飛機過冷大水滴結(jié)冰氣象條件運行設(shè)計挑戰(zhàn)

陳勇，孔維梁，劉洪

1．中國商用飛機有限責(zé)任公司，上海 210016

2．上海交通大學(xué) 航空航天學(xué)院，上海 200240

1 研究背景

1.1 過冷大水滴結(jié)冰導(dǎo)致的嚴重事故

自從飛機能飛到千米高度以來，結(jié)冰就成為飛行安全的嚴重威脅。飛機穿過高空中的云層時，過冷水滴云霧在飛機的擾動下附著并凍結(jié)于飛機的重要部件如發(fā)動機、翼面前緣和傳感器上，導(dǎo)致飛機的升力下降，阻力升高，甚至控制系統(tǒng)失效，從而引發(fā)重大飛行事故。經(jīng)過近一個世紀的研究，飛機結(jié)冰和防除冰領(lǐng)域已取得了大量研究成果，特別是基于FAR25.1419和附錄C適航條款的防冰設(shè)計規(guī)范與體系嚴格細致地給出了飛機結(jié)冰環(huán)境范圍和防冰設(shè)計要求。然而基于該體系設(shè)計的飛機仍在不斷地發(fā)生結(jié)冰事故。

1994年美國Roselawn發(fā)生了一起空難事故，一架ATR-72.212型飛機高速俯沖墜毀，機上乘客和機組人員全部遇難。調(diào)查報告指出，飛機遇到了超出當(dāng)時結(jié)冰適航條款范圍外的結(jié)冰環(huán)境，即直徑超過100 μm的過冷大水滴（Supercooled Large Droplet，SLD），從而出現(xiàn)異常結(jié)冰情況：冰溢流到飛機的除冰套之后，出現(xiàn)無法除去的冰脊，以致飛機最終失控墜毀［1］。在此之后又發(fā)生了一系列存在類似現(xiàn)象的空難［2］，造成了十分惡劣的影響。

1.2 SLD結(jié)冰特征和適航條款制定

自Roselawn事故后歐美國家對SLD結(jié)冰氣象產(chǎn)生范圍和條件開展了許多研究。加拿大開展的結(jié)冰環(huán)境試飛研究發(fā)現(xiàn)SLD發(fā)生概率可高至8%，并認為在東亞地區(qū)平均也有5%。但大部分環(huán)境平均粒徑（MVD）小于30 μm，水含量低于0.7 g/m3［3-4］。美國與加拿大合作研究了全球各地區(qū)特別是美國五大湖地區(qū)的氣象條件［5］，在確認了SLD發(fā)生概率的同時還觀察到了機翼上的溢流冰（Runback Ice）現(xiàn)象［3］。歐洲的氣象研究則認為SLD環(huán)境主要存在于上升氣流中，有著較大的水含量和平均粒徑［6］。這種認識的差異可能導(dǎo)致美國聯(lián)邦航空管理局（Federal Aeronautics Administration，F(xiàn)AA）和歐洲航空安全局（European Aviation Safety Agency，EASA）適航條款的不同。

中國也對SLD的結(jié)冰環(huán)境進行了一些研究［7］。研究顯示在山地及寒冷地區(qū)更容易產(chǎn)生SLD結(jié)冰環(huán)境。由于中國幅員遼闊，地形豐富，航線飛行遭遇SLD結(jié)冰氣象的概率無法忽視。

在Roselawn空難之后，歐美發(fā)達國家對SLD結(jié)冰開展了深入研究，同時改進其已有的結(jié)冰風(fēng)洞和結(jié)冰模擬軟件。美國FAA和美國國家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）等機構(gòu)在SLD結(jié)冰相關(guān)的適航規(guī)范和技術(shù)基礎(chǔ)方面開展了長期研究［8］。2014年11月4日FAA發(fā)布了140號修正案，其中包含了FAR25.1420條款和附錄O，對SLD結(jié)冰安全提出了適航審查要求。緊接著EASA也發(fā)布了關(guān)于SLD結(jié)冰的適航規(guī)范修正案CS-25第16號修正案。兩者在SLD結(jié)冰環(huán)境特征和飛機安全要求方面一致，但對于適用范圍有差異：FAR25.1420條款僅適用于6×104磅（27.2 t）以下和有可逆操縱系統(tǒng)的飛機，而EASA CS-25.1420條款則沒有此限制。目前中國大型客機在國際上主要取EASA適航證，因此無法回避該條款的取證要求。該適航修正案對飛機結(jié)/防冰設(shè)計與適航取證體系有重大影響［9］。

從FAR25.140修正案的制定工作記錄看，各制造商對該條款的適用范圍和驗證方法仍存爭議［10］，說明該問題還遠未得到解決。

1.3 新結(jié)冰條款對全球民機結(jié)冰安全設(shè)計的沖擊

在當(dāng)前中國航空產(chǎn)業(yè)騰飛的背景下，飛機異常結(jié)冰研究對中國民用航空產(chǎn)業(yè)發(fā)展和國防戰(zhàn)略等方面有尤其重要的意義。大型客機結(jié)冰條件下的適航認證是必不可少的重要考核科目。雖然中國ARJ-21飛機已完成了結(jié)冰的適航取證，但C919的取證對于中國民用航空產(chǎn)業(yè)仍然是富有挑戰(zhàn)性的任務(wù)。而SLD結(jié)冰適航條款又將任務(wù)的難度進一步提高。相關(guān)的結(jié)冰安全保護設(shè)計和取證技術(shù)亟待發(fā)展。

如圖1所示，民用飛機SLD結(jié)/防冰設(shè)計研究有兩個外部條件和3個主要技術(shù)領(lǐng)域。適航條例為研究提供了條件和安全要求，而實際運營要求則對防冰設(shè)計進行限制。3個技術(shù)領(lǐng)域的發(fā)展現(xiàn)狀是形成飛機結(jié)/防冰安全方案的基礎(chǔ)，本文旨在基于這些技術(shù)發(fā)展情況探討當(dāng)前民用飛機應(yīng)對SLD結(jié)冰安全的技術(shù)需求和可行路線。

圖1 民用飛機SLD結(jié)/防冰研究范圍及外部輸入條件Fig.1 Scope of SLD icing and anti-icing researches of civil aircraft and input conditions from outside

本文首先介紹SLD導(dǎo)致異常結(jié)冰現(xiàn)象的機理，接著介紹SLD結(jié)冰模擬和試驗驗證技術(shù)現(xiàn)狀及冰形對流動特征的影響，最后介紹結(jié)冰保護設(shè)計研究的現(xiàn)狀，并討論可行的結(jié)冰條件運行策略。

2 SLD結(jié)冰機理與模型

2.1 SLD動力學(xué)過程機理與模型

國外最早針對大水滴動力學(xué)效應(yīng)開展研究，如變形/破碎和飛濺引起的收集率變化。2003年Tan和Papadakis基于泰勒類比破碎（Taylor Analogy Breakup，TAB）模型和Mundo提出的飛濺模型建立了最初的SLD動力學(xué)模型［11］。后續(xù)SLD結(jié)冰機理研究主要圍繞這些動力學(xué)模型開展。

水滴變形/破碎模型用于更準確地計算大水滴的運動軌跡和碰撞收集率。Garcia-Magari?o等構(gòu)建了基于水滴變形和流場特征時間的破碎臨界韋伯?dāng)?shù)經(jīng)驗方程，對比了TAB模型、Clark模型、改進Clark模型、DDB（Droplet Deformation and Breakup）模 型 和DRD（Droplet Ratio Deformation）模型5種液滴變形/破碎模型；其中TAB模型將液滴變形和阻尼振蕩系統(tǒng)相類比構(gòu)建控制方程；Clark模型基于液滴小變形假設(shè)忽略了與液體黏度相關(guān)的線性項和二次項，對液滴平衡位置附近的截面積表達式進行了線性化處理；改進Clark模型對黏性力的計算進行了優(yōu)化處理；DDB模型則假設(shè)液滴為純拉伸流動作用下的扁球，并以能量分析推導(dǎo)了液滴變形方程；DRD模型則進一步考慮了扁橢球表面積的完整表達式，并假設(shè)壓力做功與液滴駐點處的動壓力及投影面積成正比［12］。計算結(jié)果表明TAB模型、改進Clark模型和DRD模型預(yù)測結(jié)果較好，誤差在4%左右；而Clark模型會過度預(yù)測水滴的形變，DDB模型會引起液滴的非物理震蕩［13］。Sor等以DRD模型研究了機翼上水滴收集率，發(fā)現(xiàn)當(dāng)速度、翼型前緣半徑、液滴粒徑增大時液滴變形會對收集率造成更大的影響［14］。

飛濺模型則主要用于模擬大水滴撞擊壁面后引起的質(zhì)量損失。Quero等以垂直風(fēng)洞試驗定量研究了水滴撞擊水膜的飛濺損失，用于改進SLD撞擊飛濺模型［15］。Purvis和Smith的數(shù)值研究結(jié)果顯示碰撞可大幅改變撞擊處的溫度分布［16］，但未見其結(jié)論應(yīng)用到計算模型中。法國Berthoumieu和Dejean研究了速度超過80 m/s的水滴高速撞擊過程，發(fā)現(xiàn)飛濺的水滴粒徑隨撞擊速度增加而急劇減?。?7］。Trontin和Villedieu基于法國宇航研究院（ONERA）的數(shù)值研究和NASA的SLD試驗數(shù)據(jù)提出了一種改進的SLD碰撞模型，能有效區(qū)分處理撞擊法向動能和入射角帶來的不同影響［18］，從而適用于機翼表面不同位置上的SLD撞擊。這些研究均支撐了相關(guān)結(jié)冰計算軟件的能力提升，如LEWICE3.0、ONERA等。

中國學(xué)者則從不同角度研究了SLD結(jié)冰機理和模型。胡文月［19］和章儒宸［20］等從探測SLD的角度研究其溢流結(jié)冰行為。張辰等針對TAB模型單一韋伯?dāng)?shù)（We）判據(jù)的不足提出了一種雙因素水滴破碎模型［21］。王橋等研究了SLD的重力沉降與破碎動力學(xué)過程［22］。Zhang和Liu根據(jù)試驗研究提出SLD撞擊的非穩(wěn)態(tài)傳熱耦合模型［23］。這些研究顯示SLD的結(jié)冰異常性并非僅體現(xiàn)在破碎和飛濺動力學(xué)方面。

2.2 結(jié)冰機理與模型

現(xiàn)有結(jié)冰理論尚未包含SLD動力學(xué)特性與結(jié)冰的關(guān)系。大多理論和數(shù)值研究延續(xù)了經(jīng)典Messinger模型假設(shè)：水-冰界面平滑、溫度保持在0 ℃、冰為均勻物質(zhì)且忽略水滴撞擊對結(jié)冰的影響。該模型描述了飛機準定常狀態(tài)結(jié)冰的質(zhì)量-熱流關(guān)系，適用于條件基本穩(wěn)定的結(jié)冰狀態(tài)。Myers等提出了基于飛機表面水膜傳熱的結(jié)冰模型，同時認為水滴撞擊會影響傳熱結(jié)冰過程［24］。飛機結(jié)冰表面未凍結(jié)水還會呈現(xiàn)水膜、溪流和水滴等多種流動形態(tài)［25］。Karev等分析認為層流狀態(tài)的過冷水膜無法穩(wěn)定存在，而湍流狀態(tài)的水膜可以穩(wěn)定［26］。這些都說明簡單的水膜模型不足以描述飛機水表面流動和傳熱特征。杜雁霞等的研究表明結(jié)冰條件（如水滴粒徑）可改變冰微結(jié)構(gòu)分形維 數(shù)［27］。Kong和Liu基于 試 驗觀察提出 過 冷水壁面結(jié)冰為速率和形態(tài)轉(zhuǎn)變的多階段過程，結(jié)冰速率與溫度為非線性關(guān)系（如圖2［28］所示）。易賢等根據(jù)結(jié)冰表面相變模式提出了冰風(fēng)洞試驗相似參數(shù)［29］。這些研究說明過冷水結(jié)冰過程對條件敏感，大水滴的撞擊對結(jié)冰過程有重要影響。

圖2 多階段結(jié)冰過程示意圖［28］Fig.2 Schematic diagram of multi-stage icing process［28］

2.3 SLD撞擊結(jié)冰過程

過冷水滴撞擊壁面運動與結(jié)冰過程耦合則會產(chǎn)生差異極大的凍結(jié)現(xiàn)象。Xu等發(fā)現(xiàn)更高的撞擊速度會增加水滴的凍結(jié)鋪展直徑，也會在一定程度上促進水滴的回縮［30］。Jin等在試驗中發(fā)現(xiàn)水滴的下落高度增加時最大鋪展直徑會增加，而冰的 高 度 則 會 大大降低［31-32］。Kang和Lee認為水滴撞擊后的動力學(xué)過程與水滴的垂直動量直接相關(guān)［33］。Jung等認為運動特征（撞擊速度、撞擊角度等）的微弱改變也會導(dǎo)致過冷水滴的結(jié)冰形態(tài)不同［34］。Yang等根據(jù)試驗提出過冷水滴撞擊冷表面的結(jié)冰過程存在瞬時結(jié)冰和非瞬時結(jié)冰兩種情況［35］。這些研究說明了撞擊對過冷水滴結(jié)冰的促進作用。Zhang和Liu通過垂直冰風(fēng)洞試驗發(fā)現(xiàn)了SLD撞擊時的快速結(jié)冰現(xiàn)象（如圖3［23］所示），提出水滴碰撞時的非穩(wěn)態(tài)傳熱導(dǎo)致結(jié)冰加快［23］。Wang［36］和Sun［37］等進一步觀察到過冷水滴碰撞的多種結(jié)冰形態(tài)及凍結(jié)時間與溫度的非線性關(guān)系：低過冷度下結(jié)冰時間長，高過冷度下結(jié)冰時間急劇縮短。該行為來自于水滴碰撞回縮和多階段結(jié)冰的耦合，使SLD結(jié)冰對溫度極其敏感，可在較小溫度范圍內(nèi)從大溢流轉(zhuǎn)變?yōu)榭靸鼋Y(jié)［38］。該機理說明常溫或接近0 ℃的水滴結(jié)冰和真實SLD結(jié)冰差異巨大。

3 SLD云霧結(jié)冰模擬技術(shù)

3.1 結(jié)冰數(shù)值模擬方法

SLD結(jié)冰和小粒徑水滴結(jié)冰數(shù)值模擬的差異主要在于大水滴動力學(xué)和結(jié)冰模型，如結(jié)冰數(shù)值模擬軟件LEWICE從2.0到3.0版的提升即為加入了SLD破碎和飛濺模型［39］。近期研究進展大多集中在SLD動力學(xué)模擬數(shù)值方法改進方面［40］。Trontin等針對SLD、冰晶和混合相結(jié)冰模擬開發(fā)了新的ONERA二維結(jié)冰工具IGLOO2D［41］。該 算 法 增 加 了 針 對SLD或 冰 晶結(jié)冰問題的復(fù)雜壁面/顆粒作用模型，同時將水層/冰層求解與積冰求解結(jié)合提高對溢流的模擬精度，適用于具有復(fù)雜幾何結(jié)構(gòu)的發(fā)動機或探頭。Turner等提出了一種大水滴破碎的多階段數(shù)值模擬方法，首先采用常規(guī)的歐拉-歐拉多相模擬方法計算翼型周圍流場，從而計算液滴在接近物體時的流場特性，接著執(zhí)行高保真的流體體積模擬檢查單個液滴的位置，可高精度地捕捉液滴所在的軌跡［42］。Bellosta等用正向不確定性傳播技術(shù)研究了FAR25部附錄C和附錄O條件結(jié)冰的不確定性量化，確定了各參數(shù)的敏感性［43］。這些研究表明國外研究仍在重點關(guān)注SLD條件下水滴軌跡與收集計算精度。

圖3 過冷水滴撞擊結(jié)冰過程（采樣頻率為84 μs、水滴直徑為1 340 μm、碰撞速度為46.1 m/s、溫度為?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］

中國自2010年起進行了大量SLD結(jié)冰數(shù)值模擬研究，具備了接近國外的水平。Ke和Wang X X［44］及Wang C等［45］借助已有SLD模型研究了SLD在翼型前緣飛濺損失和回落的規(guī)律。Wang Z Z通過水滴動力學(xué)模型研究了SLD環(huán)境中飛機的防冰熱載荷［46］。朱程香等研究了多尺度分布水滴環(huán)境的撞擊特性和冰形，表明云霧粒徑分布形式對冰形有一定影響［47］。符澄等模擬了冰風(fēng)洞中SLD粒徑分布的產(chǎn)生［48］。除水滴動力學(xué)研究外，Kong等根據(jù)過冷水滴結(jié)冰機理研究提出了SLD碰撞增強熱擴散的理論模型［38］。這些研究從各角度研究了SLD結(jié)冰數(shù)值計算方法，也提出了一些有意義的結(jié)論。但中國在此方面的研究仍停留在學(xué)術(shù)研究層面，尚未形成成熟的商業(yè)化結(jié)冰模擬軟件，無法滿足民機結(jié)冰安全設(shè)計和取證的緊迫需求。

3.2 冰風(fēng)洞試驗?zāi)M方法

冰風(fēng)洞試驗是飛機結(jié)冰模擬分析的主要手段之一。自Roselawn空難發(fā)生后歐美主要結(jié)冰研究機構(gòu)就開始了SLD環(huán)境的冰風(fēng)洞試驗?zāi)M研究。美國NASA Glenn研究中心結(jié)冰風(fēng)洞（IWT）安裝有標準型和Mod 1型兩種類型的噴嘴，采用降低Mod 1型噴嘴供氣壓力以減少水流破碎的方式產(chǎn)生大粒徑水滴［49］。其最大粒徑能夠達到凍毛毛雨（FZDZ）結(jié)冰環(huán)境要求。但由于噴霧過程中兩種類型的噴嘴只能使用同一氣壓工作［50］，還不能較好地滿足附錄O中的粒徑分布。加拿大國家研究委員會（National Research Council Canada，NRCC）結(jié)冰風(fēng)洞（AIWT）采用兩套噴霧系統(tǒng)同時噴霧，基本可在試驗段模擬凍毛毛雨分布環(huán)境。但由于噴霧系統(tǒng)產(chǎn)生大水滴的能力有限且大水滴因重力下沉無法到達試驗段的問題，暫時還不能實現(xiàn)凍雨環(huán)境的模擬［51］。意大利航天研究中心（CIRA）結(jié)冰風(fēng)洞在2002年建成并投入使用，可模擬高度達7 000 m，靜溫最低達?40 ℃；為發(fā)展凍毛毛雨模擬能力，CIRA與噴霧系統(tǒng)公司（Spray Systems Co.）聯(lián)合進行了噴霧耙系統(tǒng)優(yōu)化，選用了不同類型噴嘴進行聯(lián)合噴霧，但粒徑分布與附錄O規(guī)定條件相差較大，且水含量較高［52］。

中國空氣動力研究與發(fā)展中心結(jié)冰風(fēng)洞目前已具備結(jié)冰云霧的模擬能力［53］，MVD范圍為10~300 μm，液態(tài)水含量（Liquid Water Content，LWC）范圍為0.2~3.0 g/m3，可用于飛行器或防除冰系統(tǒng)驗證試驗。航空工業(yè)空氣動力研究院結(jié)冰風(fēng)洞可模擬?。?0~50 μm）和大（100~200 μm）兩種粒徑范圍的水滴環(huán)境，LWC范圍為0.1~3.0 g/m3，可 用 于 小 型 部 件 驗 證 試 驗［54］。雖然兩者已具備較大MVD云霧發(fā)生能力，但目前還不能滿足完整SLD結(jié)冰環(huán)境模擬需求。

另外結(jié)冰風(fēng)洞目前仍一直用熱水進行噴霧，致使大粒徑水滴不能快速冷卻甚至不能達到過冷［49，55-56］。因冰風(fēng)洞水平噴霧不可避免大水滴受重力影響產(chǎn)生沉降［57］和過冷困難的限制，現(xiàn)有國內(nèi)外冰風(fēng)洞技術(shù)均只能實現(xiàn)EASA CS-25部附錄O中凍毛毛雨環(huán)境（最大粒徑為500 μm）。因此現(xiàn)飛機結(jié)冰數(shù)值模擬、防除冰和傳感器等技術(shù)都只能在凍毛毛雨條件下獲得試驗驗證。

如2.2節(jié)所述，大水滴溫度偏高將導(dǎo)致結(jié)冰試驗?zāi)M條件與實際飛行條件的偏差，這在粒徑更大的凍雨條件下將更為顯著。該問題的解決有賴于過冷水滴環(huán)境產(chǎn)生原理和方法的突破。

4 SLD結(jié)冰風(fēng)險評估

4.1 SLD結(jié)冰規(guī)律和主要特征

Bragg等通過系統(tǒng)風(fēng)洞試驗和計算研究總結(jié)了不同冰型特征影響翼型氣動的規(guī)律，將冰形根據(jù)流動影響特征歸納為粗糙冰、流向冰、角冰及脊冰［58］，其中脊冰對飛機氣動性能的影響最顯著（如圖4［58］所示）。SLD結(jié)冰冰形主要包括兩種：一種為角狀，通?？山茷楹笈_階流——當(dāng)流動從冰型頂端發(fā)生分離后形成不穩(wěn)定的剪切層，并誘導(dǎo)形成分離渦；另一種為防冰不足形成的脊狀冰型，通常形成于防冰表面后方，可破壞翼面速度型，引發(fā)較強的逆壓力梯度，造成升力的較大損失和失速攻角的大幅降低（如圖5［59］所示），其影響流場的關(guān)鍵特征是冰脊的高度和弦向位置［59］。Lee和Bragg發(fā)現(xiàn)當(dāng)冰脊處于翼型特定位置時，僅0.013 9倍弦長的冰高就可導(dǎo)致最大升力系數(shù)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產(chǎn)生區(qū)域［61-62］，風(fēng)洞試驗也顯示冰脊會導(dǎo)致飛機副翼鉸鏈力矩偏移，從而引起嚴重飛行事故［63］。

4.2 脊狀冰致災(zāi)特征

風(fēng)洞試驗研究顯示溢流冰脊使翼型的流動分離大幅提前［64］。粒子圖像測速法（Particle Image Velocimetry，PIV）測量發(fā)現(xiàn)冰脊后方存在剪切層并向下游逐漸增厚，其中有明顯的渦［65］。Lee等以油流法研究了冰脊后的流動再附區(qū)域，發(fā)現(xiàn)其隨攻角增 加 而 擴 大［66］。Pan和Loth發(fā) 現(xiàn)在近失速攻角條件下帶冰脊的機翼升力系數(shù)會出現(xiàn)劇烈振蕩［67］。冰脊上的非定常分離流動可能是主要原因。

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

圖5 典型的SLD冰型流場形態(tài)特征［59］Fig.5 Typical SLD ice flow field morphology charac?teristics［59］

由于試驗測量精度的限制，近年研究者主要通過高精度CFD方法研究機翼帶冰后氣動損失機理。如Broeren［68］、Habashi［69］等 開展的一系 列結(jié)冰翼型流場研究。張恒等采用Hybrid RANS（Reynolds Averaged Navier-Stokes）/LES（Large Eddy Simulation）類算法解析GLC305角冰翼型分離區(qū)脫體渦形態(tài)［70-71］。Xiao等研究了結(jié)冰流場湍流尺度特征的分辨［72］。這些工作清楚地展示了帶冰機翼的流場剪切層失穩(wěn)、振蕩等非定常流動特性，也說明冰形的威脅來自機翼上流動模式的改變。這些流動改變對飛機安全飛行包線范圍影響極大［73］。由此可見防除冰設(shè)計時需保持帶冰機翼的外形連續(xù)性，避免脊狀冰出現(xiàn)在機翼重要位置，此時考慮容冰能力的氣動和安全設(shè)計就顯得尤為重要［74］。

5 結(jié)冰安全設(shè)計與運營策略

根據(jù)EASA CS-25.1420條款的規(guī)定，飛機在面對SLD環(huán)境時有3種應(yīng)對方式可供選擇：① 立即脫離；② 延遲脫離；③ 持續(xù)飛行。但實際上飛機能采取的安全保護設(shè)計受限于當(dāng)前結(jié)冰環(huán)境探測和防除冰技術(shù)發(fā)展情況。

5.1 SLD探測技術(shù)

結(jié)冰探測器是飛機結(jié)冰保護系統(tǒng)的重要部分，其識別精度直接決定飛機結(jié)冰保護開啟前的結(jié)冰情況?，F(xiàn)有飛機結(jié)冰探測器有多種類型，如表1［75-76］所示。飛機結(jié)冰探測器大多測量冰厚度和積聚速度，近年也有通過監(jiān)視飛機性能而識別飛機結(jié)冰情況的技術(shù)提出［77］，其優(yōu)點為即使某些機身傳感器出錯也能可靠測量。而在EASA CS-25.1420條款要求飛機首先需要具備識別SLD環(huán)境的能力才能從該環(huán)境中脫離，而現(xiàn)役客機中只有波音787能識別結(jié)冰環(huán)境條件?，F(xiàn)有研究已提出多種SLD的識別技術(shù)，其原理包括檢測水滴撞擊位置、溢流距離或雷達/激光散射特征等。國外主要結(jié)冰研究機構(gòu)對SLD環(huán)境探測技術(shù)開展了大量結(jié)冰風(fēng)洞試驗研究［78］。SLD環(huán)境識別的重點包括平均水含量、水滴粒徑分布（Particle Size Distribution，PSD）及MVD。在SLD環(huán) 境中LWC的測試方面，NRCC AIWT通過圓柱測量，CIRA冰風(fēng)洞則以冰刀測量，但其共同問題是SLD飛濺導(dǎo)致目前主流探測設(shè)備測量值偏低［51，79］。在粒徑測量方面，因SLD環(huán)境中液滴粒徑跨度達到2個數(shù)量級（20~2 000 μm），且大粒徑液滴數(shù)量密度比小粒徑液滴小5~6個數(shù)量級，SLD環(huán)境的水滴粒徑測試往往需多個探測器結(jié)合測量。NASA冰風(fēng)洞采用SEA（Science Engineering Associates）Multi-Wire技術(shù)多探 頭同 時 測 量 水 滴 直 徑［80-81］。NRCC AIWT通 過Malvern Analytical Spraytec Laser測 量PSD并進一步計算得到MVD［49］。CIRA IWT以相位多普勒技術(shù)的ADA（Airborne Droplet Analyzer）測量PSD［77］。云霧均勻度目前仍主要以格柵進行測試，但目前不同設(shè)備在測量過程中測試環(huán)境及設(shè)備自身差異使結(jié)果仍存在偏差，主要因為沒有標準的云霧PSD作為參考，無法驗證其測量有效性，同時需完整理論分析降低個體差異性的誤差。

中國多個研究者都利用SLD的溢流結(jié)冰特性開發(fā)了SLD探測技術(shù)［82-84］。徐弘煒等通過大/小水滴撞擊區(qū)域的差異設(shè)計了SLD探測系統(tǒng)［85］。肖春華和喬寶英利用不同尺度圓柱的水滴擾流特性設(shè)計了SLD探測方式［86］。但限于SLD溢流結(jié)冰機理的認知不足，相關(guān)探測技術(shù)仍不成熟［76］。SLD環(huán)境識別的精度和時間直接影響飛機的結(jié)冰安全策略設(shè)計［87］，進而決定防除冰系統(tǒng)設(shè)計需求。受限于當(dāng)前SLD環(huán)境識別技術(shù)的發(fā)展，民機很可能需要具備SLD條件下長時間安全飛行的能力。

5.2 SLD防除冰

5.2.1 SLD與常規(guī)結(jié)冰環(huán)境的防冰需求差異

由于水滴慣性大，SLD中的大水滴飛行軌跡受飛機繞流流場的影響較小。盡管破碎和飛濺作用會減少一部分水收集，但SLD在飛機表面上的收集率和碰撞范圍均明顯大于傳統(tǒng)結(jié)冰環(huán)境——FAR/CCAR25部附錄C環(huán)境。據(jù)計算飛機在SLD環(huán)境的熱防冰功率需求可達小水滴環(huán)境中的4~5倍［46］，而大型飛機常用的發(fā)動機引氣防除冰技術(shù)已有很大能量消耗。據(jù)統(tǒng)計，從發(fā)動機內(nèi)涵道引1%~2%的空氣流量可導(dǎo)致8%以上的推力損失［88］，故新一代大型飛機均采用全電熱防除冰以提高其能量效率。但目前熱防冰系統(tǒng)的效率在短時間內(nèi)難以獲得大幅提高，在滿足SLD防冰范圍需求的前提下，飛機需精確控制防除冰的功率輸出以獲得較高的能量效率。

5.2.2 防冰安全技術(shù)新進展

早在20年前“超斥水表面”防冰的概念就已提出，被認為具有理想的防冰效果［89-91］。研究認為超疏水表面能減少水滴與壁面的接觸時間和面積，降低成核率從而延遲結(jié)冰。但其防冰效果極易受環(huán)境影響而失去作用。試驗也顯示斥水表面在過冷水滴碰撞時只能在較低過冷度下保持不結(jié)冰，隨溫度下降其結(jié)冰概率急劇增加［92］。

超疏水表面與熱防除冰技術(shù)的結(jié)合能進一步提升飛機的防冰效能。與疏水涂層相比，超疏水涂層與熱防除冰技術(shù)的結(jié)合不僅能進一步降低去除霜狀冰和釉狀冰所需的功耗（超疏水涂層能分別將兩者降低13%和33%，而疏水涂層只能分別降低8%和13%）；研究進一步探索了表面潤濕性對電熱防冰系統(tǒng)能耗的影響［93-95］，疏水涂層、電熱防除冰技術(shù)與壓電致動器復(fù)合的防冰體系［96-99］，但相關(guān)研究始終局限在實驗室和小尺寸模型方面，未見進一步的應(yīng)用研究。

結(jié)合準確的環(huán)境探測和高效主動防冰技術(shù)將可有效保障飛機遭遇SLD等嚴重結(jié)冰環(huán)境時的安全性，但在當(dāng)前材料技術(shù)水平下斥水表面材料因其強度和耐久性不足難以在飛機表面使用，這是未來需要重點突破的技術(shù)問題。

5.3 SLD條件下的航線運行

根據(jù)3.1節(jié)和5.2節(jié)的介紹，按過去的飛機防冰設(shè)計思路實現(xiàn)SLD結(jié)冰條件下的安全運行將付出很大性能代價?，F(xiàn)有民航飛機市場競爭激烈，對于運營效率和經(jīng)濟性的要求很高［100］，這將對SLD結(jié)冰條件下的飛機安全運行策略產(chǎn)生一定影響。

國內(nèi)外針對民機運營的經(jīng)濟性、適應(yīng)性等方面開展了大量研究［101-104］，但相關(guān)研究通常將結(jié)冰氣象條件運行作為特殊條件討論，很少研究其經(jīng)濟性和運行效率。

在能有效識別結(jié)冰條件時飛機應(yīng)對結(jié)冰氣象的手段包括：開啟結(jié)冰保護系統(tǒng)、備降和航班延遲起飛/取消。在此可根據(jù)A319飛機的數(shù)據(jù)進行不同安全手段的經(jīng)濟損失分析。據(jù)統(tǒng)計中國航線飛行遭遇結(jié)冰的概率約50%，但目前大多數(shù)飛機結(jié)冰后均無法退出結(jié)冰保護，防冰帶來的燃油增加將持續(xù)至飛機落地。根據(jù)5.2.1節(jié)的介紹，可保守假設(shè)SLD條件下防冰功率增加100%，則平均燃油消耗將增加5%，按6 000元/t價格計算每小時增加燃油成本14 400元，而客機遭遇不良天氣備降導(dǎo)致的損失約為18 000元［105］，航班延誤的直接損失約為10 000元，但該飛機單次航班利潤不到6 000元。由此可見民機在進行SLD條件下結(jié)冰保護設(shè)計和取證時需充分考慮飛機性能的損失，及時感知飛機結(jié)冰狀態(tài)并精準控制防除冰系統(tǒng)功耗是解決這一問題的有效辦法。

6 討 論

民機SLD結(jié)/防冰設(shè)計和取證技術(shù)仍存在許多不成熟點，具體如下：

1） 大粒徑過冷水滴快速凍結(jié)或溢流結(jié)冰的異常結(jié)冰機理仍未得到清楚認知，制約了結(jié)冰模擬評估和結(jié)冰環(huán)境探測設(shè)計技術(shù)發(fā)展。

2） 現(xiàn)有SLD結(jié)冰數(shù)值模擬和試驗技術(shù)僅能支持凍毛毛雨環(huán)境下的安全設(shè)計和取證工作。凍雨條件下的結(jié)冰尚無法有效模擬，環(huán)境識別和防冰系統(tǒng)也缺乏支持。

3） SLD環(huán)境識別技術(shù)的不足直接影響飛機的結(jié)冰安全策略設(shè)計，對飛機SLD防除冰和安全保護能力提出高要求。

4） 相比傳統(tǒng)小粒徑水滴環(huán)境，SLD環(huán)境中飛機的防除冰區(qū)域和功率需求大幅增加，而防除冰不完全造成的脊狀冰嚴重影響飛行性能，反而比無防冰狀態(tài)更危險。

5） 在現(xiàn)有民機熱防冰系統(tǒng)技術(shù)狀態(tài)下過大的防除冰系統(tǒng)功率將使飛機油耗大幅增加，必須通過精準的結(jié)冰保護系統(tǒng)設(shè)計保證防冰功耗、性能和安全性的平衡。

目前飛機SLD結(jié)/防冰設(shè)計的各個環(huán)節(jié)都存在不成熟技術(shù)，因此防冰和安全設(shè)計的技術(shù)風(fēng)險大、成本高，而飛機實際運營效率、經(jīng)濟性的限制使單純提升防除冰能力的綜合收益低。飛機應(yīng)重點提升冰環(huán)境感知、結(jié)冰感知、防除冰精確性和容冰能力，以在保證結(jié)冰安全的同時仍具有較好的航線運行性能。為此仍需進一步研究SLD特別是凍雨環(huán)境的模擬方法及溢流結(jié)冰機理等基礎(chǔ)問題。

7 結(jié)論與展望

針對民機SLD結(jié)冰安全與適航問題介紹了SLD結(jié)冰機理、模擬技術(shù)、結(jié)冰風(fēng)險評估和防冰安全設(shè)計等方面的研究進展，并對考慮SLD結(jié)冰條件的運營成本進行了探討，得到的主要結(jié)論如下：

1）在SLD結(jié)冰條件下飛機應(yīng)重點發(fā)展“精準結(jié)冰保護”能力，包括針對不同結(jié)冰狀態(tài)的結(jié)冰保護設(shè)計和防除冰功耗控制能力，從而避免防冰系統(tǒng)功率增加。

2）為實現(xiàn)以上設(shè)計，迫切需要在結(jié)冰環(huán)境準確識別和全機結(jié)冰狀態(tài)感知技術(shù)上取得突破，這要求對SLD結(jié)冰及冰表面脫落機理有更深入的認知。

3）SLD結(jié)冰安全設(shè)計技術(shù)的基礎(chǔ)在于SLD特別是凍雨環(huán)境的數(shù)值與試驗?zāi)M技術(shù)突破。這有賴于SLD環(huán)境產(chǎn)生方法和溢流結(jié)冰機理等基礎(chǔ)問題研究的進步。