结冰是飞行条件下液态水滴撞击部件表面、冻结并累积成冰的物理过程，是导致民机飞行事故的主要因素之一。据美国国家运输安全委员会统计，1976~1979年美国共发生178起由结冰引起的民用飞机事故，其中灾难性的有100起，占比高达56%；1983~2003年结冰造成的飞行事故约占总事故的12%。有鉴于此，我国制定的《运输类飞机适航标准》中对民用飞机的结冰特性进行规定，只有满足相关条款要求，才能获得飞行资质认证，将民用飞机结冰条件下的飞行安全问题提升到了法律层面^[1]。

结冰威胁飞机飞行安全的首要原因是不规则冰型对气动外形的严重破坏，直接影响气动和操稳特性，使飞行性能特别是失速特性全面恶化。其中机翼和平尾结冰将导致升力降低、阻力增大、失速迎角减小、最大升力系数下降、操稳性能退化等一系列问题。目前常用的结冰飞行安全保障措施仍然基于常规防/除冰系统，其效能逐步提升，可靠性不断提高。但由于航运交通量的日益扩大，飞行气象条件限制的放宽，常规防/除冰系统难以在所有结冰条件下达到预期效果。民用飞机在低速起降阶段、过冷大水滴气象条件及穿越高空浓密云层时仍有可能发生严重结冰。同时带冰飞行时飞行员操作难度大、易操作失误等因素也是导致飞行事故的重要原因。因此，需要从源头上确保飞机在结冰条件下的飞行安全性，提升飞机容忍结冰条件的能力，即“容冰能力”^[2]。

基于容冰概念的结冰保护系统是民用飞机结冰防护研究的前沿领域之一。通过机翼容冰设计及容冰保护控制系统设计，将“被动结冰飞行安全”向“主动结冰安全设计”转变，能够显著提升大型民机在结冰气象条件下的生存力和安全性。随着飞机气动性能预测手段的完善、飞行控制系统性能的提高、机载系统的智能化、系统工程设计能力的提升，基于容冰概念的结冰保护系统成为民机结冰防护领域的研究热点，对民机型号的设计、试验和运营均有重要意义。

本文对基于容冰概念的民机结冰保护系统设计思路进行分析研究。在分析常规飞机结冰防护措施相关特点的基础上，从飞机本体容冰设计和主动控制容冰设计两方面出发，对基于容冰概念的民机结冰保护系统设计方法进行介绍，总结了容冰保护控制系统的基本设计原理及设计流程。

1 常规飞机结冰防护措施

常规意义上的飞机结冰防护措施涵盖以下3个方面：在设计阶段针对严酷冰型设计失速保护系统；在起飞前进行除冰操作；在飞行条件下开启机载防/除冰系统，具体如下：

1) 在设计和取证阶段，确定飞机可能遭遇的最严酷冰型，通过风洞试验和试飞验证确定飞机带最严酷冰型的使用边界。

2) 设置结冰条件下飞机的使用保护点，一旦探测到结冰气象，即接通失速保护系统，限制飞机的使用边界，并提醒驾驶员开启防冰系统。

3) 在飞机维修手册中，设计寒冷天气下的飞机运营维护程序，进行地面除冰，保障地面结冰条件下的航线运营。

4) 基于热气防/除冰或电热防/除冰技术，设计机载防/除冰系统，尽可能地在飞行条件下对飞机翼面进行结冰防护。

上述手段对飞机结冰条件下的安全运行具有重要意义，但是同时会带来如下问题：

1) 过于严酷的结冰保护点极大降低了飞机性能，压缩了飞机使用的潜力，增加了运营成本。实际上，适航标准中要求的最严酷冰型飞机极少遇到，大部分冰型无需进行过度保护。此外，飞机在退出结冰区域后，如果没有有效手段探明未防护表面是否结冰，飞机便无法退出失速保护模式，需要采用较高速度着陆，对飞行安全有潜在影响。

2) 绝大多数机型维修手册中要求在地面结冰条件下，起飞前对所有翼面完成结冰检查，一旦发现结冰即开展地面防除冰程序。而实际运营中大型民机的平垂尾高度较大，需要专门的高尺寸工作台才能完成检查。而飞机推出停机坪后，航前时间较短，工作台移动不便，且高空检查操作难度高，结冰检查存在困难，大大增加了运营成本和实施难度。

3) 防/除冰系统是飞机耗能最大的系统之一，如果气动力设计对结冰的承受能力弱，则必然增加更多的翼面防护面积，这将引起能耗的增加。同时飞机结冰探测系统在探测结冰信号后即向驾驶舱告警，由于不清楚结冰实际严重程度，最安全的选择就是立即开启防除冰系统，这种不明确性将会大大增加防除冰系统的使用时长，进一步增加能耗。

上述问题长期困扰民机研发和运营，迫切需要一种基于容冰概念的大型民机结冰保护系统，将结冰与气动/操稳特性设计分析及容冰保护技术研究联系起来，从根本上提高飞机结冰条件下的生存力和安全性。

2 基于容冰概念的结冰保护系统

容冰(ice tolerance)一词指的是容忍结冰，更准确的来说，指容忍结冰条件，用在航空领域就是指飞机能够在结冰条件下安全飞行。这个词最早是在1998年由结冰领域的知名专家Bragg^[3]提出。Bragg认为结冰引起的飞行事故可以从两方面避免：①避免遭遇到结冰条件; ②在设计阶段让飞机具有一定容冰能力。

以待机冰型^[4]为例，待机冰型是飞机待机飞行阶段45 min未防护表面的最严酷冰型，属于临界冰型的一类。按照当前飞机的运行逻辑，探测飞机处于对应待机冰型气象条件时，会立刻进入待机冰保护控制点，极大降低了飞机飞行品质。实际上，如果飞机在相应气象条件下仅仅运行了10 min，其真实的安全保护范围则应处于无冰构型保护点和待机冰型保护点之间。基于容冰概念的结冰保护系统设计目标就是充分挖掘飞机在此区间的性能潜力，其内涵包括以下2个方面：

1) 考虑容冰的机翼气动力设计：从机翼气动力设计的源头提高飞机本体的容冰能力，降低飞机结冰后的气动性能损失。通过分析机翼容冰对总体方案设计的影响，提出考虑容冰设计的机翼总体方案。基于气动优化设计手段，构造考虑冰污损失的机翼气动优化设计策略，基于结冰位置和冰型对气动特性的影响规律，开展考虑结冰引起的低速构型带冰气动损失问题研究，形成考虑容冰特性的机翼气动力设计方案。

2) 容冰保护控制系统设计：通过对飞机飞行结冰情况的动态精准识别，实时进行控制律重构，扩展带冰后使用边界。基于冰型精准识别及气动影响动态定量评估方法，结合冰型特征分析和气动影响数据库，实时分析当前冰型的气动影响程度，为容冰保护控制律动态重构提供输入。基于实时探测的冰型气动影响数据输入，以适航条款为依据，利用飞行力学和飞行控制理论方法，建立考虑结冰影响的飞行动力学修正方法，研究结冰后飞机操稳特性的变化，建立结冰后飞行动力学的模型，设计容冰飞行控制律，建立容冰保护与操稳特性综合优化方法工具。

3 考虑容冰的机翼气动力设计

考虑容冰的机翼气动力设计指基于气动优化设计手段，通过机翼、冰型及气动力间相互影响的机理和规律研究，开展结冰、气动协同设计，使得飞机在起飞、爬升、下降、着陆等飞行阶段带冰后气动性能损失较低，同时保证干净构型的高速性能。

实现机翼的容冰设计，需要进行考虑冰污损失的高低速综合气动设计，即针对民机机翼特征，分析可能出现的典型结冰位置、结冰尺寸和结冰形状，根据不同结冰情况对机翼、冰型及气动力的相互影响机理进行研究，分析得到冰型随机翼几何外形的变化趋势及带冰后机翼的气动性能变化特性，以此作为后续结冰、气动协同设计的基础，为设计变量选择、设计变量参数变化范围及其他相关条件约束提供参考。

自然条件下的飞机结冰可按照形貌特征分为3类^[5]：霜冰(rime ice)、明冰(glaze ice)、混合冰(mixed ice)。其中霜冰外形与机翼前缘形状比较吻合，对气动特性影响相对较小；明冰与混合冰在机翼前缘形成冰角，严重破坏机翼气动外形，对流动特性影响显著，危害极大。图 1归纳总结了冰型几何特征对翼面气动特性的影响程度^[6]。

上述3类冰型的几何特征主要包括冰的相对高度与相对来流的角度，对于考虑容冰的机翼气动力设计而言，首先需要从冰型几何特征与带冰后气动特性损失的角度出发，明确3类冰型所对应的结冰工况，分析机翼带冰后气动特性损失，总结3类冰型在设计过程中的重要性，提炼出一系列典型冰型，作为后续机翼优化设计的基础。基于冰型对机翼外形变动的敏感度，总结冰型随机翼气动外形的变化趋势。在此基础上针对结冰、干净及高升力构型进行多目标、多学科综合优化与协调设计，在保证干净构型高速性能的前提下，优化低速带冰工况，同时兼顾低速増升装置的设计要求，实现干净构型与带冰构型性能的整体提升，获得满足工程实用性的设计方案。

考虑容冰特性的综合气动优化设计主要分为4个步骤: ①采用已总结的典型冰型，进行冰型固定的机翼优化，在保证高速性能的前提下探索机翼具有的容冰设计空间。②通过考虑冰型随机翼外形的变动关系，进行鲁棒性优化，优化出一副能够适应不同冰型的机翼，提炼机翼设计规律。③选取典型冰型，进行机翼多设计点气动性能优化。④考虑高升力装置的设计要求，进行多设计点机翼气动性能综合优化设计。

考虑容冰特性的气动优化工作属于容冰设计领域的前沿问题，目前开展的工作还相对较少。剑桥大学的Ghisu等^[7]于2011年首先通过引入概率密度函数描述结冰特征，结合自适应非侵入混沌多项式和禁忌搜索方法^[8]开展稳健性优化，实现了NACA23012结冰翼型的容冰优化设计。该方法局部搜索能力很强，效率和精度较高，但容易陷入局部最优解。图 2给出了一类考虑容冰特性的民机机翼气动力优化基本设计流程^[9]，该方法基于RBF(radial basis function)差分进化算法^[10]的思路进行机翼带冰构型优化设计，能够兼顾设计空间和优化效率，同时适用于复杂几何构型。将容冰气动优化设计研究由二维翼型拓展到三维机翼，能够降低结冰对机翼气动特性特别是失速特性的影响，同时兼顾干净机翼的高低速气动性能。由图 3给出的失速特性变化情况可以看出，采用容冰优化设计后，结冰机翼失速迎角推后、最大升力系数增加、失速特性改善。但是，由于考虑结冰影响的超临界机翼气动力优化是多目标、多约束的复杂问题，相对于传统的干净机翼优化而言，还需考虑结冰冰型的不规则、随机性特征，对优化算法的效率和鲁棒性都提出了较高要求。相应的研究工作在国际领域仍然处于起步阶段，亟待开展系统深入的研究工作。

4 容冰保护控制系统设计

基于上述容冰设计获得的机翼，可以进一步开展容冰保护控制系统的设计。主要设计思路如下：在飞机结冰后，通过传感器检测结冰的状况及防/除冰系统的工作状况，将数据反馈到结冰管理系统，通过计算确定飞机性能、稳定性及操纵性改变情况，修改飞行包线和控制律，使得飞机可以按照新的控制规律继续安全飞行。

4.1 飞机结冰的探测与识别

对飞机结冰情况进行探测是在结冰条件下飞行的首要任务，对于保障飞机飞行安全具有重要的意义，也是容冰保护控制系统设计中必不可少的一个环节。通过结冰探测技术，在遭遇结冰条件时，机组人员就能得到结冰警告并进行后续处理，使结冰对飞机飞行安全和飞行性能的影响降到最低^[11]。表 1给出了目前常用的飞机结冰探测方法。

目前工程上多采用结冰传感器进行结冰探测。利用专门的结冰传感器探测与感应飞机在航行中的结冰信息，结合机载装置，在探测到飞机结冰时就能尽早进行防除冰，避免结冰对飞机造成危害，飞行安全性大大提高。目前已经研制出了多种不同原理的结冰传感器，并广泛地应用于工程实际，结合结冰探测技术形成了完整的结冰检测系统。在进行容冰保护控制系统的设计时，还需要对结冰后飞机性能的变化进行识别，为机组人员提供更加准确的飞机飞行数据参考。

4.2 结冰后飞机气动数据的获取

结冰飞机气动数据是结冰条件下飞机飞行力学特性研究的基础，只有获取了结冰后飞机的气动系数、气动导数等气动数据，才能够直接分析飞机结冰前后的气动特性和操稳特性^[13]。在机翼容冰设计中，结冰前后的机翼气动数据是衡量容冰能力的标准。在容冰保护控制系统设计中，结冰后的飞机气动数据是进行结冰飞机飞行动力学建模的基础，也是进行容冰控制律设计及飞行仿真分析的前提。

目前民机研制过程中获取结冰后飞机气动数据的途径主要有3种：数值计算、风洞试验和飞行试验。其中数值计算通常将冰型增长过程和气动力变化解耦分析。冰型几何外形通过冰风洞试验^[14]或数值模拟^[15]获得，选取某时刻特征冰型开展基于RANS(Reynolds-averaged Navier-Stokes)方法的数值模拟分析，能够针对全尺寸民机外形获得较为全面的宏观气动力数据，并且计算状态能够较为完整地涵盖完整的飞行工况。但是RANS方法在流动黏性效应及分离特性预测等方面仍然存在不足^[6]。

不过，RANS方法在失速点之前获得的全机结冰状态宏观气动力仍然具备较高的参考价值。图 8给出了NASA Glenn中心2021年基于CRM(common research model)65带冰机翼获得的数值结果，表明基于SST(shear stress transport)模型的RANS方法在失速点之前获得的全机纵向气动力及压力分布与风洞试验结果吻合良好，这也是当前阶段CRM后掠翼结冰研究项目中气动特性分析采用的主要数值方法^[16]。因此，如果结合适当的计算网格与计算策略，RANS方法获得的气动力数据能够在一定程度上用于容冰保护控制系统的设计和优化工作。

此外，近年来以DES类方法为代表的RANS/LES混合方法^[17]处于快速发展当中，为高精度气动力数据的获取提供了可借鉴的途径，能够获得较为完备的分离流场演化细节及非定常脉动特征^[18]。但目前针对民机结冰复杂构型多工况、大批量气动数据的获取和分析问题，RANS/LES混合方法仍存在计算资源耗费巨大、计算时间难以满足工程迭代需求等缺陷，有待进一步发展完善^[6]。

风洞试验一般基于冰型/飞机缩比模型开展，能够提供可信度较高的气动数据^[19]，为与民机结冰状态飞行安全边界密切相关的气动参数修正特别是失速临界迎角、最大升力系数、可用升力系数、临界迎角附近的力矩特性等提供支撑。但由于模型缩比导致的雷诺数效应以及洞壁、支架等造成的干扰，其并不能完全模拟实际飞行条件，涵盖的冰型外形变化范围有限，测量周期较长，成本较高，应用范围存在一定局限性。

飞行试验能够获得真实有效的实时气动数据，但获得飞行数据和相应的数据分析难度较大，且具有一定危险性。参考文献[20]关于ARJ21-700飞机的自然结冰试飞工作进行了详尽的介绍。目前民机研制过程中自然结冰试飞仍属于演示验证科目，考虑飞行安全起见，一般不在飞行过程中开展实时的结冰后气动数据测量工作。目前国际领域仅有NASA Lewis研究中心基于“双水獭”(DHC-6)型螺旋桨实验机开展过系统的结冰构型气动力实时测量分析研究^[21]。

上述3种手段各有利弊，相辅相成，如何将飞行试验数据与数值计算分析数据、风洞试验数据相互校对，综合判定，从而充分反映和体现飞机结冰后的气动特性和飞行性能，是结冰飞机气动数据获取需要关注的要点。根据相关民机工程型号的研制经验，目前通常基于RANS方法获得不同飞行状态临界冰型影响下的基本纵横航向气动力数据，结合全机带冰模型风洞试验进行临界状态附近的数据修正。考虑到结冰冰型几何外形和生成位置的高度随机性，通常根据冰型的典型参数(如高度、位置、张角等)，分析、统计和归纳气动力数据相应的变化规律，从而将基于有限冰型形状获得的气动力数据延拓至具备相似几何外形的一类冰型范围内，增加数据集的适应性和可用范围。

4.3 民机容冰飞行控制律设计

飞行控制律的建模及重构是民机容冰保护控制系统的核心^[22]。获取结冰后的气动数据，建立结冰后的飞机飞行动力学模型后，需要通过容冰保护控制系统消除或降低结冰对飞机的影响，让飞机仍然能够保证一定裕度安全飞行。飞行控制律的设计直接影响结冰后飞机的动态响应特性，其性能的优劣直接决定飞机的容冰能力。容冰控制实际上就是将结冰引起气动系数和气动导数变化视为一种系统故障，用飞机容错控制的理论寻求解决故障(结冰)的途径^[23]。

民机容冰飞行控制律设计是以已建立的民机积冰飞行动力学模型为基础，加入可重构容冰保护控制律，构成带有容冰保护系统的飞机仿真运动模型。建立驾驶员操纵模型，并将驾驶员模型与带有容冰保护系统的飞机仿真运动模型相连接，构成数字虚拟飞行仿真平台。按照民机典型飞行剖面设计飞行任务，在任务中加入覆盖各种结冰情况的典型结冰环境状态，开展飞行任务的数字虚拟飞行仿真计算，完成容冰保护重构飞行控制律的仿真验证，具体包括以下四部分内容：

1) 容冰保护控制律设计

结冰后飞行动力学模型修正方法是分析结冰对电传民机操稳特性与飞行安全量化影响及容冰保护飞行控制律设计的基础，需要能够正确反映结冰对民机气动特性和操稳特性的影响，即需要在干净飞机飞行动力学模型的基础上进行修正，使其包含结冰对飞机气动力和力矩的影响。在得到结冰民机的动力学模型后，可以分析并掌握结冰对民机在操稳特性方面的影响规律，结合民机的相关适航规定及安全要求，为之后飞行控制律的设计提供指导。

2) 容冰保护飞行控制律重构方案

结冰改变了飞机的气动外形，进而导致飞机的气动特性和操稳特性恶化，飞机动态响应发生改变，结冰严重时，可能会导致操纵品质降级，原有的飞行控制律不再能保证飞行安全，需要在飞行控制系统的设计中考虑结冰现象的影响，对飞行控制律进行重构，保证结冰情况下民机的飞行安全。在设计容冰保护控制律前，需要针对结冰条件飞行这一具体背景，综合考虑控制律设计方法的特点以及工程应用的可能性和易实现性，提出合理的重构方案。

3) 容冰保护飞行控制律详细设计

确定容冰保护飞行控制律重构方案之后，需要对飞行控制律的内部细节进行详细设计。在设计中需结合结冰对电传民机操稳特性与飞行安全的量化影响规律，保证使用容冰保护飞行控制律的民机在操稳特性方面达到要求。

4) 容冰保护与操稳特性验证及综合优化

建立容冰保护与操稳特性综合优化设计与仿真方法工具，尽可能模拟结冰飞行状态，验证搭载容冰保护飞行控制律的飞机在结冰条件下是否能够满足操稳特性的要求，同时还可以基于仿真结果对容冰保护飞行控制律进行优化。

民机容冰保护控制律设计原理如图 5所示。具体运行流程如下：①基于识别的结冰对气动力和力矩的影响，修正飞机飞行动力学模型。②基于更新的民机结冰状态下的运动模型，分析结冰对电传民机操稳特性的影响。③针对人工驾驶和自动驾驶2种状态，分别选择容冰保护飞行控制律的重构方案。④基于结冰对电传民机可用迎角的影响，生成迎角的保护边界。

通过对重构飞行控制律进行构型切换和增益调度，实现结冰情况下的迎角和速度的告警和限制，从而完成边界保护控制的重构。基于结冰民机电传飞行控制律中的参数变化与全机操稳特性补偿设计的量化关系及识别的结冰特征参数，更新飞行控制律反馈参数，实现飞行控制律重构。

5 结论

本文基于民机飞行安全设计和适航认证需求，结合型号研制经验，从飞机本体的容冰气动力设计和主动控制容冰设计两方面出发，对基于容冰概念的民机结冰保护系统设计方法进行了综述性介绍和系统分析，主要涵盖以下2个方面：

1) 对民机机翼容冰设计方法的内涵进行了阐释：即基于考虑结冰影响的机翼气动力优化设计手段，建立考虑冰污损失的优化设计策略。根据结冰位置和冰型对气动特性的影响规律，形成考虑冰污损失的机翼优化设计方案。

2) 对民机容冰保护控制系统的设计方法进行了总结和提炼：即通过对飞机飞行结冰情况的动态精准识别，结合结冰状态气动数据集，基于实时控制律重构的概念设计容冰保护控制系统，扩展带冰后使用边界，增加飞机安全裕度，形成容冰保护控制系统设计方法。