過冷大水滴結冰探測技術研究進展

張 洪，張文倩，鄭 英

過冷大水滴結冰探測技術研究進展

張 洪＊，張文倩，鄭 英

（華中科技大學自動化學院，武漢 430074）

過冷大水滴結冰是飛機結冰防護領域出現的新問題和新挑戰，大水滴結冰探測是保障飛機飛行安全的關鍵技術，制約飛機結冰防護系統的整體發展。論文搜集和整理了相關科技文獻，從結冰機理和探測原理角度分析了結冰探測技術所面臨的新挑戰和機遇，通過對最新適航規范的分析，總結了大水滴結冰探測技術的新要求。按技術成熟度為主線對過冷大水滴結冰探測技術進行了詳細介紹和全面總結，并首次提出探頭型結冰探測器的水滴軌跡檢測和溢流特性檢測分類方法。

過冷大水滴；結冰；結冰探測；適航規范；水滴軌跡檢測；溢流特性檢測

0 引 言

1994年，著名的美國印第安納州羅斯藍（Roselawn）空難揭示了過冷大水滴結冰條件（SLD）的存在［1－2］，從而導致SLD結冰防護研究方向的出現。傳統的飛機結冰防護關注粒徑小于50μm的過冷水滴結冰條件，即美國聯邦航空管理局（FAA）25部附錄C所限定的結冰條件，通常稱為常規結冰條件［3］。羅斯藍空難后，過冷大水滴的結冰氣象、結冰機理、結冰探測技術、防除冰技術以及適航審定等在國內外成為研究熱點［4－7］。由于過冷大水滴結冰機理復雜、防護手段匱乏，國內外尚無完善方案解決飛機所面臨的大水滴結冰防護難題。

SLD結冰為飛機結冰探測技術提出了新的要求和挑戰，也為結冰探測技術發展帶來了新的機遇。傳統結冰探測技術關注結冰厚度、強度及程度，以及結冰形狀（冰形）和結冰類型（冰型）等結冰狀態，重在研究冰凍結在傳感器上產生的結果。SLD結冰探測要求能區分常規結冰和SLD結冰條件，因而SLD結冰動力學研究的理論支撐更為重要。國內外許多科研機構和企業致力于SLD結冰探測技術的研究［8－10］，但技術狀態均未達到機載應用要求。

本文按SLD結冰探測技術要求、存在問題、相關技術方法和技術發展對相關文獻進行分類和整理，旨在整理出較為明晰的SLD結冰探測研究進展脈絡。涉及的文獻涵蓋相關適航審定計劃和規范、相關國內外學術論文及專利等。

1 SLD結冰及其防護策略

SLD結冰具有更復雜的結冰動力學特性。過冷大水滴粒徑大、慣性動量大，因而撞擊特性復雜，撞擊過程常伴隨有破碎和飛濺現象［11－12］。此外，大水滴溫度較高（通常在－5～0℃），潛熱釋放量大，凍結機理也很復雜，在機翼上凍結時具有溢流（Run－back）現象，凍結與撞擊區域往往不一致，在冰形上也呈現一些新的特點［13－14］。

SLD溢流特性使飛機結冰防護變得更為棘手。常規結冰防護中，當飛機機翼或其他敏感部位結冰時，采用熱氣、電熱、氣囊或是電脈沖等技術實施防冰或除冰［15－17］。SLD結冰可能在常規防護區外凍結，此時飛機可以選擇2種防護策略，即擁有足夠大的防護區域或盡快逃離結冰環境。受防除冰技術限制，飛機無法承受增大防護區帶來的能耗和成本代價，因而采用“規避”策略，盡快脫離SLD結冰環境更為現實。

2 適航規范相關規定及要求

美國FAA的適航規范規定了常規結冰的大氣結冰條件［3］，中國民用航空局的適航規范CCAR 25部也具有相同規定［18］。水滴粒徑用水滴平均有效直徑（MVD：Median Volume Diameter）衡量，要求申請審驗的飛機證明能在連續最大和間斷最大的結冰條件下安全飛行，除了液態水含量（LWC：Liquid Water Content）、空氣溫度等參數約定外，所規定的MVD為15～40μm之間（連續最大）和15～50μm之間（間斷最大）。

2010年美國FAA發布了飛機和發動機在過冷大水滴、混合態和冰晶結冰條件下的合格審定要求［19］，2014年FAA適航規范又新增FAR25.1420規范和FAR25附錄O［20］，前者規范飛機在SLD結冰下的適航要求，后者則對SLD結冰條件進行了定義。附錄O定義的過冷水滴包括凍毛毛雨和凍雨，最大粒徑在100～500μm之間的水滴稱為凍毛毛雨，而凍雨的最大水滴粒徑則大于500μm。

FAR25.1420（a）（1）要求申請審驗的飛機在遭遇附錄O定義的結冰條件后能夠安全操縱。飛機必須提供一種裝置，能夠探測附錄O結冰條件下的結冰。在探測到附錄O定義的結冰條件后，飛機在脫離所有結冰條件時能夠安全操縱。

從新的適航規范可以看出，結冰探測系統不僅要適應新的附錄O結冰條件，并且需要區分是附錄C規定的結冰條件還是附錄O規定的結冰條件。

3 傳統結冰探測技術現狀和問題

3.1傳統結冰探測技術

傳統的主流結冰探測技術基于凍結原理，當傳感器敏感部件有冰凍結時，通過檢測冰的光學、電學和機械等特性以檢測結冰量［21］，此類探測器稱為凍結型結冰探測器。此外，還有一類結冰條件型結冰探測器，通過探測飛行環境中的水滴粒徑、溫度、含水量等結冰條件來進行結冰告警。

依據傳感器安裝形式不同，凍結型結冰探測器又可分為探頭型和齊平保形安裝型。探頭型結冰探測器一般安裝于飛機機腹，探頭伸出到空氣流中，檢測過冷水滴撞擊所導致的結冰。齊平保形安裝型探測器的可齊平保形安裝在飛機機翼上，直接探測機翼上的結冰。由于安裝維護方便，國內外機型多裝載探頭型結冰探測器。

在各類結冰探測物理方法中，機械諧振原理在技術上最為成熟，其敏感元件多為諧振膜片或諧振筒。以Goodrich公司的結冰探測器為例，其探頭由磁致伸縮材料構成，用電磁線圈驅動形成機械諧振筒，諧振頻率為：

式中：f為諧振頻率，與探頭剛度K和質量m有關；k為探頭常數。

當冰在探頭上凍結時，諧振筒剛度和質量均會增加，由于質量影響是主要的，結冰將導致諧振頻率降低。當諧振頻率降低到門限頻率時，探測器啟動加熱除冰，停止加熱后探頭冷卻并重新結冰。在“結冰－除冰－冷卻”的循環過程中，用循環周期時間指示結冰強度信息［22］。

3.2SLD結冰探測的問題和挑戰

3.2.1凍結系數問題

在探頭型結冰探測器為主流的背景下，SLD結冰探測首先面臨的問題是探頭凍結系數過小的問題。

羅斯藍空難中，失事的ATR 72－212型飛機依常規安裝有Goodrich的探頭型結冰探測器，但卻沒有對SLD結冰條件做出準確的報警［23］，主要原因是在SLD條件下，探頭凍結系數過小，導致探測系統失效。

常規結冰條件下，探頭結冰量表示為：

式中：W為結冰量，E為水收集率，m為液態水含量（LWC），V為空速。結冰探測探頭與飛機機翼相比，體積小且曲率半徑大，水收集率E更大，探頭的結冰探測靈敏度高，有利于結冰報警。

在SLD結冰條件下，過冷水滴在探頭上將發生破碎、飛濺和溢流，撞擊到探頭上的過冷水滴不會全部凍結到探頭上，因而探頭結冰量應更正為［22］：

式中：n為凍結系數，大小在0～1之間。n定義為：

式中：ma為探頭結冰質量，mi為撞擊到探頭上的水滴質量。

SLD結冰過程中，凍結系數n往往小于1，具體數值不僅與水滴粒徑MVD、液態水含量LWC、溫度和空速等因素有關，還與結冰物體幾何形狀和尺寸有密切聯系，通常體積小則凍結系數小。由于探頭體積小，其凍結系數比飛機機翼小，將導致所測結冰強度偏小甚至失效。

3.2.2識別SLD結冰條件

規避型SLD防護策略，為結冰探測技術研究提出了新要求，即結冰探測器不僅要指示飛機結冰強度或程度，還需辨別出常規結冰和SLD結冰2種結冰環境，以便飛機在不同的結冰條件下采取合適的防護策略以規避危險。

迄今為止，傳統凍結型結冰探測器尚無法識別SLD結冰條件，因而需要針對SLD結冰條件研究新型探測技術以滿足飛機SLD結冰防護要求。

4 SLD結冰探測技術現狀和發展

根據最新適航審定要求，在SLD結冰探測層面有2方面的問題亟待解決。其一，解決眼前的適航審定需求。利用現有技術，設計合理的SLD結冰探測方案，滿足適航審定的要求，保障飛機在不同結冰條件下的安全飛行。其二，研究新型結冰探測方法，以求根本上解決SLD結冰探測問題。

按照這種需求，下文將按技術成熟度分層次介紹SLD結冰探測技術。首先，介紹應對當前適航審定需求的可行技術方法；其次，對新型探頭型SLD結冰探測技術研究進行闡述；最后討論SLD結冰探測領域的其他發展方向。

4.1目前可行技術方法

探頭型結冰探測器具有安裝方便的優點，但針對SLD結冰探測的探頭型結冰探測技術尚不成熟，采用目測式方法和齊平保形安裝型探測器成為應急手段。

4.1.1目測式方法的應用

目測式探測方法歷來是機組人員判斷飛機結冰的重要手段，飛行員通過觀察風擋玻璃的邊框、雨刷桿、機翼前緣等部件上的結冰，可獲得大部分結冰信息。對飛行員的調查說明，經驗豐富的飛行員完全有可能通過目測方法判斷多數常規結冰狀況。電子式結冰探測器的發展曾經逐步取代目測式方法，但SLD問題的出現，目測式方法又開始受到關注［24－25］。

要確定飛機是否在附錄O中的結冰條件，目測式方法可以達到適航審定要求［26－28］。文獻［27］指出，經過試驗和分析，如果證實可視參考物上的結冰能包含附錄O條件，則可作為結冰探測手段進行審定?？湛湍承┬吞柨蜋C曾在駕駛窗口前安裝了目視結冰探測棒（見圖1），用于飛行員觀察結冰情況。

目測式方法用溢流情況判別SLD結冰條件。以圓柱形探測棒為例，在常規結冰和SLD結冰條件下，結冰部位將有較明顯的區別［29］。目測式方法過分依賴飛行員主觀判別限制了其應用范圍［26］，只能作為過渡性輔助手段。

圖1 空客A330飛機目視結冰探測棒Fig.1 Visual icing indicator of Aircraft A330

SLD結冰會出現在機翼溢流區，所以可在機翼溢流區直接探測SLD結冰，在這方面齊平保形安裝型結冰探測器更具有優勢［24－25］。目前適合設計為齊平保形安裝的探測技術很多，主流的有壓電平膜式和光纖式。

壓電平膜型結冰探測器也是基于機械諧振原理，最早由瑞士Vibrometer公司研制，可齊平保形安裝在飛機機翼或發動機唇口，直接探測結冰敏感部位的結冰。壓電平膜型結冰探測器結構如圖2所示，其探測敏感部件由彈性平膜片和壓電膜片構成，在電路驅動下以特定頻率產生諧振，諧振頻率同樣遵循公式（1），有冰附著時，諧振體剛度變大，質量增加，但由于剛度為主導因素，將導致諧振頻率增加。國內華中科技大學最早研制成功壓電平膜結冰探測器［30－31］，探測器靈敏度達到0.1mm，厚度量程為3mm。

圖2 壓電平膜探測器結構圖Fig.2 Diagram of PZT thin－film diaphragm detector

20世紀70年代，國外已開展結冰探測的光學方法研究，80年代開始采用光纖作為傳輸介質進行探測，但近年才獲得了一些技術突破［32］。國內華中科技大學自2004年開始光纖結冰探測技術的研究，并發表有光纖式結冰傳感器相關專利［33－34］。典型的光纖式結冰探測器結構如圖3所示，主要包括一束或多束發射光纖和接收光纖，當有冰覆蓋時，光在冰內部和邊界發生散射和反射，接收光纖接收的光通量與結冰厚度有明確關聯，進而獲得結冰厚度信息。

圖3 光纖式探測器結構圖Fig.3 Diagram of fibre optic detector

在機翼溢流區齊平保形安裝結冰探測器直接探測SLD結冰，但將增加探測器的布裝數量和安裝成本，由此引起機翼結構強度降低以及系統復雜性增加明顯。此外，在不同結冰條件和飛行姿態下，凍結區域將發生變化，因而對探測器安裝位置進行精確計算和詳細試驗變得非常重要。

4.2探頭型SLD結冰探測的探索

前述可行技術方案雖可基本滿足適航審定的迫切問題，但技術先進性和可維護性卻顯不足。鑒于探頭型探測器的優勢，迫切需要研究滿足SLD結冰探測要求的新型探頭型探測技術。分析文獻中相關方法特點，可將其歸為2類，一類探測水滴軌跡，另一類則探測溢流特性。

4.2.1基于水滴軌跡檢測的方法

水滴在高速氣流中受多種力影響，其中慣性力和流體粘性力影響最大。相同氣流條件下，大水滴的慣性力大，其飛行軌跡與小水滴相比有明顯差異。水滴軌跡檢測方法的基本思路是，在精心設計的導流結構下，不同粒徑的水滴具有不同飛行軌跡，在相應路徑上設置探頭，則可辨別結冰條件。

文獻［8］描述了一種雙探頭型探測器（見圖4），探測器由導流裝置和2個諧振探頭組成。探頭1上的結冰包括所有結冰條件，而探頭2則只探測SLD結冰。由于氣流在導流裝置前后形成繞流，在流體粘性力作用下，小水滴將被帶走而不會撞擊到探頭2，由于慣性較大大水滴在探頭2上形成結冰。根據探頭信號輸出的比較可判別是否有SLD結冰發生。

圖4 雙探頭探測器的側視圖Fig.4 Side view of the detector of a pair of probes

圖5 探測器外型和水滴撞擊圖Fig.5 Outline of the detector and view of the droplet impinging

美國專利US03002410A1也基于類似原理［9］，圖5（a）為探測器外型，圖5（b）為水滴撞擊示意圖。特殊導流裝置使得流動氣體在空氣出口2處形成氣流漩渦。慣性小的小水滴不能穿過空氣出口2的氣流漩渦，而越過探頭1。當大水滴流向該裝置時，由于水滴慣性大，將穿過氣流漩渦撞擊到探頭上。因而可通過探頭1上的結冰狀態來檢測SLD結冰。

基于水滴軌跡檢測方法可用于識別SLD結冰條件，但文獻中尚沒有涉及探頭凍結系數過小的問題。

4.2.2基于溢流特性檢測的方法

溢流是SLD結冰的重要特性，除了在機翼上布置齊平保形探測器探測溢流冰外，通過安裝在機腹下的探頭檢測結冰溢流特性也是可能的。

溢流特性檢測方法使所有粒徑的水滴撞擊到同一探頭上，用探頭上的凍結區域不同來鑒別SLD結冰。以傳統的小體積圓柱體探頭為例（直徑約為1／4inch），常規結冰將形成于探頭的迎風面，而SLD結冰則表現出不同程度的溢流特性（見圖1）［29］。

傳統的磁致伸縮振動筒是質量敏感型結冰探頭，因而即使在探頭上表現出溢流特性，在原理上也無法得到SLD結冰溢流特性。其他測量原理，比如光學原理、電學原理或是其他能分區域檢測的設計在探頭上，則可以獲得溢流特性。

與水滴軌跡檢測類似，該方法的探頭凍結系數過小也是需要解決的關鍵問題。因而，如何設計合適的探頭構型，使得探頭具有足夠的水收集率，并降低由于水滴飛濺、破碎帶來的影響，進而提高探頭的凍結系數，是擺在科研人員眼前的難題。

4.3 SLD結冰探測的其他發展方向

4.3.1氣動性能探測

機翼結冰會造成飛機升力系數下降，阻力系數上升等氣動性能變化，可將這種變化表征出來以指示結冰狀態。在文獻［35］中講述超臨界翼型在受到SLD溢流結冰時，翼型表面壓差減小，最大升力系數和失速迎角將顯著增加。此外，不同冰型對飛機氣動性能的影響也是不同的［36－37］。氣動性能探測方法利用氣動性能監測器來監測機翼的氣動性能，進而區分常規結冰和SLD結冰［27，38］。文獻［27］介紹了一種氣動性能監測器，利用壓力傳感器和信號處理器來量化機翼表面流場的壓力波動。在一個傳感器桅桿上安裝多個壓力傳感器測量機翼的實時壓力。壓力輸出信號可分成穩態部分和重疊波動部分。穩態部分代表氣流的平均動態壓力，重疊的波動部分代表湍流。通過兩部分的無量綱比率可以得到壓力湍流強度因子［］。

氣動性能探測方法并不是全新方法，但SLD結冰的出現為其賦予了新的內容，由于附加硬件設備較少，可作為SLD結冰防護系統的有益補充。

4.3.2結冰條件探測

結冰條件探測技術主要是探測出空氣中水滴的LWC和MVD，進而判別飛機是否處于危險的結冰環境。文獻［40－41］中論述了利用熱線技術來檢測云層中的水含量的方法。文獻［40］中的是一個恒溫熱線式探測器，該探測器由分別檢測液態水含量LWC和總水含量TWC（Total Water Content，包括冰晶和液態水）的2個傳感器組成。每個傳感器都有一個收集熱線探頭和一個參考熱線探頭，并維持相同的常數溫度。收集探頭暴露在流動空氣中，而參考探頭則避開云層顆粒的撞擊。根據收集探頭結冰造成的熱損失量，可間接計算空氣中的LWC和TWC。文獻［41］基于類似原理來檢測冰水含量IWC（Ice Water Content）。文獻［41］講述了利用光纖陣列探測顆粒粒徑技術來診斷顆粒大小的方法。該文獻介紹的是一個二維立體探測器，該探測器利用光電二極管線性陣列可以產生顆粒成像圖。2個正交的二極管光束在探測器的中間形成矩形的重疊區域，在重疊區域的顆粒會有2個獨立的成像，不在該區域的顆粒只有1個成像。根據形成的衍射成像圖可以間接導出顆粒的大小。

傳統上結冰條件探測器作為自然條件下的飛行試驗測試儀器應用，但現在已經出現了一些在線探測的應用。比如，波音公司率先在新型夢幻飛機B787上采用結冰條件探測器，該探測器亦采用熱線式原理。雖然結冰條件探測器目前僅用于常規結冰探測，但也有望突破傳統方法的限制，成為SLD結冰條件探測的新方向。

4.3.3遠程探測

遠程結冰探測技術通過在飛機上安裝微波或激光雷達，探測飛機前端云層的過冷水滴或冰晶含量，實現對飛機結冰環境的預警探測［43］。文獻［44］采用環形偏振激光雷達實現了對云層結冰條件的遠程探測，并稱可判別云層中SLD結冰條件。

遠程探測技術突破了傳統結冰探測技術的束縛，具有較強的預警特性，對SLD結冰防護系統的意義是革新性的，具有良好的發展前景和前沿研究方向。由于技術難度較大，遠程探測技術很難在短時間內滿足各國對飛機SLD結冰安全防護的適航需求。

5 結論與展望

由于SLD危害大且難于防護，飛機不得已需要采取規避策略躲避SLD結冰云區。規避策略的前提條件是需要準確識別SLD結冰條件，這種新需求增加了SLD結冰探測在結冰防護系統中的重要性。但是由于SLD結冰機理復雜，SLD結冰探測技術一時難以突破。而另一方面，適航規范已經對飛機在SLD結冰環境下的安全飛行提出了明確要求，如何通過適航審定是擺在在研機型眼前的迫切任務。針對目前現狀，研究者們提出了一些當前技術狀態下的SLD結冰探測方案，應該是可行的，但尚不是最佳解決方案。

探頭型SLD結冰探測技術是當前研究熱點，水滴飛行軌跡方法和溢流特性檢測方法均還有待突破，特別是凍結系數過小的問題值得重視。有別于傳統的結冰探測方法研究，SLD結冰探測的研究已不只限于冰物理研究，流體特性顯得更加重要，如過冷水滴在導流通道和探頭上的流體力學和結冰動力學，傳感技術和結冰機理研究的交叉融合將更有意義。

鑒于SLD結冰可能凍結于機翼防護區外，當前防除冰技術難以覆蓋全結冰區域，為脫離SLD結冰環境，SLD結冰探測技術的預警性尤顯重要。遠程結冰探測技術可能是最具前景的高預警性SLD結冰探測解決方案。

［1］Marwitz J，Politovich M，Bernstein B，et al.Meteorological conditions associated with the ATR72aircraft accident near Roselawn，Indiana，on 31October 1994［J］.Bulletin of the A－merican Meteorological Society，1997，78（1）：41－52.

［2］Pereira C M.Status of NTSB aircraft icing certification－related safety recommendations issued as a result of the 1994ATR－72 accident at Roselawn，IN［R］.AIAA－1997－0410，1997.

［3］FAA.Part 25－Airworthiness Standards：transport category airplanes：§25.1419 ＆appendix C［EB／OL］.（2014－11－4）.http：／／www.ecfr.gov／cgi－bin／text－idx？SID＝6960b56c5ef6 f2884d3bc91991c7ec49＆mc＝true＆node＝pt14.1.25＆rgn＝div5＃ap14.1.25＿11801.c.

［4］Hill E G.Overview of federal aviation administration aviation safety research for aircraft icing［R］.AIAA－2006－81，2006.

［5］Geoffrey L，David W H，Paul I.Modelling，imaging and measurement of distortion drag and break－up of aircraft－icing droplets［R］.AIAA－2005－71，2005.

［6］FAA.Transport certification update：improving operation in icing conditions［EB／OL］.2010，http：／／www.faa.gov／aircraft／air－cert／design－approvals.

［7］Ice protection harmonization working group（IPHWG）.Task 2 working group report on supercooled large droplet rulemaking［R］.2005.

［8］Severson J A.Inflight ice detector to distinguish Supercooled Large Droplet（SLD）icing［P］.US Patent NO.US 2002／0158768A1，2002.

［9］John T.Supercooled large droplet ice detector［P］.World Patent NO.WO03／002410，2003.

［10］Serke J D，Reehorst A L，Politovich M K.Supercooled large drop detection with NASA′s icing remote Sensing system［C］.SIPE Remote Sensing，2010，DOI：10.1117／12.863176.

［11］Tan S C，Papadakis M.Droplet breakup，splashing and re－impingement on an iced airfoil［R］.AIAA－2005－5185，2005.

［12］張辰，孔維梁，劉洪.大粒徑過冷水滴結冰模擬破碎模型研究［J］.空氣動力學學報，2013，31（2）：144－150.Zhang C，Kong W L，Liu H.Aninvestigation on the breakup model for icing simulation of supercooled large droplets［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2013，31（2）：144－150.

［13］FAA.Characteristics of runback ice accretions and their aerodynamic effects［EB／OL］.2007，http：／／www.tc.faa.gov／its／worldpac／techrpt／ar0716.pdf.

［14］NASA.Ice shape scaling for aircraft in SLD conditions［EB／OL］.2008，http：／／ntrs.nasa.gov／archive／nasa／casi.ntrs.nasa.gov／20080043617.pdf.

［15］裘燮綱，韓鳳華.飛機防冰系統［M］.北京：國防工業出版社，1985.Qiu X G，Han F H.Aircraft anti－icingsystem［M］.Beijing：National Defence Industry Press，1985.

［16］周莉，徐浩軍，龔勝科，等.飛機結冰特性及防除冰技術研究［J］.中國安全科學學報，2010，20（6）：105－110.Zhou L，Xu H J，Gong S K，et al.Research of aircraft icing characteristics and anti－icing and de－icing technology［J］.China Safety Science Journal，2010，20（6）：105－110.

［17］Botura G C，Sweet D，Flosdorf D.Development and demonstration of low－power electrothermal de－icing system［C］.43rd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit，2005.

［18］中國民用航空總局.CCAR－25－R4運輸類飛機適航標準［S］，北京：中國民用航空局，2011.Civil Aviation Administration of China.CCAR－25－R4Transport aircraft airworthiness standards［S］，Beijing：Civil Aviation Administration of China，2011.

［19］FAA.Airplane and engine certification requirements in supercooled large drop，mixed phase，and ice crystal icing conditions［EB／OL］.2010，http：／／www.gpo.gov／fdsys／pkg／FR 2010－06－29／pdf／2010－15726.pdf.

［20］FAA.Part 25－airworthiness standards：transport category airplanes［S］.2015.1：§25.1420 ＆Appendix O.

［21］張杰，周磊，張洪，等.飛機結冰探測技術［J］.儀器儀表學報，2006，27（12）：1578－1586.Zhang J，Zhou L，Zhang H，et al.Aircraft icing detection technology［J］.Chinese Journal of Scientific Instrument，2006，27（12）：1578－1586.

［22］Jackson D，Liao J，Severson J.An assessment of Goodrich ice detector performance in various icing conditions［J］.SAE Technical Paper，2003，doi：10.4271／2003－01－2115.

［23］National transportation safety board aircraft accident report inflight encounter and loss of control simmons airlines，d.b.a A－merican Eagle Flight 4184Avions de Transport Regional（ATR）model 72－212，N401am Roselawn Indiana Oct.31［R］，1996.

［24］朱家樂，李盼.過冷大水滴規章對結冰探測系統設計的影響［J］.航空工程進展，2013，4（2）：256－260.Zhu J L，Li P.Super－cooled large dropregulations influence on ice detection system design［J］.Advances in Aeronautical Science and Engineering，2013，4（2）：256－260.

［25］劉鵬，史獻林.淺析過冷大水滴規章對防冰系統設計的影響［J］.航空工程進展，2012，3（1）：120－124.Liu P，Shi X L.Design affect onanti－icing system in supercooled large droplet regulation［J］.Advances in Aeronautical Science and Engineering，2012，3（1）：120－124.

［26］Mingione G，Barocco M.Flight in icing conditions，French DGAC［EB／OL］.1997，http：／／www.developpement－durable.gouv.fr／IMG／pdf／DGAC＿Icing＿flight＿manual.pdf.

［27］FAA.Compliance of transport category airplanes with certification requirements for flight in icing conditions［EB／OL］.2014，http：／／www.faa.gov／documentLibrary／media／Advisory＿Circular／AC＿25－28.pdf.

［28］FAA.Pilot guide：flight in icing conditions［R］.Advisory Circular 91－74B，2015.

［29］Nick Czernkovich.Understanding in－flight icing［R］.Transport Canada Aviaton Safety Seminar，Gatinean：Transport Canada，2004，1－21.

［30］葉林.基于壓電器件的冰傳感器［J］.儀表技術與傳感器，2001，31（9）：6－7.Ye L.A new ice sensor based on piezoelectric device［J］.Instrument Technique and Sensor，2001，31（9）：6－7.

［31］張杰，王敏，張洪，等.諧振平膜型結冰傳感器的智能溫度補償［J］.計量與測試技術，2005，32（8）：4－5.Zhang J，Wang M，Zhang H，et al.Intelligent temperature compensation of resonant diaphragm［J］.Metrology and Measurement Technique，2005，32（8）：4－5.

［32］Ikiades A A，Armstrong D J，Hare G G，et al.Fibre optic sensors technology for air conformal ice detection［J］.Industrial and Highway Sensors Technology，Proceedings of SPIE，2004.

［33］華中科技大學.光纖式結冰傳感器：中國CN200710051943.8［P］.2007－09－19.Huazhong University of Scienceand Technology.Fibre－optical freezing sensor：CN200710051943.8［P］.2007－09－19.

［34］李薇，葉林，張杰，等.光纖式結冰傳感器的試驗研究［J］.華中科技大學學報，2009，37（8）：16－18.Li W，Ye L，Zhang J，et al.Experimental study on the fiberoptic sensor for direct ice detection［J］.Journal of Huazhong University of Science ＆Technology，2009，37（8）：16－18.

［35］李焱鑫，張辰，劉洪，等.大粒徑過冷水溢流結冰的翼型氣動影響分析［J］.空氣動力學學報，2014，32（3）：376－382. Li Y X，Zhang C，Liu H，et al.Aerodynamic effects of supercooled large droplet runback ice on airfoils［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2014，32（3）：376－382.

［36］Broeren A P，Addy H E，Bragg M B，et al.Aerodynamic simulation of ice accretion on airfoils［R］.NASA TP－2011－216929，2011.

［37］FAA.Effects of large－droplet ice accretion on airfoil and wing aerodynamics and control［EB／OL］.2000，http：／／www.tc.faa.gov／its／worldpac／techrpt／ar00－14.pdf.

［38］FAA.Inflight Aircraft Icing Plan［EB／OL］.http：／／lessonslearned.faa.gov／AmericanEagle／FAA＿Icing＿Plan.pdf.

［39］Maris J M.Airfoil performance monitor［P］.US Patent NO.US 2011／0285550A1，2011.

［40］Korolev A V，Strapp J W，Isaac G A.The nevzorov airborne hot－wire LWC－TWC probe：principle of operation and performance characteristics［J］.Journal of Atmospheric and Oceanic Technology，1998，15（6）：1495－1510.

［41］Korolev A，Strapp J W，Isaac G A.Improved airborne hot－wire measurements of ice water content in clouds［J］.Journal of Atmospheric and Oceanic Technology，2013，30（9）：2121－2131.

［42］Lawson R P，O′Connor D，Zmarzly P.The 2D－S（Stereo）probe：design and preliminary tests of a new airborne，highspeed，high－resolution particle imaging probe［J］.Journal of Atmospheric and Oceanic Technology，2006，23（11）：1462－1477.

［43］Gagnon R E，Groves J，Pearson W.Remote ice detection equipment－RIDE［J］.Cold Regions Science and Technology，2012，72（1）：7－16.

［44］Ray M.Optical detection of airborne ice crystals and liquid water droplets［J］.AIAA－2009－3863，2009.

Research progress on supercooled large droplet icing detection technology

Zhang Hong＊，Zhang Wenqian，Zheng Ying
（School of Automation，Huazhong University of Science and Technology，Wuhan 430074，China）

The Supercooled Large Droplet（SLD）icing is a new problem that emerged in recent years.The ice detection technology of SLD，which restricts the overall development of the aircraft icing protection system，is a key technology for securing the aircraft flight safety.The articles published recently on SLD ice detection are summarized and discussed.The new problems of the ice detection technology when applyied to SLD are presented from the perspectives of the icing mechanism and the detection principle.The new requirements of the SLD icing detection technology are summarized through the analysis of the latest airworthiness specification.According to the technology maturity，the SLD icing detection technologies are introduced in detail.A new classification method for the probe type SLD icing detector is firstly reported including droplet trajectory detection and back－flow characteristics detection.

SLD；icing；icing detection；airworthiness specification；droplet trajectory detection；back－flow characteristics detection

V244.1＋5

：A

（編輯：楊 娟）

1672－9897（2016）03－0033－07

10.11729／syltlx20160037

2016－02－02；

2016－04－18

＊通信作者E－mail：sunracer＠mail.hust.edu.cn

Zhang H，Zhang W Q，Zheng Y.Research progress on supercooled large droplet icing detection technology.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2016，30（3）：33－39.張洪，張文倩，鄭英.過冷大水滴結冰探測技術研究進展.實驗流體力學，2016，30（3）：33－39.

張洪（1973－），男，重慶江津人，講師。研究方向：多相流檢測技術，飛機結冰探測技術。通信地址：湖北省武漢市洪山區珞瑜路1037號華中科技大學南一樓中617（430074）。Email：sunracer＠163.com