BR102017011143A2

BR102017011143A2 - Sistema e método de detecção de dodos do ar

Info

Publication number: BR102017011143A2
Application number: BR102017011143-1A
Authority: BR
Inventors: Benning Kevin; Heuer Weston
Original assignee: Rosemount Aerospace Inc.
Priority date: 2016-06-28
Filing date: 2017-05-26
Publication date: 2018-01-16
Also published as: EP3264103B1; BR102017011143B1; US20170370960A1; EP3264103A1; US10132824B2; CA2964260A1

Abstract

sistema e método de detecção de dodos do ar. um sistema inclui um dispositivo que tem uma primeira superfície configurada para ser exposta ao fluxo de ar sobre uma parte externa de uma aeronave, o dispositivo incluindo um primeiro aquecedor autocompensador configurado para aquecer a primeira superfície, um primeiro monitor de corrente configurado para detectar um primeiro valor de medição representando o fluxo de corrente elétrica através do primeiro aquecedor autocompensador, um ou mais processadores e memória legível por computador codificada com instruções que, quando executadas pelos um ou mais processadores, faz com que o sistema para receba dados de condição de voo de aeronaves e produza um sinal de condição de congelamento baseado no primeiro valor de medição e dados de condição de voo de aeronave.

Description

(54) Título: SISTEMA E MÉTODO DE DETECÇÃO DE DODOS DO AR (51) Int. Cl.: B64D 15/22; B64D 15/20 (30) Prioridade Unionista: 28/06/2016 US 62/355563 (73) Titular(es): ROSEMOUNT AEROSPACE INC.

(72) Inventor(es): KEVIN BENNING; WESTON HEUER (74) Procurador(es): KASZNAR LEONARDOS PROPRIEDADE INTELECTUAL (57) Resumo: SISTEMA E MÉTODO DE DETECÇÃO DE DODOS DO AR. Um sistema inclui um dispositivo que tem uma primeira superfície configurada para ser exposta ao fluxo de ar sobre uma parte externa de uma aeronave, o dispositivo incluindo um primeiro aquecedor autocompensador configurado para aquecer a primeira superfície, um primeiro monitor de corrente configurado para detectar um primeiro valor de medição representando o fluxo de corrente elétrica através do primeiro aquecedor autocom pensador, um ou mais processadores e memória legível por computador codificada com instruções que, quando executadas pelos um ou mais processadores, faz com que o sistema para receba dados de condição de voo de aeronaves e produza um sinal de condição de congelamento baseado no primeiro valor de medição e dados de condição de voo de aeronave.

1/34 “SISTEMA E MÉTODO DE DETECÇÃO DE DODOS DO AR” FUNDAMENTOS DA INVENÇÃO [001] Dispositivos de sonda de dados de ar são utilizados em aplicações aeroespaciais para medição de parâmetros ambientais utilizáveis para determinar saídas de dados de ar. Por exemplo, sondas de dados de ar podem medir pressão do tubo pitot, pressão estática ou outros parâmetros de fluxo de ar através da sonda de dados de ar que são úteis para determinar as saídas de dados de ar, tais como altitude de pressão, taxa de altitude (por exemplo, velocidade vertical), velocidade, número de Mach, ângulo de ataque, ângulo de derrapagem ou outras saídas de dados de ar. Tais sondas de dados de ar geralmente incluem uma ou mais portas de detecção de dados de ar, como portas de pressão estática localizadas na lateral da sonda, integrais a superfície da sonda que são pneumaticamente conectadas aos sensores de pressão (por exemplo, transdutores de pressão) que detectam a pressão atmosférica fora da aeronave. Sondas de dados de ar, através das portas de pressão estática e sensores de pressão correspondentes, podem fornecer medições de pressão consistentes e exatas que são úteis para determinar com precisão as saídas de dados de ar sobre uma ampla faixa de envelopes de voo de aeronaves.

[002] Determinadas condições de voo podem levar ao acúmulo de gelo e/ou exposição a cristais de gelo na parte externa da aeronave ou dentro dos componentes da aeronave, como uma sonda de dados de ar ou motor. A acumulação de gelo na parte externa da aeronave ou absorção de cristais de gelo pode prejudicar o desempenho de aeronaves e seus componentes. SUMÁRIO [003] Em uma modalidade, um sistema inclui um dispositivo que tem uma primeira superfície configurada para ser exposta ao fluxo de ar sobre uma parte externa de uma aeronave, o dispositivo incluindo um primeiro aquecedor autocompensador configurado para aquecer a primeira superfície,

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2/34 um primeiro monitor de corrente configurado para detectar um primeiro valor de medição representando o fluxo de corrente elétrica através do primeiro aquecedor autocompensador, um ou mais processadores e memória legível por computador codificada com instruções que, quando executadas pelos um ou mais processadores, faz com que o sistema para receba dados de condição de voo de aeronaves e produza um sinal de condição de congelamento baseado no primeiro valor de medição e dados de condição de voo de aeronave.

[004] Em outra modalidade, um método inclui a recepção de um primeiro valor de medição representando fluxo de corrente elétrica através de um primeiro aquecedor autocompensador que aquece uma primeira superfície de um dispositivo exposto ao fluxo de ar sobre uma parte externa de uma aeronave, recepção de dados de condição de voo de aeronaves e produção de um sinal de condição de congelamento baseado no primeiro valor de medição e nos dados da condição de voo de aeronave.

BREVE DESCRIÇÃO DAS FIGURAS [005] A FIG. IA é uma vista isométrica de um sistema de dados de ar.

[006] A FIG. 1B é um diagrama de blocos do sistema de dados de ar da FIG. IA.

[007] A FIG. 2A é uma representação gráfica mostrando um consumo de corrente elétrica de um aquecedor autocompensador de cabeça de sonda em um sistema de dados de ar durante condições de baixo teor de água. [008] A FIG. 2B é uma representação gráfica mostrando um consumo de corrente elétrica de um aquecedor autocompensador de suporte em uma seção de suporte de um sistema de dados de ar durante condições de baixo teor de água.

[009] A FIG. 3A é uma representação gráfica mostrando um consumo de corrente elétrica de um aquecedor autocompensador em uma

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3/34 seção principal de um sistema de dados de ar durante condições de alto teor de água.

[0010] A FIG. 3B é uma representação gráfica mostrando um consumo de corrente elétrica de um aquecedor autocompensador em uma seção de suporte de um sistema de dados de ar durante condições de alto teor de água.

[0011] A FIG. 4A é uma representação gráfica mostrando um consumo de corrente elétrica de um aquecedor autocompensador em uma seção principal de um sistema de dados de ar durante condições de teor de água sólida.

[0012] A FIG. 4B é uma representação gráfica mostrando um consumo de corrente elétrica de um aquecedor autocompensador em uma seção de suporte de um sistema de dados de ar durante condições de teor de água sólida.

[0013] A FIG. 5 é um fluxograma ilustrando um exemplo de operações para detectar uma condição de congelamento e produzir um sinal de congelamento.

[0014] A FIG. 6 é um fluxograma ilustrando um exemplo de operações para detectar uma condição de congelamento e produzir um sinal de congelamento.

DESCRIÇÃO DETALHADA [0015] As FIGs. 1A-1B retratam o sistema de dados de ar 10 e serão discutidas juntamente na seguinte descrição. A FIG. 1A mostra uma vista em perspectiva de sistema de dados de ar 10. A FIG. 1B é um diagrama de blocos do sistema de dados de ar 10 da FIG. IA. Conforme ilustrado nas FIGS. 1A1B, o sistema de dados de ar 10 inclui a sonda de dados de ar 12, placa de instalação base 14, compartimento do computador de dados de ar 16 e fonte de alimentação 18. A sonda de dados de ar 12 inclui a cabeça de sonda 20, suporte 22, porta de detecção de pressão de tubo pitot 24, porta de detecção de

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4/34 pressão estática 26, aquecedor autocompensador de cabeça de sonda 28 e aquecedor autocompensador de suporte 30. O compartimento de computador de dados de ar 16 inclui o computador de dados de ar 32, que inclui o sensor de pressão de tubo pitot 34, sensor de pressão estática 36, monitor de corrente de cabeça de sonda 38, monitor de corrente de suporte 40, processadores 42, dispositivos de armazenamento 44, monitor de condição de congelamento 46 e dispositivos de comunicação 48, que se comunicam com dispositivos externos 50 e podem receber informação da sonda TAT (total air temperaturé) 52.

[0016] A sonda de dados de ar 12 é conectada a placa de instalação base 14, que é configurada para instalar a sonda de dados de ar 12 a uma parte externa da aeronave por meio de um ou mais parafusos, roscas, rebite ou outros dispositivos de fixação. O compartimento de computador de dados de ar 16 é conectado a uma placa de instalação base 14 e é configurado para se estender em um interior da aeronave para fornecer uma cobertura para componentes do computador de dados de ar 32. O suporte 22 estende-se entre a placa de instalação base 14 e a cabeça de sonda 20 para posicionar a cabeça de sonda 20 dentro de um fluxo de ar iminente sobre o exterior da aeronave. O aquecedor autocompensador de cabeça de sonda 28 e o aquecedor autocompensador de suporte 30 estão dispostos dentro da cabeça de conda 20 e do suporte 22, respectivamente. Por exemplo, sonda aquecedor autocompensador de cabeça de sonda 28 o aquecedor autocompensador de suporte 30 podem incluir um cabo e/ou elementos de aquecimento de resistência de película fina integrais a ou aplicados a cabeça de sonda 20 e suporte 22, respectivamente. A porta de detecção de pressão de tubo pitot 24 está disposta em uma ponta dianteira da cabeça de sonda 20 para receber ar de impacto durante o movimento para frente da aeronave. A porta de detecção de pressão estática 26 está disposta dentro da cabeça de sonda 20 (por exemplo, próxima a ponta dianteira da cabeça de conda 20) para detectar pressão

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5/34 estática do ar que flui pela parte externa da cabeça de sonda 20. Enquanto o exemplo da FIG. IA ilustra uma única porta de detecção de pressão estática 26, em outros exemplos, a cabeça de sonda 20 irá incluir mais do que uma porta de detecção de pressão estática, como a segunda porta de detecção de pressão estática oposta a porta de detecção de pressão estática 26. O aquecedor autocompensador de cabeça de sonda 28 e o aquecedor autocompensador de suporte 30 estão eletricamente conectados a fonte de energia 18. O aquecedor autocompensador de cabeça de sonda 28 e o aquecedor autocompensador de suporte 30 estão operativamente (por exemplo, eletricamente e/ou comunicativamente) conectados ao monitor de corrente de cabeça de sonda 38 e ao monitor de corrente de suporte 40, respectivamente. O sensor de pressão do tubo pitot 34 e o sensor de pressão estática 36 estão dispostos dentro do computador de dados de ar 32 e estão pneumaticamente conectados a porta de detecção de pressão 24 e a porta de detecção de pressão estática 26, respectivamente. Cada um dentre o sensor de pressão estática 34, sensor de pressão estática 36, monitor de corrente de sonda 38, monitor de corrente de suporte 40, processadores 42, dispositivos de armazenamento 44, monitor de condição de congelamento 46, e dispositivos de comunicação 48 estão operativamente conectados por meio de, por exemplo, um ou mais canais de comunicação como um barramento de dados, uma estrutura de dados de comunicação entre processos ou outro canal de comunicação. O computador de dados de ar 32 também está operativamente conectado aos dispositivos externos 50 e sonda TAT 52.

[0017] O sistema de dados de ar 10 identifica a presença de condições de congelamento pelo monitoramento do consumo de corrente e/ou consumo de energia dos aquecedores autocompensadores (por exemplo, aquecedor autocompensador de cabeça de sonda 28 e aquecedor autocompensador de suporte 30) e compara o consumo de corrente e/ou consumo de energia a um ou mais dos parâmetros de corrente e/ou consumo de energia esperados

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6/34 determinados com base em condições de voo de aeronave determinados pelo computador de dados de ar 32 e/ou recebidos pelos sistemas de produção (por exemplo, um sistema de referência inercial) por meio dos dispositivos de comunicação 48. Em resposta a determinação de que a corrente e/ou consumo de energia monitorados dentre pelo menos um dos aquecedores autocompensadores excede um desvio de limite de um ou mais dentre os parâmetros de corrente e/ou consumo de energia esperados, o sistema de dados de ar 10 produz um sinal de condição de congelamento passível de comunicação. Além disso, o sistema de dados de ar 10 pode fazer uma diferenciação entre as condições de presença de cristais de gelo e água líquida, pela comparação das respectivas medições do consumo de corrente e/ou consumo de energia do aquecedor autocompensador de cabeça de sonda 28 e do aquecedor autocompensador de suporte 30. Enquanto a cabeça de sonda 20 e o suporte 22 fornecem uma superfície úmida para o potencial acúmulo de água líquida, a cabeça de sonda 20 também pode ingerir cristais de gelo durante o voo por meio da porta de detecção de pressão de tubo pitot

24. Em contraste, os cristais de gelo dentro de um fluxo de ar iminente terão a tendência de desviar o suporte 22 sem a ingestão ou acreção apreciável. Em resposta a determinação de que o consumo de corrente e/ou consumo de energia monitorado do aquecedor autocompensador de cabeça de sonda 28 excede um desvio de limite do consumo de corrente e/ou consumo de energia monitorado do aquecedor autocompensador de suporte 30, o sistema de dados de ar 10 podem produzir um sinal de condição de congelamento indicando a presença de água sólida.

[0018] A sonda de dados de ar 12 pode medir a pressão do tubo pitot, pressão estática ou outros parâmetros de fluxo de ar que são utilizáveis para determinar as saídas de dados de ar, tais como altitude de pressão, taxa de altitude (por exemplo, velocidade vertical), velocidade, número de Mach, ângulo de ataque, ângulo de derrapagem ou outras saídas de dados de ar. A

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7/34 cabeça de sonda 20 da sonda de dados de ar 12 define um eixo longitudinal que se estende geralmente na direção dianteira de voo da aeronave e é configurado para ingerir ar através da porta de detecção de pressão do tubo pitot 24 e porta de detecção de pressão estática 26. A porta de detecção de pressão do tubo pitot 24 na extremidade principal da cabeça de sonda 20 está configurada para detectar a pressão do tubo pitot (por exemplo, pressão total), enquanto a porta de detecção de pressão estática 26 próxima a extremidade principal da cabeça de sonda 20 está configurada para detectar a pressão estática (por exemplo, pressão de estagnação) do fluxo de ar pela cabeça de sonda 20. A porta de detecção de pressão do tubo pitot 24 e a porta de detecção de pressão estática 26 estão conectadas de maneira pneumática a um ou mais transdutores de pressão ou outros sensores de pressão, como o sensor de pressão de tubo pitot 34 e/ou sensor de pressão estática 36. As saídas do sensor de pressão do tubo pitot 34 e/ou sensor de pressão estática 36 estão eletricamente conectadas a um controlador ou outro dispositivo de computação (por exemplo, incluído dentro de um sistema de dados de ar, como o computador de dados de ar 32) incluindo um ou mais processadores e memória legível por computador codificada com instruções que, quando executadas por um ou mais processadores, fazem com que o dispositivo controlador determine uma ou mais saídas de dados de ar com base nas pressões medidas recebidas do sensor de pressão 26 e/ou sensor de pressão estática 36 por meio da porta de detecção de pressão de tubo pitot 24 e porta de detecção de pressão estática 26, respectivamente. Exemplos de tais saídas de dados de ar incluem, mas não são limitadas a, altitude de pressão, taxa de altitude (por exemplo, velocidade vertical), velocidade do ar, número de Mach, ângulo de ataque e ângulo de derrapagem. A cabeça de sonda 20 também aloja o aquecedor autocompensador de cabeça de sonda 28. O suporte 22 se estende entre a placa de instalação base 14 e a cabeça de sonda 20, dá suporte a cabeça de sonda 20 no fluxo de ar que passa pela parte

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8/34 externa da aeronave e também aloja o aquecedor autocompensador de suporte 30.

[0019] Adicionalmente ao sensor de pressão do tubo pitot 34 e ao sensor de pressão estática 36, a sonda de dados de ar 12 pode incluir um ou mais dispositivos de detecção capazes de detectar condições ambientais e/ou de funcionamento de aeronave que podem ser usadas para gerar o primeiro valor de dados de ar. Em alguns exemplos, a sonda de dados de ar 12 pode incluir sensores ópticos ou outros sensores capazes de medir as condições ambientais e/ou operacionais da aeronave relacionadas aos dados de condição de voo de aeronaves. Em certos exemplos, a sonda de dados de ar 12 pode também incluir um ângulo de aeronave de lâmina de ataque ou outro sensor configurado para rotacionar e alinhar-se com uma direção de fluxo de ar em tomo do exterior da aeronave para detectar um ângulo de ataque da aeronave. Em outro exemplo, a sonda de dados de ar 12 pode incluir portas e sensores de detecção de ângulo de ataque.

[0020] O aquecedor autocompensador de cabeça de sonda 28 e o aquecedor autocompensador de suporte 30 estão posicionados dentro da cabeça de sonda 20 e do suporte 22, respectivamente, para fornecer anticongelamento e/ou descongelamento da sonda de dados de ar 12. Uma ou mais fontes de energia (por exemplo, fonte de alimentação 18) fornecem corrente elétrica continuamente para o aquecedor autocompensador da cabeça de sonda 28 e para o aquecedor autocompensador de suporte 30 durante o curso de um voo. A fonte de energia 18 pode ser externa a ou integral ao computador de dados de ar 32. A energia elétrica da fonte de energia 18 pode ser encaminhada diretamente para a sonda de dados de ar 12 ou encaminhada através do computador de dados de ar 32. Cada um dos aquecedores autocompensadores inclui um elemento de aquecimento resistivo com uma resistência que muda de acordo com a temperatura. O aquecedor autocompensador de cabeça de sonda 28 inclui o elemento de aquecimento

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Rhtr-p e o aquecedor autocompensador de suporte 30 inclui o elemento de aquecimento Rhtr s· Conforme uma corrente elétrica é fornecida para um aquecedor autocompensador, esta começará a se aquecer até uma determinada temperatura. À medida que a temperatura do aquecedor autocompensador aumenta, a resistência do elemento de aquecimento resistivo aumenta e menos corrente é necessária para manter ou alcançar a temperatura dada. Quando o aquecedor autocompensador é exposto a baixas temperaturas, a resistência do elemento de aquecimento resistivo diminui e o aquecedor autocompensador consome mais corrente para alcançar a temperatura dada. Em um exemplo, um aquecedor autocompensador colocado em ar e condições de temperatura padrão irá consumir corrente e começar a aquecer a uma determinada temperatura (por exemplo, 300°C). À medida que a temperatura do aquecedor autocompensador aumenta em direção a determinada temperatura, a resistência do elemento de aquecimento aumenta e menos energia é necessária para manter esta temperatura (por exemplo, 300 watts). Se, por exemplo, o mesmo aquecedor autocompensador em vez disso for exposto a um dissipador de calor com uma temperatura mais baixa (por exemplo, um banho de gelo), o dissipador de calor pode afastar o calor para longe do aquecedor autocompensador com uma velocidade em que o aquecedor autocompensador pode não alcançar a temperatura específica não importa quanta corrente tenha sido consumida. Nestas condições, o aquecedor autocompensador não alcançaria a temperatura específica e em vez disso iria atingiría uma temperatura mais baixa (por exemplo, 150°C). A esta temperatura mais baixa, a resistência do elemento de aquecimento resistivo seria comparativamente mais baixa do que nas condições de temperatura e pressão de ar padrão e por sua vez, consumiría mais energia (por exemplo, 600 watts).

[0021] O monitor de corrente da cabeça de sonda 38 e o monitor de corrente de suporte 40 medem a tensão da corrente elétrica consumida através dos aquecedores autocompensadores correspondentes de uma ou mais fontes

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10/34 de energia (por exemplo, fonte de energia 18). As corrente e tensão medidas podem ser usadas para determinar o consumo de energia dos aquecedores autocompensadores sendo monitorados. Em um exemplo, os monitores de corrente 38 e 40 podem ser posicionados em ou próximos a aquecedores autocompensadores 28 e 30, respectivamente, que estão sendo monitorados. Por exemplo, o monitor de corrente de cabeça de sonda 38 pode ser localizado em ou próximo ao aquecedor autocompensador de cabeça de sonda 28 ou altemativamente, no computador de dador de ar 32. O monitor de corrente de suporte 40 pode ser localizado em ou próximo ao aquecedor autocompensador de suporte 30 ou altemativamente, no computador de dados de ar 32.

[0022] O computador de dados de ar 32 inclui componentes elétricos, tais como um ou mais processadores, memória legível por computador, ou outros componentes elétricos configurados para gerar saídas de dados de ar correspondentes a um ou mais estados operacionais de uma aeronave associada. Exemplos não limitantes de tais saídas de dados incluem velocidade aerodinâmica calibrada, velocidade aerodinâmica real, número de Mach, altitude (por exemplo, altitude de pressão), ângulo de ataque (ou seja, um ângulo entre o fluxo de ar que se aproxima ou o vento relativo e uma linha de referência de uma asa da aeronave), velocidade vertical (por exemplo, taxa de altitude), e o ângulo de deslizamento lateral (isto é, um ângulo entre a direção da trajetória e uma direção que se estende através de um nariz da aeronave). Embora ilustrado como incluindo um único computador de dados de ar 32, em outros exemplos, o sistema de dados de ar 10 pode incluir dois ou mais computadores de dados de ar. Similarmente, enquanto o sistema de dados de ar 10 e o computador de dados de ar 32 são ilustrados no exemplo das FIGs. IA e 1B como componentes integrados, em outros exemplos, o sistema de dados de ar 10 de ar e o computador de dados de ar 32 podem ser implementados como componentes separados.

[0023] Os processadores 42 do sistema de dados de ar 32 podem

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11/34 incluir qualquer um ou mais dentre um microprocessador, um controlador (por exemplo, microcontrolador), um processador de sinal digital (DSP), um circuito integrado de aplicação específica (ASIC), um arranjo de portas programável em campo (FPGA) ou outro circuito lógico discreto ou integrado equivalente. A memória legível por computador do sistema de dados de ar 10 e o computador de dados de ar 32 podem ser configurados para armazenar informações dentro do sistema de dados de ar 10 e do computador de dados de ar 32 durante a operação Tal memória legível por computador, em alguns exemplos, é descrita como dispositivo de armazenamento legível por computador. Em alguns exemplos, um meio de armazenamento legível por computador pode incluir uma forma não transitória. O termo não transitório pode indicar que o meio de armazenamento não está incorporado em uma onda transportadora ou um sinal propagado. Em certos exemplos, um meio de armazenamento não transitório pode armazenar dados que podem, ao longo do tempo, mudar (por exemplo, na RAM ou cache). Em alguns exemplos, a memória legível por computador é uma memória temporária, o que significa que uma finalidade primária da memória legível por computador não é armazenamento de longo prazo. A memória legível por computador, em alguns exemplos, inclui e/ou é descrita como memória volátil, o que significa que a memória legível por computador não mantém conteúdos armazenados quando é removida a energia para o computador de dados de ar 32. Exemplos de memórias voláteis podem incluir memórias de acesso aleatório (RAM), memórias de acesso aleatório dinâmico (DRAM), memórias de acesso aleatório estático (SRAM) e outras formas de memórias voláteis. Em alguns exemplos, a memória legível por computador é utilizada para armazenar instruções de programas para execução por um ou mais processadores do computador de dados de ar 32. A memória legível por computador, em um exemplo, é usada por software ou aplicativos em execução no sistema de dados de ar 32 para armazenar temporariamente informações durante a

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12/34 execução do programa.

[0024] A memória legível por computador do sistema de dados de ar e computador de dados de ar 32, em alguns exemplos, também inclui um ou mais meios de armazenamento legíveis por computador 44. Os dispositivos de armazenamento legíveis por computador 44 podem ser configurados para armazenar grandes quantidades de informação do que a memória volátil. Os dispositivos de armazenamento legíveis por computador 44 podem ser ainda configurados para armazenamento de informações a longo prazo. Em alguns exemplos, os dispositivos de armazenamento legíveis por computador 44 incluem elementos de armazenamento não voláteis. Exemplos de tais elementos de armazenamento não voláteis podem incluir discos magnéticos rígidos, discos ópticos, disquetes, memórias flash, ou formas de memórias programáveis eletricamente (EPROM) ou memórias eletricamente apagáveis e programáveis (EEPROM).

[0025] O computador de dados de ar 32 inclui dispositivos de comunicação 48. O computador de dados de ar 32 utiliza os dispositivos de comunicação 48 para se comunicar com dispositivos externos através de uma ou mais redes, tais como uma ou mais redes sem fio ou com fio ou ambas. O dispositivo de comunicação 48, em alguns exemplos, pode incluir componentes de hardware e/ou software configurados para se comunicarem através de um protocolo de comunicação definido, tal como o protocolo de comunicação ARINC 429 ou outros protocolos definidos. Por exemplo, computador de dados de ar 32 pode ser acoplado de maneira comunicante para enviar e receber dados através de um barramento de dados de aeronaves através de dispositivos de comunicação 48. Em certos exemplos, os dispositivos de comunicação 48 podem ser/ou incluir uma placa de interface de rede, tal como um cartão Ethernet, um transceptor óptico, um transceptor de frequência de rádio ou qualquer outro tipo de dispositivo que pode enviar e receber informações. Outros exemplos de tais interfaces de rede podem

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13/34 incluir dispositivos de computação Bluetooth, 3G, 4G e Wi-Fi, bem como Universal Serial Bus (USB). Ainda em outro exemplo, os dispositivos de comunicação 48 podem receber informações de temperatura da sonda TAT

52. A sonda TAT 52 pode medir a temperatura, temperatura estática e a temperatura total do ar.

[0026] O computador de dados de ar 32 inclui o monitor de condição de congelamento 46. O monitor de condição de congelamento 46 avalia os dados de consumo do aquecedor autocompensador de cabeça de sonda 28 e o aquecedor autocompensador de suporte 30 (por exemplo, consumo de corrente elétrica, tensão e ou dados de consumo de energia) contra os dados de condição de voo da aeronave para detectar uma condição de congelamento sempre que os aquecedores autocompensadores consumem mais corrente ou energia do que seria esperado em condições de voo a ar seco. Dados de condição de voo de aeronaves podem incluir, mas não estão limitados a, parâmetros de dados de ar, (por exemplo, temperatura, pressão de tubo pitot e pressão estática) e saídas de dados de ar (por exemplo, velocidade do ar calibrada, velocidade do ar real, número de Mach, ângulo de ataque, velocidade vertical, ângulo de derrapagem, temperatura total e temperatura estática). O consumo de corrente esperado através de um aquecedor autocompensador é uma função dos dados de condição de voo de aeronave. Um sinal e/ou a indicação de que uma condição de congelamento foi detectada pelo monitor de condição de congelamento 46 pode ser comunicado (por exemplo, enviado) pelo dispositivo de comunicação 48. Em outra modalidade, uma condição de congelamento pode ser detectada pelo monitor de condição de congelamento 46 quando a corrente ou consumo de energia monitorados se desviam de valores esperados com base em dados de condição de voo de aeronaves e ultrapassa um valor limite. Ainda em outra modalidade, uma condição de congelamento pode ser detectada pelo monitor de condição de congelamento 46 com base na taxa de alteração da corrente ou consumo de

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14/34 energia monitorada em relação a valores esperados com base em dados de condição de voo da aeronave.

[0027] Um sinal e/ou a indicação de que uma condição de congelamento foi detectada pelo monitor de condição de congelamento 46 pode ser comunicado (por exemplo, enviado) pelo dispositivo de comunicação 48 ao dispositivo externo 50. Exemplos de indicações transmissíveis podem incluir, mas não estão limitados a, valores de teor de água, dados, informação e/ou alertas. O dispositivo externo 50 pode incluir qualquer um ou mais dentre processadores, computadores, controladores, dispositivos de comunicação, monitores e/ou sistemas de proteção de congelamento. Em um exemplo, um sinal e/ou a indicação de que uma condição de congelamento foi detectada pode ser comunicado pelo dispositivo de comunicação 48 para um piloto da aeronave. Em outro exemplo, uma indicação de que uma condição de congelamento foi detectada pode ser comunicada pelo dispositivo de comunicação 48 para o computador que gera uma resposta baseada do sinal e/ou indicação recebido.

[0028] Na operação, o monitor de corrente de cabeça de sonda 38 e o monitor de corrente de suporte 40 monitoram o consumo de corrente e/ou consumo de energia do aquecedor autocompensador de sonda 28 e aquecedor autocompensador de suporte 30, respectivamente. Os dados de consumo de corrente e/ou de consumo de energia do aquecedor autocompensador da sonda 28 e do aquecedor autocompensador do suporte 30 podem ser fornecidos ao computador de dados de ar 32. O computador de dados de ar 32 também recebe dados de condição de voo de aeronaves em um barramento de dados de aeronaves através do dispositivo 48 ou calcula dados de condição de voo da aeronave a partir de valores medidos ou recebidos usando o processador 42. O monitor de condição de congelamento 46 recebe dados de condição de voo de aeronave e determina um ou mais dos parâmetros de consumo de corrente e/ou consumo de energia esperados para o aquecedor

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15/34 autocompensador de cabeça de sonda 28 e o aquecedor autocompensador de suporte 30 dos dados de condição de voo de aeronave. O monitor de condição de congelamento 46 monitora e compara a corrente consumida e/ou consumo de energia e os um ou mais parâmetros de consumo de corrente e/ou consumo de energia esperados do autocompensador de cabeça de sonda 28 e o aquecedor autocompensador de suporte 30. Além disso, o monitor de condição de congelamento 46 compara o consumo de corrente e/ou consumo de energia do autocompensador de cabeça de sonda 28 ao do aquecedor autocompensador de suporte 30.

[0029] Durante o curso de um voo, a sonda de dados de ar 12 pode ser exposta a condições que levam à formação de água líquida na cabeça de sonda 20 e no suporte 22 ou acumulação de gelo na porta de detecção de pressão de tubo pitot 24 e/ou porta de detecção de pressão estática 26 da cabeça de sonda 20. Onde a aeronave entra em condições de congelamento de água líquida, o aquecedor autocompensador de cabeça de sonda 28 e/ou o aquecedor autocompensador de suporte 30 irão começar a consumir mais corrente, e uma vez que o consumo de corrente/consumo de energia excede os parâmetros esperados de consumo de corrente/consumo de energia, o monitor de condição de congelamento 46 pode produzir um sinal de condição de congelamento indicando a presença de água líquida, que pode ser comunicado pelo dispositivo de comunicação 48 aos dispositivos externos. Onde a aeronave está exposta a condições que resultam em acreação de gelo na cabeça de sonda 20 e o consumo de corrente e/ou consumo de energia do monitor de corrente de cabeça de sonda 38 excede o consumo de corrente e/ou consumo de energia do monitor de corrente de cabeça de sonda 40, o monitor de condição de gelo 46 pode produzir um sinal de condição de congelamento indicando a presença de água sólida.

[0030] O sistema de implementação das técnicas desta divulgação confere a vantagem de ser capaz de detectar as condições de congelamento e

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16/34 discernir entre condições de congelamento de cristal de gelo e água líquida. Além disso, o sistema de implementação das técnicas desta divulgação pode adicionar funcionalidade a sondas de dados de ar existentes de modo que uma sonda detectora de condições de congelamento totalmente separada não é necessária, gerando assim uma economia.

[0031] As FIGS. 2A-2B, 3A-3B e 4A-4B ilustram dados de sonda de corrente elétrica normalizados do aquecedor autocompensador de cabeça de sonda 28 e do aquecedor autocompensador de suporte 30 em condições de baixo teor de água, condições de alto teor de água e condições de teor de água sólida, respectivamente. Para as FIGS. 2A-2B, 3A-3B e 4A-4B, os termos baixo e alto descrevem condições de teor de água relativo. Em geral, as FIGS. 2A-2B, 3A-3B e 4A-4B retratam a corrente de consumo inicial normalizada de um determinado aquecedor autocompensador. Em algum momento da partida, o aquecedor autocompensador é exposto ao conteúdo de água em tias condições de voo de aeronave inicial. Em resposta à exposição a água, o aquecedor autocompensador consome mais corrente do que as condições de voo seco inicial. Em algum momento final, a condição da água é desligada. Em resposta a suspensão na exposição à água, o consumo de corrente do aquecedor autocompensador retoma ao consumo de corrente nas condições de voo iniciais. As FIGS. 2A-2B ilustram o consumo de corrente elétrica do aquecedor autocompensador de cabeça de sonda 28 e aquecedor autocompensador de suporte 30 (mostrado na FIG. 1), respectivamente, em condições de voo de aeronave de baixo teor de água e a uma tensão constante. A FIG. 2A é uma representação gráfica que retrata o consumo normalizado de corrente elétrica do aquecedor autocompensador de cabeça de sonda 28 durante condições de baixo teor de água. A FIG. 2B é uma representação gráfica que retrata o consumo normalizado de corrente elétrica do aquecedor autocompensador de cabeça de sonda 30 durante condições de baixo teor de água. A FIG. 2A inclui o consumo de corrente de aquecedor

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17/34 autocompensador de cabeça de sonda Ihh-lw (que inclui o consumo de corrente base Ihh-lwb e consumo de corrente elevada Ihh-lwe), o tempo em que as condições de baixo teor de água são ligadas T_Lw-on, θ tempo em que condições de teor de água são desligadas T_Lw-off e a mudança no tempo AThhlw entre o consumo de corrente elétrica base Ihh-lwb e o alto consumo de corrente elétrica Ihh-lwe· [0032] O aquecedor autocompensador de cabeça de sonda 28 (mostrado na FIG. 1) consome corrente elétrica base inicial Ihh-lwb nas condições iniciais de voo de aeronave. Um exemplo não limitante de valores caracterizando uma condição de voo de aeronaves inicial pode incluir um número de Mach de 0,5, uma temperatura de -24°C e/ou um ângulo de ataque de -2,50°C. No tempo T_Lw-on, a cabeça de sonda 20 é exposta ao baixo teor de água. Um exemplo não limitante de um valor caracterizando uma condição de congelamento de baixo teor de água pode incluir um teor de água líquida de 0,34 g/m³. Exposição a condição de congelamento de baixo teor de água diminui a resistência do elemento de aquecimento resistivo Rhtr-p do aquecedor autocompensador da cabeça de sonda 28, que por sua vez faz com que o aquecedor 28 consuma mais corrente elétrica do que em condições base iniciais. O consumo de corrente de aquecedor autocompensador de cabeça de sonda Ihh-lw atinge o consumo de corrente elétrica elevado Ihh-lwe sobre a mudança de tempo ΔΤηη-lw· No tempo T_Lw-off, a exposição a água cessa e a resistência do elemento de aquecimento resistivo Rhtr-p do aquecedor autocompensador da cabeça de sonda 28 retoma à resistência das condições de voo de aeronave inicial, de modo que o consumo de corrente de aquecedor autocompensador de cabeça de sonda Ihh-lw retoma então ao consumo de corrente base Ihh-lwb· [0033] A FIG. 2B é uma representação gráfica que retrata o consumo de corrente elétrica do aquecedor autocompensador 30 durante condições de baixo teor de água. A FIG. 2B inclui o consumo de corrente de aquecedor

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18/34 autocompensador de suporte Ish-lw (que inclui o consumo de corrente base Ish-lwb e consumo de corrente elevada Ish-lwe), θ tempo em que as condições de baixo de água são ligadas T_Lw-on, θ tempo em que condições de teor de água são desligadas T_Lw-off e a mudança no tempo ATsh-lw entre o consumo de corrente base Ishb e o alto consumo de corrente Ishe· [0034] O aquecedor autocompensador de suporte 30 (mostrado na

FIG. 1) consome corrente elétrica base inicial Ish-lwb nas condições iniciais de voo de aeronave. No tempo T_Lw-on, θ suporte 22 é exposto ao baixo teor de água. A exposição a condição de congelamento de baixo teor de água diminui a resistência do elemento de aquecimento resistivo Rhtr-s do aquecedor autocompensador de suporte 30, que por sua vez faz com que o aquecedor 30 consuma mais corrente. O consumo de corrente de aquecedor autocompensador de suporte Ish-lw atinge o consumo de corrente elétrica elevado Ish-lwe sobre a mudança de tempo ΔΤηη-lw· No tempo T_Lw-off, a exposição a água cessa e a resistência do elemento de aquecimento resistivo Rhtr-s do aquecedor autocompensador de suporte 30 retoma à resistência das condições iniciais de voo de aeronave, de modo que o consumo de corrente de aquecedor autocompensador de suporte Ish-lw retoma então a corrente elétrica base Ish-lwb· [0035] Conforme ilustrado pelas FIGS. 2A-2B, o aquecedor autocompensador de cabeça de sonda 28 e o aquecedor autocompensador de suporte 30 exibiram consumo de corrente aumentado quando expostos a condições de alto teor de água. Ao monitorar os dados de consumo e/ou de energia adicionalmente aos dados de condição de voo da aeronave, um sistema de implementação das técnicas desta divulgação determina e sinaliza a presença de condições de congelamento de baixo teor de água.

[0036] As FIGS. 3A-3B ilustram o consumo de corrente elétrica do aquecedor autocompensador de cabeça de sonda 28 e aquecedor autocompensador de suporte 30 (mostrado na FIG. 1), respectivamente, em

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19/34 condições de voo de aeronave de alto teor de água e a uma tensão constante. A FIG. 3A é uma representação gráfica do consumo de corrente elétrica do aquecedor autocompensador de cabeça de sonda 28 durante condições de alto teor de água. A FIG. 3B é uma representação gráfica que retrata o consumo de corrente elétrica do aquecedor autocompensador de suporte 30 durante condições de alto teor de água. A FIG. 3A inclui o consumo de corrente de aquecedor autocompensador de cabeça de sonda Ihh-hw (que inclui o consumo de corrente base Ihh-hwb e consumo de corrente elevada Ihhe), o tempo em que as condições de baixo teor de água são ligadas T_HW__0N, o tempo em que condições de teor de água são desligadas Thw-off e a mudança no tempo AThh-hw entre o consumo de corrente elétrica base Ihh-hwb e o alto consumo de corrente elétrica Ihh-hwe· [0037] O aquecedor autocompensador de cabeça de sonda 28 (mostrado na FIG. 1) consome corrente elétrica base inicial Ihh-lwb nas condições iniciais de voo de aeronave. Um exemplo não limitante de valores caracterizando uma condição de voo de aeronaves inicial pode incluir um número de Mach de 0,73, uma temperatura ambiente de -30°C e/ou um ângulo de ataque de -10°C. No tempo T_HW__0N, a cabeça de sonda 20 é exposta ao alto teor de água. Um exemplo não limitante de um valor caracterizando uma condição de congelamento de alto teor de água pode incluir um teor de água líquida de 1,65 g/m³. A exposição a condição de congelamento de alto teor de água diminui a resistência do elemento de aquecimento resistivo Rhtrp do aquecedor autocompensador da cabeça de sonda 28, que por sua vez faz com que o aquecedor 28 consuma mais corrente elétrica. O consumo de corrente de aquecedor autocompensador de cabeça de sonda Ihh-hw atinge o consumo de corrente elétrica elevada Ihh-hwe sobre a mudança de tempo AThh-hw· No tempo Thw-off, a exposição a água cessa e a resistência do elemento de aquecimento resistivo Rhtr-p do aquecedor autocompensador da cabeça de sonda 28 retoma à resistência das condições de voo de aeronave

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20/34 inicial, de modo que o consumo de corrente de aquecedor autocompensador de cabeça de sonda Ihh-lw retoma então ao consumo de corrente base Ihh-hwb· [0038] A FIG. 3B é uma representação gráfica que retrata o consumo de corrente elétrica do aquecedor autocompensador de suporte 30 durante condições de alto teor de água. A FIG. 3B inclui o consumo de corrente de aquecedor autocompensador de suporte Ish-hw (que inclui o consumo de corrente base Ish-hwb e consumo de corrente elevada Ish-hwe), o tempo em que as condições de baixo de água são ligadas T_hw__On, o tempo em que condições de teor de água são desligadas Thw-off e a mudança no tempo ATsh-hw entre o consumo de corrente base Ish-hwb e o alto consumo de corrente Ish-hwe· [0039] O aquecedor autocompensador de suporte 30 (mostrado na

FIG. 1) consome corrente elétrica base inicial Ish-hwb nas condições iniciais de voo de aeronave. No tempo Trw-ον, o suporte 22 é exposto ao baixo teor de água. A exposição a condição de congelamento de alto teor de água diminui a resistência do elemento de aquecimento resistivo dentro do aquecedor autocompensador de suporte 30, que por sua vez faz com que o aquecedor 30 consuma mais corrente nas condições base iniciais. O consumo de corrente de aquecedor autocompensador de suporte Ish-hw atinge o consumo de corrente elétrica elevada Ish-hwe sobre a mudança de tempo AThh-hw· No tempo Thw-off, a exposição a água cessa e a resistência do elemento de aquecimento resistivo Rhtr-s do aquecedor autocompensador de suporte 30 retoma à resistência das condições iniciais de voo de aeronave, de modo que o consumo de corrente de aquecedor autocompensador de suporte Ish-hw retoma então a corrente elétrica base Ish-hwb· [0040] Conforme ilustrado pelas FIGS. 3Α-3Β, o aquecedor autocompensador de cabeça de sonda 28 e o aquecedor autocompensador de suporte 30 exibiram consumo de corrente aumentado quando expostos a condições de alto teor de água. Ao monitorar os dados de consumo e/ou de energia adicionalmente aos dados de condição de voo da aeronave, um

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21/34 sistema de implementação das técnicas desta divulgação pode determinar e sinalizar a presença de condições de congelamento de alto teor de água. Além disso, conforme ilustrado pelas FIGS. 3A-3B, em comparação com as FIGS. 2A-2B, o consumo de corrente elevada nas condições de alto teor de água é maior do que em condições de baixo teor de água. Neste sentido, um sistema de implementação das técnicas desta divulgação pode determinar o teor de água relativo entre as condições de voo.

[0041] As FIGS. 4A-4B ilustram o consumo de corrente elétrica do aquecedor autocompensador de cabeça de sonda 28 e aquecedor autocompensador de suporte 30 (mostrado na FIG. 1), respectivamente, em condições de voo de aeronave de teor de água sólida e a uma tensão constante. A FIG. 4A é uma representação gráfica do consumo de corrente elétrica do aquecedor autocompensador de cabeça de sonda 28 durante condições de teor de água sólida. A FIG. 4A inclui o consumo de corrente de aquecedor autocompensador de cabeça de sonda Ihh-sw (que inclui o consumo de corrente base Ihh-swb e consumo de corrente elevada Ihh-swe), θ tempo em que as condições de baixo teor de água são ligadas Tsw-ον, o tempo em que condições de teor de água são desligadas Tsw-off e a mudança no tempo ATrhsw entre o consumo de corrente elétrica base Ihh-swb e o consumo de corrente elétrica elevada Ihh-swe· [0042] O aquecedor autocompensador de cabeça de sonda 28 (mostrado na FIG. 1) consome corrente elétrica base inicial Ihh-swb nas condições iniciais de voo de aeronave. Um exemplo não limitante de valores caracterizando uma condição de voo de aeronaves inicial pode incluir um número de Mach de 0,73, uma temperatura ambiente de -30°C e/ou um ângulo de ataque de -10°C. No tempo Tsw-ον, a cabeça de sonda 20 é exposta ao alto teor de água. Um exemplo não limitante de um valor caracterizando uma condição de congelamento de teor de água sólida pode incluir um teor de água líquida de 7,1 g/m³. Exposição a condição de congelamento de teor de

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22/34 água sólida diminui a resistência do elemento de aquecimento resistivo Rhtr-p do aquecedor autocompensador da cabeça de sonda 28, que por sua vez faz com que o aquecedor 28 consuma mais corrente elétrica do que em condições base iniciais. O consumo de corrente de aquecedor autocompensador de cabeça de sonda Ihh-sw atinge o consumo de corrente elétrica elevada Ihh-swe sobre a mudança de tempo ΔΤηη-sw· No tempo Tsw-off, a exposição a água sólida cessa e a resistência do elemento de aquecimento resistivo Rhtr-p do aquecedor autocompensador da cabeça de sonda 28 retoma à resistência das condições de voo de aeronave inicial, de modo que o consumo de corrente de aquecedor autocompensador de cabeça de sonda Ihh-sw retoma então ao consumo de corrente base Ihh-swb· [0043] A FIG. 4B é uma representação gráfica que retrata o consumo de corrente elétrica do aquecedor autocompensador de suporte 30 durante condições de teor de água sólida. A FIG. 4B inclui o consumo de corrente de aquecedor autocompensador de suporte Ish-hw (que inclui o consumo de corrente base Ish-swb e consumo de corrente elétrica elevada Ish-swe), o tempo em que as condições de teor água são ligadas Thw-on, o tempo em que condições de teor de água são desligadas Tsw-off e a mudança no tempo ATshsw entre o consumo de corrente base Ish-swb e o consumo de corrente elevada ISH-SWE· [0044] O aquecedor autocompensador de suporte 30 (mostrado na

FIG. 1) consome corrente elétrica base inicial Ish-hwb nas condições iniciais de voo de aeronave. No tempo Tsw-ον, o suporte 22 é exposto ao teor de água sólida. A exposição a condição de congelamento de teor de água sólida diminui a resistência do elemento de aquecimento resistivo Rhtr-s do aquecedor autocompensador de suporte 30, que por sua vez faz com que o aquecedor 30 consuma mais corrente do que em condições iniciais de voo de aeronave. O consumo de corrente de aquecedor autocompensador de suporte Ish-sw atinge o consumo de corrente elétrica elevada Ish-swe sobre a mudança

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23/34 de tempo ATsh-sw· No tempo Tsw-off, a exposição a água sólida cessa e a resistência do elemento de aquecimento resistivo Rhtrs do aquecedor autocompensador de suporte 30 retoma à resistência das condições iniciais de voo de aeronave, de modo que o consumo de corrente de aquecedor autocompensador de suporte Ish sw retoma então a corrente elétrica base IshSWB· [0045] Conforme ilustrado pelas FIGS. 4A-4B, o aquecedor autocompensador de cabeça de sonda 28 e o aquecedor autocompensador de suporte 30 exibiram consumo de corrente aumentado quando expostos a condições de teor de água sólida. Adicionalmente, o aquecedor autocompensador de cabeça de sonda 28 exibiu uma mudança substancialmente mais alta no consumo de corrente elétrica do que a mudança no consumo de corrente do aquecedor autocompensador de suporte 30. Enquanto a cabeça de sonda 20 e o suporte 22 fornecem superfície úmida para o potencial acúmulo de água líquida, a cabeça de sonda 20 também pode ingerir cristais de gelo durante o voo. O valor substancialmente mais alto do aquecedor autocompensador de cabeça de sonda 28 durante condições de teor de água sólida corresponde a ingestão de cristais de gelo. Neste sentido, um sistema de implementação das técnicas desta divulgação pode discernir as condições de congelamento de água líquida e de cristais de gelo.

[0046] Enquanto os exemplos das FIGS. 2A-2B, 3A-3B e 4A-4B foram descritos com relação a produção de um sinal de condições de congelamento em resposta a desvios de limite dos consumos esperados de corrente e/ou energia, as técnicas desta divulgação limitadas a tal. Por exemplo, o monitor de condição de congelamento 46 pode determinar uma quantidade de teor de consumo de água líquida e/ou quantidade de cristais de gelo dentro de um fluxo de ar em tomo da sonda de dados de ar 12. Por exemplo, a quantidade do desvio do consumo da corrente do consumo de corrente esperado pode corresponder à quantidade de conteúdo de água

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24/34 líquida (um maior desvio correspondendo a uma quantidade maior de conteúdo de água líquida). Da mesma forma, uma quantidade do desvio do consumo de corrente e/ou de energia entre o aquecedor autocompensador de cabeça de sonda 32 e o aquecedor autocompensador de suporte 36 pode indicar uma quantidade de cristais de gelo no fluxo de ar sobre a sonda de dados de ar 12 (um desvio maior correspondendo a uma quantidade maior de teor de água líquida).

[0047] As FIGS. 5-6 ilustram exemplos de operações para detectar uma condição de congelamento e produzir um sinal de congelamento. A FIG. 5 é um fluxograma ilustrando uma operação para produzir um sinal de condição de congelamento de água líquida. A FIG. 6 é um fluxograma ilustrando uma operação para produzir um sinal de condição de congelamento de água sólida e/ou líquida. Para fins de clareza e facilidade de discussão, os exemplos de operações são descritos abaixo dentro do contexto do sistema de dados de ar 10 da FIG. 1.

[0048] Como mostrado na FIG. 5, um valor de medição do fluxo de corrente elétrica através de um aquecedor autocompensador é recebido (Etapa 60). Por exemplo, o computador de dados de ar 32 pode receber os dados de corrente elétrica do aquecedor autocompensador 28 a partir do monitor de corrente de cabeça de sonda 38. Os dados de condição de voo de aeronave são recebidos (Etapa 62). Por exemplo, os dados de condição de voo de aeronave podem ser recebidos pelos processadores 42 ou através de um barramento de dados de aeronaves através dos dispositivos de comunicação 48. Um valor esperado do consumo de corrente elétrica para o aquecedor autocompensador é determinado com base nos dados de condição de voo de aeronave (Etapa 64). Por exemplo, o monitor de condição de congelamento 46 pode determinar um fluxo de corrente elétrica esperado para o aquecedor autocompensador de cabeça de sonda 28 com base nos dados de condição de voo de aeronave.

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25/34 [0049] É determinado se o fluxo de corrente medido se desvia por uma quantidade limite do fluxo de corrente esperado baseado em dados de condição de voo de aeronave (Etapa 66). Por exemplo, o monitor de condição de congelamento 46 pode determinar se o fluxo de corrente medido se desvia por uma quantidade limite de um fluxo de corrente esperado. Em resposta a determinação que o fluxo de corrente medido não se desvia por uma quantidade limite do fluxo de corrente esperada (a ramificação NÃO da etapa 66), um valor de medição do fluxo de corrente elétrica através do aquecedor autocompensador continua a ser recebido. Por exemplo, em resposta a determinação de que o fluxo de corrente medida não se desvia por uma quantidade limite do fluxo de corrente esperada, o computador de dados de ar 32 pode continuar a receber os dados de corrente elétrica do aquecedor autocompensador 28 a partir do monitor de corrente de cabeça de sonda 38. Em resposta à determinação de que o fluxo de corrente medido se desvia por uma quantidade limite do fluxo de corrente esperado (ramificação SIM da etapa 66), um sinal de condição de congelamento é produzido (etapa 68). Por exemplo, o monitor de condição de congelamento 46 pode produzir um sinal de condição de congelamento, que por sua vez pode ser comunicado pelos dispositivos de comunicação 48, indicando a presença de uma condição de congelamento. Exemplos de sinais de condição de congelamento podem incluir, mas não estão limitados a valores de teor de água, dados, informações e/ou alertas.

[0050] A FIG. 6 é um fluxograma ilustrando uma operação para produzir um sinal de condição de congelamento de água sólida e/ou líquida. Para fins de clareza e facilidade de discussão, os exemplos de operações são descritos abaixo dentro do contexto do sistema de dados de ar 10 da FIG. 1. [0051] Um primeiro valor de medição do fluxo de corrente elétrica através de um primeiro aquecedor autocompensador é recebido (Etapa 70). Por exemplo, o computador de dados de ar 32 pode receber os dados de

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26/34 corrente elétrica do aquecedor autocompensador 28 a partir do monitor de corrente de cabeça de sonda 38. Um segundo valor de medição do fluxo de corrente elétrica através de um segundo aquecedor autocompensador é recebido (Etapa 72). Por exemplo, o computador de dados de ar 32 pode receber os dados de corrente elétrica do aquecedor autocompensador de suporte 30 a partir do monitor de corrente de suporte 40. Os dados de condição de voo de aeronave são recebidos (Etapa 74). Por exemplo, os dados de condição de voo de aeronave podem ser recebidos pelos processadores 42 ou através de um barramento de dados de aeronaves através dos dispositivos de comunicação 48. Um primeiro valor esperado do consumo de corrente elétrica para o primeiro aquecedor autocompensador é determinado com base nos dados de condição de voo de aeronave (Etapa 76). Um segundo valor esperado do consumo de corrente elétrica para o segundo aquecedor autocompensador é determinado com base nos dados de condição de voo de aeronave (Etapa 78). Por exemplo, o monitor de condição de congelamento 46 pode determinar valores de um fluxo de corrente elétrica para o aquecedor autocompensador de cabeça de sonda 28 e para o aquecedor autocompensador de suporte 30 com base nos dados de condição de voo de aeronave.

[0052] É determinado se o fluxo de corrente medido se desvia por uma quantidade limite do fluxo de corrente esperado correspondente baseado nos dados de condição de voo de aeronave (Etapa 80). Por exemplo, o monitor de condição de congelamento 46 pode determinar se qualquer um dos fluxos de corrente medidos do aquecedor autocompensador da cabeça de sonda 28 ou aquecedor autocompensador de suporte 30 se desviam dos fluxos de corrente correspondentes esperados por uma quantidade limite. Em resposta à determinação de que nenhum fluxo de corrente medido se desvia por uma quantidade limite dos fluxos de corrente correspondentes esperados (ramificação NAÕ da etapa 80), um primeiro valor de medição do fluxo de corrente elétrica através de um aquecedor autocompensador continua a ser

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27/34 recebido. Por exemplo, em resposta à determinação de que nenhum fluxo de corrente medida do aquecedor autocompensador de cabeça de sonda 28 ou aquecedor autocompensador de suporte 30 se desvia por uma quantidade limite dos fluxos de corrente esperados correspondentes, o computador de dados de ar 32 pode continuar a receber dados de corrente elétrica do aquecedor autocompensador de cabeça de sonda 28 a partir do monitor de corrente de cabeça de sonda 38.

[0053] Em resposta à determinação de que qualquer fluxo de corrente medido se desvia por uma quantidade limite dos fluxos de corrente correspondentes esperados (ramificação SIM da etapa 80), é determinado se o primeiro fluxo de corrente medido se desvia do segundo fluxo de corrente medido por uma quantidade limite (Etapa 82). Por exemplo, em resposta à determinação de que o fluxo de corrente medido do aquecedor autocompensador de cabeça de sonda 28 ou o aquecedor autocompensador de suporte 30 se desvia por uma quantidade limite dos fluxos de corrente correspondentes esperados, o monitor de condição de gelo 46 determinada se o primeiro fluxo de corrente medido se desvia do segundo fluxo de corrente medido por uma quantidade limite. Em resposta à determinação se o primeiro fluxo de corrente medido não se desvia do segundo fluxo de corrente medido por uma quantidade limite (ramificação NÃO da etapa 82), um sinal de condição de congelamento indicando a presença de água líquida é produzido (Etapa 84). Por exemplo, em resposta à determinação de que o fluxo de corrente medido do aquecedor autocompensador de cabeça de sonda 28 não excede o fluxo de corrente medida por uma quantidade limite, o monitor de condição de congelamento 46 produz um sinal de condição de congelamento indicando a presença de água líquida. Em resposta à determinação se o primeiro fluxo de corrente medido não se desvia do segundo fluxo de corrente medido por uma quantidade limite (ramificação SIM da etapa 82), um sinal de condição de congelamento indicando a presença de água líquida é

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28/34 produzido. Por exemplo, em resposta à determinação de que o fluxo de corrente medido de exceder o fluxo de corrente medido do aquecedor autocompensador de suporte 30 por uma quantidade limite, o monitor de condição de congelamento 46 produz um sinal de condição de congelamento indicando a presença de água sólida. Exemplos de sinais de condição de congelamento podem incluir, mas não estão limitados a valores de teor de água, dados, informações e/ou alertas.

[0054] Como descrito neste documento, o sistema de implementação das técnicas desta divulgação confere a vantagem de ser capaz de detectar as condições de congelamento e discernir entre condições de congelamento de cristal de gelo e água líquida. Além disso, o sistema de implementação das técnicas desta divulgação pode adicionar funcionalidade ao equipamento de aeronave existente de modo que uma sonda detectora de condições de congelamento totalmente separada não é necessária, gerando assim uma economia. Altemativamente, a funcionalidade pode ser utilizada em conjunto com um detector de gelo ou sonda detectora de condições de congelamento existente, por redundância.

DISCUSSÃO DAS MODALIDADES POSSÍVEIS [0055] São apresentadas a seguir as descrições não exclusivas de possíveis modalidades da presente invenção.

[0056] Um sistema inclui um dispositivo que tem uma primeira superfície configurada para ser exposta ao fluxo de ar sobre uma parte externa de uma aeronave, o dispositivo incluindo um primeiro aquecedor autocompensador configurado para aquecer a primeira superfície, um primeiro monitor de corrente configurado para detectar um primeiro valor de medição representando o fluxo de corrente elétrica através do primeiro aquecedor autocompensador, um ou mais processadores e memória legível por computador codificada com instruções que, quando executadas pelos um ou mais processadores, faz com que o sistema para receba dados de condição

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29/34 de voo de aeronaves e produza um sinal de condição de congelamento baseado no primeiro valor de medição e dados de condição de voo de aeronave.

[0057] O sistema do parágrafo anterior pode incluir, opcionalmente, além disso e/ou altemativamente, qualquer um ou mais dos seguintes recursos, configurações e/ou componentes adicionais:

[0058] A memória legível por computador é adicionalmente codificada com instruções que, quando executadas por um ou mais processadores, fazem com que o sistema produza o sinal de condição de congelamento para incluir uma indicação de uma quantidade de teor de água líquida dentro do fluxo de ar.

[0059] A memória legível por computador é ainda codificada com instruções que, quando executadas pelos um ou mais processadores, faz com que o sistema determine um ou mais parâmetros de fluxo de corrente elétrica esperado através do primeiro aquecedor autocompensador com base nos dados de condição de voo de aeronave e determina se o primeiro valor de medição excede um primeiro desvio limite de um ou mais parâmetros de fluxo de corrente elétrica esperado.

[0060] A memória legível por computador é adicionalmente codificada com instruções que, quando executadas por um ou mais processadores, fazem com que o sistema produza o sinal de condição congelamento com base no primeiro valor de medição e os dados de condição de voo da aeronave sensíveis à determinação de que o primeiro valor de medição excede o primeiro limite de desvio de um ou mais parâmetros de fluxo de corrente elétrica esperado.

[0061] O dispositivo inclui uma segunda superfície exposta ao fluxo de ar em tomo da parte externa da aeronave e um segundo aquecedor autocompensador configurado para aquecer a segunda superfície compreende um segundo aquecedor autocompensador e um segundo monitor de corrente

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30/34 está configurado para detectar um segundo valor de medição que representa o fluxo de corrente elétrico através do segundo aquecedor autocompensador, em que a memória legível por computador é adicionalmente codificada com instruções que, quando executadas pelos um ou mais processadores, fazem com que o sistema determine se o primeiro valor de medição excede um segundo desvio limite a partir do segundo valor de medição, produza o sinal de condição de congelamento para incluir uma indicação de uma condição de formação congelamento de água sólida em resposta à determinação de que o primeiro valor de medição excede o segundo desvio limite a partir do segundo valor de medição, produza o sinal de condição de congelamento para incluir uma indicação de uma condição de congelamento de água sólida em resposta à determinação de que o primeiro valor de medição excede o segundo desvio limite a partir do segundo valor de medição.

[0062] O sistema inclui um segundo monitor de corrente, em que o dispositivo compreende uma segunda superfície exposta ao fluxo de ar em tomo da parte externa da aeronave e um segundo aquecedor autocompensador configurado para aquecer a segunda superfície, em que o segundo monitor de corrente é configurado para detectar um segundo valor de medição representando o fluxo de corrente elétrica através do segundo aquecedor autocompensador, em que a memória legível por computador é adicionalmente codificada com instruções que, quando executadas por um ou mais processadores, faz com que o sistema determine se o primeiro valor de medição excede um segundo desvio limite a partir do segundo valor de medição, produza o sinal de condição de congelamento para incluir uma indicação de uma condição de congelamento de água sólida em resposta à determinação de que o primeiro valor de medição excede o segundo desvio limite a partir do segundo valor de medição, e produza o sinal de condição de congelamento para incluir uma indicação de uma condição de congelamento de água sólida em resposta à determinação de que o primeiro valor de

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31/34 medição excede o segundo desvio limite a partir do segundo valor de medição.

[0063] Os um ou mais parâmetros de fluxo de corrente elétrica esperado através do primeiro aquecedor autocompensador compreendem um consumo de corrente elétrica esperado.

[0064] Os um ou mais parâmetros de fluxo de corrente elétrica esperado através do primeiro aquecedor autocompensador compreendem uma taxa esperada de mudança de consumo de corrente elétrica.

[0065] O dispositivo compreende uma sonda de detecção de dados de ar e o primeiro aquecedor autocompensador é disposto em uma porção de cabeça de sonda da sonda de detecção de dados de ar.

[0066] O segundo aquecedor autocompensador está disposto em uma porção de suporte da sonda de detecção de dados de ar que se estende entre a porção de cabeça de sonda e uma placa de instalação configurada para instalar a sonda de dados de ar a uma parte externa da aeronave.

[0067] A sonda de detecção de dados de ar compreende uma sonda de temperatura de ar total.

[0068] Um ou mais dispositivos de comunicação são configurados para enviar e receber dados através de um barramento de dados de aeronave, em que a memória legível por computador é adicionalmente codificada com instruções que, quando executadas por um ou mais processadores, faz com que o sistema envie o sinal de condição de congelamento por todo o barramento de dados da aeronave por meio dos um ou mais dispositivos de comunicação.

[0069] Um método inclui a recepção de um primeiro valor de medição representando o fluxo de corrente elétrica através de um primeiro aquecedor autocompensador que aquece uma primeira superfície de um dispositivo exposto ao fluxo de ar sobre uma parte externa de uma aeronave, recepção de dados de condição de voo de aeronaves e produção de um sinal

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32/34 de condição de congelamento baseado no primeiro valor de medição e nos dados da condição de voo de aeronave.

[0070] O método do parágrafo anterior pode incluir, opcionalmente, adicionalmente e/ou altemativamente, qualquer um ou mais dos seguintes recursos, configurações e/ou componentes adicionais:

[0071] A produção do sinal de condição de congelamento compreende a produção do sinal de condição de congelamento para incluir uma indicação de uma quantidade de conteúdo de água líquida no fluxo de ar sobre o dispositivo.

[0072] O método compreende ainda a determinação de um ou mais parâmetros do fluxo de corrente elétrica esperado através do primeiro aquecedor autocompensador com base nos dados de condição de voo de aeronaves recebidos e determina se o primeiro valor de medição excede um primeiro desvio limite a partir dos um ou mais parâmetros de fluxo de corrente elétrica esperado.

[0073] A produção do sinal de condição de congelamento com base no primeiro valor de medição e nos dados de condição de voo da aeronave é sensível a determinação de que o primeiro valor de medição excede o primeiro desvio limite a partir de um ou mais parâmetros do fluxo de corrente elétrica esperado.

[0074] O método também compreende a recepção de um segundo valor de medição representando o fluxo de corrente elétrica através de um segundo aquecedor autocompensador que aquece uma segunda superfície do dispositivo exposta ao fluxo de ar em tomo da parte externa da aeronave. [0075] Determinação de se o primeiro valor de medição excede um segundo desvio limite a partir do segundo valor de medição.

[0076] A produção do sinal de condição de congelamento compreende a produção do sinal de condição de congelamento para incluir uma indicação de uma condição de congelamento de água líquida em resposta

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33/34 à determinação de que o primeiro valor de medição não deve exceder o segundo desvio limite a partir do segundo valor de medição.

[0077] A produzir do sinal de condição de congelamento inclui uma indicação de uma condição de congelamento de água sólida em resposta à determinação de que o primeiro valor de medição excede o segundo desvio limite a partir do segundo valor de medição.

[0078] Os um ou mais parâmetros de fluxo de corrente elétrica esperado através do primeiro aquecedor autocompensador compreendem um consumo de corrente elétrica esperado.

[0079] Os um ou mais parâmetros de fluxo de corrente elétrica esperado através do primeiro aquecedor autocompensador compreendem uma taxa de mudança esperada de consumo de corrente elétrica.

[0080] O primeiro aquecedor autocompensador está disposto em uma porção de cabeça de sonda de uma sonda de detecção de dados de ar.

[0081] O segundo aquecedor autocompensador está disposto em uma porção de suporte da sonda de detecção de dados de ar que se estende entre a porção de cabeça de sonda e uma placa de instalação configurada para instalar a sonda de dados de ar a parte externa da aeronave.

[0082] A sonda de detecção de dados de ar compreende uma sonda de temperatura de ar total.

[0083] O método compreende ainda a emissão do sinal de condições de congelamento por um barramento de dados de aeronave.

[0084] Embora a invenção seja descrita com referência a um ou mais exemplos de modalidade, será compreendido por aqueles versados na técnica que várias alterações podem ser feitas e equivalentes podem ser substituídos por elementos dos mesmos sem se afastar do escopo da invenção. Além disso, muitas modificações podem ser feitas para adaptar uma situação ou material específico aos ensinamentos da invenção sem se desviar de seu escopo essencial. Portanto, pretende-se que a invenção não esteja limitada às

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34/34 modalidades específicas divulgadas, mas que a invenção inclua todas as modalidades abrangidas pelo escopo das reivindicações anexas.

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Claims

REIVINDICAÇÕES

1. Sistema de detecção de dados do ar, caracterizado pelo fato de que compreende:

um dispositivo que tem uma primeira superfície configurada para ser exposta ao fluxo de ar sobre uma parte externa de uma aeronave, o dispositivo incluindo um primeiro aquecedor autocompensador configurado para aquecer a primeira superfície;

um primeiro monitor de corrente configurado para detectar um primeiro valor de medição representando o fluxo de corrente elétrica através do primeiro aquecedor autocompensador;

um ou mais processadores; e memória legível por computador codificada com instruções que, quando executadas por um ou mais processadores, faz com que o sistema:

receba dados de condição de voo de aeronave; e produza em sinal de condição de congelamento com base no primeiro valor de medição e nos dados de condição de voo da aeronave.
2. Sistema de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a memória legível por computador é adicionalmente codificada com instruções que, quando executadas por um ou mais processadores, fazem com que o sistema produza o sinal de condição de congelamento para incluir uma indicação de uma quantidade de teor de água líquida dentro do fluxo de ar.
3. Sistema de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a memória legível por computador é codificada adicionalmente com instruções que, quando executadas por um ou mais processadores, fazem com que o sistema:

determine um ou mais parâmetros de fluxo de corrente elétrica esperado através do primeiro aquecedor autocompensador com base nos

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2/6 dados de condição de voo recebidos; e determine se o primeiro valor de medição excede um segundo desvio limite a partir do segundo valor de medição a partir dos um ou mais parâmetros do fluxo de corrente elétrica esperado, em que a memória legível por computador é adicionalmente codificada com instruções que, quando executadas por um ou mais processadores, fazem com que o sistema produza o sinal de condição de congelamento com base no primeiro valor de medição e os dados de condição de voo da aeronave sensíveis à determinação de que o primeiro valor de medição excede o primeiro limite de desvio de um ou mais parâmetros de fluxo de corrente elétrica esperado.
4. Sistema de acordo com a reivindicação 3, caracterizado pelo fato de que compreende ainda:

um segundo monitor de corrente;

em que o dispositivo compreende uma segunda superfície exposta ao fluxo de ar em tomo da parte externa da aeronave e um segundo aquecedor autocompensador configurado para aquecer a segunda superfície;

em que o segundo monitor de corrente é configurado para detectar um segundo valor de medição representando o fluxo de corrente elétrica através do segundo aquecedor autocompensador;

em que a memória legível por computador é ainda codificada com instruções que, quando executadas pelos um ou mais processadores, fazem com que o sistema:

determine se o primeiro valor de medição excede um segundo desvio limite a partir do segundo valor de medição;

produza o sinal de condição de congelamento para incluir uma indicação de uma condição de congelamento de água sólida em resposta à determinação de que o primeiro valor de medição excede o segundo desvio limite a partir do segundo valor de medição; e

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3/6 produza o sinal de condição de congelamento para incluir uma indicação de uma condição de congelamento de água sólida em resposta à determinação de que o primeiro valor de medição excede o segundo desvio limite a partir do segundo valor de medição.
5. Sistema de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que os um ou mais parâmetros de fluxo de corrente elétrica esperado através do primeiro aquecedor autocompensador compreendem um consumo de corrente elétrica esperado.
6. Sistema de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que os um ou mais parâmetros de fluxo de corrente elétrica esperado através do primeiro aquecedor autocompensador compreendem uma taxa de mudança esperada de consumo de corrente elétrica.
7. Sistema de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o dispositivo compreende uma sonda de detecção de dados de ar; e em que o primeiro aquecedor autocompensador está disposto em uma porção de cabeça de sonda da sonda de detecção de dados de ar.
8. Sistema de acordo com a reivindicação 7, caracterizado pelo fato de que o segundo aquecedor autocompensador está disposto em uma porção de suporte da sonda de detecção de dados de ar que se estende entre a porção de cabeça de sonda e uma placa de instalação configurada para instalar a sonda de dados de ar a uma parte externa da aeronave.
9. Sistema de acordo com a reivindicação 7, caracterizado pelo fato de que a sonda de detecção de dados de ar compreende uma sonda de temperatura de ar total.
10. Sistema de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende ainda:

um ou mais dispositivos de comunicação configurados para enviar e receber dados através de um barramento de dados de aeronaves;

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4/6 em que a memória legível por computador é adicionalmente codificada com instruções que, quando executadas por um ou mais processadores, fazem com que o sistema envie o sinal de condição de congelamento por todo o barramento de dados da aeronave por meio dos um ou mais dispositivos de comunicação.
11. Método de detecção de dados do ar, caracterizado pelo fato de que compreende:

recepção de um primeiro valor de medição representando o fluxo de corrente elétrica através de um primeiro aquecedor autocompensador que aquece uma primeira superfície de um dispositivo exposto ao fluxo de ar sobre uma parte externa de uma aeronave;

recepção de dados de condição de voo de aeronave; e produção de um sinal de condição de congelamento com base no primeiro valor de medição e nos dados de condição de voo da aeronave.
12. Método de acordo com a reivindicação 11, caracterizado pelo fato de que a produção do sinal de condição de congelamento compreende a produção do sinal de condição de congelamento para incluir uma indicação de uma quantidade de conteúdo de água líquida no fluxo de ar sobre o dispositivo.
13. Método de acordo com a reivindicação 11, caracterizado pelo fato de que compreende ainda:

determinação de um ou mais parâmetros de fluxo de corrente elétrica esperado através do primeiro aquecedor autocompensador com base nos dados de condição de voo recebidos; e determinação de se o primeiro valor de medição excede um primeiro desvio limite dos um ou mais parâmetros de fluxo de corrente elétrica esperado, em que a produção do sinal de condição de congelamento com base no primeiro valor de medição e nos dados de condição de voo da aeronave é sensível a determinação de que o primeiro valor de medição

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5/6 excede o primeiro desvio limite a partir de um ou mais parâmetros do fluxo de corrente elétrica esperado.
14. Método de acordo com a reivindicação 13, caracterizado pelo fato de que compreende ainda:

a recepção de um segundo valor de medição representando o fluxo de corrente elétrica através de um segundo aquecedor autocompensador que aquece uma segunda superfície do dispositivo exposta ao fluxo de ar em tomo da parte externa da aeronave; e determinação de se o primeiro valor de medição excede um segundo desvio limite a partir do segundo valor de medição;

em que a produção do sinal de condição de congelamento compreende:

produção do sinal de condição de congelamento para incluir uma indicação de uma condição de congelamento de água líquida em resposta à determinação de que o primeiro valor de medição não excede o segundo desvio limite a partir do segundo valor de medição; e produção do sinal de condição de congelamento para incluir uma indicação de uma condição de congelamento de água sólida em resposta à determinação de que o primeiro valor de medição excede o segundo desvio limite a partir do segundo valor de medição.
15. Método de acordo com a reivindicação 11, caracterizado pelo fato de que os um ou mais parâmetros de fluxo de corrente elétrica esperado através do primeiro aquecedor autocompensador compreendem um consumo de corrente elétrica esperado.
16. Método de acordo com a reivindicação 11, caracterizado pelo fato de que os um ou mais parâmetros de fluxo de corrente elétrica esperado através do primeiro aquecedor autocompensador compreendem uma taxa de mudança esperada de consumo de corrente elétrica.
17. Método de acordo com a reivindicação 11, caracterizado

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6/6 pelo fato de que o primeiro aquecedor autocompensador está disposto em uma porção de cabeça de sonda de uma sonda de detecção de dados de ar.
18. Método de acordo com a reivindicação 17, caracterizado pelo fato de que o segundo aquecedor autocompensador está disposto em uma porção de suporte da sonda de detecção de dados de ar que se estende entre a porção de cabeça de sonda e uma placa de instalação configurada para instalar a sonda de dados de ar a parte externa da aeronave.
19. Método de acordo com a reivindicação 17, caracterizado pelo fato de que a sonda de detecção de dados de ar compreende uma sonda de temperatura de ar total.
20. Método de acordo com a reivindicação 11, caracterizado pelo fato de que compreende ainda:

emissão do sinal de condições de congelamento ao longo de um barramento de dados de aeronave.

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