CN108482683A - 一种应用滑动放电等离子体防除冰的系统及方法 - Google Patents
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Abstract
本发明的公开了一种应用滑动放电等离子体防除冰的系统，包括滑动放电等离子体激励器、结冰探测器、电源系统和防除冰控制器，电源系统为各用电设备提供工作电源；滑动放电等离子体激励器及结冰探测器分别与防除冰控制器连接；应用滑动放电等离子体防除冰的方法具体分为防止结冰和破除积冰两个工作阶段，通过利用滑动放电等离子体激励器产生大范围的滑动放电，产生快速能量注入使滑动放电等离子体激励器上表面整个区域被快速加热，融化机翼表面与冰层底部交界面处的积冰，将机翼表面与冰层脱离，解决了飞机上传统热气防冰系统燃油消耗大、热能利用率低的问题。
Description
技术领域
本发明属于等离子体物理和防除冰技术领域，具体涉及一种应用滑动放电等离子体防除冰的系统，本发明还涉及应用滑动放电等离子体防除冰的方法。
背景技术
飞机在空中遇到云层里的过冷水滴后，在机翼前缘、尾翼、旋翼、发动机进气道和风挡等部位可能会发生结冰。当结冰形状或分布不规则时会显著影响翼型附近的流场，破坏机翼的流线外形，使升力降低、阻力增高、操纵效率降低、操纵困难甚至失效、发动机推力减小等技术指标恶化，直接导致瞬时减速、坠落、失速、侧向翻滚、猛烈低头，损害飞机的气动性能和操作性能，降低飞行的安全性。
除过冷水滴与机体表面温度影响之外，当飞行速度处于亚音速，大气温度在0℃到-20℃，飞行高度在3000～7000米的时候，飞机更容易结冰，因而对于大飞机、大型军事运输机等具有大推力、大起飞总重、亚音速、强生存力的机型，结冰一直是影响其安全的突出隐患。一些低速飞机，如运输机、直升机和无人机等，发生结冰的可能性也很大。人工增雨作业时，由于增雨时机的需要，飞机更易发生结冰。因此，在飞机进行试飞试验时，必须在结冰区域飞行，进行合格审定。
结冰问题会直接影响飞机的气动性能，威胁飞机的飞行安全，严重时可能导致机毁人亡的后果。1993年3月5日，马其顿航空公司一架福克100飞机，起飞后爬升到1200英尺时出现失速，飞行员无法操控飞机，飞机向左倾斜并迅速坠地，机上共97人，死亡81人。后期调查表明：事故是机翼结冰导致的。2004年11月28日，一架庞巴迪CL-601-2A12在美国科罗拉多州蒙特罗斯机场起飞后撞地，飞机随即起火。随后NTSB的咨询通告认定：飞机起飞时，机翼上表面结冰引起失速。2006年6月3日，一架隶属于中国人民解放军空军的空警-200预警机在执行任务时，在安徽省广德县柏垫镇梨山村上空失事坠毁，机上包括机组人员在内的40人全部罹难，这是中国人民解放军建军历史上最严重的空难，其所造成的损失是无法用金钱来衡量的，壮烈牺牲的都是中国军机研发的精英。后经查证造成这起事故的直接原因是由于曾多次穿越结冰区域，飞机空中结冰而失控坠毁
根据美国“飞机拥有者和飞行员协会”(AOPA)航空安全基金会的数据统计，从1975年到1988年之间，平均每年大约发生30起与结冰相关的飞行事故，有的年份甚至超过50起，其中50％的事故包含有人员死亡。1990-2000年的10年间，由于天气原因引起的飞行事故共3230起，与结冰有关的共388起，占12％，其中灾难性事故105起，占积冰事故的27％。美国统计资料显示：因飞机结冰造成的经济损失平均每年达0.96亿美元。现代作战无人机，尤其是无人侦察机，要求具有能在复杂气象条件下全天候遂行任务的能力，而结冰气象条件是其面临的必须要解决的威胁之一。由此可见，飞机积冰问题历来受到各国航空和军事部门的高度重视，美国航空航天局(NASA)提出的航空安全技术发展计划中，就把飞机积冰作为优先考虑的三种气象条件之一。
美军在飞机防除冰领域一直走在世界前沿，而对于西方封锁的我国在防除冰领域的发展起步很晚。这是由于国内长期以来缺少在恶劣天气和地形中大量运用空中力量的传统，因此对飞行器防除冰是异常的不重视。这就导致国内大量基础设计陈旧的飞行器(包含有人机、直升机、无人机等)型号应对恶劣气候的能力很差，全天候全地形作战能力严重不足，对防除冰的有效手段的研究匮乏。
目前普遍采用的防除冰手段依据采用能量形式的不同，主要划分为：机械除冰系统、化学液体防除冰系统和热力防除冰系统等。
机械除冰系统始于上世纪三、四十年代，主要有气动罩除冰和电脉冲除冰两种，是利用电、气、声波等方式在需防护的飞机积冰表面产生一种机械力，利用此力破坏积冰的结构，使冰直接从附着表面脱落或者利用气动力的作用去除残余积冰。气动罩除冰系统的膨胀管充气时会对飞机气动性能影响较大，而且气动罩会随时间增长老化，并需要定期维护，更换零部件。该方法可用来去除表面积冰而不能防止结冰增长，故不可用作防冰装置，目前已很少使用。电脉冲技术兴起于上世纪六十年代末，由于系统有重量轻、耗电低、节能环保、安全稳定、除冰效果良好等特点，许多现代飞机的机翼与发动机进气道口依然使用该技术，但是飞机的挡风玻璃、传感器、雷达天线罩、直升机旋翼和螺旋桨叶片等很多区域不适合使用该方法，而且目前其蒙皮的疲劳特性与电磁干扰问题还没有得很好解决，同时由于研究局限与安全论证等多重因素的考虑，电脉冲除冰系统发展至今仍受到一定限制。
化学液体防除冰的原理是将冰点很低的液体喷洒在结冰部位，使其与过冷水混合后冰点低于飞机表面温度或过冷水滴的结冰点而阻止结冰。可用作防冰液的有乙烯乙二醇、异丙醇、乙醇等。使用液体防冰技术时，其优点在于不会在部件的防冰表面之后形成冰瘤，而且停止供液后，还具有短时间的防冰作用。该技术多用于风挡、雷达罩、尾翼前缘外表面等部位。但因防冻液耐久性较差，对基材表面会产生一定的腐蚀，且消耗量也一般较大，会使系统重量增加，维护较为麻烦，若所采用的防冻液不绿色环保，还很可能对大气环境造成污染因此现已相对较少采用。
目前飞机上使用最为广泛的是热力防除冰系统技术，该技术已成为现代飞机防除冰技术发展的主流。但其能耗很大，会给飞机造成额外的能量消耗负担，而且如果热量提供不足，冰融化之后可能回流至后方关键位置重新结冰。
国际上一直渴望得到一种“效率高、能耗低、重量轻、结构简单、易于维护、可靠性高、对气动外形影响小”的防除冰系统，因此，等离子体防除冰得到了不断重视。等离子体流动控制是利用等离子体激励改善气动特性的新概念主动流动控制技术，具有响应时间短、无运动部件、激励频带宽等技术优势，已在机翼增升减阻、压气机扩稳增效和激波特性控制等方面取得重要进展，该技术于2009年被美国航空航天学会列为十项航空前沿技术(第五项)，对于提升军用飞行器气动性能具有重要意义。等离子体激励器具有响应时间短、无运动部件、激励频带宽等技术优势，作为飞机防除冰的一种可供选择的潜在手段，对减少机载系统也有重要意义。
典型的介质阻挡等离子体激励器由绝缘介质及其两侧非对称布置的高低压电极组成。其工作基本原理是：当施加在激励器电极两端的脉冲高压上升沿或下降沿的时间尺度在几纳秒到几十纳秒的量级时，放电在等离子体层形成迅速能量沉积，导致近激励器处的空气被快速加热，时间不足1μs，引起局部气体快速温升和压升，可对流场形成强脉冲扰动甚至是冲击波扰动，即等离子体冲击气动激励。2018年1月8-12日在美国弗罗里达召开的2018AIAA航空科学大会中《A Comparison Study on AC-DBD Plasma and ElectricalHeating for Aircraft Icing Mitigation》一文证明：介质阻挡放电等离子体激励在功耗更低的条件下，比电热膜的防除冰效果更好。但是，大量实验结果表明：介质阻挡等离子体激励器诱导的气动力较弱，产生电晕放电的有效区域较窄，仅限于上下电极交界处很小的局部，转化生成的热量较低，很难达到现有飞机防除冰的要求。
发明内容
本发明的目的在于提供一种应用滑动放电等离子体防除冰的系统，该系统发挥了能耗低、电能到热能转换效率高、响应速度快的优势，提升了飞机的性能，扩大了飞机安全飞行包线。
本发明的另一个目的是提供一种应用滑动放电等离子体防除冰的方法，解决了飞机上传统热气防冰系统燃油消耗大、热能利用率低的问题。
本发明所采用的技术方案是，一种应用滑动放电等离子体防除冰的系统，包括滑动放电等离子体激励器、结冰探测器、电源系统及防除冰控制器，电源系统分别与滑动放电等离子体激励器、结冰探测器及防除冰控制器连接；滑动放电等离子体激励器及结冰探测器分别与防除冰控制器连接。
本发明的特点还在于，
滑动放电等离子体激励器的结构为：包括绝缘介质层，绝缘介质层下底面设有下电极层，绝缘介质层上表面设有第一上电极、第二上电极及第三上电极，第一上电极及第三上电极分别位于第二上电极的两侧，第二上电极施加正极性脉冲高电压VNP，第一上电极及第三上电极上分别施加直流高电压VDC1和直流高电压VDC2，在第一上电极至第三上电极整个区域内形成均匀滑动等离子体放电。
第一上电极及第三上电极以第二上电极为轴线镜像分布。
第一上电极、第二上电极及第三上电极为三个相互平行的条状电极。
本发明所采用的另一个技术方案是，一种应用滑动放电等离子体防除冰的方法，采用上述的一种滑动放电等离子体防除冰的系统对飞机易结冰区域进行防除冰，该防除冰的方法分为防止结冰和破除积冰两个工作阶段，具体实施方法如下：
防止结冰：将滑动放电等离子体激励器安装于机翼表面，将结冰探测器安装于飞机机头外侧，当结冰探测器检测到结冰现象时，开启滑动放电等离子体激励器进行防止结冰，通过滑动放电等离子体激励器对机翼表面产生的预热和气动冲击作用，达到机翼防止结冰的效果；
破除积冰：当飞行处于正常巡航飞行状态下，将结冰探测器安装在飞机机翼、尾翼前缘和发动机进气道处，当结冰探测器检测到飞机局部表面有弱结冰现象出现时，结合飞机自身控制系统检测到升力系数有10％-30％的幅度降低时，此时飞机自身控制系统报警，并开启防除冰控制器，防除冰控制器根据结冰探测器检测到的结冰程度和积冰区域，控制滑动放电等离子体激励器的放电区域、放电功率和工作参数，滑动放电等离子体激励器对结冰区域产生滑动等离子体放电，产生快速能量注入使滑动放电等离子体激励器上表面整个区域被快速加热，融化机翼表面与冰层底部交界面处的积冰，使机翼表面与冰层脱离。
本发明的特点还在于，
通过结冰探测器判断飞机局部表面有弱结冰现象出现时的依据为：结冰强度小于0.6毫米/分，结冰最大厚度为0.1-5.0毫米。
滑动放电等离子体激励器对结冰区域产生滑动等离子体放电的脉冲频率为：1-1000赫兹，电压值为：5000-10000伏。
本发明的有益效果是：
(1)本发明方法中应用的滑动放电等离子体激励器具有质量轻﹑结构简单﹑作用区域大等优点，通过改变电极上施加高电压的极性和强度，可以控制激励器表面诱导冲击波的强度和热量分布，便于根据机翼表面的温度，闭环控制激励器所需的能量，达到防除冰的目标。
(2)本发明的除冰方法，避免了传统热气防冰系统燃油消耗大、热能利用率低的缺点，发挥了滑动放电等离子体激励器能耗低、电能到热能转换效率高、响应速度快的优势，提升了飞机的性能，扩大了飞机安全飞行包线。
(3)滑动放电等离子体激励器既具备流动控制增升减阻的效果，又兼具防除冰的作用，有望实现“一套装置，两种效能”。加之其自身具有可靠性高、无运动部件、激励频带宽、对气动外形影响小等技术优势，作为飞机防除冰的一种可供选择的潜在手段，对减少机载系统也有重要意义。
附图说明
图1是本发明中滑动放电等离子体激励器的结构示意图；
图2是本发明中滑动放电等离子体激励器上电极分布图；
图3是本发明中滑动放电等离子体激励器下电极分布图；
图4是本发明中应用滑动放电等离子体防除冰的系统构成示意图；
图5是本发明实施例中滑动放电等离子体激励器及结冰探测器在实验模型上的布局图。
图中，1.滑动放电等离子体激励器，2.结冰探测器，3.电源系统，4.防除冰控制器，5.实验模型；1-1.第一上电极，1-2.第二上电极，1-3.第三上电极，1-4.绝缘介质层，1-5.下电极层。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。
本发明提供一种应用滑动放电等离子体防除冰的系统，如图4所示，包括滑动放电等离子体激励器1、结冰探测器2、电源系统3及防除冰控制器4，电源系统3分别与滑动放电等离子体激励器1、结冰探测器2及防除冰控制器4连接，电源系统3为各用电设备提供工作电源；滑动放电等离子体激励器1及结冰探测器2分别与防除冰控制器4连接。
如图1-3所示，滑动放电等离子体激励器1的结构为：包括绝缘介质层1-4，绝缘介质层1-4下底面设有下电极层1-5，绝缘介质层1-4上表面设有第一上电极1-1、第二上电极1-2及第三上电极1-3，第一上电极1-1及第三上电极1-3分别位于第二上电极1-2的两侧，第二上电极1-2施加正极性脉冲高电压VNP，第一上电极1-1及第三上电极1-3上分别施加直流高电压VDC1和直流高电压VDC2，在第一上电极1-1至第三上电极1-3整个区域内形成均匀滑动等离子体放电。
第一上电极1-1及第三上电极1-3以第二上电极1-2为轴线镜像分布。
第一上电极1-1、第二上电极1-2及第三上电极1-3为三个相互平行的条状电极。
正极性脉冲高电压VNP为峰峰电压值超过阈值电压5000V的高电压，当电压峰峰值高于一定电压范围时，滑动放电等离子体激励器1的气动激励效果变化不大，并且容易击穿激励器，因此电压峰峰值范围为VNP＝5000-20000V，优选10000V；脉冲频率范围为Fp＝1-5000Hz，频率越高，气动激励作用效果越明显，当频率高于一定范围时，作用效果变化不大，因此优选Fp＝100Hz；电源种类可选用毫秒、微秒、纳秒和射频脉冲电源，优选纳秒电源。
直流高电压VDC1和VDC2可为正负直流电压，电压值过大容易在滑动放电等离子体激励器1表面产生电弧，因此直流高电压范围为VDC＝-15kV至+15kV，优选VDC＝-10kV。第一上电极1、第二上电极2及第三上电极3的材质均为金属铜，但电极的材质不限于铜，能满足导电性能良好、二次电子发射系数高、热传导性好、成本低等条件的其它材料亦可。绝缘介质层可选用聚四氟乙烯、聚酰亚胺等耐高压的绝缘材质，可以选择介电常数较高的绝缘材料，可以产生更高的电热转化能量。
本发明提供一种应用滑动放电等离子体防除冰的方法，采用上述的一种应用滑动放电等离子体防除冰的系统对飞机易结冰区域进行防除冰，该防除冰的方法分为防止结冰和破除积冰两个工作阶段，具体实施方法如下：
防止结冰：将滑动放电等离子体激励器1安装于机翼表面，连接防除冰控制器4，并接通电源系统3，将结冰探测器2安装于飞机机头外侧，当结冰探测器2探测出现结冰现象时，飞行员可开启等离子体设备进行防止结冰，通过滑动放电等离子体激励器1产生的机翼表面预热和气动冲击作用，达到机翼防止结冰的效果；
破除积冰：当飞行处于正常巡航飞行状态下，将结冰探测器2安装在飞机机翼、尾翼前缘和发动机进气道处，当结冰探测器2检测到飞机局部表面有弱结冰现象出现时(结冰强度小于0.6毫米/分，结冰最大厚度0.1-5.0毫米)，结合飞机自身控制系统检测到升力系数有10％-30％的幅度降低时，此时飞机自身控制系统报警，并提醒飞行员采取正确的飞行操作，并开启防除冰控制器4，根据结冰探测器2检测到的结冰程度和积冰区域后，控制滑动放电等离子体激励器1的放电区域、放电功率和工作参数，滑动放电等离子体激励器1对结冰区域产生脉冲频率1-1000赫兹、电压值5000-10000伏的滑动等离子体放电，产生快速能量注入使滑动放电等离子体激励器1上表面整个区域被快速加热，融化机翼表面与冰层底部交界面处的积冰，使机翼表面与冰层脱离。
通过对冰的粘附物理特性研究表明：冰与物体表面间的剪切粘附强度(通常不超过1MPa左右)要低于拉伸粘附强度(通常不超过2MPa左右，特殊情况下可达几十兆帕)，因此采用剪应力更容易破坏冰与表面之间的粘结力。通过控制滑动放电等离子体激励器1输入电参数，可在激励器表面产生不对称的冲击波，将电能转化为空气中运动粒子的动能，形成切向的冲击气动力。因此，滑动放电等离子体激励器1是运用了电加热机翼表面使冰层脱离和切向冲击气动力使冰层脱落的综合效果，最终实现物体表面冰层的消融与脱落。最后，通过结冰探测器2探测到弱结冰现象(结冰强度小于0.6毫米/分，结冰最大厚度0.1-5.0毫米)是否已经消除，判断是否需要调整等离子体激励器电参数还是关闭等离子体防除冰系统。
实施例
如图5所示，实验模型5为NACA0015翼型，弦长为300mm，展长500mm。滑动放电等离子体激励器1的电极采用铜制材料，铜制电极被镶嵌在柔软的薄膜硅橡胶薄片表面，上下电极均做了相同的处理，将薄膜硅橡胶薄片沿翼型的弦向覆盖在翼型表面，形成滑动放电等离子体激励结构。
上电极有三条电极组成，第一上电极1-1长200mm，宽5mm；第二上电极1-2长200mm，宽5mm；第三上电极1-3是第一上电极1-1以第二上电极1-2为中心的镜像。
绝缘介质层1-4由厚1mm的薄膜硅橡胶薄片制成。
下电极层1-5为长200mm，宽40mm的整块铜电极组成。
本实施例选用飞行器上的机翼作为防除冰技术的应用对象。结冰探测器2和滑动放电等离子体激励器1均安装在机翼前缘的凹槽内，激励器外表面有保护膜防潮，并防止器件老化，但并不影响等滑动放电等离子体激励器1的工作状态。滑动放电等离子体激励器1外表面与机翼蒙皮表面保持齐平，不影响机翼的气动型面。
滑动放电等离子体激励器1、结冰探测器2、电源系统3和防除冰控制器4共同构成了滑动放电等离子体防除冰系统，能够完成结冰状态探测、快速防除冰、反馈控制防除冰系统参数等功能。整个系统的工作步骤按照结冰程度可分为防止机翼结冰和破除机翼积冰两个工作阶段。
首先是防止机翼结冰。机翼前缘是飞机最容易、最先开始结冰的部位，也是气流变化剧烈的区域。从机翼前缘沿弦长方向布置滑动放电等离子体激励器1不但可以起到防除冰的效果，还可以在飞机起降和巡航状态时，起到增大升力、减小阻力的流动控制效果，有利于扩大飞行器的飞行包线，增大安全冗余度。用滑动放电等离子体激励器1进行机翼防止结冰，首先是由飞机机头外侧安装的结冰探测器2检测到结冰现象时，由飞行员开启等离子体设备进行防结冰操作，通过滑动放电等离子体激励器1产生的机翼表面预热和气动冲击作用，达到机翼防止结冰的效果。
当飞行处于正常巡航飞行状态下，飞机机翼、尾翼前缘和发动机进气道上安装的结冰探测器2检测到飞机局部表面有弱结冰现象出现时(结冰强度小于0.6毫米/分，结冰最大厚度0.1-5.0毫米)，结合飞机自身控制系统检测到升力系数有10％-30％的幅度降低时。此时飞机控制系统报警，并提醒飞行员采取正确的飞行操作，并开启防除冰控制器4。防除冰控制器4根据结冰探测器2检测到的结冰程度和积冰区域后，控制滑动放电等离子体激励器1的放电区域、放电功率和工作参数，激励器对结冰区域产生脉冲频率1-1000赫兹、电压值5000-10000伏的滑动等离子体放电。通过滑动放电等离子体激励器1产生的大范围等离子体放电，产生快速能量注入使滑动放电等离子体激励器1上表面整个区域被快速加热，融化机翼表面与冰层底部交界面处的积冰，使机翼表面与冰层脱离。通过对冰的粘附物理特性研究表明：冰与物体表面间的剪切粘附强度(通常不超过1MPa左右)要低于拉伸粘附强度(通常不超过2MPa左右，特殊情况下可达几十兆帕)，因此采用剪应力更容易破坏冰与表面之间的粘结力。通过控制滑动放电等离子体激励器1输入电参数，可在激励器表面产生不对称的冲击波，将电能转化为空气中运动粒子的动能，形成切向的冲击气动力。因此，滑动放电等离子体激励器1是运用了电加热机翼表面使冰层脱离和切向冲击气动力使冰层脱落的综合效果，最终实现物体表面冰层的消融与脱落。最后，通过结冰探测器2探测到弱结冰现象是否已经消除，判断是否需要调整等离子体激励器电参数还是关闭等离子体防除冰系统。
Claims (7)
1.一种应用滑动放电等离子体防除冰的系统，其特征在于，包括滑动放电等离子体激励器(1)、结冰探测器(2)、电源系统(3)及防除冰控制器(4)，电源系统(3)分别与滑动放电等离子体激励器(1)、结冰探测器(2)及防除冰控制器(4)连接；滑动放电等离子体激励器(1)及结冰探测器(2)分别与防除冰控制器(4)连接。
2.根据权利要求1所述的一种应用滑动放电等离子体防除冰的系统，其特征在于，所述滑动放电等离子体激励器(1)的结构为：包括绝缘介质层(1-4)，所述绝缘介质层(1-4)下底面设有下电极层(1-5)，所述绝缘介质层(1-4)上表面设有第一上电极(1-1)、第二上电极(1-2)及第三上电极(1-3)，所述第一上电极(1-1)及第三上电极(1-3)分别位于第二上电极(1-2)的两侧，所述第二上电极(1-2)施加正极性脉冲高电压VNP，所述第一上电极(1-1)及第三上电极(1-3)上分别施加直流高电压VDC1和直流高电压VDC2，在第一上电极(1-1)至第三上电极(1-3)整个区域内形成均匀滑动等离子体放电。
3.根据权利要求2所述的一种应用滑动放电等离子体防除冰的系统，其特征在于，所述第一上电极(1-1)及第三上电极(1-3)以第二上电极(1-2)为轴线镜像分布。
4.根据权利要求2所述的一种应用滑动放电等离子体防除冰的系统，所述第一上电极(1-1)、第二上电极(1-2)及第三上电极(1-3)为三个相互平行的条状电极。
5.一种应用滑动放电等离子体防除冰的方法，其特征在于，采用如权利要求1所述的一种应用滑动放电等离子体防除冰的系统对飞机易结冰区域进行防除冰，该防除冰的方法分为防止结冰和破除积冰两个工作阶段，具体实施方法如下：
防止结冰：将滑动放电等离子体激励器(1)安装于机翼表面，将结冰探测器(2)安装于飞机机头外侧，当结冰探测器(2)检测到结冰现象时，开启滑动放电等离子体激励器(1)进行防止结冰，通过滑动放电等离子体激励器(1)对机翼表面产生的预热和气动冲击作用，达到机翼防止结冰的效果；
破除积冰：当飞行处于正常巡航飞行状态下，将结冰探测器(2)安装在飞机机翼、尾翼前缘和发动机进气道处，当结冰探测器(2)检测到飞机局部表面有弱结冰现象出现时，结合飞机自身控制系统检测到升力系数有10％-30％的幅度降低时，此时飞机自身控制系统报警，并开启防除冰控制器(4)，防除冰控制器(4)根据结冰探测器(2)检测到的结冰程度和积冰区域，控制滑动放电等离子体激励器(1)的放电区域、放电功率和工作参数，滑动放电等离子体激励器(1)对结冰区域产生滑动等离子体放电，产生快速能量注入使滑动放电等离子体激励器(1)上表面整个区域被快速加热，融化机翼表面与冰层底部交界面处的积冰，使机翼表面与冰层脱离。
6.根据权利要求5所述的一种应用滑动放电等离子体防除冰的方法，其特征在于，通过结冰探测器(2)判断飞机局部表面有弱结冰现象出现时的依据为：结冰强度小于0.6毫米/分，结冰最大厚度为0.1-5.0毫米。
7.根据权利要求5所述的一种应用滑动放电等离子体防除冰的方法，其特征在于，滑动放电等离子体激励器(1)对结冰区域产生滑动等离子体放电的脉冲频率为：1-1000赫兹，电压值为：5000-10000伏。
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