ICS 49.090 V 44
HB 8602-2021
飞机防除冰系统通用要求
General requirements for ice protection system of aircraft
2021-04-19 发布 2021-07-01 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：曾飞雄、霍西恒、白斌、白穆、田力伟、王薇。
飞机防除冰系统通用要求
1 范围
本标准规定了飞机防除冰系统的功能、性能、安全性、可靠性、维修性、环境适应性、安装、接口、重量、材料等要求以及验证要求等通用要求。
本标准适用于民用飞机防除冰系统的设计和验证。
2 规范性引用文件
下列文件对于本文件的应用是必不可少的。凡是注日期的引用文件，仅所注日期的版本适用于本文
件。凡是不注日期的引用文件，其最新版本(包括所有的修改单)适用于本文件。
《中国民用航空规章第 25 部〈运输类飞机适航标准〉》 (CCAR-25-R4) 中国民用航空局 2011
年 11 月 7 日中国民航局令第 209 号
RTCA/DO-160G 机载设备环境条件和试验程序(Environmental Conditions and Test Procedures for
Airborne Equipment)
RTCA/DO-178C 机载系统和设备软件适航考虑(Software Consideration in Airborne Systems and
Equipment Certification)
RTCA/DO-254 机载电子硬件设计保证指南(Design Assurance Guidance for Airborne Electronic
Hardware)
SAE AS 5498 飞行结冰探测系统的最低运行性能规范 (Minimum Operational Performance
Specification for Inflight Icing Detection Systems)
3 术语和定义
下列术语和定义适用于本文件。
3.1
热气防冰系统 hot air anti-ice system
从发动机压气机引热空气对飞机防护表面持续加热，确保防护区表面无结冰的系统，也称引气防冰系统。
3.2
电防冰系统 electric anti-ice system
在飞机防护表面下布置电加热元件持续加热，确保防护区表面无结冰的系统。
3.3
电除冰系统 electric de-ice system
在飞机防护表面下布置电加热元件周期性加热，允许防护区表面出现周期性的结冰，离开结冰条件后能将防护区表面结冰除掉的系统。
3.4
气囊除冰系统 pneumatic boot de-ice system
通过膨胀管的收缩扩张把防护表面的积冰破碎的系统。
3.5
结冰探测系统 ice detection system
探测飞机是否处于结冰气象条件的系统，通常包含主导式和咨询式两类。
3.6
主导式结冰探测系统 primary ice detection system
开启或关闭防冰系统仅取决于结冰探测系统。探测到结冰条件后可通过数据信号自动开启防冰系统，或者通过机组告警系统通告飞行员，由飞行员开启防冰系统。
3.7
咨询式结冰探测系统 advisory ice detection system
开启或关闭防冰系统不完全依赖于结冰探测系统，飞行员可根据结冰探测信号或其他参考信息(可见湿气环境条件、结冰指示杆等)，决定是否开启防冰系统。
4 要求
4.1 功能
防除冰系统通常应具备以下功能：
a) 机翼前缘和(或)尾翼前缘结冰防护：
1) 根据飞机要求设置的防护区域和后流冰(或周期性结冰)、飞行状态、结冰状态点等要求，确保翼面表面不会残留危及飞行安全的结冰，确保飞机在 CCAR-25-R4 附录 C 给定的结冰条件下飞行性能、稳定性和操纵性不超出合理的限制;
2) 应防止翼面产生不对称结冰;
3) 应防止翼面产生过热损害或机械损害;
4) 应在指示记录系统上显示系统的工作状态及故障警告。
b) 发动机进气道前缘的结冰防护：
1) 通过设置合理的防除冰形式，防止进气道前缘冰脱落超过发动机吞冰极限，确保发动机运行功能正常;
2) 两侧发动机的防冰系统应能独立控制;
3) 应防止进气道前缘产生过热损害或机械损害;
4) 应在指示记录系统上显示系统的工作状态及故障警告。
c) 大气数据传感器结冰防护：
1) 通过设置合理的加热区域和加热能力，确保大气数据传感器不会因为冰积聚引起设备失效或信号失真;
2) 仪器设备加热失效或能力不足时应发出告警;
3) 应防止仪器设备产生过热损害。
d) 风挡(透明表面)关键视野结冰防护：
1) 通过设置合理的加热区域和加热功率，确保结冰条件下风挡关键视野区拥有清晰视界，保障飞行安全;
2) 应防止风挡玻璃产生过热损害。
e) 水废水系统结冰防护：
1) 通过设置合理的加热区域和加热能力，确保处于非温控区的水废水箱、水废水管路及机外排放杆不会产生结冰;
2) 应防止受加热部件产生过热损害。
f) 结冰探测：
1) 针对主导式结冰探测系统，通过设定合适的结冰探测器形式和安装位置，使结冰探测器可有效探测结冰气象条件，并在翼面和发动机产生危险结冰前发出告警;
2) 针对咨询式结冰探测系统，通过设定合适的结冰探测器形式和安装位置，使结冰探测器的结冰告警可为飞行员开启防除冰系统提供参考;
3) 可通过设定合适的目视探冰装置，使飞行员可方便、有效的观察结冰现象。
4.2 性能
系统应满足以下性能要求：
a) 机翼前缘和(或)尾翼前缘结冰防护：
1) 使用防冰系统时，通常防护区表面温度应大于 0℃;
2) 使用防冰系统时，机翼上表面通常应设置为完全蒸发，上表面非完全蒸发时应分析并验证后流水造成的结冰对飞行性能无影响;
3) 使用除冰系统时，应根据最大容许的结冰厚度确定周期性除冰的间隔时间;
4) 在单侧发动机失效后，应仍具备结冰防护功能，可以是满足飞行安全的降级的防冰功能或除冰功能;
5) 需确保飞机在全飞行高度包线内都具备结冰防护功能，飞行高度大于 9449m (31000ft)后可以是满足飞行安全的降级的防冰功能或除冰功能;
6) 使用铝合金蒙皮时前缘蒙皮温度通常应低于 120℃, 使用复合材料蒙皮时前缘蒙皮温度通常应低于 90℃。
b) 发动机进气道前缘结冰防护：开展性能分析或试验时，不同发动机进气道尺寸的吞冰极限参照表 1。
c) 风挡关键视野结冰防护：
1) 风挡防冰的功率通常设为 4.6kW/m2～6.9kW/m2;
2) 风挡除雾的功率通常设为 0.8kW/m2～1.5kW/m2;
3) 在环境温度低于-15℃时，开启风挡加热系统时需要使用低功率预加热;
4) 在飞机应急供电情况下，若飞机不可开侧窗，则需要至少保证一块风挡的正常加热功能。
d) 结冰探测：
1) 结冰探测系统应能区分结冰与异物附着;
2) 结冰探测系统的性能应满足 SAE AS 5498 的相关要求。
4.3 安全性
系统应满足以下安全性要求：
a) 应提供警告信息，向机组发出系统的故障状态并能使机组采取适当的纠正动作;
b) 各系统、控制器件和有关的监控与警告装置的设计，应避免危险的机组失误;
c) 单一部件的故障，不能导致灾难性和危险性故障的发生;
d) 不能因为共模失效导致灾难性和危险性故障的发生;
e) 复杂电子硬件的研制应按照 RTCA/DO-254 的要求进行;
f) 软件的升级和管理应按照 RTCA/DO-178C 的要求进行;
g) 应通过故障树分析方法对重大级以上的失效事件进行分析;
h) 以下失效事件的概率应小于 1×10-9 每飞行小时：不对称的翼面结冰，未通告的双侧发动机防冰系统失效，未通告的丧失主导式结冰探测系统;
i) 以下失效事件的概率应小于 1×10-7 每飞行小时：未通告的由于防除冰系统失效导致的结构过热损坏，丧失所有风挡的加热能力;
j) 以下失效事件的概率应小于 1×10-5 每飞行小时：通告的机翼防冰系统失效，通告的发动机防冰系统失效，通告的结冰探测系统失效。
注：a)列项要求与 CCAR 25. 1322 的要求协调一致。
表 1 基于发动机进气道尺寸的吞冰极限
4.4 可靠性
系统应满足以下可靠性要求：
a) 方案确定应根据飞机总体技术要求，对系统、设备等实用环境进行调研和分析， 确定影响可靠性的环境应力，作为可靠性设计的主要依据之一。设计时应尽量降低对环境的敏感性。
b) 在系统和设备的可靠性设计过程中必须运用可靠性建模、可靠性预计和分配、失效模式和影响分析(FMEA)、故障树分析(FTA)等分析方法。
c) 充分利用内场、外场信息进行可靠性设计，对已投入使用的相似产品，应对其常见故障模式、薄弱环节及对可靠性有显著影响的因素进行分析。
d) 在型号研制过程中，应不断地进行可靠性增长工作。
e) 防除冰系统的平均故障间隔时间(MTBF)宜不低于 2000 飞行小时。
f) 防除冰系统的签派可靠度(DR)宜不低于 99.99%。
4.5 维修性
系统应满足以下维修性要求：
a) 系统平均修复时间、重要部件拆装时间应满足飞机级分配的指标要求; 防除冰系统的平均修复时间通常不大于 30min，防冰系统活门，防冰控制器等航线可更换部件的拆装时间通常不大于20min;
b) 设备和模块应尽量设计成为航线可更换件或航线可更换模块，若其功能和性能相同应具有互换性;
c) 管路应有气流方向的标示;
d) 对机上管路及不容易拆装的部件，应采用无维修设计原则;
e) 系统主要设备和附件应集中安装，便于集中检查与维修，可达性好;
f) 防冰控制器应是快速安装型的，并在更换时易接近、易拆除;
g) 防冰活门附近应设置维修口盖，便于检查、拆卸和清洁;
h) 管路设计应避免在弯处积水。
4.6 测试性
系统应满足以下测试性要求：
a) 机翼、尾翼防冰、发动机进气道前缘防冰、风挡加热、结冰探测系统通常应具备 BIT 及在中央维护系统存储故障信息的功能;
b) 机翼、尾翼防冰、发动机进气道前缘防冰系统应能基于 BIT 检测信息进行故障隔离，定位到具体的 LRU 部件;
c) 结冰探测系统应能基于自检测或人工检测诊断结冰信号传递路径的有效性。
4.7 环境适应性
4.7.1 自然环境
防除冰系统应能够承受 RTCA/DO-160G 或型号专用规范规定的温度、压力、霉菌、盐雾、湿热和砂尘等的自然环境条件，并在使用寿命期间内能够正常工作;应考虑到防除冰系统对其周围环境温度的影响。
4.7.2 机械环境
防除冰系统应能够承受 RTCA/DO-160G 或型号专用规范规定的振动、冲击和加速度等的机械环境条件下，应保证防除冰系统能够正常工作。
4.7.3 电磁环境
4.7.3.1 电磁干扰防护
防除冰系统所属的电子/电气设备与控制装置的设计和安装应保证机上所有电子/电气设备与控制装置同时工作都不受电磁干扰的不利影响。
4.7.3.2 闪电防护
4.7.3.2.1 金属和非金属组件
防除冰系统应具有防止闪电引起的灾难性后果的如下保护措施：
a) 金属组件应设计成不致因闪击而危及飞机，或者金属组件合适地搭接到飞机机体上;
b) 非金属组件的设计使闪击的后果减至最小，或者非金属组件具有可接受的分流措施，能将产生的电流分流而不致危及飞机。
注：本条要求与 CCAR 25.581 的要求协调一致。
4.7.3.2.2 电子/电气设备
每一执行关键或重要功能的电子/电气设备的设计和安装，在飞机遭遇闪电环境时，应保证执行这些功能的设备的工作与工作能力不受不利影响。
4.7.3.3 高强度辐射场防护
电子/电气设备的设计和安装应满足 CCAR 25. 1317 的要求。
4.7.3.4 电搭接和防静电保护
电搭接和防静电保护的设计应使得造成人员电击受伤、点燃可燃蒸汽或者干扰安装的电子/电气设备的静电积聚最小。
注：本条要求与 CCAR 25.899(a)的要求协调一致。
4.8 安装要求
系统的安装应至少满足以下要求：
a) 所有安装的部件均应有合格证;
b) 部件安装之前，应目视检查其表面无划伤，内部无异物;
c) 防除冰系统设备与飞机结构及其他运动件间隙应满足飞机级的规定;
d) 所有部件、管路应具有防差错安装设计;
e) 控制器、防冰活门等电子电气设备应不放置在液体管路(燃油、液压、水废水等)下方;
f) 防冰管路、防冰活门等充压/承压部件安装完成后应对气密性进行检查，确定其是否满足设计要求。
4.9 接口
4.9.1 机械接口
系统的机械接口应符合以下要求：
a) 系统内部件、附件之间的交联机械接口， 系统与外部设备、飞机机体之间的交联机械接口应尽可能采用标准联接形式;
b) 在任何使用的环境条件下，系统设备、附件的机械连接都不能出现松动或管路漏气，例如冲击、振动、加速度等;
c) 机械连接产生的应力和载荷应不会使设备从预定位置发生移动及造成设备本身的变形;
d) 机翼、尾翼防除冰系统设计时应考虑结构形变量要求;
e) 防除冰系统的设计应满足结构强度的要求，系统正常工作或失效时不应对结构产生损坏;
f) 电防除冰系统应对电加热元件两侧进行绝缘处理，加热过程中不应出现结构分层。
4.9.2 电接口
系统的电接口应符合以下要求：
a) 信号定义应满足飞机级功能接口定义要求;
b) 供电特性应满足飞机级电源要求;
c) 指示记录系统应显示防冰系统的工作状态，并可将相关系统维护信息发送至机载维护系统;
d) 简图页能对防除冰系统进行较详尽且形象化的显示。
4.9.3 功能接口
系统的功能接口应符合以下要求：
a) 具备自动开启功能的防除冰系统应具备与结冰探测系统的功能接口;
b) 热气防冰系统、气囊除冰系统应具备与气源系统功能接口;
c) 电防除冰、大气数据传感器防冰、水废水防冰系统应具备与电源系统的功能接口。
4.10 重量
系统的重量应满足飞机级针对各系统的分配要求。
4.11 材料
应正确选择材料及其防腐蚀措施，材料的适用性和耐久性应满足下列要求：
a) 材料的选择应建立在经验或试验的基础上，且应材料无毒无害;
b) 符合经批准的标准，保证这些材料具有设计资料中采用的强度和其他性能;
c) 强度性能和设计值符合 CCAR 25.613 的规定;
d) 位于需要灭火系统的任何火区内的管路材料是耐火的或采用相应的防火措施，增压舱内的设备如防冰控制器、风挡加热控制器等材料(包括用于材料的涂层或饰面)具有阻燃性;
e) 材料选用应考虑到服役中预期的环境条件，如温度和湿度的影响。
5 验证要求
5.1 概述
应进行计算分析、安全性分析、试验室试验、机上地面试验和飞行试验， 验证防除冰系统是否满足设计要求。
5.2 计算分析
通过计算分析验证以下内容：
a) 验证机翼、尾翼防除冰加热特性满足 CCAR-25-R4 附录 C 结冰包线范围内的飞行安全要求;
b) 验证发动机进气道前缘防冰加热特性满足 CCAR-25-R4 附录 C 结冰包线范围内的飞行安全要求;
c) 验证风挡防冰加热特性满足 CCAR-25-R4 附录 C 结冰包线范围内的飞行安全要求;
d) 验证大气数据传感器加热性能满足设计要求;
e) 验证水废水防冰性能满足设计要求;
f) 验证结冰探测器形式和安装位置的合理性。
5.3 安全性分析
通过安全性分析验证防除冰系统的失效概率和可靠性满足设计要求。
5.4 试验室试验
5.4.1 系统试验室试验
系统试验室试验可包含以下内容：
a) 通过系统台架试验验证机翼防冰系统的管路压降及流量分配特性;
b) 通过系统台架试验验证风挡加温系统的功能和性能;
c) 通过冰风洞试验验证防除冰系统的关键设计参数和防护性能;
d) 通过冰风洞试验验证结冰探测器的探测性能。
5.4.2 设备鉴定试验
应按照 RTCA/DO-160G 和飞机专用规范要求完成设备鉴定试验。
5.5 机上地面试验
机上地面试验前防除冰系统应完全装机，与防除冰系统存在接口的结构及其他系统状态完全装机且功能正常。机上地面试验应包括以下内容：
a) 系统的自检测功能;
b) 系统的监控及告警功能;
c) 系统开启时信息指示;
d) 针对发动机进气道防冰系统，须通过模拟结冰条件的地面试验验证系统防冰能力。
5.6 飞行试验
通过飞行试验验证以下内容：
a) 各系统的监控、指示功能;
b) 通过干空气试飞验证机翼、尾翼防冰的功能正常，并验证机翼、尾翼前缘过热保护功能;
c) 通过干空气试飞验证发动机进气道前缘防冰的功能正常，并验证发动机进气道前缘过热保护功能;
d) 通过干空气模拟冰型试飞，确认各类临界冰型对飞机的气动操稳影响;
e) 通过自然结冰试飞，验证机翼、尾翼防护表面的防护性能;
f) 通过自然结冰试飞，验证发动机进气道前缘的防护性能;
g) 通过自然结冰试飞，验证风挡防冰的性能;
h) 通过自然结冰试飞，验证结冰探测的告警功能和探测性能;
i) 通过自然结冰试飞，验证大气数据传感器防冰的功能和性能;
j) 通过高寒试飞，验证水废水系统防冰的功能和性能。
