Há a necessidade de prevenir formação de gelo nas asas e nos estabilizadores de aeronaves, pois as formas de gelo podem causar a degradação do desempenho aerodinâmico, o aumento de peso, bem como dificuldades de controle e manobra que, em casos críticos, leva a uma diminuição da margem de segurança operacional. Quando as aeronaves atravessam nuvens com gotículas de água sub-resfriadas, ou seja, em equilíbrio metaestável, o crescimento de gelo ocorre nas superfícies não protegidas. Usualmente, os sistemas antigelo térmicos de aerofólios são projetados, desenvolvidos e certificados com o auxílio de programas de simulação numérica. O presente trabalho visa desenvolver e implementar um modelo matemático para prever a transferência de calor e massa no escoamento bidimensional bifásico em torno de aerofólios de uso aeronáuticos, equipados com sistema de antigelo térmico operando em regime permanente. Em condições de formação de gelo, é necessário aquecer o bordo de ataque e controlar a temperatura da região protegida para que não ocorra formação de gelo. O sistema de aquecimento compensa os efeitos do resfriamento imposto principalmente pelos mecanismos acoplados de evaporação e transferência de calor por convecção, que são causados pelo escoamento do ar carregado de gotículas sub-resfriadas e pelo escoamento da água líquida residual. O modelo deverá estimar a distribuição de temperaturas de superfície e o coeficiente de transferência de calor com precisão ao uso em aplicações aeronáuticas. O presente trabalho implementou novos submodelos para: 1) estimar a molhabilidade da superfície do aerofólio por meio de um modelo matemático para caracterizar o escoamento da água líquida residual na padrão de filme e de filetes; 2) avaliar o comportamento dinâmico e térmico da camada-limite laminar e turbulenta por meio de análises integral e diferencial, que considera efeitos do gradiente de pressão, da transição laminar-turbulenta, da transpiração e da não uniformidade de temperatura da superfície e 3) estimar o início e o término da região de transição laminar-turbulenta. O presente trabalho seguiu um processo de desenvolvimento de código numérico que: verificou os resultados de cada submodelo separadamente para depois implementados no modelo do antigelo; validou os resultados da simulação de desempenho do sistema antigelo com os novos submodelos implementados. Os resultados obtidos foram considerados satisfatórios para o modelo do antigelo que utilizou os submodelos de ruptura de filme e formação de filetes pelo critério da Energia Mecânica Total Mínima, de camada-limite diferencial compressível e de previsão da transição laminar-turbulenta por correlações algébricas, que consideraram efeitos do gradiente de pressão e do nível de turbulência ao longe.

It is required to prevent ice accretion on wings and horizontal stabilizers because it may cause aerodynamic performance degradation, weight increase, flight control difficulties and, in critical cases, may lead to operational safety margins reduction. When aircraft flies through clouds containnig supercooled water droplets, which are in metastable equilibrium, ice will form in all non-protected surfaces. Usually, anti-ice protection systems are designed, developed and certified with a support from a numerical tool. The present describes the development and implementation of a mathematical model for prediction of heat and mass transfer in two-phase flow around airfoils, which are equipped with thermal anti-ice system and operating in steady state regime. Under icing conditions, it is necessary to heat and control the temperature of the airfoil surface at leading edge region to prevent ice formation. The heating system balances the evaporative cooling effects, which are caused by the coupled heat and mass convection transfer, imposed by the air flow loaded with supercooled water droplets and the runback water flow around the airfoil. The present work implemented submodels to: 1) estimate airfoil surface wetness factor by adopting a liquid water film flow model as well as a rivulet formation and flow model; 2) evaluate laminar and turbulent boundary layers with pressure gradient and laminar-turbulent transition over nonisothermal and permeable airfoil surface by implementing differential boundary layer analysis and 3) predict the onset position and length of laminar-turbulent transition region. The present paper followed a validation and verification process during the numerical code development. All sub-models results were verified separately against experimental data before their inclusion in anti-ice model.The results of anti-ice model with selected submodels were validated against reference cases. The results were considered suficiently accurate when solving the film breakdown and rivulets formation by total mechanical energy method, compressible boundary layer by differential analysis and laminar-turbulent transition prediction by algebraic correlations, which considered pressure gradient and freestream turbulence level.