飛機(jī)防冰除冰技術(shù)的研究進(jìn)展

邱 超,楊京龍,寇 祎

(中國民用航空飛行學(xué)院 航空工程學(xué)院,四川 廣漢 618399)

0 引言

飛機(jī)結(jié)冰不但會(huì)影響其氣動(dòng)性能,而且還會(huì)增加其重量[1-2]。直升機(jī)的旋翼結(jié)冰,會(huì)導(dǎo)致直升機(jī)升力下降,破環(huán)旋翼的平衡從而產(chǎn)生不規(guī)則振動(dòng)[3-4]。飛機(jī)的機(jī)翼或尾翼結(jié)冰,會(huì)使翼面變得粗糙不平,導(dǎo)致飛機(jī)的升力迅速下降,阻力上升,可使飛機(jī)失速,造成重大飛行事故[5]。飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣道結(jié)冰,會(huì)阻礙發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣,導(dǎo)致進(jìn)氣量減小,極易誘發(fā)發(fā)動(dòng)機(jī)喘振,甚至發(fā)動(dòng)機(jī)停車,威脅飛行安全。

根據(jù)FAA飛行安全部的統(tǒng)計(jì)結(jié)果,1990—1999年期間由氣象原因引起的飛行事故共3 230起,其中結(jié)冰引起的事故高達(dá)388起(占12%)。2003—2008年期間,又有380起與結(jié)冰有關(guān)的事故報(bào)告?？梢?因結(jié)冰引起的飛行事故較為常見。此外,飛機(jī)結(jié)冰也可以引發(fā)重大事故,如:2004年11月21日,MU5210航班起飛后不久墜毀,其原因是飛機(jī)在結(jié)冰天氣條件下起飛前沒有進(jìn)行除冰,從而導(dǎo)致飛機(jī)在起飛過程中機(jī)翼失速臨界迎角減小,飛機(jī)因失速而墜毀;2009年2月12日,一架龐巴迪DASH-8客機(jī)從新澤西州紐瓦克飛往紐約布法羅途中,因機(jī)翼和舷窗結(jié)冰,機(jī)組處置不當(dāng)而墜毀;2012年4月2日,一架ATR-72客機(jī)從秋明飛往蘇爾古特途中機(jī)翼結(jié)冰而機(jī)載除冰設(shè)備發(fā)生故障,最終墜毀。

飛機(jī)結(jié)冰被航空界認(rèn)定為影響飛行的六大氣象因素之一,飛機(jī)的防冰除冰技術(shù)對于保障飛行安全來說至關(guān)重要。目前國內(nèi)外學(xué)者、科研人員已開發(fā)出多種防冰除冰技術(shù),其中一些技術(shù)已經(jīng)相對成熟,如傳統(tǒng)的電脈沖除冰技術(shù)、電加熱防冰除冰技術(shù)和氣熱防冰技術(shù)等。盡管如此,每種防冰除冰技術(shù)都存在一定的局限性。與此同時(shí),新的防冰除冰技術(shù)正在不斷出現(xiàn),表明飛機(jī)防冰除冰領(lǐng)域既面臨新的發(fā)展機(jī)遇也面臨諸多挑戰(zhàn)。本文探討當(dāng)前飛機(jī)防冰除冰技術(shù)的現(xiàn)狀與發(fā)展趨勢,旨在為飛機(jī)防冰除冰技術(shù)提供參考。

1 結(jié)冰的機(jī)理和類型

影響飛機(jī)結(jié)冰的主要因素有兩個(gè)[6-8]:一是飛機(jī)的表面形貌,尤其是機(jī)翼前緣的幾何形狀。這是由于飛行過程中機(jī)翼前緣與過冷水滴的接觸面積較大,積冰容易在機(jī)翼前緣產(chǎn)生;一是大氣溫度和過冷水滴的含量。過冷水滴在高空中處于亞穩(wěn)態(tài),一旦遇到固體晶態(tài)物質(zhì),就可能依附于晶態(tài)物質(zhì)結(jié)冰,即亞穩(wěn)態(tài)過冷水滴可依附飛機(jī)機(jī)身和機(jī)翼迅速結(jié)冰。此外,云層中過冷水滴的含量普遍較高,因而飛機(jī)穿越云層時(shí)存在較大的結(jié)冰隱患。

飛機(jī)常見積冰類型有霜冰、明冰和混合冰三種[9]。以機(jī)翼前緣結(jié)冰為例,霜冰如圖1(a)所示。霜冰一般在環(huán)境溫度低于-10 ℃、氣流相對干燥、液態(tài)水含量較低的情況下形成。圖1(b)所示為明冰,通常在環(huán)境溫度為-18～0 ℃范圍內(nèi)且液態(tài)水含量相對較高的情況下,過冷水滴不會(huì)完全凍結(jié)。未凍結(jié)的水滴在氣流的作用下沿著機(jī)翼前緣向后流動(dòng)并逐漸凍結(jié),形成形狀復(fù)雜的明冰。圖1(c)所示為混合冰,即明冰和霜冰的混合體,其形成的溫度通常在-20～-10 ℃之間,兼具霜冰和明冰的特性,表面粗糙且形狀不規(guī)則。

圖1 機(jī)翼前緣積冰的類型[10]

2 傳統(tǒng)的防冰除冰技術(shù)

防冰是指飛機(jī)上不允許有冰形成的部件,通過對機(jī)體材料的選擇和結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì),使得大氣中的過冷水滴難以附著在機(jī)體表面,達(dá)到防冰的目的。除冰是指飛機(jī)的某些部件允許少量的結(jié)冰,但結(jié)冰后需用相應(yīng)設(shè)備對其進(jìn)行及時(shí)清除。傳統(tǒng)的除冰技術(shù)主要分為三大類:機(jī)械除冰、熱加溫除冰和化學(xué)除冰,其中,后兩種技術(shù)也可用于防冰,如表1所示。

表1 傳統(tǒng)飛機(jī)防冰除冰方法的原理及特點(diǎn)

2.1 機(jī)械除冰技術(shù)

2.1.1 氣動(dòng)帶除冰

氣動(dòng)帶除冰是早期飛機(jī)的主要除冰方式,是在飛機(jī)的表面安裝可收縮膨脹的膠管[11],示意圖如圖2所示。非結(jié)冰情況下,膠管處于收縮狀態(tài)。一旦有冰形成,通過控制發(fā)動(dòng)機(jī)引氣使飛機(jī)表面的膠管周期性膨脹、收縮,從而撐破冰層,破碎的冰塊隨高速氣流飛走。氣動(dòng)帶除冰主要應(yīng)用在飛機(jī)的機(jī)翼前緣和尾翼,其安裝、維修方便,且能耗相對較低。但膠管周期性的膨脹、收縮會(huì)破壞飛機(jī)高速飛行下的氣動(dòng)性能,使飛行阻力顯著增大。此外,氣動(dòng)帶除冰對較厚的冰層有良好的除冰效果,但對于較薄的冰層除冰效果一般。鑒于其除冰效果的局限性,目前民航的主流機(jī)型極少采用此除冰方式。

圖2 氣動(dòng)帶結(jié)構(gòu)示意圖[12]

1984年BFGoodrich公司研發(fā)出一種更為先進(jìn)的氣動(dòng)除冰器——充氣脈沖除冰器[13]。高壓空氣由飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的壓氣機(jī)或高壓系統(tǒng)提供,高壓氣體通過管道引入機(jī)翼前緣內(nèi)的電驅(qū)動(dòng)脈沖閥,脈沖閥將高壓氣體以瞬時(shí)脈沖的形式噴向機(jī)翼前緣,使冰快速從機(jī)翼前緣表面剝離,并在慣性的作用下向外飛出。試驗(yàn)表明充氣脈沖除冰器可以有效去除最小厚度為0.762 mm的冰層,顯著提高了除冰的效率。目前部分中、小型通用飛機(jī)的機(jī)翼和尾翼前緣采用了該除冰技術(shù)。針對直升機(jī)旋翼的工作特性,Drury等[14]研制出離心式氣動(dòng)除冰系統(tǒng)用于直升機(jī)旋翼除冰。在測試中,該系統(tǒng)能夠去除厚度小于2.030 mm的冰層。

2.1.2 電脈沖除冰

電脈沖除冰系統(tǒng)安裝在飛機(jī)蒙皮的內(nèi)部,主要用于機(jī)身和機(jī)翼等部位的除冰。該系統(tǒng)由數(shù)個(gè)脈沖電感線圈、儲(chǔ)能電容和可控硅組成[15],除冰原理如圖3所示。儲(chǔ)能電容由電源供電,當(dāng)結(jié)冰傳感器監(jiān)測到蒙皮表面有冰形成,觸發(fā)可控硅,儲(chǔ)能電容開始放電,瞬間產(chǎn)生的強(qiáng)電流使線圈產(chǎn)生高頻變化的磁場,從而在飛機(jī)蒙皮表面感應(yīng)出很大的渦流。此時(shí)蒙皮與線圈瞬時(shí)產(chǎn)生的電磁力大小在103N數(shù)量級,蒙皮可產(chǎn)生高頻小幅振動(dòng),使飛機(jī)上的覆冰脫落。電脈沖除冰系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡單、尺寸小、能耗低、除冰效率高,且系統(tǒng)安裝在飛機(jī)蒙皮內(nèi)部,工作環(huán)境相對較好[16]。但除冰時(shí)系統(tǒng)對蒙皮施加的沖擊載荷,可能導(dǎo)致蒙皮出現(xiàn)結(jié)構(gòu)疲勞。另一方面,電脈沖除冰時(shí)產(chǎn)生的強(qiáng)電磁場也會(huì)對飛機(jī)上某些電子器件產(chǎn)生電磁干擾。

圖3 電脈沖除冰系統(tǒng)示意圖[15]

電脈沖除冰技術(shù)在航空領(lǐng)域的探索性研究始于20世紀(jì)40年代。在美國宇航局劉易斯研究中心,電脈沖除冰技術(shù)被用于高空風(fēng)洞轉(zhuǎn)向葉片的除冰,具有良好的除冰效果[17]。裘夑綱等[18]分析了電脈沖除冰技術(shù)中電容、線圈和蒙皮材料的參數(shù)對除冰性能的影響,結(jié)果表明適當(dāng)提高電容的充電電壓可以提高除冰效率,降低能耗。在此基礎(chǔ)上,杜騫[19]搭建了電脈沖除冰試驗(yàn)臺(tái),并測量出儲(chǔ)能電容放電瞬間線圈中的峰值電流和蒙皮上的振動(dòng)加速度峰值,試驗(yàn)結(jié)果表明儲(chǔ)能電容放電電壓越大,線圈中的峰值電流和蒙皮的振動(dòng)加速度峰值也越大,除冰效果越好。姚遠(yuǎn)等[20]采用MATLAB軟件計(jì)算出線路中的電阻、線圈電感和電容值對峰值電流的影響,并對電脈沖除冰系統(tǒng)的關(guān)鍵參數(shù)進(jìn)行了計(jì)算。結(jié)果表明:線路中電阻增大,脈沖電流的峰值減小;線圈電感增大,峰值電流減小;電容增大,峰值電流增大。而且線圈磁感強(qiáng)度和垂直于蒙皮表面作用力最大值的時(shí)刻和電流峰值時(shí)刻接近。高珂等[21]通過建立有限元模型研究了翼型的結(jié)構(gòu)對電脈沖除冰技術(shù)除冰率的影響規(guī)律,計(jì)算結(jié)果表明在相同脈沖作用下,相對厚度較小的機(jī)翼前緣由于抗彎剛度小,脈沖作用后引起的加速度和速度響應(yīng)較大,除冰效果較好。且同一機(jī)翼的下翼面除冰效果要優(yōu)于上翼面,原因在于上翼面的弧度較大,脈沖激勵(lì)有所減弱。

2.2 熱加溫防冰除冰技術(shù)

2.2.1 電加熱防冰除冰

電加熱防冰除冰是利用電阻元件加載電流后產(chǎn)生的熱能使飛機(jī)蒙皮表面溫度升高防止結(jié)冰或使冰層融化。其熱能分布均勻且能耗低,廣泛應(yīng)用于客機(jī)風(fēng)擋玻璃、空速管以及機(jī)翼等部位的防冰除冰。電加熱防冰除冰通常采用周期性加熱的工作方式,不僅能進(jìn)一步降低能耗,還能避免蒙皮表面后瘤冰的形成[22]。也有部分客機(jī)采用周期性加熱和局部連續(xù)加熱相結(jié)合的電加熱防冰除冰方法,如后掠角較小的飛機(jī),機(jī)翼前緣會(huì)安裝一種沿機(jī)翼弦向和展向分布的“熱刀”,將機(jī)翼分成不同的區(qū)塊,“熱刀”采用連續(xù)加熱的方式,將面積較大的冰層分割加熱,區(qū)塊內(nèi)采用周期加熱的方式,從而實(shí)現(xiàn)快速除冰[23]。此外,大多數(shù)航空器的螺旋槳也是采用電加熱防冰除冰技術(shù)。電阻元件安裝在螺旋槳的內(nèi)部,通過連續(xù)或間歇性的加載電流對槳葉表面加熱防止結(jié)冰。電加熱防冰除冰技術(shù)的優(yōu)點(diǎn)是加熱效率高、控制精確,易于實(shí)現(xiàn)自動(dòng)化,是應(yīng)用最廣泛的防冰除冰技術(shù),但電加熱防冰除冰系統(tǒng)比較復(fù)雜,消耗的能量較高。

電加熱防冰除冰技術(shù)的核心是電阻元件材料的選擇以及參數(shù)的設(shè)定。卜雪琴等[24]通過電加熱除冰系統(tǒng)的內(nèi)外傳熱耦合計(jì)算和傳熱傳質(zhì)數(shù)學(xué)模型,得到了傳熱系數(shù)、防冰表面平衡溫度、溢流水量和溢流冰的結(jié)冰位置等數(shù)據(jù),這些數(shù)據(jù)與試驗(yàn)值接近,可為飛機(jī)防冰系統(tǒng)的優(yōu)化設(shè)計(jì)提供依據(jù)。諶廣昌等[25]設(shè)計(jì)了一種以鎳鉻合金編織的金屬網(wǎng)電阻元件并安裝在螺旋槳槳葉中,驗(yàn)證其除冰效果。試驗(yàn)表明該電阻元件不僅產(chǎn)生的熱能分布均勻,且適用性強(qiáng),即使局部遭到破壞,也不影響整體的除冰性能。田甜等[26]對石墨烯在防冰除冰領(lǐng)域的應(yīng)用進(jìn)行了探索性研究,通過石墨烯加熱膜與傳統(tǒng)金屬電阻絲防冰除冰效果的比較,發(fā)現(xiàn)石墨烯加熱膜比金屬電阻絲升溫速度更快且發(fā)熱更均勻,是一種理想的防冰除冰電阻元件材料。Mohseni等[27]首次在聚合物復(fù)合材料的機(jī)翼中嵌入加熱電阻元件用于防冰。在相同結(jié)冰條件下,該防冰系統(tǒng)的總功耗為118.7 W,低于同類鋁翼型的131.8 W。Hann等[28]對固定翼無人機(jī)上兩種不同的電加熱除冰系統(tǒng)的除冰效率進(jìn)行了比較分析,如圖4所示。常規(guī)的電加熱除冰系統(tǒng)由三塊加熱區(qū)組成,而分離帶式除冰系統(tǒng)由四塊加熱區(qū)和一個(gè)加熱條組成。常規(guī)的電加熱除冰系統(tǒng)采用周期加熱,如圖4(a)所示,而分離帶式的分離條采用連續(xù)加熱的方式,如圖4(b)所示,這增加了冰層上的空氣動(dòng)力,提高了冰的脫落效率。在相同的結(jié)冰條件下,分離帶式除冰速度比常規(guī)的除冰速度快3倍,且能耗低50%。在此基礎(chǔ)上,Wallisch等[29]進(jìn)一步研究了分離帶除冰系統(tǒng)的熱通量、飛機(jī)的迎角、周期除冰的循環(huán)間隔時(shí)間和分離條延遲激活的時(shí)間對除冰效率的影響,結(jié)果表明較高的熱通量會(huì)使冰脫落的時(shí)間縮短,并且冰脫落的時(shí)間隨著飛機(jī)迎角的增大而減少。此外,適當(dāng)延長周期性除冰循環(huán)的間隔時(shí)間會(huì)使飛機(jī)除冰更加節(jié)能。上述研究成果對未來新型電加熱技術(shù)在防冰除冰領(lǐng)域的實(shí)際應(yīng)用奠定了理論基礎(chǔ)。

圖4 常規(guī)和分離帶式電加熱除冰加熱區(qū)的示意圖[28]

2.2.2 氣熱防冰

氣熱防冰是目前民航客機(jī)最常用的防冰方式之一,主要用于發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道前緣、機(jī)翼和尾翼等部位的防冰。機(jī)翼的防冰是從飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的壓氣機(jī)引氣,高溫高壓的熱空氣經(jīng)過高低壓活門和預(yù)冷器的調(diào)壓調(diào)溫后,沿著機(jī)翼內(nèi)的管道進(jìn)入機(jī)翼的前緣,使得機(jī)翼前緣溫度升高,防止其結(jié)冰。氣熱防冰技術(shù)的優(yōu)點(diǎn)是工作可靠,維護(hù)簡單,但熱利用率低,熱耗損較大,會(huì)降低發(fā)動(dòng)機(jī)的效率。通過提高熱空氣流通管道設(shè)計(jì)的合理性,可以有效提高熱空氣的防冰效率。

以波音和空客系列的客機(jī)為例,波音737系列客機(jī)機(jī)翼內(nèi)的氣熱防冰管道采用并聯(lián)的分配方式[30],如圖5所示。發(fā)動(dòng)機(jī)引出的熱空氣沿著引氣管進(jìn)入供氣管(引氣管和供氣管上均覆蓋隔熱保溫層,減少散熱損失)。在翼展的不同位置,由T形管將熱空氣分配到笛形管上,再由笛形管上的小孔將熱空氣吹到機(jī)翼前緣蒙皮上,從而達(dá)到防冰的效果。盡管這樣的熱氣流分配方式可以盡可能減少熱空氣沿機(jī)翼展向流動(dòng)所造成的散熱損失,但大量的引氣管道使得該防冰系統(tǒng)的復(fù)雜程度增加,工作的可靠性降低。

圖5 氣熱防冰管道并聯(lián)式分配方式[30]

A320系列的客機(jī)則采用的是串聯(lián)的分配方式[30],如圖6所示。從發(fā)動(dòng)機(jī)引出的熱空氣通過引氣管進(jìn)入T形管,然后直接進(jìn)入串聯(lián)的笛形管。最終沿著笛形管上的小孔吹到機(jī)翼前緣蒙皮上,起到防冰的效果。該種熱空氣防冰系統(tǒng)最大的優(yōu)點(diǎn)是結(jié)構(gòu)簡單,但是熱氣流沿著翼展方向流動(dòng)的散熱損失比較嚴(yán)重。

圖6 氣熱防冰管道串聯(lián)式分配方式[30]

此外,機(jī)翼蒙皮下防冰腔的結(jié)構(gòu)對飛機(jī)機(jī)翼的防冰效果也會(huì)產(chǎn)生較大的影響。因此,防冰腔內(nèi)部結(jié)構(gòu)、參數(shù)的優(yōu)化成為了國內(nèi)外研究的重點(diǎn)問題之一。彭瓏等[31]采用CFD軟件研究了防冰腔中管壁距離、射流孔分布等關(guān)鍵參數(shù)對防冰效果的影響,結(jié)果表明防冰腔中管壁距離在4～36 mm之間時(shí),管壁距離越小,防冰效果越好。熱氣流量一定時(shí),采用二排射流孔比三排射流孔的防冰效果好。此外,將射流孔的射流角向上表面旋轉(zhuǎn)15°可進(jìn)一步提高防冰效率。郁嘉等[32]將蒙皮外部散熱流、內(nèi)部加熱流和蒙皮導(dǎo)熱三者進(jìn)行熱耦合,計(jì)算出飛機(jī)在非結(jié)冰氣象條件下機(jī)翼熱氣防冰表面蒙皮溫度的變化規(guī)律。結(jié)果表明采用雙排射流孔、雙蒙皮熱氣通道結(jié)構(gòu)的熱氣防冰系統(tǒng)最高可以使蒙皮表面溫度達(dá)到107 ℃左右,上下翼面最低溫度分別可達(dá)37 ℃和62 ℃。Pellissier等[33]通過遺傳算法優(yōu)化笛型管的結(jié)構(gòu)參數(shù),最終確定以前緣駐點(diǎn)所在的水平面為基準(zhǔn)面,當(dāng)?shù)研喂芩椒较蚝痛怪狈较蚺c基準(zhǔn)面的距離分別為23.6 mm和1.1 mm,上下兩排射流孔的角度分別為36.6°和-17.8°,相鄰的孔間距為74.4 mm時(shí),笛形管的防冰效率最高。Khalil等[34]建立了三種不同排列方式的射流孔分布模型(一排射流孔、二排交錯(cuò)射流孔和三排射流孔),采用CFD軟件對機(jī)翼內(nèi)外氣流的穩(wěn)態(tài)分析,結(jié)果表明三排射流孔的分布方式可以使機(jī)翼前緣的受熱面積最大。

2.3 化學(xué)防冰除冰技術(shù)

化學(xué)防冰除冰技術(shù)是利用某些冰點(diǎn)較低的醇類物質(zhì)(如乙二醇、丙二醇等)作為防冰除冰液噴灑在飛機(jī)蒙皮表面從而達(dá)到防冰除冰的目的。為提高效率,防冰除冰液中通常會(huì)添加表面活性劑、防腐劑以及增稠劑等[35-36]。目前國內(nèi)常用防冰除冰液有4種類型,其中Ⅰ型防冰除冰液是牛頓流體,主要用于除冰工作,防冰時(shí)間較短;而Ⅱ型和Ⅳ型防冰除冰液是非牛頓流體,附著在飛機(jī)表面時(shí)間較長,防冰時(shí)間較長;Ⅲ型防冰除冰液主要用于輕型飛機(jī)。

防冰除冰液的噴灑方式主要有一步法和二步法兩種:一步法是用加熱的除冰液去除飛機(jī)表面的冰霜,需要根據(jù)機(jī)場的環(huán)境溫度和大氣條件等因素選用正確的除冰液;二步法分兩步完成,先噴灑加熱的除冰液對飛機(jī)表面進(jìn)行除冰,再噴灑合適的防冰液對飛機(jī)進(jìn)行防冰工作。

Hill等[37]在波音737-200ADV飛機(jī)上測試了兩種新型防冰液,結(jié)果表明這兩種防冰液在起飛后較長時(shí)間內(nèi)仍然附著在飛機(jī)表面,防冰效果良好。但防冰液的附著也造成了飛機(jī)升力的損失以及阻力的增大。張亞博等[38]對我國民航目前廣泛使用的SAE AMS II型防冰除冰液和SAE AMS IV型防冰除冰液的流變性進(jìn)行了研究。在飛機(jī)正常起飛時(shí),兩種防冰除冰液均能夠被剪切氣流吹走,從而保證飛機(jī)的氣動(dòng)性能不受影響。

化學(xué)防冰除冰技術(shù)的防冰除冰效果顯著,防冰表面不會(huì)形成溢流冰,但防冰除冰液中的化學(xué)需氧量極高,是生活污水的數(shù)千倍,直接排放將嚴(yán)重影響水質(zhì)。2008年1月26日至2月2日,上海的虹橋和浦東兩個(gè)機(jī)場使用了約252 t防冰除冰液,對周圍環(huán)境造成了嚴(yán)重的污染[39]。因此,廢棄防冰除冰液所引發(fā)的環(huán)境問題是化學(xué)防冰除冰技術(shù)最需解決的問題。2021年6月,我國首個(gè)防冰除冰廢液處理及再生設(shè)施在北京大興國際機(jī)場正式投產(chǎn),該設(shè)施可以對防冰除冰后的廢液進(jìn)行無害化處理,廢液中約90%的有害物質(zhì)可以再生利用[40],有效降低了防冰除冰廢液對環(huán)境的危害。

3 防冰除冰新技術(shù)的發(fā)展

自然界中不少生物具有天然的抗凍、防冰能力,如荷葉、水黽、豬籠草等,其表面超疏水的特性是防冰的關(guān)鍵。研究發(fā)現(xiàn),荷葉表面微納米的粗糙結(jié)構(gòu)(圖7)[41],是其具有超疏水防冰性能的根本原因[42-43]。受此啟發(fā),構(gòu)建超疏水表面,增強(qiáng)機(jī)體自身的防冰能力成為研究的熱點(diǎn)。目前的研究主要包括兩個(gè)方面[44-45]:一是減少過冷液滴與機(jī)身表面的接觸時(shí)間,延遲過冷液滴中冰核的形成;二是降低冰與機(jī)身表面間的黏附力,使其更容易被高速氣流帶走。

圖7 荷葉表面微觀結(jié)構(gòu)[41]

Liu等[46]對親水基材(潤濕角θ≈65°)的螺旋槳和超疏水基材(θ≈157°)的螺旋槳表面的結(jié)冰情況進(jìn)行了對比分析。研究表明,親水螺旋槳在前緣處存在“龍蝦尾狀”的冰結(jié)構(gòu),導(dǎo)致嚴(yán)重的推力損失和功率損失。相比而言,超疏水螺旋槳表面的覆冰要少很多,因結(jié)冰而導(dǎo)致的推力、功率損失比親水螺旋槳低70%以上。如圖8所示。朱寶[47]將具有微納米結(jié)構(gòu)的超疏水層與聚酰亞胺電加熱薄膜相結(jié)合,制備了超疏水電熱混合式的飛機(jī)蒙皮。與普通的聚酰亞胺電熱蒙皮相比,超疏水電熱混合式的蒙皮防冰消耗的功率更低,工作效率更高。盡管超疏水表面具有良好的防冰性能,但化學(xué)性質(zhì)不穩(wěn)定及機(jī)械強(qiáng)度低是其在工程應(yīng)用中的最大障礙[48]。提高超疏水表面的機(jī)械強(qiáng)度,增強(qiáng)表面的可修復(fù)性,是解決該問題的關(guān)鍵。張秩鳴等[49]認(rèn)為超疏水復(fù)合涂層的機(jī)械性能主要由高分子涂層基體的耐磨性、高分子涂層基體與微納米級顆粒物填料的結(jié)合性以及高分子材料對底部基材的附著性決定,所以提高超疏水涂層的機(jī)械性能要綜合考慮這些要素。Wang等[50]采用超快激光刻蝕和化學(xué)腐蝕的方法制作了三種不同類型的表面:MCNP、MBNP和IMN,經(jīng)氟硅烷修飾后均實(shí)現(xiàn)了超疏水的功能。通過各表面反復(fù)的結(jié)冰、融化試驗(yàn)發(fā)現(xiàn),MCNP表面在融冰階段的接觸直徑恢復(fù)率(CDRR)可達(dá)97.8%,接觸角恢復(fù)率(CARR)超過98.5%,具有優(yōu)異的可修復(fù)性。這是由于MCNP中的特殊結(jié)構(gòu)使冰中凍結(jié)的大量氣泡在馬蘭戈尼力的作用下快速?zèng)_擊MCNP表面的微納米槽,促使表面由Wenzel向Cassie潤濕模式轉(zhuǎn)變。由此可見,超疏水表面具有耗能低、工作效率高和實(shí)現(xiàn)難度低等優(yōu)點(diǎn),在飛機(jī)防冰領(lǐng)域有良好的應(yīng)用前景。

圖8 超疏水電熱蒙皮示意圖[47]

除超疏水表面外,等離子體驅(qū)動(dòng)器作為另一種新型防冰除冰技術(shù),因其顯著的熱效應(yīng)且沒有機(jī)械部件、反應(yīng)快、能耗低等優(yōu)點(diǎn)受到廣泛關(guān)注。圖9是交流介質(zhì)阻擋放電AC-DBD等離子體驅(qū)動(dòng)器的結(jié)構(gòu)示意圖[51]。該驅(qū)動(dòng)器主要由一個(gè)裸露電極、一個(gè)埋置電極以及兩者之間的介電材料組成。兩個(gè)電極采用非對稱的方式放置在介電材料的兩側(cè),裸露電極接交流電源的高壓輸出端,埋置電極接地,從而在裸露電極一側(cè)形成了介質(zhì)阻擋放電等離子體。周圍有很強(qiáng)的電場,電場電離空氣產(chǎn)生高溫等離子體,并加速等離子體中的帶電粒子,產(chǎn)生“離子流風(fēng)”,對周圍的氣體、電極片和介電材料加熱[52]。

圖9 AC-DBD等離子體驅(qū)動(dòng)器示意圖[51]

Meng等[53]在-20 ℃,風(fēng)速為15 m·s-1的情況下,使用電壓為15.0 kV、頻率為13.4 kHz的等離子體驅(qū)動(dòng)器對圓柱體表面加熱防冰,16 min后圓柱體表面依然沒有冰的形成;等離子體驅(qū)動(dòng)器不僅防冰效果好,除冰速度也很快。在同樣的條件下,等離子體驅(qū)動(dòng)器僅需150 s,將圓柱體表面的冰全部融化。此外,在電壓為12.0 kV時(shí),圓柱體表面溫度高于0 ℃,單位面積功率密度僅為13.00 kW·m-2。Tian等[54]將等離子體驅(qū)動(dòng)器安裝到機(jī)翼表面,裸露電極設(shè)計(jì)為兩種布局方式——條形電極布局和網(wǎng)狀電極布局,通過向機(jī)翼表面噴灑過冷水滴,觀察機(jī)翼上的結(jié)冰情況。試驗(yàn)結(jié)果表明,離子體驅(qū)動(dòng)器電極覆蓋的機(jī)翼前緣沒有結(jié)冰,而機(jī)翼其他部分已完全結(jié)冰。并且測得等離子驅(qū)動(dòng)器的兩種不同布局電極功耗分別為53.43 kW和74.73 kW,具有相對較低的功耗。田苗等[55]將AC-DBD、NS-DBD和RF-DBD三種不同激勵(lì)方式的等離子驅(qū)動(dòng)器應(yīng)用于除冰試驗(yàn),試驗(yàn)結(jié)果表明,在同樣的功率下,AC-DBD等離子驅(qū)動(dòng)器熱響應(yīng)最快、加熱范圍最廣,除冰效果最好。在此基礎(chǔ)上,將AC-DBD等離子驅(qū)動(dòng)器安裝在NACA0012翼型上(圖10),進(jìn)一步驗(yàn)證其在冰風(fēng)洞中的防冰效果。試驗(yàn)結(jié)果表明,除前緣駐點(diǎn)外,該等離子驅(qū)動(dòng)器對機(jī)翼的其它區(qū)域具有很好的防冰效果。賈宇豪等[56]對AC-DBD和NS-DBD兩種不同激勵(lì)方式的等離子驅(qū)動(dòng)器的除冰機(jī)理進(jìn)行了研究,結(jié)果表明:AC-DBD通過“線狀”擴(kuò)展傳熱,能快速突破冰的潛熱使冰層達(dá)到0 ℃;NS-DBD通過“點(diǎn)狀”擴(kuò)展傳熱,突破冰層潛熱后可以使冰層達(dá)到更高的溫度。由此可見,等離子體驅(qū)動(dòng)器防冰除冰技術(shù)具有熱響應(yīng)快、耗能低和除冰效率高等優(yōu)點(diǎn),在飛機(jī)防除冰領(lǐng)域具有良好的應(yīng)用前景。

圖10 試驗(yàn)?zāi)Ｐ图膀?qū)動(dòng)器布置示意圖[55]

4 結(jié)語

本文總結(jié)了飛機(jī)結(jié)冰的主要原因以及冰的類型,介紹了傳統(tǒng)的防冰除冰技術(shù)及工作原理,進(jìn)一步分析了各種防冰除冰技術(shù)的優(yōu)勢以及局限性。在此基礎(chǔ)上,對目前防冰除冰領(lǐng)域新的探索性研究——“仿生”和等離子驅(qū)動(dòng)器兩種防冰除冰技術(shù)的防冰除冰機(jī)理以及研究進(jìn)展進(jìn)行了報(bào)道和總結(jié)。相比傳統(tǒng)的防冰除冰技術(shù),新的防冰除冰技術(shù)能耗更低、更環(huán)保,防冰除冰效率更高,具有良好的應(yīng)用前景。隨著科技的不斷進(jìn)步,飛機(jī)防冰除冰領(lǐng)域也面臨著機(jī)遇和挑戰(zhàn),在環(huán)保、節(jié)能和智能化等方面,防冰除冰技術(shù)將得到進(jìn)一步提高和完善。