BR102018069803A2

BR102018069803A2 - Sistema de proteção contra o gelo, aeronave, e, método de operação de uma aeronave.

Info

Publication number: BR102018069803A2
Application number: BR102018069803-6A
Authority: BR
Inventors: Steve G. Mackin
Original assignee: The Boeing Company
Priority date: 2017-09-29
Filing date: 2018-09-27
Publication date: 2019-06-04
Also published as: BR102018069803B1; US20190100319A1; JP7370134B2; US10696412B2; EP3461743A1; JP2019081537A; CN109573054A; EP3461743B1

Abstract

um método e um aparelho que combinam uma asa de aeronave e um sistema de proteção do gelo do propulsor com um sistema de resfriamento de eletrônico para aeronaves.

Description

“SISTEMA DE PROTEÇÃO CONTRA O GELO, AERONAVE, E, MÉTODO DE OPERAÇÃO DE UMA AERONAVE”

FUNDAMENTO

1. Campo [001] A presente invenção descreve um novo sistema de proteção contra o gelo e/ou de resfriamento eletrônico.

2. Descrição da técnica relacionada [002] O acúmulo de gelo em superfícies aerodinâmicas de aeronaves pode ser problemático. Por exemplo, o gelo pode se acumular nas bordas de ataque das asas e/ou naceles do propulsor. O gelo também pode perturbar o fluxo de ar pretendido sobre as superfícies aerodinâmicas, causando uma perda de sustentação gerada pela superfície aerodinâmica. Uma combinação de considerações de design de aerofólios modernos e requisitos modernos de certificação resulta em menos tolerância ao gelo, o que significa que as aeronaves modernas precisam ter mais capacidade antigelo do que algumas tecnologias antigelo convencionais podem prover. No entanto, as tecnologias antigelo existentes são complicadas e/ou dispendiosas.

[003] As aeronaves da aviação civil utilizam sistemas de proteção contra o gelo para as bordas de ataque da asa, para-brisas e hélices. Geralmente, as aeronaves com capacidade de desgelo a bordo utilizam sistemas selecionados a partir de sistemas de ar de sangria, sistemas Tecalemit-Kilfrost-Sheepbridge (TKS) ou sistemas de descompressão de ponto de congelamento (FPD - Freezing Point Depressant), carregadores pneumáticos/mecânicos e um sistema de proteção contra o gelo da asa elétrica. (WIPS - Eletric Wing Ice Protection System).

[004] A figura 1 ilustra um sistema de desgelo de ar por sangria do propulsor convencional 100 em uma entrada do propulsor 102. Um bocal 106 roda o ar de sangria do propulsor 108 em tomo do lado interno da entrada do propulsor 102 de modo que o calor fornecido pelo ar de sangria do propulsor

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2/25 derrete o gelo na entrada do propulsor 102. No entanto, o sistema de ar de sangria tem várias limitações. Em primeiro lugar, a estrutura de entrada deve acomodar altas temperaturas e pressões internas, que são exacerbadas por uma variedade de modos de falha e considerações de despacho. Esse gerenciamento de calor requer pacotes de fios extras, proteções e espaço. Em segundo lugar, a configuração da potência de marcha lenta do propulsor deve ser aumentada quando o sistema antigelo do propulsor (EAI - Engine AntiIce) estiver operando, de modo que a extração do fluxo de sangria não exceda a capacidade do propulsor nessa condição. Em terceiro lugar, como a configuração de potência deve aumentar quando o EAI estiver ativado, o impulso máximo disponível quando o sistema EAI está operando é reduzido. Finalmente, o Consumo Específico de Combustível (SFC - Specific Fuel Consumption) também aumenta quando o sistema EAI estiver operando. Embora isso tenha apenas um pequeno impacto no uso de combustível em bloco para a maioria das missões, ele se toma significativo quando o efeito sobre as condições de saída do propulsor é analisado conforme a parte da conformidade com os Padrões de Desempenho Operacional de dois propulsores de alcance estendido (ETOPS - Extend-range twin-engine Operational Performance Standart) for considerada. Em última análise, o aumento do SFC devido ao EAI aumenta a reserva de combustível necessária e afeta o peso de descolagem para cada missão. Para propulsores de derivação ultra alto (UHB - Ultra High Bypass) com grandes diâmetros de ventoinha e núcleos menores, esses problemas são ampliados. De fato, a redução no impulso máximo disponível devido ao sistema EAI pode afetar o tamanho do núcleo do propulsor UHB e resultar em penalidades de peso e SFC.

[005] Em um sistema WIPS, uma lâmina do aquecedor alimentada eletricamente é posicionada em uma borda de ataque da asa para que a esteira de aquecimento derreta o gelo na borda de ataque. No entanto, esse sistema é faminto por potência e usa fios de alta tensão e corrente para fornecer a

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3/25 potência elétrica. O sistema WIPS é dispendioso, consome muito tempo para manutenção, é pesado e requer compatibilidade eletromagnética (EMC Electromagnetic Compatibility) e proteção contra interferência eletromagnética (EMI - Electromagnetic Interference). Além disso, a potência para as lâminas do aquecedor precisa ser produzida pelo propulsor e o calor precisa ser gerenciado para que não danifique a estrutura da aeronave. Assim, o consumo de combustível é afetado negativamente devido ao aumento de peso e requisitos de potência do WIPS.

[006] O que é necessário, então, é um sistema de proteção contra o gelo que permita aumentar a eficiência do combustível e da operação. A presente invenção satisfaz esta necessidade.

SUMARIO [007] É aqui descrito um sistema de proteção contra o gelo 200 para uma superfície aerodinâmica 206 de uma aeronave 202. O sistema compreende um reservatório 208; um sistema de resfriamento de eletrônico 210 conectado ao reservatório 208 e compreendendo um primeiro conduíte 212; e um segundo conduíte 232 em comunicação com o sistema de resfriamento de eletrônico 210. O sistema de resfriamento de eletrônico 210 distribui o refrigerante 218 a partir do reservatório 208 através do primeiro conduíte 212 em contato térmico 220 com os eletrônicos 222 (por exemplo, o controlador de motor), de modo que o calor 224 seja transferido do eletrônico 222 para o refrigerante 218 (resfriando desse modo os eletrônicos 222). Além disso, uma bomba 214 acoplada/conectada operacionalmente 216 ao reservatório 208 e o segundo conduíte 232 bombeia o refrigerante 218 para a superfície aerodinâmica 206 de modo que o refrigerante 218 (por exemplo, fluido de proteção contra gelo) reduza ou evite a formação de gelo 204 na superfície aerodinâmica 206.

[008] Em um ou mais exemplos, um painel poroso 238 na superfície aerodinâmica 206 inclui a saída 232a e o refrigerante 218 vaza do painel

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4/25 poroso 238 para a superfície aerodinâmica 206. Os locais para o painel poroso 238 incluem, mas não estão limitados a, em uma lâmina, em uma cauda, em uma asa 234, em uma hélice 500, em uma janela da cabine de pilotagem 308, ou em uma entrada do propulsor 236.

[009] Em vários exemplos, o refrigerante 218 (por exemplo, propilenoglicol combinado com um diluente) mistura-se com água na superfície aerodinâmica 206 e suprime um ponto de congelamento da água (por exemplo, gotículas líquidas super-resfriadas ou água encontradas em um invólucro de gelo como definido em FAR 25 Anexo C ou FAR 25 Anexo O).

[0010] Um conector 310 conecta o primeiro conduíte 212 ao segundo conduíte 232. Em um exemplo, o conector 310 conecta o primeiro conduíte 212 ao segundo conduíte 232 a jusante 318 do eletrônico 222, de modo que o refrigerante 218 bombeado para a superfície aerodinâmica 206 compreende pelo menos uma parte do calor 224 transferido do eletrônico 222.

[0011] Em uma ou mais modalidades, o primeiro conduíte 212 e o segundo conduíte 232 compreendem mangueiras flexíveis ou tubos de plástico.

[0012] O sistema de proteção contra o gelo 200 pode ainda incluir um sensor de nível de fluido 312 conectado ao reservatório 208. O sensor de nível de fluido 312 mede o nível de refrigerante 218 no reservatório 208 e envia um alerta quando o nível de refrigerante 218 cai abaixo de um limite. O refrigerante 218 no reservatório 208 pode ser reabastecido através da porta de serviço 314 conectada ao equipamento de serviço de terra 316.

[0013] A capacidade dos reservatórios é adaptada para prover refrigerante para o sistema de resfriamento de eletrônico e a proteção contra o gelo. Por exemplo, uma pluralidade dos reservatórios 208 pode ser utilizada para armazenar o refrigerante 218 e/ou pelo menos um dos reservatórios 208 pode ter uma capacidade de refrigerante 218 de pelo menos 20 galões.

[0014] A presente invenção descreve ainda um modo de fabricação,

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5/25 manutenção ou revisão de uma aeronave 202, compreendendo montar um aparelho de resfriamento de eletrônico 210 distribuindo o refrigerante 218 para eletrônicos de resfriamento 222 em uma aeronave 202; montar um aparelho de proteção contra o gelo 242 na aeronave 202; e conectar o aparelho de proteção contra o gelo ao aparelho de resfriamento de eletrônico 210. O aparelho de proteção contra o gelo recebe o refrigerante 218 do aparelho de resfriamento de eletrônico 210 e distribui o refrigerante 218 em uma superfície aerodinâmica 206 fora da aeronave 202, o refrigerante 218 reduz e remove a formação de gelo 204 na superfície aerodinâmica 206. O método compreende conectar o primeiro conduíte 212 ao reservatório 208 e contatar termicamente o primeiro conduíte 212 ao eletrônico 222 na aeronave 202, de modo que o calor 224 se dissipe do eletrônico 222 quando o refrigerante 218 do reservatório 208 flui através do primeiro conduíte 212 em contato térmico 220 com o eletrônico 222. O método compreende adicionalmente conectar o segundo conduíte 232 ao primeiro conduíte 212 ou ao reservatório 208 utilizando um conector 310, de modo que o conector 310 desvie pelo menos uma parte do refrigerante 218 para uma saída 232a em uma superfície aerodinâmica 206 da aeronave 202. Em vários exemplos o conector 310 está posicionado no primeiro conduíte 212 a jusante 318 dos eletrônicos 222, de tal modo que o refrigerante 218 na superfície aerodinâmica 206 compreende pelo menos uma parte do calor 224.

[0015] Em vários exemplos, o método compreende adicionalmente reabastecer o refrigerante 218 no reservatório 208 através de uma porta de serviço 314 conectada ao reservatório 208; montar um gerador com menor potência, em comparação com o gerador de uma aeronave de outro modo idêntica 202, sem o sistema de proteção contra o gelo 200; e montar um propulsor turbofan 400 com um menor consumo de combustível, em comparação com o propulsor turbofan 400 em uma aeronave de outro modo idêntica 202 sem o sistema de proteção contra o gelo 200.

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6/25 [0016] A presente descrição descreve ainda um método de operação de uma aeronave 202, compreendendo o provimento de uma aeronave 202 com um sistema de proteção contra o gelo 200 como aqui descrito; prover instruções que permitam maior impulso para a aeronave 202 em condições de gelo, em comparação com uma aeronave de outro modo idêntica 202 sem o sistema de proteção contra o gelo 200; e prover instruções que permitem a operação do sistema de proteção contra o gelo 200 enquanto a aeronave 202 estiver estacionada.

BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS [0017] Referindo-se agora aos desenhos em que os números de referência iguais representam as partes correspondentes ao todo:

A figura 1 ilustra um sistema convencional 100 de desgelo de ar por sangria do propulsor em uma entrada do propulsor 102.

[0018] A figura 2 ilustra um sistema de proteção contra o gelo de acordo com uma ou mais modalidades.

[0019] A figura 3 ilustra um sistema de proteção contra o gelo que distribui refrigerante para uma janela da cabine de pilotagem, de acordo com uma ou mais modalidades.

[0020] A figura 4 ilustra um painel poroso em uma entrada do propulsor, de acordo com uma ou mais modalidades.

[0021] A figura 5 ilustra um painel poroso em uma hélice, de acordo com uma ou mais modalidades.

[0022] A figura 6 é um fluxograma ilustrando um método de fabricação de um sistema de proteção contra o gelo, de acordo com uma ou mais modalidades.

[0023] A figura 7 é um fluxograma que ilustra um método de fabricação, manutenção ou revisão de uma aeronave, de acordo com uma ou mais modalidades.

[0024] A figura 8 é um fluxograma que ilustra um método de operar

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7/25 uma aeronave, de acordo com uma ou mais modalidades.

[0025] A figura 9 é um exemplo de ambiente de hardware de computador para controlar os processos de fabricação aqui descritos.

DESCRIÇÃO [0026] Na descrição que se segue, é feita referência aos desenhos anexos que formam uma parte da mesma, e que é mostrado, a título de ilustração, várias modalidades. Entende-se que podem ser utilizadas outras modalidades e podem ser feitas alterações estruturais sem sair do âmbito da presente invenção.

Descrição técnica Exemplos de sistema [0027] A figura 2 ilustra um sistema de proteção contra o gelo 200 em uma aeronave 202 para prevenir ou suprimir o acúmulo de gelo 204 em uma ou mais superfícies aerodinâmicas/aerofólios 206 da aeronave 202. O sistema de proteção contra o gelo 200 compreende um ou mais reservatórios 208 e o sistema de distribuição de proteção contra o gelo combinado com um sistema de resfriamento de eletrônico 210.

[0028] O sistema de resfriamento de eletrônico 210 inclui um ou mais primeiros conduítes 212 (por exemplo, um sistema de canalização) conectados a um ou mais reservatórios 208, e uma ou mais bombas 214 acopladas operativamente 216 ao um ou mais reservatórios 208. O sistema de resfriamento de eletrônico 210 distribui o refrigerante 218 a partir de um ou mais reservatórios 208 através de uma ou mais primeiros conduítes 212 em contato térmico 220 com eletrônicos 222, de modo que o calor 224 é transferido dos eletrônicos 222 para o refrigerante 218. Em vários exemplos, o sistema de resfriamento de eletrônico 210 é um sistema de resfriamento de eletrônico primário (PECS - Primary Eletronic Cooling System), em que o PECS compreende duas bombas 214 (por exemplo, bombas de 36 galões por minuto) e um reservatório 208 (disposto no poço da roda da aeronave 226).

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8/25 [0029] A figura 2 ilustra ainda o eletrônico 222 que compreende uma primeira unidade de condicionamento de ar ou trocador de calor 228a, um motor de corrente contínua CC que fornece potência elétrica ao sistema elétrico da aeronave e um segundo trocador de calor auxiliar na traseira da aeronave 202. Em um ou mais exemplos, o trocador de calor 228a inclui quatro compressores e quatro motores, controladores de motor 228b controlando os motores, uma ventoinha elétrica e um radiador. O eletrônico 222 também pode incluir cargas de calor 228c e 228d.

[0030] O sistema de proteção contra o gelo 200 compreende adicionalmente um ou mais segundos conduítes 232, ou um sistema de conduítes ou tubagem de distribuição, em comunicação com uma ou mais bombas 214 e/ou o primeiro conduíte 212 e/ou um ou mais reservatórios 208. Uma ou mais bombas 214 bombeiam o líquido refrigerante 218 através de um ou mais segundos conduítes 232 para uma ou mais saídas 232a dispostas em uma ou mais superfícies aerodinâmicas 206 localizadas na(s) asa(s) da aeronave 234 e na(s) entrada(s) do propulsor 236. Em vários exemplos, um ou mais painéis porosos 238 (conectados a um ou mais segundos conduítes 232 e incluindo uma ou mais das saídas 232a) estão dispostos em uma ou mais superfícies aerodinâmicas 206 de modo que o refrigerante 218 flua, vaze, ou chore sobre uma ou mais superfícies aerodinâmicas 206 a partir de um ou mais painéis porosos 238. Também ilustrado na figura 2 estão os dispositivos de isolamento contra vazamento hidráulico 240.

[0031] A figura 3 ilustra um exemplo de sistema 300 em que um segundo conduíte 302 está conectado a um painel poroso 304 na superfície aerodinâmica 306 de uma janela da cabine de pilotagem 308 na aeronave 202 provendo fluido de janela de proteção contra o gelo 218 (por exemplo, para encontros SLD).

[0032] Utiliza-se um sensor de nível de fluido 312 para medir o nível de refrigerante 218 no reservatório 208. Um ou mais conectores (por

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9/25 exemplo, em t) 310 conectam um ou mais primeiros conduítes 212 a um ou mais segundos conduítes 232, 302. Em vários exemplos, os conectores 310 estão a jusante 318 dos eletrônicos 222, de modo que o refrigerante 218 bombeado para a(s) superfície(s) aerodinâmica(s) 206, 306 compreende pelo menos uma parte do calor 224 transferido dos eletrônicos 222 para o refrigerante 218.

Exemplo adicional de um painel poroso em uma entrada do propulsor [0033] A figura 4 ilustra o uso do sistema de proteção contra o gelo

200 de acordo com vários aspectos em um propulsor de turbina a gás 400. O propulsor de turbina a gás inclui uma nacele 402 montada em uma torre 404. A torre 404 poderia conectar a nacele 402 a uma asa ou fuselagem de uma aeronave, por exemplo. A nacele 402 inclui uma borda de ataque ou boca de mecanismo 406. A borda de ataque ou boca de mecanismo 406 inclui o painel poroso 238 incluindo uma pluralidade de orifícios ou saídas 410, através dos quais o refrigerante que compreende um fluido de proteção contra o gelo pode apagar. O fluido de proteção contra o gelo que sai dos orifícios 410 pode deslocar-se na direção da seta I em direção à superfície a jusante virada para dentro 408 da nacele 402 ou na direção da seta J em direção a uma superfície a jusante virada para fora 411 da nacele 402. A superfície a jusante virada para dentro 408 da nacele 402 inclui uma abertura 412. A abertura 412 pode ser disposta como uma abertura contínua ou como uma série de aberturas afastadas. O fluido de proteção contra o gelo que se desloca em direção à abertura 412 pode ser arrastado para a abertura 412 na direção da seta K e a água transportada pelo fluido de proteção contra o gelo pode continuar no propulsor 400 na direção da seta Μ. A superfície a jusante virada para fora 411 da nacele 402 inclui uma abertura 414. A abertura 414 pode ser disposta como uma abertura contínua ou como uma série de aberturas afastadas. O fluido de proteção contra o gelo que se desloca em direção à abertura 414 pode ser arrastado para a abertura 414 na direção da seta L e a água

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10/25 transportada pelo fluido de proteção contra o gelo pode continuar na popa na direção da seta N.

[0034] Um rotor 420 para o propulsor de turbina a gás 400 também pode incluir um painel poroso. Um arranjo de orifícios 426 para fuga do fluido de proteção contra o gelo sobre o rotor, pode ser disposto em uma primeira região 422 (por exemplo, uma região a montante) do rotor 420. Uma abertura 428 pode ser disposta em uma segunda região 424 (por exemplo, região a jusante) do rotor 420. A abertura 428 pode ser disposta como uma abertura contínua ou como uma série de aberturas afastadas. O fluido de proteção contra o gelo que se desloca dos orifícios 426 (na direção da seta O) em direção à abertura 428 pode ser arrastado para a abertura 428 na direção da seta P e a água transportada pelo fluido de proteção contra o gelo pode continuar para o propulsor 400 na direção da seta Q.

[0035] Em um ou mais exemplos, os propulsores 400 usados com o sistema de proteção contra o gelo 200 são menores e mais eficientes, permitindo assim aeronaves mais eficientes e mais leves. Um ou mais exemplos do sistema de proteção contra o gelo 200 permite o uso de propulsores 400 com taxas de derivação muito elevadas e núcleos pequenos porque o fluxo de antigelo por sangria é reduzido ou eliminado.

Exemplo de um painel poroso em uma hélice ou em uma ventoinha de propulsor a jato [0036] A figura 5 ilustra o sistema de proteção contra o gelo 200 de acordo com vários aspectos combinados com uma hélice de aeronave 500. Uma hélice inclui quatro pás de hélice 504 que se estendem a partir de um rotor 502. Um arranjo de orifícios 510 pode ser disposto em uma primeira região 506 (por exemplo, uma região a montante) do rotor 502. Uma abertura 512, semelhante à abertura 412 ou abertura 428 mostrada na figura 4, pode ser disposta em uma segunda região 508 (por exemplo, uma região a jusante) do rotor 502. A abertura 512 pode ser disposta como uma abertura contínua ou

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11/25 como uma série de aberturas afastadas. O fluido de proteção contra o gelo que se desloca a partir dos orifícios 510 (na direção da seta R) em direção à abertura 512 pode ser arrastado para a abertura 512 na direção da seta S e a água transportada pelo fluido de proteção contra o gelo pode continuar em direção às pás 504 na direção de seta T.

[0037] Em vários exemplos, os propulsores turbofans com engrenagem 400 possuem ventoinhas que não giram muito rápido. Em algum momento eles podem girar devagar o suficiente para que o gelo possa se formar perto do centro da pá e um sistema antigelo pode ser usado para remover o gelo do centro.

Etapas do processo

Fabricação [0038] A figura 6 é um fluxograma que ilustra um método de fabricação de um aparelho de proteção contra o gelo (por exemplo, um sistema de proteção contra o gelo em fluido (FIPS)) [0039] O bloco 600 representa a obtenção ou o conjunto de um aparelho de resfriamento de eletrônico 210. Em uma ou mais modalidades, o aparelho de resfriamento de eletrônico 210 compreende um reservatório 208 ou um tanque de armazenamento refrigerante; e um primeiro conduíte 212 conectado ao reservatório 208, em que o calor 224 dissipa do eletrônico 222 quando o refrigerante do reservatório 208 flui através do primeiro conduíte 212 em contato térmico 220 com o eletrônico 222. O reservatório 208 tem capacidade aumentada (por exemplo, pelo menos 20 galões) em comparação com um reservatório/tanque do sistema de resfriamento de eletrônico convencional que não é usado com um aparelho de proteção contra o gelo.

[0040] Exemplos de sistemas elétricos/eletrônicos resfriados pelo sistema de resfriamento de eletrônico 210 incluem, mas não se limitam a, um motor que provê potência a um sistema de condicionamento de ar ou a uma cozinha resfriada a líquido na aeronave 202.

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12/25 [0041] O bloco 602 representa a obtenção ou o conjunto de um sistema de distribuição de proteção contra o gelo 242 compreendendo um ou mais segundos conduítes 232 incluindo uma ou mais saídas 232a que podem ser dispostas em uma ou mais superfícies aerodinâmicas 206 localizadas em um lado externo da aeronave 202. Em vários exemplos, o sistema de distribuição 242 compreende adicionalmente um ou mais painéis porosos 238 conectados a um ou mais segundos conduítes 232 e incluindo uma ou mais das saídas 232a, de modo que o refrigerante 218 flui, foge ou vaza para uma ou mais superfícies aerodinâmicas 206 a partir de um ou mais painéis porosos 238. Localizações exemplificativas para a superfície aerodinâmica 206 incluem, mas no estão limitadas a uma lâmina, uma hélice 500, uma janela da cabine de pilotagem ou uma entrada do propulsor na aeronave 202.

[0042] Em vários exemplos, os primeiro e segundo conduítes 212,

232 compreendem mangueiras flexíveis, tubos de plástico ou de nylon, ou dutos. Em vários exemplos, o líquido refrigerante 218 é bombeado do tanque 208 para os painéis porosos 238 através dos segundos conduítes 232 compreendendo um sistema de ramificação de tubagem de nylon. O bloco 604 representa a conexão (por exemplo, usando conectores 310) do sistema de distribuição de proteção contra o gelo 242 ao aparelho de resfriamento de eletrônico 210, de modo que o sistema de distribuição de proteção contra o gelo 242 recebe o refrigerante 218 do aparelho de resfriamento de eletrônico 210 e distribui o refrigerante 218 sobre uma superfície aerodinâmica 206 da aeronave 202 através do painel poroso 238.

[0043] O bloco 606 representa a conexão de um sensor de monitoramento/nível de fluido refrigerante 312 medindo o nível de refrigerante em um ou mais dos reservatórios.

[0044] O bloco 608 representa a conexão de uma porta de serviço 314 para o reservatório 208, em que o refrigerante 218 no reservatório 208 é reabastecido através da porta de serviço 314 quando a porta de serviço 314

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13/25 está conectada com conexão 350 ao equipamento de manutenção em terra 316.

[0045] O bloco 610 ilustra o resultado final, um sistema de proteção contra o gelo 200, incluindo o aparelho de resfriamento de eletrônico 210, que distribui o refrigerante 218 para o eletrônico de resfriamento 222; e um aparelho de proteção contra o gelo 242 conectado ao aparelho de resfriamento de eletrônico 210, em que o aparelho de proteção contra gelo recebe o refrigerante 218 do aparelho de resfriamento de eletrônico 210 e distribui o refrigerante 218 em uma superfície aerodinâmica 206 da aeronave 202, o refrigerante 218 reduzindo e removendo a formação de gelo 204 na superfície aerodinâmica 206.

[0046] Em uma ou mais modalidades, um ou mais conectores 310 conectam a um ou mais segundos conduítes 232 para o aparelho de resfriamento de eletrônico 210 a jusante 318 do eletrônico 222, de modo que o fluido de proteção contra o gelo 218 distribuído para a superfície aerodinâmica 206 compreende pelo menos uma parte do calor 224 e reduz ou evita o acúmulo de gelo 204 na superfície aerodinâmica 206. O calor 224 ajuda a reduzir a viscosidade (aumenta o espalhamento) do refrigerante 218, melhorando assim seu desempenho como um fluido de proteção contra o gelo. [0047] Bombas de exemplo incluem, mas não estão limitadas a bombas acionadas por motor de corrente contínua (CC). Em um exemplo, as bombas 214 extraem fluido a partir de um reservatório não pressurizado 208 e aumentam a pressão para pelo menos aproximadamente 6,90 bar (0,69 Mpa).

[0048] Em uma ou mais modalidades, o refrigerante é um fluido de proteção contra o gelo compreendendo um supressor do ponto de congelamento, incluindo, mas não limitado a, fluido baseado em glicol anticongelante, tal como propilenoglicol e um diluente (por exemplo, água). O diluente reduz a viscosidade do refrigerante em comparação com o refrigerante em um sistema de resfriamento de eletrônico 210 que não está

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14/25 conectado ao aparelho de proteção contra o gelo. Desse modo, o refrigerante realiza pelo menos duas funções (1) o calor 224 se dissipa do eletrônico 222 quando o refrigerante 218 flui através de uma parte do aparelho de resfriamento de eletrônico 210 em contato térmico 220 com os eletrônicos 222; e (2) o refrigerante 218 mistura-se com gotículas de água nas superfícies aerodinâmicas 206, baixando o ponto de congelamento das gotículas de água base de glicol e gotículas de água escoa-se em seguida da aeronave 202 em conjunto.

[0049] O sistema de proteção contra o gelo pode ser montado em um veículo tal como uma aeronave 202 ou trem de alta velocidade para reduzir o acúmulo de gelo nas superfícies aerodinâmicas do veículo (por exemplo, as janelas da cabine de pilotagem do trem ou a borda de ataque de um aerofólio, uma nacela do propulsor e/ou um rotor para uma hélice ou ventoinha). Fabricação, manutenção e revisão de aeronaves [0050] A figura 7 ilustra um modo de fabricação, manutenção ou revisão de uma aeronave 202 incluindo, mas não se limitando a aeronaves comerciais e militares. O sistema de proteção contra o gelo 200 é particularmente valioso em aeronaves de grande porte que transportem >100 passageiros e possuam um grande número de sistemas elétricos (incluindo, por exemplo, um grande sistema de cozinha resfriado por líquido).

[0051] O bloco 700 representa opcionalmente a montagem de um aparelho de resfriamento de eletrônico 210 que distribui o refrigerante para o eletrônico de resfriamento 222 em uma aeronave 202. O aparelho de resfriamento de eletrônico 210 compreende um reservatório 208 e um primeiro conduíte 212 e a etapa compreende conectar o primeiro conduíte 212 ao reservatório 208 e termicamente contatar o primeiro conduíte 212 ao eletrônico 222 na aeronave 202, de modo que o calor 224 se dissipe do eletrônico 222 para o refrigerante quando o refrigerante do reservatório 208 flui através do primeiro conduíte 212 em contato térmico 220 com o

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15/25 eletrônico 222.

[0052] O bloco 702 representa, opcionalmente, montar um aparelho de proteção contra o gelo 242 na aeronave 202 e conectar o aparelho de proteção contra o gelo ao aparelho de resfriamento de eletrônico 210, de tal modo que o aparelho de proteção contra o gelo recebe o refrigerante 218 do aparelho de resfriamento de eletrônico 210 e distribui o refrigerante 218 em uma superfície aerodinâmica 206 na superfície do lado externo da aeronave 202. O refrigerante 218 reduz e remove/previne a formação de gelo 204 na superfície aerodinâmica 206. O aparelho de proteção contra o gelo 242 compreende adicionalmente um segundo conduíte 232, e a etapa compreende a conexão do segundo conduíte 232 ao primeiro conduíte 212 ou ao reservatório 208 utilizando um conector 310, de tal modo que o conector 310 desvie pelo menos uma parte do refrigerante 218 para um ou mais segundos conduítes 232 distribuindo a parte do refrigerante 218 para uma saída 232a/painel ou membrana porosa 238 em uma superfície aerodinâmica 206 na aeronave 202.

[0053] Em um ou mais exemplos, a etapa compreende posicionar o conector 310 no primeiro conduíte 212 a jusante 318 do eletrônico 222, de modo que quando o refrigerante 218 evita ou suprime a formação de gelo 204 na superfície aerodinâmica 206, o refrigerante 218 na superfície aerodinâmica 206 compreende pelo menos uma parte do calor 224 dissipado do eletrônico 222.

[0054] Em um ou mais exemplos, a etapa compreende posicionar um painel poroso 238 (por exemplo, entre chapas/painéis de titânio) na superfície aerodinâmica 206, em que painel/membrana porosa 238 conectado ao segundo conduíte 232 recebe o refrigerante 218 do segundo conduíte 232 e o refrigerante 218 flui do painel poroso 238 para a superfície aerodinâmica 206 em uma cauda ou asa, de modo a impedir ou suprimir o acúmulo de gelo 204.

[0055] O sistema de proteção contra o gelo 242/200 está montado na

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16/25 aeronave 202 e é certificado durante a fabricação ou manutenção, por exemplo, quando a aeronave 202 é reengatada. Se presente, o sistema elétrico de proteção contra o gelo das asas (WIPS) é removido e substituído pelo sistema de proteção contra o gelo 200. O controlador WIPS, fios de alta corrente pesada, feixe de fios de translação e lâminas aquecidas no sistema WIPS são substituídos pelo primeiro e segundo conduítes 232, 212 (por exemplo, peso leve ~ 1/2 polegadas do tubo de plástico), reservatório(s) 208 e painéis porosos 238, como aqui descrito. Em outro exemplo, o sistema antigelo de propulsor pneumático (EAI) (por exemplo, conforme ilustrado na figura 1) é removido e substituído pelo FIPS. Ainda em um outro exemplo, um sistema antigelo de reserva compreendendo janelas aquecidas está incluído na aeronave 202 para encontros SLD.

[0056] O bloco 704 representa, opcionalmente, a manutenção do sistema de resfriamento de eletrônico 210 e/ou do sistema de proteção contra o gelo 200 (por exemplo, serviço de refrigerante 218). O serviço pode ser requerido com maior frequência quando a aeronave 202 encontra condições de congelamento. A etapa compreende opcionalmente reabastecer ou encher o refrigerante 218 no reservatório 208 através de uma porta de serviço 314 conectada ao reservatório 208 e usar o equipamento de serviço de solo 316. O serviço de WIPS pode ser substituído por encanamento e painel poroso 238. [0057] O bloco 706 representa opcionalmente o(s) gerador(es) de montagem com menor saída de potência quando comparado com o(s) gerador(es) em uma aeronave 202 de outro modo idêntica sem o sistema de proteção contra o gelo 200. Em um ou mais exemplos, o(s) antigo(s) gerador(es) de potência superior são removidos. Os geradores montados na aeronave com o sistema de proteção contra o gelo 200 podem ser menores com menor potência porque os requisitos de energia de um ou mais dos sistemas de proteção contra gelo 200 aqui descritos são substancialmente mais baixos em comparação com os requisitos de potência da aeronave 202

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17/25 utilizando o WIPS ou sistemas EAI.

[0058] O bloco 708 representa, opcionalmente, montar ou recolocar o(s) propulsor(es) na aeronave 202, em que o propulsor 400 (por exemplo, propulsor turbofan) tem um menor consumo de combustível, comparado ao propulsor (por exemplo, propulsor turbofan) em uma aeronave de outro modo idêntica 202 sem o sistema de proteção contra o gelo 200. Os propulsores podem ser redimensionados (ou seja, menores com menor potência) devido aos requisitos de potência substancialmente reduzidos de um ou mais dos sistemas de proteção contra o gelo 200 descritos aqui, em comparação com os requisitos de energia das aeronaves 202 usando os sistemas WIPS ou EAI. Os sistemas WIPS podem exigir muita energia. Os requisitos de energia dos sistemas de proteção contra o gelo exemplificativos 200 aqui descritos podem ser significativamente inferiores (por exemplo, mais de 95 % inferiores aos do WIPS).

[0059] O bloco 710 representa a montagem de uma entrada do propulsor menor, mais leve (por exemplo, incluindo um conteúdo de material compósito mais alto), comparada a uma aeronave de outro modo idêntica 202 sem o sistema FIPS (por exemplo, comparada a uma aeronave 202 usando WIPS ou EAI para antigelo).

[0060] Assim, em alguns exemplos, o sistema de proteção contra o gelo 200 diminui drasticamente a demanda de potência do propulsor e permite que o propulsor, a entrada e os geradores sejam drasticamente redimensionados, melhorando assim o desempenho da missão da aeronave. Operação [0061] A figura 8 é um fluxograma que ilustra um método de operação do sistema de proteção contra o gelo 200 e/ou da aeronave 202 aqui descrita.

[0062] O bloco 800 representa o provimento de uma aeronave 202 incluindo um sistema de proteção contra o gelo 200, o sistema de proteção

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18/25 contra o gelo 200 compreendendo um reservatório 208; um sistema de resfriamento de eletrônico 210 conectado ao reservatório 208 e compreendendo um primeiro conduíte 212; uma bomba 214 acoplada operativamente 216 ao reservatório 208; e um segundo conduíte 232 em comunicação com a bomba 214 e incluindo uma saída 232a disposta na superfície aerodinâmica 206 localizada em uma superfície do lado externo da aeronave 202. O sistema de resfriamento de eletrônico 210 distribui o refrigerante 218 a partir do reservatório 208 através do primeiro conduíte 212 em contato térmico 220 com eletrônicos 222, de modo que o calor 224 é transferido dos eletrônicos 222 para o refrigerante 218.

[0063] O bloco 802 representa o uso do fluido refrigerante 218 para antigelo das superfícies aerodinâmicas 206 da asa durante as condições de gelo normais e super-resfriadas de grande gotícula (SLD). A bomba 214 bombeia o refrigerante 218 para a superfície aerodinâmica 206 de modo que o refrigerante 218 reduz ou evita a formação de gelo 204 na superfície aerodinâmica 206 (por exemplo, o refrigerante 218 mistura-se com água na superfície aerodinâmica 206 e suprime um ponto de congelamento da água). Em uma ou mais modalidades, o fluido refrigerante 218 é usado sob condições/invólucros de gelo conforme definido em 14 CFR Parte 24 Anexo C ou Anexo O (FAR 24 Anexo C ou FAR 24 Anexo O).

[0064] O bloco 804 representa, opcionalmente, prover instruções que permitem maior impulso do propulsor para a aeronave 202 em condições de formação de gelo (por exemplo, durante a aterragem/descida), em comparação com uma de outro modo aeronave idêntica 202 sem o sistema de proteção contra o gelo 200.

[0065] O bloco 806 representa o monitoramento do nível do refrigerante 218 usando um sensor de nível de fluido 312 de modo que o refrigerante 218 possa ser reabastecido após os encontros com gelo, conforme necessário. Em uma ou mais modalidades, o sensor de nível de fluido 312

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19/25 envia um alerta para a tripulação de voo, terra ou manutenção quando o nível de refrigerante 218 cai abaixo de um nível limite.

[0066] O bloco 808 representa alertar a tripulação quando as condições de formação de gelo precisam ser evitadas (por exemplo, devido aos baixos níveis de refrigerante 218 ou outras falhas do sistema de proteção contra o gelo 200).

[0067] O bloco 810 representa, opcionalmente, prover instruções que permitem a operação do sistema de proteção contra o gelo 200, enquanto a aeronave 202 está estacionada (mesmo sob condições climáticas de solo quente). O sistema WIPS, por outro lado, não pode ser operado no solo enquanto a aeronave está estacionada porque as lâminas aquecidas poderíam danificar a estrutura da aeronave (os sistemas WIPS precisam de fluxo de ar durante a operação).

Ambiente de Processamento [0068] A figura 9 ilustra um sistema exemplificativo 900 utilizado para implementar elementos de processamento necessários para controlar o sistema de proteção contra o gelo 200, impulso do propulsor ou outros processos aqui descritos.

[0069] O computador 902 compreende um processador 904 (processador de uso geral 904A e processador de propósito especial 904B) e uma memória, tal como memória de acesso aleatório (RAM) 906. Geralmente, o computador 902 opera sob o controle de um sistema operacional 908 armazenado na memória 906 e promove a interface com o usuário/outros computadores para aceitar entradas e comandos (por exemplo, sinais analógicos ou digitais) e para apresentar resultados através de um módulo de entrada/saída (I/O) 910. A aplicação de programa de computador 912 acessa e manipula dados armazenados na memória 906 do computador 902. O sistema operativo 908 e o programa de computador 912 são compostos por instruções que, quando lidas e executadas pelo computador 902, fazem

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20/25 com que o computador 902 execute as operações aqui descritas. Em uma modalidade, as instruções que implementam o sistema operativo 908 e o programa de computador 912 são tangivelmente incorporadas na memória 906, tomando assim um ou mais produtos de programa de computador ou artigos de fabricação capazes de controlar o sistema de proteção contra o gelo 200 e o impulso do propulsor de acordo com os métodos aqui descritos. Em uma ou mais modalidades, um computador conectado ao sensor de nível de fluido 312 envia um alerta para a tripulação de voo, terra ou manutenção quando o nível de refrigerante 218 cai abaixo de um nível limite.

[0070] Como tal, os termos “artigo de fabricação”, “dispositivo de armazenamento de programas” e “produto de programa de computador”, como aqui utilizados, destinam-se a englobar um programa de computador acessível a partir de qualquer dispositivo ou mídia legível por computador.

[0071] Os versados na técnica reconhecerão que podem ser feitas muitas modificações a esta configuração sem sair do âmbito da presente invenção. Por exemplo, os versados na técnica reconhecerão que qualquer combinação dos componentes acima, ou qualquer número de componentes diferentes, periféricos e outros dispositivos, pode ser usada.

[0072] Além disso, a invenção compreende modalidades de acordo com as seguintes cláusulas:

Cláusula 1. Um sistema de proteção contra o gelo 200 para uma superfície aerodinâmica 206 de uma aeronave 202, o sistema de proteção contra o gelo 200 compreendendo:

um reservatório 208;

um sistema de resfriamento de eletrônico 210 conectado ao reservatório 208 e compreendendo um primeiro conduíte 212, em que:

o sistema de resfriamento de eletrônico 210 distribui o refrigerante 218 a partir do reservatório 208 através do primeiro conduíte 212 em contato térmico 220 com o eletrônico 222, e

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21/25 o calor 224 é transferido dos eletrônicos 222 para o refrigerante 218;

uma bomba 214 acoplada operativamente 216 ao reservatório 208; e um segundo conduíte 232 em comunicação com a bomba 214 e incluindo uma saída 232a disposta na superfície aerodinâmica 206 localizada em uma parte exterior da aeronave 202, em que a bomba 214 bombeia o refrigerante 218 para a superfície aerodinâmica 206 e o refrigerante 218 reduz ou evita formação de gelo 204 na superfície aerodinâmica 206.

[0073] Cláusula 2. O sistema de proteção contra o gelo 200 da cláusula 1, compreendendo ainda um painel 238 poroso na superfície aerodinâmica 206 e incluindo a saída 232a, em que o refrigerante 218 vaza do painel 238 poroso para a superfície aerodinâmica 206.

[0074] Cláusula 3. O sistema de proteção contra o gelo 200 da cláusula 2, em que o painel poroso 238 está fixado a uma lâmina, uma asa 234, uma hélice 500, uma janela da cabine de pilotagem 308, ou uma entrada do propulsor 236.

[0075] Cláusula 4. O sistema de proteção contra o gelo 200 da cláusula 1, em que o refrigerante 218 mistura-se com uma superfície aerodinâmica 206 e suprime um ponto de congelamento da água.

[0076] Cláusula 5. O sistema de proteção contra o gelo 200 da

Cláusula 4, em que a água compreende gotículas de líquido super-resfriadas.

[0077] Cláusula 6. O sistema de proteção contra o gelo 200 da

Cláusula 4, em que a água compreende água encontrada em um invólucro de gelo como definido no FAR 24 Anexo C ou FAR 24 Anexo O.

[0078] Cláusula 7. O sistema de proteção contra o gelo 200 da

Cláusula 1, em que o refrigerante 218 inclui um fluido de proteção contra o gelo compreendendo propilenoglicol e um diluente.

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22/25 [0079] Cláusula 8. O sistema de proteção contra o gelo 200 da

Cláusula 1, compreendendo ainda um conector 310 que conecta o primeiro conduíte 212 ao segundo conduíte 232 a jusante 318 do eletrodo 222, em que o refrigerante 218 bombeado para a superfície aerodinâmica 206 compreende pelo menos uma porção do calor 224 transferido do eletrônico 222.

[0080] Cláusula 9. O sistema de proteção contra o gelo o 200 de acordo com a Cláusula 1, em que o primeiro conduíte 212 e o segundo conduíte 232 compreendem mangueiras flexíveis ou tubos de plástico.

[0081] Cláusula 10. O sistema de proteção contra o gelo 200 da cláusula 1, compreendendo ainda uma pluralidade dos reservatórios 208 que armazenam o refrigerante 218, em que pelo menos um dos reservatórios 208 tem uma capacidade de refrigerante 218 de pelo menos 20 galiT/Ãs.

[0082] Cláusula 11. O sistema de proteção contra o gelo 200 da

Cláusula 1, incluindo ainda um sensor de nível de fluido 312 conectado ao reservatório 208, o sensor de nível de fluido 312 medindo o nível de refrigerante 218 no reservatório 208 e enviando um alerta quando o nível de refrigerante 218 cai abaixo de um limite de nível.

[0083] Cláusula 12. O sistema de proteção contra o gelo 200 da

Cláusula 1, compreendendo ainda uma porta 314 de serviço para conexão ao equipamento 316 de serviço da terra, em que o refrigerante 218 no reservatório 208 é reabastecido através da porta 314 de serviço.

[0084] Cláusula 13. O sistema de proteção contra o gelo 200 da

Cláusula 1, em que o eletrônico 222 compreende um controlador do motor 228b.

[0085] Cláusula 14. Uma aeronave 202 compreendendo o sistema de proteção contra o gelo 200 da Cláusula 1.

[0086] Cláusula 15. Um método de fabricação, manutenção ou revisão de uma aeronave 202, compreendendo:

montar um aparelho de resfriamento de eletrônico 210

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23/25 distribuindo o refrigerante 218 para a resfriamento eletrônico 222 em uma aeronave 202; e montar um aparelho de proteção contra o gelo 242 na aeronave 202 e conectar o aparelho de proteção contra gelo ao aparelho de resfriamento de eletrônico 210, em que o aparelho de proteção contra gelo 242 recebe o refrigerante 218 do aparelho de resfriamento de eletrônico 210 e distribui o refrigerante 218 em uma superfície aerodinâmica 206 fora da aeronave 202, o refrigerante reduz e remove a formação de gelo 204 em uma superfície aerodinâmica 206 da aeronave 202.

[0087] Cláusula 16. O modo da Cláusula 15, em que o aparelho de resfriamento 210 compreende um reservatório 208 e um primeiro conduíte 212 e o aparelho de proteção contra o gelo 242 compreende adicionalmente um segundo conduíte 232, o método compreendendo ainda:

conectar o primeiro conduíte 212 ao reservatório 208 e contatar termicamente 220 o primeiro conduíte 212 do eletrônico 222 na aeronave 202, em que o calor 224 dissipa dos eletrônicos 222 quando o refrigerante 218 do reservatório 208 flui através do primeiro conduíte 212 em contato térmico 220 com o eletrônico 222; e conectar a segundo conduíte 232 ao primeiro conduíte 212 ou ao reservatório 208 utilizando um conector 310, em que o conector 310 desvia pelo menos uma parte do refrigerante 218 para a segundo conduíte 232 distribuindo a parte do refrigerante 218 para uma saída 232a na superfície aerodinâmica.

[0088] Cláusula 17. O método da Cláusula 16, compreendendo ainda:

posicionar o conector 310 no primeiro conduíte 212 a jusante 318 do eletrônico 222, de tal modo que o refrigerante 218 na superfície aerodinâmica 206 compreende pelo menos uma parte do calor 224.

[0089] Cláusula 18. O modo da Cláusula 15, em que o aparelho de proteção contra o gelo 242 inclui um painel poroso 238 e o refrigerante 218

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24/25 flui a partir do painel poroso 238 para a superfície aerodinâmica 206 em uma cauda ou asa da aeronave.

[0090] Cláusula 19. O método da Cláusula 15, compreendendo ainda:

reabastecer o refrigerante 218 no reservatório 208 através de uma porta de serviço 314 conectada ao reservatório 208;

montar um gerador com menor potência, em comparação com o gerador de uma aeronave 202 idêntica, sem o sistema de proteção contra o gelo 200; e montar um propulsor turbofan 400 com um menor consumo de combustível, em comparação com o propulsor turbofan 400 em uma aeronave de outro modo idêntica 202 sem o aparelho de proteção contra o gelo 242. [0091] Cláusula 20. Método de operação de uma aeronave 202, compreendendo:

prover uma aeronave 202 compreendendo um sistema de proteção contra o gelo 200, o sistema de proteção contra o gelo 200 compreendendo:

um reservatório 208;

o sistema de resfriamento de eletrônico 210 distribui o refrigerante 218 a partir do reservatório 208 através do primeiro conduíte 212 em contato térmico 220 com o eletrônico 222, e o calor 224 é transferido dos eletrônicos 222 para o refrigerante 218;

uma bomba 214 acoplada operativamente 216 ao reservatório 208; e um segundo conduíte 232 em comunicação com a bomba 214 e incluindo uma saída 232a disposta em uma superfície aerodinâmica 206 localizada em um lado externo da aeronave 202, em que a bomba 214

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25/25 bombeia o refrigerante 218 para a superfície aerodinâmica 206 e o refrigerante 218 reduz ou evita a formação de gelo 204 na superfície aerodinâmica 206;

prover instruções que permitam maior impulso para a aeronave 202 em condições de gelo, em comparação com uma aeronave de outro modo idêntica 202 sem o sistema de proteção contra o gelo 200; e prover instruções que permitem a operação do sistema de proteção contra o gelo 200 enquanto a aeronave 202 está estacionada.

Conclusão [0092] Isto conclui a descrição das modalidades preferidas da presente invenção. A descrição anterior da modalidade preferida foi apresentada para fins de ilustração e descrição. Não pretende ser exaustivo ou limitar a invenção à forma precisa descrita. Muitas modificações e variações são possíveis à luz do ensino acima. Pretende-se que o âmbito dos direitos seja limitado não por esta descrição detalhada, mas sim pelas reivindicações anexas.

Claims

REIVINDICAÇÕES

1. Sistema de proteção contra o gelo (200) para uma superfície aerodinâmica (206) de uma aeronave (202), o sistema de proteção contra o gelo 200 caracterizado pelo fato de que compreende:

um reservatório (208);

um sistema de resfriamento de eletrônico (210) conectado ao reservatório (208) e compreendendo um primeiro conduíte (212), em que:

o sistema de resfriamento de eletrônico (210) distribui o refrigerante (218) a partir do reservatório 208 através do primeiro conduíte (212) em contato térmico (220) com o eletrônico (222), e o calor (224) é transferido a partir dos eletrônicos (222) para o refrigerante (218);

uma bomba (214) acoplada operativamente (216) ao reservatório 208; e um segundo conduíte (232) em comunicação com a bomba (214) e incluindo uma saída (232a) disposta na superfície aerodinâmica (206) localizada em um lado externo da aeronave (202), em que a bomba (214) bombeia o refrigerante (218) para a superfície aerodinâmica (206) e o refrigerante (218) reduz ou evita formação de gelo (204) na superfície aerodinâmica (206).
2. Sistema de proteção contra o gelo (200) de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente um painel poroso (238) na superfície aerodinâmica (206) e inclui a saída (232a), em que o refrigerante (218) vaza para fora do painel poroso (238) sobre a superfície aerodinâmica (206).
3. Sistema de proteção contra o gelo (200) de acordo com a reivindicação 2, caracterizado pelo fato de que o painel poroso (238) é fixado a uma lâmina, uma asa (234), uma hélice (500), uma janela da cabine de pilotagem (308) ou uma entrada do propulsor (236).

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4. Sistema de proteção contra o gelo (200) de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 3, caracterizado pelo fato de que o refrigerante (218) se mistura com água na superfície aerodinâmica (206) e suprime um ponto de congelamento da água.
5. Sistema de proteção contra o gelo (200) de acordo com a reivindicação 4, caracterizado pelo fato de que a água compreende gotículas de líquido super-resfriadas.
6. Sistema de proteção contra o gelo (200) de acordo com as reivindicações 4 ou 5, caracterizado pelo fato de que a água compreende água encontrada em um invólucro de gelo, conforme definido na norma FAR 24, anexo C ou FAR 24, anexo O.
7. Sistema de proteção contra o gelo (200) de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 6, caracterizado pelo fato de que o refrigerante 218 inclui um fluido de proteção contra o gelo compreendendo propilenoglicol e um diluente.
8. Sistema de proteção contra o gelo (200) de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 7, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente um conector (310) que conecta o primeiro conduíte (212) ao segundo conduíte (232) a jusante (318) do eletrônico (222), em que o refrigerante (218) bombeado para a superfície aerodinâmica (206) compreende pelo menos uma parte do calor (224) transferido a partir do eletrônico (222).
9. Sistema de proteção contra o gelo (200) de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 8, caracterizado pelo fato de que o primeiro conduíte (212) e o segundo conduíte (232) compreendem mangueiras flexíveis ou tubos de plástico.
10. Sistema de proteção contra o gelo (200) de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 9, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente uma pluralidade de reservatórios (208) que

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3/4 armazenam o refrigerante (218), em que pelo menos um dos reservatórios (208) tem um refrigerante (218) com capacidade de pelo menos 20 galões.
11. Sistema de proteção contra o gelo (200) de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 10, caracterizado pelo fato de que inclui adicionalmente um sensor de nível de fluido (312) conectado ao reservatório (208), o sensor de nível de fluido (312) medindo o nível de refrigerante (218) no reservatório (208) e enviando um alerta quando o nível do refrigerante (218) cair abaixo de um nível limite.
12. Sistema de proteção contra o gelo (200) de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 11, caracterizado pelo fato de que compreende adicionalmente uma porta de serviço 314 para conexão ao equipamento de serviço de solo (316), em que o refrigerante (218) no reservatório (208) é reabastecido através da porta de serviço (314).
13. Sistema de proteção contra o gelo (200) de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 12, caracterizado pelo fato de que o eletrônico (222) compreende um controlador de motor (228b).
14. Aeronave (202), caracterizada pelo fato de que compreende o sistema de proteção contra o gelo (200) como definido em qualquer uma das reivindicações 1 a 13.
15. Método de operação de uma aeronave 202, caracterizado pelo fato de que compreende:

prover uma aeronave 202 compreendendo um sistema de proteção contra o gelo 200, o sistema de proteção contra o gelo 200 compreendendo:

um reservatório 208;

um sistema de resfriamento de eletrônico (210) conectado ao reservatório (208) e compreendendo um primeiro conduíte (212), em que:

o sistema de resfriamento de eletrônico (210) distribui o refrigerante (218) a partir do reservatório (208) através do primeiro conduíte

Petição 870180135141, de 27/09/2018, pág. 35/46

4/4 (212) em contato térmico (220) com o eletrônico (222), e o calor (224) é transferido a partir dos eletrônicos (222) para o refrigerante (218);

uma bomba (214) acoplada operativamente (216) ao reservatório (208); e um segundo conduíte (232) em comunicação com a bomba (214) e incluindo uma saída (232a) disposta em uma superfície aerodinâmica (206) localizada em um lado externo da aeronave (202), em que a bomba (214) bombeia o refrigerante (218) para a superfície aerodinâmica (206) e o refrigerante 218 reduz ou evita a formação de gelo (204) na superfície aerodinâmica 206;

prover instruções que permitam maior impulso para a aeronave (202) em condições de gelo, em comparação com uma aeronave de outro modo idêntica (202) sem o sistema de proteção contra o gelo (200); e prover instruções permitindo a operação do sistema de proteção contra o gelo 200 enquanto a aeronave (202) estiver estacionada.