Apesar da formação de gelo em aeronaves representar um grande risco à aviação, ainda hoje os detectores de gelo são baseados na indicação de possível formação de gelo e não de sua consequente degradação nas características de voo do avião. Além disso, o uso intensivo do piloto automático traz a desvantagem de dificultar a percepção, por parte da tripulação, da mudança de comportamento do avião eventualmente causada pelo gelo. Neste trabalho, um método de detecção de gelo baseado em medir a degradação causada na dinâmica do avião é proposto, implementado por simulação e discutido. O objetivo é usar apenas medidas de uma grandeza que já seja utilizada pelo piloto automático com a finalidade de facilitar uma eventual aplicação, uma vez que tais dispositivos se encontram instalados na grande maioria dos aviões em operação. O método usado para detecção se baseou em algoritmos de detecção de falhas e, como o gelo pode ser considerado uma falha essencialmente multiplicativa, optou-se por um método baseado em identificação paramétrica, o de mínimos quadrados recursivos. Um estudo do efeito do gelo na dinâmica do avião foi necessário para se escolher o parâmetro de razão de arfagem como saída a ser medida e o foco na detecção de gelo na empenagem horizontal. Os resultados mostraram que, mesmo com efeitos de turbulência, as estimativas paramétricas permitem o desenvolvimento de um alarme capaz de alertar acerca da degradação causada pelo gelo na empenagem de forma simples e sem introduzir excessivos casos de falsos positivos.

Este trabalho aborda um estudo voltado a integração de sistema de detecção de gelo na fuselagem dianteira de aeronaves comerciais. Detectores de gelo são essenciais à segurança do voo, pois a formação de gelo em superfícies de aviões tem uma contribuição estatística significativa aos acidentes fatais na aviação. Não apenas as características dos sistemas de detecção são importantes para uma operação segura, mas deve-se proceder a sua instalação na aeronave com cuidado especial. Além das gotículas de água superesfriada serem capazes de atingir o detector, deve-se considerar aspectos aerodinâmicos, pois instalações inadequadas podem levar a arrasto adicional, ruído e vibrações. O presente trabalho tem como objetivo analisar a instalação de detectores de gelo na fuselagem dianteira de aeronaves comerciais de transporte. Foi considerada uma aeronave de transporte de passageiros de médio porte e três posições diferentes para o detector de gelo. A primeira posição está próxima ao nariz da aeronave; a segunda a uma distancia intermediária; e o terceiro a uma distancia que se identifica com a posição mais comumente adotada para este dispositivo. O domínio computacional é composto de uma malha com aproximadamente 7.740.000 tetraedros, após algumas adaptações, e os detectores foram instalados apenas em um lado da fuselagem dianteira, para efeitos de comparação. Duas condições de operação para a simulação e cálculos foram definidas. Inicialmente, considerou uma condição de cruzeiro (número de Mach de 0,76 e ângulo de ataque 1,5?); a outra condição de descida e/ou subida (número de Mach = 0.40 e ângulo de ataque 3?). Em ambas as condições foram realizados cálculos relativos à velocidade de escoamento, tamanho de partícula, linhas de corrente e ruído branco. Os resultados mostram, que um detector de gelo em ambas as condições, estará mais bem posicionado quando estiver mais próximo do nariz da aeronave, caso contrário o detector pode não ser capaz de detectar gelo composto por partículas de maior diâmetro, situação de risco e não desejada para a aeronave.

The primary means of preventing ice formation on wings and engine inlets for modern commercial transport aircraft is by extracting hot air from the compressor and blowing it on the inside surface of the leading edge through small holes drilled in the so-called piccolo tube system. A critical aspect in the design of such system is the prediction of heat transfer of the impinging jets from the piccolo tube. The correct evaluation of the heat transfer rate in such devices is of great interest to optimize both the anti-icing performance and the hot air bleeding from the high-pressure compressor. The history of research in the anti-icing area is rather narrow. A review of the literature reveals that only few experimental and theoretical/numerical studies have been carried out to study the heat transfer and flow in the internal hot-air region. There are some experimental and numerical studies that developed correlations for the average Nusselt number. However, most of the research was performed using a single jet or a group of jets impinging on a flat slat, which is different from the jet impingement on concave surfaces, as the inside surface of a wing. Therefore, the objective of the present work is use the commercial CFD software FLUENT to perform a parametric study of the jet impingement on concave surfaces. The main goal is determine the effect of the Reynolds number on the heat transfer process. At the end of the work, a correlation for the average Nusselt number which account for the Reynolds number is presented.

O acúmulo de gelo nas superfícies é uma preocupação, pois pode causar deterioração considerável na performance aerodinâmica e no controle da aeronave, comprometendo a segurança da mesma. A forma e localização do gelo dependem das condições meteorológicas e de fatores específicos do avião. A operação segura de aeronaves em condição de gelo requer o uso de sistemas de proteção contra gelo que são tipicamente instalados nas superfícies aerodinâmicas críticas como asas, empenagem e entrada do motor. Para prevenir a formação do gelo, geralmente, os sistemas de degelo usam meios mecânicos ou térmicos enquanto que sistemas de antigelo utilizam fontes térmicas. O estudo para o conhecimento do fenômeno físico da formação de gelo e possíveis soluções para o mesmo, pode ser feito através de técnicas experimentais e também através de modelos computacionais. Em se tratando deste último, a resolução de problemas de escoamentos pode ser feito através da dinâmica dos fluidos computacional, do inglês CFD Computational Fluid Dynamics. Os benefícios do método estão na possibilidade de se modelar os fenômenos físicos fluidos que não podem ser facilmente simulados ou medidos com um experimento e também a possibiliade de se investigar o problema de forma mais rápida do que com os procedimentos experimentais, reduzindo os custos de projeto. Neste contexto o objetivo do presente trabalho é estudar o fenômeno físico de um sistema de proteção contra gelo com ar quente para assim obter a temperatura na superfície de um perfil com um tubo piccolo via mecânica dos fluidos computacional e estudar a viabilidade de adaptação de malha sem considerar a presença de camadas de prisma na superfície. Os resultados da simulação com a malha refinada apresentam boa concordância com os resultados experimentais, o que demonstra a confiabilidade dos modelos computacionais. O critério de adaptação de malha empregado neste trabalho, e especificamente para as condições aqui simuladas, não se mostrou favorável para a resolução do problema.

Com a finalidade de minimizar o risco de desenvolvimento, tempo e custo de um sistema de proteção contra gelo, modelos numéricos são utilizados para avaliar o desempenho dos sistemas de proteção sobre uma gama de condições de voo da aeronave e configurações dos sistemas. Além disso, o propósito destes modelos é prever a quantidade, forma e localização do gelo acumulado sobre regiões protegidas e não protegidas, que podem influenciar as características aerodinâmicas da aeronave. No presente estudo, uma metodologia baseada apenas na eficiência de coleta, pseudo-rime, para previsão da taxa de acúmulo da massa de gelo foi aplicada a perfis aerodinâmicos bidimensionais; asa finita enflechada; e em uma antena de reconhecimento. Os resultados obtidos indicam que a utilização da aproximação pseudo-rime resulta em uma variação percentual de 12\% em relação à taxa de acúmulo observada experimentalmente, comprovando que uma metodologia simplificadora é suficiente para assistir a fase inicial do projeto de uma aeronave.