Engineering Research

Engineering Research

Technical Reports

Volume 2 – Issue 2 – Article 5

(Special Issue on Aeronautics, Edited by Wendell de Queiróz Lamas)

ISSN 2179-7625 (online)

AERODINAMICS OF WIND UNDER ACTION OF A NEW COMMAND SURFACE

Jorge Luiz Demétrio ¹

DECEMBER / 2011

Taubaté, São Paulo, Brazil

1

Univ Taubate, Department of Mechanical Engineering, Graduate Specialization on Aeronautics Engineering. (E-mail:

jorge.demetrio@embraer.com.br)

Engineering Research: Technical Reports

Technical Editor: Giorgio Eugenio Oscare Giacaglia Associate Technical Editors

Eduardo Hidenori Enari, Universidade de Taubaté, Brazil

Wendell de Queiróz Lamas, Univ Estadual Paulista at Guaratinguetá, Brazil

Editorial Board

Antonio Faria Neto, Universidade de Taubaté, Brazil Asfaw Beyene, San Diego State University, USA Bilal M. Ayyub, University of Maryland, USA Bob E. Schutz, University of Texas at Austin, USA

Carlos Alberto de Almeida, Pontifícia Universidade Católica do Rio de Janeiro, Brazil Ciro Morlino, Università degli Studi di Pisa, Italy

Eliane da Silveira Romagnolli Araujo, Universidade de Taubaté, Brazil Epaminondas Rosa Junior, Illinois State University, USA

Evandro Luís Nohara, Universidade de Taubaté, Brazil

Fernando Manuel Ferreira Lobo Pereira, Universidade do Porto, Portugal Gilberto Walter Arenas Miranda, Universidade de Taubaté, Brazil

Hubertus F. von Bremen, California State Polytechnic University Pomona, USA João Bosco Gonçalves, Universidade de Taubaté, Brazil

Jorge Muniz Júnior, Univ Estadual Paulista at Guaratinguetá, Brazil José Luz Silveira, Univ Estadual Paulista at Guaratinguetá, Brazil José Walter Parquet Bizarria, Universidade de Taubaté, Brazil María Isabel Sosa, Universidad Nacional de La Plata, Argentina Ogbonnaya Inya Okoro, University of Nigeria at Nsukka, Nigeria Paolo Laranci, Università degli Studi di Perugia, Italy

Rolando A. Zanzi Vigouroux, Kungliga Tekniska högskolan, Sweden Sanaul Huq Chowdhury, Griffith University, Australia

Tomasz Kapitaniak, Politechnika Lódzka, Poland Zeki Tüfekçio ğ lu, Ankara Üniversitesi, Turkey

The “Engineering Research” is a publication with purpose of technical and academic knowledge dissemination.

SUMÁRIO

1 CONSIDERAÇÕES INICIAIS 110

1.1 Introdução 110

1.2 Revisão da Literatura 111

1.3 Objetivos 112

1.4 Metodologia 113

2 PRINCÍPIOS FUNDAMENTAIS 114

2.1 Conceitos 114

2.2 Modelos Matemáticos 120

3 DESENVOLVIMENTO 122

3.1 Contextualização 122

3.2 Aplicações 125

4 RESULTADOS E DISCUSSÕES 126

4.1 Resultados Obtidos 126

4.2 Análise dos Resultados 127

5 CONSIDERAÇÕES FINAIS 128

5.1 Conclusões 128

5.2 Sugestões de Trabalhos Futuros 128

5.3 REFERÊNCIAS 129

5.4 OUTRAS REFERÊNCIAS 131

AERODINÂMICA DA ASA SOB ATUAÇÃO DE NOVA SUPERFÍCIE DE COMANDO

RESUMO

A análise foi desenvolvida em comparação, entre o resultado que já existe aplicado em aerofólio padronizado quanto a disposição das superfícies de comandos normais, com o novo conceito na disposição do spoiler no aerofólio, projetado empiricamente o resultado esperado para efeito comparativo no gráfico. As características da asa aerodinâmica e as superfícies de comandos sob atuação do fluxo de ar e das forças que agem de forma significativa na atitude da asa, foram fatores de motivação na busca em demonstrar uma proposta na disposição do spoiler que irá retardar a transição do regime laminar para o regime turbulento, ou seja, a elevação do ponto de estol e com isso otimizar o coeficiente de arrasto que permitirá trabalhar com um ângulo de ataque maior com o praticado atualmente devido ao aperfeiçoamento da relação entre a sustentação e arrasto, objetivando com isso utilizar se de velocidades menores e conseqüentemente precisarem de menores distâncias no pouso e na decolagem da aeronave.

Palavras-chave: Aterrissagem, Superfície de Comando Spoiler e Sustentação

AERODINAMICS OF WIND UNDER ACTION OF A NEW COMMAND SURFACE

ABSTRACT

The analysis was developed in comparison between the result that there is already applied in airfoil standardized as the disposition of surface of normal command, with the new concept in the disposition of spoiler in the airfoil, designed empirically the expected result for comparison in the chart. The characteristics of wing aerodynamic surfaces and acting under the command of the airflow and the forces that act significantly on the attitude of wing, were motivating factors in seeking to demonstrate a proposed provision in the spoiler that will delay the transition from laminar to turbulent flow, or else, the stall point and thereby optimize the drag coefficient that will work with a greater angle of attack with the currently practiced due to the improvement of the relationship between lift and drag, thereby aiming to use is lower speeds and therefore require smaller distances from the landing and takeoff of aircraft.

Keywords: Landing, Control Surface Spoiler e Lift.

CAPÍTULO 1 – CONSIDERAÇÕES INICIAIS

1.1. INTRODUÇÃO

A aeronáutica depende muito da infra-estrutura aeroportuária que é uma fonte geradora em potencial de vários fatores contribuintes para realização de um pouso ou decolagem bem sucedida. Destes, talvez os mais importantes relacionem-se às pistas de pouso e auxílios à navegação. Se o pouso vai ocorrer à noite sob condições meteorológicas adversas, este nível de exigência triplica. Logicamente, quando mais se exige de uma pessoa para executar determinada tarefa, maior são suas chances de falhar, a não ser que lhe sejam dadas condições adequadas para executar tal trabalho. Neste caso especificamente, o que o piloto precisa é de pistas longas o suficiente, que criem margens de tolerância adequadas tornando mais fácil nelas se operar.

Um dos objetivos a ser atingido com novo conceito da superfície de comando será em gerar uma relação entre sustentação e arrasto com uma faixa maior de atuação, cuja proposta nesta monografia será no aproveitando do escoamento no sentido de ajudar na sustentação da aeronave, obtendo ganho de redução da velocidade no pouso e com isso menor distância na aterrissagem e na decolagem, a fim de seja utilizado para garantir uma margem segurança maior para o piloto executar o pouso e decolagem.

Para validar o novo conceito será feita análise dos resultados obtidos com o

modelo já existente e comparado com esse novo conceito, observando vários

procedimentos para a análise de fluxo dos perfis aerodinâmicos. A originalidade

proposta consiste em executar essa comparação no que diz respeito às

necessidades presentes no design da asa, em outras palavras, os resultados de

interesse não são os detalhes sobre o fluxo de perfis aerodinâmicos, mas o

resultado dos coeficientes de sustentação e arrasto que agem sobre a asa.

1.2. REVISÃO DA LITERATURA

EPSTEIN, PEIGIN E TSACH (2006) Desenvolveram uma nova proposta na concepção de formas aerodinâmicas, esta tecnologia foi baseada na otimização do modelo em software CFD que utilizava de uma ferramenta desenvolvida recentemente OPTIMAS. A tecnologia foi aplicada ao modelo das asas aerodinâmicas. Os resultados mostraram que o ponto de otimização permitiam melhorias essenciais no desempenho aerodinâmico em design e nas condições de vôo.

WELTNER ET. AL. (2001) Tentaram chamar a atenção para a sustentação da asa, da qual na explicação deles o convencional da sustentação da asa, causa efeitos trocados. A maior velocidade do ar acima da asa não é a causa sustentação, mas sim a conseqüência de uma pressão menor nesta região. Faz um pequeno comentário, dizendo que a maioria dos livros ou textos de física só menciona as acelerações tangenciais.

TSAI ET. AL. (2009) O autor contextualiza a análise numérica de uma ferramenta para ajudar no desenvolvimento de micro veiculo aéreo, que determinou quando utilizado 0 º, o K é maior e não tem contribuição para a força de sustentação, mas significa coeficiente de arrasto C D é -0,018. Embora K = 0,3 e AOA = 5°, o coeficiente médio de sustentação, C L sobe para 0,1875, No terceiro exemplo embora AOA = 0 º , o K é aumentado, fazendo com que a media velocidade de ponta da asa formem vórtice em relação ao aumento relativamente do movimento ascendente e descendente. Portanto essa força de sustentação media é zero, embora K= 0,3 e ângulo de ataque aumentam.

MOON ET AL (2005) Com bases nos resultados computacionais foi possível

as seguintes conclusões: O efeito solo é demonstrada com um aumento não -linear

de L / D sobre o H / C abaixo de 0,1. O cálculo em 3D revela que sai uma separação

do fluxo das asas verticais, com a formação de um arco importante de vórtice que

conecta as duas superfícies da asa. O fluxo separado é devido à pressão

sobreposta adversos gradientes na junção da asa. As relações L / D do 3D AEV

asas com pequenos vãos. São melhoradas em 10-40% da coerência da

sobreposição de pressão adversa aos gradientes. O resultado computacional mostra

que a separação do fluxo de canto tende a ser enfraquecida através das alterações

do braço vertical.

HADDADPOUR ET. AL (2006) Desenvolvera a modelagem aerodinâmica estável e instável por métodos estes apresentados para a análise da asa subsônica e da aeroelasticidade pelos métodos Opepk de investigação do comportamento aeroelásticos e limites de escoamento. As teorias de aerodinâmica com o delineamento do estudo feito concluiu que os modelos quase estacionário na aerodinâmica não podem ser utilizados em geral para a análise da aeroelasticidade de asas subsônica e os resultados relacionados não têm validade, exceto para alguns casos específicos.

MERTINS ET. AL (2004) Experimentos basearam-se principalmente deformações asa em termos de estudo, no entanto, o objetivo de utilizar métodos estruturados em combinação com técnicas Chimera provou ser uma ferramenta madura, mesmo para configurações de alta complexidade.várias pesquisas têm sido realizados sobre aileron representação abertura lateral, desvio de spoilers e ailerons incidência global das configurações e efeito número Reynolds. Como se poderia esperar a modelagem adequada das lacunas do aileron aumenta drasticamente o esforço numérico, mas produz resultados ligeiramente superiores em termos globais dos coeficientes. No entanto, um forte efeito local nos arredores gap e ao longo dos núcleos resultantes do vórtice do aileron foram mostrados, tomando a abordagem modelada lacuna essencial e precisas para avaliações quantitativas e qualitativas.

1.3. OBJETIVOS

O objetivo a ser atingido com novo conceito na disposição do spoiler será no

aproveitamento do escoamento no sentido de ajudar no resultado da relação entre

sustentação e arrasto da aeronave, buscando melhorias na faixa de transição do

escoamento laminar para o escoamento turbulento em função do ângulo de ataque,

ou seja, elevar o ponto de estol. Com isso se obtém ganho de redução da

velocidade e distância percorrida na aterrissagem e decolagem, além da viabilidade

econômica de menor consumo de combustível, depreciação do trem de pouso,

geração da margem maior de segurança ao piloto e gasto com infra-estrutura

aeroportuária.

1.4. METODOLOGIA

Será apresentado um estudo dos resultados já desenvolvidos e comparado com analogia as modificações que foram propostas na nova disposição do spoiler, dando a nova funcionalidade e opção ao piloto.

Etapas para elaborar modelo I e II (Modificado)

I – Adquirir os coeficientes de sustentação e arrasto reais que atuam na superfície da asa

II – Demonstrar as aplicações dos coeficientes de sustentação e arrasto em perspectiva na nova disposição do spoiler na superfície da asa.

III – Comparar os coeficientes de sustentação e arrasto e verificar pelo modelo matemático a possibilidade de obter os ganhos almejados.

IV – Fazer as demonstrações por simulações simples a viabilidade e aplicação da nova disposição do spoiler.

V – Resultados esperados

Durante a elaboração da monografia será desenvolvido o modelo da asa aerodinâmica que será criado com a mesma geometria Boeing 747 que na figura 1 ilustra o desenho em AutoCad, para desenvolver uma malha, onde o modelo aerodinâmico será composto por uma superfície dividida em painéis que representará a asa em simulações futuras.

Figura 1: Desenho em AutoCad (Boeing 747)

CAPÍTULO 2 – PRINCÍPIOS FUNDAMENTAIS

2.1. CONCEITOS

A aerodinâmica é a parte da física que estuda o movimento de fluidos como o próprio ar e outros gases, relativo às suas propriedades e características, e às forças que exercem em corpos sólidos neles imersos. De uma forma geral, a aerodinâmica, como ciência específica, só passou a ganhar importância com o surgimento das indústrias de aviação e automobilística. A base de estudo da aerodinâmica é determinada através do principio de Bernoulli que relaciona a velocidade do fluxo do ar e a pressão correspondente, desta forma temos que para maiores velocidades de fluxos correspondem menores valores de pressão, assim como para aumento de pressão, corresponde diminuições na velocidade de fluxo.

Com o advento do estudo de perfis aerodinâmicos, ou aerofólios, provocou um grande salto na aerodinâmica. Neste início o desenvolvimento da aerodinâmica esteve intimamente ligado ao desenvolvimento da hidrodinâmica que apresentava problemas similares, e com algumas facilidades experimentais.

As principais Forças da aerodinâmica na aviação são:

Peso: É uma força que é sempre dirigida para o centro da terra e trata-se da resultante entre a massa da aeronave e a gravidade. A magnitude desta força depende de todas as partes do avião, mais a quantidade de combustível, mais toda a carga. Mas nós podemos simplesmente imaginá-la como se atuasse num único ponto, chamado centro de gravidade. Em vôo, a aeronave gira sobre o centro de gravidade, e o sentido da força do peso dirige-se sempre para o centro da terra.

Durante um vôo, o peso da aeronave muda constantemente à medida em que se consome o combustível. A distribuição do peso e do centro de gravidade pode também mudar, e por isso o piloto deve constantemente ajustar os controles, ou transferir o combustível entre os tanques, para manter a aeronave em equilíbrio.

Sustentação: É a força gerada pelas asas que se opõe à gravidade e permite

a aeronave voar. A sustentação é uma força aerodinâmica que é perpendicular (em

ângulo reto) à direção do escoamento incidente (vento). O escoamento incidente e o

sentido/direção do vôo não são necessariamente os mesmos, sobretudo em

manobras. Tal como acontece com o peso, cada parte da aeronave contribui para uma única força de sustentação, mas a maior parte da sustentação da aeronave é gerada pelas asas. A sustentação funciona como se atuasse num único ponto, chamado centro de pressão. O centro de pressão é definido tal como o centro de gravidade, mas usando a distribuição da pressão em torno de toda a aeronave, em lugar da distribuição do peso. No centro de pressão atuam somente forças. Além do centro de pressão, outro ponto na asa é de grande importância no projeto de uma aeronave: o centro aerodinâmico.

Neste, além das forças, surge um momento chamado Momento de Arfagem.

O coeficiente de momento de arfagem não varia quando variamos o ângulo de ataque. O coeficiente de momento é um coeficiente adimensional que qualifica e quantifica se, para certo aerofólio, há um momento picante ou cabrante sobre o engaste da asa. Este momento é fundamental, por exemplo, na determinação das cargas aerodinâmicas para definição da estrutura e para o projeto de sistemas de controle, como por exemplo, o profundor.

Arrasto: À medida que a aeronave se move através do ar, há outra força aerodinâmica presente. O ar resiste ao movimento da aeronave, e esta força de resistência é denominada arrasto (ou atrito). Tal como a sustentação, há muitos fatores que afetam a magnitude da força de arrasto, como o formato da aeronave, a viscosidade do ar e a velocidade. E tal como acontece com a sustentação, consideram-se usualmente todos os componentes individuais como se estivessem agregados num único valor de arrasto da aeronave.

O sentido da força de arrasto é sempre oposto ao sentido do vôo, e o arrasto atua através do centro de pressão. Quando aumenta se o ângulo de ataque, aumenta também a sustentação; mas há uma geração de gradientes de pressão adversos. a partir de um certo ângulo de ataque, estes gradientes de pressão adversos resultam no descolamento da camada limite, cuja geração de vórtices de Von Kárman caracteriza o fenômeno chamado de estol. No estol, perde-se sustentação, e o arrasto aumenta significantemente.

Algumas aeronaves principalmente aquelas com projeto de cauda em “T”, correm o risco de sofrerem "deep stall" (estol do profundor), pois o escoamento gerado na asa durante o estol cobre o estabilizador horizontal, fazendo-a perder capacidade de controle e impedindo que a aeronave retorne para sua atitude inicial.

Por este motivo, além disso, aeronaves acrobáticas devem possuir um projeto de

empenagem que garanta a saída do estol e parafuso. Aeronaves com sistemas de controle mais complexos, como os caças e jatos comerciais, em geral possuem sistemas automáticos para proteção de estol, como o "shaker" e o "pusher".

Empuxo: Para superar o arrasto, a maioria das aeronaves tem algum tipo de propulsão para gerar uma força conhecida como empuxo. A intensidade da força de empuxo depende de muitos fatores associados com o sistema de propulsão (tipo de motor, número de motores, ajuste da aceleração, hélice, velocidade, etc).

O sentido da força de empuxo depende de como os motores estão instalados na aeronave. Normalmente se utiliza dois motores a jato que estão posicionados sob as asas, paralelos à fuselagem, com a força atuando ao longo da linha central da aeronave. Em algumas aeronaves (tal como o Harrier) o sentido do impulso pode ser orientado para ajudar a descolar numa distância muito curta. Para os motores de jato, pode parecer confuso considerar que a pressão da aeronave é uma reação ao gás quente que se escapa pelo motor. O gás quente é expelido pela parte traseira, originando uma força de reação em sentido contrário: o empuxo. Esta ação-reação é explicada pela terceira lei do movimento formulada por Newton.

Os motores mais conhecidos são os motores de explosão (Ciclo Otto), os motores a jato (Ciclo Brayton) e motores TurboFan. Existe também os que utilizam se de motores elétricos e motores de foguete. Os motores elétricos e de explosão atuam usualmente por intermédio de hélices, alguns denominado de turbo propulsor.

Os motores a jato e de foguete atuam pela força da reação, são denominados de turbo reator. A Figura 2 ilustra a indicação da atuação das forças vetoriais na asa.

Figura 2 – Indicação das forças vetoriais

Onde:

L – Sustentação D – Arrasto P – Peso E – Empuxo l – Comprimento

U – Direção do Vento Relativo e α – Ângulo de Ataque

As asas possuem as seguintes superfícies de comandos:

Os flaps: são dispositivos hiper-sustentadores que consistem em superfícies articuladas existentes nos bordos de fuga das asas da aeronave, os quais, quando abaixados e/ou estendidos aumentam a sustentação e o arrasto ou resistência ao avanço de uma asa pela mudança da curvatura do seu perfil e do aumento de sua área. Sua ação pode ser usada em dois momentos do vôo:

Durante a aproximação para o pouso, em graduação (ajuste) máxima, permitindo que a aeronave reduza a sua velocidade de aproximação, evitando o estol. Com isso a aeronave pode tocar o solo na velocidade mais baixa possível para se obter um melhor desempenho de frenagem no solo.

Durante a decolagem, em ajuste adequado para produzir a melhor combinação de sustentação (máxima) e arrasto (mínimo), permitindo que a aeronave percorra a menor distância no solo antes de atingir a velocidade de descolagem.

Existem quatro tipos de flaps que são utilizados nas aeronaves: o simples, ventral, fowler e o fenda. O flap que proporciona o maior aumento no coeficiente de sustentação é o fowler, ele desloca-se para trás e para baixo, aumentando além da curvatura, a área da asa. Flaps de bordo de ataque tratam-se de outras concepções mecânicas desse dispositivo incluem os chamados "flaps de bordo de ataque", que se assemelham a uma aba que se desdobra no bordo de ataque. Embora estes últimos não abram fendas para a passagem de ar, eles permitem imprimir um formato mais recurvado a parte frontal da asa e aumentando a sustentação no processo. Dependendo do tamanho da pista é necessário se setar os flaps no modo chamado full, para melhor reação do vento nas asas e precisão em pousos e decolagens.

Os ailerons: são partes móveis dos bordos de fuga das asas que servem para

controlar o movimento de rolamento da aeronave. Bordo de fuga é a parte traseira da asa, de formato mais afilado, por onde o ar que percorreu a superfície da mesma escoa. A função do aileron é mover-se, para cima ou para baixo (alternadamente em cada lado da asa) a fim de alterar esse fluxo de ar, respectivamente diminuindo ou aumentando a sustentação naquele lado da aeronave, fazendo-a girar em torno de seu eixo longitudinal (movimento de rolagem).

Ao serem acionados os ailerons, estes atuam de forma inversa de cada lado da asa, ou seja, quando se quer girar o avião para a direita, o aileron da asa esquerda baixa e o aileron da asa direita levanta. Com isto a sustentação da asa direita baixa ao variar o ângulo de ataque da asa direita para um ângulo inferior e o contrário acontece na asa esquerda fazendo rodar o avião no eixo longitudinal e no caso para a direita.

Os slats: é um dispositivo de hiper-sustentação auxiliar, que nada mais é do que uma porção do próprio bordo de ataque (parte frontal) da asa que se desloca à frente para permitir a passagem de ar da parte inferior (intradorso) para a parte superior (extradorso) pela fenda ali formada, melhorando assim o escoamento do ar em elevados ângulos de ataque e retardando o descolamento da camada limite.

Quando acionados, se distendem para frente e para baixo, criando um perfil que

"represa" a camada de ar sob as asas, aumentando enormemente a sustentação das mesmas. São, portanto, superfícies fundamentais nos estágios iniciais e finais de vôo, durante a decolagem e aproximação, quando a velocidade é mais baixa e a necessidade de sustentação é mais crítica.

Os spoilers: ou speedbrakes são peças móveis posicionadas sobre as asas

da aeronave. São chamadas de speedbrake quando tem a função de quebrar a

sustentação da asa, e podem ser utilizadas em duas situações: em vôo, quando não

são abertos totalmente (100%) na intenção de se reduzir a velocidade e/ou altitude,

mais rapidamente, e em procedimento de pouso, onde é acionado totalmente

(100%) após o avião tocar a pista, para quebrar rapidamente a sustentação da

aeronave, fazendo com que ela não suba de novo e perca velocidade. Usado dessa

forma, ele ainda apresenta uma vantagem adicional: Ele pode criar uma força de

sustentação no sentido inverso, isto é, uma força de sustentação negativa, assim

como acontece nos carros da Fórmula 1 e da Fórmula Indy, por exemplo. Nessas

competições, é fundamental criar uma força vertical, de cima para baixo, para

rodas e os pneus deslizarem sobre a pista. Criou-se um "grip", isto é, uma aderência maior entre os pneus e a pista. O mesmo ocorre com os speedbrakes. Como os pneus estão sendo empurrados contra o solo, ele "gruda" nele com mais eficiência, facilitando, assim, o trabalho dos freios que são colocados nos trens de pouso da aeronave. Com isso, ela pára mais rápido.

É chamado de spoiler quando tem a função de auxiliar nas curvas, tem a mesma função dos ailerons, as superfícies dos spoilers (esquerdo e direito) não se abrem juntas, fazendo que quando numa curva, se o aileron não estiver suficiente, o spoiler sobe quebrando, embora bem pouco, a sustentação da asa em que está levantado, fazendo com que a asa desça e o avião faça a curva.

E por fim temos os Winglet é um componente aerodinâmico posicionado na extremidade livre da asa de uma aeronave, que tem por função diminuir o arrasto induzido, relacionado ao vórtice de ponta de asa. Em geral, tem a forma de uma aba vertical ou inclinada. A ponta da asa normalmente forma um vórtice, que transfere para a aeronave barulhos e trepidações, além da perda de sustentação naquela parte final da asa (algo como um metro e meio). Com o dispositivo winglet, esse problema é solucionado. A redução do arrasto melhora a eficiência da aeronave, significando aumento da velocidade e economia de combustível. Atualmente, quase 100% das aeronaves que saem de fábrica vêem com winglets.. A Figura 3 ilustra a Asa e suas superfícies de comandos.

Figura 3 – Asa e suas superfícies de comandos

Este estudo tem por finalidade buscar na aerodinâmica da asa e suas superfícies de comandos uma nova alternativa para otimizar a performance da aeronave e atitude do perfil da asa em relação ao controle da superfície de comando em especifico do Spoiler, propondo um desenvolvimento de novo conceito na relação entre sustentação e arrasto no pouso e decolagem da aeronave.

2.2. MODELOS MATEMÁTICOS

O cálculo será utilizado para otimizar a relação entre sustentação e arrasto da asa, de alguma aeronave qualquer, e está indicada pela fórmula abaixo do livro de (MATTHEES, 2002). Na figura 2 onde ilustra as forças vetoriais e observar se as principais forças que agem em uma asa.

Dos Argumentos que irei utilizar em nossos cálculos de otimização, após refinamentos matemáticos nas fórmulas que nos permite equacionar a sustentação e o arrasto, temos:

Para a sustentação

V C ^S

L

2 ⋅ ⋅

⋅

= ρ

Para o arrasto

V C ^S

D

2 ⋅ ⋅

⋅

= ρ

Considerando a situação do peso deve ser igual a força de sustentação, temos:

V C ^S

g

m

2 ⋅ ⋅

⋅

=

⋅ ρ

S g K m

V C

L

mim

⋅ ⋅

= ⋅

ρ

Onde:

L = sustentação;

C L = coeficiente de sustentação;

ρ = densidade do ar (1,225 kg/m ³ );

V = velocidade;

S = Área da seção vertical da asa;

C D = coeficiente de arrasto.

M = massa do avião g = gravidade (9,8 m/s)

K = coeficiente segurança (4,42)

O gráfico com as características de uma asa assimétrica em 2D foi retirado do livro de (MATTHEES, 2002), onde não foi possível obter o percentual de curvatura e percentual da espessura da corda que foi elaborado o gráfico.

Figura 4– Gráfico dos resultados reais

CAPÍTULO 3 – DESENVOLVIMENTO

3.1. CONTEXTUALIZAÇÃO

Aerodinâmica é a parte da física que estuda o movimento de fluidos gasosos, que são relativos às suas propriedades e características e as forças que exercem em corpos sólidos neles imersos, tal estudo motiva o aprimoramento de suas aplicações é o fato evidente da possibilidade de propor melhorias na área e contribuir para o avanço da indústria aeronáutica. Assim como foi apresentado em estudos anteriores tanto com resultados em simulação de software em CFD e novas teorias que estão na revisão bibliográfica

O trabalho consiste em apresentar um novo conceito na disposição dos spoilers:

ou speedbrakes que estão posicionadas sobre as asas de aeronave. São chamadas de speedbrake quando tem a função de quebrar a sustentação da asa, ver figura 5, é denominado de spoiler quando tem a função de auxiliar nas curvas, as superfícies dos spoilers (esquerdo e direito) não se abrem juntas, fazendo que quando numa curva, se o aileron não estiver suficiente, o spoiler sobe quebrando, embora bem pouco, a sustentação da asa em que está levantado, fazendo com que a asa desça e o avião faça a curva.

Figura 5 – Posição de Speedbrake do spoiler

A nova disposição consiste em posicionar o spoiler fazendo auxiliar no

escoamento do fluxo do ar permitindo assim utilizar um ângulo de ataque maior sem

escoamento turbulento a atingir o ponto de estol. Ver figura 6 que mostra a disposição do spoiler que se pretende a obter o ganho. Consiste em atribuir mais um comando aos spoilers que passaram a auxiliar o escoamento no bordo de fuga no momento da decolagem e aterrissagem da aeronave.

Figura 6 – Nova disposição do spoiler na asa

Do artigo de (RECKZEH, 2002) obteve os seguintes resultados das figuras 7 e 8, onde é possível constatar que a ganho na sustentação quando utiliza o escoamento do fluxo inferior (intradorso) da asa para auxiliar no fluxo superior (extradorso) da asa.

Figura 7 – Distribuição da pressão no aerofólio

Figura 8 – Comportamento do fluxo no aerofólio

Assim a expectativa é de aumentar o ângulo de ataque em 2° no momento de decolagem e aterrissagem na relação entre sustentação e arrasto o ideal é de aproximadamente 8° representada na figura 8 pela linha preta para a linha vermelha com nova disposição do spoiler passado para aproximadamente 10° de ângulo de ataque.

Figura 9 – Ângulo de ataque almejado

3.2. APLICAÇÕES

O desenvolvimento do trabalho será de grande aplicação a indústria a

aeronáutica para aeronaves de médio a grande porte nos segmentos de aviação

comercial, executiva e militar. Os projetos que buscam minimizar o espaço de

decolagem e pouso no futuro.

CAPÍTULO 4 – RESULTADOS E DISCUSSÕES

4.1. RESULTADOS OBTIDOS

A fim de determinar o melhor modelo de cálculo da aerodinâmica em relação ao projeto de aeronaves, algumas características de perfis aerodinâmicos típicos usados no projeto de aeronaves foram estudados.

Estes resultados foram confrontados com resultados experimentais disponíveis na literatura e foi classificado de acordo com a precisão dos seus resultados em comparação com resultados experimentais. Foi desenvolvida uma perspectiva do resultado empírico e comparado com o gráfico (MATTHEWS, 2002), o gráfico foi adotado por ser rico em detalhamento de informações para se ter um resultado esperado. Ver figura 10 da projeção do resultado esperado em vermelho.

Figura 10 – Gráfico da perspectiva dos resultados esperados

4.2. ANÁLISE DOS RESULTADOS

Utilizando o software FoilSim disponível no site da (NASA, 2010), foi possível determinar com valores que comprovam o ganho na operação utilizando ângulo de ataque maiores do que os praticados, possibilitando a utilização de velocidade menores para obter mesma sustentação.

Tabela 1 – Resultados simulados no FoilSim

Dados utilizados na simulação FoilSim Sustentação

Ângulo de Ataque

Velocidade mín Pressão Temperatura Densidade % Curvatura % Esp. da corda

36.942_N 8° 230_km/h 101.324_kPa 15°_C 1.224_kg/m^3 5 12.5

42.485_N 10° 230_km/h 101.324_kPa 15°_C 1.224_kg/m^3 5 12.5

36.942_N 10° 214,47_km/h 101.324_kPa 15°_C 1.224_kg/m^3 5 12.5

36.942_N

3.767_kgf 2° 15,53 _ km/h - - - - -

Figura 11 – Tela do programa FoilSim disponível no site pela NASA

CAPÍTULO 5 – CONSIDERAÇÕES FINAIS

5.1. CONCLUSÕES

Com a comprovação de estudos acadêmicos onde foi possível melhorar a sustentação quando pode se forçar o fluxo do intradorso a acompanhar o fluxo do extradorso do perfil aerodinâmico para otimizar o escoamento em regime laminar e embasado nessa teoria com a nova disposição do spoiler que tem tal função. Foi desenvolvida a analise comparativa do resultado real com a perspectiva de um resultado positivo e empírico pela projeção esperada da melhoria no gráfico. Visto que pode se obter o resultado almejado por simulações simples, porém sem comprovações reais de ensaios não o torna viável a aplicação da indústria aeronáutica como um avanço tecnológico, antes que se faça um trabalho aprofundado dos resultados.

5.2. SUGESTÕES DE TRABALHOS FUTUROS

• Modelagem matemática e simulação com software CFD para validação da teoria e obter um resultado ideal;

• Criar modelo físico para ensaio experimental para obter um resultado real.

REFERÊNCIAS

ASSOCIAÇÃO BRASILEIRA DE NORMAS TÉCNICAS. NBR 10522 Abreviação na descrição bibliográfica. Rio de Janeiro: 1988. 11 p.

AZUMA, A.; OKAMOTO. Theoretical study on two-dimensional aerodynamic characteristics of unsteady wings. Japan: 2004, v___, p. 67-78.

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