Sld环境前缘溢流区冰防护组件
阅读说明：本技术 Sld环境前缘溢流区冰防护组件 (SLD environment leading edge overflow area ice protection assembly ) 是由 陈勇 刘洪� 钟科林 黄小彬 孔维梁 李小飞 于 2021-07-28 设计创作，主要内容包括：本发明涉及飞机结冰防护的技术领域,具体涉及一种过冷大水滴(SLD)环境前缘溢流区结冰防护组件。所述组件包括热气防冰装置,该热气防冰装置包括：内侧挡板,其中,所述内侧挡板与前缘溢流区壳体的内表面共同限定热气排出通道,位于所述内侧挡板上、沿所述前缘溢流区壳体延伸的凹腔,以及沿所述凹腔延伸的具有射流孔的笛形管,该笛形管将热气经由射流孔引导到前缘溢流区壳体的内表面。通过在溢流区增加热气防冰系统,并结合溢流结冰探测和斥水抗冰涂层,本发明能够在飞机遭遇SLD环境、前缘防冰系统发生溢流的情况下有效减少溢流冰的形成,并促进已经形成的冰层的脱落,能高效、低能耗地实现机翼全覆盖防冰。(The invention relates to the technical field of aircraft icing protection, in particular to an icing protection assembly for an overflow area at the front edge of a supercooled large water droplet (SLD) environment. The assembly includes a hot gas anti-icing assembly, the hot gas anti-icing assembly comprising: the inside baffle, wherein, the inside baffle is located with the internal surface of leading edge overflow district casing prescribes a limit to hot gas escape passage jointly on the inside baffle, follow the cavity that the leading edge overflow district casing extends, and follow flute venturi tube that has the jet orifice that the cavity extends, this flute venturi tube leads hot gas to the internal surface of leading edge overflow district casing via the jet orifice. By adding the hot-gas anti-icing system in the overflow area and combining the overflow icing detection and the water repellent anti-icing coating, the invention can effectively reduce the formation of overflow ice under the condition that the aircraft encounters an SLD environment and the leading edge anti-icing system overflows, promotes the shedding of the formed ice layer and can realize the full-coverage anti-icing of the wings with high efficiency and low energy consumption.)
技术领域
本发明涉及飞机结冰防护的技术领域，具体涉及一种过冷大水滴(SLD)环境前缘溢流区冰防护组件。
技术背景
在飞行过程中，飞机会不可避免地遭遇过冷水滴的撞击，并极有可能因此结冰。飞机结冰会增大飞机表面的粗糙程度，改变飞机的气动构型和质量分布，导致飞机的气动性能、稳定性和可控性的下降，严重时会引发飞行事故。尤其是在过冷大水滴(SLD)环境下，过冷大水滴的撞击在水层内部表现为强烈的过冷量扩散效率，在界面上表现为更长的有效换热时间，这两者共同促进了撞击过程的非稳态传热效应，再加上伴随撞击产生的水滴破碎和飞溅，这些因素使得SLD环境下撞击结冰的面积急剧增大，并极易发生溢流，进而在常规结冰防护区外发生结冰，严重威胁飞行安全。所以，必须采取相应的防护措施，以减少甚至防止SLD环境下结冰。
现有的飞机防冰技术可分为以下三类：
(1)机械防除冰方法
该方法的不足在于除冰不彻底，且破坏飞机的气动外形，增加飞机阻力，脱落的冰块很有可能危及飞机上的其他部件。
(2)液体防除冰方法
该方法对于流体能够到达的表面，能够实现防冰和除冰，并且不会形成溢流冰，但该方法需要大量的除冰液、成本高昂，会对环境造成污染。
(3)热防除冰方法
该方法的效果良好，但是应用范围有限、需要大量的辅助设施、消耗大量的能量。
此外，针对大面积的部位，如机翼、尾翼和发动机进气道，通常使用热气防除冰方法。热空气来自热交换器、燃烧加温器和发动机引气等，具有热源充足、能量大的优点。但是，这会对发动机性能带来一定的影响，且目前的热气防除冰方法和/或系统仅对前缘部位进行防冰，无法对溢流区进行有效防护。
CN201921961734.0公开了一种机翼防除冰系统，包括机翼，机翼前缘蒙皮内部布有电加热系统，还包括布设于机翼内部的合成射流激励器，合成射流激励器的合成射流出口位于机翼表面，且位于电加热系统防冰区域后侧，合成射流激励器中的合成射流从射流出口喷出后与机翼表面水滴相互作用，改变水滴运动轨迹。通过电加热系统对机翼前缘表面进行加热，使机翼前缘保持在一定的温度范围内，当过冷水滴撞击在机翼前缘时，由于表面温度高，水滴不会在机翼前缘结冰，而是形成一层水膜向机翼后方流动，当水膜流至合成射流出口处时，由于合成射流的作用，水膜会改变原来的运动轨迹，从而远离机翼后表面，防止了溢流冰的形成，提高了机翼气动性能和安全性能。在CN201921961734.0中，其实现方法主要依赖布设于机翼内部的合成射流激励器和射流出口，减少溢流冰的形成，但是这需要增加辅助设施、改变机翼结构，导致能耗与成本较高，并缺乏对实时结冰情况的感知。
CN201310515832.2公开了一种防冰水平尾翼前缘组件，包括水平尾翼前缘壳体和位于壳体外部的防冰涂层，该防冰涂层包括底漆和面漆，所述底漆为水性无机富锌底漆、面漆为有机硅改性丙烯酸酯涂料；底漆和面漆的干膜厚度分别为12微米和35微米；所述有机硅改性丙烯酸酯涂料包括：按重量百分比(wt％)计，有机硅改性丙烯酸树脂55-65wt％，颜色填料20-25wt％，纳米二氧化硅3wt％，纳米氧化铝3wt％，流平剂1wt％，消泡剂0.8wt％，分散剂1.2wt％，催化剂0.5wt％，溶剂3-5wt％。所述防冰水平尾翼前缘组件能够有效减少冰层在水平尾翼前缘上的形成，且有利于已经形成的冰层的脱落。在CN201310515832.2中，其主要是依靠前缘壳体表面的涂层减少冰层的形成、促进冰层的脱落。但这是完全依赖被动防冰的方法，未结合主动防冰手段，难以完全防止溢流冰的形成，并缺乏对实时结冰情况的感知。
CN201520667671.3公开了结冰条件探测系统及具有该系统的飞行器，其涉及一种用于飞行器的结冰条件探测系统，该系统中的第一结冰探测器安装在气动表面上的小直径过冷水滴撞击区域中，其第二结冰探测器安装在启动表面上的过冷大水滴撞击区域中。该系统还包括处理单元，该处理单元与第一结冰探测器和第二结冰探测器电气连接，以接收并处理来自第一和第二结冰探测器的结冰信号。通过该结冰条件探测系统，可有效地探测出气动表面上的结冰，并能够分辨过冷大水滴结冰条件和典型结冰条件。还提供了一种包括上述结冰条件探测系统的飞行器。在CN201520667671.3中，其主要是依靠结冰探测器感知探测飞行器的结冰程度，并未涉及如何减少或防止溢流冰的形成。
EP11821798或CN103068679A公开了一种飞机防冰系统及具有该系统的飞机，其主要涉及一种飞机冰防护系统，用于防止飞机机翼上的冰积聚或除去积聚的冰。从安装在机身上的进气口引入从飞机主发动机排出的空气和由飞机机身的热源加热的空气选择性地供给到机翼内部的热风室中，从而达到防冰的目的。在CN201520667671.3中，其仅仅依靠热气防冰的方法，热气散布不均匀且容易造成前缘防冰系统发生溢流的情况，未通过防冰涂层降低防冰所需的能耗与经济成本，并缺乏对飞行器实时结冰情况的感知。
因此，目前本领域亟需环保、安全、经济的飞机防冰手段，需要一种简单、高效、低能耗的，能够实现溢流区全覆盖的防冰方法。
发明内容
本发明示例实施方式的目的在于解决现有技术中存在的上述和其它的不足。
本发明提供一种SLD环境前缘溢流区冰防护组件，其特征在于，所述组件包括热气防冰装置，该热气防冰装置包括：
内侧挡板，其中，所述内侧挡板与前缘溢流区壳体的内表面共同限定热气排出通道，
位于所述内侧挡板上、沿所述前缘溢流区壳体延伸的凹腔，以及
沿所述凹腔延伸的具有射流孔的笛形管，该笛形管将热气经由射流孔引导到前缘溢流区壳体的内表面。
在本发明实施方式中，所述笛形管与前缘热气防冰笛形管并联连接。
在本发明实施方式中，所述笛形管的管径是前缘热气防冰笛形管的管径的10％-30％。
在本发明实施方式中，所述射流孔沿面对前缘溢流区壳体内侧的表面排布。
在本发明实施方式中，射流孔沿笛形管的长度在其表面上以单排、双排或交叉排列的方式进行排布。
在本发明实施方式中，所述组件还包括位于前缘溢流区、并与前缘溢流区壳体齐平并保形安装的溢流结冰探测器。
在本发明实施方式中，所述组件还包括位于前缘溢流区壳体外表面的斥水抗冰涂层，所述斥水抗冰涂层包括石墨烯改性的氟碳涂料层，其中，石墨烯改性的氟碳涂料包含氧化石墨烯和氟碳树脂。
在本发明实施方式中，所述氟碳涂料还包含选自下组的一种或多种添加剂：固化剂、催化剂、填料、流平剂、消泡剂、紫外光吸收剂和稀释剂。
在本发明实施方式中，所述石墨烯改性的氟碳涂料通过以下方式制备：在搅拌条件下，将氧化石墨烯以及任选催化剂、填料、紫外光吸收剂和稀释剂加入氟碳树脂中，经搅拌研磨之后，再加入任选固化剂、流平剂和消泡剂，混合均匀，由此提供石墨烯改性的氟碳涂料。
在本发明实施方式中，所述斥水抗冰涂层包括位于前缘溢流区壳体上的底漆层、位于所述底漆层上的中间漆层以及位于中间漆层上的石墨烯改性的氟碳涂料层
在本发明中，通过在溢流区增加热气防冰系统，并结合溢流结冰探测和斥水抗冰涂层，本发明能够在飞机遭遇SLD环境、前缘防冰系统发生溢流的情况下有效减少溢流冰的形成，并促进已经形成的冰层的脱落，高效、低能耗地实现机翼全覆盖防冰。
附图说明
通过结合附图对于本发明的示例性实施例进行描述，可以更好地理解本发明。在附图中，
图1是本发明中SLD环境前缘溢流区热气防冰装置的结构示意图。
图2是图1中A部分的局部图，显示本发明中SLD环境前缘溢流区溢流结冰探测器的安装示意。
具体实施方式
本发明将参考其示例性实施方式在下文中更全面地进行描述。对这些示例性实施方式进行描述以使本发明完备和完整，并能够向本领域技术人员完全地展示本发明的范围。实际上，本发明可以以许多不同的形式实施，不应看作仅限于本文所述实施方式；并且，提供这些实施方式使得本发明可以满足适用的法律要求。
此外，在不冲突的情况下，本申请具体实施方式中给出的技术特征可以相互组合，形成完整的技术方案，并处于本发明所公开的范围内。
在本发明中，除非另有明确的规定或限定，各系统/装置之间的连接方式应做广义理解。例如，可以是直接管道连接，也可以是通过连接有泵送设备、计量设备、阀门管件等常规输送、计量、控制设备的管道连接，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接。对于本领域的技术人员，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
在本发明中，SLD环境前缘溢流区冰防护组件适用于飞行器机翼、发动机进气道以及尾翼等的前缘溢流区。所述SLD环境前缘溢流区冰防护组件位于前缘溢流区的壳体内。在具体的实施方式中，所述SLD环境前缘溢流区冰防护组件包括安装于前缘溢流区壳体内部的热气防冰装置，与壳体齐平保形安装的光纤式溢流结冰探测器以及位于前缘溢流区壳体外部的斥水抗冰涂层。
热气防冰装置
在本发明中，如图1所示，所述热气防冰装置包括：前缘热气防冰笛形管1，位于前缘溢流区壳体内侧的具有射流孔的笛形管2、3和4(下文称为“前缘溢流区笛形管2-4”)，内侧挡板5，以及位于所述内侧挡板5上、沿所述前缘溢流区壳体延伸的的凹腔6。其中，所述内侧挡板5与壳体的内表面7共同限定废气排出通道8。所述笛形管(2、3、4)沿所述凹腔6延伸，将热气经由射流孔引导到前缘溢流区壳体的内表面，由此加热前缘溢流区壳体，并通过废气排出通道8将废气排出。
在本发明中，所述前缘溢流区笛形管2-4安装在前缘溢流区的壳体内部。在具体实施方式中，所述前缘溢流区笛形管2-4与所述前缘热气防冰笛形管1并联连接。来自热交换器、燃烧加温器和发动机引气等的热气(热空气，如图1空心箭头所示)通过总管9分配到各笛形管(包括前缘热气防冰笛形管1和前缘溢流区笛形管2-4)。
在本发明中，所述笛形管的材料可以使用本领域适用的任何材料，例如，不锈钢、铝合金、耐热聚合物等。在本发明中，笛形管的长度通常根据机翼、尾翼等防冰区域的长度来确定。在具体的实施方式中，笛形管的直径为10～50mm、10～30mm、10～20mm、20～50mm或30～50mm。出于适当分配前缘热气防冰笛形管1和前缘溢流区笛形管2-4之间热气量的目的，所述前缘溢流区笛形管2、3、4的管径通常是前缘热气防冰笛形管1的管径的10％-30％、12.5％-30％、15％-30％、20％-30％、25-30％、10％-25％、12.5％-25％、15％-25％、20％-25％、10％-20％、12.5％-20％、15％-20％、10％-15％或12.5％-15％。
在本发明中，所述前缘溢流区笛形管的射流孔的排布与前缘热气防冰笛形管一致。通常，在一些实施方式中，所述射流孔沿笛形管的整体长度分布，在优选的实施方式中，所述射流孔沿面对前缘溢流区壳体内侧的表面(弧面)上均匀分布，避免热气直接吹向所述内侧挡板，造成能耗较高。在一些实施方式中，所述射流孔按照区域分布而非均匀的分布。通常，在机翼末梢的前缘溢流区更容易出现结冰的情况，靠近机翼末梢处笛形管的热空气因更远离热气源而导致温度较低。因此，所述射流孔在靠近机翼末梢处的笛形管表面上以更高的密度分布，便于将更多的热空气引导到机翼末梢处的前缘溢流区。
在具体的实施方式中，射流孔的直径可以按照实际需要进行调整，通常可以为1～5mm、1～3mm、1～2mm、2～5mm或3～5mm。并且，所述射流孔之间的间距也可以按照实际需要进行调整，通常至少是10mm，例如，10-30mm、20-30mm等。在具体的实施方式中，射流孔可以沿笛形管的长度在其表面上以单排、双排或交叉排列的方式进行排布。
在本发明中，所述笛形管一端与热源流体连通，例如，与热气入口连接。当结冰探测器接受到结冰信号时，自动触发热气供给，或者由人工打开。热气体从笛形管的射流孔喷出后，吹向前缘溢流区壳体内侧表面，进行壳体或机翼蒙皮进行热交换后，废气(低温气体)从废气排出通道(挡板两侧与壳体之间的狭缝通道)经由废气出口排出(如图1箭头所示方向)。在具体实施方式中，所述废气排出通道的高度为1-3mm。
在具体实施方式中，所述各笛形管可以各自独立的进行控制。例如，当检测到前缘迎风面弱结冰或轻度结冰时，只启用前缘热气防冰笛形管1进行防除冰操作。当检测到前缘溢流区中度结冰或强结冰时，可以启用前缘热气防冰笛形管1以及一个或多个前缘溢流区笛形管2-4。
溢流结冰探测器
在本发明中，如图1和图2所示，所述溢流结冰探测器安装到前缘溢流区壳体，并与壳体外表面齐平并保形，确保溢流结冰探测器不会影响飞行器机翼、发动机进气道以及尾翼等的空气动力学性能。通常，所述溢流结冰探测器需要穿过前缘溢流区壳体或飞机蒙皮进行安装
在本发明中，所述溢流结冰探测器可以是市售的各型结冰探测器，包括振动式结冰探测器、压差式结冰探测器、放射性同位素结冰探测器以及光学式结冰探测器(例如，光纤式结冰探测器)。例如，购自美国New Avionics公司的Ice Meister Model9732-STEEL结冰探测器。
通常，本发明溢流结冰探测器需要设置在机翼或机身上常规液滴(直径50微米以下)碰撞区域之后，过冷大水滴(直径50-1000微米)碰撞区域中，以避免受常规结冰环境影响。
在本发明中，所述溢流结冰探测器可与机舱内的显示部件电连接。当检测到结冰时，显示部件发出警告信息，根据检测到的结冰程度与速度气动相应区域的热气防冰装置，进行防除冰操作。在一些实施方式中，所述溢流结冰探测器可与热气防冰装置电连接。当检测到结冰时，自动启用前缘热气防冰笛形管和/或一个或多个前缘溢流区笛形管。
斥水抗冰涂层
在本发明中，所述斥水抗冰涂层位于前缘溢流区壳体的外表面。所述斥水抗冰涂层包括石墨烯改性的氟碳涂料层，其中，石墨烯改性的氟碳涂料包含氧化石墨烯和氟碳树脂。
在一些实施方式中，所述石墨烯改性的氟碳涂料还可以包含选自下组的一种或多种添加剂：固化剂、催化剂、填料、流平剂、消泡剂、紫外光吸收剂和稀释剂。所述催化剂可以是以下材料的一种或多种：二月桂酸二丁基锡、二醋酸二丁基锡、辛基亚锡、三亚乙基二胺。所述流平剂可以是以下材料的一种或多种：聚乙烯醇缩丁醛、脲醛树脂、硅油等。所述消泡剂可以是有机硅系消泡剂。所述紫外光吸收剂可以是以下材料的一种或多种：二苯甲酮类、苯并三唑类、丙烯腈衍生物、芳香族酯类。所述稀释剂可以是以下材料的一种或多种：脂肪烃类非活性稀释剂，缩水甘油醚类活性稀释剂。所述固化剂可以是脂肪族多异氰酸。所述填料可以是金红石型钛白粉、绢云母、超细氧化铝等。
在具体的实施方式中，所述氧化石墨烯是石墨烯的氧化物，包括粉末状、片状以及溶液状的氧化石墨烯。在本发明中，氧化石墨烯可以按照本领域常规的方式进行制备，例如，Brodie法、Staudenmaier法、Hummers法、微机械剥离法、化学气相沉积法、晶体外延生长法、有机合成法、化学氧化还原法等等。或者，本发明氧化石墨烯可以通过商业的方式购得，例如，苏州碳丰石墨烯科技有限公司、先丰纳米公司(XFNANO)等。
在具体的实施方式中，所述氟碳树脂选自四氟乙烯/乙烯基醚型氟碳树脂、PVDF(聚偏二氟乙烯树脂)、PTFE(聚四氟乙烯)、FEVE(聚三氟氯乙烯/乙烯基醚树脂)、PVF(聚氟乙烯树脂)等。本发明氟碳树脂可以通过商业的方式购得，例如，兴旺塑胶原料有限公司、常州市卓彩化工有限公司等。
在具体的实施方式中，以石墨烯改性的氟碳涂料的重量百分比计，石墨烯改性的氟碳涂料包含：
(1)50-95wt％的氟碳树脂；
(2)1-5wt％的氧化石墨烯；
(3)0-50wt％的添加剂；
其中，组分(1)、(2)和(3)的总重量为100wt％。
在一些实施方式中，以石墨烯改性的氟碳涂料的重量百分比计，所述氧化石墨烯可以是1-5wt％、1-4wt％、1-3wt％、1-2wt％、2-5wt％、2-4wt％、2-3wt％、3-5wt％、3-4wt％或4-5wt％。
在一些实施方式中，以石墨烯改性的氟碳涂料的重量百分比(wt％)计，所述氟碳树脂可以是50-95wt％、60-95wt％、70-95wt％、80-95wt％、90-95wt％、50-90wt％、60-90wt％、70-90wt％、80-90wt％、50-80wt％、60-80wt％、70-80wt％、50-70wt％、60-70wt％或50-60wt％。
在一些实施方式中，以石墨烯改性的氟碳涂料的重量百分比计，所述固化剂可以是5-10wt％、5-7wt％、5-6wt％、6-10wt％、6-7wt％或7-10wt％；所述催化剂可以是0.05-0.2wt％、0.1-0.2wt％、0.15-0.2wt％、0.05-0.15wt％、0.1-0.15wt％或0.05-0.1wt％；所述流平剂可以是1-3wt％、1-2wt％或2-3wt％。所述消泡剂可以是0.5-2wt％或0.5-1wt％；所述紫外光吸收剂可以是0.5-2wt％或0.5-1wt％；所述稀释剂可以是3-10wt％、3-7wt％、3-5wt％、5-10wt％、5-7wt％或7-10wt％；所述填料可以是15-40wt％、15-35wt％、15-30wt％、15-20wt％、20-40wt％、20-35wt％、20-30wt％、30-40wt％、30-35wt％或35-40wt％。
在具体的实施方式中，所述氧化石墨烯改性的氟碳涂料包含60-65wt％四氟乙烯/乙烯基醚型氟碳树脂、6-7wt％脂肪族多异氰酸固化剂、0.1wt％催化剂、1-3wt％氧化石墨烯、10-15wt％金红石型钛白粉、4-6wt％绢云母、6-10wt％超细氧化铝、2wt％流平剂、0.5wt％消泡剂、0.5wt％紫外光吸收剂以及3-5wt％稀释剂，其中，各组分总重量为100wt％。
在本发明中，如图2所示，除了石墨烯改性的氟碳涂料层25(面漆)，所述斥水抗冰涂层还包括位于前缘溢流区壳体22上的底漆层(例如，磷化底漆23)和位于所述底漆层与石墨烯改性的氟碳涂料层之间中间漆层(例如，环氧聚氨酯中间层24)。在一些实施方式中，结冰传感器探头与面漆25齐平并保形。当结冰时，冰层26覆盖了结冰传感器探头21和面漆25。
在具体实施方式中，所述底漆包括由聚乙烯醇缩丁醛树脂、聚磷酸盐以及溶剂组成的双组分磷化底漆。本发明磷化底漆可以通过商业的方式购得，例如，天津市双狮涂料有限公司。在具体实施方式中，所述中间漆包括基于多异氰酸酯与多羟基环氧树脂的双组分环氧聚氨酯涂料。本发明环氧聚氨酯涂料可以通过商业的方式购得，例如，山东弘方涂料有限公司。
在本发明中，石墨烯改性的氟碳涂料层的干膜厚度可以是30-60微米、30-50微米、30-40微米、40-60微米、40-50微米或50-60微米；所述底漆的干膜厚度可以是20-50微米、20-40微米、20-30微米、30-50微米、30-40微米或40-50微米。所述中间漆的干膜厚度可以是20-50微米、20-40微米、20-30微米、30-50微米、30-40微米或40-50微米。
在本发明中，所述石墨烯改性的氟碳涂料通过以下方式制备：按照上述各组分的用量，在搅拌条件下，将氧化石墨烯以及任选催化剂、填料、紫外光吸收剂和稀释剂加入氟碳树脂中，经搅拌研磨之后，将任选固化剂、流平剂和消泡剂，由此提供石墨烯改性的氟碳涂料。在具体的实施方式中，将氧化石墨烯、钛白粉、绢云母、氧化铝、稀释剂、紫外光吸收剂边搅拌边加入氟碳树脂中，搅拌5-60分钟后，经砂磨机研磨后，再加入消泡剂、流平剂和固化剂，搅拌均匀，备用。所述石墨烯改性的氟碳涂料可以直接施加到壳体上。在优选的实施方式中，所述石墨烯改性的氟碳涂料喷涂在经底漆和中间漆处理后的表面，待涂层完全干燥后即可投入使用。
在本发明具体的实施方式中，在前缘溢流区壳体上形成斥水防冰涂层的步骤包括：
(1)对前缘溢流区壳体表面进行打磨处理；
(2)向打磨处理后的表面喷涂底漆(例如，双组分磷化底漆)，干膜厚度控制在30-40微米；
(3)待底漆固化后，喷涂中间漆(例如，双组分环氧聚氨酯涂料)，干膜厚度控制在30-40微米；
(4)依次将氧化石墨烯、钛白粉、绢云母、氧化铝、稀释剂、紫外光吸收剂加入氟碳树脂中，边加边搅拌，再经砂磨机研磨，然后依次加入消泡剂、流平剂和固化剂，继续搅拌均匀，待中间漆固化后，喷涂石墨烯改性常温固化氟碳涂料，厚度控制在40-50微米。
实施例
在实施例中，所述磷化底漆是由聚乙烯醇缩丁醛树脂、聚磷酸盐以及溶剂组成的双组分磷化底漆。所述环氧聚氨酯中间漆是基于多异氰酸酯与多羟基环氧树脂的双组分环氧聚氨酯涂料。
测量方法
<接触角>
在本实施例中，接触角(θ)可以按照GB/T 30693-2014所述方式进行测定，具体步骤如下：
(1)将样品置于接触角测量仪(JCY-4，上海方瑞仪器有限公司)的样品台上，确定样品水平放置，样品表面平整。
(2)在进样器末端悬挂2μL的去离子水滴，升高样品台使样品表面接触悬挂的水滴，再移开试样以完成水滴的转移。此步骤中，确保水滴不是滴落或喷到样品表面。
(3)在水滴转移后的60±10s内完成接触角的测量，即按ASTM D 724或ASTM D5926的规定，通过水滴图像的尺寸测量接触角。
θ＝2×arctan(H/R)
其中，θ为水滴与样品表面的接触角，单位为(°)；H为水滴的高度，单位为毫米(mm)；R为水滴底面的半宽度，单位毫米(mm)。
(4)移动样品，使下一水滴滴在样品的其他部位。
(5)按上述步骤，在同一样品的不同部位测量十次接触角，再取平均值。
<冰附着强度>
在本实施例中，冰附着强度的具体测量步骤如下：
首先，将环境的温度控制在-10℃，湿度控制在70％，再将裸露的铝合金2041-T42板和涂覆有斥水抗冰涂层的铝合金2041-T42板分别倒扣在装满去离子水的正方体模具(正方体边长l＝10cm)上。待模具中的去离子水完全冻结之后，取下模具，使用测力仪(SUNDOOSH500，中国)测量将样品表面冰块完全去除的力。然后，每个样品平行测量6次，取平均值FR。最后根据冰附着强度τ＝F/l2计算即可。
<结冰延迟时间>
在本实施例中，结冰延迟时间的具体测量步骤如下：
首先，将环境的温度控制在-10℃，湿度控制在70％，然后将40μL的去离子水分别滴加裸露的铝合金2041-T42板和涂覆有斥水抗冰涂层的铝合金2041-T42板上，最后使用高速相机记录水滴的冷冻过程和时间。
实施例1：
在安装有热气防冰装置以及与壳体齐平保形安装的光纤式溢流结冰探测器的前缘溢流区壳体外表面喷涂斥水抗冰涂层。所述喷涂步骤如下：
首先，用遮蔽纸及胶带将待喷涂区域以外的部分遮蔽起来，并将待喷涂区域清理干净，包括用粘尘纸除尘、乙醇脱脂除油和/或打磨处理。
接着，将磷化底漆均匀地喷涂在前缘溢流区壳体表面，控制其干膜厚度为30-40μm。待磷化底漆完全固化后，再喷涂环氧聚氨酯中间漆，控制其干膜厚度为30-40μm。
然后，待中间漆完全固化后，喷涂氧化石墨烯改性的氟碳涂料，作为面漆，控制其干膜厚度为40-50μm。
所述氧化石墨烯改性的氟碳涂料的配方如下表1所示。
表1：
所述氧化石墨烯改性的氟碳涂料制备方法如下：按照表1所示，将氧化石墨烯、钛白粉、绢云母、氧化铝、稀释剂、紫外光吸收剂边搅拌边加入氟碳树脂中，搅拌10分钟后，经砂磨机研磨后，加入消泡剂、流平剂和固化剂，搅拌均匀，喷涂在经底漆和中间漆处理后的表面，待涂层完全干燥后即可投入使用。
对比例1：
以裸露铝板作为测量表面，分别测量其接触角、冰附着强度和结冰延迟时间。
测试例
测量实施例1所述施涂斥水抗冰涂层的接触角、冰附着强度和结冰延迟时间。结果列于表2中。
表2：
实施例1
对比例1
接触角(θ)
117.92°
82.36°
冰附着强度
17.30kPa
323.10kPa
结冰延迟时间(秒)
736.0
28.0
如表2所示，实施例1中，接触角明显大于对比例1的接触角。较大的接触角表示涂层的表面能更低，使得水更难浸润涂层表面，与涂层表面的粘结强度降低，从而减小了冰在涂层表面的聚集。从冰附着强度来看，实施例1也显著低于对比例1，更利于冰的去除。通过使用实施例1的涂层，其结冰延迟时间超过700秒，是裸露铝板的结冰延迟时间25倍以上。