DG3 04 – Controle de Escoamento e Design de Asa Parte 1 v2

Disciplina:

Aerodinâmica

Prof. Fernando Porto

Controle de Escoamento

e Design de Asa

Introdução

• Projetar uma asa é um assunto extremamente complexo e

multifuncional. É possível, no entanto, direcionar alguns dos princípios fundamentais do projeto para uma asa que apresente alta sustentação e baixo arrasto.

• Para propriedades do ar e velocidade, a sustentação pode ser aumentada de quatro principais maneiras:

1. Aumento da área da asa;

2. Aumento do ângulo de incidência;

3. Aumento do camber (arqueamento) do perfil; 4. Aumento da circulação.

Área da Asa e Carga Alar

• O aumento da área da asa realmente pode elevar a força de sustentação disponível para a aeronave, mas representa

também um aumento no peso total da asa, enquanto as

demais característica da aeronave permanecem inalteradas. • Desta forma, faz sentido estudar a relação entre área e peso,

a qual tem efeito na taxa máxima de giro, taxa de subida, resposta a rajada, etc.

• Esta relação é denominada de carga alar (W/S), consistindo no peso da aeronave em condição de voo dividido pela área projetada da asa, em Newtons ou kgf por metro quadrado.

• A tabela a seguir mostra faixas de valores representativas para algumas classes comuns de aeronaves. Os valores listados são referentes ao peso máximo de decolagem de cada classe de avião.

Categoria Carga alar [kgf/m2_]

mínimo máximo

Aviões leves 50 150

Aviação comercial turbo-hélice 100 300

Jatos executivos 150 500

Jatos aviação comercial 500 900

• Relação empuxo/peso em função da carga alar.

• Todos os valores referentes ao máximo peso e máximo

empuxo na decolagem. • A cor das esferas indica a

distância necessária para a decolagem.

• O tamanho das esferas é proporcional à taxa

ascensional logo após a

Ângulo de Incidência e

Camber

• O aumento do ângulo de incidência e o aumento da curvatura de

camber (arqueamento) podem ser explorados mas são restringidos pelo comportamento da camada limite. Isto porque uma asa só pode gerar sustentação se a separação da camada limite puder ser

• O aumento da sustentação é geralmente feito por meio da implementação de vários dispositivos de hiper-sustentação como flaps, slats e aerofólios multi-elemento. Tais dispositivos também aumentam o arrasto, por isso são utilizados em velocidades mais baixas encontradas durante decolagem e

• No entanto, o melhor a se fazer ao projetar uma asa é examinar os fatores que regem a máxima sustentação com um

aerofólio de um único elemento não modificado antes de se

considerar a utilização de dispositivos hipersustentadores.

 = 5

• Qual dos dois aerofólios oferecem a melhor relação C_L/C_D para uma aeronave? NACA 23012 NACA 64-212 Re: 1106

Exemplo

NACA max cl/cd alpha cl cd

64-212 91,16031 3,75 0,5971 0,00655 23012 96,78603 8,75 1,1082 0,01145

Maximizando a Sustentação

para Aerofólios Simples

Maximizando a Sustentação

para Aerofólios Simples

• Veremos como escolher a distribuição de pressão,

particularmente a pressão presente no extradorso, para maximizar a sustentação. Mesmo quando encontramos uma resposta totalmente satisfatória para essa questão, ainda continuamos a questionar a forma apropriada que o aerofólio deve assumir para produzir tal distribuição de pressão.

• Esse segundo passo do processo é chamado de “Problema

• Em termos gerias, o alcance da sustentação máxima é limitado por dois fatores:

a) Separação de camada limite; b) Inicio do fluxo supersônico.

• Em ambos os casos, normalmente é a superfície da asa

superior, o dorso, que é a mais crítica.

• A separação da camada limite é o mais importante dos dois

fatores, pois nenhuma asa convencional pode operar com eficiência máxima com separação significativa da camada limite.

• Para o escoamento bidimensional, a separação da camada limite é governada por:

a) A severidade e o comportamento do gradiente de pressão adversa ;

b) O efeito da energia cinética na camada limite no inicio do gradiente de pressão adversa.

• Entretanto:

• _{Como avaliar a severidade de um gradiente de pressão}

adversa?

• O que é a variação ótima da distribuição da pressão adversa ao longo da asa?

• Obviamente quando se busca uma resposta a primeira destas

perguntas, surge a necessidade de se empregar uma grandeza adimensional adequada, relativa à pressão local, para remover os efeitos de escala, tanto quanto possível.

• Seja a definição convencional de coeficiente de pressão:

= −

1 2

• Verifica-se que essa formulação convencional não é

satisfatória para determinarmos a melhor distribuição de pressão em um aerofólio.

• A utilização desta quantidade adimensional, invariavelmente, faz com as distribuições de pressão com altos valores negativos de C_p pareçam ser as mais severas.

• É difícil saber, a partir da variação de C_p ao longo do aerofólio, se a camada limite tem ou não uma margem de segurança suficiente contra a separação.

• Existe uma definição mais satisfatória do coeficiente de pressão para caracterizar o gradiente de pressão adversa. Este é o coeficiente de pressão canônica ̅ .

̅ = − 1 2 = 1 − 0 1,0 0 1,0 ̅ Separação x_m/c x/c

Chordwise Station, x/C

U_m p_m

• Quando a representação canônica é usada, ̅ = 0 é

encontrado no início do gradiente de pressão adversa, e ̅ = 1, o maior valor possível, é correspondente ao ponto de

estagnação onde U = 0.

• Se duas distribuições de pressão tiverem a mesma forma, uma camada limite experimentando uma desaceleração de

⁄ de 20 para 10 não é similar a ⁄

desacelerando de 0,2 a 0,1.

• Assim, eliminando os efeitos de escala referentes à magnitude de pressão, é mais fácil avaliar o efeito do gradiente de

pressão adversa por inspeção simples do que usando uma distribuição C_p convencional.

Em outras palavras, aerofólios com distribuição de pressão similar, mas em escoamentos de diferentes velocidades, irão apresentar separação da camada limite em momentos diferentes!

• O gráfico a seguir dá uma ideia de como o comportamento da distribuição de pressão adversa afeta a separação da camada limite. Para montar o gráfico assumiu-se um comprimento de pressão constante seguido por vários tipos de gradiente de pressão adversa.

1. Camada limite espessa em x = 0 2. Camada limite delgada em x = 0

côncavo

convexo Linear

• O gráfico informa que a posição da separação da camada

limite depende também da espessura da mesma no início do gradiente de pressão adversa.

• Quanto mais delgada a camada limite estiver em x = 0, maior a distância percorrida pela camada limite no gradiente de

pressão adversa antes de se separar.

1. Camada limite espessa em x = 0 2. Camada limite delgada em x = 0

côncavo

convexo Linear

• Isto é ilustrado na figura abaixo. É mostrado que, quanto menor o x₀ (e portanto mais fina a camada limite), maior a distância entre x = 0 e o ponto de separação (distância x_S).

Separação

A medida que aumenta o x₀, é reduzida a distância x_S.

• Pode-se deduzir a partir deste resultado que é melhor manter a camada limite laminar e, portanto, fina, até o início do

gradiente de pressão adversa.

• Idealmente, a transição de laminar para turbulento deve ocorrer em ou logo após x = 0, pois as camadas limite

turbulentas podem suportar gradientes de pressão adversa muito melhores que as laminares.

• Suponha que a partir do ponto x = 0 em diante ̅ ∝ . • Seja para a curva rotulada “convexo”, m  4; para a rotulada

“linear”, m = 1; e para a rotulada “côncavo”, m  1/4.

• Ninguém normalmente projetaria uma asa de modo que a

separação da camada limite ocorra antes de alcançar o bordo de fuga, de modo que, idealmente, a separação deve coincidir com o bordo de fuga.

• O gráfico informa que a posição da separação no gráfico

depende também da espessura da camada limite no início do gradiente de pressão adversa.

• Outro fator influente é número de Reynolds por unidade de

comprimento ⁄ . Este último efeito não é mostrado no

gráfico, mas como regra geral quanto maior o valor de ⁄ maior será o valor de ̅ que a camada limite pode sustentar antes de separar.

Em outras palavras, quanto maior U_m, mais tardiamente ocorrerá a separação da camada limite!

1. Camada limite espessa em x = 0 2. Camada limite delgada em x = 0

côncavo

convexo Linear

Separação da camada limite • Suponha que em condições de voo de cruzeiro, o valor de

⁄ no bordo de fuga é 0,8 (ou seja, U_TE  0,89 U_),

correspondente a C_p = 0,2 e ̅ = 0,4. Neste caso qualquer das curvas ̅ da figura seria capaz de sustentar o aumento de

pressão sem a ocorrência de separação. Por outro lado, se o objetivo é alcançar a máxima sustentação possível, então uma curva côncava (m  1/4) seria a melhor escolha.

1. Camada limite espessa em x = 0 2. Camada limite delgada em x = 0

côncavo

convexo Linear

Separação da camada limite • Isso não só porque a distribuição côncava fornece um alto

valor de ̅ e, portanto, ≫ , e mas principalmente

porque a pressão alcança o valor no bordo de fuga

rapidamente. Este último atributo é de grande vantagem porque permite que a região de pressão constante seja mantida sobre a maior superfície de aerofólio possível e, assim, o maior valor possível de sustentação.

• Então existe, para uma dada situação, uma melhor escolha de distribuição de pressão adversa?

• Os objetivos desejados seriam:

a) Maximizar ⁄ .

b) Maximizar a taxa de aumento de pressão.

• _{Um método amplamente citado de determinar a distribuição}

de pressão adversa ótima é devido a Stratford, cujas

distribuições de pressão estimadas teoricamente levam a uma camada limite turbulenta à beira da separação, mas que

permanece sob controle durante grande parte do gradiente de pressão adversa.

• As distribuições de Stratford são bastante semelhantes à distribuição côncava !

• As características mais proeminentes das distribuições de pressão de Stratford são:

a) O gradiente de pressão inicial ̅ ⁄ é infinito, de modo que pequenos aumentos de pressão podem ocorrer em distâncias muito curtas.

b) Nos estágios iniciais ∝ ⁄ .

• Para voo subsônico, considera-se desejável evitar o fluxo supersônico na superfície do dorso da asa, de modo que a pressão mínima deve corresponder às condições sônicas.

Baixo ≅ 0,25

Elevado ≅ 0,75

• Pode ser visto que em

velocidades baixas, valores muito altos de pressão de sucção

podem ser mantidos antes que as condições sonoras sejam

alcançadas, resultando em um pronunciado pico na distribuição de pressão.

• Para altos números de Mach subsônicos, por outro lado, somente valores modestos de pressão máxima de sucção são alcançadas antes que as

condições sônicas sejam atingidas, de modo que a

distribuição de pressão é muito plana.

• Um exemplo da aplicação prática dessas ideias para baixas velocidades de voo é o aerofólio Liebeck , usado como base para o aerofólio desenhado por Lissamant especialmente para os aviões Gossamer Albatross e Condor. Nesta aplicação, a

sustentação elevada e o baixo arrasto foram primordiais.

Gossamer Condor, 23 agosto 1977 1º Prêmio Kremer

Gossamer Albatross, 12 junho 1979

• Note-se que há uma parte frontal substancial do aerofólio com um

gradiente de pressão favorável, em vez de uma aceleração inicial súbita até uma região de pressão constante. • Este gradiente de pressão favorável

mantem laminar a camada limite até o início do gradiente de pressão adversa, minimizando assim a espessura da

camada limite no início do aumento de pressão.

• A propósito, note que neste aerofólio a pressão máxima de sucção é bem

menor que a da gráfico anterior para o caso de baixa velocidade. Entende-se que neste caso, manter fina a

espessura da camada limite

(estabilidade) era mais importante que manter uma sustentação elevada.

• Há desvantagens de ordem prática no emprego de

aerofólios projetados para distribuições de recuperação de pressão côncava. Isso é ilustrado no gráfico ao lado. • Verifica-se que a distribuição

côncava obtêm valores mais altos de C_Lmax. Mas o

decaimento no bordo de fuga é mais suave, pelo

menos inicialmente, para o FX-13, o que é uma

característica desejável do ponto de vista da segurança.

Distribuição de pressão convexa Wortmann FX-13 Distribuição de pressão côncava Selig-Guglielmo SI223

• A queda acentuada no C_L no caso do aerofólio Sl223

(distribuição de pressão côncava) é explicada pelo fato de que a camada limite está próxima da separação para a maior parte do aerofólio após o ponto de

pressão mínima, pois a

distribuição de Stratford visa que a camada limite esteja à beira da separação durante a recuperação da pressão.

• Consequentemente, quando o ângulo de incidência que

provoca separação é atingido, qualquer aumento na incidência vê o ponto de separação avançar rapidamente. Distribuição de pressão convexa Wortmann FX-13 Distribuição de pressão côncava Selig-Guglielmo SI223

• Com relação ao voo em regime de alto subsônico, a experiência tem mostrado que não é possível projetar asas eficientes sem permitir que uma parte significativa de fluxo supersônico se apresente sobre o dorso.

Perfil supercrítico em escoamento de alto subsônico,projetado para escoamentos em M entre 0,75 e 0,80.

• No caso destes perfis em alto subsônico, é

importante minimizar o arrasto de onda o máximo possível. • Isto é conseguido ajustando a distribuição de pressão de modo a minimizar a força do sistema de ondas de

choque que se forma no final da região de fluxo supersônico.

Baixo ≅ 0,25

Elevado ≅ 0,75

• Os princípios por trás deste

projeto não são muito diferentes do que foi explanado

anteriormente (ver gráfico à esquerda), no sentido de que uma pressão constante é

mantida sobre a maior parte do dorso, o quanto possível.

• Resumindo:

1. Aerofólios com distribuição de pressão similar, mas em escoamentos de diferentes velocidades, irão apresentar separação da camada limite em momentos diferentes. 2. Quanto mais fina for a camada limite no ponto de pico

negativo de pressão, maior a distância percorrida pela

camada limite no gradiente de pressão adversa antes de se separar.

3. Quanto menor a distância entre o ponto de estagnação e o pico negativo de pressão, mais fina será a camada limite. 4. É melhor manter a camada limite laminar e, portanto, fina,

até o início do gradiente de pressão adversa. A transição de laminar para turbulento deve ocorrer em ou logo após o pico de pressão, pois as camadas limite turbulentas suportam os gradientes de pressão adversa melhor que as laminares.

5. Se o objetivo é alcançar a máxima sustentação possível, então a melhor escolha é a seleção de um aerofólio que ofereça uma curva de ̅ , após o pico negativo de pressão, obedecendo um formato côncavo.

6. A distribuição de pressão, após o pico negativo de pressão, obedecendo um formato côncavo, favorece a sustentação. O formato convexo favorece a estabilidade da camada limite. 7. Aerofólios otimizados para sustentação, obedecendo as

distribuições de pressão de Stratford, apresentam o

gradiente de pressão inicial quase vertical até ser atingido o pico negativo de pressão, seguido de um curva de ̅

obedecendo um formato côncavo ( ̅ ∝ ⁄ ) . Permite

máxima sustentação em detrimento da estabilidade da camada limite (camada limite espessa no pico de pressão).

8. Em baixo subsônico, um gradiente de pressão inicial suave (não vertical) permite uma camada limite laminar delgada, o que propicia a estabilidade da camada limite (retarda a

separação).

9. No caso destes perfis em alto subsônico, é importante maximizar a sustentação e simultaneamente minimizar o arrasto de onda o máximo possível. Isto é conseguido

ajustando a distribuição de pressão de modo manter uma pressão constante sobre a maior parte do dorso.

Aerofólios Multi-Elementos

• Em velocidades baixas, pouso e decolagem, a sustentação

precisa ser grandemente aumentada e o estol evitado. Aumento de sustentação é geralmente atingido por meio do uso de flaps e slats, como vimos anteriormente.

• Agora, como aerofólios multi-elementos aumentam a sustentação sem sofrerem os efeitos adversos da separação da camada limite?

• Como um slot conecta uma região de alta pressão no

intradorso da asa com uma região de baixa pressão no extradorso da mesma, ele atuaria como um tipo de “sopro” de controle da camada limite.

• O primeiro a estudar esse comportamento em aerofólios foi

Prandtl, que escreveu:

– “O ar que sai de um slot sopra a camada limite no

extradorso da asa e confere um novo momento para as partículas que foram desaceleradas pela ação da viscosidade. Devido a esta ajuda, as partículas são capazes de atingir a extremidade do bordo de fuga sem se romper.”

• Essa forma convencional de explicar como os slots trabalham é errada por dois motivos:

– Em primeiro lugar, a pressão de estagnação do ar que flui sobre o intradorso é exatamente a mesma que no extradorso. Assim sendo, o ar que passa por um slot não pode, realmente, ser considerado contendo alta energia para passar para o

escoamento, nem pode o slot atuar como um bocal.

– Em segundo lugar, o slot não fornece ao escoamento uma alta velocidade quando comparada com aquela incidente sobre o extradorso.

• Isso é facilmente perceptível a partir de medições precisas e

abrangentes do campo de fluxo em torno de um aerofólio multi-elemento, tal como relatado por Nakayama.

• De fato, os slots agem para reduzir a velocidade do escoamento sobre o aerofólio principal.

• O escoamento em um típico aerofólio multi-elemento é altamente complexa. O slot não interage fortemente com a camada limite no aerofólio principal antes de chegar ao bordo de fuga deste.

• Para avaliar qualitativamente o efeito do elemento que provoca escoamento ascendente (slat por exemplo) sobre o elemento

imediatamente após sua posição (aerofólio principal por exemplo), o primeiro pode ser modelado como um vortex.

• O que acontece com um típico aerofólio multi-elemento é que a camada limite que surge no gradiente de pressão adversa do

slat atinge o bordo de fuga do dispositivo em um estado não separado, e então o deixa formando uma esteira.

• O escoamento do slat continua a se desenvolver no gradiente de pressão adversa do aerofólio principal, mas para aerofólios multi-elementos bem desenvolvidos, o slot é suficientemente grande para o escoamento sobre o slat e a camada limite do aerofólio principal se mantém separada, bem como o escoamento sobre o aerofólio principal ao atingir os flaps.

Controle da Separação da

Camada Limite por Sucção

Controle de Separação da

Camada Limite por Sucção

• Existem vários métodos de controle de fluxo de separação

que são utilizados em aeronaves e em outras aplicações de engenharia. Alguns dos dispositivos utilizados são ativos, eles exigem o gasto de energia adicional a partir das unidades de propulsão; outros são passivos e não necessitam de alimentação adicional.

• Como regra geral no entanto, os dispositivos passivos

geralmente levam a um aumento de arrasto em velocidades de cruzeiro, quando não são mais necessários.

• O principio básico foi demonstrado experimentalmente por Prandtl que introduziu o conceito. Ele mostrou que a seção através de uma “ranhura” pode ser utilizado para evitar a separação do fluxo a partir de um cilindro.

• A camada de baixo consumo de energia (“cansado”) do ar perto da superfície que se aproxima do ponto de separação é removido através de um slot de sucção.

• O resultado é uma camada limite mais fina e mais forte, capaz de progredir ao longo da superfície em relação ao gradiente de pressão adversa sem separação.

• A sucção pode ser utilizada para suprimir a separação em

grandes ângulos de incidência, obtendo-se assim os coeficientes de sustentação bastante elevados.

Características de gerenciamento de fluxo da entrada de ar do motor do F-15

Entrada de ar do motor do F-15

• Existem algumas desvantagens práticas para este tipo de dispositivo.

• Primeiramente, este processo é muito vulnerável ao bloqueio causado por acumulo de partículas nos slots de sucção.

• Em segundo lugar, é totalmente dependente da potência

necessária do motor estar disponível para sucção.

• Por estas razões, atualmente os métodos de sucção não tem

sido muito utilizado em aeronaves comerciais, muito embora método tenha sido testado em rotores de protótipos de helicópteros.

Controle de Sopro Tangencial

• Uma vez que a separação do fluxo se deva a uma perda

completa da energia cinética na camada limite imediatamente adjacente a parede, um outro método para a prevenção é a de “reenergizar” o ar “cansado” através de um sopro, um jato de alta velocidade fina sobre este. Este método é geralmente utilizado com flaps de bordo de fuga.

• Para obter resultados razoáveis com esse método, grande cuidado deve ser tomado quando projetamos um duto soprador. É essencial que uma boa mistura entre o ar soprado e a camada limite seja criada.

• A maioria das aplicações de sopro tangencial exploram o

chamado “Efeito Coanda” (Coanda Effect). Esse nome é utilizado para a tendência que um fluido tem de aderir tangencialmente sobre a uma superfície sólida curvada ou angulada.

• _{O nome deriva de um engenheiro franco-romeno, Henri}

Coanda, que registrou uma patente francesa em 1932 para um dispositivo de propulsão explorando o fenômeno.

• Pode-se expressar esse fenômeno em termos simples:

• O principio de Coanda pode ser usado para atrasar a separação ao longo da superfície de um flap. O sopro é normalmente alimentado por ar retirado do motor.

Outros métodos de Controle

de Separação

Outros métodos de Controle de

Separação

• Como os meios de controle de separação ativos utilizam

métodos e sistemas mais complexos, muitas vezes a utilização de métodos passivos pode ser bastante útil e com resultados significativos.

Vórtice alinhado com o fluxo na raiz da asa

• Strakes e Extensões de Bordo de Ataque (LEX)

• A figura mostra um strake em um F-16. Um dispositivo

semelhante no F-18 é referido como uma extensão de borda de ataque ou LEX (leading edge extension). A diferença é que o strake tem um formato “afiado”, o LEX é mais

• Quando a aeronave opera em ângulos elevados de ataque, o escoamento não consegue ficar aderente à medida que flui sobre a borda de ataque da ponta afiada, e se separa.

• Como a borda de ataque do strake é altamente enflechada, o fluxo não aderente não se transforma em turbulência, mas ao invés disso se transforma em um vórtice.

Boeing F/A-18EF Super Hornet LEX

• Devido à alta velocidade de giro do vórtice, este gera um campo intenso de baixa pressão, o qual, por estar na

superfície superior do strake e da asa, aumenta a sustentação. • A presença do vórtice dá ao resto da asa um gradiente de

pressão mais favorável, retardando o stall. O strake aumenta a inclinação da curva do coeficiente de sustentação mesmo em baixos ângulos de ataque, quando o vórtice não se forma.

• Observe que, em ângulos de ataque relativamente altos, a curva de sustentação com strakes está, na verdade, acima da linha pontilhada, a qual é uma extensão da região linear da curva. É nesses ângulos de ataque onde os strakes são mais eficazes.

Re = 104

• A figura mostra uma linha de geradores de vórtices na superfície superior de uma asa.

• Estes tomam uma variedade de formas e muitas vezes são dispostos em duas linhas transversais à corda da asa.

• O princípio básico é gerar uma série de pequenos vórtices. • Estes atuam para promover o aumento da mistura entre o ar

de alta velocidade no escoamento externo e o da fronteira da camada limite com o ar de velocidade relativamente baixa

mais próximo da superfície.

• Desta forma, a camada limite é reenergizada. Os geradores de vórtices recuperam a aderência da camada limite já separada, retardando assim o desenvolvimento total do stall.

• Os geradores de vórtices fixos são simples, baratos e robustos. • Suas desvantagens são que eles não podem ser usados para o

controle de stall ativo, uma tecnologia que agora está sendo usada para aeronaves de caça altamente manobráveis;

também geram arrasto parasitário em condições de cruzeiro onde a supressão de stall não é necessária.

Asa do McDonnell Douglas A-4 Skyhawk

Gloster Javelin

• Além da sustentação:

• Uma grande desvantagem das asas enflechadas é que existe um fluxo transversal ao longo da asa, e a camada limite

engrossará em direção às pontas para asas enflechadas com ângulo positivo, ou em direção à raiz para asas enflechadas com ângulo negativo.

• No caso das asas enflechadas com ângulo positivo, há uma separação precoce da camada limite e consequente stall das pontas de asa, de modo que os ailerons perdem sua eficácia no controle da rolagem.

• O fluxo transversal pode ser reduzido pelo uso de cercas de

stall, que são chapas finas paralelas ao eixo de simetria do avião. Dessa maneira, o espessamento da camada limite sobre os ailerons é evitado. O Washout é outra solução possível para esta condição de fluxo transversal.

Dentes de serra de bordo de ataque

LERX

Saw-tooth

Redução no efeito de ondas de

choque

Ondas de Choque e Arrasto

• Em regimes transônicos, o aumento do arrasto é maior do que o estimado considerando somente a perda de energia devido ao choque. Isto porque a onda de choque interage com a camada limite, fazendo com que a separação desta ocorra imediatamente após o choque.

• Essa condição leva a um aumento de arrasto conhecido como

“Separação Induzida pelo Choque” (shock-induced flow

separation).

• O número de Mach no escoamento livre, no qual o coeficiente de arrasto da aeronave aumenta significativamente, é chamado de “Número de Mach de Arrasto Divergente”

• Ao se atingir esta condição, é necessário elevar consideravelmente a força propulsiva para aumentar a velocidade de voo.

• Se a aeronave tem um motor que não produza força

propulsiva suficiente, sua velocidade será limitada pelo Número de Mach de Arrasto Divergente.

• O Convair F-102 foi desenvolvido como interceptador

supersônico, mas já nos primeiros voos de teste do protótipo YF-102 foi verificado que, devido a um elevado arrasto, nunca seria alcançado o requisito de projeto. Além de grandes mudanças no desenho aerodinâmico da aeronave (que serão discutidas a frente), foi necessário substituir o motor inicial, o Westinghouse J40 (7.300 lbf dry, 10.900 lbf afterburner), pelo Pratt & Whitney J57-P-25 (11.700 lbf dry, 17.200 lbf

Recordando

Transônico

• Se a aeronave aumenta sua velocidade, em um determinado ponto a velocidade local atinge a velocidade do som. Esta velocidade é chamada de Mach Crítico (M_crit).

• Para valores superiores a M_crit, existirão regiões da asa onde a velocidade dos filetes é subsônica, e outras onde ela é

supersônica. Esta coexistência caracteriza o regime transônico.

Fluxo subsônico M < 0,8 (a) _(b) M = 0,8 Subsônico Subsônico Ponto sônico: M = 1,0 Número Mach crítico

• No regime transônico, a passagem do fluxo subsônico para supersônico é suave, porém a transição do supersônico para sônico é sempre acompanhada de uma onda de choque.

• Esta onda de choque tem a mesma natureza da onda de

choque normal encontrada em dutos, mas como se posiciona de forma inclinada em relação ao fluxo, é denominada de

choque oblíquo. Subsônico Subsônico Supersônico Fluxo supersônico Fluxo supersônico Subsônico choque choque Subsônico choque M = 0,85 M = 0,90 (c)

• A velocidade dos filetes de ar no bordo de fuga deve igualar a velocidade do ar não influenciado pelo avião, ou seja, a

mesma velocidade do avião.

• Quando a velocidade da aeronave aumenta, observa-se a formação da onda de choque quando é atingido o M_crit. Se a velocidade aumentar ainda mais, a onda de choque se move na direção do bordo de fuga, indicando um aumento na área supersônica.

• Com M = 0,95 quase todo o aerofólio estará sujeito ao escoamento supersônico.

• Ao ultrapassar Mach 1, as partículas de ar devem se ajustar instantaneamente à forma da asa e da fuselagem, produzindo uma nova onda de choque à frente dos mesmos, denominada de onda de proa.

• No caso de aerofólios com bordo de ataque arredondado,

persiste uma região subsônica mesmo quando todo o resto do aerofólio já está no escoamento supersônico. Deste modo, o avião continua em regime transônico apesar de ter

• Para fugir do regime transônico quando em voo à Mach igual ou superior a 1, os aviões supersônicos empregam

preferencialmente nariz e bordos de ataque pontiagudos, deste modo evitando ondas de choque normais que

provocariam um maior arrasto.

Perfil biconvexo

Perfil simétrico de seção em diamante.

• _{Em velocidades onde o escoamento livre está em M > 1, uma} grande onda de choque surge ao redor do bordo de ataque do aerofólio. Grande parte do aerofólio fica em regime

supersônico. O escoamento começa a se realinhar

paralelamente ao perfil, estabilizando-se, e a separação do choque induzido é reduzida.

• Essa condição resulta em valores de arrasto menores. Voos

supersônicos tem melhor comportamento do que

transônicos.

• Já para regimes transônicos, o escoamento é instável, e o

surgimento de ondas de choque em toda superfície da aeronave causa o descolamento do escoamento e a superfície da asa.

• Esse escoamento instável resulta em o piloto sentir vibrações em nos controles da aeronave, na asa e cauda. Essa condição

ocorreu principalmente nas primeiras aeronaves

desenvolvidas para quebrar a barreira do som. Com melhoramentos em design de novas aeronaves, as novas configurações conseguiram que seja sentida somente uma pequena ou mesmo nenhuma dificuldade em relação a vibrações e perda de sustentação.

> 1 X-15 (1959) F-100 (1953) F-84 (1946) 0,8 0,4 0,6 0,8 1,0 1,2 Mach CL n o q u a l in ici a buf fe ri ng d e a sa

North American X-15 1959

Republic F-84 Thunderjet 1946

Redução no efeito de ondas de

choque

• A questão de como reduzir o Número de Mach de Arrasto

Divergente para valores próximos de 1 é um tópico altamente discutido no mundo da aerodinâmica. Isso significa fazer uma aeronave voar próxima a velocidades supersônicas com a mesma força propulsiva que estava antes de encontrar grandes valores de ondas de arrasto.

• Existem varias formas de se “atrasar” o aumento da onda de

arrasto transônico, ou equivalentemente, elevar o Número de Mach de Arrasto Divergente.

• _{Essas formas incluem:}

• _{Uso de aerofólios finos}

• Enflechamento de asa (positivo ou negativo)

• _{Remoção de geradores de vortex}

Aerofólios Finos

• O aumento da onda de arrasto associado com o escoamento

transônico é aproximadamente proporcional ao quadrado da razão espessura e corda ( / ). Se uma seção aerodinâmica mais fina for usada, as velocidades de fluxo em torno do aerofólio será menor do que em aerofólios mais espessos.

• Dessa forma pode-se voar em regime subsônico em Mach

mais elevado antes do surgimento de um ponto em regime sônico ( = 1) sobre o aerofólio.

• O problema em se utilizar aerofólios mais finos são que esses são menos eficazes, em termos de sustentação, em regime subsônico. Além disso, asas finas acomodam menos elementos tais como tanques de combustível, membros estruturais de apoio, estações de armamento, etc., do que asas mais espessas.

Espessura

P-51 (década de 1940)

F-86 (década de 1950)

0 0,5 1,0 Número Mach A rr a s to d o a e ro fó lio M_DD M_DD t/c = 0,18 t/c = 0,06

• Os primeiros aerofólios estudados com esta finalidade foram chamados de aerofólios laminares. Posteriormente verificou-se que estes não eram os melhores aerofólios para altas velocidades, porque o escoamento laminar não depende apenas da forma do aerofólio, mas também do número de Reynolds (um número que representa o quociente entre as forças de inércia e as forças de viscosidade).

• Atualmente os perfis mais promissores são os supercríticos , que apresentam as seguintes diferenças em relação aos convencionais:

• maior raio do bordo de ataque; • curvatura superior reduzida;

Enflechamento

• Foi Adolf Busemann, em 1935, quem propôs que a utilização de

enflechamento poderia retardar

e reduzir os efeitos da compressibilidade.

Adolf Busemann

Lübeck, Alemanha, abril de 1901 Boulder, EUA, novembro de 1986

Enflechamento

• Uma asa enflechada retardará a formação de ondas de

choque encontradas em escoamentos transônicos para um numero de Mach maior. Adicionalmente, isso reduz a onda de choque sob qualquer numero de Mach.

0,10 0,05 0 C o e fi ci e n te d e a rr a st o d a a sa , CD Número Mach 0,7 0,8 0,9 1,0 1,1 0o _enflexamento 10,5o _enflexamento 40o _enflexamento 49,25o_enflexamento

• Pode-se visualizar o efeito de enflechamento de uma asa tão eficaz quanto utilizar uma seção de aerofólio mais fina ( / reduzida).

• Se a asa é enflechada em qualquer ângulo de enflechamento

Λ, o mesmo escoamento sobre a asa encontrara nova seção de aerofólio mais longo que o anterior. A razão máxima de espessura de corda foi reduzida.

• Enflechamento faz com que se utilize uma seção mais fina

onde o fluxo tem mais tempo para se adaptar a situação. O numero de Mach crítico (em que o ponto sônico aparece) e o Numero de Mach de Arrasto Divergente tem seus maiores valores retardados.

• Pode-se também utilizar enflechamento negativo para reduzir esses efeitos provenientes do regime em > 1, porem, sua grande desvantagem é a redução na estabilidade e da manobrabilidade da aeronave em baixas velocidades.

• A grande desvantagem da utilização de enflechamento é que há um aumento da camada limite em direção as pontas das asas (enflechamento positivo) e na direção da raiz da asa (enflechamento negativo).

• No enflechamento positivo, existe uma separação inicial da camada limite e os ailerons perdem sua eficácia de controle de rolamento. Esse problema pode ser resolvido pela utilização de “fences”, dessa forma se desvia o descolamento da camada limite antes de atingir o aileron.

• Outra solução para reduzir os impactos negativos na utilização de enflechamento foi a utilização de asas que modificam seu enflechamento em relação a velocidade de voo.

Mikoyan-Gurevich MiG-23 Panavia Tornado

Tupolev Tu-22M Sukhoi Su-17

Pivôs próximos à metade de cada asa

Redução de Alongamento

• O alongamento da asa é outro parâmetro que influencia o

numero de Mach critico e o aumento do arrasto transônico. Aumentos substanciais no numero de Mach crítico ocorrem quando se usa um alongamento inferior a cerca de 4. No entanto, como vimos anteriormente, asas com pequeno alongamento ficam em desvantagem em velocidades subsônicas por produzir arrasto induzido superior.

Tecnologia “Supercrítica”

• Um dos desenvolvimentos mais

recentes na tecnologia

transônica e destinado a ser uma influencia importante no futuro desenho da asa é a Asa

Supercrítica. Um aumento

substancial no número de Mach de divergência é realizado.

Os aerofólios supercríticos foram desenvolvidos inicialmente na Alemanha por K. A. Kawalki em 1940. Na década de 1960, a NASA, através dos estudos de Richard T. Whitcomb, reapresentou o conceito e o introduziu definitivamente na indústria aeronáutica.

• O aerofólio tem uma superfície superior achatada que atrasa a formação e a força dos choque para um ponto mais próximo ao bordo de fuga. Alem disso, a separação de choques induzidos é diminuída. O numero de Mach critico é adiado até um valor máximo de 0,99, esse atraso representa um grande aumento no desempenho do avião comercial.

• Existem duas vantagens principais do aerofólio supercrítico, como vemos na figura no próximo slide:

1) Usando a mesma relação de espessura de corda, o aerofólio supercrítico permite alto cruzeiro subsônico perto de Mach 1 antes do surgimento de arrasto transônico. Ele permite uma seção de asa mais espessa para ser usada sem ter a penalidade de arrasto.

2) Este aerofólio reduz o peso estrutural e permite maior sustentação em velocidades mais baixas.

Area-rule

• Juntamente com a tecnologia supercrítica está o conceito de “Area-rule”, concebida pelo pesquisador Richard Whitcomb da NASA no inicio de 1950 para aviões transônicos e mais tarde aplicado a voo supersônico em geral.

• Basicamente, Area-rule afirma que a resistência mínima

transônico e supersônica é obtida quando a distribuição da área do avião em seu eixo longitudinal transversal pode ser projetada de forma que não haja mudanças bruscas de seção transversal ao longo de seu comprimento.

• Recentemente, o conceito de “Area-rule” foi aplicado para projetar uma aeronave de transporte capaz de manter

velocidade de cruzeiro em torno de Mach 0,99. Alem disso do método de “Area-rule”, um perfil supercrítico foi usado em sua asa.