Isingssertifiseringstesting for store fastvingede UAS

Ising på en liten elektrisk UAV løses vanligvis med en oppvarmet propell eller et oppvarmet pitotrør — en målrettet løsning for en liten, strømbegrenset komponent. Ising på et MALE- eller HALE-fly er et helt annet problem: det er et standarddrevet sertifiseringskrav for hele flyet, testet mot den samme isingskonvolutten som bemannede transportfly sertifiseres mot, fordi fartøyet i denne skalaen flyr i det samme været.

1. Sertifiseringsstandarden er den samme som brukes for bemannede fly

Referanseanlegget for denne typen testing er NASAs Icing Research Tunnel (IRT) ved Glenn Research Center — en av verdens største nedkjølte vindtunneler dedikert til flyising, og et anlegg som eksplisitt gjenskaper FAAs sertifiseringsstandard for ising i Federal Aviation Regulation Part 25, Appendix C . De publiserte egenskapene viser hva "fullskala isingssertifisering" faktisk krever:

Testseksjon 6 ft høy × 9 ft bred × 20 ft lang
Lufthastighet i testseksjonen 50 til 350 knots
Total temperatur i testseksjonen –25 °C til 5 °C
Flytende vanninnhold 0,2 til 3,0 g/m³ , med en skyuniformitet opprettholdt på ±10 %
Dråpenes mediane volumdiameter 15 til 50 µm
En uniform isingssky som dekker 4,5 ganger 6 ft av testseksjonen
Simulert avtappingsluft (bleed-air) fra motor på opptil 1 lb/s , for testing av termiske anti-isingssystemer som bruker varm avtappingsluft

IRT tester flykomponenter i full størrelse samt skalamodeller av både fly og helikoptre, og kundelisten — Boeing, Bell Helicopter, Goodrich, Cessna, Sikorsky, pluss U.S. Army, Navy og Air Force — gjenspeiler at dette er infrastruktur av sertifiseringsgrad, ikke en forskningskuriositet. Nyere isingstestkampanjer fra NASA har også utvidet kalibreringsarbeidet mot de nyere Appendix O supercooled large drop (SLD) -forholdene som både FAA og EASA nå krever ved siden av den opprinnelige Appendix C-konvolutten.

2. Hvorfor selve isbeskyttelsesteknologien varierer med skala

Isbeskyttelsesteknologi skiller seg tydelig basert på flyets skala, og det gjør det av en fysisk årsak: tilgjengelig effekt. Elektrotermisk oppvarming — den typiske tilnærmingen for små UAV-er — er begrenset av batteristrømmen en liten elektrisk plattform kan levere. Derfor er den vanligvis begrenset til små, høyverdige komponenter som en propell eller et pitotrør, fremfor en hel vinge.

Et stort, drivstoffdrevet MALE- eller HALE-fly har et helt annet effektbudsjett, og det åpner for termisk anti-ising ved bruk av avtappingsluft fra motoren , ledet til vingens forkant gjennom et pikkolorør — den samme grunnleggende arkitekturen bemannede transportfly har brukt i flere tiår, og en som sparer flyet for å måtte bære den elektriske generatorkapasiteten et helelektrisk isbeskyttelsessystem ville kreve. Dokumenterte eksempler i denne skalaen inkluderer RQ-4 Global Hawk , der anti-isingssystemet for motordekselet trekker ut varme fra flyets hydrauliske system i stedet for avtappingsluft — en påminnelse om at "termisk beskyttelse" på en stor UAS kan konstrueres fra mer enn én varmekilde om bord, og det riktige valget avhenger av flyets spesifikke systemarkitektur.

3. Hva en isingstestkampanje for store fastvingede fly må dekke

Testing mot den faktiske sertifiseringskonvolutten , ikke en vilkårlig kald-og-våt tilstand — Appendix C-kombinasjoner av flytende vanninnhold, dråpestørrelse og temperatur er spesifisert nøyaktig fordi ulike kombinasjoner produserer forskjellige isformer og ulike aerodynamiske ulemper.
Appendix O supercooled large drop-forhold sammen med Appendix C , ettersom SLD-ising produserer isoppbygging lenger bak på vingeprofilet enn klassisk Appendix C-ising, på et sted isbeskyttelsessystemer designet kun for Appendix C kanskje ikke dekker.
Hele det termiske systemet, ikke bare den oppvarmede overflaten — for et system med avtappingsluft betyr det testing av kanaler, distribusjon via pikkolorør og varmelevering under simulert motorstrøm, ikke bare måling av isfjerning fra et oppvarmet panel isolert sett.
Aerodynamisk ytelse med realistiske isformer festet , siden sertifisering til syvende og sist handler om flyets flygeegenskaper med den isen beskyttelsessystemet er designet rundt — ikke bare om beskyttelsessystemet forhindrer isdannelse i beste fall.
Komponenter i full størrelse der sertifiseringsgrunnlaget krever det — IRTs dokumenterte kapasitet til å teste flykomponenter i full størrelse eksisterer nettopp fordi fysikken bak isoppbygging på enkelte komponenter ikke skalerer rent til en liten modell.

4. Fem feil vi ser

Å behandle isbeskyttelse som et elektrotermisk problem på komponentnivå uansett flyets skala. Det som fungerer for propellen til en liten UAV, kan ikke overføres til en MALE/HALE-vinge — både effektbudsjettet og sertifiseringsgrunnlaget er annerledes.
Å teste kun Appendix C og anta at det dekker "ising". Appendix O supercooled large drop-forhold er nå en distinkt, påkrevd del av sertifiseringsgrunnlaget for mange programmer, og de iser ned en annen del av vingeprofilet.
Å validere varmekilden uten å validere leveringssystemet. Et avtappingsluftsystems distribusjon via pikkolorør og kanaltap betyr like mye som den tilgjengelige råvarmen — et system som fungerer på papiret, kan underlevere ved vingetippen.
Å måle isforebygging uten å måle aerodynamiske ulemper. Sertifisering er ikke bare "dannes det is" — det er "hvordan flyr flyet med de isformene beskyttelsessystemet er validert mot".
Å anta at en skalert modell fanger opp alt en komponent i full størrelse ville gjort. Fysikken bak isoppbygging er et av områdene der skalaeffekter er minst tilgivende, noe som er akkurat grunnen til at isingstunneler av sertifiseringsgrad tester komponenter i full størrelse direkte.

5. Hva dette betyr for ditt program

Fortell oss ditt sertifiseringsgrunnlag og din isbeskyttelsesarkitektur , så vil vi utforme et testprogram mot den faktiske Appendix C- og Appendix O-konvolutten flyet ditt må sertifiseres mot — ikke en generell sjekk for kaldt vær. Relatert lesning: vår hovedartikkel om

long-range fixed-wing UAS testing

Kilder og merknader

Egenskaper for NASA Icing Research Tunnel-anlegget (testseksjon 6 ft × 9 ft × 20 ft, lufthastighet 50–350 knots, total temperatur –25 °C til 5 °C, flytende vanninnhold 0,2–3,0 g/m³ med ±10 % skyuniformitet, dråpe-MVD 15–50 µm, uniform isingssky 4,5 ganger 6 ft, simulert avtappingsluft fra motor opptil 1 lb/s, gjenskaping av FAA FAR Part 25 Appendix C sertifiseringsstandarder for ising, testing av flykomponenter i full størrelse og skalamodeller av fly og helikoptre, og kundebasen som inkluderer Boeing, Bell Helicopter, Goodrich, Cessna, Sikorsky og amerikanske militærtjenester): NASA Glenn Research Center / NASA Aeronautics Test Program, "Icing Research Tunnel" fact sheet.
Utvidelse av IRT-kalibreringsarbeid til FAA/EASA Appendix O supercooled large drop (SLD)-forhold i nyere NASA-testkampanjer er dokumentert i påfølgende forskningspublikasjoner om ising fra NASA Glenn på NASA Technical Reports Server.
Elektrotermisk isbeskyttelse som den typiske tilnærmingen for små, strømbegrensede UAV-komponenter, kontra termisk anti-ising med avtappingsluft via pikkolorør som tilnærmingen egnet for store, drivstoffdrevne HALE-fly, og RQ-4 Global Hawks anti-isingssystem for motordekselet som trekker varme fra flyets hydrauliske system: i samsvar med publisert litteratur om isbeskyttelsessystemer for fly.
Flybakgrunn for RQ-4B Global Hawk (HALE-klasse): i samsvar med vår publiserte artikkel om testing av langtrekkende fastvingede UAS (MALE, HALE og VTOL).
Veiledning for testmetodikk (full-konvolutt Appendix C- og Appendix O-testing, termisk validering av hele systemet, måling av aerodynamiske ulemper med isformer festet, testing av komponenter i full størrelse) er ingeniørpraksis hos TunnelTech, som svarer direkte til egenskapene for anlegg av sertifiseringsgrad dokumentert ovenfor.

Isings- og allværssertifisering for store fastvingede UAS