航空结冰动力学研究概况
国外运输类飞机最新结冰适航规章差异初步研究与分析
国外运输类飞机最新结冰适航规章差异初步研究与分析丁媛媛;蒋彦龙;施红;高志刚;裴后举【摘要】总结了FAR 25部与CS 25部最新结冰相关的规章条例.因为引入过冷大水滴条件和混合相与冰晶结冰条件,FAA与EASA在其适用性方面产生了差异,导致了两者条款规定的不同要求,所以将FAR 25部与CS 25部运输类飞机结冰相关的适航规章进行了比较.根据两部结冰适航规章,具体阐述和分析规章中存在的差异性.总结出CS25部更为严格,限制的范围也更大.同时也对过冷大水滴结冰条件规章作了分析.这对国内适航规章的研究和未来取得FAA和EASA对我国运输类飞机设计批准有着重要的参考作用.【期刊名称】《民用飞机设计与研究》【年(卷),期】2016(000)004【总页数】5页(P35-39)【关键词】FAR 25;CS 25;结冰;规章;过冷大水滴;飞机【作者】丁媛媛;蒋彦龙;施红;高志刚;裴后举【作者单位】南京航空航天大学,南京210016;南京航空航天大学,南京210016;江苏科技大学,镇江212003;江苏科技大学,镇江212003;南京航空航天大学,南京210016【正文语种】中文【中图分类】V221+.91结冰对飞机产生的危险和后果十分严重。
在飞机飞行过程中如果发生结冰，就会造成飞机升力减小、阻力增大，失速攻角变小、失速速度增大，重量增加，稳定性和操纵性降低，从而影响飞机的安全飞行。
各国民航管理部门和工业部门为了保证运输类飞机在结冰条件下能安全运行，推出了结冰相关的适航审定规章。
一个国家生产的飞机如果想要出口给另一个国家，就必须要取得出口国或国际通行的适航证，这就说明，适航取证具有很强的地域性。
目前世界上主要认可的适航通行证是美国联邦航空局(Federal Aviation Administration，简称FAA)和欧洲航空安全局的认证。
上世纪四五十年代，美国就开始研究飞机防/除冰，推出了民用航空规章CAR4b.640，对飞机机体防冰作出要求。
飞机积冰对飞行的影响
飞机积冰对飞行的影响发表时间：2019-05-09T16:09:11.283Z 来源：《科技新时代》2019年3期作者：宁小平[导读] 飞机冰堆积是当飞机在冰的天气条件下飞行时，大气中的过冷水在组件表面结冰和堆积冰的物理过程。
民航中南地区空中交通管理局广东广州 510470摘要飞机冰堆积是当飞机在冰的天气条件下飞行时，大气中的过冷水在组件表面结冰和堆积冰的物理过程。
这个问题在飞机运行中是比较常见的，对飞行安全来说也是一个重要的隐患，主要的隐患。
对飞机积冰的研究，可以让人们更深刻了解积冰的产生和原理，通过这些了解和研究更准确的掌握其规律来规避飞行风险及危害，设计出飞机防冰除冰装置。
为飞行安全提供理论性的专业数据.关键词飞机积冰；条件；积冰危害引言近年来，随着国际民航旅客量大幅增加，航空事业也急剧发展，在航空公司运行过程中，要保持飞行的安全与高效以此创造更高价值的飞行。
而近几年出现的各种事故中引发了人们对航空安全的关注度，因此保证航空安全的话题继续被人们所关注。
本文意在探讨飞机积冰的带来的安全问题。
航空事业的进步使得飞机性能在一步步加强，使得飞机上的各种除冰设施日益完善。
但是现代高速飞机在飞行的各个阶段都会可能遇到积冰天气飞行的时候，可能导致事故的发生。
1飞机积冰的基本条件根据高度作为高度的函数，地球周围的大气层可分为四个不同的层：对流层，平流层，中间层和热层。
在对流层，温度会随着高度变化而变化。
平均下降率约为6.5摄氏度/公里。
所有复杂的天气变化都出现在对流层。
不同温度的出现，水的行为状态也各不相同。
当空气冷却时，如果空气达到过饱和，多余的水蒸气就会凝结，如果空气中有足够的凝结，水蒸气就会凝结在上面，形成无数的小水滴，形成云。
如果温度进一步下降，水滴可能会变成冰晶或过冷水滴。
这种温度在0℃以下仍未冻结的过冷水滴多出现在0℃～-20℃的云和降水中。
当飞机在含有过冷水滴的云中飞行时，如果机身表面的温度低于0℃，过冷液滴就会在飞机表面的某些部分结冰和积聚。
飞机积冰
层积云（Sc）
高积云（Ac）
高积云和层积云中的积冰
这两种云多出现在逆温层下，云中含水量中等， 但水滴一般较小，积冰多为轻度到中度，且云 的上部比下部强。由于云的面积较大，长时间 在云中飞行，也会产生较强的积冰。
积冰强度的气象学定义
积冰强度的定义目前 还没有统一，但是大多数 气象学家同意云中过冷却 水滴含量、温度、云滴大 小是影响积冰强度的最重 要因子。
微量积冰
微量积冰指冰层的生成速度略大于其升华速度，这种 积冰没有明显危害，无需启动防冰除冰设备，也无需改变 飞行高度或航径，除非这种积冰达到1小时以上。
暖空气层机制
形成冻雨或冻毛毛 雨的影响因素有： 雪花的大小 在暖层中水滴的 蒸发过程的强弱
水滴的碰并过程 的强弱
总体上，经过暖层后，水滴趋向于变大，因为小水滴容易 蒸发消失，或者经过碰并变成大水滴。
碰并过程
碰并过程形成大过冷 水滴不需要暖层的存在， 在云中大小不同的水滴运 动的速度是不同的，互相 碰撞的结果是小水滴附着 在大水滴上形成更大水滴， 碰并的过程是很快的。 当云中水滴达到20微 米以上时这个过程开始， 最终可以形成200－500微 米的毛毛雨滴，和500微 米以上的雨滴
飞机积冰与云状的关系
飞机积冰与云状有密切的关系。根据云的类型， 厚度，温度及其相伴的降水现象分析得出： 积雨云和浓积云中积冰概率最大 层积云、高积云、层云其次
雨层云和高层云中积冰概率较小
卷状云中发生积冰的概率最小
积雨云（Cb）
浓积云（Tcu）
浓积云和积雨云中的积冰
浓积云和积雨云，由于云中含水量和水滴都较大， 积冰强度也较大，最强的积冰多见于将要发展成 为积雨云的高大浓积云的上半部和积雨云成熟阶 段的上升气流区。
Y7-200A飞机自然结冰飞行试验
第17卷 第2期 1999年6月飞 行 力 学FL IGH T D YNAM I CS V o l .17 N o .2June 1999 1998210212收到初稿,1999201219收到修改稿。
Y 72200A 飞机自然结冰飞行试验李勤红 乔建军 陈增江(中国飞行试验研究院,西安,710089) 摘 要 介绍了Y 72200A 飞机防冰除冰系统、自然结冰飞行试验所需气象专用设备和机场气象条件的选择以及自然结冰的飞行安全。
同时还介绍了飞行试验的内容、试验方法及试验结果,并对试验结果进行了分析。
试飞结果表明,带自然积冰的飞机性能比带模拟冰型的好,自然结冰试验与模拟冰型试验之间飞机操纵特性没有不可接受的差异,飞机飞行品质良好。
可供运输类飞机自然结冰飞行试验时参考。
关键词 自然结冰 防冰除冰 飞行试验 气象专用设备 试飞安全引言Y 72200A 飞机按照中国民用航空条例第25部(CCA R 225)有关自然结冰的试验要求[1],参照运输类飞机型号合格审定飞行试验指南(A C 2527X )中推荐的试飞方法进行了自然结冰试验[2]。
该项试验的主要目的是验证所作的分析,以表明飞机在符合规定的结冰条件下,在全部飞行包线内防冰除冰系统工作的充分性,演示从无防冰设施的表面掉下来的冰块不得造成发动机或其它关键附件的损坏。
因为确认飞机防冰除冰系统性能好坏的最好方法是把飞机的防冰除冰系统放在自然结冰条件下进行试验,验证在符合CCA R 225附录C 规定的结冰条件下,飞机是否仍能安全地飞行。
所以,进行型号合格审定的飞机,必须进行自然结冰飞行试验,以验证模拟冰型和除冰系统功能试验的结果。
为此目的,Y 72200A 飞机进行了两次自然结冰试飞。
第二次试飞时遇到了较严重的结冰天气,但得到了较为满意的试验结果,完成了自然结冰试飞任务,使飞机取得了型号合格证。
1 试验机与测试设备111 试验机Y 72200A 飞机为中短程支线客机。
飞机燃油系统结冰飞行试验技术
飞机燃油系统结冰飞行试验技术韩斌【摘要】国外曾发生过多起军用运输机失事事件,最终经调查是因燃油系统结冰所导致的.低温和燃油中的水分是燃油系统结冰的两大因素.飞机的某些飞行剖面趋向于低温的形成和水分在燃油中聚集,更容易形成结冰条件.适航当局认可通过实验室台架试验和飞行试验进行验证.由于飞行试验成本高、组织实施条件复杂,西方国家也鲜有燃油系统飞行试验的相关记录.但是飞行试验仍然可以提供最接近真实的试验条件,对研究结冰现象背后的机理有演示验证作用.以相关适航标准和航标的条款为基础,分析确定燃油结冰试验的主要影响因素,制定和研究相应的飞行试验方法和试验技术,这些对今后同类型飞机具有适应性.【期刊名称】《航空科学技术》【年(卷),期】2017(028)011【总页数】5页(P42-46)【关键词】燃油结冰;飞行试验;适航标准;溶解水;航空燃油【作者】韩斌【作者单位】中国飞行试验研究院,陕西西安 710089【正文语种】中文【中图分类】V228.1航空燃油中的水污染是一个普遍存在的现象。
对于大型运输类飞机，因其飞行任务剖面和燃油系统特点等多方面因素的影响，使油箱燃油中的水分存在结冰的风险，危及飞行安全。
燃油系统结冰所导致的灾难性飞行事故在国际航空史上有多次记录。
1958年，在美国南达科他州，一架大型飞机由于供油管路存在结冰现象，从而导致三台发动机失去动力而失事[1]。
2008年1月，一架隶属于英国航空公司的国际航班在经历10多个小时飞行后，在飞抵英国希思罗机场降落前，左右两翼发动机均突然失效，飞机迫降在距离跑道大约150m的地方。
调查认为是由于飞机出现了燃油结冰的状况，阻塞了发动机供油管路。
系统设计与适航标准的符合性最终需要通过试验进行验证，过度宽松的试验标准无法充分验证系统的安全性，过于严格的试验标准又将导致过度设计，增加研制成本，甚至难以获得满足适航标准的试验结果。
结冰对燃油系统的影响较为复杂，试验中影响因素众多，结冰形成的过程具有一定的不确定性，而且飞行试验验证方法不成熟。
不同冰型对飞机机翼气动性能的影响
０引言
１ ３ 混合冰 （ 称 为Ｂ ． 简 冰型 ）
结冰 是 发生 飞行 事故 的 重要 原 因之一 。 当飞机 在 适合 结冰 的 空域 里飞
混合 冰 表面 粗 糙 ，所 以又 叫 “ 毛冰 ”。如 图３ 示 。 由于 这类 冰 的表 所
行 时 ，会 在 飞机 的机 翼 （ 或旋 翼 ）、机 头 、平 尾 、垂 尾 、增 升装 置 、操 纵 面 、进 气道 唇 口、空速 管 、天 线和 挡 风 玻璃 等部 位产 生 结冰 ，结冰 后 危害
成 。与槽 状 冰相 比，楔 状冰 组 织 比较松 脆 ， 比较 容 易脱 落 ，但 一旦 冰层 结 的很 厚 ，又加上 表 面比较 粗糙 ，它 会对 飞行 带 来较 大 的危害 。
置 ；并且 结 冰改 变 了飞 机 的质 量分 布 ，对 质心 的位 置 也有 一 定 的影 响 ，这 两 项 都会 改变 飞机 的纵 向静 稳 定性 ，结 冰后 气 动外 形 的变 化也 改 变 了飞机 纵 向的各 个气 动 导数 。这 使 得 飞机 的纵 向动 稳 定性 也 发 生了 改变 ，响 应 时 间、 峰值 都有 变 化 。但 具体 变 化多 少 ，要 根据 不 同的 飞机 及其 结 冰状 况来 确 定 ，结 冰 后横 航 向稳 定性 的 变化 与 纵 向稳定 性有 相 似之 处 ，但 具体 哪 项 指标 发 生变 化 ，则要 根据 实 际情况 （ 机 自身参 数 、结冰 程度 ）来 确定 。 飞
水滴撞击飞溅效应对过冷大水滴结冰影响研究
别就是会 出现显著 的动力学效应 ， 例如水滴变形破 碎、 水滴撞击反弹和飞溅等 ， 会造成水滴运动轨迹的 变化 ， 对结 冰 收集 系数 和结 冰量 以及 结 冰 位 置 产 生 较大影响。 目前 Ｓ Ｌ Ｄ结冰机理和结冰过程研究 ， 已 成 为 飞机 结 冰 问题 研 究 的 热 点 之 一 并 得 到 了广 泛 关注。 美 国联邦航 空管理 局 Ｆ Ａ Ａ于 ２ ０ １ ０年 发布 了 《 飞机和发动机在 过冷大水滴、 混合态和冰 晶结 冰 条件下的合格 审定 要求》 的规章制定通告 ， 将航空 管理条例 Ｆ Ａ Ｒ ２ ５ 部和 ３ ３ 部适航规章确定的结冰条 件 扩展 到 了 Ｓ Ｌ Ｄ结 冰条 件 下 ， 同 时建 议 增 加 了新 的 适航标准 以改善安全性 ４ 。 。Ｎ Ａ Ｓ Ａ － Ｇ ｌ ｅ ｎ ｎ研究 中心
摘 要： 过冷大水滴（ Ｓ Ｌ Ｄ ） 结冰的结冰量较大、 位置靠后 且容 易形成复杂冰型 ， 对飞机 气动性能和飞 行安全 具有更 大危 害性 。在 结冰过程 数值模拟 的基础 上 ， 针对 Ｓ Ｌ Ｄ条件 下 水滴撞 击 的飞溅 效应及 其 对成冰过程影响进行研究。采用结构化网格和 中心有限体积法求解 Ｎ － ｓ方程获得空气流场， 运用拉 格朗日法求解水滴流场， 基于改进的 Ｍ ｅ ｓ ｓ ｉ ｎ ｇ ｅ ｒ 热力学模 型进行翼面结冰模拟。对 ｓ Ｌ Ｄ结冰， 采用飞 溅碰撞模型， 分析 了水滴飞溅现象及其对 Ｓ Ｌ Ｄ结冰过程的影响， 完成 了典型翼型结冰算例的数值模拟
人工模拟结冰飞行试验技术研究
人工模拟结冰飞行试验技术研究闫鹏庆;牛亚宏【摘要】介绍了国内外人工模拟结冰飞行试验技术概况,基于对FAA民机适航条例关于结冰条件运行的要求及咨询通告推荐的符合性方法的全面了解,分析了人工模拟结冰飞行试验技术在飞机设计与验证中的应用需求,总结了人工模拟结冰飞行试验体系构建需要解决的关键技术,结合运-8结冰喷水机的研制探讨了人工模拟结冰飞行试验的技术内涵.【期刊名称】《民用飞机设计与研究》【年(卷),期】2018(000)001【总页数】4页(P71-74)【关键词】人工模拟结冰;飞行试验;关键技术;技术内涵【作者】闫鹏庆;牛亚宏【作者单位】中国飞行试验研究院试验机设计改装研究部,西安710089;中国飞行试验研究院试验机设计改装研究部,西安710089【正文语种】中文【中图分类】V2170 引言飞机发生结冰后，会影响其气动特性，导致飞行性能下降，飞行包线严重缩小，甚至酿成飞行事故[1-3]。
国外早在上世纪二三十年代就已针对飞机结冰开展了大量的研究工作，美国、加拿大、法国、前苏联等国家都开展了飞机结冰方面的研究，形成了关于结冰大气条件的明确要求，制定了相应的适航条例。
针对结冰条件运行安全性的研究需求，建立了以模拟仿真计算、冰风洞试验及结冰飞行试验三位一体共同支撑的研究体系。
在国产大型运输机和大型客机项目的牵引下，国内高校和科研院所在飞机结冰数值计算与模拟分析方面开展了一些研究工作，冰风洞试验的研究也正在开展[4-8]。
但在结冰飞行试验领域，我们的能力严重不足，仅能依靠自然结冰飞行试验进行适航要求的符合性演示，ARJ21飞机为了适航取证不得不远赴北美进行自然结冰试验。
因此，开展人工模拟结冰飞行试验技术研究，对于发展结冰飞行试验技术，提升我国军民机防/除冰设计和结冰环境适航验证能力具有现实意义。
1 应用需求1.1 资料研究1.1.1 适航条例中的防冰飞行验证要求中国民用航空规章第25部运输类飞机适航标准中第1419条规定：“如果申请结冰条件下的飞行验证，飞机必须能在附录C确定的连续和间断的最大结冰状态下安全运行”[9]。
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航空结冰动力学研究概况吉宁，杨新亮，周伟（中国飞行试验研究院陕西西安710089）摘要：研究航空结冰动力学的方法有工程估算、试验和数值模拟，试验分为冰风洞试验和飞行试验。
在飞机防/除冰系统设计前期使用工程估算对系统性能进行初步分析；冰风洞试验与数值模拟贯穿于防/除冰系统设计整个过程；飞行试验对防/除冰系统设计进行验证。
目前在国内，工程估算与数值模拟相对试验较为成熟；冰风洞试验处于起步阶段；飞行试验仅限于对防/除冰系统进行功能检查。
为完成ARJ21-700飞机适航审定试飞，中国飞行试验研究院研制机翼表面温度测试系统，完成飞机干空气防冰机上地面试验，获得了机翼固定断面上的温度场分布。
随着大型运输类飞机的研制，我国在航空结冰动力学研究中有大量的工作要开展。
关键词：飞机结冰动力学；工程估算；数值模拟；飞行试验；冰风洞试验Current Situation ofresearch on aircraft icing dynamicsJi Ning YangXin-liang Zhou wei(China Flight Test Establishment Shan’xi Xi-an 710089)Abstract: Engineering estimates，test and numerical simulation are used to research aircraft icing dynamics，the test is divided into icing research tunnel test and flight test. Engineering estimates is used to analysis the performance of anti/de-ice system pre-preliminary；icing research tunnel test and numerical simulation are throughout the process of anti/de-icing system design；flight test is used to verification the anti/de-icing system design. In China，engineering estimates and numerical simulation test are relatively more mature；icing research tunnel test is at the initial stage；flight test is limited to the anti/de-icing system function tests. To complete the airworthiness certification flight test of ARJ21-700 aircraft，China flight test establishment develops wing surface temperature test system，and completes dry air anti-icing system ground tests on，then gets a fixed wing section on the temperature distribution. With the development of large transport aircraft，our country have a lot of work to be carried out on aircraft icing dynamics research.Keywords: aircraft icing dynamics；engineering estimates；numercal simulation；flight test；icing research tunnel test引言飞机在结冰气象条件下飞行时，过冷水滴撞击到其迎风面（如机翼、风挡玻璃、发动机进气口、环境控制系统冷风道进气口及各种传感头等）时会结冰，如果迎风表面温度低于零度，即使水滴的温度高于零度，也有可能结冰[1]。
图1为美国Safty Advisor[2]提供的实际飞行过程中螺旋桨及机翼结冰情况。
图1 飞行过程中螺旋桨和机翼结冰图飞机迎风面结冰会对飞机的性能造成一系列不利的影响，例如升力面前缘结冰，将导致飞机气动特性恶化，使机翼的升力减小、阻力增大、失速迎角减小、压力分布改变、振动、边界层过早分离以及操纵性能下降等；发动机进气口及冷风道进气口结冰会导致引气量不足，同时若冰层脱落，会损坏进气口内部的部件；风挡玻璃结冰会阻挡飞行员视线；测压测温传感头结冰会导致测量结果出现很大误差[1]。
飞机结冰严重影响飞行安全，因此飞机结冰的研究在美国、法国、德国、加拿大等发达国家均受到很大的重视[3][4][5][6]。
20世纪80年代起一系列由于结冰造成的严重飞行事故促使国内航空界对飞机结冰进行深入研究，航空结冰动力学研究应用而生，其研究范围和基本内容包括以下几个方面[7]：(1)结冰机理以及结冰特性分类；(2)影响结冰特性、冰层厚度和形状的物理因素（气流速度、气流温度、空气中水含量，空气中水滴直径）；(3)结冰对于机翼升阻力的影响、对发动机进气系统等的影响；(4)结冰探测器（探测并发送冰是否存在的信号）在飞机上如何布局，即何种机型下的何种布局最佳，使得探测器能在第一时间发出正确有效的结冰警告信息。
通过航空结冰动力学的研究，可以确定飞机防/除冰系统设计方案，有效帮助设计飞机防/除冰系统，有效提高飞机安全性，因此这一研究意义重大。
1工程估算工程估算采用一些由试验得到的经验图表和公式进行估算。
北京航空航天大学的韩凤华和南京航空航天大学的裘燮纲在国内最早开展飞机防除冰问题的研究[8][9][10][11][12]，进行了大量有价值的工作，他们进行了机翼防冰腔的热力计算、机翼表面水滴撞击特性计算、风挡防冰热载荷计算、天线罩结冰情况研究、发动机进气道前缘热气防冰器性能分析方面的研究。
这些工作对于工程设计具有很大的应用和指导价值，但是它并不能具体分析结冰过程以及结冰对飞机性能的影响，同时试验图表的适用范围比较小，也无法模拟结冰过程，因此只能在飞机防除冰系统设计的前期阶段进行[13]。
随着国内大型运输类飞机的研制，防/除冰系统作为飞机设计和飞机安全性适航标准的重要一方面受到越来越广泛的关注，使用典型的试验数据和经验公式进行工程估算已经不能满足新机种研制的需要。
2试验研究试验通过实际飞行或冰风洞模拟结冰气象条件研究飞机结冰过程及结冰对飞机性能的影响。
2.1飞行试验研究飞行试验可以测量实际大气中的结冰气象条件，包括过冷水滴直径、过冷水含量等基本气象参数。
但是飞行实验危险性较大，由于无法将结冰外形保存到地面进行测量，所以对机载测试设备要求高。
在这方面，美国NASA的Lewis研究中心对飞机结冰及结冰后的影响进行了大量的试验研究工作，世界领先。
图2从左到右依次是该中心拥有的“双水獭”（DHC-6）型螺旋桨结冰试验机和S3 Viking双发涡扇结冰试验机[14]。
图2 NASA结冰实验机飞行试验必须验证飞机各部件的防／除冰装置及相关系统的工作状况。
目前，我国结冰飞行试验包括干空气条件下防/除冰系统功能试飞、带模拟冰型试飞、自然结冰条件下性能试飞以及相关地面试验。
飞行气象条件的不确定性、飞行的安全性、缺乏试验方法以及测试设备等诸多制约因素使得飞行试验很难满足精确的定量研究，至上世纪末，国内只有以下验证性飞行试验：（1）哈飞公司1995年对Y12-Ⅱ型飞机的防冰系统进行的适航验证试飞，分析和讨论了飞机结冰部位与防护方法的确定、结冰对飞机飞行性能和操纵稳特性的影响以及带冰着陆的可能性及其安全措施等问题[15]。
（2）中国飞行试验研究院在1996年和1997年期间分别对Y7-200A型飞机进行的模拟冰型飞行试验和自然结冰飞行试验，为运输类飞机除冰系统的设计、验证试飞提供参考资料[16][17]。
在ARJ21-700飞机适航审定试飞过程中，中国飞行试验研究院研发了测量机翼外表面不同断面上温度分布的机载测试系统，形成了完整的试验方法，并于2010年10月完成了机翼干空气防冰系统机上地面试验，试验检查了飞机引气和机翼防冰系统控制功能与性能以及防冰系统各附件的功能；试验测量并记录飞机防冰系统打开时缝翼各段面上表面温度场的分布；填补国内此类试验空白；图3为飞机航向左侧机翼上缝翼某一段面上各点温度（℃）—时间历程曲线。
试验结果表明，在飞机防冰系统打开的时间内，缝翼表面温度最高不超过60℃，满足合格判据，结果定量回答设计指标，对于飞机设计具有很高的参考价值，并且可以帮助修正理论计算。
截至2011年6月底，ARJ21-700飞机完成了带模拟冰型试飞；受气象条件限制，飞机自然条件下防/冰系统性能试飞只进行了一个架次飞行，且试验未能达到预期效果，仍然需要进一步研究相关测试和记录设备以及试验方法来回答设计指标并满足适航审定要求。
10:2010:2510:3010:3520253035404510:2010:2510:3010:352025303510:3510:3510:2010:2510:3010:352530354045505510:3510:2010:2510:3010:3525303540455055606510:35t(hh:mm)L D 18T (℃)T (℃)L D 12T (℃)L D 14L D 16图3 干空气防冰系统机上地面试验某缝翼段面上各点温度—时间历程曲线 我国大型客机研制进展迅速，中国民用航空总局航空器适航审定司明确，大型民航客机防冰系统要按照CCAR-25部1419条款附录C 有关规定进行适航审定[18][19][20]。
国内目前的试验方法、测试设备以及工程经验均不满足要求，迫切需要探索新的飞行试验方法并研究相关测试设备，以适应将来大型客机的设计试验以及适航符合性验证。
2.2冰风洞研究冰风洞是能够模拟结冰气象条件的特种风洞，主要用于研究飞机不同部件迎风表面和结冰探测器的机外传感部分的结冰形态、结冰容限等。
第二次世界大战之前，由于战争的需要，冰风洞开始出现，目前拥有冰风洞的国家主要有美国、法国、加拿大、英国、意大利等发达国家[7]，其中以美国NASA Lewis 研究中心的冰风洞为典型代表，该中心进行了大量的试验研究工作，积累了诸多宝贵试验数据。
国外冰风洞及其试验技术的发展集中表现在以下几方面[13]：(1) 运用结冰缩比理论及其缩比尺寸方程进行大部件或全机的缩比实验；(2) 风洞内模拟结冰气象条件的方法和迎风面结冰实验方法；(3) 冰风洞内雾化喷嘴后过冷水滴的温度和直径变化规律；(4) 过冷水滴撞击特性的实验研究； (5) 结冰表面的冰型生长；(6) 防除冰系统的工作原理、防除冰系统的设计； (7) 结冰对飞机气动特性的影响。