飞机防冰与除冰的若干技术

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54 飞 机工 程 2004年第1期
飞机防冰与除冰的若干技术
沈海军 史友进
(南京航空航天大学航空宇航学院，南京，210016)
摘要 阐述了飞机表面“水滴结冰”、“干结冰”、“升华结冰”等结冰现象、结冰形式及其影响因素；总结了现
有的飞机液体、电热、气热防冰与气动带、电脉冲除冰技术；还对冰风洞、干空气飞行、模拟结冰飞行、结冰模拟
以及自然结冰等飞机防冰试验进行了综述。
关键词 飞机结冰 防冰 除冰防冰试验
引 言
飞机结冰指的是飞行时飞机外表面上水分积
聚冻结成冰的现象。它影响飞机的气动外形和飞
行安全，给飞行带来极大危害。如：飞机风挡结冰
会影响驾驶员视野；测温、测压传感头结冰会导致
仪表指示失真；机(尾)翼结冰将影响气动外形，增
大飞行阻力、减少升力，影响全机操纵性、稳定性；
螺旋桨、直升机旋翼结冰就会降低效率；轴流式压
气机进气部件结冰能使发动机熄火等等。长期以
来，飞机的防冰、除冰技术一直是飞机系统设计的
重要研究课题。
2 飞机表面结冰及其影响因素
高空飞行，飞机的迎风表面通常会伴随有三
种不同形式的结冰现象，即“水滴结冰”，“干结冰”
和“升华结冰”。“水滴结冰”指的是飞机部件表面
的平衡温度低于冰点，那些存在于对流层下部温
度低于冰点但未冻结的水滴(称过冷水滴)撞击并
积聚冻结于部件前缘表面而发生的结冰现象。水
滴结冰严重时常常会影响飞机的气动外形、危害
飞机的飞行安全，因此是飞机防冰与除冰技术的
主要研究对象。“干结冰”指的是飞机在含有大量
冰晶或有雨夹雪的云中飞行时，因气动力加热或
收稿日期：2003—10—23
飞机防冰设备工作等原因使部件迎风表面温度高
于冰点，冰晶沉积融化、然后再冻结成冰的现象。
飞机干结冰现象很少遇到，但发动机进气道拐弯
处和进气部件表面发生的干结冰现象，积聚的冰
晶进入发动机后，会损坏压气机叶片或使发动机
熄火，具有一定的危害性。“升华结冰”指的是飞
机由冷区飞入暖区，机体表面温度低于周围气温
达到结霜温度时，空气中水汽在飞机表面凝华成
冰的现象。只要飞机表面温度与周围气温平衡
时，升华结冰的冰层便能很快地被融化消失，故不
存在危险。因此，“水滴结冰”成为本文讨论的主
要内容。
影响水滴结冰及其严重程度的因素很多，包
括气象条件、飞机部件外形及飞行状态等诸多因
素。一般来说，在液态水含量较大的过冷云中飞
行时，容易发生结冰。大气温度约为0～ 一15℃
时，发生结冰的概率最大，水滴直径大于2O m时，
结冰会威胁飞行安全。飞行速度越大，由于过冷
水滴撞击数增加使结冰量也越大；但飞行速度达
到足够大时，又会因气动力加热使部件表面不再
发生结冰。
飞机表面结冰的形状则主要取决于云层中的
水滴直径、大气温度及飞行速度。高速飞行，飞经
单位体积内过冷水滴多而大、过冷却程度较小的
云中时，易形成如图1(a)所示的“双角状冰”。“双
角状冰”通常透明坚硬，增长很快，冻结牢固，不易
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2004年第1期 沈海军等：飞机防冰与除冰的若干技术
破除，对飞机气动性能影响很大，对飞行安全具有
严重的危害性。低速飞行，飞经单位体积内过冷
水滴少而小、过冷却程度较大的云中时，飞机表面
的结冰形状通常称作“矛状冰”，如图1(c)所示。
该冰结构呈现为粒状或多孔的白色不透明冰层，
较“双角状冰”为松，飞机振动和颠簸时易脱落，对
飞机气动性能和飞行安全影响较小。介于两者之
间的，形成所谓的“中间冰”(如图1(b)所示)，其危
害程度和增长速度介于“双角状冰”和“矛状冰”之
间。
图1 结冰形式
3 飞机的防冰与除冰技术
为了防止飞机某些部位结冰，或结冰时能间
断地除去冰层，保证飞机安全飞行，人们常常采取
适当的防冰与除冰技术。需要采取防冰与除冰技
术的飞机部位主要有风挡、空速管、螺旋桨、直升
机旋翼，机翼、尾翼、发动机进气道前缘及进气部
件。 如图2所示，飞机防冰与除冰技术按工作方
式可分为机械除冰技术、液体防冰技术和热力防
冰技术等。其中，机械除冰技术又可分为气动带
除冰和电脉冲除冰技术。热力防冰技术按热源和
加热方式又分为电热防冰、气热防冰技术，以及连
续防冰和间断除冰技术。
具体取何种防冰、除冰技术种类，取决于机
种、动力装置、电源功率、待防护表面大小以及防
冰重要程度等因素。一般来说，对于待防护表面
的面积较大、防冰要求较高的机翼、发动机进气道
前缘等部件，常采用气热防冰技术；对于待防护表
面的面积较小、防冰要求较低的尾翼、螺旋桨等部
件，可采用电热周期除冰技术；对不允许结冰而且
耗电功率不大的风挡、空速管等部件，则多采用电
热防冰技术。
(1)气动带除冰技术
图2 飞机防冰、除冰技术分类框图
该技术又称“膨胀管除冰技术”。利用飞机部
件前缘表面上膨胀管的膨胀作用，使其外表面冰
层破碎而脱落的机械除冰技术。该技术系统由空
气泵、控制阀、卸压阀、输气管及膨胀管等组成。
膨胀管常由涂胶的织物制成。用于机翼，尾翼前
缘的膨胀管通常有展向、弦向两种形式。周期地
使膨胀管充气而膨胀，卸压而收缩，从而使冰层破
裂，脱离表面，然后被气流吹去。
(2)电脉冲除冰技术
电脉冲除冰是将高能量的电脉冲作用在飞机
待防护部位的蒙皮上，在弹性变形范围内使蒙皮
快速鼓动，从而破除该蒙皮表面上的冰层。电脉
冲除冰系统一般由电源、电脉冲源、功率存贮器，
脉冲发生器和控制装置等组成。除冰时常采用以
下两种方案：a．将电磁线圈置于十分靠近蒙皮的
内表面处，由电容向线圈输入大量静电能，产生高
峰值电磁波，使蒙皮鼓动而破冰。b．将不可燃、不
导电的液体填充在由部件防冰表面蒙皮制成的腔
体内，由浸在液体内的电极释放大量静电能，产生
很高的液体压力，使蒙皮鼓动而破冰。
(3)液体防冰技术
液体防冰就是向部件待防护表面喷射防冻
液，与撞击在蒙皮表面上的过冷水滴混合，使液体
凝固点低于蒙皮表面温度而不结冰。通常采用连
续喷射防冻液的防护方式，有时也用周期性喷液
的方式。液体防冰系统一般由贮液箱、泵、过滤器、
控制装置、输液管及液体分配器等组成。常用乙
烯乙二醇、异丙醇、乙醇、甲醇等低凝固点的液体
作防冻液。在泵的压力作用下，防冻液经液体分
配器被均匀地送至部件表面。常用的喷液方式有
以下三种：a．利用螺旋桨、直升机旋翼旋转产生的
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56 飞机工程 2004年第1期
离心力将防冰液甩到桨叶、旋翼前缘表面。b．由
雾化喷嘴将防冻液喷射到风挡、雷达罩外表面。
c．用安置在机(尾)翼前缘驻点线附近的多孑L金属
条渗出(在压差作用下)防冻液，并借助气流作用
将防冻液均匀地分布到前缘表面。使用液体防冰
技术时，不会在部件的防冰表面之后形成冰瘤，而
且停止供液后，还具有短时间的防冰作用。但因
防冻液消耗量较大，不仅使系统重量增加，而且喷
液孔易堵塞、维护麻烦，因此现已很少采用。
(4)电热防冰技术
该技术将电能转变为热能，加热部件的待防
护表面，使其不结冰。电热防冰系统一般由电源、
选择开关、过热保护装置，及电加热元件等组成。
选择开关有“手动”、“自动”等位置。当位于“自
动”位置时，飞机结冰传感器感受结冰电讯号，自
动接通或断开系统电源。过热保护装置(包括温
度传感头和继电器)用来防止部件表面蒙皮过热
而变形。电加热元件将电能转变为热能，对部件
表面加热、除冰。电防冰的加热方式有连续加热
和间断加热两种方式。对表面不允许结冰或加热
耗电功率较小的部件(如风挡、空速管等)．常用连
续加热的方式；对表面允许少量结冰或加热耗电
功率较大的部件(如机翼、尾翼等)，常用周期加热
的方式。
(5)气热防冰技术
气热防冰是利用热空气加热飞机部件的待防
护表面。活塞式发动机的飞机，多用汽油加温器
等加热冲压空气作热气源；喷气发动机的飞机，一
般从发动机压气机内引气作热气源。被引出的热
压缩空气流过流量限制器、单向活门、防冰控制
阀，输入表面加热器，对部件表面加热以防冰。
由于热空气加热蒙皮时的热惯性大，周期加
热控制较难，故很少采用周期加热的方式，而常用
连续加热的方式。连续加热方式多用于待防护表‘
面面积较大的部件，如机翼、尾翼、发动机进气道
前缘等。气热防冰系统使用维护简单，工作可靠，
但热量利用率较低。
(6)蒸发防冰与流湿防冰技术
蒸发防冰技术又称“干防冰”技术，是气热防
冰方式的一种。它是指飞机在云层中飞行时，气
热防冰系统对部件表面连续加热，将部件表面收
集的水分全部蒸发的防护技术。这种技术需热量
大，一般用在不允许表面后部形成冰瘤的部件上，
如悬挂发动机的机翼翼根前缘表面。
流湿防冰技术又称“湿防冰”技术。它是指飞
机在云层中飞行时，由气热防冰系统对部件表面
连续加热，但又不能将部件表面所收集的水分全
部蒸发的防护技术。该技术将使部件表面呈流湿
状态，因而在防冰茬面后部常常会形成冰瘤。这
种防护方式所需的热量较小，对表面后允许结少
量冰瘤而不影响飞行安全的部件(如机翼、尾翼，
风挡等)，一般都应采用这种技术。
气动带除冰和液体防冰技术始于20世纪三、
四十年代，但因膨胀管充气时对飞机气动性能影
响较大，目前已很少使用。电脉冲除冰技术兴起
于20世纪60年代末，由于系统具有重量较轻、耗
电功率小、除冰效果良好等特点，许多现代飞机上
依然使用该技术。然而，当前飞机上使用最为广
泛的却是热力防冰技术，已成为现代飞机防冰与
除冰技术发展的主流。
4 飞机防冰系统试验
飞机防冰系统试验可测定飞机部件防护表面
的结冰情况和飞机防冰系统的工作性能，验证防
冰技术系统的可靠性。目前，飞机防冰系统试验
主要有以下四种：
(1)冰风洞试验
“冰风洞”是研究飞机部件迎风表面和某些仪
表机外传感器在飞行时的结冰问题及其防(除)冰
方法的特种风洞。冰风洞稳定段前装有大容量的
冷却器，稳定段中设有可控制的喷雾装置，以便模
拟真实飞行时遇到的结冰云雾条件。风洞风扇前
设置防护网，防止冰块打伤风扇叶片。冰风洞试
验主要是测定防冰系统的最小需用功率(热空气
流量、防冰液消耗量或耗电功率)，确定防冰系统
设计方案。在试验时，为了维持风洞正常运行，某
些风洞部件和测试设备的传感器须有防冰措施。
例如，拐角导流片常用蒸汽加热以免其表面结冰
而堵塞风洞回路，试验段观察窗用电加热，以免玻
璃内表面结冰而影响其透明度；总压管用电加热，
以免结冰而影响试验段风速的正常测试等。
防冰技术系统设计阶段通常需要反复进行冰
风洞试验，一般可获得满意结果。但由于试验件
的尺寸往往受冰风洞设备的限制，以及气压高度
很难模拟等因素的影响，会使测试结果有一定偏
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2004年第1期 沈海军等：飞机防冰与除冰的若干技术
离。
(2)干空气飞行试验
带有热力防冰系统的飞机在预定高度、气温
的干空气中飞行，测定部件防冰表面温度分布值
及防冰技术系统的性能数据。根据飞行试验测得
的数据，再通过相应的计算分析可评估热力防冰
技术系统的防护能力。这里需要说明的是，干空
气的标准可参照有关的适航条例规定。如文献
[3]在冰型的理论模拟时，根据中国民用航空条例
(CCAR一25)的有关条款，选取了如下的干空气标
准：大气中水分含量0．5g／m。、大气温度一4~C、飞
行高度3000m。事实上，这种干空气的标准在实
际飞行试验中是很难精确保证的。
(3)模拟结冰飞行试验
飞机在人工模拟的结冰气象条件下飞行，测
定防冰系统的工作性能和未设防冰系统部件表面
结冰对飞行性能的影响。模拟结冰飞行试验可以
用来对大部件及整机防冰系统作初步鉴定。该试
验常用以下三种方法：a．被试部件的前方安装雾
化喷水设备，在预定气温的大气中，模拟过冷云雾
条件，接通防冰技术系统，测取系统性能数据。b．
带有雾化喷水设备的飞机在预定温度的大气中飞
行，控制喷水设备建立所需的过冷云雾区，测取防
冰技术系统的性能数据。C．利用地面低温和风向
条件，控制喷雾装置以形成所需的过冷云雾区，测
定防冰技术系统的性能。
(4)结冰模拟试验
结冰模拟试验是将飞机部件表面的结冰模型
固定于相应的部位上，测定结冰对飞行性能影响
的试验。结冰模型可用橡皮、夹布胶木、泡沫塑
料、木材或有弹性的材料制作，常胶接于部件表
面。可按预定的结冰气象条件、飞机飞行状态以
及所用防冰系统的类型，选取适当的结冰模型。
用于机翼、尾翼前缘的结冰模型，见图3所示。对
未设防冰的机翼、尾翼前缘部位，可用(a)、(b)型；
对于流湿防冰或周期除冰的方式，可用(c)，(d)冰
型。为安全起见，结冰模拟试验必须先在冰风洞
中试验，而后再进行机载飞行试验。对试验测得
的有关气动性能数据进行计算、分析，从而决定被
试部件是否需要采取防(除)冰措施。
( 二
图3 机／尾翼结冰模型
(5)自然结冰飞行试验
飞机在结冰计算状态的云中飞行，测定防冰
技术系统的工作性能。自然结冰飞行试验仅用于
新机防冰系统的最后鉴定。由于完全符合预定设
计状态的云层很难遇到，一般只能在近似的预定
气象条件下进行测定，然后再根据所测的数据，分
析、推算该防冰系统的工作能力。
5 结束语
随着飞机飞行速度的不断提高，多数飞机的
时速已超过结冰的飞行速度，所需的结冰防护部
位因而也有所减少。但任何高速飞机都有低速飞
行阶段，如起飞，着陆等，风挡和某些仪表的机外
传感头等重要部件仍需防冰，所以飞机的防冰与
除冰依然是飞机系统设计中不可忽视的重要环
节。
参 考 文 献
[1] 航空工业科技词典编委会编．航空工业科技词典．
国防工业出版社，1980
[2] 林肖芬．飞机系统设计．航空工业出版社，2002
[3] 李勤红，乔建军．Y7—200A 飞机模拟冰型飞行试验
飞行力学，1998 16(3)：73～77
作者简介：
沈海军(1971一) 男，籍贯：陕西户县。南京航空航天大学
航空宇航学院副教授。主要从事飞机设计、疲劳断裂、纳
米电子学等方面的研究工作，已发表论文4O余篇。
E-mail：Shj@nuaa．edu．Cn
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