王洪偉 全敬澤 喬偉 李先哲

摘要：針對通用飛機(jī)失速警告裝置防冰驗(yàn)證缺少具體的技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)和指導(dǎo)資料的現(xiàn)狀，開展相關(guān)技術(shù)研究。按照25部附錄C中的連續(xù)最大結(jié)冰條件、間斷最大結(jié)冰條件以及失速警告裝置防冰功能延遲啟動(dòng)條件分別提出三項(xiàng)驗(yàn)證符合性要求；建立以冰風(fēng)洞試驗(yàn)為核心的驗(yàn)證技術(shù)和驗(yàn)證方法，論述試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)技術(shù)要求以及適用的試驗(yàn)相似準(zhǔn)則技術(shù)。針對冰風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果無法滿足更臨界的防冰功能延遲啟動(dòng)符合性要求情況，提出在《飛行手冊》的操作程序中增加專門的等效安全規(guī)定和限制。所論述的驗(yàn)證要求和驗(yàn)證技術(shù)在某型通用飛機(jī)失速警告裝置防冰驗(yàn)證中具體實(shí)施并獲得適航當(dāng)局的認(rèn)可，為進(jìn)一步建立和完善失速警告裝置防冰驗(yàn)證的通用技術(shù)要求提供參考和借鑒。

關(guān)鍵詞：適航；防冰；裝置；混合模型；相似準(zhǔn)則

中圖分類號(hào)：V241.06文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.10.010

民用飛機(jī)為防止在飛行中不慎進(jìn)入失速狀態(tài)，需要在機(jī)體表面的某選定位置安裝失速警告裝置。失速警告裝置的外露傳感器通過感知飛機(jī)相對遠(yuǎn)前方來流的飛行姿態(tài)，能夠在飛機(jī)減速到稍大于失速速度的某一設(shè)定速度范圍內(nèi)時(shí)向機(jī)組發(fā)出飛機(jī)已接近失速狀態(tài)的告警信號(hào)?，F(xiàn)代民用飛機(jī)采用的失速警告裝置按工作原理可主要分為兩類：一類是通常安裝在飛機(jī)前機(jī)身兩側(cè)的迎角傳感器形式的失速警告裝置，通過感知飛行迎角的變化，并結(jié)合大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)的邏輯運(yùn)算，給出失速告警信息；另一類是通常安裝在飛機(jī)機(jī)翼前緣的風(fēng)標(biāo)傳感器形式的失速警告裝置，隨飛行迎角的增加，來流在機(jī)翼前緣形成的駐點(diǎn)線逐漸移動(dòng)到風(fēng)標(biāo)的下面，風(fēng)標(biāo)被繞機(jī)翼前緣向上表面流動(dòng)的當(dāng)?shù)貧饬鞔祫?dòng)向上偏轉(zhuǎn)，觸發(fā)失速警告裝置內(nèi)部的微動(dòng)開關(guān)，給出失速告警信息。適用于25部適航規(guī)章[1]的大型民機(jī)主要采用迎角傳感器形式的失速警告裝置，適用于23部適航規(guī)章[2]的通用飛機(jī)一般采用風(fēng)標(biāo)傳感器形式的失速警告裝置。

由于失速警告裝置的外露傳感器需要直接感受飛機(jī)飛行中的來流，因此很容易受到外界氣象條件的影響，特別是大氣結(jié)冰氣象條件的影響。對于申請?jiān)诮Y(jié)冰氣象條件下正常運(yùn)行的民用飛機(jī)，要求失速警告裝置的告警功能在25部適航規(guī)章附錄C規(guī)定的自然大氣結(jié)冰環(huán)境下能正常工作。因此，失速警告裝置通常需要采用電加熱措施，使其具有防冰功能。

失速警告裝置的防冰加熱功率設(shè)計(jì)在滿足防冰要求的前提下，還要考慮加熱功率對飛機(jī)運(yùn)營中的可靠性、安全性和維修性等方面的影響。如果僅為滿足防冰要求而保守地將失速警告裝置的防冰加熱功率設(shè)計(jì)得過高，則會(huì)嚴(yán)重地降低該裝置本身的使用壽命，增加維護(hù)成本，并且當(dāng)飛機(jī)在地面停機(jī)狀態(tài)下誤打開失速警告裝置的防冰加熱開關(guān)時(shí)，由于散熱條件不好，可能會(huì)直接燒毀失速警告裝置。因此，失速警告裝置的防冰加熱功率設(shè)計(jì)需要進(jìn)行準(zhǔn)確的評(píng)估和驗(yàn)證。目前，失速警告裝置的防冰理論分析模型假設(shè)尚不完善，理論分析計(jì)算結(jié)果在工程應(yīng)用方面還有差距；直接開展失速警告裝置防冰飛行試驗(yàn)所需的理想結(jié)冰氣象條件也很難獲得；因此，采用地面冰風(fēng)洞試驗(yàn)評(píng)估和驗(yàn)證失速警告裝置的防冰能力是目前可行的技術(shù)和方法。

失速警告裝置是與飛機(jī)飛行安全直接相關(guān)的傳感器，在民用飛機(jī)整機(jī)除防冰適航驗(yàn)證中屬于重要的審查項(xiàng)目。由于國際上關(guān)于失速警告裝置防冰驗(yàn)證的技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)和指導(dǎo)資料很少，因此在進(jìn)行失速警告裝置防冰能力的適航驗(yàn)證時(shí)，需要適航申請人和局方共同開展技術(shù)研究，制定可接受的驗(yàn)證方法和符合性原則。本文以某型通用飛機(jī)失速警告裝置防冰能力適航驗(yàn)證項(xiàng)目為背景，針對通用飛機(jī)采用的風(fēng)標(biāo)傳感器形式的失速警告裝置開展防冰能力適航驗(yàn)證技術(shù)研究，提出驗(yàn)證符合性要求，并以冰風(fēng)洞試驗(yàn)為核心建立一套完整的失速警告裝置防冰能力的驗(yàn)證方法和驗(yàn)證技術(shù)。某型通用飛機(jī)失速警告裝置的防冰能力驗(yàn)證項(xiàng)目通過采用該驗(yàn)證方法和驗(yàn)證技術(shù)，最終獲得適航當(dāng)局的認(rèn)可。

1失速警告裝置部件組成

通用飛機(jī)采用的風(fēng)標(biāo)傳感器形式的失速警告裝置主要由兩個(gè)部件組成：一是失速警告裝置的安裝蓋板，二是隱藏在安裝蓋板后面的失速警告?zhèn)鞲衅鳌Ｆ渲?，安裝蓋板與機(jī)翼前緣外形是齊平的，安裝蓋板中部開有小窗口，失速警告?zhèn)鞲衅鞯娘L(fēng)標(biāo)從安裝蓋板的小窗口伸出，用于感知當(dāng)?shù)貧饬鞯淖兓?。圖1給出某型通用飛機(jī)安裝在機(jī)翼前緣的風(fēng)標(biāo)傳感器形式的失速警告裝置，該裝置包括一個(gè)安裝蓋板和兩個(gè)失速警告?zhèn)鞲衅?。為保證失速警告?zhèn)鞲衅鞯娘L(fēng)標(biāo)能自由活動(dòng)且不被結(jié)冰凍結(jié)，風(fēng)標(biāo)具備電加熱防冰特點(diǎn)；為保證風(fēng)標(biāo)附近的機(jī)翼前緣表面局部流場不被積冰破壞，安裝蓋板也具有電加熱防冰特點(diǎn)。

2防冰驗(yàn)證符合性要求研究

國內(nèi)外發(fā)布的關(guān)于通用飛機(jī)失速警告裝置防冰能力要求的技術(shù)資料很少，目前僅查詢到技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)SAE AS403A[3]和美國聯(lián)邦航空局（FAA）咨詢通告AC 23.1419-2D[4]提出相關(guān)的簡要要求，因此需要適航申請人結(jié)合具體情況，建立可接受的且可執(zhí)行的失速警告裝置防冰驗(yàn)證符合性要求。

技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)SAE AS403A要求：“在規(guī)定的溫度和風(fēng)速條件下進(jìn)行冰風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證，當(dāng)失速警告裝置外露表面覆蓋的冰帽厚度達(dá)到6mm時(shí)，開啟防冰加熱功能，要求在2min內(nèi)將冰帽除掉，并且隨后不再結(jié)冰”。該技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)主要對失速警告裝置防冰加熱功能延遲啟動(dòng)（2min）后的除冰能力做出規(guī)定，但沒有對試驗(yàn)采用的液態(tài)水含量參數(shù)和平均水滴直徑參數(shù)做出具體的定義。

FAA咨詢通告AC 23.1419-2D要求：“在25部適航規(guī)章附錄C規(guī)定的連續(xù)最大結(jié)冰條件和間斷最大結(jié)冰條件下飛行時(shí)，飛機(jī)的系統(tǒng)和部件必須工作正常”。這項(xiàng)綜合要求實(shí)際上就包括要求失速警告裝置的告警功能在結(jié)冰條件下必須工作正常，但沒有給出具體的驗(yàn)證方法。

25部適航規(guī)章附錄C定義的連續(xù)最大結(jié)冰條件是代表大氣中的層云結(jié)冰條件，其定義的標(biāo)準(zhǔn)結(jié)冰層云水平范圍為32.2km，并且FAA咨詢通告AC 23.1419-2D規(guī)定飛機(jī)必須能夠在連續(xù)最大結(jié)冰條件下持續(xù)飛行45min（模擬在機(jī)場上空盤旋待機(jī)著陸過程）。因此，根據(jù)FAA咨詢通報(bào)要求，某型通用飛機(jī)失速警告裝置防冰能力驗(yàn)證提出的第一項(xiàng)驗(yàn)證符合性要求是：“在25部適航規(guī)章附錄C規(guī)定的連續(xù)最大結(jié)冰條件下，失速警告裝置需要具有至少45min的持續(xù)防冰能力，即在失速警告裝置防冰加熱功能提前打開的條件下，在規(guī)定的結(jié)冰時(shí)間內(nèi)，外露的失速警告?zhèn)鞲衅黠L(fēng)標(biāo)表面、安裝蓋板表面不應(yīng)出現(xiàn)結(jié)冰現(xiàn)象”。

25部適航規(guī)章附錄C定義的間斷最大結(jié)冰條件是代表大氣中的積雨云結(jié)冰條件，其定義的標(biāo)準(zhǔn)結(jié)冰積雨云水平范圍為4.8km，以螺旋槳通用飛機(jī)的典型飛行速度計(jì)算，只需約1min即可穿越4.8km水平范圍的結(jié)冰積雨云。FAA咨詢通告AC 23.1419-2D要求飛機(jī)遭遇間斷最大結(jié)冰條件后必須仍具有安全飛行的能力。因此，根據(jù)FAA咨詢通告要求，某型通用飛機(jī)失速警告裝置防冰能力驗(yàn)證提出的第二項(xiàng)驗(yàn)證符合性要求是：“在遭遇25部適航規(guī)章附錄C規(guī)定的間斷最大結(jié)冰條件后，失速警告裝置應(yīng)具有除冰能力，即在防冰加熱功能提前打開的條件下，飛機(jī)在穿越結(jié)冰積雨云的短時(shí)間內(nèi)，允許外露的失速警告?zhèn)鞲衅黠L(fēng)標(biāo)表面、安裝蓋板表面出現(xiàn)結(jié)冰，允許失速警告裝置的正常功能暫時(shí)受到干擾；但當(dāng)飛機(jī)飛出結(jié)冰積雨云后，失速警告裝置的防冰加熱能力應(yīng)能在一定的時(shí)間內(nèi)將失速警告?zhèn)鞲衅黠L(fēng)標(biāo)表面、安裝蓋板表面上的結(jié)冰清除干凈”。參考技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)SAE AS403A規(guī)定的失速警告裝置防冰加熱延遲時(shí)間，第二項(xiàng)驗(yàn)證符合性要求中的飛出結(jié)冰積雨云后的除冰時(shí)間建議采用2min。

飛機(jī)在飛行中偶爾會(huì)遭遇結(jié)冰云，并且存在飛行員因疏忽而忘記提前打開失速警告裝置防冰加熱功能的可能性，因此失速警告裝置還應(yīng)考慮防冰加熱功能延遲啟動(dòng)后的除冰能力。技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)SAE AS403A提出的要求就是要檢查當(dāng)失速警告裝置外表面的積冰達(dá)到6mm厚度時(shí)，防冰加熱功能是否能在2min內(nèi)將積冰除去。因此，某型通用飛機(jī)失速警告裝置防冰能力驗(yàn)證提出的第三項(xiàng)驗(yàn)證符合性要求是：“在連續(xù)最大結(jié)冰條件下，失速警告裝置防冰加熱功能先不啟動(dòng)，當(dāng)失速警告?zhèn)鞲衅黠L(fēng)標(biāo)表面和安裝蓋板表面任意處的結(jié)冰厚度達(dá)到6mm時(shí)，再啟動(dòng)防冰加熱功能，在繼續(xù)保持結(jié)冰條件不變的情況下，失速警告?zhèn)鞲衅黠L(fēng)標(biāo)表面和安裝蓋板表面的結(jié)冰應(yīng)在2min內(nèi)清除干凈”。

針對失速警告裝置防冰能力驗(yàn)證建立的上述三項(xiàng)驗(yàn)證符合性要求均可以通過冰風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)具體執(zhí)行。

3冰風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證技術(shù)

通用飛機(jī)失速警告裝置的防冰能力采用冰風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)進(jìn)行驗(yàn)證，該項(xiàng)試驗(yàn)有如下特點(diǎn)：首先，試驗(yàn)的核心驗(yàn)證部件是失速警告裝置，試驗(yàn)項(xiàng)目本質(zhì)上屬于小型部件級(jí)試驗(yàn)，但為模擬失速警告?zhèn)鞲衅黠L(fēng)標(biāo)所處局部流場的真實(shí)性，又需要增加具體飛機(jī)型號(hào)的機(jī)翼大部件作為試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷囊徊糠?；通過采取一定的試驗(yàn)?zāi)Ｐ图夹g(shù)處理措施后，該項(xiàng)試驗(yàn)可以在中小型冰風(fēng)洞中開展，以降低試驗(yàn)成本。其次，飛機(jī)防冰系統(tǒng)采用的熱防護(hù)模式主要分為蒸發(fā)式和流濕式兩種，為控制所需的防冰加熱功率，失速警告裝置設(shè)計(jì)的熱防護(hù)模式通常是流濕式，即沖擊到熱防護(hù)部位表面的過冷水滴不會(huì)完全蒸發(fā)，而是同時(shí)存在水蒸發(fā)和水向四外溢流兩種現(xiàn)象，需要針對失速警告裝置熱防護(hù)模式特點(diǎn)，采用適用的冰風(fēng)洞試驗(yàn)相似準(zhǔn)則技術(shù)。

3.1試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)要求和設(shè)計(jì)技術(shù)

失速警告裝置冰風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)至少應(yīng)該包括失速警告裝置全套成品件本身及以失速警告裝置在機(jī)翼前緣的安裝位置為中心截取的展向機(jī)翼段，即試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛻?yīng)是1∶1的全尺寸機(jī)翼段模型。冰風(fēng)洞試驗(yàn)的阻塞度限制一般不能超過10%[5]，因此帶機(jī)翼段的全尺寸模型很難在中小型冰風(fēng)洞中開展試驗(yàn)。為滿足試驗(yàn)阻塞度限制要求，機(jī)翼段模型設(shè)計(jì)可以采用混合模型設(shè)計(jì)技術(shù)[6]：即保持機(jī)翼段模型前緣形狀不變，采用一個(gè)弦長縮短的機(jī)翼模型后體，通過優(yōu)化設(shè)計(jì)該弦長縮短機(jī)翼后體的形狀，使混合模型機(jī)翼前緣的當(dāng)?shù)亓鲌鎏匦耘c原1∶1全尺寸模型機(jī)翼前緣的流場特性保持一致，從而保證在相同的冰風(fēng)洞試驗(yàn)條件下混合模型機(jī)翼前緣的結(jié)冰特性與1∶1全尺寸模型機(jī)翼前緣的結(jié)冰特性相一致。

圖2給出某型通用飛機(jī)失速警告裝置冰風(fēng)洞試驗(yàn)采用混合模型設(shè)計(jì)技術(shù)優(yōu)化得到的混合模型機(jī)翼剖面外形與原1∶1全尺寸模型機(jī)翼剖面外形對比，其中混合模型機(jī)翼剖面弦長是原1∶1全尺寸模型機(jī)翼剖面弦長的1/2。圖3給出在來流迎角1.5°下的混合模型機(jī)翼剖面與原1∶1全尺寸模型機(jī)翼剖面的表面壓力系數(shù)分布對比，兩種試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮跈C(jī)翼前緣的壓力系數(shù)分布基本一致，因此在相同的冰風(fēng)洞試驗(yàn)條件及相同的1.5°試驗(yàn)迎角狀態(tài)下，混合模型可以替代原1∶1全尺寸模型。

3.2試驗(yàn)條件及相似準(zhǔn)則技術(shù)

3.2.1試驗(yàn)條件

冰風(fēng)洞試驗(yàn)的試驗(yàn)風(fēng)速和試驗(yàn)?zāi)Ｐ陀且笈c飛機(jī)實(shí)際飛行狀態(tài)相對應(yīng)。由于飛行速度越高，單位時(shí)間內(nèi)沖擊到失速警告裝置外露表面的水滴總質(zhì)量越大，所需的防冰加熱功率也越大，因此冰風(fēng)洞試驗(yàn)的風(fēng)速應(yīng)至少驗(yàn)證到飛機(jī)的巡航速度，試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷挠莿t對應(yīng)相應(yīng)速度下的機(jī)翼迎角。

在參照25部適航規(guī)章附錄C選擇具體的結(jié)冰條件時(shí)，由于環(huán)境溫度（靜溫）、液態(tài)水含量和平均水滴直徑等參數(shù)對結(jié)冰特性的影響都是非線性的，因此選取的試驗(yàn)點(diǎn)需要有代表性地覆蓋該附錄C的連續(xù)最大結(jié)冰條件窗口和間斷最大結(jié)冰條件窗口。某型通用飛機(jī)失速警告裝置冰風(fēng)洞試驗(yàn)條件的選擇原則是：（1）氣流的靜溫分別選取較高溫度（不低于-10°C）和較低溫度（不高于-20°C），且需注意選擇較高靜溫時(shí)不應(yīng)使氣流的總溫超過0°C；（2）平均水滴直徑分別選取小水滴直徑（15～20μm）和大水滴直徑（30～ 40μm）；（3）液態(tài)水含量則根據(jù)選擇的靜溫和平均水滴直徑按附錄C給定的對應(yīng)參數(shù)關(guān)系確定。

對于無熱防冰系統(tǒng)試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷谋L(fēng)洞試驗(yàn)可以不考慮壓力高度的影響[7]，但對于失速警告裝置這種具有流濕式熱防護(hù)模式的冰風(fēng)洞試驗(yàn)，飛機(jī)飛行高度即環(huán)境壓力高度對熱防護(hù)表面的液態(tài)水蒸發(fā)速率有重要的影響[8-10]。因此，失速警告裝置防冰能力的冰風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證需要至少模擬到具體飛機(jī)型號(hào)的正常巡航高度，但不必超過25部適航規(guī)章附錄C規(guī)定的大氣結(jié)冰高度上限6700m。

3.2.2試驗(yàn)相似準(zhǔn)則技術(shù)

冰風(fēng)洞的試驗(yàn)?zāi)芰Π€很難完全覆蓋具體飛機(jī)的飛行包線，通常需要利用相似準(zhǔn)則技術(shù)，將超出某冰風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)芰Π€的試驗(yàn)點(diǎn)等效地轉(zhuǎn)換到該冰風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)芰Π€內(nèi)。國際上對試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜔o熱防冰系統(tǒng)的冰風(fēng)洞試驗(yàn)的相似準(zhǔn)則技術(shù)研究已比較成熟[7]，但對試驗(yàn)?zāi)Ｐ途哂辛鳚袷綗岱辣到y(tǒng)的冰風(fēng)洞試驗(yàn)相似準(zhǔn)則技術(shù)則正處于研究和發(fā)展階段[8-11]。目前，關(guān)于試驗(yàn)?zāi)Ｐ途哂辛鳚袷綗岱辣到y(tǒng)的冰風(fēng)洞試驗(yàn)的相似準(zhǔn)則技術(shù)主要有兩種：基于雷諾數(shù)Re的相似準(zhǔn)則技術(shù)和基于韋伯?dāng)?shù)We的相似準(zhǔn)則技術(shù)。

基于雷諾數(shù)Re的相似準(zhǔn)則技術(shù)需要模擬4個(gè)相似參數(shù)[11]：雷諾數(shù)Re、水載荷Mw、水滴修正慣性參數(shù)K0、氣流恢復(fù)溫度Tr，其具體相似參數(shù)表達(dá)式如式（1）～式（4）所示。

上述4個(gè)相似參數(shù)按順序分別確定試驗(yàn)的對流散熱相似性、液態(tài)水質(zhì)量相似性、水滴運(yùn)動(dòng)軌跡及水滴收集率相似性以及模型表面氣流溫度相似性。

基于韋伯?dāng)?shù)We的相似準(zhǔn)則技術(shù)需要采用兩步試驗(yàn)來完成防冰相似性模擬：（1）試驗(yàn)采用基于雷諾數(shù)Re的相似準(zhǔn)則技術(shù)，并記錄防護(hù)表面的溫度分布；（2）試驗(yàn)的相似性模擬采用韋伯?dāng)?shù)We替換雷諾數(shù)Re，其余三個(gè)相似參數(shù)仍然采用，試驗(yàn)中需要調(diào)整防冰輸入功率使防護(hù)表面溫度恢復(fù)到所記錄的溫度分布。

基于雷諾數(shù)Re的相似準(zhǔn)則技術(shù)能夠較準(zhǔn)確地模擬防護(hù)表面的溫度及所需的加熱功率，但由于沒有考慮到水滴慣性力參數(shù)與水滴表面張力參數(shù)的相似性模擬，導(dǎo)致流濕式熱防冰系統(tǒng)防護(hù)表面的液態(tài)水蒸發(fā)速率及防護(hù)表面液態(tài)水再次被裹挾到氣流中的質(zhì)量分量模擬不準(zhǔn)確；采用這種相似準(zhǔn)則技術(shù)的試驗(yàn)結(jié)果會(huì)導(dǎo)致從機(jī)翼前緣熱防護(hù)表面溢流出的液態(tài)水質(zhì)量超出真實(shí)情況，這些多溢流出的液態(tài)水會(huì)在熱防護(hù)表面之外的機(jī)翼上下表面形成真實(shí)情況數(shù)倍的溢流冰[8-11]。基于韋伯?dāng)?shù)We的相似準(zhǔn)則技術(shù)不僅能模擬防護(hù)表面的溫度及所需的加熱功率，還可以較準(zhǔn)確地模擬溢流冰位置和溢流冰質(zhì)量，但試驗(yàn)過程復(fù)雜。

如果冰風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)康募纫獧z查機(jī)翼模型防冰系統(tǒng)的熱防護(hù)能力，又要檢查溢流出的液態(tài)水在機(jī)翼模型表面形成的溢流冰位置和溢流冰質(zhì)量，則應(yīng)考慮采用基于韋伯?dāng)?shù)We的相似準(zhǔn)則技術(shù)。對于某型通用飛機(jī)失速警告裝置防冰能力的冰風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證，重點(diǎn)檢查失速警告?zhèn)鞲衅黠L(fēng)標(biāo)表面和安裝蓋板表面是否出現(xiàn)結(jié)冰問題。因此，采用簡潔的基于雷諾數(shù)Re的相似準(zhǔn)則技術(shù)可以滿足失速警告裝置防冰能力的驗(yàn)證要求。表1給出某型通用飛機(jī)失速警告裝置冰風(fēng)洞試驗(yàn)利用基于雷諾數(shù)Re相似準(zhǔn)則技術(shù)將壓力高度3048m的參考試驗(yàn)條件轉(zhuǎn)換為壓力高度0m的等效試驗(yàn)條件的一個(gè)示例，其中試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷那熬壷睆?.201m，表中的hp為壓力高度，MVD為平均水滴直徑，參考試驗(yàn)條件和等效試驗(yàn)條件下的雷諾數(shù)Re、水載荷Mw、水滴修正慣性參數(shù)K0、氣流恢復(fù)溫度Tr均是對應(yīng)相等的。

4試驗(yàn)結(jié)果符合性對飛行程序的影響

按照建立的三項(xiàng)防冰驗(yàn)證符合性要求和冰風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證技術(shù)，某型通用飛機(jī)失速警告裝置開展了防冰能力的冰風(fēng)洞試驗(yàn)，當(dāng)防冰功率密度（總輸入功率除以蓋板面積）達(dá)到約3.5W/cm2時(shí)，試驗(yàn)結(jié)果表明：

（1）失速警告裝置的防冰能力滿足第一項(xiàng)驗(yàn)證符合性要求

在持續(xù)45min的防冰試驗(yàn)過程中，失速警告?zhèn)鞲衅黠L(fēng)標(biāo)表面及安裝蓋板表面均無結(jié)冰跡象，圖4所示是其中的一個(gè)試驗(yàn)結(jié)果，對應(yīng)的試驗(yàn)條件是：風(fēng)速84.9m/s、壓力高度3048m、靜溫-20°C、平均水滴直徑20μm、液態(tài)水含量0.21g/ m3，噴霧時(shí)間45min、防冰加熱功能在噴霧前打開。

（2）失速警告裝置的防冰能力滿足第二項(xiàng)驗(yàn)證符合性要求

在模擬飛機(jī)穿越水平范圍4.8km的積雨云所需的短暫噴霧時(shí)間內(nèi)，失速警告?zhèn)鞲衅黠L(fēng)標(biāo)表面及安裝蓋板表面均無結(jié)冰跡象，因此第二項(xiàng)驗(yàn)證符合性要求提出的穿越積雨云后2min內(nèi)除冰要求就自動(dòng)滿足。圖5所示是其中的一個(gè)試驗(yàn)結(jié)果，對應(yīng)的試驗(yàn)條件是：風(fēng)速84.9m/s、壓力高度3048m、靜溫-20°C、平均水滴直徑30μm、液態(tài)水含量0.78g/m3，噴霧時(shí)間57s、防冰加熱功能在噴霧前打開。其中，噴霧時(shí)間57s是指以84.9m/s速度穿越4.8km距離所需的時(shí)間。

（3）失速警告裝置的防冰能力不滿足第三項(xiàng)驗(yàn)證符合性要求

當(dāng)失速警告?zhèn)鞲衅黠L(fēng)標(biāo)表面和安裝蓋板表面的結(jié)冰厚度達(dá)到約6mm后再打開防冰加熱開關(guān)，持續(xù)加熱2min后，失速警告?zhèn)鞲衅黠L(fēng)標(biāo)表面和安裝蓋板表面的結(jié)冰依然存在。圖6所示是其中的一個(gè)試驗(yàn)結(jié)果，對應(yīng)的試驗(yàn)條件是：風(fēng)速84.9m/s、壓力高度3048m、靜溫-10°C、平均水滴直徑20μm、液態(tài)水含量0.42g/m3，防冰加熱功能在結(jié)冰厚度達(dá)到6mm時(shí)打開。

某型通用飛機(jī)采用的失速警告裝置是一款如前文所述的常規(guī)構(gòu)型失速警告裝置。上述冰風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果基本表明，第三項(xiàng)驗(yàn)證符合性要求對這種常規(guī)構(gòu)型失速警告裝置的防冰加熱功率需求是最大的或最臨界的。

第一項(xiàng)驗(yàn)證符合性要求和第二項(xiàng)驗(yàn)證符合性要求是對失速警告裝置分別在25部附錄C規(guī)定的連續(xù)最大結(jié)冰條件下和間斷最大結(jié)冰條件下提出的最基本的安全檢查要求，申請?jiān)诮Y(jié)冰氣象條件下正常運(yùn)行的通用飛機(jī)應(yīng)必須滿足該要求。

第三項(xiàng)驗(yàn)證符合性要求是對飛行員操作失誤后能否使失速警告裝置恢復(fù)正常功能提出的一項(xiàng)檢查要求，這項(xiàng)要求實(shí)際上是對飛行安全水平的一項(xiàng)必要的完善和提升。如果失速警告裝置的加熱功率設(shè)定由于其他原因制約（如加熱功率增加帶來的安全性、可靠性和維修性問題）而無法滿足更臨界的第三項(xiàng)驗(yàn)證符合性要求時(shí)，適航申請人應(yīng)提出具有同等安全水平的其他替代措施。某型通用飛機(jī)失速警告裝置防冰能力的冰風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果由于無法滿足更臨界的第三項(xiàng)驗(yàn)證符合性要求，采取的安全替代措施是在《飛行手冊》的飛行操作程序中增加關(guān)于失速警告裝置防冰加熱開關(guān)操作的專門規(guī)定：“在起飛前或起飛爬升階段必須打開失速警告裝置防冰加熱開關(guān)；并且當(dāng)起飛機(jī)場有結(jié)冰氣象條件時(shí)，必須在起飛前打開失速警告裝置防冰加熱開關(guān)”。通過在《飛行手冊》中規(guī)定這種關(guān)于失速警告裝置的專門操作程序要求，保證失速警告裝置的防冰功能在飛機(jī)整個(gè)飛行過程中一直工作，直至著陸，從而消除在飛行中遭遇結(jié)冰氣象條件且失速警告裝置防冰加熱功能沒有提前啟動(dòng)這種誤操作情況發(fā)生的可能性。

通過上述冰風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證結(jié)果及在《飛行手冊》中規(guī)定專門的飛行操作程序，某型通用飛機(jī)失速警告裝置的防冰適航驗(yàn)證最終得到適航當(dāng)局的認(rèn)可。

5結(jié)束語

針對通用飛機(jī)采用的典型失速警告裝置的設(shè)計(jì)特征和安裝特征開展該裝置防冰能力的適航驗(yàn)證技術(shù)研究：

（1）在分析總結(jié)現(xiàn)有技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)SAE AS403A和FAA咨詢通報(bào)AC 23.1419-2D基礎(chǔ)上提出連續(xù)最大結(jié)冰條件下、間斷最大結(jié)冰條件下以及防冰功能延遲啟動(dòng)條件下對應(yīng)的三項(xiàng)防冰驗(yàn)證符合性要求。

（2）建立以冰風(fēng)洞試驗(yàn)為核心的防冰驗(yàn)證技術(shù)和驗(yàn)證方法，對試驗(yàn)中遇到的阻塞度限制給出混合模型設(shè)計(jì)解決方案，對具有流濕式熱防護(hù)模式的失速警告裝置建議采用基于雷諾數(shù)Re的試驗(yàn)?zāi)M相似準(zhǔn)則技術(shù)。

（3）防冰加熱功率設(shè)計(jì)的上限還受到安全性、可靠性和維護(hù)性等因素的制約，對于試驗(yàn)結(jié)果無法滿足更臨界的防冰功能延遲啟動(dòng)條件下的符合性要求情況，需要在《飛行手冊》的操作程序中增加專門的規(guī)定和限制。

目前，通用飛機(jī)失速警告裝置的防冰理論分析計(jì)算結(jié)果在工程應(yīng)用上還有差距，直接開展失速警告裝置防冰飛行試驗(yàn)所需的理想結(jié)冰氣象條件也很難獲得。本文建立的以冰風(fēng)洞試驗(yàn)為核心的驗(yàn)證技術(shù)在某型通用飛機(jī)失速警告裝置防冰驗(yàn)證中得到實(shí)際應(yīng)用并獲得適航當(dāng)局的認(rèn)可，該項(xiàng)技術(shù)研究結(jié)果也可為建立和完善失速警告裝置防冰驗(yàn)證的通用技術(shù)要求提供參考和借鑒。

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Research on Anti-ice Validation Technology through Icing Wind Tunnel Test for Stall Warning Device

Wang Hongwei1，Quan Jingze2，Qiao Wei1，Li Xianzhe1

1. AVIC Harbin Aircraft Industry Group Co.，Ltd.，Harbin 150060，China

2. Shenyang Aircraft Airworthiness Certification Center of CAAC，Shenyang 110043，China

Abstract： This paper starts research on anti-ice validation technology for the stall warning device of general aviation aircraft based on the fact that no detailed relevant standards and references are present. Three validation compliance requirements are proposed under corresponding conditions of Part 25 Appendix Cs continuous maximum icing， Part 25 Appendix Cs intermittent maximum icing， and anti-ice function activation delay of the stall warning device. The validation technology and methods are established through adoption of icing wind tunnel tests， and test models design requirements， as well as applicable test similarity criteria. Special equivalent safety requirements or limits are suggested to add in AFMs operation procedures for occurrence of test results that can not meet the more critical compliance requirement under anti-ice function activation delay of the stall warning device. The proposed validation requirements and validation technology in this paper are applied in a stall warning devices anti-ice validation program of a general aviation aircraft and are accepted by airworthiness authorities， which can provide further references for establishing and perfecting a general technology requirement for stall warning devices anti-ice validation.

Key Words： airworthiness； anti-ice； deice； hybrid model； similarity criteria