飛機在結(jié)冰氣象條件下飛行時,在飛機機翼前緣,發(fā)動機進氣道和壓氣機葉片上.在渦輪螺旋槳發(fā)動機的螺旋槳槳葉上.在駕馭艙風(fēng)檔玻璃上，以及在測溫、測壓的各種傳感儀器探頭_上，常常會遇到結(jié)冰的現(xiàn)象。飛機結(jié)冰后，不僅增加了飛機的重量，而且破壞了飛機的氣動外形，因而阻力增加，飛機操縱性、穩(wěn)定性下降;儀表、儀器結(jié)冰后，會導(dǎo)致指示失常，如結(jié)冰嚴重時，還可能出現(xiàn)嚴重的飛行事故。
一、機翼及尾翼結(jié)冰的影響 機翼和尾翼是飛機產(chǎn)生升力的主要部件。結(jié)冰時，冰層主要聚集在翼面前緣部分。機翼和尾翼_上結(jié)冰，會引起翼型阻力增加，升力下降，臨界攻角(失速攻角)減小，飛機操縱性和穩(wěn)定性惡化。 (一)翼型阻力增加，升阻比降低翼型阻力是由摩擦阻力和壓差阻力兩部分組成的。摩擦阻力的產(chǎn)生是由空氣具有粘性，在空氣流經(jīng)機翼表面時，會形成附面層而產(chǎn)生摩擦阻力。摩擦阻力的大小，主要取決于附面層的性質(zhì)，層流附面層的阻力遠比紊流附面層阻力小，機翼表面都設(shè)計成流線型截面，就是為了避免出現(xiàn)紊流附面層的。 壓差阻力是物體前后的壓力差 所引起的，因此，它的大小主要取決于物體的形狀。為了減小翼型的壓差阻力，機翼表面也必須具有良好的空氣動力外形。 機翼和尾翼結(jié)冰后，表面出現(xiàn)不平并使翼型失真，破壞了原來的流線外形，是氣流產(chǎn)生局部分離，從而使原來的層流附面層變成紊流附面層，于此相應(yīng)的摩擦阻力和壓差阻力都會增大。有資料說，機翼表面結(jié)上槽狀冰后，翼型阻力可增加5-10倍。根據(jù)飛機試驗，機翼和尾翼結(jié)冰時，其增加的阻力占飛機因結(jié)冰引起阻力增加總量的70-80%。由此可見，對機翼前緣防冰加溫是十分重要的。
機翼結(jié)冰后，阻力增加多，引起升阻比降低，使機翼空氣動力品質(zhì)變壞。 (二)臨界攻角減小 當(dāng)機翼為流線型時,流過機翼的氣流將是一層一層的，這時的升力系數(shù)Cy隨攻角a的增加而線性增長;a增大acr時， 如果再繼續(xù)增加，則Cy猛烈下 降，這個升力系數(shù)Cy為*大值時的攻角ac1稱為臨界攻角。當(dāng)翼面結(jié)冰后， 氣流的流線型分層遭到破壞，會使臨界攻角a cr下降。圖9-3表示了翼面結(jié)矛狀冰和槽形冰后臨界攻角減小的情況，同時可見，結(jié)冰后的升力系數(shù)*大值Cymx也下降了。
二、風(fēng)檔玻璃及測溫測壓探頭結(jié)冰的影響 飛機在結(jié)冰條件下 飛行時，或當(dāng)飛機高度突然下降時，駕駛艙正面風(fēng)檔玻璃可能結(jié)冰或出現(xiàn)霧氣，這時會降低玻璃的透明度，使目測飛行變得十分困然，對飛機的起飛和著陸是很不利的。飛機上裝有空速管和大氣總溫傳感器、攻角傳感器和側(cè)滑角等多種測溫測壓探頭，這些部件也可能結(jié)冰。當(dāng)空速管測壓口結(jié)冰使進氣孔面積變小時，會使入口動壓減小，使空速指示失真;大氣總溫傳感器測溫探頭結(jié)冰時，由于冰的蒸發(fā)，會使溫度值下降，由此引起的誤差可達10%以上。在現(xiàn)代大型飛機上，這些速度，壓力和溫度信號要送到有關(guān)大氣數(shù)據(jù)計算機或飛控計算機，由于結(jié)冰引起輸入?yún)?shù)的誤差或錯誤，將會使航空儀表或數(shù)字顯示失真，使駕駛工作復(fù)雜化，因而隱含著種種不**因素。
飛機_ 上主要的防冰部位有機翼、尾翼、發(fā)動機進氣道、螺旋槳、風(fēng)檔玻璃和測溫測壓探頭，根據(jù)這些部位的不同和防冰所需能量的大小，因而各部位有不同的防冰方法。根據(jù)防冰所采取能量形式的不同，可分成機械除冰系統(tǒng)，液體防冰系統(tǒng),熱氣防冰系統(tǒng)和電熱防冰系統(tǒng)，下面分別討論他們的工作原理和優(yōu)缺點以及在民航飛機上的應(yīng)用概況。
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