ICS 49.090 V 44
HB 8487-2014
民用飞机机体结冰防护通用要求
General requirements for airframe icing protection of civil aircraft
2014-07-09 发布 2014-11-01 实施
中华人民共和国工业和信息化部发布
前言
本标准按照 GB/T 1. 1-2009 给出的规则起草。
本标准由中国航空综合技术研究所归口。
本标准起草单位：中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院、中国航空综合技术研究所。本标准主要起草人：辛旭东、刘鹏、王大伟、舒振杰、田力伟、史献林、李志茂、舒秀丽。
民用飞机机体结冰防护通用要求
1 范围
本标准规定了民用飞机机体结冰防护的技术要求和验证要求。
本标准适用于民用飞机机体结冰防护设计和验证。
2 要求
2.1 结冰气象条件
2.1.1 连续最大结冰条件
大气结冰状态的最大连续强度(连续最大结冰)应由云层液态水含量、云层水滴平均有效直径和周围空气温度三个变量决定(这三个变量的相互关系列见图 1，用高度和温度表示的结冰限制包线见图 2)。
应由图 1 和图 2确定云层液态水含量同水滴直径及高度间的相互关系。
水平范围 32.2 km (17.4 nm)以外的连续最大结冰状态的云层液态水含量应用图1的液态水含量乘上图 3 的相应系数来确定。
2.1.2 间断最大结冰条件
大气结冰状态的最大间断强度(间断最大结冰)应由云层液态水含量、云层水滴平均有效直径和周围空气温度三个变量决定(这三个变量的相互关系见图 4，用高度和温度表示的结冰限制包线见图 5)。
应由图 4 和图 5 可确定云层液态水含量同水滴直径及高度间的相互关系。
水平范围 4.8 km (2.6 nm)以外的间断最大结冰状态的云层液态水含量，应用图 4 的液态水含量乘上图 6 的相应系数来确定。
图 1 连续最大结冰条件参数关系图
图 2 连续最大结冰条件环境温度与气压高度关系图
图 3 连续最大结冰条件液态水含量系数与云层水平距离关系图
图4 间断最大结冰条件参数关系图
图 5 间断最大结冰条件环境温度与气压高度关系图
图 6 间断最大结冰条件液态水含量系数与云层水平距离关系图2.1.3 最大起飞结冰气象条件
起飞时最严重的结冰条件(最大起飞结冰)为：
a) 云中水含量：0.35 g/m3;
b) 平均水滴直径：20μm;
c) 地面环境温度：-9℃;
d) 最大起飞条件：从地面延伸到起飞表面上 457 m (1 500 ft)的高度。
注：本节要求与 CCAR-25-R4 附录 C 规定一致。
2.2 防护区域
2.2.1 翼面防护区域
翼面防冰应满足以下要求：
a) 机翼防冰——应根据 2.1 中规定的结冰气象条件，以及结冰对飞机性能和操稳影响的程度来确定防护区域。
b) 尾翼防冰——包括平尾防冰和垂尾防冰，应保证结冰条件下各操纵舵面的有效性。当经过分析后表明在平尾或垂尾结冰时飞机操纵品质的降级仍然能满足飞机性能要求且不会出现反向操作，可不考虑防冰。
2.2.2 空气进气口防护区域
空气进气口主要包括发动机进气道、冲压空气进气口和辅助动力装置进气口。一般发动机进气道前缘应采用结冰防护措施，应根据 2. 1 中规定的结冰气象条件，以及结冰对进气的影响来确定防护区域。
2.2.3 风挡防护区域
应根据飞行员关键视野区的要求确定风挡防护区域。
2.3 防护要求
根据不同防护区域结冰后对飞机性能影响程度的不同，防冰系统应对各防护区域有不同的防护要求，并按照以下防护要求的程度依次降低：
a) 干防冰——撞击水应在撞击区内完全蒸发，无溢流水，防冰系统应提供较大的防护能量，立即将撞击水蒸发;
b) 完全蒸发式防冰——撞击水应在撞击区内部分蒸发，有溢流水，但在防护区内完全蒸发;
c) 湿防冰——撞击水应在撞击区和防护区内都只有部分蒸发，有溢流水流出防护区;
d) 除冰——系统周期性去除防护区域内的结冰。
2.4 防护方法
2.4.1 热气防/除冰方法
一般应在机翼、尾翼和进气道防冰中采用热气防/除冰系统。
为增加热量利用效率，热气防/除冰系统一般应采用以下方式增加防护区域表面的换热系数：
a) 笛形管——笛形管利用管内、外压力差，形成音速射流，提高局部对流换热系数，主要用于局部水收集系数较大区，如机翼防冰和进气道防冰驻点及附近区域;
b) 双蒙皮通道——双蒙皮通道(可见图 7)通过限制热气走向，增加通道内热气流速来提高表面的对流换热系数从而达到提高系统效率的目的。
图 7 双蒙皮通道示意图
2.4.2 电热防/除冰方法
可在机翼、尾翼和风挡等的防/除冰中采用电热系统。
受电源系统功率限制，可采用周期性除冰的工作方式，降低电功率消耗;另外，通过周期的合理调整可减小结冰对飞机性能的影响。
根据外部热载荷的分布情况，电热系统的防护区域应按展向和弦向分为若干区域，各区域按照水滴撞击特性来布置电阻丝(片)。
2.4.3 机械除冰方法
可在进气道、翼面除冰中采用除冰套系统。
除冰套系统周期的确定应结合飞机结冰对飞行性能影响的分析进行，以保证除冰后残余冰加单周期内再次结冰的总量不会对飞行性能产生不良影响。
3 验证
3.1 总则
对于防冰系统的验证应考虑以下的验证方法：
a) 分析;
b) 试验室试验;
c) 机上地面试验;
d) 干空气飞行试验;
e) 自然结冰飞行试验。
应通过分析表明系统性能，分析应要通过飞行试验进行验证，也可通过冰风洞试验进行补充验证。
3.2 分析
一般应按以下步骤进行分析：
a) 根据结冰气象条件和飞机飞行状态确定防冰系统设计状态点;
b) 确定对流换热系数;
c) 确定水滴收集系数和水滴撞击区域;
d) 确定外部热载荷;
e) 对于热气防冰，确定防冰系统所需引气量以及笛形管结构;
f) 对于电热防冰，确定防冰系统加热功率，加热片布置方式和控制规律。
3.3 试验室试验
应对防冰系统或部件进行试验室试验，验证计算分析的正确性，以保证系统能够达到设计目标。防冰系统试验室试验一般应通过冰风洞试验来完成。
冰风洞试验可只对计算分析模型进行校核，而不采用针对某一机型的试验件进行试验。针对某一机型的试验件的冰风洞试验应更有针对性的对计算分析模型进行校核，使计算分析的结果更有说服力。
3.4 机上地面试验
应进行地面试验，验证系统功能是否正常，并作为飞行试验的先决条件。
应通过地面试验，验证进气口防冰系统性能满足要求。
3.5 干空气飞行试验
应对整个防冰系统在干燥空气中进行飞行试验，以验证系统运行限制和计算分析的正确性，为进行系统的自然结冰条件飞行试验提供保证。
3.6 自然结冰飞行试验
应通过自然结冰条件飞行试验验证防冰系统性能。应依据 2. 1 中结冰气象条件，结合分析计算中的设计点选择试飞工况，进行试飞验证。
