1994年，著名的美国印第安纳州罗斯蓝(Roselawn)空难揭示了过冷大水滴结冰条件(SLD)的存在^{[1, 2]}，从而导致SLD结冰防护研究方向的出现。传统的飞机结冰防护关注粒径小于50μm的过冷水滴结冰条件，即美国联邦航空管理局(FAA)25部附录C所限定的结冰条件，通常称为常规结冰条件^[3]。罗斯蓝空难后，过冷大水滴的结冰气象、结冰机理、结冰探测技术、防除冰技术以及适航审定等在国内外成为研究热点^{[4, 5, 6, 7]}。由于过冷大水滴结冰机理复杂、防护手段匮乏，国内外尚无完善方案解决飞机所面临的大水滴结冰防护难题。

SLD结冰为飞机结冰探测技术提出了新的要求和挑战，也为结冰探测技术发展带来了新的机遇。传统结冰探测技术关注结冰厚度、强度及程度，以及结冰形状(冰形)和结冰类型(冰型)等结冰状态，重在研究冰冻结在传感器上产生的结果。SLD结冰探测要求能区分常规结冰和SLD结冰条件，因而SLD结冰动力学研究的理论支撑更为重要。国内外许多科研机构和企业致力于SLD结冰探测技术的研究^{[8, 9, 10]}，但技术状态均未达到机载应用要求。

本文按SLD结冰探测技术要求、存在问题、相关技术方法和技术发展对相关文献进行分类和整理，旨在整理出较为明晰的SLD结冰探测研究进展脉络。涉及的文献涵盖相关适航审定计划和规范、相关国内外学术论文及专利等。

SLD结冰具有更复杂的结冰动力学特性。过冷大水滴粒径大、惯性动量大，因而撞击特性复杂，撞击过程常伴随有破碎和飞溅现象^{[11, 12]}。此外，大水滴温度较高(通常在-5~0℃)，潜热释放量大，冻结机理也很复杂，在机翼上冻结时具有溢流(Run-back)现象，冻结与撞击区域往往不一致，在冰形上也呈现一些新的特点^{[13, 14]}。

SLD溢流特性使飞机结冰防护变得更为棘手。常规结冰防护中，当飞机机翼或其他敏感部位结冰时，采用热气、电热、气囊或是电脉冲等技术实施防冰或除冰^{[15, 16, 17]}。SLD结冰可能在常规防护区外冻结，此时飞机可以选择2种防护策略，即拥有足够大的防护区域或尽快逃离结冰环境。受防除冰技术限制，飞机无法承受增大防护区带来的能耗和成本代价，因而采用“规避”策略，尽快脱离SLD结冰环境更为现实。

美国FAA的适航规范规定了常规结冰的大气结冰条件^[3]，中国民用航空局的适航规范CCAR 25部也具有相同规定^[18]。水滴粒径用水滴平均有效直径(MVD:Median Volume Diameter)衡量，要求申请审验的飞机证明能在连续最大和间断最大的结冰条件下安全飞行，除了液态水含量(LWC:Liquid Water Content)、空气温度等参数约定外，所规定的MVD为15~40μm之间(连续最大)和15~50μm之间(间断最大)。

2010年美国FAA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^[19]，2014年FAA适航规范又新增FAR25.1420 规范和FAR25附录O^[20]，前者规范飞机在SLD结冰下的适航要求，后者则对SLD结冰条件进行了定义。附录O定义的过冷水滴包括冻毛毛雨和冻雨，最大粒径在100~500μm之间的水滴称为冻毛毛雨，而冻雨的最大水滴粒径则大于500μm。

FAR25.1420(a)(1)要求申请审验的飞机在遭遇附录O定义的结冰条件后能够安全操纵。飞机必须提供一种装置，能够探测附录O结冰条件下的结冰。在探测到附录O定义的结冰条件后，飞机在脱离所有结冰条件时能够安全操纵。

从新的适航规范可以看出，结冰探测系统不仅要适应新的附录O结冰条件，并且需要区分是附录C规定的结冰条件还是附录O规定的结冰条件。

传统的主流结冰探测技术基于冻结原理，当传感器敏感部件有冰冻结时，通过检测冰的光学、电学和机械等特性以检测结冰量^[21]，此类探测器称为冻结型结冰探测器。此外，还有一类结冰条件型结冰探测器，通过探测飞行环境中的水滴粒径、温度、含水量等结冰条件来进行结冰告警。

依据传感器安装形式不同，冻结型结冰探测器又可分为探头型和齐平保形安装型。探头型结冰探测器一般安装于飞机机腹，探头伸出到空气流中，检测过冷水滴撞击所导致的结冰。齐平保形安装型探测器的可齐平保形安装在飞机机翼上，直接探测机翼上的结冰。由于安装维护方便，国内外机型多装载探头型结冰探测器。

在各类结冰探测物理方法中，机械谐振原理在技术上最为成熟，其敏感元件多为谐振膜片或谐振筒。以Goodrich公司的结冰探测器为例，其探头由磁致伸缩材料构成，用电磁线圈驱动形成机械谐振筒，谐振频率为：

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式中：f为谐振频率，与探头刚度K和质量m有关；k为探头常数。

当冰在探头上冻结时，谐振筒刚度和质量均会增加，由于质量影响是主要的，结冰将导致谐振频率降低。当谐振频率降低到门限频率时，探测器启动加热除冰，停止加热后探头冷却并重新结冰。在“结冰-除冰-冷却”的循环过程中，用循环周期时间指示结冰强度信息^[22]。

在探头型结冰探测器为主流的背景下，SLD结冰探测首先面临的问题是探头冻结系数过小的问题。

罗斯蓝空难中，失事的ATR 72-212型飞机依常规安装有Goodrich的探头型结冰探测器，但却没有对SLD结冰条件做出准确的报警^[23]，主要原因是在SLD条件下，探头冻结系数过小，导致探测系统失效。

常规结冰条件下，探头结冰量表示为：

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式中：W为结冰量，E为水收集率，m为液态水含量(LWC)，V为空速。结冰探测探头与飞机机翼相比，体积小且曲率半径大，水收集率E更大，探头的结冰探测灵敏度高，有利于结冰报警。

在SLD结冰条件下，过冷水滴在探头上将发生破碎、飞溅和溢流，撞击到探头上的过冷水滴不会全部冻结到探头上，因而探头结冰量应更正为^[22]：

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式中：n为冻结系数，大小在0~1之间。n定义为：

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式中：m_a为探头结冰质量，m_i为撞击到探头上的水滴质量。

SLD结冰过程中，冻结系数n往往小于1，具体数值不仅与水滴粒径MVD、液态水含量LWC、温度和空速等因素有关，还与结冰物体几何形状和尺寸有密切联系，通常体积小则冻结系数小。由于探头体积小，其冻结系数比飞机机翼小，将导致所测结冰强度偏小甚至失效。

规避型SLD防护策略，为结冰探测技术研究提出了新要求，即结冰探测器不仅要指示飞机结冰强度或程度，还需辨别出常规结冰和SLD结冰2种结冰环境，以便飞机在不同的结冰条件下采取合适的防护策略以规避危险。

迄今为止，传统冻结型结冰探测器尚无法识别SLD结冰条件，因而需要针对SLD结冰条件研究新型探测技术以满足飞机SLD结冰防护要求。

根据最新适航审定要求，在SLD结冰探测层面有2方面的问题亟待解决。其一，解决眼前的适航审定需求。利用现有技术，设计合理的SLD结冰探测方案，满足适航审定的要求，保障飞机在不同结冰条件下的安全飞行。其二，研究新型结冰探测方法，以求根本上解决SLD结冰探测问题。

按照这种需求，下文将按技术成熟度分层次介绍SLD结冰探测技术。首先，介绍应对当前适航审定需求的可行技术方法；其次，对新型探头型SLD结冰探测技术研究进行阐述；最后讨论SLD结冰探测领域的其他发展方向。

探头型结冰探测器具有安装方便的优点，但针对SLD结冰探测的探头型结冰探测技术尚不成熟，采用目测式方法和齐平保形安装型探测器成为应急手段。

目测式探测方法历来是机组人员判断飞机结冰的重要手段，飞行员通过观察风挡玻璃的边框、雨刷杆、机翼前缘等部件上的结冰，可获得大部分结冰信息。对飞行员的调查说明，经验丰富的飞行员完全有可能通过目测方法判断多数常规结冰状况。电子式结冰探测器的发展曾经逐步取代目测式方法，但SLD问题的出现，目测式方法又开始受到关注^{[24, 25]}。

要确定飞机是否在附录O中的结冰条件，目测式方法可以达到适航审定要求^{[26, 27, 28]}。文献[27]指出，经过试验和分析，如果证实可视参考物上的结冰能包含附录O条件，则可作为结冰探测手段进行审定。空客某些型号客机曾在驾驶窗口前安装了目视结冰探测棒(见图 1)，用于飞行员观察结冰情况。

图 1 空客A330飞机目视结冰探测棒 Fig 1 Visual icing indicator of Aircraft A330

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目测式方法用溢流情况判别SLD结冰条件。以圆柱形探测棒为例，在常规结冰和SLD结冰条件下，结冰部位将有较明显的区别^[29]。目测式方法过分依赖飞行员主观判别限制了其应用范围^[26]，只能作为过渡性辅助手段。

SLD结冰会出现在机翼溢流区，所以可在机翼溢流区直接探测SLD结冰，在这方面齐平保形安装型结冰探测器更具有优势^{[24, 25]}。目前适合设计为齐平保形安装的探测技术很多，主流的有压电平膜式和光纤式。

压电平膜型结冰探测器也是基于机械谐振原理，最早由瑞士Vibrometer公司研制，可齐平保形安装在飞机机翼或发动机唇口，直接探测结冰敏感部位的结冰。压电平膜型结冰探测器结构如图 2所示，其探测敏感部件由弹性平膜片和压电膜片构成，在电路驱动下以特定频率产生谐振，谐振频率同样遵循公式(1)，有冰附着时，谐振体刚度变大，质量增加，但由于刚度为主导因素，将导致谐振频率增加。国内华中科技大学最早研制成功压电平膜结冰探测器^{[30, 31]}，探测器灵敏度达到0.1mm，厚度量程为3mm。

图 2 压电平膜探测器结构图 Fig 2 Diagram of PZT thin-film diaphragm detector

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20世纪70年代，国外已开展结冰探测的光学方法研究，80年代开始采用光纤作为传输介质进行探测，但近年才获得了一些技术突破^[32]。国内华中科技大学自2004年开始光纤结冰探测技术的研究，并发表有光纤式结冰传感器相关专利^{[33, 34]}。典型的光纤式结冰探测器结构如图 3所示，主要包括一束或多束发射光纤和接收光纤，当有冰覆盖时，光在冰内部和边界发生散射和反射，接收光纤接收的光通量与结冰厚度有明确关联，进而获得结冰厚度信息。

图 3 光纤式探测器结构图 Fig 3 Diagram of fibre optic detector

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在机翼溢流区齐平保形安装结冰探测器直接探测SLD结冰，但将增加探测器的布装数量和安装成本，由此引起机翼结构强度降低以及系统复杂性增加明显。此外，在不同结冰条件和飞行姿态下，冻结区域将发生变化，因而对探测器安装位置进行精确计算和详细试验变得非常重要。

前述可行技术方案虽可基本满足适航审定的迫切问题，但技术先进性和可维护性却显不足。鉴于探头型探测器的优势，迫切需要研究满足SLD结冰探测要求的新型探头型探测技术。分析文献中相关方法特点，可将其归为2类，一类探测水滴轨迹，另一类则探测溢流特性。

水滴在高速气流中受多种力影响，其中惯性力和流体粘性力影响最大。相同气流条件下，大水滴的惯性力大，其飞行轨迹与小水滴相比有明显差异。水滴轨迹检测方法的基本思路是，在精心设计的导流结构下，不同粒径的水滴具有不同飞行轨迹，在相应路径上设置探头，则可辨别结冰条件。

文献[8]描述了一种双探头型探测器(见图 4)，探测器由导流装置和2个谐振探头组成。探头1上的结冰包括所有结冰条件，而探头2则只探测SLD结冰。由于气流在导流装置前后形成绕流，在流体粘性力作用下，小水滴将被带走而不会撞击到探头2，由于惯性较大大水滴在探头2上形成结冰。根据探头信号输出的比较可判别是否有SLD结冰发生。

图 4 双探头探测器的侧视图 Fig 4 Side view of the detector of a pair of probes

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美国专利US03002410A1也基于类似原理^[9]，图 5(a)为探测器外型，图 5(b)为水滴撞击示意图。特殊导流装置使得流动气体在空气出口2处形成气流漩涡。惯性小的小水滴不能穿过空气出口2的气流漩涡，而越过探头1。当大水滴流向该装置时，由于水滴惯性大，将穿过气流漩涡撞击到探头上。因而可通过探头1上的结冰状态来检测SLD结冰。

图 5 探测器外型和水滴撞击图 Fig 5 Outline of the detector and view of the droplet impinging

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基于水滴轨迹检测方法可用于识别SLD结冰条件，但文献中尚没有涉及探头冻结系数过小的问题。

溢流是SLD结冰的重要特性，除了在机翼上布置齐平保形探测器探测溢流冰外，通过安装在机腹下的探头检测结冰溢流特性也是可能的。

溢流特性检测方法使所有粒径的水滴撞击到同一探头上，用探头上的冻结区域不同来鉴别SLD结冰。以传统的小体积圆柱体探头为例(直径约为1/4inch)，常规结冰将形成于探头的迎风面，而SLD结冰则表现出不同程度的溢流特性(见图 1)^[29]。

传统的磁致伸缩振动筒是质量敏感型结冰探头，因而即使在探头上表现出溢流特性，在原理上也无法得到SLD结冰溢流特性。其他测量原理，比如光学原理、电学原理或是其他能分区域检测的设计在探头上，则可以获得溢流特性。

与水滴轨迹检测类似，该方法的探头冻结系数过小也是需要解决的关键问题。因而，如何设计合适的探头构型，使得探头具有足够的水收集率，并降低由于水滴飞溅、破碎带来的影响，进而提高探头的冻结系数，是摆在科研人员眼前的难题。

机翼结冰会造成飞机升力系数下降，阻力系数上升等气动性能变化，可将这种变化表征出来以指示结冰状态。在文献[35]中讲述超临界翼型在受到SLD溢流结冰时，翼型表面压差减小，最大升力系数和失速迎角将显著增加。此外，不同冰型对飞机气动性能的影响也是不同的^{[36, 37]}。气动性能探测方法利用气动性能监测器来监测机翼的气动性能，进而区分常规结冰和SLD结冰^{[27, 38]}。文献[27]介绍了一种气动性能监测器，利用压力传感器和信号处理器来量化机翼表面流场的压力波动。在一个传感器桅杆上安装多个压力传感器测量机翼的实时压力。压力输出信号可分成稳态部分和重叠波动部分。稳态部分代表气流的平均动态压力，重叠的波动部分代表湍流。通过两部分的无量纲比率可以得到压力湍流强度因子^[38]。

气动性能探测方法并不是全新方法，但SLD结冰的出现为其赋予了新的内容，由于附加硬件设备较少，可作为SLD结冰防护系统的有益补充。

结冰条件探测技术主要是探测出空气中水滴的LWC和MVD，进而判别飞机是否处于危险的结冰环境。文献[40, 41]中论述了利用热线技术来检测云层中的水含量的方法。文献[40]中的是一个恒温热线式探测器，该探测器由分别检测液态水含量LWC和总水含量TWC(Total Water Content，包括冰晶和液态水)的2个传感器组成。每个传感器都有一个收集热线探头和一个参考热线探头，并维持相同的常数温度。收集探头暴露在流动空气中，而参考探头则避开云层颗粒的撞击。根据收集探头结冰造成的热损失量，可间接计算空气中的LWC和TWC。文献[41]基于类似原理来检测冰水含量IWC(Ice Water Content)。文献[41]讲述了利用光纤阵列探测颗粒粒径技术来诊断颗粒大小的方法。该文献介绍的是一个二维立体探测器，该探测器利用光电二极管线性阵列可以产生颗粒成像图。2个正交的二极管光束在探测器的中间形成矩形的重叠区域，在重叠区域的颗粒会有2个独立的成像，不在该区域的颗粒只有1个成像。根据形成的衍射成像图可以间接导出颗粒的大小。

传统上结冰条件探测器作为自然条件下的飞行试验测试仪器应用，但现在已经出现了一些在线探测的应用。比如，波音公司率先在新型梦幻飞机B787上采用结冰条件探测器，该探测器亦采用热线式原理。虽然结冰条件探测器目前仅用于常规结冰探测，但也有望突破传统方法的限制，成为SLD结冰条件探测的新方向。

远程结冰探测技术通过在飞机上安装微波或激光雷达，探测飞机前端云层的过冷水滴或冰晶含量，实现对飞机结冰环境的预警探测^[43]。文献[44]采用环形偏振激光雷达实现了对云层结冰条件的远程探测，并称可判别云层中SLD结冰条件。

远程探测技术突破了传统结冰探测技术的束缚，具有较强的预警特性，对SLD结冰防护系统的意义是革新性的，具有良好的发展前景和前沿研究方向。由于技术难度较大，远程探测技术很难在短时间内满足各国对飞机SLD结冰安全防护的适航需求。

由于SLD危害大且难于防护，飞机不得已需要采取规避策略躲避SLD结冰云区。规避策略的前提条件是需要准确识别SLD结冰条件，这种新需求增加了SLD结冰探测在结冰防护系统中的重要性。但是由于SLD结冰机理复杂，SLD结冰探测技术一时难以突破。而另一方面，适航规范已经对飞机在SLD结冰环境下的安全飞行提出了明确要求，如何通过适航审定是摆在在研机型眼前的迫切任务。针对目前现状，研究者们提出了一些当前技术状态下的SLD结冰探测方案，应该是可行的，但尚不是最佳解决方案。

探头型SLD结冰探测技术是当前研究热点，水滴飞行轨迹方法和溢流特性检测方法均还有待突破，特别是冻结系数过小的问题值得重视。有别于传统的结冰探测方法研究，SLD结冰探测的研究已不只限于冰物理研究，流体特性显得更加重要，如过冷水滴在导流通道和探头上的流体力学和结冰动力学，传感技术和结冰机理研究的交叉融合将更有意义。

鉴于SLD结冰可能冻结于机翼防护区外，当前防除冰技术难以覆盖全结冰区域，为脱离SLD结冰环境，SLD结冰探测技术的预警性尤显重要。远程结冰探测技术可能是最具前景的高预警性SLD结冰探测解决方案。