Este trabalho visa analisar, por meio de simulações, a resposta em uma aeronave voando com a entrega de um dos quatro comandos básicos de voo. Ao final do trabalho, foi possível confirmar a afirmação de que uma aeronave projetada para voar com quatro comandos de voo pode voar com três. Este trabalho se propõe a estudar a possibilidade de uma aeronave projetada para voar com os quatro controles de voo principais, conseguir voar com apenas três, manter sua manobrabilidade e, após este estudo, implementar simulações computacionais para comprovar a teoria.
A mecânica de uma aeronave é altamente complexa e especializada e supérflua na grande maioria dos processos vitais para manter a operação e, consequentemente, o voo.
Objetivo Geral
Objetivos Específicos
A velocidade de um fluido que se aproxima de um corpo é chamada de velocidade da corrente livre v. Por exemplo, um corpo esférico terá um perfil de pressão, linhas de corrente e velocidades diferentes de um corpo quadrado (ÇENGEL Y. A., 2012).
Arrasto e Sustentação
Em corpos simétricos em relação ao plano de sustentação e arrasto, a força lateral, o momento de guinada e o momento de rolamento são zero quando o fluxo e as forças aerodinâmicas estão alinhados com o corpo. A força de arrasto diferencial e a força de sustentação atuando em 𝑑𝐴 no fluxo bidimensional são dadas pelas Equações (1) e (2). As forças totais de arrasto e sustentação que atuam sobre o corpo são determinadas integrando as equações (1) e (2) sobre a superfície do corpo.
As forças de arrasto e sustentação dependem da densidade do fluido ρ, da velocidade a montante V e do tamanho, forma e orientação do corpo, etc. Os coeficientes de arrasto e sustentação são definidos pelas equações (5) e (6). 6) Onde o termo no denominador é a pressão dinâmica dada pela densidade 𝜌 em [𝑘𝑔/𝑚3], o quadrado da velocidade 𝑉2 em [𝑚/𝑠2] e a área frontal do corpo projetada em um plano normal para a direção do fluxo 𝐴 em [𝑚2]. Os coeficientes locais de arrasto e sustentação variam sobre a superfície devido a mudanças na camada limite de velocidade na direção do fluxo.
Os coeficientes médios de arrasto e sustentação são dados pelas equações (7) e (8). 8) Onde 𝐶𝐷 é o coeficiente de arrasto médio, 𝐶𝐿 é o coeficiente de sustentação médio e 𝐿 é o comprimento da superfície, dado em [𝑚]. O arrasto total em um corpo ocorre devido aos efeitos combinados das forças de fricção e pressão, que podem ser divididas em arrasto de atrito superficial 𝜏𝜔, devido à tensão de cisalhamento na parede do corpo, e arrasto de pressão 𝑃 devido à pressão exercida na corpo e são dadas pelas equações (9) e (10). O coeficiente de arrasto total ou força de arrasto é dado pela soma dos coeficientes de atrito e pressão.
Número de Reynolds
Separação do escoamento
Em um aerofólio, sem um ângulo de ataque excessivo em relação à direção do fluxo, dificilmente ocorrerá separação em um fluxo linear. Nesse caso, a separação só ocorrerá se o ângulo de ataque for excessivo, levando à perda de sustentação e consequente queda da asa ou aeronave.
Superfícies de controle
Leme de direção
O momento em relação ao eixo vertical gera reações nas asas, de mesma magnitude e sinais opostos, conforme mostrado na Figura 9. Onde 𝐹 é a força gerada pela diferença de pressão no leme, dada em [𝑁], 𝑅𝐴 é a reação a a força 𝐹, dada em [𝑁], 𝑅2 e 𝑅3 são forças de reação de momento 𝑀𝐴,. À medida que a aeronave está imersa em um fluxo, as reações da asa se traduzem em um aumento da velocidade da asa em que a direção da reação é oposta ao fluxo e uma redução da velocidade da asa na qual a direção da reação coincide com o fluxo, conforme mostrado na figura 10 . .
Essa diferença na velocidade da asa em relação ao fluxo cria sustentação diferente em cada asa. Além de fazer a aeronave girar em torno de seu eixo vertical, que é a função primária a que se destina, o comando de controle também faz com que a aeronave gire em torno de seu eixo longitudinal em decorrência da inclinação lateral das asas em relação ao fluxo de ar, conforme detalhado nas Figuras 8, 9, 10 e 11.
Profundor
Ainda segundo PUMPMACKER (2020), os estabilizadores são superfícies localizadas na cauda da aeronave e são responsáveis por contribuir para a estabilidade longitudinal através da força de sustentação criada em torno de suas superfícies. O profundor, se comandado em seu acionamento máximo, induz na aeronave um movimento conhecido como loop, conforme mostra a figura 13. Não é possível uma aeronave voar sem profundor, pois este é o comando que mantém o nível horizontal. essencial para manter a altitude, decolagens e pousos, direcionando a aeronave para cima ou para baixo.
Aileron
Como o comando é simultâneo e oposto em ambas as asas, enquanto uma gera uma força de sustentação maior com o comando desta superfície de controle, por exemplo, a outra asa gera uma força de sustentação menor com decréscimo proporcional ao incremento gerado pela outra asa. Foram realizados estudos bibliográficos do comportamento de uma aeronave em voo, na perspetiva do desempenho das suas superfícies de comando, bem como das reações esperadas em resposta a cada uma das que vão ser alteradas, aileron e leme. Além dessas propriedades interessantes para o trabalho, o modelo também possui uma rigidez estrutural alta o suficiente para ignorar deformações que possam ocorrer durante o voo, o que permite que seja considerado um modelo rígido em simulações.
Software e Parâmetros das Malhas
Geometrias, Sólidos e Malhas
A geometria da aeronave modelo mostrada na Figura 18 foi criada para gerar a malha e simular seu comportamento em voo. Após esta etapa, foram criadas versões deste conjunto de geometria/malha com a adição das superfícies de comando a serem estudadas. No entanto, esse processo não foi realizado porque a rede era muito pesada para os recursos computacionais disponíveis.
A geometria do Bixler 3 com todos os detalhes da fuselagem está ilustrada na Figura 18 e o sólido gerado a partir desta geometria está ilustrado na Figura 19, composto por 468.338 nós e 936.680 faces. Com o Blender, uma geometria mais simples foi gerada, mas as características do modelo real como envergadura, comprimento, dimensões da fuselagem e perfil da asa foram observadas o máximo possível. Apesar de um número bem menor de faces na malha, ela ainda requer um poder computacional razoável para as simulações pretendidas, o que exige uma simplificação ainda maior da geometria para facilitar o processo.
Uma geometria de asa plana, dimensões semelhantes e a fuselagem mais simples possível foram criadas para facilitar o processamento das simulações. Simplificando a geometria obtida no Sketchup, foi criada a malha mostrada na Figura 23, composta por 63.217 nós e 340.610 faces. Em todos os modelos simulados, a única condição de contorno definida foi a velocidade do fluxo ajustada para 20 m/s.
Modelo sem atuação das superfícies de controle
No plano do casco nesta condição é possível verificar que o perfil de pressão tem pouca variação. Nesta imagem é interessante observar a zona de alta pressão no bordo de ataque do aerofólio, compatível com a teoria que afirma que as linhas de corrente colidem com a superfície e são empurradas ao longo do perfil com o aumento da pressão, causando essa diferença de pressão . Também é possível ver a área de baixa pressão ao longo da parte superior do aerofólio, o que novamente comprova a teoria de que o aerofólio gera sustentação pela diferença de pressão entre seus lados superior e inferior.
Há também uma área de maior pressão no bordo de fuga do aerofólio, causada pelo encontro das linhas de corrente superior e inferior.
Modelo com comando de leme
A área de menor pressão que aparece sobre a fuselagem na região da asa se deve justamente ao perfil de pressão sobre as asas, que não aparece nesta imagem. Na figura 28 é possível ver o resultado da ação do leme, que em sua máxima amplitude de comando desvia o fluxo de ar devido ao choque das linhas de corrente mais próximas a esta superfície, criando uma grande diferença de pressão entre as laterais do estabilizador vertical. A diferença de pressão é tão grande que altera toda a área ao redor do estabilizador vertical, como pode ser visto pela diferença de cor em quase toda a área abaixo dele neste gráfico da Figura 28.
Na Figura 29, além da área de baixa pressão acima das asas, podemos ver outra com pressões ainda menores, exatamente na “curvatura” do leme, onde o tom de cor do gráfico atinge seu menor valor em a lenda. Isso mostra que a atuação do leme afeta uma grande área na deriva e que a força criada por essa diferença de pressão é suficiente para girar a aeronave em torno de seu eixo vertical, conforme detalhado na Figura 31. Outro detalhe observado nesta figura mostra que a área de baixa pressão acima das asas é menor em comparação com o modelo sem leme mostrado na Figura 24.
A Figura 32 mostra que a ação do leme também gera um aumento de pressão na área entre as asas e o movimento, evidenciado pelo tom alaranjado entre essas superfícies, razão pela qual, segundo observações, ocorre uma diminuição da área de \u200b\u200bbaixa pressão sobre as asas, asas. Na Figura 33 é possível observar com mais clareza a diferença de pressão no estabilizador horizontal entre os lados de atuação do leme. Outro fato interessante é o formato do perfil de baixa pressão sobre as asas, mais evidente nesta figura, que descreve quase uma parábola no bordo de ataque.
Modelo com comando de aileron
A ação dos ailerons também provoca uma mudança no formato da área de baixa pressão sobre as asas, diminuindo de um lado e aumentando do outro, o que contribuirá para a diferença de pressão entre os ailerons, o que melhorará o rolamento. Na figura 37 é possível notar a diferença de pressão causada pelo aileron na parte superior e inferior da asa. Esta figura, comparada com a figura 26, mostra que a ação dos ailerons provoca uma forte alteração no perfil de pressão nas pontas das asas, o que provoca fortes reações na aeronave no sentido de rolar em seu eixo longitudinal.
Pode ser visto na Figura 38 que as áreas de pressão acima e abaixo da asa não são muito diferentes. No entanto, a diferença de pressão no aileron fará com que a aeronave role com menos intensidade do que a asa esquerda, mas ainda assim contribuirá para o movimento. Podemos observar que este comando fará com que a aeronave tenha uma forte tendência a rolar, pois a diferença de pressão é nítida.
Comparações de perfis de pressão sobre as mesmas áreas em diferentes configurações de controles mostraram as interações entre eles e os resultados que essas interações produzem no comportamento da aeronave. A análise e simulação do desempenho do leme mostraram que esta é a mais complexa das quatro superfícies de controle, produzindo efeitos até mesmo no perfil de pressão das asas. Isso produz efeitos no perfil de pressão desde a área próxima ao bordo de fuga das asas até além da operação da aeronave.
