超疏水電熱薄膜對溢流冰的抑制效果探究

陳增貴 肖冰 王宇 張海洋 呂湘連 何洋

摘要：溢流冰會對飛行安全與操縱品質(zhì)造成重大影響。本文將電熱方法與超疏水表面法二者結(jié)合，探究超疏水電熱薄膜對溢流冰的抑制效果。以聚酰亞胺為基底，制備了超疏水電熱薄膜，進(jìn)行了潤濕性能測試，證明制得的薄膜具有良好的超疏水性。對超疏水電熱薄膜進(jìn)行了冰風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證，證明了超疏水電熱薄膜在多種結(jié)冰環(huán)境下對溢流冰均有明顯抑制作用。通過分析液滴與薄膜表面的微觀接觸界面對液滴脫離表面能量的影響，探究了超疏水表面抑制溢流冰的原理。超疏水表面微納結(jié)構(gòu)凸起的存在，使得液滴與薄膜間的實(shí)際接觸面積大大減小，從超疏水電熱薄膜表面分離液滴所需的能量遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于普通電熱薄膜表面。綜上，超疏水表面在防止溢流冰方面表現(xiàn)出顯著的優(yōu)勢，在飛機(jī)防冰領(lǐng)域具有潛在應(yīng)用前景。

關(guān)鍵詞：飛機(jī)防冰；風(fēng)洞；超疏水；低能耗；溢流冰

中圖分類號：V259文獻(xiàn)標(biāo)識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.09.011

基金項(xiàng)目：航空科學(xué)基金（2017ZC53036）

飛行器結(jié)冰嚴(yán)重危害飛行安全[1]。相關(guān)研究表明，結(jié)冰會增加飛行阻力，影響邊界層狀態(tài)，進(jìn)而導(dǎo)致氣流分離現(xiàn)象。由機(jī)翼前緣收集到的液態(tài)水滴，若未能及時(shí)與機(jī)體完成分離，會溢流到翼面或者機(jī)翼后緣產(chǎn)生溢流冰[2-3]。溢流冰會嚴(yán)重影響翼型上下翼面的氣動外形，使飛機(jī)飛行阻力增加[4]，升力減小，對飛行安全產(chǎn)生嚴(yán)重威脅。

傳統(tǒng)的飛機(jī)防除冰手段主要包括氣熱、電熱[5]、氣動和防除冰液等方法。超疏水表面因其不需要額外能量供給，成為一種值得重視的新型防除冰方法[6-11]。近年來，已有一些研究人員開展了超疏水表面與電熱結(jié)合的防除冰方法的探索。王延明[12]、Antonini[13]和Depauw[14]等開展了基于超疏水電熱方法的冰風(fēng)洞試驗(yàn)，證明了該方法可有效降低防除冰能耗。然而，超疏水電熱方法對溢流冰的影響效果及機(jī)理卻鮮見報(bào)道。

本文對超疏水電熱薄膜開展了冰風(fēng)洞試驗(yàn)，探究了超疏水電熱薄膜對溢流冰抑制效果，并使用能量模型對超疏水表面抑制溢流冰的機(jī)制做出闡釋。

1超疏水電熱薄膜設(shè)計(jì)與制備

超疏水電熱薄膜設(shè)計(jì)示意圖如圖1所示，超疏水涂層表面位于薄膜的最外層，電加熱層位于內(nèi)側(cè)和外側(cè)聚酰亞胺層之間。首先以聚酰亞胺為基底，將康銅箔與其復(fù)合，再通過覆感光膜、曝光顯影、濕法刻蝕金屬層、去感光膜、熱壓合成形等工藝制得普通電熱薄膜。本文使用由西北工業(yè)大學(xué)空天微納系統(tǒng)教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室提供的超疏水涂料，對普通電熱薄膜進(jìn)行噴涂，從而制得超疏水電熱薄膜。

2試驗(yàn)方法

本文試驗(yàn)是在中國空氣動力研究與發(fā)展中心FL-16Y的0.3m×0.2m結(jié)冰風(fēng)洞完成的。該結(jié)冰風(fēng)洞主要由試驗(yàn)段、擴(kuò)散段、換熱段等組成，如圖2所示。

冰風(fēng)洞試驗(yàn)所用的測試系統(tǒng)如圖3所示。該系統(tǒng)主要包含冰風(fēng)洞的測試段，以NACA0012翼型為剖面的測試模型（弦長300mm，寬200mm，包括測試薄膜與溫度傳感器）、直流電源，數(shù)據(jù)采集板以及相機(jī)。測試翼型安裝在冰風(fēng)洞的測試段。直流電源用于為電熱薄膜提供能源。數(shù)據(jù)采集板用于采集薄膜表面的溫度變化。相機(jī)布設(shè)于測試段觀察窗口外，用于捕捉記錄試驗(yàn)現(xiàn)象。

本文使用普通電熱薄膜（無超疏水表面）與超疏水電熱薄膜形成對照。在冰風(fēng)洞試驗(yàn)中，翼型模型的迎角為0°。電熱薄膜覆蓋率翼型的最高點(diǎn)（上表面30%弦長處）與最低點(diǎn)（下表面30%弦長處）之間的部分。

3試驗(yàn)結(jié)果及分析

冰風(fēng)洞試驗(yàn)參數(shù)見表1。其中，T為試驗(yàn)溫度，V為來流中過冷水滴速度，LWC為過冷水含量，MVD為過冷水滴平均容積直徑。試驗(yàn)參數(shù)為無人機(jī)典型工況，所有參數(shù)均符合FAR-25部中附錄C關(guān)于飛機(jī)結(jié)冰測試相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)的要求。

3.1冰風(fēng)洞試驗(yàn)

本文設(shè)置了對比試驗(yàn)以測試薄膜的防冰能力。圖4為冰風(fēng)洞試驗(yàn)1結(jié)冰條件下，對兩種電熱薄膜以不同的防冰功率依次進(jìn)行防冰試驗(yàn)。試驗(yàn)結(jié)果表明，加熱功率分別為31.16W、25.5W和17.36W時(shí)，超疏水電熱薄膜前緣及翼面均無明顯溢流冰，如圖4（a）～圖4（c）所示；而貼附普通電熱薄膜（無超疏水表面的電熱薄膜）的試驗(yàn)翼型，隨著加熱功率的降低，翼面開始出現(xiàn)明顯溢流冰，如圖4（d）所示，然后出現(xiàn)冰瘤，如圖4（e）所示，最后溢流冰面積進(jìn)一步加大，如圖4（f）所示。

圖5為在冰風(fēng)洞試驗(yàn)2結(jié)冰條件下的試驗(yàn)結(jié)果。試驗(yàn)結(jié)果表明，當(dāng)加熱功率分別為43.65W、26.95W和19.80W時(shí)，超疏水電熱薄膜前緣及翼面均無明顯溢流冰，如圖5（a）～圖5（c）所示，而貼附普通電熱薄膜的試驗(yàn)翼型，隨著加熱功率的降低，翼面開始出現(xiàn)明顯溢流冰，如圖5（d）所示，然后出現(xiàn)冰瘤，如圖5（e）所示，最后溢流冰面積進(jìn)一步加大，如圖5（f）所示。

圖6為在冰風(fēng)洞試驗(yàn)3結(jié)冰條件下的試驗(yàn)結(jié)果，試驗(yàn)結(jié)果表明，當(dāng)加熱功率分別為65.45W、54.5W和44.55W時(shí)，超疏水電熱薄膜前緣及翼面均無明顯溢流冰，如圖6（a）～圖6（c）所示，而貼附普通電熱薄膜的試驗(yàn)翼型，隨著加熱功率的降低，翼面開始出現(xiàn)明顯溢流冰，如圖6（d）所示，然后溢流冰面積加大，如圖6（e）所示，最后出現(xiàn)冰瘤，并且溢流冰面積進(jìn)一步加大，如圖6（f）所示。

通過設(shè)計(jì)對比試驗(yàn)，驗(yàn)證了在幾種飛機(jī)結(jié)冰條件下，超疏水電熱薄膜對溢流冰均有更好的抑制效果，表現(xiàn)出了顯著優(yōu)勢。

3.2抑制溢流冰原理分析

本文通過分析液滴與薄膜表面的微觀接觸界面對液滴脫離表面能量的影響，探究超疏水表面抑制溢流冰的原理。

在冰風(fēng)洞試驗(yàn)中，過冷水滴對試驗(yàn)?zāi)Ｐ捅砻娴淖矒魰?dǎo)致溢流冰的產(chǎn)生。在氣動力的影響下，水滴會沿著模型向后緣方向滾動，在這個(gè)過程中，若水滴未能及時(shí)從模型表面脫離，就會停留在模型表面防護(hù)區(qū)外的區(qū)域，最終形成溢流冰。

對于超疏水電熱薄膜表面，令S表示液滴與其接觸面的投影面積，將固-液接觸率κ代入，可得式（2）：

如圖9所示，超疏水涂層表面有大量微納尺度的突起，同時(shí)在柱狀突起結(jié)構(gòu)之間有間隔，因而使液滴在薄膜表面處于Cassie浸潤狀態(tài)。

水滴與薄膜表面的接觸面包含固-氣接觸面與固-液接觸面，由于超疏水表面微納結(jié)構(gòu)凸起的存在，所以固-液接觸面存在間隔，液滴與薄膜間的實(shí)際接觸面積被大大減小。因此，建立如圖10所示的表面簡化模型，在超疏水表面，依據(jù)電鏡掃描觀測結(jié)果，假設(shè)圓柱呈簡單排列，圓柱平均半徑為12.5μm，間距為50μm，由式（3）可得κ= 0.196。

根據(jù)參考文獻(xiàn)[15]所示，穩(wěn)定的液滴在普通電熱薄膜表面的投影面積是超疏水電熱薄膜表面的5倍，即S′≈5S。由式（6）可得τ= 279.3，即在同等參數(shù)條件下，普通電熱薄膜表面移除液滴所需的能量是超疏水電熱薄膜表面的279.3倍。當(dāng)水滴直接沖擊表面時(shí)，液滴會在表面發(fā)生變形鋪展，考慮到水滴在表面完全鋪展這種極端情況（即S′≈S），有τ= 55.9，說明普通電熱薄膜表面移除液滴所需的能量是超疏水電熱薄膜表面的55.9倍。在實(shí)際情況下，水滴在表面的形態(tài)應(yīng)該介于穩(wěn)態(tài)與完全鋪展之間，即普通電熱薄膜表面所需能量是超疏水表面的55.9～279.3倍。

從以上分析可得，從超疏水電熱薄膜表面分離液滴所需的能量遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于普通電熱薄膜表面。因此，在氣動力等外力的作用下，液滴有更大的可能性脫離機(jī)翼表面，避免向后流動形成溢流冰。

4結(jié)束語

本文通過在柔性電熱薄膜附加超疏水層制備了超疏水電熱薄膜。潤濕性能測試證明表面具有超疏水性。冰風(fēng)洞測試表明，與普通電熱薄膜相比，超疏水電熱薄膜可有效防止溢流冰，有顯著優(yōu)勢。能量分析表明，由于超疏水表面微納結(jié)構(gòu)凸起的存在，固-液接觸面存在間隔，液滴與薄膜間的實(shí)際接觸面積大大減小，液滴從超疏水電熱薄膜表面分離所需能量遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于普通電熱薄膜表面。綜上所述，超疏水表面在防止溢流冰方面表現(xiàn)出顯著的優(yōu)勢，在飛機(jī)防冰領(lǐng)域具有潛在應(yīng)用前景。

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Inhibition of Runback Ice Via Superhydrophobic Electrothermal Film

Chen Zenggui1，Xiao Bing1，Wang Yu1，Zhang Haiyang2，Lyu Xianglian1，He Yang1

1. Key Laboratory of Micro/Nano Systems for Aerospace，Ministry of Education，Northwestern Polytechnical University，Xian 710072，China

2. China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang 621000，China

Abstract： The runback ice has a significant impact on flight safety and handling quality. In this paper， the electrothermal method and superhydrophobic surface method were combined to explore the inhibitory effect of superhydrophobic electrothermal film on the runback ice. Superhydrophobic electrothermal films were prepared with polyimide as substrate. The wettability test shows that the prepared films has good superhydrophobic properties. The ice wind tunnel test on the superhydrophobic electrothermal film proves that the superhydrophobic electrothermal film has obvious inhibitory effect on the runback ice under various freezing conditions. The mechanism of superhydrophobic surface inhibiting runback ice was explored by analyzing the influence of micro contact interface between droplet and film surface on droplet detachment energy. The actual contact area between the droplet and the film is greatly reduced due to the presence of micro-nano structure on the superhydrophobic surface， and the energy required to remove the droplet from the surface of the superhydrophobic electrothermal film is far less than that of the ordinary electrothermal film surface. In conclusion， the superhydrophobic surface has a significant advantage in preventing the runback ice， and has a potential application prospect in the field of aircraft anti-icing.

Key Words： aircraft anti-icing； ice wind tunnel； superhydrophobic； low energy consumption； runback ice