摘要
对新型化学气相沉积法（CVD法）制备的碳纳米管薄膜（CNTF）的相结构和微观形貌进行了表征。根据CNTF内的碳纳米管杂乱交错，排列无规则，但孔隙率较高的微观结构特点，提出了基于这种CNTF的飞机电热防除冰系统的设计方案及其制备工艺流程。该方案采用了CNTF和环氧树脂等轻质材料，对样件制备工艺进行了探讨和优化。通过电发热特性测试及防除冰功能测试对此种新型电热防除冰系统样件的电热性能进行了研究。试验结果表明，此种新型电热防除冰系统结构简单，质量小，易于与飞机铝合金蒙皮相结合，有利于减小飞机空重，降低飞行成本；在电热过程中获得的有效平均温度为47℃，可有效地加快冰层融化，在实际应用中具有良好的前景。
飞机动态结冰是指过冷液滴、冰晶或其混合相在飞行中的飞机表面凝结聚集的现象。当发生飞机结冰时，冰层会改变飞机的气动外形甚至是引起作动面的冻结卡阻，给飞行安全造成严重的威胁。
为了应对飞机结冰问题，现代飞机常采用主动式和被动式两大类的防除冰技
在实际电热防除冰技术的应用中，BUTORA等人开发了一种低功耗的电热防除冰系统（LEDP
另一方面，随着对碳纳米管（CNT）研究的不断深入，人们发现由碳纳米管制备的全碳薄膜材料表现出了极低的电阻率和很高的导热系
本文所介绍的基于碳纳米管薄膜的飞机电热系统采用四川福莱特科技有限公司提供的FLE-02型大面积连续碳纳米管柔性薄膜材料（CNTF）作为发热薄膜，此型CNTF由化学气相沉积（CVD）方法制成的。该型CNTF的电导率约为（3~8）×1
作为电发热材料的CNFT的形状设计及尺寸如
图1 发热薄膜的形状与尺寸
Fig.1 Shape and size of heating film
整套电热系统布置在作为飞机气动承载结构的航空铝合金蒙皮内侧，通电后CNTF发热，热量通过导热性能良好的铝合金蒙皮传导到飞机机体外表面，实现防除冰功能。为了实现安全用电并避免在工作时过多地消耗机载电能，影响飞机的工作性能，采用28 V航空直流电源作为系统电源。根据某型飞机《飞行员操作手册》的要求，在结冰条件下持续运行的防除冰系统应理想地保持大约38~54 ℃的表面温
图2 电热系统示意图
Fig.2 Schematic diagram of electric heating system
依据
图3 电热系统样件的外观图
Fig.3 Appearance drawing of electric heating system sample
首先使用无水乙醇对铝合金板进行清洗，除去其表面的油脂等杂质。然后在铝合金板代表机体内侧的一面上涂覆粘接树脂1.5 g，通过涂膜器将树脂层的湿膜的宽度及厚度分别控制在8 cm和75 μm。将涂覆了树脂的铝合金板放入烘箱中在30 ℃的无鼓风条件下预固化2 h。取出自然冷却后，在树脂涂层上铺贴如
采用Bruker D8 ADVANCE型 X射线衍射在2θ=5~85°范围内对选用的CNTF进行分析来表征其物相。使用FEI Inspect F50场发射扫描电子显微镜观察选用的CNTF的微观形貌。
采用《ASTM D 3359—2002用胶带测试测量附着力的标准方法》中的划×法对在常温下附着在铝合金板材上的环氧树脂涂层进行附着力测
使用同门科技直流稳压电源eTM-305P。该数字型电源可调电压精度为0.01 V，可调电流精度为1 mA。将电压设置为28.00 V，设置不同大小的电流测试不同功率下电热系统的发热情况。
如
图4 测温探头的安装位置
Fig.4 Installation position of temperature probe
使用HT-102型红外热成像仪拍摄发热体在发热过程中的如
在由空调调节的20 ℃的环境温度中，将飞机承载结构和防除冰功能一体化复合材料同外部直流28.00 V电源连接。打开开关后，电热系统开始发热，记录不同电流下电热系统结冰一侧的温度和发热时间。
图5 CNTF的XRD谱线
Fig.5 XRD of CNTF
（a） 2×1
（b） 2×1
图6 CNTF的SEM形貌
Fig.6 SEM morphology of CNTF
对铝合金板进行3次称量，取平均值得到铝合金板的质量M铝板=26.413 g。对电热防除冰系统样件进行3次称量，取平均值得到电热防除冰系统样件的质量M样件=34.454 g。根据计算式M系统= M样件-M铝板，得到电热系统质量M系统=8.041 g。
常温下测试结果如
图7 附着力测试结果
Fig.7 Adhesion test results
在不通过PTC控温开关进行温度控制，即接通电路直接加热时，可视作将
图8 以不同电源参数直接加热时蒙皮外表面的温度分布情况
Fig.8 Temperature distribution of the outer surface of skin when directly heated with different power parameters
标注温度为“十”字标线处的实测温度。
从
电热系统的热流密度由下列公式计算：
| Q=P/(At) | (1) |
式中，Q为热流密度，P为发热功，A是铝合金蒙皮面积，t是加热时间。由此可得，电源电压为28.00 V时，设置1.000、1.200、1.400、1.600、1.800、2.000 A电流时获得的热流密度分别为828、1 193、1 612、2 145、2 772、3 324 W/
在不通过PTC控温开关进行控制时，得到的不同热流密度下电热系统温度与加热时间的关系如
图9 不同热流密度条件下直接加热时
Fig.9 Relationship between skin surface temperature and heating time during direct heating under different heat flux
蒙皮表面温度与加热时间的关系
按照
（a） 1 193 W/
（b） 1 612 W/
（c） 2 145 W/
（d） 2 772 W/
（e） 3 324 W/
图10 不同热流密度下控温加热时
Fig.10 Relationship between skin surface temperature and heating time during controlled heating under different heat flux
蒙皮表面温度与加热时间的关系
研究表明，在加热过程中，由于受到PTC的控温作用，温度曲上升到达控温值之后是波动变化的，热流密度越低，温度值波动变化的范围越小，即温度波动幅度越小。这是因为较大的热流密度使得温度以较大的速率上升，在温度刚刚达到控温值时，控温开关还未断开，产生了较多的热量。控温开关断开后，这些热量会使测得的发热温度继续以较大的幅度上冲。
电热系统蒙皮表面的平均有效温度计算公式为：
| (2) |
式中，T（t）是蒙皮表面温度与加热时间的函数，t取初始温度上升第一次达到最大值之时。
由
不同质量的冰块在电热系统不通电条件下的自然融化时间，以及电热系统通电后不同热流密度下的完全融化时间如
图11 不同质量冰块完全融化时间
Fig.11 Complete melting time of ice cubes
with different masses
（1） 相较于常见的基于金属发热体电热系统，本研究设计构建的基于碳纳米管薄膜发热体的电热系统的结构简单，主要由轻质材料组成，可以与飞机铝合金蒙皮比较方便地结合在一起，有利于减小飞机空重，降低飞行成本。
（2） 系统的通电发热过程较为稳定，在不通过PTC控温开关进行控制时，不同热流密度系统升温趋势都较快达到平衡温度并保持，热流密度达到1 193 W/
针对不同的应用场景，可以根据实际飞行所需要的热流密度大小和可用于电热防除冰电能来设计计算CNTF发热体的尺寸及铺贴排布形式，以达到质量轻、防除冰效率高的目的，具有良好的应用前景。
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