飞机的防冰系统与除冰.docx

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飞机的防冰系统与除冰

1概述

1.1飞机的防冰系统与除冰方法

飞机的结冰问题严重危害飞机的安全性。

飞机表面出现冰，阻碍了空气的流动，增大了摩擦力并减小升力，尤其是机翼上的冰对飞机起飞影响很大。

积聚在飞机尾翼上的冰可扰乱飞机的平衡，迫使飞机向下倾斜，这种现象称为尾翼失速。

这时，飞机的防冰系统起到了很重要的作用。

通常，飞机上除冰的方法有两种，一种是“渗透机翼”液体除冰系统，一种是膨胀橡胶气囊，称为气体罩，气体罩沿着机翼安装。

但这两种方法都存在缺点，如液体除冰系统效率有限，气体罩增加了飞机重量和功耗。

在格林研究中心开展联合研究，采用可膨胀的石墨箔加热单元技术有效替代通常的除冰方法。

这种超薄石墨覆盖在飞机表面，并不会太多增加飞机重量，且能够快速融化冰。

这种安全的设备目前已向整个航空界推广。

1.2飞机表面结冰现象、结冰形式以及影响因素

高空飞行飞机的迎风表面通常会伴随三种不同形式的结冰现象，即“水滴积冰”, “干结冰”和“升华结冰”。

在大气对流层下半部的云雾中，常常存在大量温度低于冰点而仍未冻结的液态水滴．即“过冷水滴”。

“水滴积冰”指的是飞机部件表面的平衡温度低于冰点，过冷水滴撞击并积聚冻结于部件前缘表面而发生的积冰现象。

水滴积冰严重时常常会飞机的气动外形、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，一般无危险，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，积聚的冰晶进人发动机后，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。

升华结冰．只要飞机表面温度与周围气温平衡时，冰层便能很快地被融化消失，故不存在危险。

因此，“水滴积冰”成为本文讨论的主要容。

影响水滴积冰的形成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，容易发生积冰；大气温度约为0 ～-15℃时，发生积冰的概率最大；水滴直径大于20微米时，积冰会威胁飞行安全；飞行速度越大，由干过冷水滴撞击数增加使积冰量加大；但飞行速度超过冰极限飞行速度时，又会因气动力加热使部件表面不再发生积冰。

飞机表面积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，飞经单位体积过冷水滴多而大、过冷却程度较小的云中时，易形成如图l-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，飞经单位体积过冷水滴少而小、过冷却程度较大的云中时，飞机表面的积冰形状通常呈现粒状或多孔的白色不透明冰层，称作“矛状冰”（图1-1（c） ）。

该冰结构较“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，多形成所谓的“中间冰”（图1-1（b）） ，其危害程度和增长速度介于“双角状冰”和“矛状冰”之间。

图1-1飞机高速飞行中表面冰形状

（a）双角状冰1（b）中间冰1（c）矛状冰

2飞机防冰与除冰技术

为了防止飞机某些部位结冰，或结冰时能间断地除去冰层．保证飞机积冰时安全飞行，人们常常要采取适当的防冰与除冰技术。

常见的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，机瑟、尾冀、发动机进气道前缘及进气部件。

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如图2 -1飞机防冰、除冰技术所示。

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；热力防冰技术分别按热源和加热方式又分别分为电热防冰、气热防冰技术，以及连续防冰和间断除冰技术。

图2-1飞机防冰、除冰技术

采取何种具体的防冰、除冰技术种类，取决于机种、动力装里、电源功率、待保护表面大小以及防冰重要程度等因素。

一般来说．对于待保护表面积较大、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；对待保护表面积较小、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。

下面我将对图2-1中的各种防冰、除冰技术进行一一阐述。

2.1气动带除冰技术

气动带除冰技术又称“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障冰的技术。

该技术系统由空气泵．控制阀、卸压阀、翰气管及膨胀管等组成。

膨胀管常由涂胶织物制成。

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，脱离管面，然后被气流吹去。

【防、除冰部位：

】飞机部件前缘。

机械除冰。

2.2电脉冲除冰技术

电脉冲除冰技术由释放静电能产生高能盘的电脉冲，作用在飞机部件待防护部位的蒙皮上，在弹性变形围使象皮快速鼓动，从而破除该蒙皮表面上冰层的机械除冰技术。

该技术系统一般由电源、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：

（1）将电磁线圈置于十分靠近篆皮的表面处，由电容向线圈地输人大量静电能，产生高峰值电磁波，使蒙皮鼓动而破冰。

（2）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，由浸在液体的电极地释放大量静电能，产生很高的液体压力．经液体传递压力使蒙皮鼓动而破冰。

【防、除冰部位：

】主要用于除去飞机部件待防护部位的蒙皮表面的冰层。

机械除冰。

2.3电液体防冰技术

向部件待防护表面喷涂防冰液，与撞击在表面上的过冷水滴混合，液体凝固点低于表面温度而不结冰的飞机防冰技术。

通常采用连续喷射防冰液的防护方式。

有时也用周期性喷液方式。

该技术系统一般由贮液箱、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、甲醉等低凝固点液体作防冰液。

在泵的压力作用下，防冰液经液体分配器均匀地送至部件表面。

常用的分配方式有以下三种：

（1）利用螺旋桨、直升机旋翼旋转产生的离心力将防冰液甩到桨叶、旋翼前缘表面。

（2）由雾化喷嘴将防冰液喷射到风挡、雷达罩外表面。

（3）用安置在机（尾）翼前缘驻点线附近的多孔金属条渗出（在压差作用下）防冰液．并借助气流作用将防冰液均匀分布到前缘表面。

使用液体防冰技术时．不会在部件防冰表面后形成冰瘤．而且停止供液后．还具有短时间的防冰作用。

但因防冰液消耗量较大，使系统重量增丸喷液孔易堵塞，维护麻烦，现已很少采用。

【主要用于防冰部位：

】待保护表面积较小、防冰要求较低的尾翼、螺旋桨等部件。

2.4电热防冰技术

电热防冰技术又称‘电防冰技术’”。

是将电能转变为热能，加热部件防冰表面的热力防冰技术。

该技术系统一般由电源、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）用来防止防冰表面蒙皮过热而变形。

电加热元件将电源所供的电能转变为热能，对部件防冰表面加热、除冰。

电防冰技术有连续加热和间断加热两种形式。

对防冰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）。

常用连续加热的防冰方式；对防冰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）。

常用周期加热的除冰方式。

常用于不允许结冰而且耗电功率不大的风挡、空速管等部件。

2.5气热防冰技术

气热防冰是利用热空气加热飞机部件防冰表面的热力防冰技术。

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；装喷气发动机的飞机，一般从发动机压气机引气作热气源。

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，输入热气表面加热器，对部件表面加热以防冰。

由于热空气加热蒙皮时热惯性大，周期加热控制较难，故很少采用周期加热的防护方式，而常用连续加热的防护方式。

连续加热方式多用于防冰表面较大的部件，如机翼、尾翼、发动机进气道前缘等。

该技术系统使用维护简单，工作可靠，但热最利用率较低。

常用于待保护表面积较大、防冰要求较高的机翼、发动机进气道前缘等部件。

2.6蒸发防冰与流湿防冰技术

蒸发防冰技术又称“干防冰”技术，是气热防冰技术方式的一种。

它是指飞机在云层中飞行时，气热防冰系统对部件防冰表面连续加热，将飞机表面收集的水份全部蒸发的防护技术。

这种技术需热量大，一般用在不允许防冰表面后部形成冰瘤的部件，如悬挂（或后机身两侧吊挂）发动机的机具群根前缘表面。

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，热力防冰系统对部件防冰表面连续加热不能将飞机表面所收集的水量全部蒸发的防护技术。

该技术将使部件防冰表面呈流湿状态，而在防冰表面后部常常会形成冰瘤。

用这种防护方式播热量较小，对防冰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。

【防、除冰部位：

】待保护表面积较大、防冰要求较高的机翼、发动机进气道前缘等部件。

气动带除冰和液体防冰技术始于上世纪三、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六十年代末，由于系统有重至较轻，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是热力防冰技术，该技术已成为现代飞机防冰与除冰技术发展的主流。

3飞机防冰系统试验

飞机防冰系统试验是飞机防冰技术的重要环节，它可以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，主要的飞机防冰系统试验有以下四种：

3.1冰风洞试验

“冰风洞”是飞机飞行时研究部件迎风表面和某些仪表机外传感器的结冰问题及其防（除）冰方法的特种风洞。

冰风洞稳定段前装有大容盘的冷却器．稳定段中设有可控制的喷雾装置，以便在试验段中模拟真实飞行时遇到的结冰云雾条件。

风洞风扇前设里防护网，防止冰块打伤风扇叶片。

冰风洞试验主要是利用结冰风洞研究飞机部件或模型的结冰情况及防（除）冰方法，测定防冰系统最小需用功率（热空气流量、防冰液消耗量或耗电功率），确定防冰系统方案的。

在风洞试验时，为了维持风洞正常运行．某些风洞部件和测试设备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示等。

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，但试验件的尺寸往往受冰风洞设备限制，很难模拟气压高度等因素。

3.2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，并测定部件防冰表面温度分布值及防冰技术系统性能数据的试验。

根据干空气飞行试验测得的数据进行计算分析，可估计热力防冰技术系统的防护能力。

3.3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，以及不防冰部件表面的结冰对飞行性能影响的试验。

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。

该试验常有以下三种试验方法：

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。

图3-1用于机翼、尾翼前缘的积冰模型

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过冷云雾区，测取防冰技术系统工作性能数据。

③利用地面低温和风向条件，控制喷雾装里以形成所需过冷云雾区，测定防冰技术系统工作性能。

积冰模拟试验还可以将飞机部件表面冰层的模型固定于飞机上，使该部件与气流相对运动，以测定积冰对飞行性能影响的试验。

积冰模型可用橡皮、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、飞机飞行状态和所用防冰系统类型选取适当的积冰模型形式。

用于机翼、尾翼前缘的积冰模型（图3-1）。

对不防冰的机翼、尾翼，可用（a ）、（b ）冰型；对于流湿防冰或周期除冰方式，可用（c） ，（d）冰型。

为安全计，该机型必须先在风洞中试验，而后进行机载积冰模型飞行试验。

通过对试验测得的有关气动性能数据的计算、分析，从而决定被试部件是否裕要采取防（除）冰措施。

3.4自然结冰飞行试验

飞机在结冰计算状态的云中飞行，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最后鉴定。

因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，然后根据所测的防冰试验和计算数据，分析、推算该防冰系统的工作能力。

4防冰系统故障检查与实例分析——Y-12Ⅱ

Y一12Ⅱ型飞机是小型多用途飞机，安装了机、尾翼降冰系统、进气道前缘电防冰系统、进气道惯性分离系统、螺旋桨电除冰系统、空速管电防冰系统、失速警告器电防冰系统、燃油通气孔防冰系统、风档酒精防冰系统。

除没有热空气防冰系统外，具有电防冰、液体防冰、膨胀式除冰系统。

机、尾翼除冰系统是膨胀式充气管橡胶除冰套．加上与其配套的机械、电子、电气部件组成．由美国BFG公司提供了机、尾翼除冰系统初步建议，水滴撞击分析报告、除冰系统原理图及除冰套图。

由于在1985年12月24日颁发Y一12Ⅱ型飞机的型号合格证时，没有安装机、尾翼除冰系统，因而，Y12Ⅱ型飞机的使用类型是非结冰条件。

经过1986年下半年对机、尾翼除冰系统的安装，飞机的防冰系统已齐全．通过飞行试验验证Y一121型飞机的条件已经成熟。

恰好，美国联邦航空局于1986年新颁发了AC23.1419-1咨询通报，题目是：

小飞机在结冰条件飞行的合格审定．FAA认为，此材料既不是强制性的也不是限制性的．也不打算形成一部法规，其目的是为申请人实施符合性验证时提供可选择的方法。

因而，下面的咨询通报可以作为Y一12Ⅱ飞机防冰能力飞行验证的指南。

届时，通过飞机防冰能力飞行验证的指南来对Y一12Ⅱ型飞机的防冰系统进行分析，从而清楚飞机防冰系统设计时要考虑什么，飞机起飞前对防冰系统有何要求，飞机防冰系统遇到故障怎样排故。

1.45分钟待机状态

在确定飞机防冰能力时，要考虑飞机使用条件的皱严重状态。

通常要考虑飞机在不同高度上的爬升、巡航、待机和下降等使用状态。

对于Y12Ⅱ型这类低速飞行的飞机，由于没有使用高升力装置，其巡航状态可能是呆严重的状态．因为外露表面L结冰改变了机、尾翼的翼型，相应对飞机的升力、阻力和操纵上都产生影响。

使用经验表明：

在结冰条件下飞行的持续时间长达45分钟是可能遇列的状态。

称之为45分钟待机状态。

在确定研究全机使用特性的临界冰型应采用45分忡待机准则。

Y12Ⅱ型飞机的干空气飞行试验的冰型就是根据上述咨询通报的45分钟待机准则而进行计算并结合自然结冰试验的冰塑进行修正而确定的：

水滴立径22微米，含水量0.59克每立方米。

这种分析是飞机保留在结冰云中飞行，而且所有的转弯在结冰云中完成。

Y12Ⅱ型飞机曾到新疆进行验证飞行，基本上是在层云中完成共飞行18架次，28小时33分．结冰飞行试验了架次．每次试验飞行都力争达到待机45分钟条件下的结冰程度，但是由于自然结冰条件无法预报，同时在云中飞行过程中又不能直接控制含水量、水滴直径寺，因此每次飞行都尽量增加持续结冰时间．飞行时间与含水量的乘积为最大的一次飞行是生98了年3月19日下午的试验飞行，含水量0.32g/m3，飞行时间160分，乘积为51,迢过了待机45分钟乘0.5g/m3，等于22,5的乘积。

超过此乘积的还有1987年3月19日的试飞及1987年4月3日的试飞，其乘积分别为45和28。

说明Y一121型飞机的防冰能力验证基本上按咨询通报进行的，符合45分钟的待机状态的要求。

2．颇振分析

按照小飞机在结冰条件飞行的合格甲定要求应进行颤振研究以表明考虑了冰积累的质量分布后对颤振特性是否产生有害影响。

对没有安装防冰或除冰设备的表面，考虑的是积累冰的影响．对已经防护的表面，考虑的是残留冰的影响。

但是，在颤振分析中不需考虑冰型对气动特性的影响。

机翼颤振分析所用的结构模型由一根位于36%弦长处的刚轴代替，机身与尾翼的结构模型也简化为刚轴，机翼在翼根处与机身铰接并通过斜撑杆与子翼和机身上部连接。

机翼刚度及各连接杆的刚度通过调整，与未带冰型灼全机共振试验的振型及频率已达到一致。

带冰型后仍采用这一套刚度和质量数据．但为了便于附加积累冰、除冰套与残留冰的质量．在刚轴上伸出了一些刚性臂。

由于斜撑杆与子翼的积累冰离其刚轴较近，且对机翼颤振速度的影响很小．所以没有伸出刚性臂。

颤振计算所用程序是国际公认的NASTRAN程序．结果表明．随结冰量的增加，频率略有减少．规律是合理的．但其弈化量很小，可以认为没有变化．结论是结冰对临界颤振速度影响很小．仍可满足大于1.2Vd的要求。

通过自然结冰试验可以发现副翼配重的头部结了很大的冰，这对防止副翼颤振是有利的。

3．动力源分析

AC23.1419一1咨询通报要求申请人在防冰系统设计时应估算动力源。

Y12Ⅱ型飞机装有两台额定输出为200A的直流发电机，共400A。

取并联系数0.95．则系统的实际额定输出电流为400Ax0.95=380A．而Y一12Ⅱ飞机防冰系统电气负载为78.59A。

如考虑加上没有防冰系统的飞机最大平均负载125.llA．则具有防冰系统的飞机最大负载为203.7A，小于38OA的发电容量。

即使一台发电机发生故障，另一台发电机可处于强迫通风状态．允许长期输出电流为25oA，也满足动力源供给全机包括防冰系统等负载的要求。

由于考虑了单台发动机的故障状态．因此有关动力源的验证符合23.903的发动机隔离要求．

4．故障分析

为了飞机的飞行试验安全，FAA咨询报告要求应研究可识别的故障或失效。

并分析其对飞机的影响。

经分析，飞机，防冰、除冰系统影响飞行安全主要是：

防冰系统中除冰套有关部件发生故障使机翼或尾翼出现非对称结冰并达到丧失操纵的程度。

因此．在每次飞行前要严格检查除冰套及管路是否漏气．控制发生不对称结冰的概率．此外．螺旋桨除冰系统有关电器部件发生故障．以及除冰器接通时无线电千扰或噪音等．都可能危及飞行安全。

5．撞击极限分析

咨询通报要求申请人提出机、尾翼等需要防冰的部位的水滴轨迹和撞击分析。

这个分析应对飞机使用包线和FAA25部附录C结冰包线所有的临界情况进行检查。

Y一12Ⅱ飞机的速度围是0.18一300km/h，高度围1000~6000m，其中1000一3000m的结冰几率最大，是检查的重点。

翼型的前缘半径和最大厚度点的位置是影响水滴撞击极限的两个主要因素。

当撞击极限超出前缘半径圆弧区时．前缘半径越小．最大厚度点越靠后．则撞击极限越靠后．反之亦然。

因此计算时用NACA65一216翼型代替GAW一1翼型．前缘半径由2.6%变为2.2%．最大厚度点由38%变为40%。

平尾用NACA65一212代NACA1412．美国BFG公司为Y一12Ⅱ设计的除冰套除冰围为：

机翼上下表面分别为82.5mm和184.1mm，平尾上下表面分别为158.7mm和57.1mm，垂尾为82.5mm．如以直径40微米的水滴计算撞击极限，则在机翼上表面超出5mm，下表面超出73mm;平尾上表面超出27mm。

下表面超出12mm，垂尾撞击区全部落在除冰区。

如果以水滴直径为20微米计算撞击极限．则全部在防护区．

实测试飞情况：

最大水滴直径在40微米至44微米之间，空速为240km/h，高度为2900m时．机翼上表面主要结冰部位在60mm以．少数达90mm，下表面超出210mm时有极薄的一层冰，说明计算是保守的。

实际超出防护区的冰对飞机性能的影响是很小的。

因此，Y一12型飞机机、尾翼气动除冰套的除冰围是足够的。

结束语

目前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极限飞行速度，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，而且风挡和某些仪表的机外传感头等重要部件仍需防冰，所以，飞机的防冰与除冰技术依然是飞机系统设计中不可忽视的重要环节。

本文对飞机防冰，除冰系统以及相关试验进行了全面综述，能够对飞机的防冰与除冰技术有个较为全面的理解。

我认为飞机的防冰系统学习在我三年对本专业的学习充当着很重要的角色，贯穿几门专业课。

我也发现在航空电器，飞机构造几门课程的课本上，我们可以了解到的飞机防冰系统是很可观的。

学期末，我有一个和南方航空公司人事部的领导进行学习交流的机会，领导问的几处都与飞机的防冰系统有关，而在座的各位很少有对飞机防冰系统有所说的。

这也可能跟学校主要围绕军机教学有关系，所以我希望在毕业论文中能够对防冰系统有更深的了解，对客机又拓展式的学习。

通过论文，我也着实对飞机防冰系统，及其除冰工作有了深一层次的掌握，了解了许多书本上以外的知识，也让将要离开学校走入工作岗位的我对知识有所巩固，让知识在三年后的学习后有所消化。

辞

在整个毕业设计中，我得到了指导老师琼老师的热心指导和帮助，由于工作原因，论文后期不能在校与导师当面沟通，所以后来借助网络与老师取得联系，再此感老师在百忙之中抽出空来对我的论文进行详细的批改及所给予的指导。

从课题选择到具体的写作过程，论文初稿与定稿无不凝聚着琼老师的心血和汗水，在我的毕业设计期间，琼老师为我提供了种种专业知识上的指导和一些富于创造性的建议，老师一丝不苟的作风，严谨的态度使我深受感动，没有这样的帮助和关怀和熏，我不会这么顺利的完成毕业设计。

在此向琼老师表示深深的感和崇高的敬意！

在临近毕业之际，我还要借此机会向在这两年中给予我诸多教诲和帮助的各位老师表示由衷的意，感他们两年来的辛勤栽培。

不积跬步何以至千里，各位任课老师认真负责，在他们的悉心帮助和支持下，我能够很好的掌握和运用专业知识，并在设计中得以体现，顺利完成毕业论文。

同时，在论文写作过程中，我还参考了有关的书籍和论文，在这里一并向有关的作者表示意。

我还要感同组的各位同学以及我的各位室友，在毕业设计的这段时间里，你们给了我很多的启发，提出了很多宝贵的意见，对于你们帮助和支持，在此我表示深深地感！

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，1980

[2]林肖芬．飞机系统设计．航空工业，2002

[3]勤红，乔建军．飞机模拟冰型飞行试验

飞机防冰系统和除冰方法

【摘要】

本论文主要阐述了飞机防冰系统,飞机表面结冰现象、结冰形式以及影响因素；然后对现有的飞机防冰与除冰技术进行概括；最后还对几类常规的飞机防冰系统试验进行综述。

经大学课本的学习，我们基本只能知道飞机的防冰系统分为电防冰和热防冰，发动机防冰和大翼防冰主要是靠发动机的热引气，而空速管和风挡则是依靠电加温来防冰的。

通过本文，可对飞机的结冰、除冰与防冰，以及相关的试验技术有较为全面的了解，在论文最后以Y-12Ⅱ型飞机为例解读防冰系统故障检查与实例分析。

关键词：

飞机结冰飞机除冰防冰系统

Abstract:

Thispapermainlyexpoundstheplanesurfaceicephenomenon,icyformandinfluencingfactorswereexpounded,Thenforexistingaircraft