tcc albert franklin versao final 14-08-2014
Post on 04-Feb-2018
242 Views
Preview:
TRANSCRIPT
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
1/92
UNIVERSIDADE FEDERAL RURAL DO SEMI-RIDOCAMPUS ANGICOSDEPARTAMENTO DE CINCIAS EXATAS,
TECNOLGICAS E HUMANASCURSO DE CINCIA E TECNOLOGIA
ALBERT FRANKLIN DE MOURA DANTAS
ANLISE AERODINMICA DE PERFIS DE ASA PARA
VECULOS AREOS NO TRIPULADOS USANDO O
SOFTWARE XFLR5
AngicosRN
2014
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
2/92
ALBERT FRANKLIN DE MOURA DANTAS
ANLISE AERODINMICA DE PERFIS DE ASA PARA
VECULOS AREOS NO TRIPULADOS USANDO O
SOFTWARE XFLR5
Monografia, apresentada a Universidade FederalRural do Semi-ridoUFERSA Campus Angicos,para a obteno do ttulo de bacharel em Cincia eTecnologia.
Orientador: Prof. Dr. Marcos Vincius CndidoHenriquesUFERSA
AngicosRN
2014
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
3/92
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
4/92
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
5/92
Agradecimentos
Primeiramente gostaria de agradecer aos meus pais, Francisco de Paiva Dantas e FranscineideF. Moura Dantas e minhas avs Jandira de Paiva Dantas e Teresinha Saraiva de Moura, a qual
tem um profundo carinho, pois sempre nos momentos difceis esto ao meu me dando seucarinho, por sempre terem me apoiado nos momentos mais difceis que passei durante minhagraduao, na qual estes sempre me deram fora, dando conselhos e incentivando com belas
palavras de motivao e de amor carinho e afeto, alm de sempre estar colocando em suasoraes dirias. a estas pessoas que sou muito grato e dedico este trabalho, e obrigado porsempre acreditarem na minha capacidade. A vocs agradeo eternamente por tudo.
As minhas irms, Klicia de Moura Dantas e Ana Livia de Moura Paiva Dantas na qualtiveram um papel fundamental na minha formao. Muito obrigado por estarem sempre aomeu lado. Aos meus tios, Saturnino de Moura, Sandecio Moura, Francigleide de Moura,Francisca Telma, Rivanaldo Paiva, Felcia Paiva, Ruth Paiva, Miguel, Aldeni de Paiva,Elisabete Soares, aos meus padrinho Lazaro Dantas e Teresinha Cortez.
Aos meus amigos de sempre, Paulo Almeida, Cassio Moura, Luiz Wagner, Pedro Vinicius,Thallis Thawan, Fernando Henrrique, Luiz Tavares, Allison Wendel, Marcos Vidal, LennonMagno. Muito obrigado por sempre estarem apoiando este sonho na qual almejo trs anos.
Aos amigos de estudo, Junior Cardoso, Diogo Jales, Ivan, Chesman, Marcos Vinicius,Ricardo Sena, Gilvan, Italo Sabino, Daniel Galdino. Na qual pude compartilhar e receberconhecimento nas madrugas de estudo em vsperas de provas e tambm pelos pagodes nassextas a noite l no Lindomar Lanches.
Aos meus grandes amigos Jefferson Campos, Bruna Ravana, Esdras Mansur, GuilhermeAlves, Diego Medeiros, Isaac Oliveira, Eduardo Guerra, Joo Porfilio, Andrezza Coutinho,Diego Ramos, Jairo Luiz, na qual tive a oportunidade de compartilhar diversas experinciasde projeto, onde passamos horas e ate dias na universidade para desenvolver o projeto, porisso agradeo muito a vocs futuros engenheiros. Quero agradecer tambm ao projeto deextenso Calango Voador AeroDesign, na qual me deu as condies necessrias para odesenvolvimento deste trabalho, alm da oportunidade de agregar conhecimento minhaformao acadmica e pessoal.
A minha namorada Daniela dos Santos Melo, por estar comigo nos bons e maus momentosque passamos durante esta graduao. Agradecer por ter sido to companheira, durante todoesse tempo, e que eu possa retribuir tudo isso que voc fez. Assim voc tambm dedicadotodo o empenho posto neste trabalho, pois foi a sua confiana que me deu fora para concluirmais uma etapa do meu sonho. Muito obrigado por tudo.
Ao professor Dr. Alex Sandro de Arajo Silva o qual foi fundamental para a minhaaprendizagem no software XFLR 5, alm de me guiar no estudo da aerodinmica. Na qual foiessencial na escolha do tema deste trabalho. E ao professor Marcus Vinicius de SousaRodrigues pela disponibilidade para a avaliao deste trabalho.
Ao meu grande amigo e orientador do projeto Calango Voador, Mrcio Furukava, peladedicao, disponibilidade, contribuies, incentivo. Alm de ser uma das peas fundamentais
para minha formao acadmica, na qual me deu oportunidades no projeto, pelos conselhosque muitas vezes era mais um amigo do que um professor. A voc grande Furukava tambmdedico este trabalho.
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
6/92
Ao orientador deste trabalho, Marcos Vinicius que disponibilizou tempo e dedicao para meorientar, pelas contribuies dadas para o engrandecimento deste trabalho, pelo incentivo.
A todos os servidores da UFERSA que contriburam direta e indiretamente, em especial
Francisca Marrocos mais conhecida como (cabelo), branco, Leonardo, Marcos Arame pelashistorias de pescador que muitas vezes arrancavam gargalhadas mesmo nas piores horas etambm seu Ded.
Aos professores que muito contriburam para a minha formao acadmica, professora Nubia,
professor Alceu, Matheus Meneses, Ivan Mezzomo, Gustavo Rebouas, Joselito Medeiors,
professora Marcilene Nobrega, professor Lucas Ambrsio, Gilson Lopes.
A todos os meus familiares e amigos na qual me esqueci de citar mais que de certa forma
contriburam e torceram por minha vitria.
A todos vocs serei eternamente grato!
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
7/92
Isto para os loucos. Os desajustados.Os rebeldes. Os criadores de caso. Os que so
peas redondas nos buracos quadrados. Os queveem as coisas de forma diferente. Eles nogostam de regras. E eles no tem nenhumrespeito pelo status. Voc pode cit-los,discordar deles, glorifica-los ou difam-los.Mas a nica coisa que voc no pode fazer
ignor-los. Por que eles mudam as coisas. Elesempurram a raa humana para frente.Enquanto alguns os veem como loucos, nsvemos gnios. Por que as pessoas que soloucas o suficiente para achar que podemmudar o mundo so as que, de fato, mudam
Think different.
(Apple).
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
8/92
Resumo
O principal foco da aviao mundial atualmente desenvolver novas tecnologias quepossam viabilizar cada vez mais os voos continentais, alm de aeronaves para defesa doespao areo. Os Veculos Areos no Tripulados (VANTs) surgiram devido necessidade dese reduzir custos com operaes militares de alto risco, alm de assegurar a vida de pilotos.Com o decorrer dos anos, os VANTs ganharam espao nas reas de geoprocessamento remotoe vigilncia do territrio nacional, entre outras aplicaes. A aerodinmica um doselementos cruciais a serem considerados nos projetos de VANTs. O estudo da aerodinmicaenvolve diversos parmetros importantes para o entendimento do escoamento de fluidos, oqual faz parte crucial deste trabalho. O presente trabalho apresenta o processo de anlises em
perfis aerodinmicos de alta sustentao visando aplicao em um projeto de um VANT depequeno porte. O desenvolvimento do trabalho usou como mtodo a anlise grfica dos
coeficientes aerodinmicos dos perfis, de forma a representar os efeitos reais de um estudocom simulao em tnel de vento. Este estudo teve como base uma reviso bibliogrfica dosprincipais autores que abordam a aerodinmica aplicada a veculos. Foram usadas simulaesem oito aeroflios disponveis no site (aerospace.illinois.edu), utilizando o software XFLR 5do Instituto de Tecnologia de Massachusetts, com o intuito de analisar e definir um ou mais
perfis que possam atender a um projeto de um VANT de pequeno porte. faremos algumasdiscusses a respeito das analises obtidas.
Palavras-chave:Aerodinmica. VANT. Simulao numrica. XFLR 5.
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
9/92
Lista de figuras
Figura 1:Exemplo de um aeroflio aerodinmico............................................................................... 10
Figura 2:Geometria de um Perfil........................................................................................................ 12
Figura 3:Representao do perfil 4 dgitos......................................................................................... 13
Figura 4:Representao do perfil 5 dgitos......................................................................................... 13
Figura 5:Representao do perfil NACA serie 1................................................................................ 14
Figura 6:Representao do perfil NACA srie 6 dgitos.................................................................... 14
Figura 7:CLARK Y: Espessura de 0.1171, Raio do bordo de ataque do perfil 0.0128, Camber 0.0343............................................................................................................................................................... 15
Figura 8:NACA 23012: Espessura 0.1201, Raio do bordo de ataque 0.0171, Camber 0.0146.......... 15
Figura 9:NACA 0012: Espessura 0012, raio do bordo de ataque 0.0172, camber 0.00..................... 15
Figura 10:NACA 6409: Espessura 0.0903, raio do bordo de ataque 0.0096, camber 0.0586............ 16
Figura 11:CLARK YS: Espessura 0.1170, Raio do bordo de ataque 0.0047, Camber 0.0280........... 17
Figura 12:HEPPERLER MH-18: Espessura 0.1113, Raio do bordo de ataque 0.0047, Camber 0.00............................................................................................................................................................... 17
Figura 13:NACA MUNK/M-18: Espessura 0.1202, Raio do bordo de ataque 0.0435, Camber 0.0411............................................................................................................................................................... 17
Figura 14:WORTMANN: Espessura 0.1261, Raio do bordo de ataque 0.0199, Camber 0.0440....... 17
Figura 15:LIEBECK LA 203 A: Espessura 0.1214, Raio do bordo de ataque 0.0316, Camber 0.0869............................................................................................................................................................... 18
Figura 16: SELIG 1223: Espessura 0.1214, Raio do bordo de ataque 0.0316, Camber 0.0869.......... 18
Figura 17:EPPLER 423: Espessura 0.1252, Raio do bordo ataque 0.0333, Camber 0.0548.............. 18
Figura 18: WORTMANN FX 74-CL5-140: Espessura 0.1644, Raio do bordo de ataque 0.0075,
Camber 0.1086...................................................................................................................................... 19
Figura 19:Variao de velocidade entre a parte superior e inferior do perfil..................................... 21
Figura 20:Perca de sustentao devido a inclinao da asa................................................................ 22
Figura 21:Representao do efeito do escoamento do ar em alguns tipos de superfcies................... 24
Figura 22:Exemplo de como relacionada a posio do centro aerodinmico.................................. 29
Figura 23:Esboo da asa para determinao da corda mdia ............................................................. 32
Figura 24:Aeroflio discretizado, mostrando os pontos de controle.................................................. 33
Figura 25:Linhas de trajetria de partculas em um fluxo de estado estacionrio sobre um aeroflio apartir de um sistema de coordenadas fixo-corpo................................................................................... 34
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
10/92
Figura 26:Esquema de direes da velocidade em um escoamento, paralelo ao elemento dl sobre umalinha de corrente.................................................................................................................................... 34
Figura 27:Esquema demonstrativo dos aeroflios que sero utilizado nas analises........................... 43
Figura 29:Representao da asa, em sua vista superior...................................................................... 47
Figura 30: Passo Passo para analise no XFLR 5............................................................................... 51
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
11/92
Lista de grficos
Grfico 1:Coeficiente de sustentao em funo da inclinao (alpha) para o grupo 1...................... 54
Grfico 2:Coeficiente de arrasto em funo da inclinao (alpha) para o grupo 1............................. 56
Grfico 3:Coeficiente de momento no perfil em funo da inclinao (alpha) para o grupo 1.......... 57
Grfico 4:Eficincia dos perfis em funo da inclinao (alpha) para o grupo 1............................... 58
Grfico 5:Polar de arrasto em funo da inclinao (alpha) para o grupo 1....................................... 59
Grfico 6:Coeficiente de sustentao em funo de alphapara o grupo 2......................................... 60
Grfico 7:Coeficiente de arrasto em funo de (alpha)para os perfis do grupo 2............................. 61
Grfico 8:Resultado do coeficiente de momento em funo de (alpha) para o grupo 2..................... 62
Grfico 9: Eficincia do perfil em funo do ngulo de ataque (alpha) para o grupo 2 ..................... 63
Grfico 10: Polar de arrasto dos perfis do grupo 2 ............................................................................. 65
Grfico 11:Resultado do coeficiente de sustentao em funo (alpha) analise final........................ 66
Grfico 12:Coeficiente de arrasto em funo (alpha) analise final..................................................... 67
Grfico 13:Coeficiente de momento em funo (alpha) analise final................................................ 68
Grfico 14:Polar de arrasto para trs numero de Reynolds na analise final........................................ 69
Grfico 15: Analise da eficincia dos perfis para trs nmeros de Reynolds...................................... 71
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
12/92
Lista de imagens
Imagem 1:Os primeiros inventos de Da Vinci. ..................................................................................... 6
Imagem 2:Primeiro voo 14 bis, com Alberto Santos Dumont. ............................................................. 7
Imagem 3:Evoluo do design nas aeronaves. ...................................................................................... 9
Imagem 4:Exemplo de aeronaves que usam aeroflio "reflex". ......................................................... 16
Imagem 5: Efeitos visveis causados pelo arrasto induzido na asa de uma aeronave. ......................... 26
Imagem 6:Formao em V dos pssaros para reduzir o arrasto. ......................................................... 26
Imagem 7:Momento em um perfil em funo do ngulo de inclinao (alfa). ................................... 27
Imagem 8: Representao escoamento laminar e turbulento em torno de um perfil. .......................... 30
Imagem 9:Representao dos Vrtices na ponta da asa. ..................................................................... 30
Imagem 10:Alguns VANTs fabricados pelas principais empresas do seguimento. ............................ 40
Imagem 11: Projeto elaborado pela AVIBRAS LAAD e projeto DPA-VANT - Acau .................... 40
Imagem 12:Detalhamento no motor especificado para o VANT. ....................................................... 44
Imagem 13:(ESC) Turnigy 60A especificado para o projeto. ............................................................. 45
Imagem 14:Hlice especificada para o projeto do VANT. ................................................................. 46
Imagem 15:Ilustrao da aeronave no software NX.8 SIEMENS. ..................................................... 47
Imagem 16:Especificao de como inserir os dados e escolher o tipo de analises. ............................ 51Imagem 17:Esquema de como inserir o numero Reynolds mnimo e mximo no XFLR 5 .............. 52
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
13/92
Lista de smbolos
Presso
Velocidade do escoamento ou velocidade da aeronave Densidade do fluidoCorda mdia aerodinmica do perfil Coeficiente de arrasto induzido
Coeficiente de sustentao do perfilgAcelerao gravitacional
MMomentoCrCorda na asa raiz da asa
Ct- Corda na ponta da asa
cdCoeficiente de arrasto do perfil
L Fora de sustentao
DFora de arrasto
VcruVelocidade de cruzeiroVestolVelocidade de estol,(m/s)
- ngulo de ataque, (graus)
CDCoeficiente de arrasto da aeronave
ReNmero de Reynolds
Coeficiente de arrasto induzido do perfil
Alongamento da asa Coeficiente de momento do perfil Viscosidade dinmica do ar
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
14/92
Sumrio
1. INTRODUO ................................................................................................................................. 1
1.1 JUSTIFICATIVA.............................................................................................................................. 3
1.2 OBJETIVOS..................................................................................................................................... 4
1.2.1 Objetivo Geral .............................................................................................................................. 4
1.2.2 Objetivos especficos .................................................................................................................... 4
1.3 DESCRIO DOS CAPTULOS.................................................................................................... 4
2.REVISO BIBLIOGRFICA ......................................................................................................... 6
2.2 AERODINMICAS NA AVIAO............................................................................................... 8
2.3PERFIS AERODINMICOS......................................................................................................... 102.4 GEOMETRIA DE UM PERFIL..................................................................................................... 11
2.5 FAMLIAS DE UM PERFIL.......................................................................................................... 12
2.6 EXEMPLO DE PERFIS MAIS ULTILIZADOS........................................................................... 14
2.6.3 OS PERFIS DE ALTA SUSTENTAO................................................................................... 18
2.7 FORAS ATUANTES EM TORNO DE UM AEROFLIO........................................................ 19
2.7.1 PRESSO EM TORNO DO PERFIL.......................................................................................... 19
2.7.3 FORA DE SUSTENTAO.................................................................................................... 20
2.7.4 FORA DE ARRASTO............................................................................................................... 23
2.7.5 MOMENTO EM UM PERFIL.................................................................................................... 27
2.7.6 CENTRO AERODINMICO...................................................................................................... 28
2.7.7 NUMERO DE REYNOLDS........................................................................................................ 29
2.7.9 CORDA MEDIA AERODINMICA......................................................................................... 31
2.8 MTODO DOS PAINEIS.............................................................................................................. 32
2.8.1 ESCOAMENTO POTENCIAL PARA O MTODO DOS PAINEIS......................................... 36
2.9 RECURSOS COMPUTACIONAIS PARA ANALISE DE AEROFOLIOS.................................. 36
2.9.1 XFRL 5 ....................................................................................................................................... 38
2.9 VANTs............................................................................................................................................ 39
3.DESCRIO DA AERONAVE .................................................................................................... 42
4. METODOLOGIA ........................................................................................................................... 48
5. RESULTADO E DISCURSES .................................................................................................... 53
5.1 ANALISE DO COEFICIENTE DE SUSTENTAO GRUPO 1 ................................................. 53
5.1.1 ANALISE DO COEFICIENTE DE ARRASTO DO GRUPO 1................................................. 55
5.1.2 ANALISE DO COEFICIENTE DE MOMENTO DO GRUPO 1............................................... 565.1.3 ANALISE DA EFICINCIA DOS PERFIS DO GRUPO 1........................................................ 57
5.1.4 ANALISE DA PORLAR DE ARRASTO DOS PERFIS DO GRUPO 1 .................................... 58
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
15/92
5.1.5 ANALISE DA DO COEFICIENTE DE SUSTENTAO DOS PERFIS DO GRUPO 2
................................................................................................................................................................60
5.1.6 ANALISE DA DO COEFICIENTE DE ARRASTO DOS PERFIS DO GRUPO 2................... 61
5.1.7 ANALISE DA DO COEFICIENTE DE MOMENTO DOS PERFIS DO GRUPO 2................. 625.1.8ANALISE DO COEFICIENTE DE SUSTENTAO DOS PERFIS DO GRUPO2..............................................................................................................................................................635.1.9 ANALISE DA POLAR DE ARRASTO DOS PERFIS DO GRUPO 2 ....................................... 64
5.2 COEFICIENTE DE SUSTENTAO DOS PERFIS NA ANALISE FINAL .............................. 65
5.2.1 COEFICIENTE DE ARRASTO DOS PERFIS NA ANALISE FINAL ...................................... 66
5.2.2 COEFICIENTE DE MOMENTO DOS PERFIS NA ANALISE FINAL.................................... 68
5.2.3 POLAR DE ARRASTO DOS PERFIS NA ANALISE FINAL.................................................. 69
5.2.4 EFICIENCIA DOS PERFIS NA ANALISE FINAL................................................................... 70
5.2.5 DISCUSES................................................................................................................................ 71
6. CONCLUSES ............................................................................................................................... 73
REFERNCIAS .................................................................................................................................. 75
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
16/92
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
17/92
2
to importante para a engenharia contempornea como as dimenses tericas e experimentais
(WENDT, 2009). Este trabalho usar a ferramenta XFLR5, a qual baseada no chamado
mtodo dos painis, para uma anlise computacional das foras geradas pelo escoamento
devido a diferentes perfis aerodinmicos, visando escolha de perfis que melhor se ajustem a
baixos nmeros de Reynolds, com a finalidade de encaixar em projeto de uma asa destinada a
um VANT.
O presente trabalho ir abordar uma reviso bibliogrfica e histrica da evoluo dos
perfis aerodinmicos desde seu surgimento assim como seus conceitos. Tambm abordaremos
como sero realizadas as anlises para obteno dos coeficientes de sustentao, momento,
arrasto e eficincia do perfil entre outros parmetros que influenciam a escolha destes. E por
fim analisaremos os resultados obtidos e as discusses.
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
18/92
3
1.1 JUSTIFICATIVA
O presente trabalho tem a finalidade de mostrar como a aerodinmica dos perfis
influencia o desenvolvimento e evoluo do projeto de novas aeronaves. uma das reas deaplicao na indstria recebendo maior ateno atualmente, j que trabalha com um dos
principais elementos de uma aeronave, que a asa.
A indstria h muitos anos vem buscando meios que reduzam custos para o
desenvolvimento de novas aeronaves, boa parte desses gastos resultante da anlise de
projetos com tneis de vento. Os mtodos numricos podem reduzir sensivelmente o tempo
para novos projetos, podendo levar a aproximaes de condies reais, com boa
confiabilidade. Um dos vriossoftwaresusados para tais simulaes de resposta aerodinmica
em torno de perfis o XFLR5, que tem como plataforma do XFOIL desenvolvido por Mark
Drella em 1988 no MIT (Massachusetts Institute of Technology). O software usa uma
combinao de mtodos numricos tais como: teoria da linha sustentadora, mtodo da Malha
de Vrtices (VLM) e mtodo dos painis tridimensional (DRELA, 2012). Segundo Clark
(2013) a plataforma do software XFLR5 disponibiliza as ferramentas necessrias para um
bom projeto, e de uma forma grfica intuitiva.
Todos esses artifcios citados servem como base para o projeto de novas aeronaves
mais eficientes, um exemplo disso o desenvolvimento constante de aeronaves no tripuladas
conhecidas como VANTS. Esses veculos podem alcanar grandes distncias, alm de
cumprir misses as quais muitas vezes aeronaves tripuladas no podem fazer, por questes de
segurana.
Alm disso, o Brasil hoje tem um grande problema com a entrada de produtos ilcitos
por suas fronteiras. Tais problemas esto relacionados ao seu grande territrio, assim se
fazendo necessrias aplicaes dessa nova tecnologia, para planejamento de operaes e
combate a tais atos ilcitos. (SILVA, 2013) O desenvolvimento dessa tecnologia tem o custo
muito mais baixo se comparado com aeronaves maiores, que necessitam de pilotos. Alm
disso, com aeronaves no tripuladas, o risco de se perder vidas em misses reduzido.
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
19/92
4
1.2 OBJETIVOS
1.2.1 Objetivo Geral
O objetivo geral consiste em avaliar famlias de perfis com vrios tipos geomtricos
diferentes a fim de encontrar um ou mais que atendam as necessidades para um projeto de
uma asa destinada a um VANT, utilizando software livre, que o XFLR 5, que tem como
principal funo simular um tnel de vento, para que se possam avaliar as caractersticas de
cada perfil.
1.2.2 Objetivos especficos
Estudar e analisar os diversos parmetros que envolvem o desenvolvimento da escolha
de perfis aerodinmico para projetos de asas de VANTs;
Mostrar as etapas que constituem a modelagem de perfis aerodinmicos usando
especificamente osofrwarelivre XFLR 5;
Obteno de perfis ideais a partir da famlia de perfis disponveis na University of
Illinois at Urbana-champaign Airfoil Data site (UUUC, 2014).
1.3
DESCRIO DOS CAPTULOS
O captulo 2 refere-se fundamentao terica sobre o tema do trabalho. Neste
capitulo ser mostrado a historia dos perfis aerodinmicos assim como seu desenvolvimento
ao longo dos anos, tambm ser abordado s caractersticas do escoamento de fluidos em
corpos rgidos e algumas informaes sobre o software utilizado neste trabalho.
O capitulo 3 apresenta algumas descries da aeronave, bem como da asa na qual se
destina encontrar um perfil aerodinmico que possa compor esta. Nesse captulo iremos
mostrar alguns dos requisitos como peso mximo e tamanho da asa, para que as anlises
possam ser feitas.
O captulo 4 detalha o mtodo utilizado para a realizao das anlises. Neste captulo
ser detalhado o passo a passo no software a fim de mostrar ao leito a forma correta de inserir
os dados.
O capitulo 5 mostra os resultados obtidos, auxiliado de algumas observaes do autor
deste trabalho.
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
20/92
5
O capitulo 6 apresenta a concluso sobre o assunto estudado, assim apresentando a
escolha feita com base nas simulaes realizadas.
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
21/92
6
2. REVISO BIBLIOGRFICA
2.1 BREVE CONTEXTO HISTRICO. (Aerodinmica)
Sempre que um corpo tenta se deslocar atravs de um meio fluido, uma fora contraria
exercida a fim de parar o movimento. Essas observaes foram percebidas muito tempo
depois dos primeiros relatos de inventos de mquinas voadoras projetados por Leonardo Da
Vinci, na qual datam de cinco sculos atrs, segundo Arrase (1997). Como o principio
aerodinmico no eram compreendidos nessa poca, esses projetos quase sempre davam
errado. Mais tarde, com o avano da tecnologia, foi possvel fazer observaes detalhadas dos
fenmenos que envolvem o escoamento do ar sobre um corpo rgido obedecendo s leis da
fsica, tambm foi possvel formular equaes que seriam mais tarde as ferramentas
necessrias para a melhor compreenso da mecnica do movimento do ar, hoje denominada
aerodinmica, alguns dos inventos de Da Vinci pode ser visto na imagem 1.
Imagem 1: Os primeiros inventos de Da Vinci.
Fonte: Disponvel em:http://commons.wikimedia.org/wiki/File:Leonardo_da_Vinci_helicopter_and_lifting_wing.jpg.
A cincia passou por varias turbulncias durante muito tempo, no perodo do imprio
Romano, na qual o pensamento intelectual foi bastante afetado, considerada como idade dastrevas para a cincia, segundo Anderson (1997). Sculos mais tarde, aps os anos de guerras
que atrasaram a cincia, surgiu um homem chamado Leonardo Da Vinci (1452-1519) o qual
considerado um dos primeiros grandes intelectuais que comearam a formular teorias sobre a
mecnica de voo. Historiadores descobriram documentos que revelaram vrios prottipos de
helicpteros e o que se acredita ser um prottipo de um dispositivo para planar. Os conceitos
de aerodinmica de Da Vinci foram surpreendentemente avanados para sua poca e teria
composto um salto quntico no estado da arte da aerodinmica se suas descries sobre as
http://commons.wikimedia.org/wiki/File:Leonardo_da_%20Vinci_helicopter_and_lifting_wing.jpghttp://commons.wikimedia.org/wiki/File:Leonardo_da_%20Vinci_helicopter_and_lifting_wing.jpghttp://commons.wikimedia.org/wiki/File:Leonardo_da_%20Vinci_helicopter_and_lifting_wing.jpghttp://commons.wikimedia.org/wiki/File:Leonardo_da_%20Vinci_helicopter_and_lifting_wing.jpg -
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
22/92
7
suas teorias tivessem sido disseminadas, pois muitos dos seus documentos foram reescritos,
Anderson (1997).
O sculo XX foi marcado pelo primeiro voo de uma aeronave movida proporomecnica. A inveno foi completa e dominava todos os principais atributos de um avio
moderno, segundo engel e Cimbala (2007). Mais uma srie de problemas envolvendo a
aerodinmica como movimenta de vrtices, os diversos tipos de arrastos e anlises detalhadas
da presso existente nas asas. Todas essas caractersticas fundamentais eram muitas vezes
desprezadas j que eles no possuam ferramentas necessrias para tais anlises.
Segundo Barros (2006), o primeiro voo aconteceu no campo de Bagattele na Frana no
dia 23 outubro de 1906 com o brasileiro Alberto Santos Dumont de Andrade, mostrado na
imagem 2. O grande inventor brasileiro terminou seus estudos na Frana, onde aprofundou o
seu conhecimento das teorias e equaes formuladas por grandes nomes como Reynolds,
Stokes, William Thomson, Lord Kelvin entre outros, buscavam entender e explicar os
fenmenos contidos na mecnica do voo como entre outras reas da cincia. Esses estudos
foram fundamentais para descrever leis que mais tarde serviriam como base para aplicaes
em diversas reas, e essencialmente na aviao. O feito de Dumont revolucionou as relaes
transcontinentais, sendo hoje o avio um dos transportes mais usado em todo o mundo.
Imagem 2: Primeiro voo 14 bis, com Alberto Santos Dumont.
Fonte:Disponvel em: http://en.wikipedia.org/wiki/Santos-Dumont_14-bis
O grande avano da cincia que estuda o comportamento dos fluidos em movimento
denominada mecnica dos fluidos se deu principalmente quando os engenheiros perceberam
que era possvel melhorar significativamente e aumentar a autonomia dos veculos, ajudando
tambm a melhorar eficincia das aeronaves. A mecnica dos fluidos tem como principal
http://en.wikipedia.org/wiki/Santos-Dumont_14-bishttp://en.wikipedia.org/wiki/Santos-Dumont_14-bis -
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
23/92
8
objetivo nos dar ferramentas necessrias para a melhor compreenso dos fenmenos das
foras envolvidas em deslocamento no ar e definirmos o quanto ou no aerodinmico o
projeto na qual se deseja analisar.
A aerodinmica s veio a ter realmente importncia no sculo XIX e XX. Segundo
Anderson (1997), Aerodinmica o ramo da dinmica que trata do movimento de ar e outros
fluidos gasosos e das foras que atuam sobre corpos em movimento em relao a tais fluidos.
A partir do sculo XX, com o desenvolvimento de aeronaves capazes de atingir velocidades
cada vez maiores, houve uma necessidade de se ter anlises mais precisas de todos os efeitos
presentes nos voos. Com isso, foi preciso que o estudo do escoamento e conceito dos
designes das aeronaves evolussem para patamares cada vez mais sofisticados, a fim de se
acompanhar tendncia do mercado, buscando reduzir o consumo e aumentando a velocidade e
conforto das aeronaves.
2.2 AERODINMICAS NA AVIAO
Os conceitos aerodinmicos surgiram bastante tempo depois da inveno do
automvel, pois os carros da poca no precisavam se preocupar com sua forma quadrada j
que no conseguiam empenhar grandes velocidades segundo Ribeiro (2011). Logo, com a
necessidade de veculos mais rpidos observou-se a necessidade do estudo dos fenmenos
existentes em um deslocamento em um meio fluido. Assim aerodinmica veio ganhando seu
espao conforme os engenheiros adquiriam ferramentas que facilitavam as analises. A
evoluo da aerodinmica das aeronaves deu um salto enorme em poucos anos, devido
chegada dos computadores, que aumentavam a velocidade dos clculos e resultados obtidos.
Aps o primeiro voo de aeronave mais pesada que o ar, muito se evoluiu, trazendo um
avano enorme ate mesmo para outras reas do ramo da cincia, j que muitos conceitos emateriais usados para a aviao so hoje utilizados em vrios outros projetos de engenharia,
direta ou indiretamente. A evoluo nos projetos foi necessria em todos os campos da
cincia, mais principalmente no ramo da aviao, pois esse setor contm uma das reas onde
mais se inova e incorpora os maiores ndices de nvel tecnolgico, tornando-se um dos setores
com maior importncia na economia mundial, segundo (RIBEIRO, 2011). Todo comrcio
mundial depende de suas mercadorias, uma vez que elas so transportadas todos os dias por
diversas aeronaves em todo o mundo. Essa globalizao s possvel devido as incessantespesquisas e investimentos, a fim de se melhorar gradativamente os conceitos de designs e se
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
24/92
9
encontrar sempre a melhor opo para o projeto de uma aeronave mais leve, econmica e com
maior alcance, e que sempre tenha uma viabilidade de construo. Na imagem 3 mostrado a
evoluo das aeronaves com decorrer dos anos.
Imagem 3: Evoluo do design nas aeronaves.
Fonte: Disponvel em: http://pt.wikipedia.org
A poca de maior desenvolvimento da aviao mundial se deu na segunda guerra
mundial, se vendo a necessidade de se aumentar o poderio de guerrilha. Logo os EUA e a
Alemanha investiram pesado em armamentos blicos, assim como em novas tecnologias para
que os avies fossem cada vez mais decisivos em suas misses. Assim, muitos dos conceitos
e matrias usados nos projetos durante a guerra serviram para diversas aplicaes,
principalmente na aviao que em poucos anos conseguiu o avano enorme em tecnologia
militar. Ao longo dos anos algumas empresas se dedicaram ao estudo e desenvolvimento de
aeronaves cada vez mais eficientes e com maior capacidade de carga. Segundo Miranda
(2013), os grandes avanos foram obtidos atravs de pesquisas que resultaram em fantsticas
melhorias aerodinmicas e de desempenho das aeronaves, as quais favoreceram assim ao
projeto e a construo de avies capazes da realizao de voos transcontinentais, aeronaves
cuja velocidade ultrapassa a barreira do som e at a realizao de voos espaciais. Empresas
especializadas como AIRBUS, BOING, EMBRAER, atualmente so referncia no mercado,
uma das grandes realizaes da aviao foi o maior avio de passageiros do mundo o gigante
A380 da Airbus. Tambm uma das grandes faanhas da aviao mundial foi o
desenvolvimento de avies capazes de cruzar a barreira do som, e no Brasil temos a referncia
em construo e projetos de jatos comerciais, executivos e avies agrcolas produzidos pela
Embraer.
Cada vez mais as aeronaves vo mudando seus aspectos, buscando sempre conceitos
ambiciosos, capazes de levantar questes como se realmente possvel de ser feito.
Exemplo disso A380 da companhia Airbus S.A.S. que o maior avio comercial de
passageiros da histria, com capacidade para transporte de 555 a 845 passageiros com
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
25/92
10
autonomia de voo de 15.700km. Dentro do mesmo contexto podemos tambm exemplificar os
caas desenvolvidos pelas foras armadas Americanas e Russas capazes de ultrapassar a
barreira do som. Todos esses triunfos na historias da aviao mundial, desde o primeiro voo
do 14 bis at o voo inaugural do gigante do ar A380 entre outros avies de grande porte, ou
caas entre outros de diversas aplicaes, s foram possveis devido as pesquisas, e estudos de
diversas pessoas que se dedicaram a estudar o comportamento de diversos fenmenos. Alm
disso, a grande parte desses feitos histricos se deu por conta de um dispositivo que
proporcionou o grande desenvolvimento de aeronaves cada vez mais eficientes e com
caractersticas diversas, dispositivo esse chamado de perfis aerodinmicos ou Airfoil
Aerodynamics.Como pode ser visto na figura 1.
Figura 1:Exemplo de um aeroflio aerodinmico.
Fonte: Autoria prpria (2014)
2.3 PERFIS AERODINMICOS
A histria dos perfis aerodinmicos longa e envolve vrios nomes que contriburam
para o desenvolvimento e aperfeioamento de perfis mais eficientes. Segundo Miranda
(2013), os termos mais comuns para especificar essas superfcies que geram a sustentao nasasas das aeronaves so aeroflio e perfis aerodinmicos. O perfil aerodinmico uma das
partes principais no desempenho de uma aeronave, pois esse dispositivo o responsvel por
promover as foras necessrias para que o voo de um objeto mais pesado que o ar seja
possvel. Miranda (2013) define perfil aerodinmico como sendo uma superfcie projetada
com a finalidade de se obter uma reao aerodinmica a partir do escoamento do fluido ao seu
redor. O estudo dos perfis aerodinmicos teve inicio no sculo XX, a partir de observaes
que abriram caminho para teorias e formulaes matemticas que representassem os efeitosestudados em tnel de vento. Os primeiros aeroflios desenvolvidos eram superfcies que
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
26/92
11
estavam longe de serem consideradas como perfis de alto desempenho, e s no comeo da
dcada de 20, a NACA iniciou um grande projeto experimental, o qual tinha o principal
intuito de desenvolver perfis com grande capacidade aerodinmica e de que facilitassem a
construo das asas. Alm disso, a NACA tinha como objetivo criar e classificar todas as
famlias de aeroflios, e mostrar os efeitos associados para cada tipo de geometria especifica.
Cada aeroflio recebeu sua nomenclatura e foi classificado e separado para melhor
organizao dos perfis desenvolvidos. A separao das geometrias se iniciou pela famlia de
quatro dgitos, NACA 4412 e todo o desenvolvimento da NACA foi baseado na definio da
geometria da distribuio de espessuras do perfil e da sua linha mdia, segundo Rosa (2006).
A partir da dcada de 70 tivemos enormes avanos com os computadores que
possibilitaram aumentar a velocidade das anlises. Assim as pesquisas de desenvolvimento de
perfis passaram por mudanas, na qual as anlises comearam a seguir uma linha de
procedimentos chamada de mtodo reverso. Segundo Rosa (2006) esse mtodo utiliza uma
distribuio de presso para cada uma das duas superfcies, a partir deste dado que a
geometria do perfil pode ser criada. A partir desse mtodo foi possvel se chegar a uma grande
quantidade de perfis com vrias caractersticas e aplicaes diferentes. O mtodo
revolucionou o progresso da criao de perfis sendo usado at hoje para o desenvolvimento deperfis aerodinmicos de alto desempenho. Algumas dessas gamas de famlias de perfis podem
ser citadas, como por exemplo, Drela, Eppler, Hepperle, Larrabbe, Liebeck, Lissaman, Selig,
Wortmann entre outras.
2.4 GEOMETRIA DE UM PERFIL
Para o estudo do perfil aerodinmico de essencial importncia conhecer a geometria
do aeroflio por meios de seus parmetros, assim Rosa (2006) lista os principais parmetrosmostrados na figura 2.
Temos ento as caractersticas geomtricas de um perfil, os quais sero explicados abaixo:
Espessura mxima: a relao entre altura mxima e o comprimento da corda. Essaespessura medida perpendicularmente corda.
Altura mxima (camber): o ponto na qual a linha mdia tem a maior altura devidoao arqueamento da linha mdia.
Linha mdia: a linha de arqueamento mdio do perfil, que representa o ponto mdioentre os pontos que esto contidos entre a linha superior e a linha inferior do perfil.
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
27/92
12
Corda: o seguimento do comprimento do centro de referncia at a outraextremidade, a qual denominada bordo de fulga do perfil.
Raio do bordo de ataque: o raio no qual se determina a curvatura do bordo de ataque
do perfil, e esse raio medido em porcentagem da corda.
Figura 2:Geometria de um Perfil.
Fonte: Rosa (2006, p.86)
A geometria do perfil funo exclusivamente da corda, todos os seus parmetros so
dependentes em porcentagem de seu comprimento. Segundo Rosa (2006), normalmente
considera-se corda unitria, com os postos iniciando no bordo de fuga, seguindo pela
superfcie superior e retornando pela superfcie inferior, desta forma percorrendo um sentindo
anti-horrio.
2.5 FAMLIAS DE UM PERFIL
As famlias de perfis so classes que diferenciam os mais variados tipos de aeroflios,
e assim agrupam de forma organizada cada tipo de perfil. As famlias de perfis iniciaram com
a pesquisa sistematizada sobre diferentes geometrias, inicialmente de uma forma emprica e
progressivamente adotando critrios mais cientficos, segundo Rosa (2006). O
desenvolvimento continuo de vrios engenheiros da poca, mostrou o caminho para as novas
famlias de perfis de alto desempenho. Entre esses novos aeroflios, segundo Rosa (2006), as
primeiras classes de aeroflios desenvolvidos foram as das sries Gttingen e Clark. Este
ltimo pode ser encontrado nas series K; V; W; X ;Y ; Z ; Y; YH; YM15; YM18; YS. Esses
so s alguns dos perfis mais usados at hoje em alguns projetos de asas de aeronaves de
pequeno porte.
A principal linha de pesquisa para o desenvolvimento de aeroflios de altodesempenho era feito pela NACA, antiga agncia espacial norte-americana que antecedeu a
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
28/92
13
NASA, e assim os aeroflios tiveram sua famlia batizada com esse nome, segundo fonte do
site discoverybrasil.uol1. E abaixo so mostradas as caractersticas de algumas famlias de
perfis NACA e suas nomenclaturas.
Figura 3: Representao do perfil 4 dgitos.
Fonte: Autoria prpria (2014)
Exemplo, NACA 0012
Figura 4: Representao do perfil 5 dgitos.
Fonte: Autoria prpria (2014)
Exemplo, NACA 23017
1Disponivel em: http://discoverybrasil.uol.com.br/web/nasa/terra/naca/?page=1> : Acesso em : 30
de junho. 2014
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
29/92
14
Figura 5: Representao do perfil NACA serie 1
Fonte:Autoria prpria (2014)
Exemplo, NACA 16-006
Figura 6: Representao do perfil NACA srie 6 dgitos
Fonte: Autoria prpria (2014)
Exemplo, NACA 66,1-212
2.6 EXEMPLO DE PERFIS MAIS ULTILIZADOS
O estudo dos aeroflios mostrou aos engenheiros que para cada tipo de perfil h uma
aplicao diferente na qual o perfil ter maior eficincia. Dessa forma possvel termos um
padro especifico de perfis para cada tipo de aplicao, por exemplo, perfis usados para
aeronaves destinadas a voar em velocidade supersnica, ou aeronaves que so destinadas a
voar em baixas velocidades.
2.6.1 PERFIS CLSSICOS
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
30/92
15
Segundo Rosa (2006), os perfis ditos clssicos so aqueles que so desenvolvidos sem
o auxilio de tcnicas computacionais modernas, incluindo os perfis desenvolvidos
empiricamente. Mostraremos abaixo os perfis ditos clssicos, onde usamos o software XFLR
5 para obter as imagens dos perfis.
Figura 7: CLARK Y: Espessura de 0.1171, Raio do bordo de ataque do perfil 0.0128, Camber 0.0343
Fonte:Autoria prpria (2014)
Figura 8:NACA 23012: Espessura 0.1201, Raio do bordo de ataque 0.0171, Camber 0.0146
Fonte: Autoria prpria (2014)
Figura 9:NACA 0012: Espessura 0012, raio do bordo de ataque 0.0172, camber 0.00
Fonte:Autoria prpria (2014)
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
31/92
16
Figura 10:NACA 6409: Espessura 0.0903, raio do bordo de ataque 0.0096, camber 0.0586
Fonte:Autoria prpria (2014)
2.6.2 PERFIS DO TIPO REFLEX
Imagem 4: Exemplo de aeronaves que usam aeroflio "reflex".
Fonte: Disponvel em:http://pt.wikipedia.org/wiki/Asa_voadora
So perfis em que o coeficiente de momento ao redor do perfil aproximadamente
zero (Cm0). Rosa (2006)define que um perfil reflex quando a sua linha mdia sofre uma
inflexo prxima ao bordo de fuga. Em outras palavras, esses perfis so utilizados para
diminuir o momento na asa, j que o prprio aeroflio tem uma toro negativa, prximo ao
bordo de fuga, assim neutralizando o momento. Esses tipos de perfis geralmente so muito
utilizados em projeto de asas voadoras, j que esses tipos aeronaves no disponibilizam desuperfcies capazes de fornecer estabilidade a aeronave, e assim a prpria asa deve ser estvel.
Acima na imagem 4 mostrado um exemplo de aeronaves que usam os aeroflios do tipo
reflex, e nas figuras abaixo so mostrados esses tipos de perfis.
http://pt.wikipedia.org/wiki/Asa_voadorahttp://pt.wikipedia.org/wiki/Asa_voadora -
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
32/92
17
Exemplo de Perfis REFLEX
Figura 11:CLARK YS: Espessura 0.1170, Raio do bordo de ataque 0.0047, Camber 0.0280
Fonte: Autoria prpria (2014)
Figura 12:HEPPERLER MH-18: Espessura 0.1113, Raio do bordo de ataque 0.0047, Camber 0.00
Fonte: Autoria prpria (2014)
Figura 13:NACA MUNK/M-18: Espessura 0.1202, Raio do bordo de ataque 0.0435, Camber 0.0411
Fonte: Autoria prpria (2014)
Figura 14:WORTMANN: Espessura 0.1261, Raio do bordo de ataque 0.0199, Camber 0.0440
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
33/92
18
Fonte: Autoria prpria (2014)
2.6.3 OS PERFIS DE ALTA SUSTENTAO
Os perfis de alta sustentao so perfis que se destacam por gerar um coeficiente desustao elevado, esses perfis geralmente so utilizados para os projetos de asas que possui o
intuito de voar em baixas velocidades. Segundo Rosa (2006), os aeroflios que se destacam
por sua grande capacidade de sustentao se caracterizam por uma linha mdia com grande
curvatura e o ponto de mximo deslocado para frente, os quais tm inteno de gerar um
pequeno momento. Os perfis com essas caractersticas esto mostrados abaixo.
Figura 15:LIEBECK LA 203 A: Espessura 0.1214, Raio do bordo de ataque 0.0316, Camber 0.0869
Fonte:Autoria prpria (2014)
Figura 16: SELIG 1223: Espessura 0.1214, Raio do bordo de ataque 0.0316, Camber 0.0869
Fonte: Autoria prpria (2014)
Figura 17: EPPLER 423: Espessura 0.1252, Raio do bordo ataque 0.0333, Camber 0.0548
Fonte: Autoria prpria (2014)
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
34/92
19
Figura 18: WORTMANN FX 74-CL5-140: Espessura 0.1644, Raio do bordo de ataque 0.0075,Camber 0.1086
Fonte:Autoria prpria (2014)
2.7 FORAS ATUANTES EM TORNO DE UM AEROFLIO
Para se chegar escolha do perfil mais adequado para o projeto de uma asa, destinada
a um VANT, de extrema importncia conhecer todas as foras que atuam ao seu redor.
Basicamente as foras geradas em um perfil so provenientes da reao que o ar gera ao
entrar em contato com um corpo solido em movimento. Essas reaes so as responsveis por
gerar presses em torno da superfcie inferior e superior do perfil, e dessa forma podemos
calcular as foras de sustentao, arrasto e momento em torno do mesmo, todas essas
provenientes da presso gerada em torno do aeroflio.
2.7.1 PRESSO EM TORNO DO PERFIL
Segundo (ANDERSON, 1991), a presso definida como uma fora por unidade de
rea, mas na verdade, a presso geralmente definida como um ponto do fluido ou de um
ponto sobre uma superfcie slida, e pode variar de um ponto para outro. O estudo de como a
distribuio de presso em um aeroflio de asa se comporta, possibilita aos engenheiros a
anlise prvia para a melhor compresso do seu comportamento, segundo Ribeiro (2011).
Segundo Miranda (2013), a presso em torno do perfil gerada quando o mesmo se
desloca no ar, assim o perfil provoca uma separao das partculas de ar, que por sua vez
geram um diferencial de presso entre a parte superior e inferior do mesmo. E esse
diferencial de presso o principal responsvel pela gerao da fora de sustentao
responsvel por erguer a aeronave no ar. Os ensaios realizados em tnel de vento ou em
software similares que permitem determinar essas distribuies de presso em diferentes
ngulos de ataque, essas variaes so extremamente importante para determinar o quanto de
fora de sustentao o perfil pode gerar.
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
35/92
20
2.7.2ESTOL
O estol um efeito causado em asas finitas, e definido como sendo um ponto onde a
sustentao mxima para um ngulo de inclinao alfa, mais ao passo que essa inclinao
aumenta h uma perda drstica de sustentao. Miranda (2013) ressalta que o estudo do estol
representa um componente de fundamental importncia para o projeto de um avio, uma vez
que proporciona a determinao de parmetros importantes de desempenho, alguns exemplos
da importncia, na determinao da mnima velocidade da aeronave e a determinao dos
comprimentos de pista necessrios ao pouso e decolagem.
O estol est inteiramente ligado velocidade, de tal forma que um dos principais
fatores para que o estol acontea reduzir a velocidade abaixo da velocidade mnima de voo
prevista em projeto. Um exemplo disso so os caas que conseguem voar quase queverticalmente devido a fora que as turbinas impes para manter uma velocidade segura em
uma manobra. J em aeronaves pesadas de transporte isso impossvel de acontecer, pois a
fora que os motores no so projetados para tal desempenho, de tal forma que o piloto
respeita o ngulo mximo de inclinao e sempre mantm uma velocidade segura de tal forma
a no deixar acontecer o estol. Para compreender melhor o estol podemos analisar seu efeito
no ponto B da figura 20.
2.7.3 FORA DE SUSTENTAO
A fora de sustentao uma das componentes que gerada pelo efeito do ar com a
superfcie aerodinmica, sendo assim uma das mais importantes componentes resultantes de
foras em torno do aeroflio a ser estudada para o projeto de uma aeronave. Segundo
(MIRANDA, 2013), a forma como a sustentao gerada pode ser entendida por dois
princpios fsicos, sendo esses a terceira lei de Newton e o principio de Bernoulli.
A terceira lei de Newton diz que para toda ao h uma reao, de igual magnitude e
direo, com sentido oposto. O entendimento dessa lei nos d a possibilidade de entender a
gerao de fora resultante na asa. Quando a aeronave est imerso no ar e em movimento,
temos que uma fora gerada a partir do movimento das partculas de ar em torno do
aeroflio, por meio de uma variao de presso entre o intradorso e o extradorso do mesmo,
esses efeitos podem ser explicados segundo Miranda (2013) pelo principio de Bernoulli que
diz que o aumento da velocidade das partculas de ar do escoamento que passam sobre o
perfil, provocam a reduo da presso esttica e um aumento na presso dinmica, e da
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
36/92
21
mesma forma se a presso esttica aumenta a presso dinmica diminui. O principio de
Bernoulli matematicamente expresso pela equao (1) da continuidade mostrada abaixo.
Figura 19:Variao de velocidade entre a parte superior e inferior do perfil.
Fonte:Miranda (2013, p.64)
Geralmente para se expressar a fora de sustentao, utilizamos de tuneis de vento ou
de software especfico para determinao dos coeficientes. Esses coeficientes nos ajudam
prever o quanto de fora ser gerada em funo da inclinao que a asa faz com linha
imaginaria do vento relativo, assim chamado de ngulo de ataque. Segundo Ribeiro (2011), o
coeficiente de sustentao cl adimensional e funo do modelo do perfil e do numero de
Reynolds e tambm do ngulo de ataque. Para todo e qualquer projeto sempre se procura a
mxima eficincia em sustentao, onde um bom perfil lhe dar essas condies, j que perfis
que tem grandes valores de clso considerados perfis eficientes de gerao de fora, segundo
Rosa (2006).
Como j comentado anteriormente, para a determinao do coeficiente de sustentao
cl, necessrio uma analise com um tnel de vento ou algum software similar, na qual se
traado uma curva que mostra o comportamento do perfil para cada ngulo de ataque. O
coeficiente de sustentao pode crescer at certo ponto, aps atingir um ngulo mximo de
inclinao com a linha de ao do vento relativo, essa curva comea decresce bruscamente,
a esse ponto mximo chamamos de que tambm coincide com o ngulo mximo deataque ocorrendo o estol. Segundo (MIRANDA, 2013), o estol provocado pelo
descolamento do escoamento na superfcie superior da asa, esse deslocamento devido a um
gradiente adverso de presso que possui a tendncia de fazer com que a camada limite se
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
37/92
22
desprenda no extradorso da asa. A figura 20 mostra a sustentao em funo do ngulo de
ataque, e ocorrncia do estol.
Figura 20:Perca de sustentao devido a inclinao da asa.
Fonte: Miranda (2013, p.28)
Para se determinar a fora de sustentao necessria ao voo preciso conhecer os
coeficientes de sustentao, segundo Abbott (1959), conveniente que esse coeficiente sejaexpresso em termos adimensionais, que so funes principalmente da postura da asa. Dessa
maneira a sustentao expressa na equao (2) mostrada abaixo:
Onde: representa Fora de sustentao que o perfil pode gerar e representa
densidade do ar, lembrando que a densidade do ar funo da altitude, e Velocidade daaeronave, o comprimento da corda do perfil, : Coeficiente de Sustentao.
Assim temos que a sustentao proporcional ao seu coeficiente, e esse
diretamente dependente das caractersticas de cada aeroflio escolhido para o projeto. Assim
fica evidente a importncia de se determinar o melhor perfil para o projeto, pois a escolha do
melhor aeroflio para cada tipo de projeto trar certamente o melhor desempenho da
aeronave.
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
38/92
23
2.7.4 FORA DE ARRASTO
A fora de arrasto gerada a partir dos mesmos efeitos que resultam na fora de
sustentao, porm a fora de arrasto tem sua componente oposta direo do deslocamento.Segundo Houghton (2013), o arrasto convencionalmente definido como a fora que
corresponde taxa de diminuio da quantidade de movimento na direo do fluxo externo
sem ser perturbado. O arrasto uma fora indesejvel que os projetistas tentam reduzir ao
mximo, pois sua presena traz ineficincia ao projeto, e assim sendo um dos parmetros mais
importantes a ser analisado na escolha do aeroflio, a diminuio do arrasto implica tambm
em aumentar a autonomia, ou seja, menor quantidade de energia necessria para o
deslocamento no meio fluido.
Para Miranda (2013), a anlise de desempenho de um avio durante todas as fases de
projeto, envolvem as analises de perfil at sua fase final, tem o arrasto como sendo a mais
importante quantidade aerodinmica a se estimar, porm sendo uma das tarefas mais difceis.
Para a determinao do arrasto nos aeroflios podemos usar softwares, que simulem o
escoamento do ar, assim como para a determinao do coeficiente de sustentao podemos
determinar o coeficiente de arrasto, e assim poderemos quantificar o arrasto no perfil por meio
da equao (3) mostrada abaixo:
Onde:representa Fora de arrasto que o perfil gera devido ao atrito com o ar em
movimento e representa densidade do ar, e Velocidade da aeronave, ocomprimento da corda do perfil, : Coeficiente de arrasto.
Para Abboutt (1959), conveniente expressar as foras de arrasto em torno do perfil
em termos de coeficientes adimensionais que so funes principalmente da geometria do
aeroflio ou da asa. O arrasto nada mais do que a soma de vrios tipos de arrasto, provocado
por diversos tipos de efeitos adversos durante o escoamento do fluido. Conforme Miranda
(2013), s existem exclusivamente dois tipos caractersticos de arrasto, o arrasto de presso
que incide devido ao desbalanceamento de presso existente sobre a face exterior da aeronave
e o arrasto de atrito que proveniente das tenses de cisalhamento que atuam na superfcie da
aeronave. Os tipos de arrastos so arrasto de presso, arrasto de perfil, arrasto de interferncia,
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
39/92
24
arrasto induzido, arrasto parasita, porm so desprezados para a analise das escolhas dos
perfis o arrasto de interferncia e parasita.
valido reforar que em muitos casos, de engenharia o arrasto desejvel, umexemplo disso no caso dos paraquedas, que usam a fora de arrasto para retardar o
movimento de descida. J para o desenvolvimento de veculos areos, terrestre ou martimos,
o arrasto indesejvel e deve ser reduzido. O estudo detalhado dos vrios tipos de arrastos e
as formas de como reduzi-los tornaram possvel, por exemplo, que veculos como motocicleta
chegassem viajar acima de 320 km/h, ou no caso das aeronaves atuais passarem em muitas
vezes a velocidade do som, segundo (WHITE, 2007).
2.7.4.1
ARRASTO DE PRESO OU ARRASTO DE FORMA
Segundo Miranda (2013) o arrasto de presso, provocado devido uma diferena de
presso em funo da separao do escoamento no aeroflio, na qual o ar se choca com o
bordo de ataque do perfil promovendo uma mudana brusca da direo das partculas de ar.
Isto observado quando um escoamento em superfcies no aerodinmicas em que o ar passa
ao longo de um objeto e em certo ponto, se afasta dele. Segundo (SPINDOLA, 2003), este
tipo de arrasto produz turbilhes de ar que subtraem energia do objeto e retardam seu
movimento. Exemplo dos escoamentos sobre alguns corpos com geometrias diferentes.
Figura 21: Representao do efeito do escoamento do ar emalguns tipos de superfcies
Fonte:Disponvel em:http://dc365.4shared.com/doc/cZw3ZOZe/preview.html
Desta maneira uma forma de se reduzir este tipo de efeito nas aeronaves, buscar
formas mais aerodinmicas, para que se possa reduzir ou eliminar o arrasto de forma. Oestudo do arrasto induzido nos corpos tem como principal funo tentar minimizar os efeitos
http://dc365.4shared.com/doc/cZw3ZOZe/%20%20%20preview.htmlhttp://dc365.4shared.com/doc/cZw3ZOZe/%20%20%20preview.htmlhttp://dc365.4shared.com/doc/cZw3ZOZe/%20%20%20preview.htmlhttp://dc365.4shared.com/doc/cZw3ZOZe/%20%20%20preview.html -
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
40/92
25
do arrasto, de forma a se preocupar com sua forma geomtrica que deve facilitar o
escoamento do ar. Nesse ponto, fcil compreender por que se empregam geometrias de
forma alongada, ditos aerodinmicos, para aplicaes em que a fora de arrasto deve ser a
menor possvel. Desta forma, quanto mais aerodinmico for geometria, mais possibilitar
que a camada limite e as trajetrias das partculas fluidas contornem o corpo com mais
facilidade, no causando aceleraes muito bruscas que criariam um elevado gradiente
adverso de presses e, consequentemente, um grande deslocamento de ar, Brunetti (2006).
2.7.4.2ARRASTO DE PERFIL
Segundo Miranda (2013) o arrasto de perfil a soma de dois arrastos, que seria arrasto
de atrito com o arrasto de presso. Na qual o arrasto de atrito segundo (SPINDOLA, 2003),
considerado o arrasto proveniente do deslizamento de uma camada de fluido sobre a outra
camada, resultando no movimento das molculas de ar da camada limite que tem seu
movimento em vias regulares paralelas superfcie; ou vias irregulares. Ou seja, o arrasto de
perfil usualmente utilizado quando se trata de um escoamento em duas dimenses, desta
maneira perfeitamente empregado analise em aeroflio.
2.7.4.3ARRASTO INDUZIDO
O arrasto induzido dependente da gerao de sustentao, definido por um arrasto de
presso proveniente do escoamento induzido denominado de downwash eest vinculado
aos vrtices criados nas extremidades da asa de envergadura finita, segundo Miranda (2013).
A diferena de presso acima e abaixo de um aeroflio cria no ar uma tendncia a
fluir em direes opostas ao longo das asas, segundo o comprimento dessas. O ar da parte
inferior das asas tende a fluir para fora, o ar do topo das asas tende a fluir para dentro. Os
fsicos chamam esse movimento de corrente de envergadura, segundo (SPINDOLA, 2003)
A importncia de se compreender o efeito do arrasto induzido de extrema
importncia no projeto, pois s para se ter ideia dos vrtices gerados nas pontas das asas das
aeronaves, que podem atingir distancias enormes ate serem dissipadas completamente.
Segundo engel e Cimbala (2007), esses efeitos podem se estender por ate 10 km, os efeitos
dessas correntes induzidas so to fortes que se um avio pequeno entrar capaz de ser virado
de cabea para baixo. Exemplo do efeito do vrtices de ponta de asa na imagem 5.
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
41/92
26
Imagem 5:Efeitos visveis causados pelo arrasto induzido na asa de uma aeronave.
Fonte: Miranda (2013, p.81)
O arrasto induzido pode ser expresso matematicamente pela eq. 4, onde notria a
relao do arrasto com o coeficiente de sustentao da asa .
O efeito do arrasto induzido fica bem claro na natureza, se observado o
comportamento de migrao das aves, que voam em formao V para diminuir a quantidade
de energia necessria para o voo. engel e Cimbala (2007) afirma que alguns estudos
mostraram que os pssaros voando em formao V conseguem chegar ao local de destino com
um tero a menos do que gastaria se voasse sem a formao em V, assim baseando-se nanatureza hoje todos os caas quando precisam voar longas distancias, voam em formao V
para reduzir o consumo de combustvel. O efeito do arrasto induzido pode ser observado na
imagem 6 .
Imagem 6:Formao em V dos pssaros para reduzir o arrasto.
Fonte: Disponvel em: commons.wikimedia.com
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
42/92
27
2.7.5 MOMENTO EM UM PERFIL
Para uma aeronave ser considerada estvel, necessria estabilidade em todos os
momentos do voo, e para isso preciso determinar as foras atuantes nas asas, econsequentemente em torno do aeroflio, essas foras so extremamente importante, para o
desempenho e controle da aeronave. Onde por si s a asa uma superfcie instvel, por meios
de dispositivos acoplados a aeronave e com o desenvolvimento de perfis especiais criados
para corrigir estas instabilidades.
Segundo Miranda (2013), para se garantir a estabilidade longitudinal da aeronave,
necessrio o estudo quantitativo das foras aerodinmicas e os momentos gerados em um
perfil. possvel equacionar matematicamente as foras, e dessa maneira determinar a
capacidade do perfil em gerar essas foras e momentos.
Um ponto importante a ser citado para analise do perfil, segundo Rosa (2006), que o
momento no aeroflio dependente de um ponto analisado, dessa maneira o conceito de
centro de presso no h utilidade no estudo dos perfis, pois sua posio muito varivel com
as mudanas do ngulo de ataque, e dessa forma se torna muito complexo. Dessa maneira se
torna muito mais til o uso do momento em torno do centro aerodinmico.
Imagem 7: Momento em um perfil em funo do ngulo de inclinao (alfa).
Fonte: Miranda (2013, p.25)
Para essa analise da imagem 7, temos que a sustentao, o arrasto e R aresultante dessas foras, alfa () a inclinao do perfil com o vento no perturbado e a V
velocidade do vento relativo.
Para Abboutt (1959), uma maneira conveniente de descrever as caractersticasaerodinmicas de um perfil traar o valor do coeficiente de momento em relao ao ngulo
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
43/92
28
de ataque, que o ngulo entre o plano da asa e da direo do movimento, por meio da
equao (5) mostra a seguir.
Na qual o momento gerado em torno do centro aerodinmico do perfil, e que as
outras variveis j foram definidas anteriormente na equao (2), e onde o coeficientede momento. Segundo Miranda (2013), usualmente considera-se que o momento atua no
ponto localizado da corda, definido como sendo o centro aerodinmico do perfil. O
momento considerado negativo quando o giro em relao ao seu centro no sentido anti-
horrio e da mesma forma se o giro for no sentido horrio o momento considerado positivo.
O momento em torno do perfil o principal responsvel por causar a instabilidade,
mas como foi visto anteriormente, existem perfis que tem aproximadamente igual a zeroperfis reflex. Para os outros casos de perfis, os projetistas utilizam-se de superfcies
estabilizadoras que so chamado de estabilizador vertical e horizontal, que isolam o momento
gerado no perfil, devido uma distancia da aplicao do momento do perfil da asa, e com
momento no sentido contrario.
2.7.6 CENTRO AERODINMICO
Para se definir os clculos do momento ao redor de um aeroflio, necessrio
conhecer o centro aerodinmico que ento definido pela teoria dos perfis finos, como sendo
o ponto onde todas as foras aerodinmicas so aplicadas, e na qual o coeficiente de momento
para qualquer ngulo de ataque praticamente nulo, segundo Rosa (2006) e Miranda (2013).
Para perfis idealmente finos, est posicionada exatamente a 25% da corda, a partir do bordo
de ataque e nos perfis reais a posio prxima do ponto de 25% da corda, segundo (ROSA,
2006). O centro aerodinmico mais bem representado na figura 22:
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
44/92
29
Figura 22:Exemplo de como relacionada a posio do centro aerodinmico.
Fonte: Miranda (2013, p.31)
O termo o momento de giro do perfil em torno de um ponto na qual se estimaque esteja aplicado todas as foras, corda do perfil, e onde a distancia do centroaerodinmico na qual segundo Miranda (2013), afirma que muito comum que na grande
maioria dos perfis existentes, a posio do centro aerodinmico () muito prxima daposio c/4
2.7.7 NUMERO DE REYNOLDS
O numero Reynolds utilizado para determinar qual tipo de escoamento estar
sujeito o corpo. O seu nome em homenagem a o fsico e engenheiro Irlands Osborne
Reynolds onde se abrevia na equao como (Re). Basicamente o numero de Reynolds define
se o fluido flui em um regime turbulento ou laminar. Segundo (FOX, 1998), os regimes de
escoamentos viscosos so classificados em laminar ou turbulento, tendo por base a sua
estrutura, na qual o regime laminar, a estrutura do escoamento caracterizada pelomovimento suave em lminas ou camadas, j para a estrutura do escoamento no regime
turbulento caracterizada por movimentos tridimensionais aleatrios de partculas fluidas, em
adio ao movimento mdio. Segundo Brunetti (2008), Reynolds analisou que a ocorrncia do
movimento ser laminar ou turbulento depende do valor nmero adimensional dado por:
Na qual a velocidade de escoamento, a densidade do ar e C o comprimentoda seo em 2d da asa chamada de corda, e por fim viscosidade dinmica.
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
45/92
30
Embora os dois casos mais comum a serem tratados o laminar e turbulento tambm
existe o regime na qual o fluxo fica entre esses dois casos citados, chamado de regime de
transio ou transiente. No escoamento de transio, o escoamento troca entre laminar e
turbulento de forma aleatria, segundo engel e Cimbala (2007), um exemplo dos trs casos
podem ser observados nas imagens 8 e 9.
Imagem 8: Representao escoamento laminar e turbulento em tornode um perfil.
Fonte: Disponvel em: commons.wikimedia.com
Segundo Miranda (2013), geralmente o escoamento do fluxo de ar em aeronaves se
tornam turbulentos na ordem de 1x e para valores a baixo deste citado o fluido secomporta de forma laminar. Normalmente elevados valores de corda media associados s
grandes velocidades fazem com que o valor do numero de Reynolds se aproxime do valor de
escoamento em regime turbulento.
Imagem 9: Representao dos Vrtices na ponta da asa.
Fonte: Disponvel em: commons.wikimedia.com
2.7.8 ESCOAMENTOS COMPRESSVEL E INCOMPRESSVEL
O escoamento na qual a variao da massa especifica considerado desprezvel, denominado incompressvel, e para variao de massa especifica no desprezveis, o
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
46/92
31
escoamento definido como compressvel, segundo Fox (1998). Os dois tipos de escoamentos
so usualmente utilizados na mecnica dos fluidos, e tambm essencial para a anlise do
escoamento em perfis, sendo preciso se avaliar a qual tipo de regime de escoamento o perfil
vai estar submetido, e assim possam ser analisados todos os efeitos envolvidos.
A forma como se estabelece se o fluido compressvel ou incompressvel, escrita por
uma equao matemtica do numero de Mach, que a razo do escoamento fluido no corpo
imerso pela velocidade do som no meio. A equao exibida a seguir na equao (7).
Assim o termo a velocidade do escoamento no meio no perturbado, e ( velocidade do som tambm no meio no perturbado, logo o numero de Mach o numero
adimensional. Para Fox (1998), define que para os quais , denominado como sendoregime subsnico, enquanto aqueles para os quais denominado regimessupersnicos, e no caso de campos onde o escoamento possui as duas situaes, subsnicas e
supersnicas so chamadas regimes transnicos, este ultimo regime ocorre para nmeros de
Mach entre 0.9 e 1.2.
2.7.9 CORDA MDIA AERODINMICA
A corda mdia aerodinmica geralmente utilizada quando se tem em uma asa mais
de um valor de corda, ou seja, para o caso de asas que tm variaes nos valores da corda da
asa. No caso de asas retangulares no necessrio utilizar corda media, pois em qualquer
seo da asa a corda ter o mesmo valor. A determinao da corda mdia aerodinmica
muito fcil de ser aplicada em asas afiladas com forma geomtrica trapezoidal convencional,
onde a partir de uma representao em escala da asa possvel obter a corda media
(MIRANDA, 2013). Podemos entender melhor como se determinar a corda mdia na figura
23.
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
47/92
32
Figura 23:Esboo da asa para determinao da corda mdia .
Fonte:Miranda (2013, p.51)
Assim Miranda (2013) mostra que possvel encontrar a distancia que a corda media
esta da raiz da asa, e tambm o valor da corda mdia. Sabendo que o afilamento dado pela
razo , sendo o valor do afilamento da asa. Temos ento as duas equaes para sedeterminar o valor de
e o valor
.
Essas equaes sero de bastante importncia na seo de mtodos onde as analises se
basearam para calcular o nmero de Reynolds em funo da equao 8. A equao 9 til
para se determinar a distncia que a corda media estar da raiz da asa.
2.8 MTODO DOS PAINIS
Para (PEREIRA, 2005), o emprego desta soluo, divide-se a fronteira do corpo em
pequenos segmentos, retos ou curvos, denominados painis, cada qual com seu respectivo
ponto de controle, colocado no centro de cada painel. Este mtodo uma particularizao do
mtodo dos elementos de contorno que admite o clculo de grandezas no domnio, a partir de
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
48/92
33
elementos ligados ao contorno. Deste modo, a finalidade do mtodo dos painis resolver o
escoamento potencial ao redor de aeroflio, de forma a discretizar a superfcie solida, e
atendendo a condio de contorno na parede, segundo SANTIAGO (2008). De forma que o
mtodo dos Painis s aplicado se as condies de contorno forem satisfeitas em todos os
pontos ao longo da superfcie, ditos assim como sendo os pontos de controle, segundo (Katz e
Plotkin , 1991).
Figura 24:Aeroflio discretizado, mostrando os pontos de controle.
Fonte: Pereira (2005, p. 20)
Segundo Santiago (2008), para que a condio de contorno nos painis seja
satisfatria, o mtodo dos painis deve fornecer a intensidade das singularidades que so
arranjadas na superfcie do corpo. Estas singularidades podem ser representadas por funes
bsicas, que, devido ao seu decaimento, satisfazem implicitamente a condio de contorno no
infinito. Desta forma vrios tipos de singularidade podem ser utilizados, com diferentes tipos
de distribuio sobre a superfcie.
Para analise do escoamento devemos considerar um fluxo instvel ou permanente, o
campo velocidade escrito por V = V (x, y, z, t). Assim, tendo como um elemento de fluido
infinitesimal em movimento atravs de um campo de fluxo, em que o elemento infinitesimal
no ponto A, se move de um ponto em ate um ponto na qual .Fazendo-se o caminho do elemento A que se move do ponto para o ponto , esta trajetriaque a partcula faz definida como caminho da linha do ponto A. E se for traado agora, um
percurso de um outro elemento de fluido infinitesimal, para um elemento B. Assumindo que oelemento B tambm sai de um para um ponto , mas em um tempo diferente do elemento
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
49/92
34
A. Desta forma entendendo que o fluxo instvel, e a velocidade em um ponto e em todos os
outros pontos de fluxo muda com a variao do tempo. Assim, os caminhos de linha dos
elementos A e B apresentam curvas diferentes como mostra a figura 25. E sendo assim os
elementos de fluxo apresentam diferentes pontos, segundo Anderson (1991).
Figura 25:Linhas da trajetria de partculas em um fluxo de estadoestacionrio
Fonte:Katz e Plotkin (1991, p.2)
Por definio, uma linha de fluxo uma curva cuja tangente a qualquer ponto o vetor
velocidade neste ponto. As linhas de corrente so traadas de tal forma que suas tangentes em
todos os pontos ao longo da linha de fluxo esto na mesma direo que os vetores de
velocidade nesses pontos (ANDERSON, 1991). Se o fluxo for instvel, o modelo de linha de
fluxo ser diferente para cada momento, porque os vetores de velocidade esto variando com
o tempo, tanto em magnitude como em direo, como representado na figura 26.
Figura 26:Esquema de direes da velocidade em um escoamento, paralelo aoelemento
sobre uma linha de corrente.
Fonte: Katz e Plotkin (1991, p. 4)
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
50/92
35
Segundo Anderson (1991), a equao vlida para uma linha de fluxo. Na qual
possvel representar na forma de coordenadas cartesianas.
Dessa forma em uma analise cartesiana das componentes infinitesimais podem ser
representadas dessa maneira.
Substituindo 9 e 10 na equao 8 e resolvendo a equao vetorial e igualando a funo
a zero ento temos que:
Segundo (ANDERSON, 1991), uma vez que o vetor dado pela equao (11) igual
a zero, cada um dos seus componentes deve ser igual a zero, simplificando a equao 11 ento
temos que:
Essas equaes diferenciais tambm podem ser representadas de uma forma mais
simples:
A equao 17 ento pode ser ento definida como sendo o campo vetorial
sendo funo das coordenadas e do tempo. Na qual para se manter um fluxoregular, as linhas de corrente devem se manter independentes do tempo, segundo Katz
e Plotkin (1991).
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
51/92
36
2.8.1 ESCOAMENTO POTENCIAL PARA O MTODO DOS PAINEIS
Segundo (PEREIRA, 2005), o escoamento incompressvel ao redor de uma geometria
imersa em num fluido Newtoniano (na qual se deforma proporcional a fora aplicada) podeser dividida em duas parcelas distintas em funo da influncia da viscosidade.
Na regio prxima a geometria na qual se pretende analisar, observa-se que a camada
limite, e a regio a jusante do corpo, a esteira so fortemente influenciadas pela viscosidade
do fluido e caracterizadas pela presena de uma vorticidade no nula. Fora dessas regies,
influncia da viscosidade torna-se desprezvel e o escoamento caracteriza-se por possuir um
campo de vorticidade nulo, segundo Pereira (2005).
Assim segundo Katz e Plotkin (1991), considere a integral de linha numa regio
simplesmente conexa, ao longo de uma linha arbitrria C, a circulao ao longo de C pode ser
definida como:
E desta forma podendo ser escrita pelo teorema de Stokes.
No qual a vorticidade.Segundo Katz e Plotkin (1991), regio onde a influncia da viscosidade
desprezvel, o escoamento considerado irrotacional, isto pode ser escrito como sendo:
Logo, ao aplicar esta condio na Eq. (17). Assim pode-se mostrar que a integral de
linha torna-se uma derivada de ponto, ou, em outras palavras, a diferencial inexata torna-se
exata. E assim o campo de velocidade pode ser descrito atravs do gradiente de uma funo
escalar
, que Katz (1991) e Pereira (2005), definem como sendo potencial de velocidade:
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
52/92
37
A equao da continuidade para escoamento incompressvel dada por
Substituirmos a eq.(20) temos que:
Sendo eq.(22) equao de Laplace para equao da continuidade de um fluido
incompressvel para um escoamento irrotacional. De forma que o operador Laplaciano dado por:
A equao de Laplace aplicada para fluidos incompressveis e irrotacionais, de tal
forma que para fluxos difceis de serem modelados, estes geralmente no so encontrados na
vida real, a condensao do fluxo arranjada de maneira a realizar a soma de todas as
contribuies para os fluxos elementares que tambm so irrotacionais e incompressveis,
onde a partir destes so elaboradas solues de fluxo que dizem respeito a problemas mais
comuns na engenharia, segundo Anderson (1991).
Para realizao de uma boa anlise aerodinmica so necessrias equaes de
contorno em harmonia com a geometria do aeroflio, tal como considerar o fluxo exterior
sobre as superfcies aerodinmicas como sendo estacionrio de modo que se aproxima a
condies uniformes, e de maneira que sejam aplicados a uma distncia infinitesimal ao longo
da geometria do corpo, em todos os sentidos, tendo as condies de contorno para a
velocidade no infinito e a teoria do contorno de um perfil, que conecta a influncia do atritocausada pelo movimento do fluido e a superfcie do corpo criando um vetor velocidade, desta
maneira dando condies para fazer uma anlise com base nas componentes da velocidade do
fluxo u e v, para fluidos incompressveis e irrotacionais, assim aplicando as equaes de
Bernoulli para obteno da presso, Anderson (1991).
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
53/92
38
2.9 RECURSOS COMPUTACIONAIS PARA ANALISE DE AEROFOLIOS
2.9.1 XFRL 5
XFLR5 foi desenvolvido usando como plataforma o XFOIL, criado por Mark Drela do
Massachussets Institute Technology (MIT), em 1998. um programa livre, com o principal
objetivo de favorecer o estudo de iniciantes na rea da engenharia aeronutica, alm de
propiciar aos aficionados o prazer de realizar projetos de pequeno at mdio porte, (CLARK,
2006).
XFOIL um programa interativo para o projeto e anlise subsnicas de aeroflios
isoladamente, utiliza o mtodo dos painis com vorticidade linear (escoamento invscido). Eleconsiste de uma coleo de rotinas menu-drivenque executam vrias funes teis, tais como:
Viscoso (ou no viscosos)
Transio forado ou livre
Separao da camada limite no bordo de fuga
Sustentao e arrasto previses pouco alm Nmeros de Reynolds e / ou Mach fixos ou variveis
O XFLR 5 permite uma vasta e refinada anlise aerodinmica, uma vez que esse
softwarepermite estimar os efeitos do escoamento sobre um corpo que encontra em um fluido
imerso. O mtodo utilizado pelo XFOIL e que serve de base para o XFLR 5 permite de forma
aproximada determinar esses vrios parmetros necessrios para o projetos de perfis e ate
mesmo projetar uma aeronave de pequeno porte. Esses mtodos se baseiam em mtodos
numricos e teorias vistas anteriormente na seo de escoamento potencial e so de extrema
importncia, na qual facilitam a forma da analise, pois caso contrrio, seria quase que
impossvel determinar todos os efeitos analiticamente.
Segundo Neto e Becker (2013), o projeto desenvolvido em 2005, tinha como
objetivo fornecer uma interface amigvel com a plataforma do XFOIL, e viabilizando os
clculos em objetos 3d, com baixos n de Reynolds. Todo esse avano foi possvel graas a
aplicaes do mtodo de Katz e Plotkin para clculo das linhas de vrtice (VLM); ou teoria de
linha de sustentao de Prandlt (LLT) em superfcies.
Os resultados obtidos para o escoamento do fluido ao redor dos perfis so
apresentados em formas de grficos, esses grficos (ou polares) so as representaes
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
54/92
39
matemticas dos efeitos analisados. As informaes contidas no software necessitam de
conhecimentos prvios para a leituras de dados, j que o mesmo no disponibiliza de
linguagem em portugus, mais uma vantagem XFLR 5 que uma plataforma livre e
disponvel para diversos sistemas operacional, alm do prprio site disponibilizar apostilas
para o estudo do mesmo, desta forma o programa se torna eficaz de custo zero e com boa
confiabilidade para projetos com baixos numero de Reynolds.
2.9 VANTs
Para Correia (2008), um VANT ou (Unmanned Aerial Vehicle), um veculo areo de
propulso mecnica que no necessite de um operador humano, utilizasse de foras
aerodinmicas para a sustentao area, e pode voar de maneira autnoma ou ser pilotado por
controle remoto, pode ser descartvel ou reutilizvel e pode transportar uma carga til letal ou
no letal. O veiculo areo no tripulado (VANT), uma realidade do potencial tecnolgico
existente nos dias atuais. Segundo Longhitano (2010), o conceito de desenvolver aeronaves
no tripuladas para aplicao distintas surgiu, inicialmente, de necessidades militares, com
objetivos na execuo de misses areas que apresentavam risco vida humana.
Os VANTs foram mais tarde aplicados a diversas aplicaes que beneficiaram a
humanidade, mais com aplicaes e intenses diferentes das quais foi desenvolvido no inicio.
Esses veculos so capazes de superar em muitas vezes a capacidade humana, e desta maneira
alm de serem utilizados para defesa do espao areo, hoje os VANTs so utilizados em
diversas reas de pesquisas e em grandes misses na qual esses veculos podem cumprir com
grande eficcia e com segurana. Na qual segundo Chaves (2013), cita algumas das
aplicaes mais recentes dos veculos areos no tripulados, na vigilncia urbana e de
fronteiras, rodovias, costas, infraestrutura crtica, escolta area, monitoramento de obras,
mapeamento de territrio, busca e salvamento.
Segundo Chaves (2013), O projeto de VANTs tem uma grande importncia em
misses de reconhecimento na utilizao em estudos cientficos, transporte de cargas,
sensoriamento remoto, estudos climticos, defesa do territrio nacional e etc. O projeto de
VANTs vem crescendo cada vez mais, graas grande variedade de aplicaes e com
desenvolvimento de novos componentes eletrnicos que facilitam e reduzem peso e
aumentam a distancias as quais essas aeronaves podem alcanar, alm da ajuda de novosmateriais que so desenvolvidos para reduzir custo e maximizar a eficincia.
-
7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014
55/92
40
No Brasil os VANTs ainda esto aos poucos sendo introduzido, mesmo com incentivo
do governo, diferente de muitos pases que detm tecnologia dos VANTs, onde j existem
leis que regulamentam o uso dos veculos, e j utilizam o VANTs em diversas aplicaes
alm do uso militar. A regulamentao dessas leis no Brasil, segundo Prestes (2012),
demanda cuidados especiais, devido falta destas legislaes especificas para a execuo de
voos sobre reas densamente habitadas, na qual impossibilitam atualmente aplicao desses
veculos para o mapeamento urbano.
Imagem 10: Alguns VANTs fabricados pelas principais empresas do seguimento.
Fonte:Disponvel em: commons.wikimedia.com
So inmeras empresas nacionais que investem mac
top related