B737飞机防冰系统的研究毕业论文.docx

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B737飞机防冰系统的研究毕业论文

上海民航职业技术学院

毕业论文

B737飞机防冰系统的研究

专业：

飞机结构维修

班级：

学号：

姓名：

完成日期：

指导教师:

摘要

目前，随着全球经济的发展，航空业也在迅猛的发展，随着人流量的流动，飞行器的安全问题一直是最让人们关注的问题。

B737飞机防冰系统的研究,研究了飞机积冰对飞机的影响，各飞行阶段结冰对飞行的危害以及B737飞机的防冰除冰方法。

论文首先简单阐述了飞机各部位积冰对飞机的危害。

其次详细阐述了当代飞机的防冰除冰方法，包括防冰除冰的行为描述及原理。

再对震荡式结冰探测器、压差式结冰探测器、B737窗户加热控制组件等进行分析，最后对B737驾驶舱针对防冰排雨案列进行初步分析。

关键词：

飞机积冰，飞机除冰，防冰，结冰探测机，窗户加热控制组件

ABSTRACT

Now,withtheglobaleconomy,alsotherapiddevelopmentoftheaviationindustry,alongwiththeflowofhumantraffic,aircraftsafetyissuehasbeentheconcernofmostpeople.B737aircraft’siceprotectionsystemstudiestheinfluenceoficeonaplane.Firstly,thispaperbrieflyexpoundstheproblemoficinginaircraft’sdifferentparts.Atthesametime,possiblereasonsandtheresultsareprovided.Thenoscillatoryicedetectors,respectively,pressure-icedetectors,B737windows,heatingcontrolcomponentswereanalyzed,thelasticefloeontheB737cockpitrainforthecaseagainstapreliminaryanalysisofthecolumn.

KeyWords:

Aircrafticing；AircraftDeicing；anti-icy；icedetectors；windows,heatingcontrolcomponents

·

第1章绪论

民用航空是航空业和交通运输业中的一个独立、充满活力的部门。

自从1903年，莱特兄弟发明了飞机之后起，航空业迅速发展壮大，取得了举世瞩目的巨大的成就，同时，航空业的安全渐渐成了人们关注的首要问题，也正因为此，从航空器初期开始，航空业人士就一直特别关注飞机防冰这问题，对可能产生并即将产生的危害抑制在萌芽里，采取一系列的管理规范和技术措施，大大降低了航空事件发生的频率和严重程度。

[1]

据统计大约有9%的飞行事故是由结冰造成的。

飞机在结冰情况下飞行，飞行品质及飞行性能将受到很大影响。

结冰不仅会增加飞机重量，降低螺旋桨效率，进而导致飞机可用推力减小，而且还干扰气流，造成阻力增大，升力减小。

机翼、尾翼及操纵面上的结冰会破坏翼型上的气流，导致失速速度增大，从而引起飞行事故。

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内容。

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。

图NPRM中对积冰条件下飞行性能的要求

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，飞经单位体积内过冷水滴多而大、过冷却程度较小的云中时，易形成如图（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，飞经单位体积内过冷水滴少而小、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（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（b）） ，其危害程度和增长速度介于“双角状冰”和“矛状冰”之间。

图为飞机表面结冰形状图

第2章飞机积冰对飞机的影响

积冰对飞机安全的影响

当飞机出现积冰时对飞行会有什么影响，这是应该考虑到的很重要的问题。

总的来说，当飞机空气动力表面出现积冰时，对空气动力的影响是很大的。

风洞试验表明，当机翼前缘有半英寸厚的积冰时，会减少50%的升力和增加60%的阻力。

积冰的速度是非常快的，有时在严重积冰的情况下，5分钟内的积冰厚度可达2－3英寸。

最严重的积冰情况一般发生在云外飞行时、在结冰温度下遇到降雨的时候。

机翼结冰

飞机外部结冰，特别是机翼表面结冰严重影响飞行安全。

即使冰或雪或霜造成轻微污染也能损害翼面，相当于中粒砂纸的冰粗糙度可导致操纵品质降低到危险程度和失速范围。

根据风洞试验数据，直径1~2毫米、食盐大小的细小霜粒或冰粒，按每平方厘米一个的密度稀疏分布在机翼上表面，造成机翼上表面粗糙，会使最大升力系数在地面效应和自由空气两种条件下分别损失22%和33%。

其造成的升力损失之大，足以使具有高性能的超临界翼型机翼的飞机无法起飞。

波音公司的试验表明，砂纸般粗糙度的机翼表面使板条机翼的最大升力降低32%，而且在振杆器发出失速报警前失速。

平直机翼螺旋桨飞机和有前缘增升装置的后掠翼喷气机都受薄冰的不利影响。

试验表明，翼面升力对翼弦最初20%的平滑绕流很敏感，哪怕很薄的一层冰也会妨害附面层，造成阻力增加并导致早期气流分离。

尾翼结冰

当尾翼前缘出现积冰时，有可能导致尾翼失速。

积冰引起的尾翼失速一般发生在五边进近阶段，这是因为五边进近时襟翼全部伸出，作用在平尾上的气动力载荷达到最大。

由于前缘积冰对气流的干扰引起平尾失速，平尾上负升力突然消失，机头急剧下俯。

从这种失速中改出的操作程序与机翼失速的情况不同，机翼失速时是应用全动力和向前推杆的方法来改出，但在只是尾翼失速而机翼不失速的情况下用这种方法则会带来问题。

从尾翼失速中改出的正确方法是将动力减小到慢车状态，同时向后拉杆。

1989年联合捷运公司的一架喷气流飞机在华盛顿的帕斯科发生的撞地事故是尾翼失速的一个例子。

事故发生时的飞行情况是飞机在夜间进行ILS进近，云底高度是离地1000英尺，低于目视飞行条件，飞机表面温度是32F，露点温度是30F。

NTSB的调查报告认为，在下降过程中，飞机在积冰条件下飞行了分钟。

进近是不稳定的，导致五边进近时速度大于正常空速，最后导致撞地，2名飞行员和4名乘客死亡。

NTSB说，水平安定面的失速和失去控制是这次事故的可能原因；由于积冰造成飞机性能下降被认为是一个影响因素。

无论什么时候，当发现飞机有积冰时要注意着陆时的襟翼情况，特别是在预计到平尾有积冰时，更应该特别注意着陆襟翼问题。

螺旋桨结冰

除了机翼和尾翼积冰外，积冰还可能出现在螺旋桨上。

螺旋桨积冰会减小动力和降低空速，同时增加燃油消耗。

螺旋桨积冰还会破坏螺旋桨平衡。

造成严重的振动。

管道结冰

管道积冰的部位包括空速管、喷气飞机的N1压力传感器、雷达天线和燃油系统通气管，管道积冰会给飞行带来其他问题。

（1）空速管积冰空速管积冰是个很严重的问题。

有的飞行员对此不太注意。

仪表中最重要的是空速指示，它的读数是根据空气的动压和静压给出的。

当空速管因积冰受堵，该仪表将变成一个“高度计”，如空速增加，高度指示会随之增加，这就会给飞行员以错误的指示。

1974年在美国纽约Thiels附近发生的波音727坠毁事故就与空速管积冰有关。

飞机在爬升时遇到积冰条件，机组没有打开空速管除冰设备，得到了错误的仪表读数。

当飞机爬升到22000英尺时出现失速，最后落地坠毁。

（2）N1压力传感器积冰N1压力传感器积冰会造成传感器堵塞，引起错误的大功率指示，导致机组在起飞时使用比实际需要小的推力。

1982年在华盛顿国家机场，一架波音737因N1压力传感器堵塞及没有使用空速管除冰设备，导致机组用过小的推力起飞，最后飞机掉到了Potomac河里。

（3）天线积冰可能引起天线折断，严重干扰雷达通信。

（4）燃油系统通气管堵塞，会影响燃油的流动，导致发动机功率的下降。

[2]

第3章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。

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。

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，输入热气表面加热器，对部件表面加热以防冰。

图机翼热防冰截止阀

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。

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。

[3]

图风挡加热控制开关

化学溶液防冰技术

使用防冻液喷洒到防冰表面进行防冰货除冰。

防冰液时冰点很低的化学液体

用酒精和甘油的混合物或是异丙基酒精，它们使水的冰点降低或使结冰融化，主要用于螺旋桨飞机的螺旋桨防冰或者小型飞机的机翼等部位的防冰。

甲醇乙醚酒精等冰点低的液体，连续或周期性的喷洒到防冰表面，要配备足够的防冰液并将其喷射到防冰表面是一大问题。

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。

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（见图）。

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。

图气动带除冰系统示意图

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，在弹性变形范围内使象皮快速鼓动，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。

[4]

除冰时常采用的两种方案

（1）将电磁线圈置于十分靠近篆皮的内表面处，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内，由浸在液体内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。

第4章B737飞机的防冰系统

窗户加热控制组件

控制组件有下列作用：

感受窗户温度，必要时输入电流给窗户加热系统，控制电流到窗户加热传导涂层，阻止热振动，控制窗户加热状态指示，包含过热和电源测试的线路，自检。

风挡玻璃传感器电门只为一号窗户使用。

用风挡玻璃传感器电门可以转换主传感器到备用传感器。

窗户加热控制组件在电子设备舱，两个在E4-2架，两个在E2-1架，风挡玻璃传感器电门在E4支架前外侧。

驾驶舱中共有四个一样的窗户加热控制组件。

每一个窗户加热控制组件控制到一个窗户的加热。

窗户加热控制组件使用115伏交流、28伏直流电控制和指示一号和二号窗户的加热窗户加热控制组件输出电能到可变电压接线带。

窗户的电源分叉到接线以便更好的适应窗户电能需要。

它是窗户尺寸和传导涂层状态的函数。

图窗户加热控制组件

控制组件端的连接使用窗户加热控制组件内自动变压器选择以适合温度传导涂层的电阻。

窗户加热控制组件接线连接在EE舱里的窗户加热控制组件后面。

能通过前货舱接近板接近。

窗户加热控制组件的接线连接由接线板插板块上的插钉组成，一号窗户用5个插钉，二号窗户用6个插钉。

图风挡玻璃连接组件

窗户加热控制组件控制飞机驾驶舱的4扇窗户，这些系统使用28伏直流电来指示和控制。

用115伏交流电作为加热窗户的电源。

窗户和动压加热控制板P5-9包括系统控制和指示的电门和灯。

窗户加热电门控制窗户加热控制组件和窗户加热系统。

每一个窗户加热控制组件控制到一扇窗户的加热。

当温度低时，窗户加热控制组件加热窗户并监视窗户温度。

电源输出分叉到可变电压接线柱线夹。

这样使窗户加热控制组件输出电压适合每扇窗户的电源需要。

窗户是叠层构造，有一层传导粘合剂。

窗户上的汇流条束连接传导层到飞机线路，当电流传导到窗户结构层时，加热窗户。

接通窗户加热电门时，提供电能给系统。

窗户加热控制组件监视窗户温度传感器如果窗户温度小于100℉（37℃），窗户加热控制组件提供电流给窗户并加热它。

到窗户的电源的施加是一个斜坡函数以阻止窗户的热振动。

当温度接近目标温度（110℉（43℃）标定）时，窗户加热控制组件将电流斜坡降低。

防止温度过热。

当电流流到窗户时，窗户加热控制组件中的传感线路作用P5-9绿灯线路，P5-9绿灯亮。

指示窗户加热控制组件在用。

如果窗户温度高于目标温度，系统电门在开位时，则无需加热窗户，窗户加热控制组件没有给窗户提供电流，P5-9绿灯灭这几种情况。

窗户热时，机组可以用P5前顶板上的电源测试电门对窗户加热系统进行可靠的测试。

电门可以对所有的窗户加热控制组件加热系统工作进行测试。

保持电门在电源测试位置做测试。

这会使窗户加热控制组件发出电流给窗户，绿色的P5前顶板接通灯亮。

绿灯一亮，就应松开电源测试电门，否则会过度加热窗户，从而触发窗户加热控制组件过热保护线路工作。

窗户加热控制组件有过热保护线路。

如果窗户加热控制组件探测到两种情形同时发生，过热跳开：

窗户温度高于145℉（62℃）和有电流到窗户加热线路。

过热保护线路仅工作在有电源加到窗户上时。

允许低的过热跳开设置，以防止工作在外界热量高的条件下，发生损坏系统的跳开。

如果过热跳开会发生到窗户的电流断开，P5-9上的绿色ON灯灭，P5-9上的琥珀色ON灯亮，主告诫和防冰指示灯亮。

此时需要复位系统，必须将窗户加热电门置于关断位，然后再打至开位。

窗户冷却后，过热才能复位。

系统工作中，机组能用P5-9板上的过热电门可靠的测试窗户加热控制组件过热保护线路。

电门可以对所有的窗户加热控制组件加热系统工作进行测试。

保持电门在过热位置1秒然后释放做测试。

这会使窗户加热控制组件模拟窗户过热。

若与实际发生的过热情形相同，则测试成功。

要复位系统，将窗户加热电门置于关断位，然后再打至开位。

热电门是一个常闭、单极、动作快速的双金属设备。

热膨胀时工作。

把相关的侧窗加热电门放置开位，使系统工作。

115伏交流电流经热电门到每一扇窗户的电阻层。

电流流经粘合剂电阻发出热量加热窗户。

电门在温度为110℉（43℃）或更多时，打开。

使电路断开，切断到窗户的电源。

电门在温度为95℉（35℃）或更多时，打开。

使电路断开，切断到窗户的电源。

当5号窗户和热电门温度减少到90℉（32℃）时，电门关闭，使加热线路工作。

这开始窗户加热。

当3号窗户和热电门温度减少到75℉（24℃）时，电门关闭，使加热线路工作。

又开始给窗户加热。

5号窗户热电门控制到4和5号窗户的电源。

3号窗户热电门控制到3号窗户的电源。

当3号窗户和热电门温度减少到75℉（24℃）时，电门关闭，使加热线路工作。

又开始给窗户加热。

窗户加热控制组件的自检是窗户电源灯表明没有窗户电源或窗户过流。

这是两扇窗户中的任一个、线路或连接器出现断路或短路问题。

P5-9控制电源灯表明窗户加热控制组件没有电源。

[5]

结冰信号装置

保证有足够的时间进入防冰状态。

1直观式结冰信号器：

飞行员容易看到，人工接通防冰。

①探冰棒：

旁有聚光灯，内有电加温，以便下次用。

②探冰灯：

灯光集中在机翼前缘。

2自动结冰信号器：

发出结冰警告，可自动接通防冰加温系统。

它不完全可靠，不能完全由结冰信号判断飞机是否结冰，应根据气象状况及观察综合判断。

①压差式结冰信号器（冲压空气式结冰信号器）：

利用迎面气流的动压（全压）与静压差值而形成，不结冰膜片触点不接触，结冰堵塞动压孔，无压差，膜片触点接触。

②金属导电环式结冰信号器：

结冰使导电环内外套筒之间导通，输出信号给极化继电器。

③探冰马达：

探头上有沟槽，易结冰，探头旁有刮冰器，马达带动探头转动，结冰有阻力，导致浮动安装的电机定子与转子转动一个角度，将电机内的一个微动电门压通。

④放射性同位素结冰信号器：

传感仪头部放射性物质不断放射出电子流组成的β射线，传感仪底板上的计数管不断接收β射线，传感仪头部结冰，冰层吸收部分β粒子，使计数管接收到的β射线强度减弱，电脉冲减少，当冰层厚度达到结冰灵敏度时，经放大器放大变换后而发出结冰信号。

⑤膜片振动式结冰信号器：

膜片为敏感元件，由电磁激励而振动，测定膜片振动的频率与结冰厚度的关系可确定飞机结冰的情况，结冰使振动频率升高

第5章结论与展望

在本章中主要完成了对B737飞机的结冰原因分析，以及对防冰新技术的一些探讨。

到目前为止，国际上对飞机容冰技术的研究尚处于起步阶段，SIS也是近几年才提出的，窗户加热控制正处于探索中。

也正在积极探索之中。

相信随着计算机技术和控制技术的发展，飞机防冰技术也将日臻完善。

此外新型材料的研发对飞机防冰也起到了一定的作用。

其原理是体表面结冰与其和水分子之间的相互作用力有关，分子间作用力越大，冰的黏附强度就越高。

通过改变涂层表面的化学组成成分，降低涂层的表面能，使其成为超疏水表面（即接触角＞150°），可以降低冰或水（结冰前）与表面的黏附力，从而达到防冰或延迟结冰的效果。

大量的研究证明，表面超疏水化能降低冰的黏附强度，延迟冰的增长，减少覆冰量。

[6]

。

随着经济的发展，航空运输在国际运输中的比重日益增大，将是新世纪中极具发展潜力的行业之一。

为了保证飞行安全，提高飞行质量，解决飞机结冰问题不容忽视。

参考文献

[1]航空电器，北京，科学出版社，1944，盛乐山

[2]飞机积冰业务预报技术研究,2003,王洪芳

[3]中国名航小百科，北京，中国航空航天大学出版社，1991，马连玳，刘功仕

[4]飞机电源系统，北京，兵器工业出版社，2004，刘剑英、杨建忠

[5]电工基础，北京，兵器工业出版社，2006，王会来

[6]马蕾，王贤明，宁亮.飞机防冰涂料的研究进展，中国涂料，2014（