第四节 飞机结冰信号装置
上节介绍了飞机防冰的一般方法，主要是热气防冰和电热防冰。那么，何时怎样接通这些防冰装置呢？这就需要有探测飞机是否结冰的结冰信号器。
结冰信号器有多种形式，一般可以分成飞行员直观式和自动结冰信号器两大类。直观式结冰信号器安装于飞行员容易看到的地方，当发现结冰后，飞行员用人工方法接通防冰系统；自动结冰信号器则既可向飞行员发出信号，同时还能自动地接通防冰加温系统。
本节按照结冰信号器探头的工作原理，分别介绍直观式的探冰棒、探冰灯，自动式的压差结冰信号器、金属导电环结冰信号器、探冰马达、放射性同位素结冰信号器和膜片振动式结冰信号器。 一、探冰棒
探冰棒是最简单的直观式结冰信号器，图9-14为其典型的结构形式。探冰棒的结构做成翼型截面，由于它的尺寸小，在轻微结冰状态下便会结冰；在探冰棒的旁边装有聚光灯，以照明探棒，保证夜间飞行时使用。
探冰棒装设在机身外飞行员最容易看到的地方，当发现结冰后，飞行员人工接通防冰加温装置。探冰棒内装有电加热器，当接通防冰加温系统时也接通了探冰棒本身的电加热器，以出去棒上的冰，保证再次进入结冰状态时使用。 二、探冰灯
多数飞机装有几种或几套结冰信号器，其中的直观式探冰灯可作为探测结冰的辅助设备。探冰灯是一种专用的聚光灯，外形和普通灯差不多，一般装设在机身中部机翼前方的左右两侧，当接通探冰灯电门时，灯光集中到机翼前缘，以便观察结冰情况，如波音飞机就是这样。 三、压差式结冰信号器
压差式结冰信号器又称为压冲空气式结冰信号器，它利用迎面气流的动压（全压）与静压的差值而作成，结构形式可以多样，下面以CO-4A
型结冰信号器为例介绍它的基本结构和工作原理。 （一）基本结构
图9-15为冲压空气式结冰信号器的结构简图。这种结冰信号器是利用金属波纹膜片的弹性工作的，由膜片将静压室与动压室隔离，膜片上装有活动接触点，两室之间由泄压孔相通。动压室通过进气口端面上的小孔承受进气道气流的冲压；而静压室通过信号器侧面的小孔感受空气的静压；该结冰信号器的头部和根部还有两组加温电阻，是为其本身除冰加温的，信号器通过插头与外电路连接。 （二）工作原理
冲压空气式结冰信号器安装于发动机进气道内，其头部一端伸向进气道内，进气口对准气流的方向。在发动机不工作、没有冲压气流时，接触点处于闭合状态；发动机工作时，冲压气流进入动压室，由于动、静压之差使膜片弯曲，使接触点断开。
在飞行中，当发动机进气道出现结冰情况时，结冰信号器端头进气口上的小孔
被冰层堵塞，这时，动压室失去冲压气流，动、静压两个密闭室中的压力通过泄压孔达到平衡，于是膜片上的活动接触点与固定接触点闭合，便接通驾驶舱内的结冰信号灯，发出结冰信号，同时接通信号器本身的加温电路。通过信号控制设备，还可像运-7和安-24飞机那样用于自动接通螺旋桨和整流罩的加温电路。
结冰信号器本身的加温电路接通后，经过一段时间，融化了结冰信号器头部动压孔的冰层，冲压空气有进入动压室，膜片弯曲又将接触点断开，信号灯熄灭，同时停止本身加温。这时，如果飞机仍在结冰区，又将重复上述过程。因此，飞机飞过较长结冰区域时，结冰信号灯将周期性地闪亮。
四、 金属导电环式结冰信号器
（一）受感器
受感器里包括有热敏电阻Ro（电阻温度系数为负）、加温电阻R1和金属导电环。导电环由两个彼此绝缘的金属内外套筒构成，安装于机身外作为结冰探头，当表面结冰时，使两金属套筒接通。 （二）工作原理
随动器由极化继电器J1，闸流管ZQ1，继电器J2和延时电路组成，机上直流电源由电门K引入，并通过电阻R2加到导电环的外套筒上。 极化继电器的两个绕组L12,L34与电阻R3，R4及电阻R0构成一个短路电桥，当受感器感受的温度在0℃以上时，由于热敏电阻的阻值很小，通过极化继电器L12线圈的电流大于L34的电流，使极化继电器的活动触点处于电路断开的一边。当受感器感受的温度在0℃以下，但空气干燥，飞机未结冰时，热敏电阻R0的阻值增大，通过极化继电器线圈L34的电流增大，而通过L12的电流减小，使极化继电器J1工作，其活动触点的电阻R5一边接通，因而将闸流管的控制栅极与导电环的内套连通。但是，此时没有结冰，闸流管的控制栅极上仍然没有电压。
只有当飞机进入结冰区域或者进入有低于0℃的过冷水滴的结冰云层时，受感器导电环的内外套筒之间由于结冰而导通，这时，机上直流电源通过电阻R2，导通后的外、内套筒，J1的接触点和电阻R5而加到闸流管的控制栅极上。闸流管导通，使继电器J2工作。J2的一对接触点将结冰信号灯接通，发出结冰信号，同时给受感器内加温电阻R1通电；J2的另一对触点将电阻R8和电位计R9与短路电桥的上两臂并联，使通过线圈L34的电流增大而通过L12的电流减小，从而使极化继电器更可靠地保持在工作状态。C2和R7是为减弱触点火花的。
受感器加热后，冰层融化，热敏电阻R0的阻值随温度升高而减小，使通过极化继电器L34的电流减小，直至极化继电器的触点断开，闸流管由于控制栅极断电而关闭，使继电器J2断电，受感器停止加热，结冰信号灯熄灭。经过一段时间，受感器冷却后，若内外套筒之间重新结冰，则重复上述过程。 受感器的接地线连到起落架空地感觉电门的接点上，因此，在地面加温电流是不会接通的，以避免地面通电时由于散热不好而烧坏受感器。而地面检查时，用一个电阻接在内外套筒之间，相当于结冰状态，另外加温电阻电路内串入一个电阻，以免受感器过热烧坏。
五、探冰马达
探冰马达是一种机电式的结冰信号器，它应用于三叉戟等飞机上，不仅能发出结冰信号，而且还能自动控制发动机防冰系统和大翼、尾翼防冰系统工作。 图9-17给出了探冰马达的结构外形及其安装情况。探冰马达是一个特制的单相异步电动机。由机上115V单相交流电源供电，在启动和运行时，由电容器移相而工作。结构上，它是将电机套装在一个外罩内，外罩固定于飞机蒙皮上，而电机的定子相对于外罩可转动一个角度，因此我们称它为浮动安装。由马达转子的软轴带动一个伸到机外的探头，探头是一个圆柱体，上有沟槽，易于结冰。在探头的旁边，与其轴向平行在飞机蒙皮上装有一个固定的刀片，作为探头的刮冰器，与探头保持很小的间隙。
飞机在无冰区，由马达带动探头自由旋转；进入结冰区后，探头结冰，因刀片与探头的距离很近，所以探头上的冰要被刀片切削，使马达的负载增大，马达转子要转动，而刀片不让它转动，根据作用力与反作用力的关系，结果使浮动安装的电机定子相对于转子反方向转动一个小角度，达到转矩的平衡。定子转动一个角度后，由电机内的一个微动电门压通，于是接通飞机上直流电源使驾驶舱的结冰信号灯亮，同时还通过延时组件使中央警告系统发出信号，并自动操纵发动机防冰系统和大翼、尾翼防冰系统工作。
第五节 风档玻璃的防冰
飞机在结冰气象条件下飞行时，驾驶舱前面风档玻璃的外表面上可能结冰；对风档玻璃的内表面，在结冰条件下或正常飞行条件下而飞机突然从高空下降时，当玻璃内侧表面温度等于或低于底座舱露点时，可能结雾或结霜。玻璃内表面上的冰、霜、雾都会影响飞行员的视线，因此，对风档玻璃设有防冰和防雾系统。由于风档玻璃加温有它自己的特点，而且加温温度比翼面和发动机严格，所以本节主要就这些特点进行讨论。