飞机防除冰机理及超疏水材料的机载应用

王瑜, 王歆铖

(南京工业大学城市建设学院, 南京 211816)

飞机表面结冰一直是威胁飞行安全的主要因素之一,当飞机以小于某临界马赫数飞行时,机翼、风挡、发动机进气口等部件与大气中的过冷液滴撞击,导致结冰[1-2]。飞机结冰严重影响飞行安全,它破坏了飞机表面的气动外形、增加飞行阻力,同时降低了飞机的升力系数,甚至对航空发动机造成影响[3]。飞机不可避免地在结冰环境中飞行,因此研究高效的防冰除冰技术迫在眉睫,对飞机飞行安全具有重要意义[4]。根据作用机理不同,飞机外表面防除冰技术主要分为飞机外表面防除冰的方式、飞机外表面结冰探测以及从飞机外表面结构本身所进行的防除冰改进[5]。传统的防除冰技术有能耗大、影响飞机的气动外形、增加飞机的结构重量从而降低有效载荷等缺点。飞机外表面结构改进的技术起步晚,目前该技术的突破口是飞机外表面材料[6],田甜等[7]设计了一种石墨烯加热膜应用于电热防除冰技术,实验结果表明该种材质在保证除冰效果的同时也能节省能耗;Xie等[8]通过电化学沉积和硅烷化处理的方法制备了一种光热表面材料,具有优异的光热转化效率和抗冰性能。由此可见,飞机外表面材料改进技术在防除冰领域具有应用价值。

利用对飞机外表面材料的改进进而实现防除冰则需分析飞机外表面的结冰机理,而在飞行中飞机结冰的原因主要是大量过冷液滴撞击飞机表面[9],过冷液滴由于低温的作用会迅速在飞机表面结冰。目前,过冷大液滴(supercooled large droplet, SLD)结冰现象研究是当前热点。SLD最早发现于American Eagle ATR-72-212飞行事故[10],SLD更大的粒径范围、更显著的动力学特性使得结冰冰型更加复杂。SLD的出现使得飞机适航取证更加严格,同时飞机防除冰系统在能源消耗与防除冰效果之间匹配性也面临新挑战。韩涵等[11]针对现有的模拟技术无法准确模拟真实 SLD,从而提出了一种基于 Rosin-Rammler 分布函数进行欧拉-拉格朗日混合抽样的水滴轨迹模拟算法,结果表明SLD粒径分布对结冰冰型产生较大影响。Kong等[12]对不同过冷度的过冷液滴冲击不同润湿性表面后分析冻结过程中热传导,提出了扩散强化结冰理论来预测SLD的结冰速度。因此,从源头抑制冰晶的产生才是解决飞机结冰问题的关键。近年来越来越多的研究表明,源于自然界的超疏水涂料具有较好的抗冰性能和广阔的应用前景[13]。

目前飞机防除冰技术主要有气动带除冰技术、液体防除冰技术、电热防除冰技术、发动机引气防除冰技术、电脉冲除冰技术[14]等,虽然能在一定程度上抑制冰晶的产生和消除结冰,但是仍无法完全消除飞行过程中飞机结冰带来的安全隐患,并且一些防除冰技术能耗较大,如波音787采用电加热防除冰技术,防冰所需功率为250 kW,约占总飞机发电量的1/4[15],加大了飞机负荷。

因此,在总结结冰探测技术的基础上,现针对单一防除冰技术除冰效果不佳、能耗高的缺点,提出复合防除冰技术的研究方向,最后提出超疏水表面+回路热管防除冰系统,并对其优缺点进行分析。

1 飞机结冰

1.1 结冰机理

飞机结冰是指飞机以小于某临界马赫数飞行时,飞机蒙皮某些部位出现积冰的现象,这种现象主要由大气中所含的过冷液滴与飞机发生碰撞、积聚形成的;也可由水蒸气直接在飞机蒙皮上凝华形成。飞机在高空飞行时,液滴通常在5 ℃时就会出现结冰现象。一般说来,不同类型的冰、不同结冰程度以及不同部位的结冰,均对飞机气动性能造成不同程度的影响和安全隐患。

美国科学家罗伯特·吉布斯首次提出的“经典成核理论”指出冰成核是结冰的必要条件,液滴结冰通常分为冰成核与冰生长阶段。在成核过程中,具有较高熵值的液态水分子将转变为具有较低熵的冰晶[16]。过冷液滴接触固体表面后,固液界面的进行热量交换[17],当过冷液滴中的冰核达到临界结冰尺寸时,结冰过程开始。冰成核有两种机制[18]:一种是均匀成核,另一种是固液接触面处的非均匀成核(也称为异质成核)。冰成核过程不受杂质颗粒或外表面的影响,在整个系统中形成临界核的概率是均匀的,称为均匀成核,均匀成核一般温度需要达到-40 ℃。容器壁上存在异物颗粒会促进成核,因为异物颗粒的存在通常会降低水-固体基质界面/表面的自由能垒,从而降低成核难度[19]。因此,发生在异物颗粒附近或异物颗粒上的成核,称为异质成核。水滴中冰成核的区域及其潜在影响如图1[20]所示。

图1 水滴中冰成核的区域及其潜在影响[20]Fig.1 Schematic depicting the regions within a water droplet where ice can nucleate and potential influences[20]

1.2 结冰分类

在实际飞行过程中,根据结冰物理过程的不同,飞机蒙皮上形成的冰型也并不相同,由此也给飞机造成不同程度的影响。积冰类型[21]主要包括:霜冰(rime ice)、明冰(glaze ice)、混合冰(mixed ice)。

霜冰(rime ice):飞机穿越结冰区且飞行速度较慢时,小尺寸、低含水量、低温(-40～-10 ℃)的过冷液滴撞击到飞机蒙皮后,液滴未完全扩散就瞬间冻结,由于液滴冻结速度快,则有冰层中掺杂了空气,因此形成了“霜冰”。

明冰(glaze ice):由于温度较高(-18～0 ℃)、较大尺寸、含水量较高的过冷液滴撞击到飞机机翼蒙皮后不会完全冻结,而是在空气剪切力的作用下向机翼后方流动,冰层中所含空气较少,因此冰层没有气泡,密度大且较为坚硬。

混合冰(mixed ice):明冰与霜冰一般只存在于理想状态中,而飞机在飞行中,一般形成的都是混合冰。环境温度在(-20～-10 ℃)时,过冷水滴的尺寸差别较大,撞击到机体表面时,就形成了混合冰[22]。混合冰同时具有霜冰和明冰的特性,是较为复杂的结冰情况之一。

图2[23]所示即为霜冰、明冰、混合冰。

图2 机翼结冰的3种冰型[23]Fig.2 Three ice shapes on the airfoil[23]

1.3 飞机结冰对其气动性能的影响

飞机积冰会破坏飞机的气动外形,导致升力与最大失速攻角明显降低,还会对飞机的操作性及稳定性产生影响[23]。Zeppetelli等[24]利用FENSAP-ICE软件重现了NACA 23012翼型在结冰风洞中的实验,分析发现在特定情况下飞机失速角减小到11°,升力系数减小约30%,造成严重的飞行安全隐患。当过冷液滴撞击机翼蒙皮后,液滴在气流作用下溢流至防冰区外,形成冰脊。冰脊从形态上与明冰类似,其主要特点为气动外形差、硬度大。在飞行状态下,机翼上结冰能造成的最大升力损失接近50%[25],王超等[26]研究表明霜冰条件下形成的冰脊在机翼的气动驻点区内有较大的气动性能破坏性,因此研究冰脊的形成机理以及优化防冰区域进而防止冰脊的形成具有重要意义。

2 飞机表面结冰探测

结冰现象给飞机飞行安全带来了严重的影响,而结冰探测技术可以精确地探测出结冰程度,与机载防除冰系统相配合,提升飞行安全性,由此研究结冰探测技术具有重要意义。结冰探测器通过探测结冰参数(结冰环境条件参数、机体结冰参数),经过数据处理后判定是否结冰。基于不同的技术原理,目前已经开发了如光学、热学、电学、机械和波导等基本原理所发展的结冰探测技术。

2.1 光学法结冰探测

光学法结冰探测分为目测法、摄像法、红外能量反射法、光纤法等,其中目测法最为原始,由飞行员直接目测观察判断;光纤法较为先进,光信号由光纤传递至飞机表面在冰层中发生反射、散射、透射等作用后进入接收光纤,光纤末端的一系列信号处理器用于分析反射光信号的区别,可以检测出结冰冰型和厚度。Ge等[27]提出并评估了一种基于光纤探测器的冰型识别和厚度测量方法。他们针对几种典型冰型建立了不同的有限元模型并且基于结冰数据建立了机器学习算法的级联模型,实现即时冰型识别和厚度测量。实验表明,不依赖于时域曲线,级联式机器学习模型对冰层类型的分类准确率为92.8%,冰层厚度测量的均方根误差为0.27 mm。Ikiades等[28]提出了利用光纤阵列检测出光在冰中的光学扩散变化,从而获得特征光强分布图,以此作为冰厚度的函数来检测冰的类型和厚度。Zou等[29]研发了一种复合光纤探测器,由两个源光纤束和两个信号光纤束组成。所有的光纤束都有倾斜的端面,与光纤轴不垂直,而目前光纤应用大多为垂直于轴线的光纤端面,这种探测器不需要特殊的敏感材料也可精确测量冰类型和厚度。光纤探测器能耗小、质量轻、探测精度高、抗干扰能力强,是结冰探测器的研发方向之一。

2.2 电学法结冰探测

利用电学法结冰探测技术所研发的结冰探测器有电容法结冰探测器、电导法结冰探测器、导纳法结冰探测器等。电容法探测器将冰作为电介质,探测器电容与物质的介电常数有关,由于冰的介电常数与水和空气不同,当探测器表面结冰时电容产生的瞬态电压也不同,由此确定是否结冰[30]。导纳法结冰探测器需要收集各种材料的电特性(电导率、介电常数等)和不同厚度下冰层的电信号等数据并存储在数据库中,将测得数据与之进行比对。电导法结冰探测器可分为绝缘间隙式和双翼式[31],当飞机结冰时,探测头之间间隙被水/冰填充,形成导电通路,进而处理后形成结冰信号,但无法探测结冰厚度。Lin等[32]提出了一种基于多电极电容式结冰检测系统并对此进行实验,实验结果表明该系统结冰探测精度较高,误差仅为3.5%。郑东圣[33]基于电容和阻抗谱双参数检测的原理设计了一种小型集成式的平膜式结冰检测系统,可以识别3种冰型并测量明冰厚度。Owusu等[34]利用结冰会引起探测器探头的电容和电阻变化的原理对一种结冰探测器进行实验,结果表明可以根据阻力来区分冰型和结冰严重程度,并建议建立电容、电阻、风速和结冰率之间关联式,使结冰探测器一器多用。

2.3 机械法结冰探测

机械法结冰探测分为障碍法、压差法、谐振法,其中障碍法与压差法作为早期的结冰探测方法逐渐淘汰,目前广泛使用的是谐振法。谐振法是利用结冰改变振动体振动频率对冰层进行探测,目前主流的谐振法结冰探测器有磁致伸缩式与平膜式。Rosemount公司制造的磁致伸缩式结冰探测器是基于磁致伸缩材料的振动特性设计的,探测器以一个设计频率进行振动,结冰后冰附着在探测探头上,导致振动频率降低。当振动频率降低到结冰频率时,探测器发送结冰信号。由于结冰所导致的膜片刚度增加的影响大于其导致的膜片质量增加的影响,所以导致膜片谐振频率增加,平膜式探测器正是通过测量膜片谐振频率来判断飞机表面是否结冰以及探测结冰厚度。Mäder等[35]制造了一个集成压电陶瓷模块的金属板材化合物,在黏合剂层中集成了厚度为0.3 mm 压电纤维复合材料(macro fiber composite, MFC)M8528 P1,可以降低压电模块外部因素的影响,实验成功证明了该材料集成结冰检测和除冰于一体的潜力。磁致伸缩式结冰探测器需伸出机身表面,破坏了飞机气动外形;平膜式探测器采用内埋式安装,不影响飞机气动外形,且体积小、抗环境干扰能力强,灵敏度高。

2.4 其他结冰探测

还有其他结冰探测技术如基于飞机飞行过程中空气动力学参数变化的参数识别(parameter identification, ID)算法、批量最小二乘参数识别算法、卡尔曼滤波器(Kalman filter, KF)、神经网络(neural network, NN)和卡尔曼滤波器与神经网络组合(KF/NN)等。Hao等[36]将红外热波探测技术引入电脉冲除冰系统(electro-impulse de-icing, EIDI)的研究中,实现了红外热波测试技术与EIDI技术的结合,通过检测飞机结冰表面的红外信号进行热成像,改进EIDI系统的结冰检测与设计。Li等[37]提出了一种基于主成分分析(principal component analysis, PCA)+Canny算子边缘检测的结冰检测方法,并提出了评价指标。结果表明,PCA+Canny算子边缘检测可以有效地用于冰形检测。Dong等[38]利用概率神经网络来构建结冰检测模块,实现了Hinf参数识别算法对飞机飞行动态参数的评估。动态模型中的参数采用Hinf算法来作为结冰检测块的输入层,为概率神经网络(probabilistic neural network, PNN)探测网的训练和测试工作生成了与不同结冰位置、结冰严重程度等相对应的数据库。模拟测试表明,该检测网络表现良好,误报率为0.20%,危险率仅为0.07%。Tian等[39]利用可调频的超声导波(ultrasonic guided waves, UGW)对结冰进行鲁棒性和定量表征,建立了频域有限元(frequency domain finite element, FDFE)模型,分析了不同长度和厚度的覆冰铝板对UGW的反射、透射和模式转换,选择出最佳的UGW频率;利用所选UGW频率进一步对时域有限元(time domain finite element, TDFE)进行分析,以验证FDFE的有效性,并优化结冰检测的脉冲持续时间周期。结果表明,所选UGW具有较高的检测灵敏度和良好鲁棒性,表现出UGW应用于飞机结冰检测的巨大前景。McKlipp[40]发明了一种通过测量飞机性能特性来间接检测结冰状况方法,除了使用传统的结冰探测器之外还利用了飞机结冰的典型的间接特征参数如给定扭矩的推力和转子响应等。检测到间接特征后,探测器将该特征信息与预期飞机性能模型进行比较,来确定飞机是否结冰。这种方法模拟或测试出在结冰状态中飞机的运行参数(如空速、高度、油门设置等)记录到数据库中,并将这些参数与飞行中飞机实际运行参数对比,再将可能存在的结冰状态中的运行参数提取出来,通过这些主要变化来判定飞机是否处于“结冰状态”中。在飞机飞行过程中,结冰探测系统精确地检测出结冰的冰型、位置、厚度以及面积,对于提高防除冰系统效果、保证飞行安全具有重要意义。

3 飞机外表面防除冰

飞机需要防除冰的部位主要有机翼、尾翼、风挡、发动机进气口等。按照防除冰系统的工作方式可将飞机防冰除冰技术分为机械除冰技术、液体防冰技术和热力防冰技术等。其中,机械除冰技术又可分为气动带除冰、超声波除冰和电脉冲除冰技术等;热力防冰技术分为电热防除冰、气热防除冰技术等。目前也有一些新型技术正在开发,如回路热管防除冰技术、介质阻挡放电(dielectric barrier discharge, DBD)等离子体防除冰技术、超疏水被动防冰技术等,飞机防除冰系统分类如图3所示。

图3 飞机防除冰系统分类Fig.3 Classification of aircraft anti-icing systems

3.1 发动机引气防除冰

发动机引气防除冰是目前应用最为广泛、最为可靠的一种防冰方式,其通过发动机引高温气体(主要来自发动机压气机的低压段或者高压段)加热飞机蒙皮达到防除冰目的。中外目前采用较多的是空腔式热冲击导热防除冰技术,空气进入发动机压气机后,调节温度和压力后经过管道喷射到蒙皮内表面,通过蒙皮导热使蒙皮外表面温度升高达到防除冰的目的,空气最终从翼尖排出。该技术主要应用于机翼、发动机进气口等部位,是较为常见的防除冰方式之一。发动机引气的主要缺点在于如果发动机引气量过大,往往会造成飞机发动机动力不足,造成严重的飞行事故。传统引气防除冰系统空气与蒙皮换热后直接从翼尖排到大气中,这部分废气仍有较高的温度。采用微引射热气防除冰腔[41]可以有效利用换热后的废气,是节约发动机引气的有效方法之一。梁青森等[42]在微引射热气防除冰腔中将高温高压的发动机引气与飞机蒙皮换热后的空气混合,优化引射比,使混合后空气的压力和温度满足防除冰要求,防除冰用的引气量减少,从而使得发动机推力增加。图4[43]所示即为B737机型发动机引气防除冰系统示意图。

图4 B737机翼前缘防冰腔示意图[43]Fig.4 Schematic diagram of deicing cavity on B737 leading edge[43]

3.2 电脉冲除冰

电脉冲技术最早出现于20世纪30年代,属于机械除冰方式。电脉冲的基本原理是采用电容器组向线圈放电,线圈通电后产生强磁场,使飞机部件(如蒙皮)产生一个高幅值、持续时间短暂的电磁力,蒙皮受力后快速振动,使得冰层从蒙皮上脱落或者破裂[44]。中国对电脉冲除冰技术的研究较晚,还未完全掌握电脉冲除冰系统电动力学和结构强度设计与分析方法、电脉冲除冰结构的疲劳寿命评估方法、电脉冲除冰技术的疲劳强度验证试验方法以及电脉冲除冰系统的综合优化设计与评估方法等关键技术[45]。电脉冲除冰技术研究的难点有很多,比如进行最优的脉冲电路、电脉冲除冰的激励的计算等。实验证明,电脉冲除冰系统能量消耗仅为每平方英尺10 W,且除冰率高达95%[46]。电脉冲除冰系统具有低能耗、寿命长、重量轻等优点,值得进一步研究。图5[45]所示即为电脉冲除冰的原理图。

图5 翼展方向安装的EIDI示意图[45]Fig.5 Sketch of EIDI system installed in wingspan[45]

3.3 介质阻挡放电等离子体防除冰

介质阻挡放电(dielectric barrier discharge, DBD)作为等离子体主动流动控制的常用手段,按照激励电压的波形分为:AC-DBD(alternating current,激励电压为kHz级正弦波)、NS-DBD(nanosecond pulsed,激励电压上升沿为ns级脉冲)、射频 DBD(激励电压为MHz级正弦波)等[47]。对电极施加高交流电电压时,封装电极上的空气将被电离并产生一条等离子体流,在此过程中封装电极上的环境空气也会被等离子体加热,因此DBD防除冰系统可以直接加热机翼表面的气体层实现防除冰。Liu等[48]将DBD等离子体除冰方法和电加热防除冰方法进行了比较研究,发现在相同的功率输入下,采用DBD等离子体的方法用于机翼防除冰方面的效果在极端条件下与传统的电加热防除冰相当;并且Liu等[49]进一步发现,在相同的功率输入下,与连续驱动模式相比,占空比模式下的等离子体驱动在工作期间具有更高的瞬时电压,随时间推移等离子体激励器总功耗不变,产生更强的热效应(是传统电热膜防除冰瞬时输入功率密度的两倍[48]),从而提高防除冰性能。因此DBD等离子体在防除冰应用中具有巨大潜力,如何优化DBD等离子体激励器、进一步提升防除冰效果还需继续研究。等离子体防除冰装置机理图如图6所示[50]。

图6 等离子结冰控制机理图[50]Fig.6 Mechanism illustration of plasma icing control[50]

3.4 超声波除冰技术

超声波除冰技术能耗低、重量小,因此超声波除冰技术在提高能源效率方面具有较大的发展前景。目前人们认为超声波除冰法的作用机理主要有3种[51],分别为机械除冰、加热除冰、空化效应。

机械除冰:超声波除冰系统开始工作时,会产生剪切水平波(shear horizontal wave)和兰姆波(Lamb wave), 机翼与冰层之间会产生横向剪切应力;当剪切应力大于机翼与冰之间黏着强度时,机翼表面与冰层分离。

加热除冰:超声波(ultrasonic guided waves, UGW)会产生热量使机翼与冰之间热阻减小,使得机翼局部区域的冰块融化。

空化效应:冰晶融化后在机翼接触面处形成薄水层,会形成空化气泡,提升了机翼除冰效果。

利用超声波机械除冰是最为常见的方式之一,机械式超声波除防冰系统主要由电信号发生器、功率放大器、超声波换能器、连接线等部件组成。其中,超声波换能器是除冰系统的核心部件,因此超声波换能器的优化设计直接关系到超声波技术是否能成功机载防除冰应用。Wang[52]研究了超声除冰技术在风力涡轮机叶片除冰、高压输电线路除冰和飞机机翼除冰领域的理论和应用,给出了除冰时间与冰层厚度、单位面积能耗以及能耗与冰层厚度的关系等重要经验公式。Wang等[53]提出了利用铌酸锂制成的超声波换能器的除冰方法,并且设计了一种轻型除冰铌酸锂换能器;超声波换能器产生局部剪切力来削弱界面,随后在法向上使用脉冲力对表面除冰。实验表明使用铌酸锂换能器具有去除机翼表面冰层的可行性,并且具有良好的除冰效果。

3.5 电热防除冰技术

电加热防除冰技术是将电能转化为热能的防除冰技术,电热防除冰系统一般是由电源、选择开关、过热保护装置及加热元件等组成。电热防除冰技术的加热方式有连续式加热和周期式加热,飞机上防除冰系统若采用连续式防除冰技术,则会消耗大量电能,所以一般采用周期式间断加热技术。通过周期性提供电能,使机翼外表面的冰层受热融化、破碎后被气流带走。目前电热薄膜加热器具有电热响应性灵敏、低能耗、重量轻等优点,成为电热防除冰领域的研究热点。Wang等[54]制备了一种新型超低导电填料的复合薄膜加热器,将不溶性乙酸乙酯(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,薄膜加热器具有良好的延展性、韧性和耐久性,符合机载应用要求。通过一系列优化实验,最终得出使用复合薄膜加热器后,冰柱下落的时间比没有加载电压时短得多,由此证明薄膜加热器在飞机防除冰领域具有一定的应用前景。Roy等[55]对在明冰条件下嵌入薄蚀刻箔电热加热膜的碳纤维复合机翼结构进行防冰模拟,确定了加热器调节规律,提高了能效,同时确保防冰性能。图7[45]所示为电热除冰技术示意图。

图7 电热除冰示意图[45]Fig.7 Sketch of electro thermal de-icing system[45]

3.6 回路热管防除冰技术

回路热管防除冰系统(loop heat pipes, LHP)是一种集成的热管理技术,其利用工液的汽液相变传热,并利用孔芯的毛细力来循环工作液体,无需额外耗功,与传统防冰系统相比具有显著的节能效果。由于其传热能力高、传递距离长、设计和安装灵活等特点,目前已经广泛应用于太空设备[56]的热管理。回路热管(LHP)由蒸发器、冷凝器、补偿室(compensation chamber, CC)和汽/液体管线组成。但由于毛细作用的特性,它在重力场中的任何方向上传热距离约几米,或在水平位置上传递到几十米远[57]。回路热管防冰系统示意图如图8所示[58]。

图8 回路热管防除冰系统[58]Fig.8 LHP anti-icing system concept[58]

根据美国国家航空航天局(National Aeronautics and Space Administration,NASA)的小型企业创新研究(small business innovation research,SBIR)计划,Philips等[59]提出了一种回路热管型飞机防除冰系统,并且装载到了全球鹰无人机上;该系统利用5个回路热管将液压系统中3.8 kW的废热输送至发动机入口前缘,对其进行防除冰;美国国防部的IHPTET计划的工作报告称,与发动机引气系统相比,使用余热的热管防除冰系统降低了5.5%燃料消耗率SFC(发动机每发出1 kW有效功率,在1 h内所消耗的燃油质量),并能提高4.77%的发动机推力[60]。NASA测试了回路热管在高过载因数G-load下的性能,该计划测试了回路热管在超过工作重力极限的系统自动重启的情况,并使用Allied Signal TFE371涡轮风扇发动机模拟,其燃料消耗比提高了1%,可用推力与发动机引气防除冰系统相比增加6.0%[58]。Su等[61]测试了用乙醇-水作为工作流体的回路热管系统,将之应用于机翼防除冰,研究表明约60%的乙醇-水混合物浓度表现出最佳瞬态响应时间和稳态传热性能。Gregori等[62]为了分析工液对LHP性能的影响,使用EcosimPro创建了LHP模型,分析结果后,权衡选择出适合用于防除冰系统的工作流体如丙酮和甲醇等。

在飞行过程中,飞机加速度、飞行姿态改变等可能会导致回流蒸发器中的工作液体减少,这对LHP可靠性和稳定性提出了要求。针对此情况可使用双补偿室回路热管(double compensation chamber loop heat pipe, DCCLHP),DCCLHP在蒸发器的每一端都有一个补偿室,可以有效地调节液体的比例[63],在飞机在穿越结冰区时,遇到大面积过冷液滴撞击机面前,即可开启双补偿室回路热管系统(double compensation chamber loop heat pipe ice protection system, DCCLHPIPS)。搭载回路热管防冰系统(loop heat pipe ice protection system, LHPIPS)的飞机比搭载引气系统的飞机发动机推力少减少6.22%[63]。Lin等[64]设计了一个实验,测试了DCCLHP系统的极端运行情况,在最极端的情况下(任意的倾斜角度),系统能在超过50 W的热负荷下正常运行。回路热管防除冰系统可以利用飞机废热进行防除冰,要想对其进一步优化探索应用,则需与飞机热管理系统耦合研究。表1[63]为飞机防除冰系统可用热源温度。

表1 飞机防除冰系统可用热源温度[63]

3.7 液体防除冰

液体防除冰系统通常采用喷淋防冰液的方式来防止飞机机翼结冰,防冰液一般为乙二醇混合物。飞机防除冰液通常有Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ、Ⅳ型,Ⅰ型液体用于简单除冰,防止结冰时间较短(在冻雨中约为3 min,在结霜条件下约为20 min[65]);若需要延长防结冰时间,则需要先喷Ⅰ型后使用Ⅱ、Ⅲ或Ⅳ型液体,Ⅰ型和其他液体之间的主要区别是Ⅱ、Ⅲ、Ⅳ中存在增稠剂,可以黏附在机翼上并且吸附结冰污染物,当飞机飞行时,防冰液受到气流“剪切力”的作用逐渐脱落。欧洲宇航防务集团规定,使用适当的增稠剂时,Ⅱ型流体在冻雨条件下的保持时间为30 min,在结霜条件下的保持时间为240 min[66]。防冻液优点在于防冰区不易形成明冰,停止喷液后还能在一段时间内起到防冰效果;但其增加了飞机载荷,影响了飞机的气动性能。Koivist等[67]研究发现,在飞机喷洒防冰液起飞后,会形成二次波(secondary wave),与没有形成二次波的机翼相比,有二次波的机翼至少会损失1.5倍的升力。Zhang等[68]研究发现除冰液会降低SHS的疏冰性能,将SHS浸入Ⅳ型除冰液60 min后,冰黏附强度增加5倍以上,并且除冰液会对环境产生一定负面影响。图9[45]为液体防除冰系统示意图。

图9 液体防除冰系统示意图[45]Fig.9 Sketch of anti-icing fluid system[45]

3.8 气动带防除冰

气动带除冰系统又称为膨胀管除冰系统,其由膨胀管、压力调节源、真空源和空气分配系统组成。当飞机检测到结冰时,发动机向气动带引气,气动带周期性膨胀、收缩,改变飞机蒙皮的气动外形从而破坏冰层与表面的结合力[69],在气流作用下使冰层从机翼表面脱落。气动带中导管布置分为弦向和展向两种形式[68],两种形式如图10[70]所示;弦向制造难度较大、工艺要求高,但是其气动外形优于展向。虽然气动带防除冰系统重量低、能耗小,但是气动带会随时间增长而老化,所以需要定期检查。该系统工作时会改变飞机气动外形,故不适合高速飞机;且除冰时机难以掌握,打开过早易形成冰脊且难以去除[69]。

图10 气动带防除冰系统两种形式[70]Fig.10 Expansion tube anti-deicing system in two forms[70]

3.9 防除冰系统优缺点及对比

上述飞机防除冰系统的优缺点及应用如表2所示。

表2 防除冰系统优缺点

4 飞机外表面结构——超疏水表面

在自然界中,荷叶与猪笼草体现出较强的疏水性,Barthlott等[71]首次表明了表面粗糙度、较小的颗粒黏附力和疏水性是许多生物表面自清洁的关键。超疏水表面(superhydrophobic surface, SHS)具有较强的疏水性,其也是一种较为理想的防冰材料。SHS通常定义为水滴在表面上接触角大于150°、滚动角小于10°,它们与水的相互作用非常弱,因为其表面的微型纹理,使空气留在表面的空隙中,减少了固液之间的接触面积。超疏水涂层的最早实验是由Onda等[72]完成的,Onda和他的团队研发了由烷基烯酮二聚体制成的超疏水膜。超疏水表面经典的润湿模型,分别为“Young’s方程”“Wenzel模型”和“Cassie-Baxter模型”。

4.1 润湿模型

当液体与固体表面发生接触时,液体会沿着固体表面向外扩展,原有的固-气界面和液-气界面会被固-液界面取代,这一现象称为润湿[73]。液体与固体表面形成的夹角,即为接触角,接触角是表示固体表面润湿性的重要特征参数之一。一般根据接触角θ的大小,表面润湿性可分为亲水性(θ<90°)、疏水性(θ>90°)和超疏水(θ>150°),示意图如图11[16]所示。

图11 表面润湿性示意图[16]Fig.11 Schematic diagram of surface wettability[16]

19世纪,Young[74]通过对润湿模型的研究,提出了“杨氏方程”,杨氏方程揭示了接触角和表面张力之间的关系。根据杨氏方程,液滴和固体表面之间的接触角与表面张力的关系可用式(1)来表示为

γLAcosθY=γSA-γSL

(1)

式(1)中:γSA为固-气界面的表面张力;γSL为固-液界面的表面张力;γLA为液-气界面的表面张力;θY为平衡状态下的液滴接触角。

当然,杨氏方程具有一定局限性,它是一个理想状态下成立的等式,其仅适用于非弹性、光滑且化学均匀的表面。因此,杨氏方程不能解释实际情况下的润湿机理,杨氏方程所代表的模型如图12(a)所示。1936年,Wenzel[75]改进了杨氏方程,其提出了表面粗糙度的概念,解释了表面粗糙度与液滴接触角之间的关系,提出了Wenzel方程,表达式为

图12 经典润湿模型[16]Fig.12 Schematic illustration of theoretical wetting models[16]

(2)

式(2)中:θW为Wenzel接触角;γ为表面粗糙因子。

Wenzel方程表征实际固-液接触面积与固-液投影接触面积的比值,其代表的模型如图12(b)所示。根据Wenzel方程可知,随着粗糙度(表面粗糙因子)的增加,物体表面将更加疏水;而在亲水表面上,将表现出相反的效果,表面将更加亲水并且接触角更小。但是Wenzel模型仅适用于液滴完全占据表面微纳米粗糙结构的均匀区域,无法适用于不均匀的润湿状态。因此,在此基础上,Cassie等[76]于1944年进一步改进,提出Cassie-Baxter方程,表达式为

cosθCB=f1cosθ1+f2cosθ2

(3)

式(3)中:θCB为Cassie-Baxter状态下的表观接触角;f1、f2分别为固-液界面和气-液界面占表观接触面积的比例分数,且f1+f2=1。

Cassie-Baxter模型如图12(c)所示,Cassie-Baxter模型表征水和固体表面之间的接触面积最小化,即可以用来表征非均匀的润湿模型,f1越小,则表观接触角越大,表面的疏水效果越好。

静态疏水和动态疏水是精确描述超疏水表面的关键。一般来说,静态接触角是静态疏水的主要特征;滚动角与接触角滞后是动态疏水的主要特征。滚动角α是指液滴从固体表面滚落时的最小倾角;如果固体表面以滚动角角度α倾斜,水滴将向下滑落。因此,θα被定义为前进接触角,而θγ被定义为后退接触角,θα和θγ之间的差值被定义为接触角滞后[77]。

1962年,Furmidge[78]提出了滚动角和接触角滞后之间的关系式方程,表达式为

mgsinα=ωγLA(cosθγ-cosθα)

(4)

式(4)中:mg为液滴的质量;ω为湿润区域的直径(或宽度);γLA为液-气界面的张力或自由能。由式(4)可知,接触角滞后越小,其所对应的滚动角也越小。

综上,Young方程是一个理想状态下成立的等式,其仅适用于非弹性、光滑和化学均匀的表面;Wenzel模型仅适用于液滴完全占据表面微纳米粗糙结构的均匀区域,无法适用于不均匀的润湿状态;Cassie-Baxter模型可以用于表征非均匀的润湿状态;Furmidge提出了滚动角和接触角滞后之间的关系。润湿模型条件对比如表3所示。

表3 润湿模型条件对比

4.2 超疏水表面的防冰机理

超疏水表面(接触角>150°,滚动角<10°)被认为是一种有前景的防冰技术,其无需任何能量消耗,且超疏水表面可以人工制造[79]。超疏水材料将空气截留在纳米表面(纹理)中,最大限度地减少了固-液之间的接触面积。这种纳米表面(纹理)具有一些关键的防冰特性,可以有效地降低传热系数和减少冰的非均匀成核点[80]。这种界面可以有效地形成热屏障(空气导热系数小于水滴导热系数),来减小结冰阶段的热传递;减少冰的非均匀成核点来降低异质成核的可能性。如果只与表面的一部分接触,冰与表面的黏附力就会降低且与Cassie-Baxter模型[81]相似;如果固-气复合表面完全润湿,则其表面状态从Cassie-Baxter状态转变为Wenzel状态,超疏水性失效。比如在飞行中,过冷水滴会高速撞击到飞机表面,很容易渗透到超疏水材料的界面中(即从Cassie-Baster状态转变为完全湿润的Wenzel状态),导致超疏水材料完全湿润。一旦水在Wenzel状态下渗透在超疏水材料的纹理中,由于热导率的增加,水与表面接触后很容易结冰,导致冰黏附强度增加[82],纹理中的积冰很难去除。

综上所述,特别是在飞行结冰区,对于过冷液滴高速撞击机翼表面,超疏水材料防除冰可能失效甚至起到相反的作用。因此,许多研究人员开始研究具有某些特性(如光热效应)的超疏水表面或者将超疏水被动防除冰与飞机主动防除冰系统耦合进行研究。

4.3 超疏水材料研究现状

目前,由于超疏水表面已被发现在防冰领域具有巨大的应用价值,中外研究人员对超疏水表面进行了大量的研究,已经成功研发了多种方法来制备超疏水表面。超疏水表面制备方法主要分为以下两种[67]:一种是先在基底表面引入粗糙的微结构,再加入低表面能物质,如模板法、刻蚀法、浸涂法、电泳法、化学气相沉积法等;另一种是先对材料进行低表面能加工,再增加表面粗糙程度,如喷涂法、接枝法等。Laroche等[83]介绍了在阳极金属氧化物表面上由有机硅纳米丝(silicone nanofilament, SNF)网络制成的防冰涂料,通过实验发现在钛铝合金表面的氟化硅纳米丝涂层在通过16次结冰/除冰实验中均表现出较低的冰附着强度;虽然在除冰过程中表面的硅纳米丝脱落,但基硅层与底层阳极氧化层具有很强的附着力使得冰附着力较低。Liu等[84]通过一系列实验研究了软质聚二甲基硅氧烷(polydimethylsilo-xane, PDMS)材料的防/除冰性能,并探讨了其在飞机除冰方面的潜力;实验发现由于PDMS材料的弹性特性,会将大部分撞击表面的水滴弹离表面,实验结果表明PDMS表面上的冰附着力比基线表面(涂有珐瓷的机翼模型表面)小2个量级。Qin等[85]制备了一种具有结冰检测、防冰和除冰性能的多功能薄膜。他们通过两步真空过滤将一维材料碳纳米管(carbon nanotube, CNT)和二维材料Ti3C2TxMXene结合后使用聚二甲基硅氧烷(PDMS)作为柔性疏水材料来封装层状膜;实验结果表明水滴(100 μL)在膜表面上需要1 425 s才能冻结,其结冰延迟时间大于玻璃或PDMS。此外,该层状薄膜灵敏度高,可用于结冰现象的检测。Zhang等[86]提出了一种具有光热效应且耐腐蚀性的超疏水涂层(durably corrosive superhydrophobic coating with photothermal effect, DCSCPE),可通过Fe3O4复合纳米颗粒(nanoparticles, NP)和聚二甲基硅氧烷(PDMS)以及黏合底漆(环氧树脂)合成,该涂层在阳光照射下,冰层在790 s的短时间内融化,体现出优异的除冰性能。Zhao等[87]提出了一种具有超疏水性和优质的电热除冰性能的多功能防冰/除冰涂层,其由氟化环氧树脂和碳/聚四氟乙烯(carbon/polytetrafluoroethylene, carbon/PTFE)颗粒制成,该涂层接触角大于155°、电导率大于40 S/m,因此提出了一种电加热主动式防除冰与超疏水涂层被动防除冰相结合的系统。Zhao等[88]受蛾眼的启发,通过激光纹理烧蚀技术,制成一种仿生蛾眼状突起的铝制表面。通过实验与检测得出仿生蛾眼状表面(moth-eye-inspired texturing surfaces, MTS)上的接触角为162°,滚动角仅为3°,且蛾眼仿生结构有效增强光捕获能力,使得MTS表面的温度可以快速升高,达到防除冰的目的。

Jiang等[89]采用一步电沉积法制备了由Ce(NO3)3·6H2O和硬脂酸组成的超疏水表面,其接触角为173.02°±1.02°,滚动角仅为1.5°。就防冰性能而言,结冰延迟时间可达到612.68 s,其表面上冰附着力仅为5.72 kPa,且该表面添加了氧化层,其表面防除冰耐久性能提高32%。Zeng等[90]为了满足飞机涂层的疏水性、耐久性和防冰性能的要求,将改性环氧树脂与含氟聚合物颗粒结合来制备超疏水涂层,该涂层能明显降低界面自由能和改善的疏水性,其最大接触角为160°,最小滚动角为2°,并且在磨损实验中仍能保持其超疏水性。此外,涂层具有良好的附着力、耐腐蚀性以及自清洁性。Wong等[91]提出了润滑液注入多孔表面(slippery liquid-Infused porous surface, SLIPS),润滑液选择了低表面张力的全氟液体,如3M Fluorinert FC-70、DuPont Krytox oils等;SLIPS具有低表面张力、低接触角滞后、低滚动角、可重复的自我修复、极限压力下稳定等优点,但在飞行条件下油膜流失严重。

目前,超疏水涂层的防冰大多还停留在试验研究阶段,面向飞行器防冰还有许多问题亟待解决,目前仍需进一步探究其在高速度、高湿度、低温条件下的防冰机理、失效原因等问题,但超疏水涂层防冰的可行性已得到验证。

5 复合型防除冰技术

风洞结冰实验结果证明,在过冷液滴的高速冲击下,仅依靠超疏水表面难以保证飞机在飞行中防除冰的可靠性;当液滴与超疏水表面处于Wenzel状态(液滴完全浸入到表面纹理中)时,液体结冰反而使超疏水表面的冰黏附力增加,冰层与超疏水表面相互黏附导致积冰难以去除。因此仍需采用主动防冰方式保证飞机在飞行状态下的防除冰可靠性。基于此,以新型主动防除冰方法为主,复合仿生低黏附表面实现防除冰节能成为面向飞行环境的仿生防冰表面重要发展趋势[92]。

5.1 超疏水表面+电热防除冰系统

超疏水表面可以防除冰,但其性能在某些条件下并不理想。如在飞行过程中,大量过冷液滴撞击飞机表面,在超疏水材料的间隙中凝结,过冷液滴在相对较大尺寸的粗糙孔隙中成核和生长,并增加了黏附力;一旦液滴冻结,很难将其从表面上去除。这意味着使用超疏水涂层仍需要一些防除冰技术辅助防止飞机结冰。主动式电加热防除冰技术是将电能转化为热能的防除冰技术,相比较于发动机引热气技术有更短的响应时间,防除冰直接有效,但是其能耗较高,系统质量较大,给飞机造成较大的负荷,一般电加热系统为周期性加热。利用超疏水材料+电加热防除冰系统能有效地降低飞机能耗,在SHS上,液体和表面之间的附着力很低,大部分液态水/冰融化后从表面滚落。 Antonini等[93]用NACA0021标准翼型在开环结冰风洞中以冻雨/直径为50 μm过冷液滴两种结冰条件进行实验,实验表明若需要保证整个机翼不结冰,即不出现溢流冰(runback ice),搭载超疏水涂层的机翼需要的热功率为33 W,未搭载超疏水涂层的机翼则需要171 W的热功率,由此看出该实验中主被动耦合的系统能节省80%左右的热功率。大量研究实验表明,在主动防除冰技术基础上结合被动防除冰的方法可提升除冰效果,降低防除冰系统能耗。该防除冰技术不仅提升了防除冰系统的稳定性,还可将传统的电热热阻用一种电导率较大的材料来代替[84],降低了防除冰系统的重量,提升飞机的有效载荷。

5.2 发动机引气+除冰液防除冰系统

气热防除冰系统效果好,但飞机能源消耗多,如果发动机引气量过大往往会造成飞机发动机动力不足,且防除冰后液滴向机翼流动再次结冰并在机翼面后方进一步堆积形成冰脊。冰脊有较大的棱角会使机翼表面粗糙度增加,层流层提前向紊流层转变从而导致升力系数明显下降,并且溢流冰会堵塞襟翼与机翼各部件之间的间隙[94]。虽然除冰液不会对翼面气动性能产生影响,不会造成发动机动力不足,但除冰液装载重量有限,不仅污染环境且装载除冰液降低了飞机的有效载重。詹大可等[95]发明了气热-除冰液复合的防除冰系统,这种复合式系统能源消耗较同类防除冰系统少且确保了机翼面后方不会形成冰脊,增加了结冰环境下防除冰系统的稳定性。

5.3 超声波+发动机引气防除冰系统

超声波除冰技术能耗小,重量小。超声波除冰系统开始工作时,会产生剪切水平波和兰姆波,机翼与冰层之间瞬间产生持续巨大的剪切力,使黏附冰层破碎分离。因此,针对发动机引气系统能耗大,且由于其热惯性大,在机翼后方容易形成溢流冰,陈振乾等[96]发明了超声波+发动机引气系统,在已有发动机引气防除冰技术的基础上,辅助一个超声波高频振荡装置,能够实时有效地除去飞机飞行中机翼上的溢流冰,不仅除冰效果好,而且减少了发动机引气,不会造成发动机动力不足的情况,大大降低了能量的消耗。超声波除冰装置中核心部分是超声波换能器,压电式换能器因电声转换效率高、价格低等特点被广泛使用。应用超声波防除冰系统时需要考虑安装位置及方式,因此还需要对低功耗、小型化的超声波换能装置进行研究,使之与飞机机翼结构相匹配。

5.4 电热+电脉冲防除冰系统

电热+电脉冲防除冰技术是将电热除冰技术与电脉冲技术相结合而形成的一种稳定、高效的防除冰方式。电加热器、电磁脉冲激振器安装在机翼蒙皮内,但脉冲激振器与蒙皮之间有细小的间隙。当机翼结冰时,电加热除冰系统开启后融化与机翼蒙皮接触的冰层后,降低冰层与机翼蒙皮的黏附力后开启电脉冲防除冰系统,通过振动去除机翼蒙皮的薄冰。电热+电脉冲防除冰技术,这种复合技术可以有效降低飞机在除冰过程中的能耗,且减少飞机蒙皮受激振过多而导致的疲劳损伤[97]。

5.5 超疏水表面+回路热管防除冰系统

回路热管技术利用工作流体的气-液相变实现高效换热,并且通过热管芯的毛细作用驱动工作液体循环流动。将回路热管技术与飞机热管理系统耦合,利用飞机余热(空气/油冷却器、废气喷口、液压系统等)作为回路热管系统热源,降低系统能源消耗。由此提出超疏水表面+回路热管防除冰系统。超疏水表面+回路热管防除冰技术利用表面超疏水特性弹开飞行过程中撞击机翼的过冷液滴,阻碍冰晶在机翼表面的形成;同时结合回路热管技术,在超疏水表面失效时也能保持防除冰的效果;该方式降低防除冰系统热量的消耗,同时高效地利用飞机余热,解决了飞机防除冰系统能源消耗巨大的问题。

由以上内容可以看出,复合的防除冰系统能有效地提高除冰效果,且弥补了单一防除冰技术缺点。复合防除冰技术与单一技术对比如表4所示。

表4 复合防除冰技术与单一技术对比

5.6 复合防除冰系统对比

复合防除冰系统通常是两种方式进行复合,需要考虑到系统的质量对飞机有效载荷的影响、系统复合之间的优选性。复合防除冰系统具有许多优点:①能耗小,系统对高空结冰环境适应性强;②除冰效率高,且可以有效地减少二次结冰;③在提升除冰效果的同时有效地保障了飞机有效载荷(如超疏水表面+热力防除冰系统);④传统的防除冰方式结构复杂且系统质量较大,通过主被动系统复合可降低防除冰系统对飞机能源的依赖性。目前对复合防除冰系统能效分析缺乏研究,还需要对机载复合防除冰系统进行进一步研究与探索。

6 结论与展望

首先分析了结冰机理,在此基础上对比了主流的防除冰方式,发现主流的发动机引气防除冰系统可能造成发动机输出功率降低,引起失速、电热防除冰系统功耗大,因此复合式防除冰系统是飞机防除冰系统的趋势之一。针对超疏水表面防除冰机理以及复合系统适用性等优点,总结结论如下。

(1)飞机结冰绝大多数为微小颗粒与固体基质显著降低成核势垒所导致的异质成核,受表面微小颗粒物分布、界面与水滴的接触面积、固体基质等因素的显著影响;目前结冰探测广泛使用的磁致伸缩式结冰探测器采用外伸式,严重影响了飞机气动布局,研究内嵌式探测装置以及针对气动参数算法探测结冰的方式具有巨大前景。

(2)目前针对超疏水表面防除冰,大部分是依据吉布斯提出的“经典成核理论”。一般基于以下3个方向:超疏水涂层减少表面微小颗粒物,使其均匀成核以降低结冰概率(一般均匀成核需要-40 ℃);减小液滴与固体之间的接触面积延缓结冰时间(液滴与表面纹理间夹杂空气层,可有效阻挡热量传递);利用超疏水表面低滚动角与高接触角的特性,在液滴结冰之前将之去除。

(3)从对气动外形影响角度考虑,气动带防除冰无疑对其影响最大;从飞行安全性考虑,发动机引气防除冰相较于电加热系统引气造成发动机可用功率降低,影响飞行安全性;从能源角度考虑,电加热防除冰能耗较高,液体防除冰系统质量大,影响飞机有效载荷且大量使用防除冰液污染环境;传统的防除冰技术方式防除冰方式单一,通常能耗较大,对飞机能源的依赖性大,在飞行的极限工况中可能无法兼顾飞机能源(电能、发动机引气、燃油温度等)效率。

(4)复合防除冰方式能显著提高防除冰效果。从提升有效载荷的角度来看,超疏水材料+电加热防除冰技术相较于发动机引气+除冰液防除冰系统在保证除冰效果的同时极大地降低了系统重量,最大限度地提升系统有效载荷;从除冰效果来看,超声波/除冰液+发动机引气防除冰系统通过复合技术有效地避免了二次积冰的形成,保证了防除冰系统在结冰工况中的适应性与稳定性,电热+电脉冲防除冰系统可以覆盖更大的结冰防护范围[98]。考虑到飞机处于结冰区中仅超疏水表面难以抑制冰晶产生,需要辅以一种主动防除冰方式,因此一种超疏水材料被动防除冰+回路热管[99]主动防除冰的飞机防除冰系统;回路热管传热效率高,因此结合超疏水材料和回路热管技术的主动被动结合式防除冰系统在飞机防除冰领域具有良好的应用潜力。

基于复合防除冰系统的机载应用,以下问题亟待解决。

(1)超疏水表面应用于机载防除冰系统。高速飞行中飞机蒙皮表面会受到过冷液滴撞击,机翼前缘涂层会受到损耗,润湿性受到破坏,具体表现为接触角减小与滚动角明显增大[100]。探究在典型飞行结冰工况(高速、低温、高湿度)以及在飞行状态中表面受SLD撞击超疏水表面结构的损耗因素,对超疏水有效的制备方法、延长超疏水涂层的耐久性进行评估,研制面向机载应用的超疏水防除冰材料。

(2)回路热管机载应用时通常会因高G-load和方向改变,导致返回蒸发器的工作液体减少,甚至可能使热管芯干。因此需要对回路热管的传热传质的极限性能[高G-load、攻角(angle of attack,AOA)]等以及失效后重启性能进行探究,使得LHPIPS系统的环境适应性进一步增强;另外,研究基于飞机完整的热管理系统可选的合适、稳定的热源与热管中工作液体的物理性质相匹配。

(3)复合防除冰系统的位置布置与设计优化。防除冰技术之间的复合可以显著提高系统的防除冰效果,但复合技术所带来的一些问题(复合技术经济耐用性、稳定性、技术之间兼容性、与飞机结构匹配度)需要仔细研究与优化。如所述的发动机引气+超声波防除冰系统,可以降低机翼防护温度,只达到融冰而非蒸发液滴从而降低能耗,融化的液滴会在气流作用下溢流再次结冰,此时再利用超声波将热防护区外溢流冰去除,因此需要优化引气管路与超声换能器布置。如何使两种单一的防除冰技术成功结合,需要进一步研究。

(4)在典型飞行结冰工况(高速、低温、高湿度)、SLD撞击下,由于两者不匹配可能导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结构尺寸与冰晶成型尺寸之间的关联性,确定与之相应的适合防除冰的材料结构尺寸。