76］。SLD环境识别的精度和时间直接影响飞机的结冰安全策略设计［87］，进而决定防除冰系统设计需求。受限于当前SLD环境识别技术的发展，民机很可能需要具备SLD条件下长时间安全飞行的能力。

5.2 SLD防除冰

5.2.1 SLD与常规结冰环境的防冰需求差异

由于水滴惯性大，SLD中的大水滴飞行轨迹受飞机绕流流场的影响较小。尽管破碎和飞溅作用会减少一部分水收集，但SLD在飞机表面上的收集率和碰撞范围均明显大于传统结冰环境——FAR/CCAR25部附录C环境。据计算飞机在SLD环境的热防冰功率需求可达小水滴环境中的4~5倍［46］，而大型飞机常用的发动机引气防除冰技术已有很大能量消耗。据统计，从发动机内涵道引1%~2%的空气流量可导致8%以上的推力损失［88］，故新一代大型飞机均采用全电热防除冰以提高其能量效率。但目前热防冰系统的效率在短时间内难以获得大幅提高，在满足SLD防冰范围需求的前提下，飞机需精确控制防除冰的功率输出以获得较高的能量效率。

5.2.2 防冰安全技术新进展

早在20年前“超斥水表面”防冰的概念就已提出，被认为具有理想的防冰效果［89-91］。研究认为超疏水表面能减少水滴与壁面的接触时间和面积，降低成核率从而延迟结冰。但其防冰效果极易受环境影响而失去作用。试验也显示斥水表面在过冷水滴碰撞时只能在较低过冷度下保持不结冰，随温度下降其结冰概率急剧增加［92］。

超疏水表面与热防除冰技术的结合能进一步提升飞机的防冰效能。与疏水涂层相比，超疏水涂层与热防除冰技术的结合不仅能进一步降低去除霜状冰和釉状冰所需的功耗（超疏水涂层能分别将两者降低13%和33%，而疏水涂层只能分别降低8%和13%）；研究进一步探索了表面润湿性对电热防冰系统能耗的影响［93-95］，疏水涂层、电热防除冰技术与压电致动器复合的防冰体系［96-99］，但相关研究始终局限在实验室和小尺寸模型方面，未见进一步的应用研究。

结合准确的环境探测和高效主动防冰技术将可有效保障飞机遭遇SLD等严重结冰环境时的安全性，但在当前材料技术水平下斥水表面材料因其强度和耐久性不足难以在飞机表面使用，这是未来需要重点突破的技术问题。

5.3 SLD条件下的航线运行

根据3.1节和5.2节的介绍，按过去的飞机防冰设计思路实现SLD结冰条件下的安全运行将付出很大性能代价。现有民航飞机市场竞争激烈，对于运营效率和经济性的要求很高［100］，这将对SLD结冰条件下的飞机安全运行策略产生一定影响。

国内外针对民机运营的经济性、适应性等方面开展了大量研究［101-104］，但相关研究通常将结冰气象条件运行作为特殊条件讨论，很少研究其经济性和运行效率。

在能有效识别结冰条件时飞机应对结冰气象的手段包括：开启结冰保护系统、备降和航班延迟起飞/取消。在此可根据A319飞机的数据进行不同安全手段的经济损失分析。据统计中国航线飞行遭遇结冰的概率约50%，但目前大多数飞机结冰后均无法退出结冰保护，防冰带来的燃油增加将持续至飞机落地。根据5.2.1节的介绍，可保守假设SLD条件下防冰功率增加100%，则平均燃油消耗将增加5%，按6 000元/t价格计算每小时增加燃油成本14 400元，而客机遭遇不良天气备降导致的损失约为18 000元［105］，航班延误的直接损失约为10 000元，但该飞机单次航班利润不到6 000元。由此可见民机在进行SLD条件下结冰保护设计和取证时需充分考虑飞机性能的损失，及时感知飞机结冰状态并精准控制防除冰系统功耗是解决这一问题的有效办法。

6 讨论

民机SLD结/防冰设计和取证技术仍存在许多不成熟点，具体如下：

1）大粒径过冷水滴快速冻结或溢流结冰的异常结冰机理仍未得到清楚认知，制约了结冰模拟评估和结冰环境探测设计技术发展。

2）现有SLD结冰数值模拟和试验技术仅能支持冻毛毛雨环境下的安全设计和取证工作。冻雨条件下的结冰尚无法有效模拟，环境识别和防冰系统也缺乏支持。

3） SLD环境识别技术的不足直接影响飞机的结冰安全策略设计，对飞机SLD防除冰和安全保护能力提出高要求。

4）相比传统小粒径水滴环境，SLD环境中飞机的防除冰区域和功率需求大幅增加，而防除冰不完全造成的脊状冰严重影响飞行性能，反而比无防冰状态更危险。

5）在现有民机热防冰系统技术状态下过大的防除冰系统功率将使飞机油耗大幅增加，必须通过精准的结冰保护系统设计保证防冰功耗、性能和安全性的平衡。

目前飞机SLD结/防冰设计的各个环节都存在不成熟技术，因此防冰和安全设计的技术风险大、成本高，而飞机实际运营效率、经济性的限制使单纯提升防除冰能力的综合收益低。飞机应重点提升冰环境感知、结冰感知、防除冰精确性和容冰能力，以在保证结冰安全的同时仍具有较好的航线运行性能。为此仍需进一步研究SLD特别是冻雨环境的模拟方法及溢流结冰机理等基础问题。