飞机在高空参与飞行任务的过程中,通常需要在包含过冷水滴的环境中高速飞行,容易导致飞机的风挡玻璃、机翼前缘、尾翼前缘、螺旋桨叶片前缘和发动机进气道唇口等发生积冰现象,从而严重危及飞行安全。为此,开展对飞机相关部件的防/除冰工作十分必要。电热防/除冰方式是较为普遍的防/除冰方式之一,而电热防/除冰系统中的加热单元,又以采用传统的金属片回路结构居多,但金属材料因其通电后温度不能实现自主控制,需借助外部传感器进行温度采集,并通过控制系统对结构的温度进行实时调控,结构相对复杂。本文主要根据PTC陶瓷片具有通电发热效率高、发热快、且能实现过热保护的特点,将PTC陶瓷片应用于飞机翼型前缘的防/除冰工作,并对其可行性进行了研究,主要工作内容有以下几个方面:(1)提出了利用PTC陶瓷热敏电阻自动控温和过热保护特性,作为加热单元来进行飞机翼型结构表面防/除冰的设想,根据PTC陶瓷片所要满足的热学性能目标,研究制备出了能够满足性能要求的钛酸钡基PTC陶瓷片,设计制作出了能够用于防/除冰的机翼结构模型。(2)对飞机结冰的危害、防/除冰的主要手段、和防/除冰工作研究的主要方法,以及国内外在飞机防/除冰工作中取得的研究进展进行了介绍,对照采用传统更加热电源,对采用PTC的优点进行了对比分析,并对采用PTC陶瓷片作为加热单元的工作原理进行了阐述。(3)从平板加热结构出发,建立了平板加热结构的仿真数学模型,针对加热单元的发热特性,结合有限元分析软件对PTC陶瓷片的加热效果进行了数值仿真,并设计制作了平板加热结构的实物模型,对比分析了实物模型和仿真数学模型的加热效果,验证了采用数值仿真模拟计算方法的可行性。在此基础上,通过图形绘制软件,建立基于翼型结构的仿真数学模型,结合有限元分析软件,根据高空强迫对流条件下的环境对模型施加载荷,求解计算后验证了翼型结构防/除冰设计的可行性。(4)以南航冰风洞实验条件为依托,通过设定来流温度为-10℃、-20℃,气流速度为30m/s、40 m/s、50 m/s等的环境,采用实验的方法对翼型实物模型进行防/除冰实验,通过对翼型表面特征点温度的采集,进一步验证了采用钛酸钡基PTC陶瓷片方式进行防/除冰工作的可行性。