Thử nghiệm chứng nhận đóng băng cho UAS cánh bằng cỡ lớn

Hiện tượng đóng băng trên UAV điện cỡ nhỏ thường được giải quyết bằng cánh quạt gia nhiệt hoặc ống pitot gia nhiệt — một giải pháp nhắm vào mục tiêu cụ thể cho một bộ phận nhỏ, bị giới hạn về năng lượng. Đóng băng trên máy bay MALE hoặc HALE lại là một vấn đề ở tầm cỡ hoàn toàn khác: đó là yêu cầu chứng nhận dựa trên tiêu chuẩn cho toàn bộ máy bay, được thử nghiệm trong cùng một dải điều kiện đóng băng mà các máy bay vận tải có người lái phải đạt chứng nhận, bởi vì ở quy mô này, phương tiện đang bay trong cùng một điều kiện thời tiết.

1. Tiêu chuẩn chứng nhận giống hệt như tiêu chuẩn dành cho máy bay có người lái

Cơ sở tham chiếu cho hạng mục thử nghiệm này là Icing Research Tunnel (IRT) của NASA tại Trung tâm Nghiên cứu Glenn — một trong những hầm gió làm lạnh lớn nhất thế giới chuyên dụng cho hiện tượng đóng băng trên máy bay, và là một cơ sở mô phỏng chính xác tiêu chuẩn chứng nhận đóng băng của FAA trong Quy định Hàng không Liên bang (FAR) Phần 25, Phụ lục C . Các đặc tính được công bố của nó cho thấy "chứng nhận đóng băng quy mô thực" thực sự đòi hỏi những gì:

Đoạn thử nghiệm cao 6 ft × rộng 9 ft × dài 20 ft
Tốc độ không khí tại đoạn thử nghiệm từ 50 đến 350 knots
Nhiệt độ tổng tại đoạn thử nghiệm từ –25°C đến 5°C
Hàm lượng nước lỏng từ 0,2 đến 3,0 g/m³ , với độ đồng đều của đám mây được duy trì ở mức ±10%
Đường kính thể tích trung vị của giọt nước từ 15 đến 50 µm
Đám mây đóng băng đồng đều bao phủ diện tích 4,5 x 6 ft của đoạn thử nghiệm
Lưu lượng khí trích từ động cơ mô phỏng lên đến 1 lb/s , để thử nghiệm các hệ thống chống đóng băng bằng nhiệt sử dụng khí trích nóng

IRT thử nghiệm các bộ phận máy bay kích thước thực cũng như các mô hình thu nhỏ của cả máy bay cánh bằng và trực thăng, và danh sách khách hàng của họ — Boeing, Bell Helicopter, Goodrich, Cessna, Sikorsky, cùng với Lục quân, Hải quân và Không quân Hoa Kỳ — phản ánh rằng đây là cơ sở hạ tầng cấp độ chứng nhận, chứ không phải là một dự án nghiên cứu mang tính tò mò. Các chiến dịch thử nghiệm đóng băng gần đây hơn của NASA cũng đã mở rộng công tác hiệu chuẩn hướng tới các điều kiện giọt nước lớn siêu lạnh (SLD) theo Phụ lục O mới hơn mà cả FAA và EASA hiện đang yêu cầu song song với dải điều kiện Phụ lục C ban đầu.

2. Tại sao công nghệ chống đóng băng lại khác biệt theo quy mô

Công nghệ bảo vệ chống đóng băng phân chia rõ rệt theo quy mô máy bay, và sự phân chia này xuất phát từ một lý do vật lý: năng lượng khả dụng. Gia nhiệt điện trở — phương pháp điển hình cho các UAV cỡ nhỏ — bị giới hạn bởi cường độ dòng điện của pin mà một nền tảng điện nhỏ có thể cung cấp, đó là lý do tại sao nó thường chỉ giới hạn ở các bộ phận nhỏ, có giá trị cao như cánh quạt hoặc ống pitot thay vì toàn bộ cánh máy bay.

Một máy bay MALE hoặc HALE cỡ lớn, chạy bằng nhiên liệu có ngân sách năng lượng hoàn toàn khác, và điều đó mở ra khả năng chống đóng băng bằng nhiệt sử dụng khí trích từ động cơ , được dẫn đến mép trước của cánh thông qua một ống piccolo — cùng một kiến trúc cơ bản mà các máy bay vận tải có người lái đã sử dụng trong nhiều thập kỷ, và là giải pháp giúp máy bay không phải mang theo công suất phát điện khổng lồ mà một hệ thống chống đóng băng hoàn toàn bằng điện sẽ đòi hỏi. Các ví dụ đã được ghi nhận ở quy mô này bao gồm RQ-4 Global Hawk , với hệ thống chống đóng băng ở vỏ bọc động cơ lấy nhiệt trích xuất từ hệ thống thủy lực của máy bay thay vì khí trích — một lời nhắc nhở rằng "bảo vệ bằng nhiệt" trên một UAS cỡ lớn có thể được thiết kế từ nhiều nguồn nhiệt trên khoang, và sự lựa chọn phù hợp phụ thuộc vào kiến trúc hệ thống cụ thể của máy bay.

3. Một chiến dịch thử nghiệm đóng băng cho máy bay cánh bằng cỡ lớn cần bao gồm những gì

Thử nghiệm dựa trên dải điều kiện chứng nhận thực tế , chứ không phải một điều kiện lạnh và ẩm ướt tùy ý — hàm lượng nước lỏng, kích thước giọt nước và các tổ hợp nhiệt độ theo Phụ lục C được quy định chính xác vì các tổ hợp khác nhau sẽ tạo ra các hình dạng băng khác nhau và gây ra những suy giảm khí động học khác nhau.
Các điều kiện giọt nước lớn siêu lạnh theo Phụ lục O song song với Phụ lục C , vì hiện tượng đóng băng SLD tạo ra sự tích tụ băng ở vị trí lùi xa hơn về phía sau trên biên dạng cánh so với hiện tượng đóng băng Phụ lục C cổ điển, tại một vị trí mà các hệ thống chống đóng băng chỉ được thiết kế cho Phụ lục C có thể không bao phủ tới.
Toàn bộ hệ thống nhiệt, không chỉ bề mặt được gia nhiệt — đối với hệ thống khí trích, điều đó có nghĩa là thử nghiệm hệ thống ống dẫn, sự phân phối của ống piccolo và khả năng truyền nhiệt dưới lưu lượng động cơ mô phỏng, chứ không chỉ đơn thuần đo lường lượng băng rụng khỏi một tấm gia nhiệt một cách độc lập.
Hiệu suất khí động học khi có các hình dạng băng thực tế bám vào , vì chứng nhận suy cho cùng là về chất lượng bay của máy bay với lượng băng mà hệ thống bảo vệ được thiết kế để đối phó — chứ không chỉ là liệu hệ thống bảo vệ có ngăn chặn được sự hình thành băng trong trường hợp tốt nhất hay không.
Các bộ phận kích thước thực ở bất cứ nơi nào cơ sở chứng nhận yêu cầu — năng lực đã được ghi nhận của IRT trong việc thử nghiệm các bộ phận máy bay kích thước thực tồn tại chính xác là vì tính chất vật lý của sự tích tụ băng trên một số bộ phận không thể thu nhỏ một cách hoàn hảo xuống một mô hình nhỏ.

4. Năm sai lầm chúng tôi thường thấy

Coi bảo vệ chống đóng băng như một vấn đề điện nhiệt ở cấp độ bộ phận ở bất kỳ quy mô máy bay nào. Những gì hiệu quả với cánh quạt của một UAV cỡ nhỏ không thể ngoại suy cho cánh của máy bay MALE/HALE — cả ngân sách năng lượng và cơ sở chứng nhận đều khác nhau.
Chỉ thử nghiệm Phụ lục C và cho rằng như vậy là đã bao hàm "đóng băng". Các điều kiện giọt nước lớn siêu lạnh theo Phụ lục O hiện là một phần riêng biệt, bắt buộc trong cơ sở chứng nhận của nhiều chương trình, và chúng gây đóng băng ở một phần khác của biên dạng cánh.
Kiểm chứng nguồn nhiệt mà không kiểm chứng hệ thống phân phối. Sự phân phối của ống piccolo và tổn thất trên đường ống của hệ thống khí trích cũng quan trọng không kém lượng nhiệt thô có sẵn — một hệ thống hoạt động tốt trên lý thuyết có thể không cung cấp đủ nhiệt ở đầu mút cánh.
Đo lường khả năng ngăn ngừa đóng băng mà không đo lường sự suy giảm khí động học. Chứng nhận không chỉ là "băng có hình thành hay không" — mà là "máy bay bay như thế nào với các hình dạng băng mà hệ thống bảo vệ đã được kiểm chứng để đối phó."
Cho rằng một mô hình thu nhỏ nắm bắt được mọi thứ mà một bộ phận kích thước thực sẽ có. Vật lý tích tụ băng là một trong những lĩnh vực mà hiệu ứng tỷ lệ (scale effects) khắt khe nhất, đó chính xác là lý do tại sao các hầm gió đóng băng cấp độ chứng nhận phải thử nghiệm trực tiếp các bộ phận kích thước thực.

5. Điều này có ý nghĩa gì đối với chương trình của bạn

Hãy cho chúng tôi biết cơ sở chứng nhận và kiến trúc bảo vệ chống đóng băng của bạn , và chúng tôi sẽ xác định phạm vi của một chương trình thử nghiệm dựa trên dải điều kiện Phụ lục C và Phụ lục O thực tế mà máy bay của bạn cần đạt chứng nhận — chứ không phải là một bài kiểm tra thời tiết lạnh chung chung. Bài viết liên quan: bài viết tổng hợp của chúng tôi về

long-range fixed-wing UAS testing

Nguồn và ghi chú

Các đặc tính cơ sở của NASA Icing Research Tunnel (đoạn thử nghiệm 6 ft × 9 ft × 20 ft, tốc độ không khí 50–350 knots, nhiệt độ tổng –25°C đến 5°C, hàm lượng nước lỏng 0,2–3,0 g/m³ với độ đồng đều đám mây ±10%, MVD của giọt nước 15–50 µm, đám mây đóng băng đồng đều 4,5 x 6 ft, lưu lượng khí trích động cơ mô phỏng lên đến 1 lb/s, mô phỏng các tiêu chuẩn chứng nhận đóng băng FAA FAR Phần 25 Phụ lục C, thử nghiệm các bộ phận máy bay kích thước thực và mô hình thu nhỏ của máy bay cánh bằng và trực thăng, cùng cơ sở khách hàng bao gồm Boeing, Bell Helicopter, Goodrich, Cessna, Sikorsky và các quân chủng Hoa Kỳ): NASA Glenn Research Center / NASA Aeronautics Test Program, tài liệu thông tin "Icing Research Tunnel".
Việc mở rộng công tác hiệu chuẩn IRT sang các điều kiện giọt nước lớn siêu lạnh (SLD) theo Phụ lục O của FAA/EASA trong các chiến dịch thử nghiệm gần đây hơn của NASA được ghi nhận trong các ấn phẩm nghiên cứu đóng băng tiếp theo của NASA Glenn trên Máy chủ Báo cáo Kỹ thuật NASA (NASA Technical Reports Server).
Bảo vệ chống đóng băng bằng điện nhiệt là phương pháp điển hình cho các bộ phận UAV cỡ nhỏ, bị giới hạn về năng lượng, so với chống đóng băng bằng nhiệt khí trích qua ống piccolo là phương pháp phù hợp với máy bay HALE cỡ lớn, chạy bằng nhiên liệu, và hệ thống chống đóng băng vỏ bọc động cơ của RQ-4 Global Hawk lấy nhiệt từ hệ thống thủy lực của máy bay: nhất quán với các tài liệu đã công bố về hệ thống bảo vệ chống đóng băng trên máy bay.
Thông tin nền tảng về máy bay RQ-4B Global Hawk (hạng HALE): nhất quán với bài viết đã xuất bản của chúng tôi về thử nghiệm UAS cánh bằng tầm xa (MALE, HALE và VTOL).
Hướng dẫn phương pháp thử nghiệm (thử nghiệm toàn dải Phụ lục C và Phụ lục O, kiểm chứng nhiệt toàn hệ thống, đo lường suy giảm khí động học khi có hình dạng băng bám vào, thử nghiệm bộ phận kích thước thực) là thực tiễn kỹ thuật của TunnelTech, đáp ứng trực tiếp các đặc tính cơ sở cấp độ chứng nhận đã được ghi nhận ở trên.

Chứng nhận chống đóng băng và bay mọi thời tiết cho UAS cánh bằng cỡ lớn