飛機(jī)防除冰機(jī)理及超疏水材料的機(jī)載應(yīng)用

王瑜, 王歆鋮

(南京工業(yè)大學(xué)城市建設(shè)學(xué)院, 南京 211816)

飛機(jī)表面結(jié)冰一直是威脅飛行安全的主要因素之一,當(dāng)飛機(jī)以小于某臨界馬赫數(shù)飛行時(shí),機(jī)翼、風(fēng)擋、發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口等部件與大氣中的過(guò)冷液滴撞擊,導(dǎo)致結(jié)冰[1-2]。飛機(jī)結(jié)冰嚴(yán)重影響飛行安全,它破壞了飛機(jī)表面的氣動(dòng)外形、增加飛行阻力,同時(shí)降低了飛機(jī)的升力系數(shù),甚至對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)造成影響[3]。飛機(jī)不可避免地在結(jié)冰環(huán)境中飛行,因此研究高效的防冰除冰技術(shù)迫在眉睫,對(duì)飛機(jī)飛行安全具有重要意義[4]。根據(jù)作用機(jī)理不同,飛機(jī)外表面防除冰技術(shù)主要分為飛機(jī)外表面防除冰的方式、飛機(jī)外表面結(jié)冰探測(cè)以及從飛機(jī)外表面結(jié)構(gòu)本身所進(jìn)行的防除冰改進(jìn)[5]。傳統(tǒng)的防除冰技術(shù)有能耗大、影響飛機(jī)的氣動(dòng)外形、增加飛機(jī)的結(jié)構(gòu)重量從而降低有效載荷等缺點(diǎn)。飛機(jī)外表面結(jié)構(gòu)改進(jìn)的技術(shù)起步晚,目前該技術(shù)的突破口是飛機(jī)外表面材料[6],田甜等[7]設(shè)計(jì)了一種石墨烯加熱膜應(yīng)用于電熱防除冰技術(shù),實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明該種材質(zhì)在保證除冰效果的同時(shí)也能節(jié)省能耗;Xie等[8]通過(guò)電化學(xué)沉積和硅烷化處理的方法制備了一種光熱表面材料,具有優(yōu)異的光熱轉(zhuǎn)化效率和抗冰性能。由此可見(jiàn),飛機(jī)外表面材料改進(jìn)技術(shù)在防除冰領(lǐng)域具有應(yīng)用價(jià)值。

利用對(duì)飛機(jī)外表面材料的改進(jìn)進(jìn)而實(shí)現(xiàn)防除冰則需分析飛機(jī)外表面的結(jié)冰機(jī)理,而在飛行中飛機(jī)結(jié)冰的原因主要是大量過(guò)冷液滴撞擊飛機(jī)表面[9],過(guò)冷液滴由于低溫的作用會(huì)迅速在飛機(jī)表面結(jié)冰。目前,過(guò)冷大液滴(supercooled large droplet, SLD)結(jié)冰現(xiàn)象研究是當(dāng)前熱點(diǎn)。SLD最早發(fā)現(xiàn)于American Eagle ATR-72-212飛行事故[10],SLD更大的粒徑范圍、更顯著的動(dòng)力學(xué)特性使得結(jié)冰冰型更加復(fù)雜。SLD的出現(xiàn)使得飛機(jī)適航取證更加嚴(yán)格,同時(shí)飛機(jī)防除冰系統(tǒng)在能源消耗與防除冰效果之間匹配性也面臨新挑戰(zhàn)。韓涵等[11]針對(duì)現(xiàn)有的模擬技術(shù)無(wú)法準(zhǔn)確模擬真實(shí) SLD,從而提出了一種基于 Rosin-Rammler 分布函數(shù)進(jìn)行歐拉-拉格朗日混合抽樣的水滴軌跡模擬算法,結(jié)果表明SLD粒徑分布對(duì)結(jié)冰冰型產(chǎn)生較大影響。Kong等[12]對(duì)不同過(guò)冷度的過(guò)冷液滴沖擊不同潤(rùn)濕性表面后分析凍結(jié)過(guò)程中熱傳導(dǎo),提出了擴(kuò)散強(qiáng)化結(jié)冰理論來(lái)預(yù)測(cè)SLD的結(jié)冰速度。因此,從源頭抑制冰晶的產(chǎn)生才是解決飛機(jī)結(jié)冰問(wèn)題的關(guān)鍵。近年來(lái)越來(lái)越多的研究表明,源于自然界的超疏水涂料具有較好的抗冰性能和廣闊的應(yīng)用前景[13]。

目前飛機(jī)防除冰技術(shù)主要有氣動(dòng)帶除冰技術(shù)、液體防除冰技術(shù)、電熱防除冰技術(shù)、發(fā)動(dòng)機(jī)引氣防除冰技術(shù)、電脈沖除冰技術(shù)[14]等,雖然能在一定程度上抑制冰晶的產(chǎn)生和消除結(jié)冰,但是仍無(wú)法完全消除飛行過(guò)程中飛機(jī)結(jié)冰帶來(lái)的安全隱患,并且一些防除冰技術(shù)能耗較大,如波音787采用電加熱防除冰技術(shù),防冰所需功率為250 kW,約占總飛機(jī)發(fā)電量的1/4[15],加大了飛機(jī)負(fù)荷。

因此,在總結(jié)結(jié)冰探測(cè)技術(shù)的基礎(chǔ)上,現(xiàn)針對(duì)單一防除冰技術(shù)除冰效果不佳、能耗高的缺點(diǎn),提出復(fù)合防除冰技術(shù)的研究方向,最后提出超疏水表面+回路熱管防除冰系統(tǒng),并對(duì)其優(yōu)缺點(diǎn)進(jìn)行分析。

1 飛機(jī)結(jié)冰

1.1 結(jié)冰機(jī)理

飛機(jī)結(jié)冰是指飛機(jī)以小于某臨界馬赫數(shù)飛行時(shí),飛機(jī)蒙皮某些部位出現(xiàn)積冰的現(xiàn)象,這種現(xiàn)象主要由大氣中所含的過(guò)冷液滴與飛機(jī)發(fā)生碰撞、積聚形成的;也可由水蒸氣直接在飛機(jī)蒙皮上凝華形成。飛機(jī)在高空飛行時(shí),液滴通常在5 ℃時(shí)就會(huì)出現(xiàn)結(jié)冰現(xiàn)象。一般說(shuō)來(lái),不同類(lèi)型的冰、不同結(jié)冰程度以及不同部位的結(jié)冰,均對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)性能造成不同程度的影響和安全隱患。

美國(guó)科學(xué)家羅伯特·吉布斯首次提出的“經(jīng)典成核理論”指出冰成核是結(jié)冰的必要條件,液滴結(jié)冰通常分為冰成核與冰生長(zhǎng)階段。在成核過(guò)程中,具有較高熵值的液態(tài)水分子將轉(zhuǎn)變?yōu)榫哂休^低熵的冰晶[16]。過(guò)冷液滴接觸固體表面后,固液界面的進(jìn)行熱量交換[17],當(dāng)過(guò)冷液滴中的冰核達(dá)到臨界結(jié)冰尺寸時(shí),結(jié)冰過(guò)程開(kāi)始。冰成核有兩種機(jī)制[18]:一種是均勻成核,另一種是固液接觸面處的非均勻成核(也稱(chēng)為異質(zhì)成核)。冰成核過(guò)程不受雜質(zhì)顆?；蛲獗砻娴挠绊?在整個(gè)系統(tǒng)中形成臨界核的概率是均勻的,稱(chēng)為均勻成核,均勻成核一般溫度需要達(dá)到-40 ℃。容器壁上存在異物顆粒會(huì)促進(jìn)成核,因?yàn)楫愇镱w粒的存在通常會(huì)降低水-固體基質(zhì)界面/表面的自由能壘,從而降低成核難度[19]。因此,發(fā)生在異物顆粒附近或異物顆粒上的成核,稱(chēng)為異質(zhì)成核。水滴中冰成核的區(qū)域及其潛在影響如圖1[20]所示。

圖1 水滴中冰成核的區(qū)域及其潛在影響[20]Fig.1 Schematic depicting the regions within a water droplet where ice can nucleate and potential influences[20]

1.2 結(jié)冰分類(lèi)

在實(shí)際飛行過(guò)程中,根據(jù)結(jié)冰物理過(guò)程的不同,飛機(jī)蒙皮上形成的冰型也并不相同,由此也給飛機(jī)造成不同程度的影響。積冰類(lèi)型[21]主要包括:霜冰(rime ice)、明冰(glaze ice)、混合冰(mixed ice)。

霜冰(rime ice):飛機(jī)穿越結(jié)冰區(qū)且飛行速度較慢時(shí),小尺寸、低含水量、低溫(-40～-10 ℃)的過(guò)冷液滴撞擊到飛機(jī)蒙皮后,液滴未完全擴(kuò)散就瞬間凍結(jié),由于液滴凍結(jié)速度快,則有冰層中摻雜了空氣,因此形成了“霜冰”。

明冰(glaze ice):由于溫度較高(-18～0 ℃)、較大尺寸、含水量較高的過(guò)冷液滴撞擊到飛機(jī)機(jī)翼蒙皮后不會(huì)完全凍結(jié),而是在空氣剪切力的作用下向機(jī)翼后方流動(dòng),冰層中所含空氣較少,因此冰層沒(méi)有氣泡,密度大且較為堅(jiān)硬。

混合冰(mixed ice):明冰與霜冰一般只存在于理想狀態(tài)中,而飛機(jī)在飛行中,一般形成的都是混合冰。環(huán)境溫度在(-20～-10 ℃)時(shí),過(guò)冷水滴的尺寸差別較大,撞擊到機(jī)體表面時(shí),就形成了混合冰[22]?；旌媳瑫r(shí)具有霜冰和明冰的特性,是較為復(fù)雜的結(jié)冰情況之一。

圖2[23]所示即為霜冰、明冰、混合冰。

圖2 機(jī)翼結(jié)冰的3種冰型[23]Fig.2 Three ice shapes on the airfoil[23]

1.3 飛機(jī)結(jié)冰對(duì)其氣動(dòng)性能的影響

飛機(jī)積冰會(huì)破壞飛機(jī)的氣動(dòng)外形,導(dǎo)致升力與最大失速攻角明顯降低,還會(huì)對(duì)飛機(jī)的操作性及穩(wěn)定性產(chǎn)生影響[23]。Zeppetelli等[24]利用FENSAP-ICE軟件重現(xiàn)了NACA 23012翼型在結(jié)冰風(fēng)洞中的實(shí)驗(yàn),分析發(fā)現(xiàn)在特定情況下飛機(jī)失速角減小到11°,升力系數(shù)減小約30%,造成嚴(yán)重的飛行安全隱患。當(dāng)過(guò)冷液滴撞擊機(jī)翼蒙皮后,液滴在氣流作用下溢流至防冰區(qū)外,形成冰脊。冰脊從形態(tài)上與明冰類(lèi)似,其主要特點(diǎn)為氣動(dòng)外形差、硬度大。在飛行狀態(tài)下,機(jī)翼上結(jié)冰能造成的最大升力損失接近50%[25],王超等[26]研究表明霜冰條件下形成的冰脊在機(jī)翼的氣動(dòng)駐點(diǎn)區(qū)內(nèi)有較大的氣動(dòng)性能破壞性,因此研究冰脊的形成機(jī)理以及優(yōu)化防冰區(qū)域進(jìn)而防止冰脊的形成具有重要意義。

2 飛機(jī)表面結(jié)冰探測(cè)

結(jié)冰現(xiàn)象給飛機(jī)飛行安全帶來(lái)了嚴(yán)重的影響,而結(jié)冰探測(cè)技術(shù)可以精確地探測(cè)出結(jié)冰程度,與機(jī)載防除冰系統(tǒng)相配合,提升飛行安全性,由此研究結(jié)冰探測(cè)技術(shù)具有重要意義。結(jié)冰探測(cè)器通過(guò)探測(cè)結(jié)冰參數(shù)(結(jié)冰環(huán)境條件參數(shù)、機(jī)體結(jié)冰參數(shù)),經(jīng)過(guò)數(shù)據(jù)處理后判定是否結(jié)冰?；诓煌募夹g(shù)原理,目前已經(jīng)開(kāi)發(fā)了如光學(xué)、熱學(xué)、電學(xué)、機(jī)械和波導(dǎo)等基本原理所發(fā)展的結(jié)冰探測(cè)技術(shù)。

2.1 光學(xué)法結(jié)冰探測(cè)

光學(xué)法結(jié)冰探測(cè)分為目測(cè)法、攝像法、紅外能量反射法、光纖法等,其中目測(cè)法最為原始,由飛行員直接目測(cè)觀察判斷;光纖法較為先進(jìn),光信號(hào)由光纖傳遞至飛機(jī)表面在冰層中發(fā)生反射、散射、透射等作用后進(jìn)入接收光纖,光纖末端的一系列信號(hào)處理器用于分析反射光信號(hào)的區(qū)別,可以檢測(cè)出結(jié)冰冰型和厚度。Ge等[27]提出并評(píng)估了一種基于光纖探測(cè)器的冰型識(shí)別和厚度測(cè)量方法。他們針對(duì)幾種典型冰型建立了不同的有限元模型并且基于結(jié)冰數(shù)據(jù)建立了機(jī)器學(xué)習(xí)算法的級(jí)聯(lián)模型,實(shí)現(xiàn)即時(shí)冰型識(shí)別和厚度測(cè)量。實(shí)驗(yàn)表明,不依賴于時(shí)域曲線,級(jí)聯(lián)式機(jī)器學(xué)習(xí)模型對(duì)冰層類(lèi)型的分類(lèi)準(zhǔn)確率為92.8%,冰層厚度測(cè)量的均方根誤差為0.27 mm。Ikiades等[28]提出了利用光纖陣列檢測(cè)出光在冰中的光學(xué)擴(kuò)散變化,從而獲得特征光強(qiáng)分布圖,以此作為冰厚度的函數(shù)來(lái)檢測(cè)冰的類(lèi)型和厚度。Zou等[29]研發(fā)了一種復(fù)合光纖探測(cè)器,由兩個(gè)源光纖束和兩個(gè)信號(hào)光纖束組成。所有的光纖束都有傾斜的端面,與光纖軸不垂直,而目前光纖應(yīng)用大多為垂直于軸線的光纖端面,這種探測(cè)器不需要特殊的敏感材料也可精確測(cè)量冰類(lèi)型和厚度。光纖探測(cè)器能耗小、質(zhì)量輕、探測(cè)精度高、抗干擾能力強(qiáng),是結(jié)冰探測(cè)器的研發(fā)方向之一。

2.2 電學(xué)法結(jié)冰探測(cè)

利用電學(xué)法結(jié)冰探測(cè)技術(shù)所研發(fā)的結(jié)冰探測(cè)器有電容法結(jié)冰探測(cè)器、電導(dǎo)法結(jié)冰探測(cè)器、導(dǎo)納法結(jié)冰探測(cè)器等。電容法探測(cè)器將冰作為電介質(zhì),探測(cè)器電容與物質(zhì)的介電常數(shù)有關(guān),由于冰的介電常數(shù)與水和空氣不同,當(dāng)探測(cè)器表面結(jié)冰時(shí)電容產(chǎn)生的瞬態(tài)電壓也不同,由此確定是否結(jié)冰[30]。導(dǎo)納法結(jié)冰探測(cè)器需要收集各種材料的電特性(電導(dǎo)率、介電常數(shù)等)和不同厚度下冰層的電信號(hào)等數(shù)據(jù)并存儲(chǔ)在數(shù)據(jù)庫(kù)中,將測(cè)得數(shù)據(jù)與之進(jìn)行比對(duì)。電導(dǎo)法結(jié)冰探測(cè)器可分為絕緣間隙式和雙翼式[31],當(dāng)飛機(jī)結(jié)冰時(shí),探測(cè)頭之間間隙被水/冰填充,形成導(dǎo)電通路,進(jìn)而處理后形成結(jié)冰信號(hào),但無(wú)法探測(cè)結(jié)冰厚度。Lin等[32]提出了一種基于多電極電容式結(jié)冰檢測(cè)系統(tǒng)并對(duì)此進(jìn)行實(shí)驗(yàn),實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明該系統(tǒng)結(jié)冰探測(cè)精度較高,誤差僅為3.5%。鄭東圣[33]基于電容和阻抗譜雙參數(shù)檢測(cè)的原理設(shè)計(jì)了一種小型集成式的平膜式結(jié)冰檢測(cè)系統(tǒng),可以識(shí)別3種冰型并測(cè)量明冰厚度。Owusu等[34]利用結(jié)冰會(huì)引起探測(cè)器探頭的電容和電阻變化的原理對(duì)一種結(jié)冰探測(cè)器進(jìn)行實(shí)驗(yàn),結(jié)果表明可以根據(jù)阻力來(lái)區(qū)分冰型和結(jié)冰嚴(yán)重程度,并建議建立電容、電阻、風(fēng)速和結(jié)冰率之間關(guān)聯(lián)式,使結(jié)冰探測(cè)器一器多用。

2.3 機(jī)械法結(jié)冰探測(cè)

機(jī)械法結(jié)冰探測(cè)分為障礙法、壓差法、諧振法,其中障礙法與壓差法作為早期的結(jié)冰探測(cè)方法逐漸淘汰,目前廣泛使用的是諧振法。諧振法是利用結(jié)冰改變振動(dòng)體振動(dòng)頻率對(duì)冰層進(jìn)行探測(cè),目前主流的諧振法結(jié)冰探測(cè)器有磁致伸縮式與平膜式。Rosemount公司制造的磁致伸縮式結(jié)冰探測(cè)器是基于磁致伸縮材料的振動(dòng)特性設(shè)計(jì)的,探測(cè)器以一個(gè)設(shè)計(jì)頻率進(jìn)行振動(dòng),結(jié)冰后冰附著在探測(cè)探頭上,導(dǎo)致振動(dòng)頻率降低。當(dāng)振動(dòng)頻率降低到結(jié)冰頻率時(shí),探測(cè)器發(fā)送結(jié)冰信號(hào)。由于結(jié)冰所導(dǎo)致的膜片剛度增加的影響大于其導(dǎo)致的膜片質(zhì)量增加的影響,所以導(dǎo)致膜片諧振頻率增加,平膜式探測(cè)器正是通過(guò)測(cè)量膜片諧振頻率來(lái)判斷飛機(jī)表面是否結(jié)冰以及探測(cè)結(jié)冰厚度。M?der等[35]制造了一個(gè)集成壓電陶瓷模塊的金屬板材化合物,在黏合劑層中集成了厚度為0.3 mm 壓電纖維復(fù)合材料(macro fiber composite, MFC)M8528 P1,可以降低壓電模塊外部因素的影響,實(shí)驗(yàn)成功證明了該材料集成結(jié)冰檢測(cè)和除冰于一體的潛力。磁致伸縮式結(jié)冰探測(cè)器需伸出機(jī)身表面,破壞了飛機(jī)氣動(dòng)外形;平膜式探測(cè)器采用內(nèi)埋式安裝,不影響飛機(jī)氣動(dòng)外形,且體積小、抗環(huán)境干擾能力強(qiáng),靈敏度高。

2.4 其他結(jié)冰探測(cè)

還有其他結(jié)冰探測(cè)技術(shù)如基于飛機(jī)飛行過(guò)程中空氣動(dòng)力學(xué)參數(shù)變化的參數(shù)識(shí)別(parameter identification, ID)算法、批量最小二乘參數(shù)識(shí)別算法、卡爾曼濾波器(Kalman filter, KF)、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)(neural network, NN)和卡爾曼濾波器與神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)組合(KF/NN)等。Hao等[36]將紅外熱波探測(cè)技術(shù)引入電脈沖除冰系統(tǒng)(electro-impulse de-icing, EIDI)的研究中,實(shí)現(xiàn)了紅外熱波測(cè)試技術(shù)與EIDI技術(shù)的結(jié)合,通過(guò)檢測(cè)飛機(jī)結(jié)冰表面的紅外信號(hào)進(jìn)行熱成像,改進(jìn)EIDI系統(tǒng)的結(jié)冰檢測(cè)與設(shè)計(jì)。Li等[37]提出了一種基于主成分分析(principal component analysis, PCA)+Canny算子邊緣檢測(cè)的結(jié)冰檢測(cè)方法,并提出了評(píng)價(jià)指標(biāo)。結(jié)果表明,PCA+Canny算子邊緣檢測(cè)可以有效地用于冰形檢測(cè)。Dong等[38]利用概率神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)來(lái)構(gòu)建結(jié)冰檢測(cè)模塊,實(shí)現(xiàn)了Hinf參數(shù)識(shí)別算法對(duì)飛機(jī)飛行動(dòng)態(tài)參數(shù)的評(píng)估。動(dòng)態(tài)模型中的參數(shù)采用Hinf算法來(lái)作為結(jié)冰檢測(cè)塊的輸入層,為概率神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)(probabilistic neural network, PNN)探測(cè)網(wǎng)的訓(xùn)練和測(cè)試工作生成了與不同結(jié)冰位置、結(jié)冰嚴(yán)重程度等相對(duì)應(yīng)的數(shù)據(jù)庫(kù)。模擬測(cè)試表明,該檢測(cè)網(wǎng)絡(luò)表現(xiàn)良好,誤報(bào)率為0.20%,危險(xiǎn)率僅為0.07%。Tian等[39]利用可調(diào)頻的超聲導(dǎo)波(ultrasonic guided waves, UGW)對(duì)結(jié)冰進(jìn)行魯棒性和定量表征,建立了頻域有限元(frequency domain finite element, FDFE)模型,分析了不同長(zhǎng)度和厚度的覆冰鋁板對(duì)UGW的反射、透射和模式轉(zhuǎn)換,選擇出最佳的UGW頻率;利用所選UGW頻率進(jìn)一步對(duì)時(shí)域有限元(time domain finite element, TDFE)進(jìn)行分析,以驗(yàn)證FDFE的有效性,并優(yōu)化結(jié)冰檢測(cè)的脈沖持續(xù)時(shí)間周期。結(jié)果表明,所選UGW具有較高的檢測(cè)靈敏度和良好魯棒性,表現(xiàn)出UGW應(yīng)用于飛機(jī)結(jié)冰檢測(cè)的巨大前景。McKlipp[40]發(fā)明了一種通過(guò)測(cè)量飛機(jī)性能特性來(lái)間接檢測(cè)結(jié)冰狀況方法,除了使用傳統(tǒng)的結(jié)冰探測(cè)器之外還利用了飛機(jī)結(jié)冰的典型的間接特征參數(shù)如給定扭矩的推力和轉(zhuǎn)子響應(yīng)等。檢測(cè)到間接特征后,探測(cè)器將該特征信息與預(yù)期飛機(jī)性能模型進(jìn)行比較,來(lái)確定飛機(jī)是否結(jié)冰。這種方法模擬或測(cè)試出在結(jié)冰狀態(tài)中飛機(jī)的運(yùn)行參數(shù)(如空速、高度、油門(mén)設(shè)置等)記錄到數(shù)據(jù)庫(kù)中,并將這些參數(shù)與飛行中飛機(jī)實(shí)際運(yùn)行參數(shù)對(duì)比,再將可能存在的結(jié)冰狀態(tài)中的運(yùn)行參數(shù)提取出來(lái),通過(guò)這些主要變化來(lái)判定飛機(jī)是否處于“結(jié)冰狀態(tài)”中。在飛機(jī)飛行過(guò)程中,結(jié)冰探測(cè)系統(tǒng)精確地檢測(cè)出結(jié)冰的冰型、位置、厚度以及面積,對(duì)于提高防除冰系統(tǒng)效果、保證飛行安全具有重要意義。

3 飛機(jī)外表面防除冰

飛機(jī)需要防除冰的部位主要有機(jī)翼、尾翼、風(fēng)擋、發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口等。按照防除冰系統(tǒng)的工作方式可將飛機(jī)防冰除冰技術(shù)分為機(jī)械除冰技術(shù)、液體防冰技術(shù)和熱力防冰技術(shù)等。其中,機(jī)械除冰技術(shù)又可分為氣動(dòng)帶除冰、超聲波除冰和電脈沖除冰技術(shù)等;熱力防冰技術(shù)分為電熱防除冰、氣熱防除冰技術(shù)等。目前也有一些新型技術(shù)正在開(kāi)發(fā),如回路熱管防除冰技術(shù)、介質(zhì)阻擋放電(dielectric barrier discharge, DBD)等離子體防除冰技術(shù)、超疏水被動(dòng)防冰技術(shù)等,飛機(jī)防除冰系統(tǒng)分類(lèi)如圖3所示。

圖3 飛機(jī)防除冰系統(tǒng)分類(lèi)Fig.3 Classification of aircraft anti-icing systems

3.1 發(fā)動(dòng)機(jī)引氣防除冰

發(fā)動(dòng)機(jī)引氣防除冰是目前應(yīng)用最為廣泛、最為可靠的一種防冰方式,其通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)引高溫氣體(主要來(lái)自發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)的低壓段或者高壓段)加熱飛機(jī)蒙皮達(dá)到防除冰目的。中外目前采用較多的是空腔式熱沖擊導(dǎo)熱防除冰技術(shù),空氣進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)后,調(diào)節(jié)溫度和壓力后經(jīng)過(guò)管道噴射到蒙皮內(nèi)表面,通過(guò)蒙皮導(dǎo)熱使蒙皮外表面溫度升高達(dá)到防除冰的目的,空氣最終從翼尖排出。該技術(shù)主要應(yīng)用于機(jī)翼、發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口等部位,是較為常見(jiàn)的防除冰方式之一。發(fā)動(dòng)機(jī)引氣的主要缺點(diǎn)在于如果發(fā)動(dòng)機(jī)引氣量過(guò)大,往往會(huì)造成飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力不足,造成嚴(yán)重的飛行事故。傳統(tǒng)引氣防除冰系統(tǒng)空氣與蒙皮換熱后直接從翼尖排到大氣中,這部分廢氣仍有較高的溫度。采用微引射熱氣防除冰腔[41]可以有效利用換熱后的廢氣,是節(jié)約發(fā)動(dòng)機(jī)引氣的有效方法之一。梁青森等[42]在微引射熱氣防除冰腔中將高溫高壓的發(fā)動(dòng)機(jī)引氣與飛機(jī)蒙皮換熱后的空氣混合,優(yōu)化引射比,使混合后空氣的壓力和溫度滿足防除冰要求,防除冰用的引氣量減少,從而使得發(fā)動(dòng)機(jī)推力增加。圖4[43]所示即為B737機(jī)型發(fā)動(dòng)機(jī)引氣防除冰系統(tǒng)示意圖。

圖4 B737機(jī)翼前緣防冰腔示意圖[43]Fig.4 Schematic diagram of deicing cavity on B737 leading edge[43]

3.2 電脈沖除冰

電脈沖技術(shù)最早出現(xiàn)于20世紀(jì)30年代,屬于機(jī)械除冰方式。電脈沖的基本原理是采用電容器組向線圈放電,線圈通電后產(chǎn)生強(qiáng)磁場(chǎng),使飛機(jī)部件(如蒙皮)產(chǎn)生一個(gè)高幅值、持續(xù)時(shí)間短暫的電磁力,蒙皮受力后快速振動(dòng),使得冰層從蒙皮上脫落或者破裂[44]。中國(guó)對(duì)電脈沖除冰技術(shù)的研究較晚,還未完全掌握電脈沖除冰系統(tǒng)電動(dòng)力學(xué)和結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)與分析方法、電脈沖除冰結(jié)構(gòu)的疲勞壽命評(píng)估方法、電脈沖除冰技術(shù)的疲勞強(qiáng)度驗(yàn)證試驗(yàn)方法以及電脈沖除冰系統(tǒng)的綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)與評(píng)估方法等關(guān)鍵技術(shù)[45]。電脈沖除冰技術(shù)研究的難點(diǎn)有很多,比如進(jìn)行最優(yōu)的脈沖電路、電脈沖除冰的激勵(lì)的計(jì)算等。實(shí)驗(yàn)證明,電脈沖除冰系統(tǒng)能量消耗僅為每平方英尺10 W,且除冰率高達(dá)95%[46]。電脈沖除冰系統(tǒng)具有低能耗、壽命長(zhǎng)、重量輕等優(yōu)點(diǎn),值得進(jìn)一步研究。圖5[45]所示即為電脈沖除冰的原理圖。

圖5 翼展方向安裝的EIDI示意圖[45]Fig.5 Sketch of EIDI system installed in wingspan[45]

3.3 介質(zhì)阻擋放電等離子體防除冰

介質(zhì)阻擋放電(dielectric barrier discharge, DBD)作為等離子體主動(dòng)流動(dòng)控制的常用手段,按照激勵(lì)電壓的波形分為:AC-DBD(alternating current,激勵(lì)電壓為kHz級(jí)正弦波)、NS-DBD(nanosecond pulsed,激勵(lì)電壓上升沿為ns級(jí)脈沖)、射頻 DBD(激勵(lì)電壓為MHz級(jí)正弦波)等[47]。對(duì)電極施加高交流電電壓時(shí),封裝電極上的空氣將被電離并產(chǎn)生一條等離子體流,在此過(guò)程中封裝電極上的環(huán)境空氣也會(huì)被等離子體加熱,因此DBD防除冰系統(tǒng)可以直接加熱機(jī)翼表面的氣體層實(shí)現(xiàn)防除冰。Liu等[48]將DBD等離子體除冰方法和電加熱防除冰方法進(jìn)行了比較研究,發(fā)現(xiàn)在相同的功率輸入下,采用DBD等離子體的方法用于機(jī)翼防除冰方面的效果在極端條件下與傳統(tǒng)的電加熱防除冰相當(dāng);并且Liu等[49]進(jìn)一步發(fā)現(xiàn),在相同的功率輸入下,與連續(xù)驅(qū)動(dòng)模式相比,占空比模式下的等離子體驅(qū)動(dòng)在工作期間具有更高的瞬時(shí)電壓,隨時(shí)間推移等離子體激勵(lì)器總功耗不變,產(chǎn)生更強(qiáng)的熱效應(yīng)(是傳統(tǒng)電熱膜防除冰瞬時(shí)輸入功率密度的兩倍[48]),從而提高防除冰性能。因此DBD等離子體在防除冰應(yīng)用中具有巨大潛力,如何優(yōu)化DBD等離子體激勵(lì)器、進(jìn)一步提升防除冰效果還需繼續(xù)研究。等離子體防除冰裝置機(jī)理圖如圖6所示[50]。

圖6 等離子結(jié)冰控制機(jī)理圖[50]Fig.6 Mechanism illustration of plasma icing control[50]

3.4 超聲波除冰技術(shù)

超聲波除冰技術(shù)能耗低、重量小,因此超聲波除冰技術(shù)在提高能源效率方面具有較大的發(fā)展前景。目前人們認(rèn)為超聲波除冰法的作用機(jī)理主要有3種[51],分別為機(jī)械除冰、加熱除冰、空化效應(yīng)。

機(jī)械除冰:超聲波除冰系統(tǒng)開(kāi)始工作時(shí),會(huì)產(chǎn)生剪切水平波(shear horizontal wave)和蘭姆波(Lamb wave), 機(jī)翼與冰層之間會(huì)產(chǎn)生橫向剪切應(yīng)力;當(dāng)剪切應(yīng)力大于機(jī)翼與冰之間黏著強(qiáng)度時(shí),機(jī)翼表面與冰層分離。

加熱除冰:超聲波(ultrasonic guided waves, UGW)會(huì)產(chǎn)生熱量使機(jī)翼與冰之間熱阻減小,使得機(jī)翼局部區(qū)域的冰塊融化。

空化效應(yīng):冰晶融化后在機(jī)翼接觸面處形成薄水層,會(huì)形成空化氣泡,提升了機(jī)翼除冰效果。

利用超聲波機(jī)械除冰是最為常見(jiàn)的方式之一,機(jī)械式超聲波除防冰系統(tǒng)主要由電信號(hào)發(fā)生器、功率放大器、超聲波換能器、連接線等部件組成。其中,超聲波換能器是除冰系統(tǒng)的核心部件,因此超聲波換能器的優(yōu)化設(shè)計(jì)直接關(guān)系到超聲波技術(shù)是否能成功機(jī)載防除冰應(yīng)用。Wang[52]研究了超聲除冰技術(shù)在風(fēng)力渦輪機(jī)葉片除冰、高壓輸電線路除冰和飛機(jī)機(jī)翼除冰領(lǐng)域的理論和應(yīng)用,給出了除冰時(shí)間與冰層厚度、單位面積能耗以及能耗與冰層厚度的關(guān)系等重要經(jīng)驗(yàn)公式。Wang等[53]提出了利用鈮酸鋰制成的超聲波換能器的除冰方法,并且設(shè)計(jì)了一種輕型除冰鈮酸鋰換能器;超聲波換能器產(chǎn)生局部剪切力來(lái)削弱界面,隨后在法向上使用脈沖力對(duì)表面除冰。實(shí)驗(yàn)表明使用鈮酸鋰換能器具有去除機(jī)翼表面冰層的可行性,并且具有良好的除冰效果。

3.5 電熱防除冰技術(shù)

電加熱防除冰技術(shù)是將電能轉(zhuǎn)化為熱能的防除冰技術(shù),電熱防除冰系統(tǒng)一般是由電源、選擇開(kāi)關(guān)、過(guò)熱保護(hù)裝置及加熱元件等組成。電熱防除冰技術(shù)的加熱方式有連續(xù)式加熱和周期式加熱,飛機(jī)上防除冰系統(tǒng)若采用連續(xù)式防除冰技術(shù),則會(huì)消耗大量電能,所以一般采用周期式間斷加熱技術(shù)。通過(guò)周期性提供電能,使機(jī)翼外表面的冰層受熱融化、破碎后被氣流帶走。目前電熱薄膜加熱器具有電熱響應(yīng)性靈敏、低能耗、重量輕等優(yōu)點(diǎn),成為電熱防除冰領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)。Wang等[54]制備了一種新型超低導(dǎo)電填料的復(fù)合薄膜加熱器,將不溶性乙酸乙酯(ethyl vinyl acetate, EVA)和可溶性聚偏氟乙烯(polyvinylidene fluoride, PVDF)混合在二甲基甲酰胺(dimethylformamide, DMF)中,薄膜加熱器具有良好的延展性、韌性和耐久性,符合機(jī)載應(yīng)用要求。通過(guò)一系列優(yōu)化實(shí)驗(yàn),最終得出使用復(fù)合薄膜加熱器后,冰柱下落的時(shí)間比沒(méi)有加載電壓時(shí)短得多,由此證明薄膜加熱器在飛機(jī)防除冰領(lǐng)域具有一定的應(yīng)用前景。Roy等[55]對(duì)在明冰條件下嵌入薄蝕刻箔電熱加熱膜的碳纖維復(fù)合機(jī)翼結(jié)構(gòu)進(jìn)行防冰模擬,確定了加熱器調(diào)節(jié)規(guī)律,提高了能效,同時(shí)確保防冰性能。圖7[45]所示為電熱除冰技術(shù)示意圖。

圖7 電熱除冰示意圖[45]Fig.7 Sketch of electro thermal de-icing system[45]

3.6 回路熱管防除冰技術(shù)

回路熱管防除冰系統(tǒng)(loop heat pipes, LHP)是一種集成的熱管理技術(shù),其利用工液的汽液相變傳熱,并利用孔芯的毛細(xì)力來(lái)循環(huán)工作液體,無(wú)需額外耗功,與傳統(tǒng)防冰系統(tǒng)相比具有顯著的節(jié)能效果。由于其傳熱能力高、傳遞距離長(zhǎng)、設(shè)計(jì)和安裝靈活等特點(diǎn),目前已經(jīng)廣泛應(yīng)用于太空設(shè)備[56]的熱管理?；芈窡峁?LHP)由蒸發(fā)器、冷凝器、補(bǔ)償室(compensation chamber, CC)和汽/液體管線組成。但由于毛細(xì)作用的特性,它在重力場(chǎng)中的任何方向上傳熱距離約幾米,或在水平位置上傳遞到幾十米遠(yuǎn)[57]?；芈窡峁芊辣到y(tǒng)示意圖如圖8所示[58]。

圖8 回路熱管防除冰系統(tǒng)[58]Fig.8 LHP anti-icing system concept[58]

根據(jù)美國(guó)國(guó)家航空航天局(National Aeronautics and Space Administration,NASA)的小型企業(yè)創(chuàng)新研究(small business innovation research,SBIR)計(jì)劃,Philips等[59]提出了一種回路熱管型飛機(jī)防除冰系統(tǒng),并且裝載到了全球鷹無(wú)人機(jī)上;該系統(tǒng)利用5個(gè)回路熱管將液壓系統(tǒng)中3.8 kW的廢熱輸送至發(fā)動(dòng)機(jī)入口前緣,對(duì)其進(jìn)行防除冰;美國(guó)國(guó)防部的IHPTET計(jì)劃的工作報(bào)告稱(chēng),與發(fā)動(dòng)機(jī)引氣系統(tǒng)相比,使用余熱的熱管防除冰系統(tǒng)降低了5.5%燃料消耗率SFC(發(fā)動(dòng)機(jī)每發(fā)出1 kW有效功率,在1 h內(nèi)所消耗的燃油質(zhì)量),并能提高4.77%的發(fā)動(dòng)機(jī)推力[60]。NASA測(cè)試了回路熱管在高過(guò)載因數(shù)G-load下的性能,該計(jì)劃測(cè)試了回路熱管在超過(guò)工作重力極限的系統(tǒng)自動(dòng)重啟的情況,并使用Allied Signal TFE371渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)模擬,其燃料消耗比提高了1%,可用推力與發(fā)動(dòng)機(jī)引氣防除冰系統(tǒng)相比增加6.0%[58]。Su等[61]測(cè)試了用乙醇-水作為工作流體的回路熱管系統(tǒng),將之應(yīng)用于機(jī)翼防除冰,研究表明約60%的乙醇-水混合物濃度表現(xiàn)出最佳瞬態(tài)響應(yīng)時(shí)間和穩(wěn)態(tài)傳熱性能。Gregori等[62]為了分析工液對(duì)LHP性能的影響,使用EcosimPro創(chuàng)建了LHP模型,分析結(jié)果后,權(quán)衡選擇出適合用于防除冰系統(tǒng)的工作流體如丙酮和甲醇等。

在飛行過(guò)程中,飛機(jī)加速度、飛行姿態(tài)改變等可能會(huì)導(dǎo)致回流蒸發(fā)器中的工作液體減少,這對(duì)LHP可靠性和穩(wěn)定性提出了要求。針對(duì)此情況可使用雙補(bǔ)償室回路熱管(double compensation chamber loop heat pipe, DCCLHP),DCCLHP在蒸發(fā)器的每一端都有一個(gè)補(bǔ)償室,可以有效地調(diào)節(jié)液體的比例[63],在飛機(jī)在穿越結(jié)冰區(qū)時(shí),遇到大面積過(guò)冷液滴撞擊機(jī)面前,即可開(kāi)啟雙補(bǔ)償室回路熱管系統(tǒng)(double compensation chamber loop heat pipe ice protection system, DCCLHPIPS)。搭載回路熱管防冰系統(tǒng)(loop heat pipe ice protection system, LHPIPS)的飛機(jī)比搭載引氣系統(tǒng)的飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)推力少減少6.22%[63]。Lin等[64]設(shè)計(jì)了一個(gè)實(shí)驗(yàn),測(cè)試了DCCLHP系統(tǒng)的極端運(yùn)行情況,在最極端的情況下(任意的傾斜角度),系統(tǒng)能在超過(guò)50 W的熱負(fù)荷下正常運(yùn)行。回路熱管防除冰系統(tǒng)可以利用飛機(jī)廢熱進(jìn)行防除冰,要想對(duì)其進(jìn)一步優(yōu)化探索應(yīng)用,則需與飛機(jī)熱管理系統(tǒng)耦合研究。表1[63]為飛機(jī)防除冰系統(tǒng)可用熱源溫度。

表1 飛機(jī)防除冰系統(tǒng)可用熱源溫度[63]

3.7 液體防除冰

液體防除冰系統(tǒng)通常采用噴淋防冰液的方式來(lái)防止飛機(jī)機(jī)翼結(jié)冰,防冰液一般為乙二醇混合物。飛機(jī)防除冰液通常有Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ、Ⅳ型,Ⅰ型液體用于簡(jiǎn)單除冰,防止結(jié)冰時(shí)間較短(在凍雨中約為3 min,在結(jié)霜條件下約為20 min[65]);若需要延長(zhǎng)防結(jié)冰時(shí)間,則需要先噴Ⅰ型后使用Ⅱ、Ⅲ或Ⅳ型液體,Ⅰ型和其他液體之間的主要區(qū)別是Ⅱ、Ⅲ、Ⅳ中存在增稠劑,可以黏附在機(jī)翼上并且吸附結(jié)冰污染物,當(dāng)飛機(jī)飛行時(shí),防冰液受到氣流“剪切力”的作用逐漸脫落。歐洲宇航防務(wù)集團(tuán)規(guī)定,使用適當(dāng)?shù)脑龀韯r(shí),Ⅱ型流體在凍雨條件下的保持時(shí)間為30 min,在結(jié)霜條件下的保持時(shí)間為240 min[66]。防凍液優(yōu)點(diǎn)在于防冰區(qū)不易形成明冰,停止噴液后還能在一段時(shí)間內(nèi)起到防冰效果;但其增加了飛機(jī)載荷,影響了飛機(jī)的氣動(dòng)性能。Koivist等[67]研究發(fā)現(xiàn),在飛機(jī)噴灑防冰液起飛后,會(huì)形成二次波(secondary wave),與沒(méi)有形成二次波的機(jī)翼相比,有二次波的機(jī)翼至少會(huì)損失1.5倍的升力。Zhang等[68]研究發(fā)現(xiàn)除冰液會(huì)降低SHS的疏冰性能,將SHS浸入Ⅳ型除冰液60 min后,冰黏附強(qiáng)度增加5倍以上,并且除冰液會(huì)對(duì)環(huán)境產(chǎn)生一定負(fù)面影響。圖9[45]為液體防除冰系統(tǒng)示意圖。

圖9 液體防除冰系統(tǒng)示意圖[45]Fig.9 Sketch of anti-icing fluid system[45]

3.8 氣動(dòng)帶防除冰

氣動(dòng)帶除冰系統(tǒng)又稱(chēng)為膨脹管除冰系統(tǒng),其由膨脹管、壓力調(diào)節(jié)源、真空源和空氣分配系統(tǒng)組成。當(dāng)飛機(jī)檢測(cè)到結(jié)冰時(shí),發(fā)動(dòng)機(jī)向氣動(dòng)帶引氣,氣動(dòng)帶周期性膨脹、收縮,改變飛機(jī)蒙皮的氣動(dòng)外形從而破壞冰層與表面的結(jié)合力[69],在氣流作用下使冰層從機(jī)翼表面脫落。氣動(dòng)帶中導(dǎo)管布置分為弦向和展向兩種形式[68],兩種形式如圖10[70]所示;弦向制造難度較大、工藝要求高,但是其氣動(dòng)外形優(yōu)于展向。雖然氣動(dòng)帶防除冰系統(tǒng)重量低、能耗小,但是氣動(dòng)帶會(huì)隨時(shí)間增長(zhǎng)而老化,所以需要定期檢查。該系統(tǒng)工作時(shí)會(huì)改變飛機(jī)氣動(dòng)外形,故不適合高速飛機(jī);且除冰時(shí)機(jī)難以掌握,打開(kāi)過(guò)早易形成冰脊且難以去除[69]。

圖10 氣動(dòng)帶防除冰系統(tǒng)兩種形式[70]Fig.10 Expansion tube anti-deicing system in two forms[70]

3.9 防除冰系統(tǒng)優(yōu)缺點(diǎn)及對(duì)比

上述飛機(jī)防除冰系統(tǒng)的優(yōu)缺點(diǎn)及應(yīng)用如表2所示。

表2 防除冰系統(tǒng)優(yōu)缺點(diǎn)

4 飛機(jī)外表面結(jié)構(gòu)——超疏水表面

在自然界中,荷葉與豬籠草體現(xiàn)出較強(qiáng)的疏水性,Barthlott等[71]首次表明了表面粗糙度、較小的顆粒黏附力和疏水性是許多生物表面自清潔的關(guān)鍵。超疏水表面(superhydrophobic surface, SHS)具有較強(qiáng)的疏水性,其也是一種較為理想的防冰材料。SHS通常定義為水滴在表面上接觸角大于150°、滾動(dòng)角小于10°,它們與水的相互作用非常弱,因?yàn)槠浔砻娴奈⑿图y理,使空氣留在表面的空隙中,減少了固液之間的接觸面積。超疏水涂層的最早實(shí)驗(yàn)是由Onda等[72]完成的,Onda和他的團(tuán)隊(duì)研發(fā)了由烷基烯酮二聚體制成的超疏水膜。超疏水表面經(jīng)典的潤(rùn)濕模型,分別為“Young’s方程”“Wenzel模型”和“Cassie-Baxter模型”。

4.1 潤(rùn)濕模型

當(dāng)液體與固體表面發(fā)生接觸時(shí),液體會(huì)沿著固體表面向外擴(kuò)展,原有的固-氣界面和液-氣界面會(huì)被固-液界面取代,這一現(xiàn)象稱(chēng)為潤(rùn)濕[73]。液體與固體表面形成的夾角,即為接觸角,接觸角是表示固體表面潤(rùn)濕性的重要特征參數(shù)之一。一般根據(jù)接觸角θ的大小,表面潤(rùn)濕性可分為親水性(θ<90°)、疏水性(θ>90°)和超疏水(θ>150°),示意圖如圖11[16]所示。

圖11 表面潤(rùn)濕性示意圖[16]Fig.11 Schematic diagram of surface wettability[16]

19世紀(jì),Young[74]通過(guò)對(duì)潤(rùn)濕模型的研究,提出了“楊氏方程”,楊氏方程揭示了接觸角和表面張力之間的關(guān)系。根據(jù)楊氏方程,液滴和固體表面之間的接觸角與表面張力的關(guān)系可用式(1)來(lái)表示為

γLAcosθY=γSA-γSL

(1)

式(1)中:γSA為固-氣界面的表面張力;γSL為固-液界面的表面張力;γLA為液-氣界面的表面張力;θY為平衡狀態(tài)下的液滴接觸角。

當(dāng)然,楊氏方程具有一定局限性,它是一個(gè)理想狀態(tài)下成立的等式,其僅適用于非彈性、光滑且化學(xué)均勻的表面。因此,楊氏方程不能解釋實(shí)際情況下的潤(rùn)濕機(jī)理,楊氏方程所代表的模型如圖12(a)所示。1936年,Wenzel[75]改進(jìn)了楊氏方程,其提出了表面粗糙度的概念,解釋了表面粗糙度與液滴接觸角之間的關(guān)系,提出了Wenzel方程,表達(dá)式為

圖12 經(jīng)典潤(rùn)濕模型[16]Fig.12 Schematic illustration of theoretical wetting models[16]

(2)

式(2)中:θW為Wenzel接觸角;γ為表面粗糙因子。

Wenzel方程表征實(shí)際固-液接觸面積與固-液投影接觸面積的比值,其代表的模型如圖12(b)所示。根據(jù)Wenzel方程可知,隨著粗糙度(表面粗糙因子)的增加,物體表面將更加疏水;而在親水表面上,將表現(xiàn)出相反的效果,表面將更加親水并且接觸角更小。但是Wenzel模型僅適用于液滴完全占據(jù)表面微納米粗糙結(jié)構(gòu)的均勻區(qū)域,無(wú)法適用于不均勻的潤(rùn)濕狀態(tài)。因此,在此基礎(chǔ)上,Cassie等[76]于1944年進(jìn)一步改進(jìn),提出Cassie-Baxter方程,表達(dá)式為

cosθCB=f1cosθ1+f2cosθ2

(3)

式(3)中:θCB為Cassie-Baxter狀態(tài)下的表觀接觸角;f1、f2分別為固-液界面和氣-液界面占表觀接觸面積的比例分?jǐn)?shù),且f1+f2=1。

Cassie-Baxter模型如圖12(c)所示,Cassie-Baxter模型表征水和固體表面之間的接觸面積最小化,即可以用來(lái)表征非均勻的潤(rùn)濕模型,f1越小,則表觀接觸角越大,表面的疏水效果越好。

靜態(tài)疏水和動(dòng)態(tài)疏水是精確描述超疏水表面的關(guān)鍵。一般來(lái)說(shuō),靜態(tài)接觸角是靜態(tài)疏水的主要特征;滾動(dòng)角與接觸角滯后是動(dòng)態(tài)疏水的主要特征。滾動(dòng)角α是指液滴從固體表面滾落時(shí)的最小傾角;如果固體表面以滾動(dòng)角角度α傾斜,水滴將向下滑落。因此,θα被定義為前進(jìn)接觸角,而θγ被定義為后退接觸角,θα和θγ之間的差值被定義為接觸角滯后[77]。

1962年,Furmidge[78]提出了滾動(dòng)角和接觸角滯后之間的關(guān)系式方程,表達(dá)式為

mgsinα=ωγLA(cosθγ-cosθα)

(4)

式(4)中:mg為液滴的質(zhì)量;ω為濕潤(rùn)區(qū)域的直徑(或?qū)挾?;γLA為液-氣界面的張力或自由能。由式(4)可知,接觸角滯后越小,其所對(duì)應(yīng)的滾動(dòng)角也越小。

綜上,Young方程是一個(gè)理想狀態(tài)下成立的等式,其僅適用于非彈性、光滑和化學(xué)均勻的表面;Wenzel模型僅適用于液滴完全占據(jù)表面微納米粗糙結(jié)構(gòu)的均勻區(qū)域,無(wú)法適用于不均勻的潤(rùn)濕狀態(tài);Cassie-Baxter模型可以用于表征非均勻的潤(rùn)濕狀態(tài);Furmidge提出了滾動(dòng)角和接觸角滯后之間的關(guān)系。潤(rùn)濕模型條件對(duì)比如表3所示。

表3 潤(rùn)濕模型條件對(duì)比

4.2 超疏水表面的防冰機(jī)理

超疏水表面(接觸角>150°,滾動(dòng)角<10°)被認(rèn)為是一種有前景的防冰技術(shù),其無(wú)需任何能量消耗,且超疏水表面可以人工制造[79]。超疏水材料將空氣截留在納米表面(紋理)中,最大限度地減少了固-液之間的接觸面積。這種納米表面(紋理)具有一些關(guān)鍵的防冰特性,可以有效地降低傳熱系數(shù)和減少冰的非均勻成核點(diǎn)[80]。這種界面可以有效地形成熱屏障(空氣導(dǎo)熱系數(shù)小于水滴導(dǎo)熱系數(shù)),來(lái)減小結(jié)冰階段的熱傳遞;減少冰的非均勻成核點(diǎn)來(lái)降低異質(zhì)成核的可能性。如果只與表面的一部分接觸,冰與表面的黏附力就會(huì)降低且與Cassie-Baxter模型[81]相似;如果固-氣復(fù)合表面完全潤(rùn)濕,則其表面狀態(tài)從Cassie-Baxter狀態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)閃enzel狀態(tài),超疏水性失效。比如在飛行中,過(guò)冷水滴會(huì)高速撞擊到飛機(jī)表面,很容易滲透到超疏水材料的界面中(即從Cassie-Baster狀態(tài)轉(zhuǎn)變?yōu)橥耆珴駶?rùn)的Wenzel狀態(tài)),導(dǎo)致超疏水材料完全濕潤(rùn)。一旦水在Wenzel狀態(tài)下滲透在超疏水材料的紋理中,由于熱導(dǎo)率的增加,水與表面接觸后很容易結(jié)冰,導(dǎo)致冰黏附強(qiáng)度增加[82],紋理中的積冰很難去除。

綜上所述,特別是在飛行結(jié)冰區(qū),對(duì)于過(guò)冷液滴高速撞擊機(jī)翼表面,超疏水材料防除冰可能失效甚至起到相反的作用。因此,許多研究人員開(kāi)始研究具有某些特性(如光熱效應(yīng))的超疏水表面或者將超疏水被動(dòng)防除冰與飛機(jī)主動(dòng)防除冰系統(tǒng)耦合進(jìn)行研究。

4.3 超疏水材料研究現(xiàn)狀

目前,由于超疏水表面已被發(fā)現(xiàn)在防冰領(lǐng)域具有巨大的應(yīng)用價(jià)值,中外研究人員對(duì)超疏水表面進(jìn)行了大量的研究,已經(jīng)成功研發(fā)了多種方法來(lái)制備超疏水表面。超疏水表面制備方法主要分為以下兩種[67]:一種是先在基底表面引入粗糙的微結(jié)構(gòu),再加入低表面能物質(zhì),如模板法、刻蝕法、浸涂法、電泳法、化學(xué)氣相沉積法等;另一種是先對(duì)材料進(jìn)行低表面能加工,再增加表面粗糙程度,如噴涂法、接枝法等。Laroche等[83]介紹了在陽(yáng)極金屬氧化物表面上由有機(jī)硅納米絲(silicone nanofilament, SNF)網(wǎng)絡(luò)制成的防冰涂料,通過(guò)實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)在鈦鋁合金表面的氟化硅納米絲涂層在通過(guò)16次結(jié)冰/除冰實(shí)驗(yàn)中均表現(xiàn)出較低的冰附著強(qiáng)度;雖然在除冰過(guò)程中表面的硅納米絲脫落,但基硅層與底層陽(yáng)極氧化層具有很強(qiáng)的附著力使得冰附著力較低。Liu等[84]通過(guò)一系列實(shí)驗(yàn)研究了軟質(zhì)聚二甲基硅氧烷(polydimethylsilo-xane, PDMS)材料的防/除冰性能,并探討了其在飛機(jī)除冰方面的潛力;實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)由于PDMS材料的彈性特性,會(huì)將大部分撞擊表面的水滴彈離表面,實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明PDMS表面上的冰附著力比基線表面(涂有琺瓷的機(jī)翼模型表面)小2個(gè)量級(jí)。Qin等[85]制備了一種具有結(jié)冰檢測(cè)、防冰和除冰性能的多功能薄膜。他們通過(guò)兩步真空過(guò)濾將一維材料碳納米管(carbon nanotube, CNT)和二維材料Ti3C2TxMXene結(jié)合后使用聚二甲基硅氧烷(PDMS)作為柔性疏水材料來(lái)封裝層狀膜;實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明水滴(100 μL)在膜表面上需要1 425 s才能凍結(jié),其結(jié)冰延遲時(shí)間大于玻璃或PDMS。此外,該層狀薄膜靈敏度高,可用于結(jié)冰現(xiàn)象的檢測(cè)。Zhang等[86]提出了一種具有光熱效應(yīng)且耐腐蝕性的超疏水涂層(durably corrosive superhydrophobic coating with photothermal effect, DCSCPE),可通過(guò)Fe3O4復(fù)合納米顆粒(nanoparticles, NP)和聚二甲基硅氧烷(PDMS)以及黏合底漆(環(huán)氧樹(shù)脂)合成,該涂層在陽(yáng)光照射下,冰層在790 s的短時(shí)間內(nèi)融化,體現(xiàn)出優(yōu)異的除冰性能。Zhao等[87]提出了一種具有超疏水性和優(yōu)質(zhì)的電熱除冰性能的多功能防冰/除冰涂層,其由氟化環(huán)氧樹(shù)脂和碳/聚四氟乙烯(carbon/polytetrafluoroethylene, carbon/PTFE)顆粒制成,該涂層接觸角大于155°、電導(dǎo)率大于40 S/m,因此提出了一種電加熱主動(dòng)式防除冰與超疏水涂層被動(dòng)防除冰相結(jié)合的系統(tǒng)。Zhao等[88]受蛾眼的啟發(fā),通過(guò)激光紋理燒蝕技術(shù),制成一種仿生蛾眼狀突起的鋁制表面。通過(guò)實(shí)驗(yàn)與檢測(cè)得出仿生蛾眼狀表面(moth-eye-inspired texturing surfaces, MTS)上的接觸角為162°,滾動(dòng)角僅為3°,且蛾眼仿生結(jié)構(gòu)有效增強(qiáng)光捕獲能力,使得MTS表面的溫度可以快速升高,達(dá)到防除冰的目的。

Jiang等[89]采用一步電沉積法制備了由Ce(NO3)3·6H2O和硬脂酸組成的超疏水表面,其接觸角為173.02°±1.02°,滾動(dòng)角僅為1.5°。就防冰性能而言,結(jié)冰延遲時(shí)間可達(dá)到612.68 s,其表面上冰附著力僅為5.72 kPa,且該表面添加了氧化層,其表面防除冰耐久性能提高32%。Zeng等[90]為了滿足飛機(jī)涂層的疏水性、耐久性和防冰性能的要求,將改性環(huán)氧樹(shù)脂與含氟聚合物顆粒結(jié)合來(lái)制備超疏水涂層,該涂層能明顯降低界面自由能和改善的疏水性,其最大接觸角為160°,最小滾動(dòng)角為2°,并且在磨損實(shí)驗(yàn)中仍能保持其超疏水性。此外,涂層具有良好的附著力、耐腐蝕性以及自清潔性。Wong等[91]提出了潤(rùn)滑液注入多孔表面(slippery liquid-Infused porous surface, SLIPS),潤(rùn)滑液選擇了低表面張力的全氟液體,如3M Fluorinert FC-70、DuPont Krytox oils等;SLIPS具有低表面張力、低接觸角滯后、低滾動(dòng)角、可重復(fù)的自我修復(fù)、極限壓力下穩(wěn)定等優(yōu)點(diǎn),但在飛行條件下油膜流失嚴(yán)重。

目前,超疏水涂層的防冰大多還停留在試驗(yàn)研究階段,面向飛行器防冰還有許多問(wèn)題亟待解決,目前仍需進(jìn)一步探究其在高速度、高濕度、低溫條件下的防冰機(jī)理、失效原因等問(wèn)題,但超疏水涂層防冰的可行性已得到驗(yàn)證。

5 復(fù)合型防除冰技術(shù)

風(fēng)洞結(jié)冰實(shí)驗(yàn)結(jié)果證明,在過(guò)冷液滴的高速?zèng)_擊下,僅依靠超疏水表面難以保證飛機(jī)在飛行中防除冰的可靠性;當(dāng)液滴與超疏水表面處于Wenzel狀態(tài)(液滴完全浸入到表面紋理中)時(shí),液體結(jié)冰反而使超疏水表面的冰黏附力增加,冰層與超疏水表面相互黏附導(dǎo)致積冰難以去除。因此仍需采用主動(dòng)防冰方式保證飛機(jī)在飛行狀態(tài)下的防除冰可靠性?；诖?以新型主動(dòng)防除冰方法為主,復(fù)合仿生低黏附表面實(shí)現(xiàn)防除冰節(jié)能成為面向飛行環(huán)境的仿生防冰表面重要發(fā)展趨勢(shì)[92]。

5.1 超疏水表面+電熱防除冰系統(tǒng)

超疏水表面可以防除冰,但其性能在某些條件下并不理想。如在飛行過(guò)程中,大量過(guò)冷液滴撞擊飛機(jī)表面,在超疏水材料的間隙中凝結(jié),過(guò)冷液滴在相對(duì)較大尺寸的粗糙孔隙中成核和生長(zhǎng),并增加了黏附力;一旦液滴凍結(jié),很難將其從表面上去除。這意味著使用超疏水涂層仍需要一些防除冰技術(shù)輔助防止飛機(jī)結(jié)冰。主動(dòng)式電加熱防除冰技術(shù)是將電能轉(zhuǎn)化為熱能的防除冰技術(shù),相比較于發(fā)動(dòng)機(jī)引熱氣技術(shù)有更短的響應(yīng)時(shí)間,防除冰直接有效,但是其能耗較高,系統(tǒng)質(zhì)量較大,給飛機(jī)造成較大的負(fù)荷,一般電加熱系統(tǒng)為周期性加熱。利用超疏水材料+電加熱防除冰系統(tǒng)能有效地降低飛機(jī)能耗,在SHS上,液體和表面之間的附著力很低,大部分液態(tài)水/冰融化后從表面滾落。 Antonini等[93]用NACA0021標(biāo)準(zhǔn)翼型在開(kāi)環(huán)結(jié)冰風(fēng)洞中以凍雨/直徑為50 μm過(guò)冷液滴兩種結(jié)冰條件進(jìn)行實(shí)驗(yàn),實(shí)驗(yàn)表明若需要保證整個(gè)機(jī)翼不結(jié)冰,即不出現(xiàn)溢流冰(runback ice),搭載超疏水涂層的機(jī)翼需要的熱功率為33 W,未搭載超疏水涂層的機(jī)翼則需要171 W的熱功率,由此看出該實(shí)驗(yàn)中主被動(dòng)耦合的系統(tǒng)能節(jié)省80%左右的熱功率。大量研究實(shí)驗(yàn)表明,在主動(dòng)防除冰技術(shù)基礎(chǔ)上結(jié)合被動(dòng)防除冰的方法可提升除冰效果,降低防除冰系統(tǒng)能耗。該防除冰技術(shù)不僅提升了防除冰系統(tǒng)的穩(wěn)定性,還可將傳統(tǒng)的電熱熱阻用一種電導(dǎo)率較大的材料來(lái)代替[84],降低了防除冰系統(tǒng)的重量,提升飛機(jī)的有效載荷。

5.2 發(fā)動(dòng)機(jī)引氣+除冰液防除冰系統(tǒng)

氣熱防除冰系統(tǒng)效果好,但飛機(jī)能源消耗多,如果發(fā)動(dòng)機(jī)引氣量過(guò)大往往會(huì)造成飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力不足,且防除冰后液滴向機(jī)翼流動(dòng)再次結(jié)冰并在機(jī)翼面后方進(jìn)一步堆積形成冰脊。冰脊有較大的棱角會(huì)使機(jī)翼表面粗糙度增加,層流層提前向紊流層轉(zhuǎn)變從而導(dǎo)致升力系數(shù)明顯下降,并且溢流冰會(huì)堵塞襟翼與機(jī)翼各部件之間的間隙[94]。雖然除冰液不會(huì)對(duì)翼面氣動(dòng)性能產(chǎn)生影響,不會(huì)造成發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力不足,但除冰液裝載重量有限,不僅污染環(huán)境且裝載除冰液降低了飛機(jī)的有效載重。詹大可等[95]發(fā)明了氣熱-除冰液復(fù)合的防除冰系統(tǒng),這種復(fù)合式系統(tǒng)能源消耗較同類(lèi)防除冰系統(tǒng)少且確保了機(jī)翼面后方不會(huì)形成冰脊,增加了結(jié)冰環(huán)境下防除冰系統(tǒng)的穩(wěn)定性。

5.3 超聲波+發(fā)動(dòng)機(jī)引氣防除冰系統(tǒng)

超聲波除冰技術(shù)能耗小,重量小。超聲波除冰系統(tǒng)開(kāi)始工作時(shí),會(huì)產(chǎn)生剪切水平波和蘭姆波,機(jī)翼與冰層之間瞬間產(chǎn)生持續(xù)巨大的剪切力,使黏附冰層破碎分離。因此,針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)引氣系統(tǒng)能耗大,且由于其熱慣性大,在機(jī)翼后方容易形成溢流冰,陳振乾等[96]發(fā)明了超聲波+發(fā)動(dòng)機(jī)引氣系統(tǒng),在已有發(fā)動(dòng)機(jī)引氣防除冰技術(shù)的基礎(chǔ)上,輔助一個(gè)超聲波高頻振蕩裝置,能夠?qū)崟r(shí)有效地除去飛機(jī)飛行中機(jī)翼上的溢流冰,不僅除冰效果好,而且減少了發(fā)動(dòng)機(jī)引氣,不會(huì)造成發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力不足的情況,大大降低了能量的消耗。超聲波除冰裝置中核心部分是超聲波換能器,壓電式換能器因電聲轉(zhuǎn)換效率高、價(jià)格低等特點(diǎn)被廣泛使用。應(yīng)用超聲波防除冰系統(tǒng)時(shí)需要考慮安裝位置及方式,因此還需要對(duì)低功耗、小型化的超聲波換能裝置進(jìn)行研究,使之與飛機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)相匹配。

5.4 電熱+電脈沖防除冰系統(tǒng)

電熱+電脈沖防除冰技術(shù)是將電熱除冰技術(shù)與電脈沖技術(shù)相結(jié)合而形成的一種穩(wěn)定、高效的防除冰方式。電加熱器、電磁脈沖激振器安裝在機(jī)翼蒙皮內(nèi),但脈沖激振器與蒙皮之間有細(xì)小的間隙。當(dāng)機(jī)翼結(jié)冰時(shí),電加熱除冰系統(tǒng)開(kāi)啟后融化與機(jī)翼蒙皮接觸的冰層后,降低冰層與機(jī)翼蒙皮的黏附力后開(kāi)啟電脈沖防除冰系統(tǒng),通過(guò)振動(dòng)去除機(jī)翼蒙皮的薄冰。電熱+電脈沖防除冰技術(shù),這種復(fù)合技術(shù)可以有效降低飛機(jī)在除冰過(guò)程中的能耗,且減少飛機(jī)蒙皮受激振過(guò)多而導(dǎo)致的疲勞損傷[97]。

5.5 超疏水表面+回路熱管防除冰系統(tǒng)

回路熱管技術(shù)利用工作流體的氣-液相變實(shí)現(xiàn)高效換熱,并且通過(guò)熱管芯的毛細(xì)作用驅(qū)動(dòng)工作液體循環(huán)流動(dòng)。將回路熱管技術(shù)與飛機(jī)熱管理系統(tǒng)耦合,利用飛機(jī)余熱(空氣/油冷卻器、廢氣噴口、液壓系統(tǒng)等)作為回路熱管系統(tǒng)熱源,降低系統(tǒng)能源消耗。由此提出超疏水表面+回路熱管防除冰系統(tǒng)。超疏水表面+回路熱管防除冰技術(shù)利用表面超疏水特性彈開(kāi)飛行過(guò)程中撞擊機(jī)翼的過(guò)冷液滴,阻礙冰晶在機(jī)翼表面的形成;同時(shí)結(jié)合回路熱管技術(shù),在超疏水表面失效時(shí)也能保持防除冰的效果;該方式降低防除冰系統(tǒng)熱量的消耗,同時(shí)高效地利用飛機(jī)余熱,解決了飛機(jī)防除冰系統(tǒng)能源消耗巨大的問(wèn)題。

由以上內(nèi)容可以看出,復(fù)合的防除冰系統(tǒng)能有效地提高除冰效果,且彌補(bǔ)了單一防除冰技術(shù)缺點(diǎn)。復(fù)合防除冰技術(shù)與單一技術(shù)對(duì)比如表4所示。

表4 復(fù)合防除冰技術(shù)與單一技術(shù)對(duì)比

5.6 復(fù)合防除冰系統(tǒng)對(duì)比

復(fù)合防除冰系統(tǒng)通常是兩種方式進(jìn)行復(fù)合,需要考慮到系統(tǒng)的質(zhì)量對(duì)飛機(jī)有效載荷的影響、系統(tǒng)復(fù)合之間的優(yōu)選性。復(fù)合防除冰系統(tǒng)具有許多優(yōu)點(diǎn):①能耗小,系統(tǒng)對(duì)高空結(jié)冰環(huán)境適應(yīng)性強(qiáng);②除冰效率高,且可以有效地減少二次結(jié)冰;③在提升除冰效果的同時(shí)有效地保障了飛機(jī)有效載荷(如超疏水表面+熱力防除冰系統(tǒng));④傳統(tǒng)的防除冰方式結(jié)構(gòu)復(fù)雜且系統(tǒng)質(zhì)量較大,通過(guò)主被動(dòng)系統(tǒng)復(fù)合可降低防除冰系統(tǒng)對(duì)飛機(jī)能源的依賴性。目前對(duì)復(fù)合防除冰系統(tǒng)能效分析缺乏研究,還需要對(duì)機(jī)載復(fù)合防除冰系統(tǒng)進(jìn)行進(jìn)一步研究與探索。

6 結(jié)論與展望

首先分析了結(jié)冰機(jī)理,在此基礎(chǔ)上對(duì)比了主流的防除冰方式,發(fā)現(xiàn)主流的發(fā)動(dòng)機(jī)引氣防除冰系統(tǒng)可能造成發(fā)動(dòng)機(jī)輸出功率降低,引起失速、電熱防除冰系統(tǒng)功耗大,因此復(fù)合式防除冰系統(tǒng)是飛機(jī)防除冰系統(tǒng)的趨勢(shì)之一。針對(duì)超疏水表面防除冰機(jī)理以及復(fù)合系統(tǒng)適用性等優(yōu)點(diǎn),總結(jié)結(jié)論如下。

(1)飛機(jī)結(jié)冰絕大多數(shù)為微小顆粒與固體基質(zhì)顯著降低成核勢(shì)壘所導(dǎo)致的異質(zhì)成核,受表面微小顆粒物分布、界面與水滴的接觸面積、固體基質(zhì)等因素的顯著影響;目前結(jié)冰探測(cè)廣泛使用的磁致伸縮式結(jié)冰探測(cè)器采用外伸式,嚴(yán)重影響了飛機(jī)氣動(dòng)布局,研究?jī)?nèi)嵌式探測(cè)裝置以及針對(duì)氣動(dòng)參數(shù)算法探測(cè)結(jié)冰的方式具有巨大前景。

(2)目前針對(duì)超疏水表面防除冰,大部分是依據(jù)吉布斯提出的“經(jīng)典成核理論”。一般基于以下3個(gè)方向:超疏水涂層減少表面微小顆粒物,使其均勻成核以降低結(jié)冰概率(一般均勻成核需要-40 ℃);減小液滴與固體之間的接觸面積延緩結(jié)冰時(shí)間(液滴與表面紋理間夾雜空氣層,可有效阻擋熱量傳遞);利用超疏水表面低滾動(dòng)角與高接觸角的特性,在液滴結(jié)冰之前將之去除。

(3)從對(duì)氣動(dòng)外形影響角度考慮,氣動(dòng)帶防除冰無(wú)疑對(duì)其影響最大;從飛行安全性考慮,發(fā)動(dòng)機(jī)引氣防除冰相較于電加熱系統(tǒng)引氣造成發(fā)動(dòng)機(jī)可用功率降低,影響飛行安全性;從能源角度考慮,電加熱防除冰能耗較高,液體防除冰系統(tǒng)質(zhì)量大,影響飛機(jī)有效載荷且大量使用防除冰液污染環(huán)境;傳統(tǒng)的防除冰技術(shù)方式防除冰方式單一,通常能耗較大,對(duì)飛機(jī)能源的依賴性大,在飛行的極限工況中可能無(wú)法兼顧飛機(jī)能源(電能、發(fā)動(dòng)機(jī)引氣、燃油溫度等)效率。

(4)復(fù)合防除冰方式能顯著提高防除冰效果。從提升有效載荷的角度來(lái)看,超疏水材料+電加熱防除冰技術(shù)相較于發(fā)動(dòng)機(jī)引氣+除冰液防除冰系統(tǒng)在保證除冰效果的同時(shí)極大地降低了系統(tǒng)重量,最大限度地提升系統(tǒng)有效載荷;從除冰效果來(lái)看,超聲波/除冰液+發(fā)動(dòng)機(jī)引氣防除冰系統(tǒng)通過(guò)復(fù)合技術(shù)有效地避免了二次積冰的形成,保證了防除冰系統(tǒng)在結(jié)冰工況中的適應(yīng)性與穩(wěn)定性,電熱+電脈沖防除冰系統(tǒng)可以覆蓋更大的結(jié)冰防護(hù)范圍[98]?？紤]到飛機(jī)處于結(jié)冰區(qū)中僅超疏水表面難以抑制冰晶產(chǎn)生,需要輔以一種主動(dòng)防除冰方式,因此一種超疏水材料被動(dòng)防除冰+回路熱管[99]主動(dòng)防除冰的飛機(jī)防除冰系統(tǒng);回路熱管傳熱效率高,因此結(jié)合超疏水材料和回路熱管技術(shù)的主動(dòng)被動(dòng)結(jié)合式防除冰系統(tǒng)在飛機(jī)防除冰領(lǐng)域具有良好的應(yīng)用潛力。

基于復(fù)合防除冰系統(tǒng)的機(jī)載應(yīng)用,以下問(wèn)題亟待解決。

(1)超疏水表面應(yīng)用于機(jī)載防除冰系統(tǒng)。高速飛行中飛機(jī)蒙皮表面會(huì)受到過(guò)冷液滴撞擊,機(jī)翼前緣涂層會(huì)受到損耗,潤(rùn)濕性受到破壞,具體表現(xiàn)為接觸角減小與滾動(dòng)角明顯增大[100]。探究在典型飛行結(jié)冰工況(高速、低溫、高濕度)以及在飛行狀態(tài)中表面受SLD撞擊超疏水表面結(jié)構(gòu)的損耗因素,對(duì)超疏水有效的制備方法、延長(zhǎng)超疏水涂層的耐久性進(jìn)行評(píng)估,研制面向機(jī)載應(yīng)用的超疏水防除冰材料。

(2)回路熱管機(jī)載應(yīng)用時(shí)通常會(huì)因高G-load和方向改變,導(dǎo)致返回蒸發(fā)器的工作液體減少,甚至可能使熱管芯干。因此需要對(duì)回路熱管的傳熱傳質(zhì)的極限性能[高G-load、攻角(angle of attack,AOA)]等以及失效后重啟性能進(jìn)行探究,使得LHPIPS系統(tǒng)的環(huán)境適應(yīng)性進(jìn)一步增強(qiáng);另外,研究基于飛機(jī)完整的熱管理系統(tǒng)可選的合適、穩(wěn)定的熱源與熱管中工作液體的物理性質(zhì)相匹配。

(3)復(fù)合防除冰系統(tǒng)的位置布置與設(shè)計(jì)優(yōu)化。防除冰技術(shù)之間的復(fù)合可以顯著提高系統(tǒng)的防除冰效果,但復(fù)合技術(shù)所帶來(lái)的一些問(wèn)題(復(fù)合技術(shù)經(jīng)濟(jì)耐用性、穩(wěn)定性、技術(shù)之間兼容性、與飛機(jī)結(jié)構(gòu)匹配度)需要仔細(xì)研究與優(yōu)化。如所述的發(fā)動(dòng)機(jī)引氣+超聲波防除冰系統(tǒng),可以降低機(jī)翼防護(hù)溫度,只達(dá)到融冰而非蒸發(fā)液滴從而降低能耗,融化的液滴會(huì)在氣流作用下溢流再次結(jié)冰,此時(shí)再利用超聲波將熱防護(hù)區(qū)外溢流冰去除,因此需要優(yōu)化引氣管路與超聲換能器布置。如何使兩種單一的防除冰技術(shù)成功結(jié)合,需要進(jìn)一步研究。

(4)在典型飛行結(jié)冰工況(高速、低溫、高濕度)、SLD撞擊下,由于兩者不匹配可能導(dǎo)致超疏水表面失效或起到相反作用,因此研究超疏水表面的材料結(jié)構(gòu)尺寸與冰晶成型尺寸之間的關(guān)聯(lián)性,確定與之相應(yīng)的適合防除冰的材料結(jié)構(gòu)尺寸。