膨胀管除冰系统结构简单，消耗空气流量小，但是他改变了翼形、增大了阻力，所以只在早期的低速飞机上应用过。 （二）电脉冲除冰系统
电脉冲除冰系统是一种高效节能的除冰方法，工作原理方块图如图9-7所示。它由供电装置（变压整流器及电容式储能器组成的脉冲式发生器）、程序器和感应器等几部分组成。脉冲发射器产生电脉冲，它作用在感应器上，是蒙皮产生作用时间很短的脉冲力，并产生小幅高频振动，这样很快可以将冰除去。程序器是用来控制各感应器的接通次序和接通时间的。
电脉冲除冰系统工作温度适应范围大，所需能量小，它的耗能仅为电热除冰系统的1/100-1/60。有资料报道称电脉冲除冰可能成为下一代飞机的除冰系统。
二、 液体防冰系统
液体防冰是一个物理防冰方法，它的基本原理是借助某种液体减小冰与飞机表面的附着力或降低水在飞机防冰表面的冻结温度。
液体防冰系统可以连续地或周期地向防冰表面喷射工作液体。要求工作液体具有凝结温度低，和水混合性能好，与防冰表面附着力强，对防冰表面没有化学腐蚀作用，无毒以及防火性能好等。目前使用的防冰液有甲醇、乙醇（酒精）、乙烯乙二醇等。从性能上看，甲醇的冰点最低，乙醇次之，乙烯乙二醇最高，但从着火危险来说，乙烯乙二醇化学稳定性好，最安全，价格也最便宜，所以美国制造的飞机多用乙烯乙二醇作防冰液，而前苏联飞机则多用乙醇或乙醇与其他液体的混合液作为防冰液。
液体防冰系统在风档玻璃防冰及活塞式发动机的螺旋桨等部件的防冰上得到广泛的应用，其主要问题是要配备足够的防冰液，并选取适当的方法将防冰液喷射到防冰表面上。
三、 热气防冰系统
在现代飞机的防冰系统中，热气防冰和电热防冰的使用占有绝对的优势，这是因为它们在飞机结冰的广阔范围内可以有效而可靠地工作。 （一）热气防冰系统的气源
热气防冰系统通常有下面几种方案。 1. 由发动机压气机直接引气
为了得到防冰所需要的热气温度，可在压气机的高压级和低压级同时引气经过，混合后供给系统使用。 2.利用空气引射装置
由发动机压气机的某级引出高温热气流，并在系统中设置引射器，利用高温高压气流，从大气中引入一股冷空气，经过混合后供给系统作为介质。图9-8所示为波音707飞机发动机进气道前缘防冰系统中所使用的引射器。 2. 利用热交换器组件
热交换器的热气流是发动机的废燃气，冷气流取自大气，由一个专门的引气口引入，大气经废气加热后送入防冰系统工作。
流入热交换器的空气和废燃气的流量分别由调节活门控制，废燃气的温度一般在500℃左右，所以应该先打开冷空气调节活门，后打开废气调节活门，而且一般由工作空气的温度自动调节废气调节活门的开度。这种方法的优点是对发动机推力影响比较小，缺点是需要开引气口，因而增大了飞机的阻力。 （二）热气防冰系统原理方块图
典型的热气防冰系统原理方块图如图9-9所示。由压气机1引入热空气经过流量限制器2及单向活门3进入防冰总管，当机翼防冰活门6打开时，热气进入机翼防冰集气管，由管壁上的小孔喷入机翼前缘防冰控制腔7；当尾翼防冰活门5打开时，则向水平安定面8和垂直尾翼9的防冰腔供气。在防冰腔里，热空气在流动过程中把热量传递给蒙皮，从而给结冰表面除冰。单向活门的作用是在某台发动机损坏时，避免高压气流向损坏的发动机反流。流量限制器的作用是根据需要限制进入防冰系统的空气流量，以免空气流量过多而影响发动机的性能。发动
机防冰活门是用来接通发动机防冰的。
四、电热防冰系统
热气防冰系统的热源充足，能量大，通常用于机翼和尾翼的大面积防冰，而且由于热气加温系统的热惯性大，所以多采用连续加热的形式。电热防冰系统由于热效率高，易于控制，为节省电能，常常采用周期加热的形式。下面首先讨论连续加热和周期加热的基本理论，然后介绍电热防冰本身的一般问题。（一）表面连续加热
不论是热气还是电热防冰，当表面连续加温时，撞在表面上的水滴被加热到0℃以上，使水不能冻结，而且在水沿表面流动时，由于表面温度较高，加热区也足够大，所供给的热量足以使表面上的水全部蒸发，这种状态称为完全蒸发防冰。若供给的热量不足以把所以水都蒸发掉，一些未蒸发的水在严重结冰的气象条件下可能流到加热区后面在冻结成冰瘤，这种状态称为不完全蒸发防冰系统。完全蒸发防冰不会形成冰瘤，但所需加温功率大。所以目前大多采用不完全蒸发防冰系统，实际上，在轻度和中度结冰条件下，它也只形成极少量冰瘤，甚至没有冰瘤。
（二）表面周期加热
周期加热时，防冰表面周期地加热与冷却。在冷却过程中，表面收集了云层中的过冷水滴而结冰，加热时表面温度升高，又将冰除去。为了可靠除冰，在周期加热的机翼前缘有时装有连续加热的长条，用它将冰分成若干块，这种在周期加热系统中连续加热的装置称为“热刀”。图9-11为机翼在无热刀与有热刀时的结冰情况。对于无后掠角或小后掠角的机翼，如果没有热刀，在周期加热时，虽然与表面接触的冰层已融化，但在气动力作用下，外面的冰壳会紧紧的压向表面，使冰仍然不能被气流吹走，如图9-11（a）。如果没有热刀，连续加热的热刀将冰分成数块，这样冰就容易被气流吹走。图9-12为典型的机翼加热方案。、 周期除冰的特点是在加热时只需融化表面的一层冰，而不是将所以冰融化。因
此，对周期除冰最有意义的是合理选择表面温度大于0℃的时间。图9-13（a）为设计大气温度t0时表面温度ts的变化曲线，此曲线假设没有残留温升，即一个周期结束时，表面温度冷却到设计的大气温度t0。在加热时，表面温度ts不断升高，在超过0℃的一段时间内，接近表面的一层冰融化、脱落并被气流吹走。这时，表面收集的水不冻结而被气流吹到后面，在加温区后面形成冰瘤，因此，表面温度超过冰点的时间不能太长。冷却时，表面温度下降，表面收集的水在低于0℃的一段时间内结冰，直到下一个加热周期使表面温度达到0℃为止，表面温度低于0℃的这段时间称为结冰时间τi表面结冰时间越长，冰的厚度越大，因此该时间也不能太长。这样就决定了一个周期内加温时间和停止加温时间应该都是有一定要求的。
除冰系统大部分处于非设计状态下工作，如环境气温高于设计状态，这时表面温度的变化如图9-13（b）的曲线1所示。这种情况下，表面温度超过0℃的时间长，而且在较高气温下液态水含量大，因此会在加温区后边形成比较厚的冰瘤。
为防止形成过厚的冰瘤，表面温度高于冰点的时间也不能太长，即希望表面最高温度值不要太高。为此，可采用两种方法：其一是减小加热功率，从而降低表面最高温度，如图中曲线2所示，这样降低了表面温升的速率；其二为缩短加热时间，如图中曲线3所示，同时按比例缩短冷却时间，这样都是便易行的。
有上可知，在周期加温防冰时，加热时间和加热功率不是简单的越大越好。为了减小冰瘤，应随外界气温自动或人工调节加热时间，并保持冷却时间与加热时间的比值为常数，气温越低，加热时间应该越长；或者改变加热功率，将加热功率分成几个等级，这些，可由飞行员自动或人工控制。 （三）电热防冰系统的基本组成
电热防冰系统一般由电源组件、结冰信号器、信号放大器、控制和保护装置、加温元件及信号显示等部分组成。
结冰信号器装于需要防冰的部位，由它发出外界是否结冰的信号，通过信号系统以提醒飞行员接通防冰加温系统，或者由结冰信号器自动地控制加温系统。结冰信号器种类很多，在下一节进行专门讨论。 控制保护装置包括防冰电门、供电程序机构、自动接通与断电及过热保护装置 电气加热元件可用金属箔（如不锈钢片）、金属丝（如康铜丝）及导电金属膜等材料制成，其结构形式繁多，这里不在举例。
五、我国民航主要机型的防冰方法
（一）主要机型各部位的防冰方法 现在，中国民航使用的机型繁多，除运-5，运-7等国产飞机外，主要由前苏联、美国和欧洲引进。这些飞机虽然来自世界各地，但防冰方法的选用上则是大同小异的，下面从活塞式发动机的飞机开始对几种主要机型各个部位的防冰方法列表进行比较。
（二）特点比较 1.共同特点
由表9-3可归纳出如下带共性的主要特点。
（1）不管装有何种类型发动机的飞机，其机翼和尾翼的防冰，由于防冰面积大，所需能量多，所以采用热气防冰系统，热空气的来源，除个别采用热交换器外，大多从发动机压气机直接引气。
（2）发动机及其进气道防冰，主要采用热气防冰系统。
（3）螺旋桨和整流罩防冰，多采用交流电作周期性加温，活塞式发动机飞机的螺旋桨一般不设防冰加温装置。
（4）风档玻璃除个别飞机外，基本上采用电热防冰系统。 2.热气防冰和电热防冰的比较 由上可知，热气防冰和电热防冰在防冰系统中占有绝对优势，对它们之间的优缺点比较如下。
（1）从取得能量的方式看，热气防冰大多从压气机直接引气，得到能量方式是比较简单的，电热防冰需经过能量转换，一般适用于功率较小或者使用热气防冰不方便的部件，如风档玻璃测温测压探头；若有螺旋桨等较大部件，则采用周期性电热防冰系统对几套螺旋桨交替加温。
（2）从控制难易程度看，电热防冰系统易于控制，而热气防冰控制比较困难，因此很少采用周期热气防冰系统。
（3）从能量利用率看，热气防冰系统效率不高，对机翼热气防冰系统效率一般只有35-45%，而电热防冰系统效率可达80-95%。
（4）从构造繁简和使用可靠性看，热气防冰系统结构简单，工作可靠，维护简单，其寿命与机体相同；电热防冰系统比较复杂，加温元件制造比较困难，导线和加温元件有可能烧坏，维护工作比热气防冰系统复杂一些。