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塘厦清湖_飞机防冰系统

第一节飞机结冰与气象的关系

一飞机结冰的物理形式

飞机在负温云层中飞行，或者具有负温表面的飞机在无云的大气中飞行时，都可能在飞机表面发生结冰的现象．这就揭示了飞机结冰的本质，即飞机在大气中飞行，只要同时遇到水分和负温两个条件，就会结冰．根据结冰时的具体情况，从物理变化的角度，可将飞机结冰分为三种形式。

（一）滴状结冰：

它是大气中的过冷水滴撞击在飞机并在其上冻结的一种结冰形式，是飞机结冰的主要形式。

（二）凝华结冰：

它是大气中的气态水（即水蒸气）不经过液态相而直接冻结在飞机上的一种结冰形式。

因为这种这种现象是升华的逆现象，因而称为凝华结冰。

凝华结冰的原因，是相同温度下冰表面的饱和蒸气压力比水表面的小，因此在足够低的负温条件下，虽然在大气中还没有达到水蒸气的饱和状态，而在冰表面上却可达到饱和状态，因而使水节气真接凝华成冰。

所以，当预有一层薄薄的象霜一样的冰层覆盖在飞机表面时，面此时飞机表面尚保持低于环境介质温度的负温时，就有可能在飞机表面发生凝华结冰。

（三）干结冰：

飞机在热带地区飞行时，如果遇到冰晶云（由冰晶体组成的云），冰晶体会沉积到飞机表面上而使飞机结冰。

飞行实践证明，上述三种结冰形式中，干结冰和凝华结冰发生较少。

对飞行性能的影响也较小，而滴状结冰是飞机结冰的常见形式，对飞机性能的影响较大，甚至可能导致飞行事故，因此，后面的讨论一般都是针对滴状结冰进行的。

二飞机结冰的主要气象参数

飞行实践证明，飞机结冰量的多少，结冰范围大小及冰层的形状，主要取决于云层温度、液态水含量、水滴直径和云层范围（水平长度与垂直高度）四个气象参

数。

（一）云层温度

云层温度是影响飞机结冰的主要气象参数之一，根据统计资料，飞机结冰一般发生在0———20的范围内，尤其在-2——10时，结冰的概率最多，强烈结冰主要发生在-2——8的温度范围内。

（二）液态水含量

液态水含量愈大，则在单位时间内撞击到飞机表面现象上的水量愈多，因而结冰愈严重。

（三）水谪直径

水滴直径对飞机结冰区域的大小有着决定性的影响，对结冰形状的影响也比较大，因此水滴直径也是影响飞机结冰的重要参数。

（四）云层范围

云层范围是指云的水平长度和垂直厚度，它主要影响飞机结冰的厚度，云层范围越大，飞机在云中飞机时间越长，因而冰层越厚。

第二节飞机结冰对飞机性能的影响

在结冰气象条件下飞行的飞机，若无防冰措施，在飞机的所有迎风面都可能结冰。

飞机结冰后，不仅增加了飞机重量，而且破坏了飞机的气动外形，因而阻力增加，使飞机操纵性能下降，传感仪的结冰则会导致信号失真和指示失常。

结冰对飞机性能影响的程度，取决于结冰强度和冰的形状。

由于飞机各部件在飞机上起的作用不同，它们结冰的情况不同，对飞机性能的影响也不同，因此本节首先讨论结冰强度和冰形，然后按部件分类讨论结冰对飞行性能的影响。

一、结冰强度和结冰程度

（一）结冰强度

结冰强度是指冰在飞机表面形成的速度，以每分钟增长的厚度表示。

结冰强度与飞行速度、气象条件及飞机部件折外形有关，由于各部件外形不同，所以在同样的飞行和气象条件下，各部分的结冰强度是不同的。

等级

弱结冰

中等结冰

强结冰

极强结冰

结冰强度mm/min

〈0．6

0．6--1．0

1.0—2.0

〉2.0

（二）、结冰程度

结冰强度并不能完全表达飞机结冰的严重程度，如飞机处于小范围雨积云的极强结冰条件下飞行时间很短，结冰强度虽然很大,但结冰量不会很厚；相反，如飞机处于弱结冰条件下飞行时间很长，则冰层可能很厚。

所以，总的结冰厚度也是一个非常重要的概念，因而引入结冰程度这一概念。

参数

弱结冰

中等结冰

强结冰

极强结冰

最大厚度（mm/）

0.1—0.5

5.0—15

15--30

﹤30

所谓结冰程度，是指在结冰条件下的全部飞行时间内，飞机表面所结冰层的最大厚度。

显然，结冰程度是冰的生成速度和飞机飞过结冰区域的时间的函数。

二、机翼及尾翼结冰的影响

机翼和尾翼是飞机产生升力的主要部件。

结冰时，冰层主要聚集在翼面前缘部分。

机翼和尾翼上结冰，会引起翼型阻力增加，升力下降，临界攻角（失速攻角）减小，飞机操纵性和稳定性恶化。

（一）翼型阻力增加，升阻比降低

翼型阻力是由摩擦阻力和压差阻力两部分组成的。

摩擦阻力的产生是由空气具有粘性，在空气流经机翼表面时，会形成附面层而产生摩擦阻力。

摩擦阻力的大小，主要取决于附面层的性质，层流附面层的阻力远比紊流附面层阻力小，机翼表面都设计成流线型截面，就是为了避免出现紊流附面层的。

压差阻力是物体前后的压力差所引起的，因此，它的大小主要取决于物体的形状。

为了减小翼型的压差阻力，机翼表面也必须具有良好的空气动力外形。

机翼和尾翼结冰后，表面出现不平并使翼型失真，破坏了原来的流线外形，是气流产生局部分离，从而使原来的层流附面层变成紊流附面层，于此相应的摩擦阻力和压差阻力都会增大。

有资料说，机翼表面结上槽状冰后，翼型阻力可增加5-10倍。

根据飞机试验，机翼和尾翼结冰时，其增加的阻力占飞机因结冰引起阻力增加总量的70-80%。

由此可见，对机翼前缘防冰加温是十分重要的。

本来飞机的升力系数Cy是随攻角α的增大而增大的，当然阻力系数Cx也会增加，对于一个气动性能良好的翼型剖面，应该是升力系数比阻力系数增加得快一些，通常用升阻比k=Cy/Cx来衡量机翼空气动力性能的优劣。

显然，k值应越大越好。

但是，机翼结冰后，阻力增加多，引起升阻比降低，使机翼空气动力品质变坏。

（二）临界攻角减小

当机翼为流线型时，流过机翼的气流将是一层一层的，这时的升力系数Cy随攻角α的增加而线性增长；α增大αcr时，如果再继续增加，则Cy猛烈下降，这个升力系数Cy为最大值时的攻角αcr称为临界攻角。

当翼面结冰后，气流的流线型分层遭到破坏，会使临界攻角αcr下降。

图9-3表示了翼面结矛状冰和槽形冰后临界攻角减小的情况，同时可见，结冰后的升力系数最大值Cymax也下降了。

（三）使飞机操纵性能恶化

机翼与尾翼结冰后，临界攻角下降，使飞机在低速飞行时，特别是在着陆时有失速的危险，因此飞机在着陆时，水平尾翼通常处于负攻角状态，对飞机起着配平作用，由于临界攻角下降，使得尾翼在较小负攻角时就产生了气流分离，因而引起飞机低头，为了纠正这种非操纵性的飞机低头，飞行员不得不增大襟翼偏转角，这就失去了飞行速度，飞行速度过低则容易进入失速状态。

在结冰状态，为了避免失速危险，飞机的最小飞行速度应为不结冰状态产生气流分离时的极限速

度的1.3倍。

机翼和尾翼的严重结冰，还会引起飞机的机械抖动，操纵机构的缝隙结冰可能引起卡阻现象，这些都是影响飞机操纵和危及飞行安全的。

三、发动机进气部件及螺旋桨结冰的影响

（一）发动机进气部件结冰的影响

飞机在结冰气象条件下飞行时，发动机的进气道前缘、发动机压气机前的整流罩。

支撑件、以及第一级压气机前的导流叶片都有可能结冰。

发动机进气道前缘通常具有与机翼类似的流线外形，故其结冰情况与机翼有类同之处，但又有它的特点，如结冰区域比机翼大，另外由于气流在进气道内加速，使温度下降，所以在环境介质温度5-10℃的正温条件下也可能结冰。

图9-4为发动机进气道前缘及内外表面结冰情况的示意图。

发动机进气道及进气部件结冰，破坏了他们原来的气动外形，减小了进气道面积同时也减小了压气机每相邻叶片间的空气流通面积，使进入发动机的空气流量减少，因而发动机功率下降。

对进气道入口装有格栅的发动机，结冰时气体流通面积减小更多，可能导致功率严重下降。

为了保障发动机的转速和推力，这时必须加大燃油比流量，这样除增大燃油比消耗外，还会使涡轮前燃气温度升高，若超过允许值则会烧坏涡轮叶片，导致发动机停车。

由于结冰的不对称性及压气机叶片上冰层的不均匀脱落，都会破坏转子的动平

衡，它除造成动力装置及飞机的振动外，严重时还会导致发动机轴承的损坏；脱落的冰层随高速气流进入压气机，打在叶片上还可能造成压气机损坏。

（二）螺旋桨结冰的影响

螺旋桨为高速旋转部件，在结冰条件下飞行时，螺旋桨桨叶、整流罩均可发生

结冰。

因为螺旋桨桨叶的形状实际上是一个扭曲了的机翼，因此结冰情况与机翼有相同之处，有时甚至比机翼还严重，在桨叶的整个长度上都可能结冰，浆尖的冰在离心作用下比较容易甩掉。

弦向从桨叶前缘开始，结冰范围可达25%左右。

螺旋桨及进气道的结冰情况如图9-5所示。

螺旋桨结冰后破坏了它的气动外形，增加了翼型阻力，因而降低了螺旋桨的效率。

螺旋桨结冰，由于其不对称性，还会引起振动，当冰层甩脱时，可能危及飞机和发动机部件，甚至击穿蒙皮和气密舱的危险，所以螺旋桨结冰也严重影响着飞机的安全飞行。

五、风档玻璃及测温测压探头结冰的影响

飞机在结冰条件下飞行时，或当飞机高度突然下降时，驾驶舱正面风档玻璃可能结冰或出现雾气，这时会降低玻璃的透明度，使目测飞行变得十分困然，对飞机的起飞和着陆是很不利的。

飞机上装有空速管和多种测温测压探头，这些部件也可能结冰。

当测压口结冰使进气孔面积变小时，会使入口动压减小，使空速指示失真；测温探头结冰时，由于冰的蒸发，会使温度值下降，由此引起的误差可达10%以上。

在现代大型飞机上，这些速度，压力和温度信号要送到有关计算机，由于结冰引起输入参数的误差或错误，将会使仪表或数字显示失真，使驾驶工作复杂化，因而隐含着种种不安全因素。

第三节飞机防冰的一般方法

飞机上主要的防冰部位有机翼、尾翼、发动机进气道、螺旋桨、风档玻璃和测温测压探头，根据这些部位的不同和防冰所需能量的大小，因而各部位有不同的防冰方法。

根据防冰所采取能量形式的不同，可分成机械除冰系统，液体防冰系统，热气防冰系统和电热防冰系统，下面分别讨论他们的工作原理和优缺点以及在民航飞机上的应用概况。

一、机械除冰系统

机械除冰方法:

就是使用气动力和电动力使冰破碎，然后借助气流将冰吹掉。

（一）气动膨胀管除冰系统

典型的膨胀管除冰装置如图9-6所示，它是在飞机的防冰表面设置许多可膨胀的胶管，当表面结冰时，胶管充气膨胀而使冰破碎，然后由气流将冰吹走，除冰后，膨胀管收缩，保持正常的气动力外形。

图示膨胀管是沿机翼展向放置的，也可沿机翼弦向放置。

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。

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