No presente trabalho foi implementado um modelo matemático para simular o sistema antigelo eletrotérmico de um aerofólio. Por meio do programa ONERA2D simulou-se o escoamento potencial completo com velocidade 44,7 m/s (100 mph) e 89,4 m/s (200 mph) em torno de um aerofólio perfil NACA0012 de corda 0,914 m (3 pés) com ângulo de ataque de 0°, e calculou-se a eficiência de coleta local de gotículas de água com diâmetro mediano volumétrico de 20 μm. Foram simuladas quatro condições de teste com diferentes distribuições de fluxo de calor nos aquecedores elétricos do sistema antigelo. O modelo previu a distribuição de temperaturas na superfície sólida do aerofólio e no filme de água líquida, e as distribuições de fluxo de água líquida sobre a superfície do aerofólio ("runback water") e de coeficiente de transferência de calor por convecção de calor entre a superfície do aerofólio e o escoamento gasoso. Os resultados da simulação obtidos com o modelo foram comparados com resultados experimentais da NASA e os resultados numéricos dos programas LEWICE/ANTICE (EUA) e CANICE (Canada). Para as regiões molhadas pelo filme de água líquida, obteve-se um desvio máximo de temperatura de 2,6°C entre os resultados do presente modelo e o resultados experimentais. Para as regiões secas, onde não existe o filme de água líquida sobre a superfície do aerofólio, obteve-se um desvio de máximo de temperatura de 8°C. As previsões para distribuição de vazão de "runback", posição do término do filme de água líquida foram comparadas com os resultados do programa LEWICE/ANTICE. O modelo desenvolvido simula com adequada aproximação os efeitos da transferência de calor e de massa por convecção entre a superfície não-isotérmica do aerofólio ou do filme de água líquida e o escoamento gasoso, bem como os efeitos da transição entre o escoamento laminar e o turbulento na camada limite dinâmica e térmica e ainda a influência do escoamento do filme de água líquida sobre o desempenho do sistema de antigelo do aerofólio.

An electro-thermal anti-ice system was simulated with a mathematical model developed in the present work. A 44.7 m/s (100 mph) and 89.4 m/s (200 mph) full potential flow around a 0.914 m (3 ft) chord NACA0012 airfoil with 0° angle of attack and the local water catch efficiency of 20 μm median volumetric diameter droplets impingement were calculated by the numerical code ONERA2D. Four test conditions were simulated with four different heat flux distributions of the anti-ice system according to the experimental work developed at NASA. The model predicted distributions of solid surface and liquid water film temperatures, runback water flow and convection heat transfer coefficient between airfoil or water surface and gaseous flow. The simulated results obtained by the mathematical model developed were compared to NASA experimental results and the ones predicted by the numerical codes LEWICE/ANTICE (US) and CANICE (Canada). For the regions wetted by the water film, the present model provided 2.6°C maximum temperature deviations between the predicted results and experimental data. For the dry regions, where there is no liquid water on the airfoil surface, an 8°C maximum temperature deviation was obtained. The runback flow and water film ending point position were compared to LEWICE/ANTICE numerical results. The developed model predicts adequately the convection heat and mass transfer effects between the non-isothermal airfoil or liquid water film surface and the gaseous flow, as well the effects of laminar to turbulent flow transition within dynamic and thermal boundary layer and the influence of the liquid water film flow on the anti-ice system performance.