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摘要：溢流冰会对飞行安全与操纵品质造成重大影响。本文将电热方法与超疏水表面法二者结合，探究超疏水电热薄膜对溢流冰的抑制效果。以聚酰亚胺为基底，制备了超疏水电热薄膜，进行了润湿性能测试，证明制得的薄膜具有良好的超疏水性。对超疏水电热薄膜进行了冰风洞试验验证，证明了超疏水电热薄膜在多种结冰环境下对溢流冰均有明显抑制作用。通过分析液滴与薄膜表面的微观接触界面对液滴脱离表面能量的影响，探究了超疏水表面抑制溢流冰的原理。超疏水表面微纳结构凸起的存在，使得液滴与薄膜间的实际接触面积大大减小，从超疏水电熱薄膜表面分离液滴所需的能量远远小于普通电热薄膜表面。综上，超疏水表面在防止溢流冰方面表现出显著的优势，在飞机防冰领域具有潜在应用前景。
关键词：飞机防冰；风洞；超疏水；低能耗；溢流冰
中图分类号：V259文献标识码：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.09.011
基金项目：航空科学基金（2017ZC53036）
飞行器结冰严重危害飞行安全[1]。相关研究表明，结冰会增加飞行阻力，影响边界层状态，进而导致气流分离现象。由机翼前缘收集到的液态水滴，若未能及时与机体完成分离，会溢流到翼面或者机翼后缘产生溢流冰[2-3]。溢流冰会严重影响翼型上下翼面的气动外形，使飞机飞行阻力增加[4]，升力减小，对飞行安全产生严重威胁。
传统的飞机防除冰手段主要包括气热、电热[5]、气动和防除冰液等方法。超疏水表面因其不需要额外能量供给，成为一种值得重视的新型防除冰方法[6-11]。近年来，已有一些研究人员开展了超疏水表面与电热结合的防除冰方法的探索。王延明[12]、Antonini[13]和Depauw[14]等开展了基于超疏水电热方法的冰风洞试验，证明了该方法可有效降低防除冰能耗。然而，超疏水电热方法对溢流冰的影响效果及机理却鲜见报道。
本文对超疏水电热薄膜开展了冰风洞试验，探究了超疏水电热薄膜对溢流冰抑制效果，并使用能量模型对超疏水表面抑制溢流冰的机制做出阐释。
1超疏水电热薄膜设计与制备
超疏水电热薄膜设计示意图如图1所示，超疏水涂层表面位于薄膜的最外层，电加热层位于内侧和外侧聚酰亚胺层之间。首先以聚酰亚胺为基底，将康铜箔与其复合，再通过覆感光膜、曝光显影、湿法刻蚀金属层、去感光膜、热压合成形等工艺制得普通电热薄膜。本文使用由西北工业大学空天微纳系统教育部重点实验室提供的超疏水涂料，对普通电热薄膜进行喷涂，从而制得超疏水电热薄膜。
2试验方法
本文试验是在中国空气动力研究与发展中心FL-16Y的0.3m×0.2m结冰风洞完成的。该结冰风洞主要由试验段、扩散段、换热段等组成，如图2所示。
冰风洞试验所用的测试系统如图3所示。该系统主要包含冰风洞的测试段，以NACA0012翼型为剖面的测试模型（弦长300mm，宽200mm，包括测试薄膜与温度传感器）、直流电源，数据采集板以及相机。测试翼型安装在冰风洞的测试段。直流电源用于为电热薄膜提供能源。数据采集板用于采集薄膜表面的温度变化。相机布设于测试段观察窗口外，用于捕捉记录试验现象。
本文使用普通电热薄膜（无超疏水表面）与超疏水电热薄膜形成对照。在冰风洞试验中，翼型模型的迎角为0°。电热薄膜覆盖率翼型的最高点（上表面30%弦长处）与最低点（下表面30%弦长处）之间的部分。
3试验结果及分析
冰风洞试验参数见表1。其中，T为试验温度，V为来流中过冷水滴速度，LWC为过冷水含量，MVD为过冷水滴平均容积直径。试验参数为无人机典型工况，所有参数均符合FAR-25部中附录C关于飞机结冰测试相关标准的要求。
3.1冰风洞试验
本文设置了对比试验以测试薄膜的防冰能力。图4为冰风洞试验1结冰条件下，对两种电热薄膜以不同的防冰功率依次进行防冰试验。试验结果表明，加热功率分别为31.16W、25.5W和17.36W时，超疏水电热薄膜前缘及翼面均无明显溢流冰，如图4（a）～图4（c）所示；而贴附普通电热薄膜（无超疏水表面的电热薄膜）的试验翼型，随着加热功率的降低，翼面开始出现明显溢流冰，如图4（d）所示，然后出现冰瘤，如图4（e）所示，最后溢流冰面积进一步加大，如图4（f）所示。
图5为在冰风洞试验2结冰条件下的试验结果。试验结果表明，当加热功率分别为43.65W、26.95W和19.80W时，超疏水电热薄膜前缘及翼面均无明显溢流冰，如图5（a）～图5（c）所示，而贴附普通电热薄膜的试验翼型，随着加热功率的降低，翼面开始出现明显溢流冰，如图5（d）所示，然后出现冰瘤，如图5（e）所示，最后溢流冰面积进一步加大，如图5（f）所示。
图6为在冰风洞试验3结冰条件下的试验结果，试验结果表明，当加热功率分别为65.45W、54.5W和44.55W时，超疏水电热薄膜前缘及翼面均无明显溢流冰，如图6（a）～图6（c）所示，而贴附普通电热薄膜的试验翼型，随着加热功率的降低，翼面开始出现明显溢流冰，如图6（d）所示，然后溢流冰面积加大，如图6（e）所示，最后出现冰瘤，并且溢流冰面积进一步加大，如图6（f）所示。 通过设计对比试验，验证了在几种飞机结冰条件下，超疏水电热薄膜对溢流冰均有更好的抑制效果，表现出了显著优势。
3.2抑制溢流冰原理分析
本文通过分析液滴与薄膜表面的微观接触界面对液滴脱离表面能量的影响，探究超疏水表面抑制溢流冰的原理。
在冰风洞试验中，过冷水滴对试验模型表面的撞击会导致溢流冰的产生。在气动力的影响下，水滴会沿着模型向后缘方向滚动，在这个过程中，若水滴未能及時从模型表面脱离，就会停留在模型表面防护区外的区域，最终形成溢流冰。
对于超疏水电热薄膜表面，令S表示液滴与其接触面的投影面积，将固-液接触率κ代入，可得式（2）：
如图9所示，超疏水涂层表面有大量微纳尺度的突起，同时在柱状突起结构之间有间隔，因而使液滴在薄膜表面处于Cassie浸润状态。
水滴与薄膜表面的接触面包含固-气接触面与固-液接触面，由于超疏水表面微纳结构凸起的存在，所以固-液接触面存在间隔，液滴与薄膜间的实际接触面积被大大减小。因此，建立如图10所示的表面简化模型，在超疏水表面，依据电镜扫描观测结果，假设圆柱呈简单排列，圆柱平均半径为12.5μm，间距为50μm，由式（3）可得κ= 0.196。
根据参考文献[15]所示，稳定的液滴在普通电热薄膜表面的投影面积是超疏水电热薄膜表面的5倍，即S′≈5S。由式（6）可得τ= 279.3，即在同等参数条件下，普通电热薄膜表面移除液滴所需的能量是超疏水电热薄膜表面的279.3倍。当水滴直接冲击表面时，液滴会在表面发生变形铺展，考虑到水滴在表面完全铺展这种极端情况（即S′≈S），有τ= 55.9，说明普通电热薄膜表面移除液滴所需的能量是超疏水电热薄膜表面的55.9倍。在实际情况下，水滴在表面的形态应该介于稳态与完全铺展之间，即普通电热薄膜表面所需能量是超疏水表面的55.9～279.3倍。
从以上分析可得，从超疏水电热薄膜表面分离液滴所需的能量远远小于普通电热薄膜表面。因此，在气动力等外力的作用下，液滴有更大的可能性脱离机翼表面，避免向后流动形成溢流冰。
4结束语
本文通过在柔性电热薄膜附加超疏水层制备了超疏水电热薄膜。润湿性能测试证明表面具有超疏水性。冰风洞测试表明，与普通电热薄膜相比，超疏水电热薄膜可有效防止溢流冰，有显著优势。能量分析表明，由于超疏水表面微纳结构凸起的存在，固-液接触面存在间隔，液滴与薄膜间的实际接触面积大大减小，液滴从超疏水电热薄膜表面分离所需能量远远小于普通电热薄膜表面。综上所述，超疏水表面在防止溢流冰方面表现出显著的优势，在飞机防冰领域具有潜在应用前景。
参考文献
[1]Cao Y H，Tan W Y，Wu Z L. Aircraft icing：An ongoing threat to aviation safety[J]. Aerospace Science & Technology，2018，75（75）：353-385.
[2]Liu Y，Li L K，Li H X，et al. An experimental study of surface wettability effects on dynamic ice accretion process over an UAS propeller model[J]. Aerospace Science & Technology，2018，73：164-172.
[3]Liu J，Zhu C Q，Liu K，et al. Distinct ice patterns on solid surfaces with various wettabilities[J]. Proceedings of the National Academy of Sciences of the United States of America，2017，114（43）：11285-11290 .
[4]李立，刘峰博，梁益华.基于气动外形优化和主动流动控制的减阻技术[J].航空科学技术，2019，30（9）：1-8. Li Li， Liu Fengbo， Liang Yihua. Drag reduction technology based on aerodynamic profile optimization and active flow control[J]. Aeronautical Science & Technology， 2019， 30（9）： 1-8. （in Chinese）
[5]胡林权.民用飞机机翼电加热防/除冰应用现状及技术难点[J].航空科学技术， 2016， 27（7）： 8-11. Hu Linquan. Application status and technical difficulties of civilaircraftwingelectricheatinganti-icing/deicing[J]. Aeronautical Science & Technology， 2016， 27（7）： 8-11. （in Chinese） [6]李小飛，洪时泉，周进，等.飞机防冰表面材料研究进展[J].航空科学技术，2019，30（7）：1-7. Li Xiaofei， Hong Shiquan， Zhou Jin， et al. Research progress of anti-icing surface materials for aircraft[J]. Aeronautical Science & Technology，2019，30（7）： 1-7. （in Chinese）
[7]He Y，Jiang C Y，Hu P J，et al. Reducing ice accumulation and adhesion by using a flexible micro-rod film[J]. Cold Regions Science & Technology，2015，118：57-63.
[8]Kreder M J，Alvarenga J，Kim P，et al. Design of anti-icing surfaces：smooth，textured or slippery？[J].Nature Reviews Materials，2016，1：546-561.
[9]Liu Y，Li L K，Li H X，et al. An experimental study of surface wettability effects on dynamic ice accretion process over an UAS propeller model[J]. Aerospace Science & Technology，2018，73（73）：164-172.
[10]Zhang P，Lv F Y. A review of the recent advancesin superhydrophobic surfaces and the emerging energy-related applications[J]. Energy，2015，82：1068-1087.
[11]Extrand C W，Gent A N. Retention of liquid-drops by solidsurfaces[J]. Journal of Colloid and Interface Science，1990，138（2）：431-442.
[12]王延明，倪爱清，王继辉，等.电热元件-疏水涂层复合除冰系统的实验研究[J].玻璃钢/复合材料，2016（8）： 68-72. Wang Yanming，Ni Aiqing，Wang Jihui，et al. Experimental study on electric heating element and hydrophobic coating composite deicing system[J]. Fiber Reinforcement Plastics/ Composites，2016（8）： 68-72. （in Chinese）
[13]Antonini C，Innocenti M，Horn T，et al. Understanding the effect of superhydrophobic coatings on energy reduction in anti-icing systems[J]. Cold Regions Science and Technology，2011，67（1）：58-67.
[14]Depauw D，Dolatabadi A. Effect of superhydrophobic coating on the anti-icing and deicing of an airfoil[J]. Journal of Aircraft，2017，54（2）：490-499.
[15]杨常卫，黄珺，艾剑波.超疏水表面材料在电热防/除冰系统应用中的节能原理分析[J].直升机技术，2010 （3）： 35-40. Yang Changwei，Huang Jun，Ai Jianbo. Analysis of energy saving principle of superhydrophobic surface materials used in electrothermal protection/deicing system[J]. Helicopter Technology，2010 （3）： 35-40. （in Chinese）
Inhibition of Runback Ice Via Superhydrophobic Electrothermal Film
Chen Zenggui1，Xiao Bing1，Wang Yu1，Zhang Haiyang2，Lyu Xianglian1，He Yang1
1. Key Laboratory of Micro/Nano Systems for Aerospace，Ministry of Education，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China
2. China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang 621000，China
Abstract： The runback ice has a significant impact on flight safety and handling quality. In this paper， the electrothermal method and superhydrophobic surface method were combined to explore the inhibitory effect of superhydrophobic electrothermal film on the runback ice. Superhydrophobic electrothermal films were prepared with polyimide as substrate. The wettability test shows that the prepared films has good superhydrophobic properties. The ice wind tunnel test on the superhydrophobic electrothermal film proves that the superhydrophobic electrothermal film has obvious inhibitory effect on the runback ice under various freezing conditions. The mechanism of superhydrophobic surface inhibiting runback ice was explored by analyzing the influence of micro contact interface between droplet and film surface on droplet detachment energy. The actual contact area between the droplet and the film is greatly reduced due to the presence of micro-nano structure on the superhydrophobic surface， and the energy required to remove the droplet from the surface of the superhydrophobic electrothermal film is far less than that of the ordinary electrothermal film surface. In conclusion， the superhydrophobic surface has a significant advantage in preventing the runback ice， and has a potential application prospect in the field of aircraft anti-icing.
Key Words： aircraft anti-icing； ice wind tunnel； superhydrophobic； low energy consumption； runback ice
关键词：飞机防冰；风洞；超疏水；低能耗；溢流冰
中图分类号：V259文献标识码：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.09.011
基金项目：航空科学基金（2017ZC53036）
飞行器结冰严重危害飞行安全[1]。相关研究表明，结冰会增加飞行阻力，影响边界层状态，进而导致气流分离现象。由机翼前缘收集到的液态水滴，若未能及时与机体完成分离，会溢流到翼面或者机翼后缘产生溢流冰[2-3]。溢流冰会严重影响翼型上下翼面的气动外形，使飞机飞行阻力增加[4]，升力减小，对飞行安全产生严重威胁。
传统的飞机防除冰手段主要包括气热、电热[5]、气动和防除冰液等方法。超疏水表面因其不需要额外能量供给，成为一种值得重视的新型防除冰方法[6-11]。近年来，已有一些研究人员开展了超疏水表面与电热结合的防除冰方法的探索。王延明[12]、Antonini[13]和Depauw[14]等开展了基于超疏水电热方法的冰风洞试验，证明了该方法可有效降低防除冰能耗。然而，超疏水电热方法对溢流冰的影响效果及机理却鲜见报道。
本文对超疏水电热薄膜开展了冰风洞试验，探究了超疏水电热薄膜对溢流冰抑制效果，并使用能量模型对超疏水表面抑制溢流冰的机制做出阐释。
1超疏水电热薄膜设计与制备
超疏水电热薄膜设计示意图如图1所示，超疏水涂层表面位于薄膜的最外层，电加热层位于内侧和外侧聚酰亚胺层之间。首先以聚酰亚胺为基底，将康铜箔与其复合，再通过覆感光膜、曝光显影、湿法刻蚀金属层、去感光膜、热压合成形等工艺制得普通电热薄膜。本文使用由西北工业大学空天微纳系统教育部重点实验室提供的超疏水涂料，对普通电热薄膜进行喷涂，从而制得超疏水电热薄膜。
2试验方法
本文试验是在中国空气动力研究与发展中心FL-16Y的0.3m×0.2m结冰风洞完成的。该结冰风洞主要由试验段、扩散段、换热段等组成，如图2所示。
冰风洞试验所用的测试系统如图3所示。该系统主要包含冰风洞的测试段，以NACA0012翼型为剖面的测试模型（弦长300mm，宽200mm，包括测试薄膜与温度传感器）、直流电源，数据采集板以及相机。测试翼型安装在冰风洞的测试段。直流电源用于为电热薄膜提供能源。数据采集板用于采集薄膜表面的温度变化。相机布设于测试段观察窗口外，用于捕捉记录试验现象。
本文使用普通电热薄膜（无超疏水表面）与超疏水电热薄膜形成对照。在冰风洞试验中，翼型模型的迎角为0°。电热薄膜覆盖率翼型的最高点（上表面30%弦长处）与最低点（下表面30%弦长处）之间的部分。
3试验结果及分析
冰风洞试验参数见表1。其中，T为试验温度，V为来流中过冷水滴速度，LWC为过冷水含量，MVD为过冷水滴平均容积直径。试验参数为无人机典型工况，所有参数均符合FAR-25部中附录C关于飞机结冰测试相关标准的要求。
3.1冰风洞试验
本文设置了对比试验以测试薄膜的防冰能力。图4为冰风洞试验1结冰条件下，对两种电热薄膜以不同的防冰功率依次进行防冰试验。试验结果表明，加热功率分别为31.16W、25.5W和17.36W时，超疏水电热薄膜前缘及翼面均无明显溢流冰，如图4（a）～图4（c）所示；而贴附普通电热薄膜（无超疏水表面的电热薄膜）的试验翼型，随着加热功率的降低，翼面开始出现明显溢流冰，如图4（d）所示，然后出现冰瘤，如图4（e）所示，最后溢流冰面积进一步加大，如图4（f）所示。
图5为在冰风洞试验2结冰条件下的试验结果。试验结果表明，当加热功率分别为43.65W、26.95W和19.80W时，超疏水电热薄膜前缘及翼面均无明显溢流冰，如图5（a）～图5（c）所示，而贴附普通电热薄膜的试验翼型，随着加热功率的降低，翼面开始出现明显溢流冰，如图5（d）所示，然后出现冰瘤，如图5（e）所示，最后溢流冰面积进一步加大，如图5（f）所示。
图6为在冰风洞试验3结冰条件下的试验结果，试验结果表明，当加热功率分别为65.45W、54.5W和44.55W时，超疏水电热薄膜前缘及翼面均无明显溢流冰，如图6（a）～图6（c）所示，而贴附普通电热薄膜的试验翼型，随着加热功率的降低，翼面开始出现明显溢流冰，如图6（d）所示，然后溢流冰面积加大，如图6（e）所示，最后出现冰瘤，并且溢流冰面积进一步加大，如图6（f）所示。 通过设计对比试验，验证了在几种飞机结冰条件下，超疏水电热薄膜对溢流冰均有更好的抑制效果，表现出了显著优势。
3.2抑制溢流冰原理分析
本文通过分析液滴与薄膜表面的微观接触界面对液滴脱离表面能量的影响，探究超疏水表面抑制溢流冰的原理。
在冰风洞试验中，过冷水滴对试验模型表面的撞击会导致溢流冰的产生。在气动力的影响下，水滴会沿着模型向后缘方向滚动，在这个过程中，若水滴未能及時从模型表面脱离，就会停留在模型表面防护区外的区域，最终形成溢流冰。
对于超疏水电热薄膜表面，令S表示液滴与其接触面的投影面积，将固-液接触率κ代入，可得式（2）：
如图9所示，超疏水涂层表面有大量微纳尺度的突起，同时在柱状突起结构之间有间隔，因而使液滴在薄膜表面处于Cassie浸润状态。
水滴与薄膜表面的接触面包含固-气接触面与固-液接触面，由于超疏水表面微纳结构凸起的存在，所以固-液接触面存在间隔，液滴与薄膜间的实际接触面积被大大减小。因此，建立如图10所示的表面简化模型，在超疏水表面，依据电镜扫描观测结果，假设圆柱呈简单排列，圆柱平均半径为12.5μm，间距为50μm，由式（3）可得κ= 0.196。
根据参考文献[15]所示，稳定的液滴在普通电热薄膜表面的投影面积是超疏水电热薄膜表面的5倍，即S′≈5S。由式（6）可得τ= 279.3，即在同等参数条件下，普通电热薄膜表面移除液滴所需的能量是超疏水电热薄膜表面的279.3倍。当水滴直接冲击表面时，液滴会在表面发生变形铺展，考虑到水滴在表面完全铺展这种极端情况（即S′≈S），有τ= 55.9，说明普通电热薄膜表面移除液滴所需的能量是超疏水电热薄膜表面的55.9倍。在实际情况下，水滴在表面的形态应该介于稳态与完全铺展之间，即普通电热薄膜表面所需能量是超疏水表面的55.9～279.3倍。
从以上分析可得，从超疏水电热薄膜表面分离液滴所需的能量远远小于普通电热薄膜表面。因此，在气动力等外力的作用下，液滴有更大的可能性脱离机翼表面，避免向后流动形成溢流冰。
4结束语
本文通过在柔性电热薄膜附加超疏水层制备了超疏水电热薄膜。润湿性能测试证明表面具有超疏水性。冰风洞测试表明，与普通电热薄膜相比，超疏水电热薄膜可有效防止溢流冰，有显著优势。能量分析表明，由于超疏水表面微纳结构凸起的存在，固-液接触面存在间隔，液滴与薄膜间的实际接触面积大大减小，液滴从超疏水电热薄膜表面分离所需能量远远小于普通电热薄膜表面。综上所述，超疏水表面在防止溢流冰方面表现出显著的优势，在飞机防冰领域具有潜在应用前景。
参考文献
[1]Cao Y H，Tan W Y，Wu Z L. Aircraft icing：An ongoing threat to aviation safety[J]. Aerospace Science & Technology，2018，75（75）：353-385.
[2]Liu Y，Li L K，Li H X，et al. An experimental study of surface wettability effects on dynamic ice accretion process over an UAS propeller model[J]. Aerospace Science & Technology，2018，73：164-172.
[3]Liu J，Zhu C Q，Liu K，et al. Distinct ice patterns on solid surfaces with various wettabilities[J]. Proceedings of the National Academy of Sciences of the United States of America，2017，114（43）：11285-11290 .
[4]李立，刘峰博，梁益华.基于气动外形优化和主动流动控制的减阻技术[J].航空科学技术，2019，30（9）：1-8. Li Li， Liu Fengbo， Liang Yihua. Drag reduction technology based on aerodynamic profile optimization and active flow control[J]. Aeronautical Science & Technology， 2019， 30（9）： 1-8. （in Chinese）
[5]胡林权.民用飞机机翼电加热防/除冰应用现状及技术难点[J].航空科学技术， 2016， 27（7）： 8-11. Hu Linquan. Application status and technical difficulties of civilaircraftwingelectricheatinganti-icing/deicing[J]. Aeronautical Science & Technology， 2016， 27（7）： 8-11. （in Chinese） [6]李小飛，洪时泉，周进，等.飞机防冰表面材料研究进展[J].航空科学技术，2019，30（7）：1-7. Li Xiaofei， Hong Shiquan， Zhou Jin， et al. Research progress of anti-icing surface materials for aircraft[J]. Aeronautical Science & Technology，2019，30（7）： 1-7. （in Chinese）
[7]He Y，Jiang C Y，Hu P J，et al. Reducing ice accumulation and adhesion by using a flexible micro-rod film[J]. Cold Regions Science & Technology，2015，118：57-63.
[8]Kreder M J，Alvarenga J，Kim P，et al. Design of anti-icing surfaces：smooth，textured or slippery？[J].Nature Reviews Materials，2016，1：546-561.
[9]Liu Y，Li L K，Li H X，et al. An experimental study of surface wettability effects on dynamic ice accretion process over an UAS propeller model[J]. Aerospace Science & Technology，2018，73（73）：164-172.
[10]Zhang P，Lv F Y. A review of the recent advancesin superhydrophobic surfaces and the emerging energy-related applications[J]. Energy，2015，82：1068-1087.
[11]Extrand C W，Gent A N. Retention of liquid-drops by solidsurfaces[J]. Journal of Colloid and Interface Science，1990，138（2）：431-442.
[12]王延明，倪爱清，王继辉，等.电热元件-疏水涂层复合除冰系统的实验研究[J].玻璃钢/复合材料，2016（8）： 68-72. Wang Yanming，Ni Aiqing，Wang Jihui，et al. Experimental study on electric heating element and hydrophobic coating composite deicing system[J]. Fiber Reinforcement Plastics/ Composites，2016（8）： 68-72. （in Chinese）
[13]Antonini C，Innocenti M，Horn T，et al. Understanding the effect of superhydrophobic coatings on energy reduction in anti-icing systems[J]. Cold Regions Science and Technology，2011，67（1）：58-67.
[14]Depauw D，Dolatabadi A. Effect of superhydrophobic coating on the anti-icing and deicing of an airfoil[J]. Journal of Aircraft，2017，54（2）：490-499.
[15]杨常卫，黄珺，艾剑波.超疏水表面材料在电热防/除冰系统应用中的节能原理分析[J].直升机技术，2010 （3）： 35-40. Yang Changwei，Huang Jun，Ai Jianbo. Analysis of energy saving principle of superhydrophobic surface materials used in electrothermal protection/deicing system[J]. Helicopter Technology，2010 （3）： 35-40. （in Chinese）
Inhibition of Runback Ice Via Superhydrophobic Electrothermal Film
Chen Zenggui1，Xiao Bing1，Wang Yu1，Zhang Haiyang2，Lyu Xianglian1，He Yang1
1. Key Laboratory of Micro/Nano Systems for Aerospace，Ministry of Education，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China
2. China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang 621000，China
Abstract： The runback ice has a significant impact on flight safety and handling quality. In this paper， the electrothermal method and superhydrophobic surface method were combined to explore the inhibitory effect of superhydrophobic electrothermal film on the runback ice. Superhydrophobic electrothermal films were prepared with polyimide as substrate. The wettability test shows that the prepared films has good superhydrophobic properties. The ice wind tunnel test on the superhydrophobic electrothermal film proves that the superhydrophobic electrothermal film has obvious inhibitory effect on the runback ice under various freezing conditions. The mechanism of superhydrophobic surface inhibiting runback ice was explored by analyzing the influence of micro contact interface between droplet and film surface on droplet detachment energy. The actual contact area between the droplet and the film is greatly reduced due to the presence of micro-nano structure on the superhydrophobic surface， and the energy required to remove the droplet from the surface of the superhydrophobic electrothermal film is far less than that of the ordinary electrothermal film surface. In conclusion， the superhydrophobic surface has a significant advantage in preventing the runback ice， and has a potential application prospect in the field of aircraft anti-icing.
Key Words： aircraft anti-icing； ice wind tunnel； superhydrophobic； low energy consumption； runback ice