DG3 05 – Projetos Aerodinamicos – 1a parte v1

Disciplina:

Aerodinâmica

Prof. Fernando Porto

Projetos Aerodinâmicos

1ª Parte

Como iniciamos o estudo de

configuração ?

A resposta vem através de perguntas relacionadas ao tipo de

carga paga e a missão que a aeronave irá se destinar:

•

O que a aeronave vai carregar ?

•

Quão longe ela vai ?

•

Quão rápido ela vai voar?

•

Quais são os requisitos de solo ? (pouso e decolagem)

•

Quais são os requisitos de voo ? (manobras e/ou acelerações)

•

Quais os requisitos de segurança ? (FAA, JAA*)

Seleção do Aerofólio

Metodologia 1

Estimar Re para a velocidade do projeto

Re < 500 000

Catálogo Selig

“Summary of low speed airfoil data” Vol. 1,2 e 3 “Airfoils at low speeds” 500 000 < Re < 3 000 000

Catálogo Wortmann “Stuttgarter

Profikatalog” Vol.1 e 2

Re > 3 000 000

Estimar número Mach para máxima velocidade

M_max > 0,75

M_max < 0,75

Perfis Supercríticos NASA SC(2) 714 NASA TM X-1109

NASA TM X-2977 NASA TP 2969

Catálogo Abbot “Theory of the wing section”, Report NACA 824, NASA TN D-7428

1ª Parte:

Selecionar um grupo ou classe de aerofólios

2ª Parte:

Selecionar a opção mais adequada à missão

Estimar Re para a velocidade do projeto

Encontrar características para Re_des e M_des Estimar C_L para a velocidade do projeto

Comparar C_D para C_Ldes dos aerofólios disponíveis e selecione as melhores opções

Compare C_Lmax dos aerofólios selecionados Compare característica

de stall dos aerofólios selecionados,

descartando se possível os de stall abrupto.

Compare C_M dos aerofólios selecionados

Selecione um aerofólio com uma combinação das melhores

Seleção do Aerofólio

Metodologia 2

• Selecione os aerofólios que satisfizerem ao menos uma das seguintes condições:

1. Aerofólio com o mais elevado coeficiente de sustentação máximo (C_lmax). 2. Aerofólio que atenda o coef. sustentação de projeto (C_ld).

3. Aerofólio com o mais baixo coeficiente mínimo de arrasto (C_dmin). 4. Aerofólio com a mais elevada razão sustentação-arrasto ((C_l/C_d)_max). 5. Aerofólio com o maior coef. sustentação em  máximo (C_lmax).

6. Aerofólio com o menor coef. momento de pitching (C_m).

7. Aerofólio com a mais elevada inclinação da curva de sustentação (C_l) 8. Tipo adequado de estol na região de estol (variação deve ser gradual, não

Stall suave Stall abrupto C_lmax C_{l i} C_lo _c _s C_l

9. O aerofólio deve poder ser reforçado estruturalmente, devendo ser suficientemente espesso de modo a alojar a longarina.

10. O aerofólio deve ser manufaturável.

11. Os requisitos de custos devem ser considerados.

12. Outros requisitos de projeto devem ser considerados. Por exemplo, se um tanque de combustível foi designado para ser instalado dentro da asa, o aerofólio deve permitir espaço suficiente para este propósito. 13. Se mais de um aerofólio é considerado para uma asa, a integração de

dois aerofólios na asa deve ser observada (geometric twist).

• Usualmente, não há um único aerofólio que tenha os valores ótimos para todos os requisitos mencionados. Por exemplo, pode ser encontrado um aerofólio com o mais elevado C_lmax, mas não com o mais elevado

(C_l/C_d)_max.

• Em tais casos, a seleção é feita através de um processo de atribuição de pesos aos requisitos, uma vez que nem todos os requisitos tem a mesma importância. Este processo de atribuição de pesos é apresentado a frente.

Objetivos de projeto Peso Aerofólio 1 Aerofólio 2 Aerofólio 3 Aerofólio 4 Aerofólio 5 C_dmin 25% C_mo 15% * _s 15% ** _o 10% (C_l/C_d)_max 10% C_l 5% Stall: tipo 20% Soma 100%

* _s: ângulo  correspondente à sustentação máxima, flaps levantados

** ₀: ângulo  correspondente à sustentação nula com flaps baixados em _f

Sugestão de tabela de pesos para seleção de aerofólios. Os valores dos pesos dependem do tipo da missão.

Mais exemplos completos de tabelas similares em Blanchard B. S. and Fabrycky W. J., Systems Engineering and Analysis, Prentice Hall, Third edition, 2006

• Alguns valores típicos devem ser considerados como referências iniciais. • Na maioria dos aerofólios, o ângulo de stall está entre 12 e 16 graus.

• A maioria dos aviões tem aerofólios com razão espessura-corda (t/c)_max entre 6 a 18%:

1. Para aeronaves de baixa velocidade com requisitos de elevada

sustentação (aviões de carga, por exemplo), a relação típica espessura-corda (t/c)_max está entre 15 e 18%.

2. Aeronaves de alta velocidade com requisitos de “baixa sustentação” (tais como aviões de passageiros de alto subsônico) tem aerofólios com razão espessura-corda (t/c)_max entre 9 a 12%.

Seleção do Aerofólio

Metodologia 2: Passo a Passo

1. Determine o peso médio da aeronave em voo de cruzeiro:

= +

2

onde W_i é o peso inicial do avião no início do voo de cruzeiro (portanto não é peso máximo de decolagem!) e W_f é o peso final ao final do voo.

2. Determine o coef. sustentação ideal de cruzeiro (C_Lc). Em um voo de cruzeiro, o peso da aeronave é igual a força de sustentação, de modo

que, considerando V_c a velocidade de cruzeiro,  a massa específica do ar na altitude de operação, e S a área de asa:

= 2.

3. Estime o coeficiente de sustentação de cruzeiro, C_Lcw. Basicamente,

somente a asa é responsável pela sustentação, mas outros componentes também contribuem positivamente ou negativamente, dependendo da configuração do avião. Nesta fase preliminar do projeto, na qual os

demais componentes ainda não estão definidos, a seguinte relação é recomendada:

=

0,95

Posteriormente, quando os componentes estiverem definidos, esta relação pode ser reavaliada.

4. Estime o coeficiente de sustentação ideal do aerofólio da asa (C_li). A asa é um corpo tridimensional, enquanto o aerofólio é uma seção

bidimensional. Se a asa tivesse corda constante, sem enflechamento, e a envergadura considerada infinita, o coef. sustentação da asa seria em teoria o mesmo que o do aerofólio. Entretanto, neste momento, a asa ainda não foi definida, mas sabe-se que normalmente não terá corda constante e que certamente a envergadura não será infinita.

• Deste modo, espera-se que o coef. sustentação será um pouco menor que o coef. sustentação do aerofólio:

=

0,90

Em fases posteriores do projeto, quando a configuração da asa estiver definida, esta relação pode ser reavaliada.

5. Calcule o coef. sustentação máximo (C_Lmax):

= 2.

. .

onde V_s é a velocidade de stall do avião, ₀ á massa específica do ar ao nível do mar, W_TO o peso máximo de decolagem.

6. Calcule o coef. máximo de sustentação da asa (C_{Lmax w}), obedecendo o mesmo raciocínio lógico do passo 3:

=

0,95

7. Calcule o coef. máximo bruto (gross) de sustentação da asa (C_lmaxgross), correspondente à máxima sustentação alcançável pela asa através do uso de dispositivos de hiper-sustentação (p.ex. flaps):

=

0,90

8. Selecione os tipos de dispositivos de hiper-sustentação a serem usados (tipo, geometria, máxima deflexão).

9. Determine a contribuição do dispositivo de hiper-sustentação a ser usado (C_{l HLD}). Uma vez que o aerofólio final ainda não foi definido, uma

primeira estimativa pode ser assumida como sendo 0,45 para flaps split e 0,8 para os demais. Este valor deve ser reavaliado após serem

10. Calcule o coef. máximo líquido (net) de sustentação (C_lmax):

= − ∆

11. Identifique os aerofólios que entregam os desejados C_lmax e C_li. É

essencial a disponibilidade de uma coleção de valores de C_lmax e C_li para uma variedade de aerofólios em um único gráfico. O gráfico apresentado a seguir reúne informações de perfis NACA, mas várias referências

trazem gráficos similares relativos a outros tipos de aerofólios. Caso não sejam encontrados no gráficos aerofólios correspondentes aos valores desejados de C_lmax e C_li. , selecione os aerofólios mais próximos ao cruzamento destes valores.

12. Caso a aeronave opere em alto subsônico, selecione do grupo identificado no passo 11 o aerofólio com o menor relação (t/c)_max.

13. Selecione entre as alternativas o aerofólio ótimo através de uma tabela de comparação, tal como o exemplo já apresentado.

Mais gráficos similares, cobrindo outras classes e tipos de aerofólios podem ser encontrados em:

1. Eppler, Richard, Airfoil Design and Data, Springer-Verlag, Berlin, 1990

2. Abbott I. H. and Von Donehoff A. F., Theory of Wing Sections, Dover, 1959

Exemplo

•

Selecione uma seção NACA de aerofólio para a asa de um

avião a jato, GA (aviação geral), não manobrável, com as

seguintes características:

• m

_{= 4000 kg*,}

• S

= 30 m

_,

• V

= 250 nós (128,5 m/s) a 3000 m,

• V

= 64,7 nós (33,24 m/s, nível do mar).

* Será considerada como sendo a massa média de operação da aeronave, na falta de outros dados.

• Coef. ideal de sustentação: = 2. . . = 2 × 4000 × 9,81 0,9 × 128,5 × 30 = 0,176 = 0,95 = 0,176 0,95 = 0,185 = 0,90 = 0,185 0,9 = 0,205 ≈ 0,2

• Coef. máximo de sustentação: = 2. . . = 2 × 4000 × 9,81 1,225 × 33,24 × 30 = 1.932 = _0,95 = 1,932 0,95 = 2,034 = 0,90 = 2,034 0,9 = 2,26 = − ∆ = 2,26 − 0,8 = 1,46

Selecionados: 63₃-218 63-209 64-210 63A210 66₂-215 66₁-212 1,46 63₃-218 63-209 64-210 63A210 66₂-215 66₁-212 65₃-218 64₃-218 64₃-218, 65₃-218

Objetivos de projeto Peso 633-218 64-210 661-212 662-215 653-218 C_dmin 25% 0,0050 0,0040 0,0032 0,0035 0,0045 C_mo 15% -0,028 -0,040 -0,030 -0,028 -0,028 * _s 15% 12 12 12 14 16 **₀(_f60) 10% -12 -13 -13 -13,5 -13 (C_l/C_d)_max 10% 100 75 86 86 111 C_l 5% - - - -

-Stall: tipo 20% suave moderado abrupto abrupto moderado

Soma 100%

* _s: ângulo  correspondente à sustentação máxima

** ₀: ângulo  correspondente à sustentação nula com flaps baixados em _f

Tabela de pesos para seleção de aerofólios. Os valores dos pesos dependem do tipo da missão.

Objetivos de projeto Peso 633-218 64-210 661-212 662-215 653-218 C_dmin 25% 1 3 5 4 2 C_mo 15% 5 3 4 5 5 * _s 15% 3 3 3 4 5 **₀(_f60) 10% 3 4 4 5 4 (C_l/C_d)_max 10% 4 2 3 3 5 C_l 5% - - - - -Stall: tipo 20% 5 4 3 3 4 Soma 100% 3,15 3,05 3,60 3,75 3,70

* _s: ângulo  correspondente à sustentação máxima

** ₀: ângulo  correspondente à sustentação nula com flaps baixados em _f

Tabela de pesos para seleção de aerofólios. Os valores dos pesos dependem do tipo da missão.

• A tabela com pesos serve apenas para uma primeira aproximação, pois o aerofólio deve ser selecionado em função dos requisitos de projeto.

• O melhor aerofólio seria o qual, simultaneamente, possuísse o mais baixo

C_mo, o mais baixo C_dmin, o mais elevado _S, o mais elevado (C_l/C_d)_max, e o tipo de stall for suave.

• Comparando os dados do exemplo, pode ser concluído que:

1. O NACA 66₁-212 permite a maior velocidade máxima (menor C_dmin). 2. O NACA 65₃-218 permite a menor velocidade de stall (maior _S). 3. O NACA 65₃-218 permite o maior alcance (maior (C_l/C_d)_max).

4. O NACA 63₃-218 permite voo mais seguro (stall suave).

5. Os perfis 63₃-218, 66₂-215 e 65₃-218 permitem o melhor controle em voo (menor C_mo).

• Um vez que o avião é um GA não-manobrável, o stall não pode ser

abrupto, portanto 66₁-212 e 66₂-215 não são aceitáveis. Se segurança for o requisito mais importante, o 63₃-218 é a escolha; se performance

(veloc. stall , veloc. máxima e/ou alcance), 65₃-218 e 66₁-212 podem ser a escolha ideal, sendo 65₃-218 o melhor dos dois.

O Processo de Projeto de Asas

Durante o processo de projeto da asa, os parâmetros abaixo listados devem ser determinados:

1. Área de referência da asa ou forma em planta (planform): S_W, S_ref ou S ; 2. Número de asas;

3. Posição vertical em relação à fuselagem; 4. Posição horizontal em relação à fuselagem; 5. Aerofólio;

6. Razão de aspecto (aspect ratio): AR ; 7. Relação de afinamento (taper ratio):  ; 8. Corda de ponta de asa (tip chord): C_t ; 9. Corda da raiz da asa (root chord): C_r ;

10. Corda média aerodinâmica (mean aerodynamic chord): MAC, m_ac ou C ;

11. Envergadura (span): b ;

12. Ângulo de torção geométrica (twist angle ou washout), _t ; 13. Ângulo de enflechamento (sweep angle),  ;

14. Ângulo de diedro (dihedral angle),  ;

15. Incidência i_w ou ângulo de incidência (setting angle), _set ; 16. Dispositivos de hiper-sustentação, tais como flaps;

17. Ailerons;

18. Demais acessórios da asa (winglet, geradores de vortex, etc.).

• Destes parâmetros, é esperado que neste estágio do projeto da aeronave a área da asa e o aerofólio já estejam definidos.

• A determinação das superfícies de controle não será discutida aqui, pois será tratada em uma disciplina dedicada a este tema.

• O projeto da asa é um processo interativo (veja slide seguinte) e os

cálculos são usualmente repetidos muitas vezes. Para o Boeing 767 (1986) foram projetadas 76 diferentes asas até que a melhor foi selecionada, e o Boeing 787 (2008) exigiu 11 projetos de asa até chegar a escolha final. • Assim, verifica-se que mesmo com avanços na área de software e

hardware, este processo continua exigindo um grande esforço e knowhow da equipe de engenharia.

Boeing 767

Identifique e priorize os requisitos do projeto da asa

(performance, estabilidade, fabricação, requisitos operacionais, custo, segurança de voo)

Selecione número de asas Selecione localização vertical

Selecione dispositivo de hiper-sustentação Determine ângulo de diedro e enflechamento (, )

Selecione o aerofólio

Determine outros parâmetros da asa (AR, , i_w, _t) Calcule sustentação, arrasto e momento de pitching

Requisitos satisfeitos?

não sim

Otimização

Calcule envergadura, corda média aerodinâmica, corda da raiz e corda da ponta

Processo de

projeto da asa

Número de Asas

•

Atualmente todos os aviões modernos são monoplanos. Um

pequeno número de novos projetos ainda emprega a

configuração de biplano, mas exceto por algumas aeronaves

experimentais, nenhum triplano é fabricado em série desde

1922. Além disso, a experiência indica que um número de

asas superior a três não é prático.

•

A configuração de biplano implica em maior peso e arrasto

que uma asa de similar sustentação em configuração de

monoplano. Por outro lado, é quase certo que um monoplano

terá maior envergadura que um biplano de mesma área de

American Flea Ship (Flea Triplane) Homebuilt 1939 Mitsubishi 1MT Navy Type 10 Produção em série 1922 Último triplano produzido em série, ...

...com exceção de alguns modelos experimentais ou vendidos na forma de kit para montagem.

Curtis Pitts Special 1944

Em produção

Antonov An-2 e An-3 1947 Em produção, com diferentes denominações. Biplanos ainda produzidos em série. O restante é monoplano!

•

A principal razão para a utilização da configuração de asa dupla era

a incapacidade da antiga tecnologia aeronáutica de estruturalmente

suportar uma asa de grande envergadura, que permanecesse rígida

e estável. Os avanços tecnológicos introduziram materiais mais

resistentes e novas técnicas de manufatura que acabaram por

superar as antigas limitações, de modo que atualmente a única

opção prática para um avião moderno e convencional é a de ser

monoplano.

•

Porém, alguns requisitos ainda podem forçar o emprego da

configuração de biplano. Um avião com menor envergadura tem

menor momento de inércia no eixo x, o que permite maior controle

e velocidade na rolagem. Por outro lado, biplanos em comparação

com monoplanos apresentam maior peso, menor sustentação e

menor visibilidade para o piloto.

•

Assim sendo, a recomendação é iniciar com a configuração de

monoplano, e se os requisitos de projeto não forem atendidos,

recorrer ao aumento no número de asas.

Obs.: Aeronaves com canards são muitas vezes denominadas de

“triplanos”. Canards são superfícies aerodinâmicas com função de

controle e estabilidade, não de sustentação, portanto esta

denominação é errônea.

Piaggio P.180 Avanti 1986

Sukhoi Su-30 1989

Localização Vertical da Asa

•

A posição vertical da asa influencia diretamente o projeto de vários

componentes do avião, incluindo a cauda, trem de pouso e o centro

de gravidade.

•

Em princípio, existem quatro opções para a localização vertical da

asa, listadas a seguir junto com suas aplicações típicas.

1. Asa alta: Normalmente aeronaves de carga e aviação geral.

2. Asa baixa: Aviação comercial, aviação militar.

3. Asa média: Aviação militar (caça) e aviação geral.

4. Parasol: Planadores e aviões anfíbios.

Boeing C–17 Globemaster III

Boeing 747

Grumman A-6 Intruder

Dornier Seastar CD2

Asa Alta

Vantagens:

1. Facilita operações de carga e descarga. Veículos podem se aproximar da aeronave com maior liberdade de trânsito.

2. Facilita o projeto de instalação de um motor na asa, uma vez que a

distância entre o piso e o motor (ou hélice, se for o caso) é maior e mais segura quando em comparação com a configuração de asa baixa.

3. Preserva a asa dos gases quentes de exaustão em pousos e decolagem de aviões VTOL. Nesta classe de aeronaves, gases quentes da exaustão

refletem no chão e ao atingir a asa, reduzem a sustentação. Assim, quanto mais distante do chão estiver a asa, melhor.

4. Facilita a instalação de um reforço estrutural (strut). Barras de reforço são como colunas esbeltas, suportando melhor esforços de tração (seria o caso na configuração de asa alta) do que de compressão (asa baixa).

5. A estrutura do avião é mais leve quando struts são utilizados.

6. Facilita pouso e decolagem no mar. Um motor instalado em uma asa alta é muito menos propenso a receber respingos de água do que se fosse instalado em uma asa baixa. Isto diminui a probabilidade de apagar o motor (shut-off).

7. Amplifica o efeito diedro devido ao C.G. do avião estar mais baixo que a asa, o que faz o avião lateralmente mais estável.

8. Produz mais sustentação em comparação com a configuração de asa baixa ou de asa média, devido ao dorso das duas metades da asa estar interligado.

9. O piloto tem uma melhor visão “abaixo do horizonte”. Um piloto de combate tem uma visão completa abaixo da aeronave.

10. Reduz a probabilidade de danos a motores a jato ou a hélices devido a pó ou fragmentos .

11. Reduz a probabilidade de acidente humano com hélices ou sucção pelo motor.

Desvantagens:

1. O avião tende a ter mais área frontal quando em comparação com a configuração asa média, o que aumenta o arrasto.

2. Efeito solo é menor, o que aumenta a necessidade de pista.

3. O trem de pouso é maior se conectado à asa, o que aumenta o peso da aeronave.

4. Reduz a visão “acima do horizonte”. A asa obstrui a visão do piloto de uma parcela do céu.

5. Se o trem de pouso é conectado à fuselagem, e não há suficiente espaço para o sistema de retração, espaço extra deve ser provido. Isto aumenta a área frontal da aeronave e portanto o arrasto.

6. Devido à maior sustentação, esta asa produz também mais arrasto induzido.

7. A área da empenagem horizontal de um avião de asa alta tende a ser 20% maior do que a área horizontal da cauda de uma avião de asa baixa. Isto é devido ao maior downwash contra a empenagem, na configuração de asa alta.

9. A retração do trem de pouso para dentro da asa não é normalmente uma opção viável.

10. Controle lateral é pobre quando em comparação com a asa baixa ou média, uma vez que o avião tem maior estabilidade lateral dinâmica.

Asa Baixa

Vantagens:

1. Performance de pouso e decolagem é melhor do que a configuração de asa alta (efeito solo).

2. Melhor visão “acima do horizonte” para o piloto.

3. A retração do trem de pouso pode utilizar-se do espaço interno da asa. 4. O trem de pouso, se ligado a asa, pode ter menor comprimento e peso, o

que permite um menor peso estrutural da asa.

5. Em aviões GA (aviação geral) leves, o piloto pode utilizar-se da asa para ter acesso ao cockpit.

6. O avião é mais leve comparado aos de asa alta. 7. Área frontal é menor.

8. A aplicação de reforços (struts) não é necessária ou viável, reduzindo a possibilidade de inclusão de fontes geradoras de arrasto.

9. A aplicação de reforços (struts) não é necessária ou viável, reduzindo a possibilidade de inclusão de fontes geradoras de arrasto.

10. O avião é mais atraente ao consumidor regular.

11. O avião possui maior controle lateral comparado com os de asa alta, uma vez que possui menor estabilidade lateral estática, devido à contribuição da fuselagem ao efeito diedro da asa.

12. Menor downwash para a cauda, aumento a efetividade desta. 13. Permite uma cauda mais leve, comparado com aviões asa alta.

14. O arrasto da asa produz um momento de arfagem de modo a levar o

nariz para baixo (nose-down pitching moment), de modo que a asa baixa é longitudinalmente estabilizante. Isto ocorre devido a posição da linha de arrasto da asa ser inferior ao C.G. do avião.

Desvantagens:

1. A asa gera menos sustentação comparada com a configuração asa alta, uma vez que asa tem duas seções separadas.

2. Devido à menor sustentação, o avião terá uma velocidade de estol mais elevada.

3. Devido ter velocidade de estol mais alta, necessita de maiores pistas. 4. O avião tem aeronavegabilidade mais baixa devida a velocidade de estol

ser mais elevada.

5. A asa produz um menor contribuição ao efeito diedro, portanto o avião é lateralmente dinamicamente menos estável.

Asa Média

• Em geral, as características dos aviões com a configuração de asa média permanecem entre as da configuração asa alta e a da asa baixa.

• A maior diferença reside na necessidade de cortar a asa ao meio em ordem de salvar espaço na fuselagem. Porém, a outra alternativa é não cortar a asa e deixa-la passar pela fuselagem, ocupando um espaço na mesma. Ambas alternativas trazem várias desvantagens, como a de aumentar o peso estrutural do avião ou perder um espaço próximo ao

C.G. da aeronave. Em comparação com as configurações de asa baixa e asa alta:

1. A estrutura do avião é mais pesada.

2. A asa média é aerodinamicamente mais limpa. 3. A asa média tem menor arrasto de interferência. 4. Torna o avião mais atraente para o consumidor.

Parasol

• A configuração parasol é usada principalmente por planadores e aviões anfíbios, e apresenta características similares à da configuração asa alta. • Entretanto, como esta configuração normalmente exige longos reforços

estruturais (struts), é mais pesada e produz mais arrasto que a configuração asa alta.

Seleção da Configuração

• A melhor aproximação é selecionar a localização vertical da asa através de uma tabela onde as diversas opções para os vários objetivos do projeto possam ser comparadas. Pesos devem dados para cada objetivo do

projeto, sendo os de maior valor os de maior importância para os desenvolvedores.

Objetivos de projeto Peso [%] Asa alta Asa baixa Asa média Parasol

Requisitos de estabilidade 20 Requisitos de controle 15 Custo 10 Requisitos de produção 10 Requisitos operacionais 40 Outros requisitos 5 Soma 100

Sugestão de tabela comparativa. Mais modelos podem ser encontrados em Blanchard, B.S. and Fabrycky, W.J. (2006) Systems Engineering and Analysis, 3rd edn, Prentice Hall

Ângulo de Incidência da Asa

•

O ângulo de incidência (i

ou 

) é o ângulo entre a linha de centro

da fuselagem e a linha da corda da asa.

•

A linha de centro da fuselagem repousa no plano de simetria e é

usualmente definida como sendo paralela ao piso da cabine.

Linha da corda da asa na raiz

Linha de centro da fuselagem

• O ângulo de incidência deve satisfazer os seguintes requisitos:

1. A asa deve ser capaz de gerar o desejado coeficiente de sustentação durante o voo de cruzeiro.

2. A asa deve produzir mínimo arrasto durante o voo de cruzeiro.

3. O ângulo de incidência deve ser tal que o ângulo de ataque possa variar (aumentar!) com segurança durante a operação de decolagem.

4. O ângulo de incidência deve ser tal que a fuselagem produza o mínimo de arrasto possível durante o voo de cruzeiro. Em outras palavras, o ângulo de ataque da fuselagem deve ser zero em condições de cruzeiro.

• Os requisitos coincidem naturalmente com o ângulo de ataque

correspondente ao coeficiente de sustentação ideal. Portanto, tão cedo o aerofólio e o citado coeficiente estejam definidos, o ângulo de incidência também é determinado.

• O ângulo de incidência típico para a maioria dos aviões está entre 0 e 6 graus. Como guia geral, este ângulo varia de 0 a 1 graus para caças

supersônicos; em aviões GA entre 2 e 4 graus; e para aeronaves a jato para aviação comercial, entre 3 e 6 graus.

• É muito difícil ter exatamente o mesmo ângulo de incidência para ambas as metades da asa. Devido a isto, quando na ocorrência de estol, o avião rolará. Se o estol se iniciar nas pontas da asa, ocorrerá um desastre, pois os ailerons não serão efetivos para exercer controle sobre a rolagem. Este é um dos motivos pelo qual a torção geométrica da asa é tão importante.

Vought F-8FN Crusader 1957

Ângulo de incidência variável

O Vought F-8 Cruzader foi o único avião produzido em série capacitado para variar o ângulo de incidência da sua asa. Esta particularidade não se

difundiu devido ao fato de que uma asa com incidência fixa ser muito mais confiável.

Asas voadoras não tem ângulo de incidência, uma vez que não possuem fuselagem.

Razão de Aspecto da Asa

•

A razão de aspecto é definida como a razão entre a envergadura e a

corda média aerodinâmica da asa:

=

•

Para asas retangulares (e somente para asas retangulares!) a

equação pode ser modificada para

=

•

Neste ponto, somente a área da asa é conhecida, de modo que o

projetista tem neste momento grande liberdade na definição da

razão de aspecto.

•

Por exemplo, para uma asa de 30 m2, seriam opções disponíveis:

1. Uma asa retangular com b = 30m e c = 1m (AR = 30);

2. Uma asa retangular com b = 20m e c = 1,5m (AR = 13,333);

3. Uma asa retangular com b = 15m e c = 2m (AR = 7,50);

4. Uma asa retangular com b = 10m e c = 3m (AR = 3,333);

5. Uma asa retangular com b = 7,5m e c = 4m (AR = 1,875);

6. Uma asa retangular com b = 6m e c = 5m (AR = 1,20);

7. Uma asa retangular com b = 3m e c = 10m (AR = 0,30);

8. Uma asa em delta com b = 20m e c

= 3m (AR = 13,333);

9. Uma asa em delta com b = 10m e c

= 3m (AR = 3,333).

•

É esperado, em termos da equação de sustentação, que estas asas

forneçam a mesma sustentação.

Entretanto, o coeficiente de

sustentação varia em função do aerofólio e também da razão de

aspecto,

entre outros fatores. Por isso é tão importante a sua

• A razão de aspecto influencia fortemente a performance do avião, assim como sua estabilidade, controle, custo e manufaturabilidade:

1. O aumento da AR faz com que as características aerodinâmicas tais como

C_L, _o, _s, C_Lmax e C_Dmin da asa tridimensional se aproximarem das

características aerodinâmicas da asa bidimensional da seção do aerofólio, devido à redução da influência do vortex de ponta de asa. Esta redução nas perdas devido ao vortex faz o aumento no AR desejável.

2. Como mencionado no item 1, o aumento da AR faz o valor do ângulo de estol _s da asa decrescer para o valor do ângulo de estol do aerofólio. Por esta razão é requerido que a empenagem horizontal tenha um AR menor que o da asa, para que a empenagem ainda seja operacional no caso de estol da asa, permitindo a recuperação.

3. O aumento da AR faz com que a asa fique mais pesada e com maior custo. Asas mais longas implicam em maior momento fletor na raiz, o que requer uma estrutura mais resistente e portanto, mais cara.

4. O aumento da AR eleva a relação sustentação/arrasto (L/D), o que é especialmente crítico para o caso de aeronaves de pouca potência, missões de longo alcance e planadores.

5. Com aumento do AR, o efeito downwash é reduzido. Se a cauda está na região de downwash, o ângulo efetivo de ataque do estabilizador

horizontal é reduzido, o que influencia na estabilidade e controle longitudinal.

6. Com o aumento do AR, aumenta também o momento dos ailerons (se dispostos nas pontas de asa). Isto aumenta o controle lateral da

aeronave.

7. O aumento do AR diminui a velocidade angular da rolagem, uma vez que aumenta inércia no eixo x. Quanto menor a envergadura da asa, mais rápido o avião efetua o movimento de rolagem, portanto mais ágil será a aeronave.

8. Se tanques de combustível serão instalados nas asas, é desejável um baixo AR. Isto ajuda a ter um sistema de combustível mais concentrado. 9. Quanto maior o AR, menor será a espessura da asa em comparação à

envergadura, e portanto maior será a dificuldade na manufatura de uma asa com suficiente resistência mecânica. Asas com elevado AR tem

menor confiabilidade (suas oscilações podem chocar as pontas de asa com o solo, e são mais frágeis dificultando inclusive a manutenção) e resistência à fadiga do que asas com menor AR.

• Quanto menor a envergadura de uma asa, menos custosa é a sua

construção. Assim, quanto menor o AR, menor o custo de fabricação da asa.

• Com o aumento do AR, aumenta a possibilidade de ocorrência de reversão do aileron (aileron reversal), um fenômeno indesejável, especialmente para aviões manobráveis.

• Em geral asas retangulares de elevado AR são sensíveis à rajadas de vento.

Valores típicos para razão de aspecto

Tipo de aeronave Razão de aspecto

1 Hang glider Asa delta 4 - 8

2 Glider sailplane Planador 20 – 40

3 Home-built Experimental (kit para montagem) 4 – 7

4 General aviation Aviação geral 5 – 9

5 Jet trainer Treinador a jato 4 – 8

6 Low-subsonic transport Transporte baixo subsônico 6 – 9 7 High-subsonic transport Transporte alto subsônico 8 – 12

8 Supersonic fighter Caça supersônico 2 – 4

9 Tactical missile Míssil tático 0,3 – 1

Relação de Afinamento

• A relação de afinamento é definida como a razão entre a corda da ponta (C_t) e a corda da raiz (C_r):

=

• Em geral, a relação de afinamento varia entre 0 e 1:

retangular trapezoidal delta  = 1  = 0 0 <  < 1

Asas Retangulares

• Em geral, a asa retangular é aerodinamicamente ineficiente, mas tem algumas vantagens também, tais como baixo custo e facilidade de manufatura e manutenção.

• Uma asa retangular tem um ângulo de downwash maior na ponta que na raiz, de modo que o ângulo efetivo de ataque na ponta é menor que na raiz, fazendo que o estol ocorra primeiro na raiz.

• A distribuição da sustentação é longe da ideal, que seria a da asa elíptica, por minimizar o arrasto induzido. Assim, uma das razões para reduzir a relação de afinamento é a aproximar a distribuição da sustentação para a da asa elíptica, minimizando o arrasto induzido.

• Além disso, devido às perdas na sustentação na ponta de asa, a asa retangular tem uma região com somente uma fração de sustentação.

Desta forma, pode ser afirmado que as asas retangulares são ineficientes aerodinamicamente e estruturalmente.

Afinando a asa

1. Em asas trapezoidais, a corda da ponta é menor que a corda da raiz, de modo que o Re na ponta (Re_t) é menor que o da raiz (Re_r). A redução do número de Reynolds reduz o ângulo de estol, podendo fazer com que a ponta entre em estol antes da raiz.

NACA 63-210 Re = 106 Re = 5104 14,5 8,25  [graus] C_l

2. O afinamento da asa muda a distribuição da sustentação. Esta característica do afinamento de asa é utilizada para melhorar a

distribuição da sustentação. A importância disto é expressa pelo fato de

que a primeira estimativa do valor do afinamento é determinado pelo requisito da distribuição da sustentação.

3. O afinamento da asa aumenta o custo da manufatura da mesma, uma vez que as nervuras terão diferentes formatos. Se o custo é a principal restrição, não é recomendado o afinamento da asa.

4. O afinamento reduz o peso da asa, uma vez que o centro de gravidade de cada metade da asa (esquerda e direita) é deslocado em direção à linha de centro da fuselagem. Isto resulta em uma redução no momento fletor na raiz. Para reduzir o peso da asa, o aumento no afinamento é desejável. 5. O deslocamento do C.G. das metades da asa reduz o momento de inércia

no eixo x. Isto aumenta o controle lateral da aeronave. Com relação a isto, o melhor afinamento é o a asa delta. Se a segurança é o requisito principal no projeto, o afinamento é desejável.

•

Influência do afinamento sobre as características da aeronave

Requisito   1   0

Custo melhora reduz

Manufaturabilidade melhora reduz

Estabilidade reduz melhora

Performance reduz melhora

• Corda média aerodinâmica

= 2

• Para asas retangulares, trapezoidais e delta ideais ou próximos ao ideal, a corda média aerodinâmica pode ser estimada pela equação abaixo:

= 2 3

1 + + 1 +

Distribuição da Sustentação

• A distribuição da sustentação não-dimensional da asa (C_L) por unidade da

envergadura é chamada de distribuição da sustentação. Devido à

equalização da pressão, esta distribuição tende a zero nas pontas de asa. • A variação do coeficiente de sustentação multiplicado pela corda de cada

seção (C_L.C) ao longo da envergadura é chamada de distribuição da carga. • No passado, pensava-se que para obter uma distribuição elíptica da

sustentação, a corda deveria variar elipticamente ao longo da

envergadura. Entretanto, hoje é conhecido que diversos parâmetros

podem atuar de modo a fazer com que a distribuição da sustentação seja elíptica, não havendo necessidade da planform wing ser elíptica.

Bäumer B II "Sausewind“ 1925*

Sausewind: inquieto

*data de introdução da aeronave deste slide e as dos próximos

Heinkel He-70 “Blitz” 1933

Aichi D3A Type 99 Carrier Bomber "Val" 1935

Mitsubishi A5M Navy Type 96 Caça naval embarcado “Claude” 1936

Heinkel He 112 1937

Supermarine Spitfire 1938

Aichi D3A2 “Val” Supermarine Spitfire

• A distribuição da sustentação, assim como a distribuição da carga, influencia enormemente na desempenho, aeronavegabilidade, estabilidade, controle e custo da aeronave.

• Devido a esta importância, a distribuição elíptica da sustentação é considerada como um objetivo do projeto de uma asa.

Vista frontal

Distribuição elíptica da sustentação, desprezando o influência da fuselagem e sem a atuação dos flaps.

• Características da distribuição elíptica de sustentação:

1. A região próxima a raiz entra em estol antes das pontas. Isto permite a recuperação do mergulho em parafuso, comum após estol. Assim sendo, considera-se a que distribuição elíptica da sustentação aumenta a

segurança em operação.

Distribuição não-elíptica Distribuição elíptica

2. O momento fletor na raiz da asa é uma função da distribuição de carga. Quanto mais estiver a carga concentrada perto da raiz, menor o

momento atuante, o que permite uma estrutura de asa mais leve e portanto fabricada com menor custo.

Sustentação total gerada por um metade da asa

Braço do momento fletor

Braço do momento fletor

raiz ponta raiz ponta

3. O centro de gravidade de cada metade da asa, para uma distribuição elíptica da carga, é próxima à fuselagem. Isto significa um menor

momento de inércia referente ao eixo x, o que permite uma rolagem mais rápida, aumentando a agilidade do avião.

4. O downwash é constante ao longo da envergadura, o que influencia no ângulo de ataque efetivo da empenagem horizontal.

5. O ângulo de ataque induzido da asa é constante ao longo da envergadura.

6. A asa tende a produzir o mínimo arrasto induzido possível.

7. O projeto da longarina da asa é simplificado devido à variação gradual da carga ao longo da envergadura.

• Entretanto, em um avião convencional, a asa é acoplada à fuselagem, e esta influi sobre a distribuição da sustentação.

Configuração de asa baixa sustentação sustentação asa flap flap fuselagem Importante:

O objetivo do projeto da asa é obter uma distribuição elíptica de sustentação sem

considerar as contribuições da fuselagem, flap ou de outros componentes.

Bibliografia

Mohammad H. Sadraey

Aircraft Design: A Systems Engineering Approach

Editora John Wiley & Sons, Ltd

1ª ed., 2013

Bibliografia

Mohammad H. Sadraey

Aircraft Design: A Systems Engineering Approach

Editora John Wiley & Sons, Ltd

1ª ed., 2013

Bibliografia

Dénes Bernád

Ilustrações por Don Greer, Joe Sewill e Randle Toepfer

Heinkel He 112 in action - Aircraft Number 159

Editora Squadron/Signal Publications

ISBN 0-89747-352-3