Testes de Certificação de Gelo para UAS de Asa Fixa de Grande Porte

A formação de gelo num pequeno UAV elétrico é geralmente resolvida com uma hélice aquecida ou um tubo de Pitot aquecido — uma solução direcionada para um componente pequeno e com restrições de energia. A formação de gelo numa aeronave MALE ou HALE é um problema de uma ordem inteiramente diferente: é um requisito de certificação para toda a aeronave, orientado por normas, testado face ao mesmo envelope de formação de gelo para o qual as aeronaves de transporte tripuladas são certificadas, porque a esta escala o veículo voa nas mesmas condições meteorológicas.

1. A norma de certificação é a mesma utilizada por aeronaves tripuladas

A instalação de referência para esta classe de testes é o Icing Research Tunnel (IRT) da NASA no Glenn Research Center — um dos maiores túneis de vento refrigerados do mundo dedicados à formação de gelo em aeronaves, e uma instalação que replica explicitamente a norma de certificação de gelo da FAA no Regulamento Federal de Aviação (FAR) Parte 25, Apêndice C . As suas características publicadas mostram o que a "certificação de gelo à escala real" realmente exige:

Secção de ensaio com 6 pés de altura × 9 pés de largura × 20 pés de comprimento
Velocidade do ar na secção de ensaio de 50 a 350 nós
Temperatura total na secção de ensaio de –25 °C a 5 °C
Conteúdo de água líquida de 0,2 a 3,0 g/m³ , com uniformidade da nuvem mantida a ±10%
Diâmetro volumétrico mediano das gotas de 15 a 50 µm
Uma nuvem de gelo uniforme cobrindo 4,5 por 6 pés da secção de ensaio
Fluxo simulado de ar de sangria do motor até 1 lb/s , para testar sistemas térmicos antigelo que utilizam ar de sangria quente

O IRT testa componentes de aeronaves à escala real, bem como modelos à escala de aviões e helicópteros, e a sua lista de clientes — Boeing, Bell Helicopter, Goodrich, Cessna, Sikorsky, além do Exército, Marinha e Força Aérea dos EUA — reflete que se trata de uma infraestrutura de nível de certificação, e não de uma curiosidade de investigação. Campanhas de testes de gelo mais recentes da NASA também estenderam o trabalho de calibração para as novas condições de gotas grandes super-resfriadas (SLD) do Apêndice O , que tanto a FAA quanto a EASA exigem agora juntamente com o envelope original do Apêndice C.

2. Por que razão a própria tecnologia de proteção contra o gelo diverge consoante a escala

A tecnologia de proteção contra o gelo divide-se claramente de acordo com a escala da aeronave, e divide-se por uma razão física: a potência disponível. O aquecimento eletrotérmico — a abordagem típica de pequenos UAVs — é limitado pela amperagem da bateria que uma pequena plataforma elétrica pode fornecer, razão pela qual é geralmente confinado a componentes pequenos e de alto valor, como uma hélice ou uma sonda de Pitot, em vez de uma asa inteira.

Uma aeronave MALE ou HALE de grande porte, movida a combustível, tem um orçamento de potência inteiramente diferente, e isso abre caminho para o antigelo térmico utilizando ar de sangria do motor , canalizado para o bordo de ataque da asa através de um tubo piccolo — a mesma arquitetura básica que as aeronaves de transporte tripuladas utilizam há décadas, e que poupa a aeronave de transportar a capacidade de geração elétrica que um sistema de proteção contra o gelo totalmente elétrico exigiria. Exemplos documentados a esta escala incluem o RQ-4 Global Hawk , cujo sistema antigelo da carenagem do motor extrai calor do sistema hidráulico da aeronave em vez do ar de sangria — um lembrete de que a "proteção térmica" num UAS de grande porte pode ser projetada a partir de mais do que uma fonte de calor a bordo, e a escolha certa depende da arquitetura de sistemas específica da aeronave.

3. O que uma campanha de testes de gelo para asas fixas de grande porte precisa de abranger

Testes face ao envelope de certificação real , e não a uma condição fria e húmida arbitrária — as combinações de conteúdo de água líquida, tamanho das gotas e temperatura do Apêndice C são especificadas com precisão porque diferentes combinações produzem diferentes formas de gelo e diferentes penalizações aerodinâmicas.
Condições de gotas grandes super-resfriadas do Apêndice O juntamente com o Apêndice C , uma vez que a formação de gelo SLD produz acumulação de gelo mais atrás no perfil alar do que a formação de gelo clássica do Apêndice C, num local que os sistemas de proteção contra o gelo concebidos apenas para o Apêndice C podem não cobrir.
Todo o sistema térmico, não apenas a superfície aquecida — para um sistema de ar de sangria, isso significa testar as condutas, a distribuição do tubo piccolo e o fornecimento de calor sob fluxo simulado do motor, e não apenas medir o desprendimento de gelo de um painel aquecido isoladamente.
Desempenho aerodinâmico com formas de gelo realistas anexadas , uma vez que a certificação diz respeito, em última análise, às qualidades de voo da aeronave com o gelo para o qual o sistema de proteção foi concebido — e não apenas se o sistema de proteção previne a formação de gelo no melhor dos cenários.
Componentes à escala real sempre que a base de certificação o exija — a capacidade documentada do IRT para testar componentes de aeronaves à escala real existe precisamente porque a física da acumulação de gelo em alguns componentes não se adapta de forma linear a um modelo à escala reduzida.

4. Cinco erros que observamos

Tratar a proteção contra o gelo como um problema eletrotérmico ao nível do componente em qualquer escala de aeronave. O que funciona para a hélice de um pequeno UAV não se extrapola para uma asa MALE/HALE — o orçamento de potência e a base de certificação são ambos diferentes.
Testar apenas o Apêndice C e assumir que isso cobre a "formação de gelo". As condições de gotas grandes super-resfriadas do Apêndice O são agora uma parte distinta e obrigatória da base de certificação para muitos programas, e formam gelo numa parte diferente do perfil alar.
Validar a fonte de calor sem validar o sistema de distribuição. A distribuição do tubo piccolo de um sistema de ar de sangria e as perdas nas condutas importam tanto quanto o calor bruto disponível — um sistema que funciona no papel pode ter um desempenho inferior na ponta da asa.
Medir a prevenção de gelo sem medir a penalização aerodinâmica. A certificação não é apenas "o gelo forma-se" — é "como a aeronave voa com as formas de gelo contra as quais o sistema de proteção é validado".
Assumir que um modelo à escala capta tudo o que um componente à escala real captaria. A física da acumulação de gelo é uma das áreas onde os efeitos de escala são menos tolerantes, e é exatamente por isso que os túneis de vento de gelo de nível de certificação testam componentes à escala real diretamente.

5. O que isto significa para o seu programa

Diga-nos a sua base de certificação e a arquitetura de proteção contra o gelo , e definiremos o âmbito de um programa de testes face ao envelope real do Apêndice C e do Apêndice O contra o qual a sua aeronave precisa de ser certificada — e não uma verificação genérica de tempo frio. Leitura relacionada: o nosso artigo central sobre

long-range fixed-wing UAS testing

Fontes e notas

Características da instalação do NASA Icing Research Tunnel (secção de ensaio de 6 pés × 9 pés × 20 pés, velocidade do ar de 50–350 nós, temperatura total de –25 °C a 5 °C, conteúdo de água líquida de 0,2–3,0 g/m³ com ±10% de uniformidade da nuvem, MVD das gotas de 15–50 µm, nuvem de gelo uniforme de 4,5 por 6 pés, fluxo simulado de ar de sangria do motor até 1 lb/s, replicação das normas de certificação de gelo FAA FAR Parte 25 Apêndice C, testes de componentes de aeronaves à escala real e modelos à escala de aviões e helicópteros, e a sua base de clientes incluindo Boeing, Bell Helicopter, Goodrich, Cessna, Sikorsky e serviços militares dos EUA): NASA Glenn Research Center / NASA Aeronautics Test Program, ficha informativa "Icing Research Tunnel".
A extensão do trabalho de calibração do IRT para as condições de gotas grandes super-resfriadas (SLD) do Apêndice O da FAA/EASA em campanhas de testes mais recentes da NASA está documentada em publicações subsequentes de investigação sobre gelo do NASA Glenn no NASA Technical Reports Server.
A proteção eletrotérmica contra o gelo como a abordagem típica para componentes pequenos e com restrições de energia de UAVs, em oposição ao antigelo térmico por ar de sangria via tubo piccolo como a abordagem adequada para aeronaves HALE de grande porte movidas a combustível, e o sistema antigelo da carenagem do motor do RQ-4 Global Hawk que extrai calor do sistema hidráulico da aeronave: consistente com a literatura publicada sobre sistemas de proteção contra o gelo em aeronaves.
Contexto da aeronave para o RQ-4B Global Hawk (classe HALE): consistente com o nosso artigo publicado sobre testes de UAS de asa fixa de longo alcance (MALE, HALE e VTOL).
A orientação da metodologia de testes (testes de envelope completo do Apêndice C e Apêndice O, validação térmica de todo o sistema, medição da penalização aerodinâmica com formas de gelo anexadas, testes de componentes à escala real) é uma prática de engenharia da TunnelTech, respondendo diretamente às características das instalações de nível de certificação documentadas acima.

Certificação de Formação de Gelo e Operação Todo-o-Tempo para UAS de Asa Fixa de Grande Porte