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Anais do XVI Encontro de Iniciação Científica e Pós-Graduação do ITA – XVI ENCITA / 2010

Instituto Tecnológico de Aeronáutica, São José dos Campos, SP, Brasil, 20 de outubro de 2010

Análise Numérica da Aerodinâmica dos Componentes de um VANT

Rodrigo Anderson Koch Instituto Tecnológico de Aeronáutica, Praça Marechal Eduardo Gomes, 50 - Vila das Acácias CEP 12.228-900

São José dos Campos – SP – Brasil

Bolsista PIBIC-CNPq

[email protected]

Edson Luiz Zaparoli Instituto Tecnológico de Aeronáutica, Praça Marechal Eduardo Gomes, 50 - Vila das Acácias CEP 12.228-900

São José dos Campos – SP – Brasil

[email protected]

Resumo. O objetivo inicial desse projeto era o aprendizado de conceitos básicos de aerodinâmica e a familiarização com

instrumentos computacionais como ferramentas de CAD e CFD. O projeto proposto trabalhará com um VANT (Veículo Aéreo Não

Tripulado). Devido à baixa velocidade e ao pequeno tamanho desse avião os parâmetros aerodinâmicos devem ser determinados

para essas condições singulares. Já havia sido feito um estudo experimental para a determinação desses parâmetros. Dessa forma,

poderia ser feito um estudo computacional simulando as mesmas condições do estudo empírico de forma a comparar os resultados e

poder validar a ferramenta computacional.

Assim, ao final do projeto, além de atingir os objetivos iniciais de aprendizado, será possível validar o método computacional,

visando sua utilização em configurações não estudadas em laboratório.

Palavras chave: CFD, VANT, AERODINÂMICA

1. Introdução

Devido à baixa velocidade de vôo de um VANT (Veículo Aéreo Não Tripulado), utilizado para a observação de

linhas de transmissão de energia elétrica, e também devido às suas dimensões relativamente pequenas, o número de

reynolds (Re=VL/ do escoamento aerodinâmico desse veículo é muito menor que o de um avião comercial. Deste

modo os parâmetros aerodinâmicos (coeficientes de força e momento) devem ser determinados para estas condições

singulares. Já foram realizados trabalhos experimentais [girardi (1) e (2)] visando a medida desses parâmetros. Neste

trabalho, será realizada uma simulação computacional (solução numérica das equações diferenciais parciais que

formam o modelo matemático do escoamento de fluido newtoniano) para obtenção de resultados para os mesmos

parâmetros medidos em laboratório.

A metodologia para a obtenção dos resultados usará os princípios de conservação da massa e 2ª lei de newton

(força resultante é igual à variação de quantidade de movimento do fluido) juntamente com uma relação entre tensão

viscosa e faixa de deformação (fluidos newtonianos) obtém-se um conjunto de equações diferenciais parciais que

representam o escoamento de fluídos.

Para a solução numérica desse sistema de equações será utilizado o método de volumes finitos. Para tanto a região

do espaço onde ocorre o escoamento deve ser dividida em pequenas células, obtendo-se assim uma malha que recobre

aproximadamente o espaço original. Utilizando-se o método de volumes finitos e essa malha, transforma-se o sistema

de equações diferenciais parciais em um sistema de equações algébricas.

A solução desse sistema de equações algébricas fornece resultados para o campo de velocidade e pressão do

escoamento do fluido (neste estudo o ar). A partir desses resultados avaliam-se as forças de atrito e pressão sobre os

corpos (asa e fuselagem do avião). Os coeficientes aerodinâmicos (arrasto, sustentação, momentos,...) são obtidos em

seguida.

Para validar a ferramenta computacional estes resultados são comparados com resultados experimentais. Após a

validação da ferramenta computacional, outros estudos podem ser realizados para melhorar o desempenho dos

equipamentos, neste caso, de um VANT (veículo aéreo não tripulado).

2. Resumo das atividades desenvolvidas

2.1. Revisão Bibliográfica e Estudos Básicos

Análise do relatório contendo os resultados experimentais [girardi (1) e (2)]. Os resultados experimentais foram

analisados, assim como as condições em que o experimento foi realizado. Nesse documento encontrou-se algumas

dimensões do VANT, as quais foram usadas para a posterior construção do modelo em CAD.

Anais do XVI ENCITA, ITA,20 de outubro de 2010

,

Estudo de documento sobre a dinâmica dos fluidos. Foi estudado um capítulo denominado “Incompressible Flow

around a Body”. Esse estudo visou dar fundamentação teórica para que se possa analisar criteriosamente os resultados

obtidos com o modelo computacional.

2.2. Construção do Modelo em CAD

Primeiramente, obtiveram-se todas as medidas relevantes para a construção do modelo. Muitos desses valores

foram obtidos no relatório dos resultados experimentais, contudo algumas medições tiveram que ser feitas no próprio

VANT. O modelo foi construído usando o “SolidWorks 3D CAD Design Software”.

2.3. Construção da malha

O modelo construído em CAD foi transportado para o “GAMBIT”, programa que gera a malha necessária para os

estudos em questão. Teve-se que fazer vários ajustes nos tamanhos dos volumes que formam a malha, devido aos

diversos contrastes nas magnitudes dos componentes do VANT. Um exemplo desse contraste de tamanhos é a diferença

de tamanho entre a espessura da borda da asa e o comprimento da fuselagem. Enquanto um comprimento é da ordem de

milímetros o outro é da ordem de metros. Tais diferenças, se não contornadas com parâmetros adequados, geravam ou

uma malha inadequada ou então um desgaste computacional excessivo, que culminava o recomeço do processo. Depois

de algumas tentativas, obteve-se uma malha considerada apropriada para os estudos em questão.

2.4. Obtenção dos primeiros resultados

A malha obtida inicialmente foi transportada para o software ANSYS FLUENT e executou-se o programa a fim de

se gerar os primeiros resultados. Após feita comparação entre os resultados obtidos pelo FLUENT e os resultados

obtidos experimentalmente em túnel de vento notou-se certa discrepância entre esses. A primeira hipótese para explicar

o fato foi quanto à qualidade da malha utilizada. O próximo passo foi confirmar a veracidade de tal hipótese.

2.5. Refinamento da malha

Utilizaram-se as ferramentas do próprio FLUENT para refinar a malha. Após esse processo obteve-se uma malha

mais “fina”, com aproximadamente quatro milhões de células.

2.6. Obtenção dos resultados finais

Com a malha refinada executou-se novamente o programa ANSYS FLUENT e obtiveram-se resultados mais

precisos, cujas soluções eram convergentes e que se aproximavam mais dos resultados obtidos em túnel de vento.

3. Resultados Obtidos

3.1. Construção do modelo do VANT em CAD

Seguindo os passos lógicos para obtenção dos coeficientes de força e momento, depois de alguns estudos teóricos,

começou-se a montar o modelo em CAD do VANT. Para executar essa tarefa teve-se que obter todas as medidas

relevantes para a confecção minuciosa do modelo. Muitas medidas estavam presentes no relatório dos resultados

experimentais, [girardi (1) e (2)], mas foram necessárias medições no próprio VANT para que o modelo ficasse o mais

próximo da realidade. A estrutura foi montada por partes: fuselagem, asa, empenagem horizontal, empenagem vertical.

A seguir são apresentadas as medidas utilizadas no modelo.

Para a criação das partes asa, empenagem horizontal e empenagem vertical foram observados as curvas exatas

existentes nesses componentes. Os dados para cada um desses perfis eram coordenadas (x,y) de forma que ao plotar tais

pontos no software “GAMBIT” era possível obter um volume de espessura infinitesimal que tinha o perfil de cada

componente específico. Esse volume era então transportado para o “SolidWorks 3D CAD Design Software” e a

estrutura, então, era finalizada. Para cada peça foi usado o respectivo perfil indicado a seguir.

http://www.solidworks.com/

http://www.solidworks.com/


,

Tabela 1 - Parâmetro geométricos do modelo

Elemento Parâmetro Geométrico Valor Unid.

Asa

Área (S) 0,883 m2

Envergadura (b) 2,486 m

Corda (CW) 0,355 m

Início do aileron, relativo à envergadura 60 %

Final do aileron, relativo à envergadura 90 %

Relação entre as cordas do aileron e asa 20 %

Envergadura de cada aileron (BA) 0,373 m

Corda do aileron (CA) 0,071 m

Posição do bordo de ataque da asa 0,510 m

Ângulo de incidência da asa na fusel. (Iw) 0,8 Graus

Empenagem

Horizontal

Área (Sh) 0,202 m2

Distância entre o CG e o BA da emp. hor. 1,183 m

Envergadura (Bh) 0,840 m

Corda (Ch) 0,240 m

Envergadura do profundor (Bp) 0,840 m

Corda do profundor (Cp) 0,120 m

Relação entre as cordas Cp/Ch 50 %

Ângulo de incidência da empenagem (Ih) -0,5 Graus

Empenagem

Vertical

Área (Sv) 0,098 m2

Distância entre o CG e o BA da emp. vert. 0,990 m

Envergadura (Bv) 0,313 m

Corda na raiz (Crv) 0,422 m

Corda na ponta (Crv) 0,204 m

Enflechamento do bordo de ataque 26 graus

Envergadura do leme (Bl) 0,313 m

Corda média do leme (Cl) 0,094 m

Relação entre as cordas Cl/Cv 30 %

Ângulo de incidência da empenagem (Iv) 0,0 Graus

Fuselagem

Comprimento (Lf) 2,055 m

Altura máxima (Hf) 0,300 m

Largura máxima (Bf) 0,250 m

Comprimento do cone de cauda (Lc) 0,905 m

Figura 1: Perfil utilizado na asa da configuração: Selig SD7062


,

Figura 2: Perfil utilizado na emp. horizontal da configuração: Selig S8052

Figura 3: Perfil utilizado na emp. vertical da configuração: NACA 0012

A execução dessa parte do projeto foi bastante trabalhosa e dependia muito da familiarização com os comandos e

funções do software “GAMBIT”. Terminada a construção dessas partes, todas as peças foram unidas, formando o

modelo em CAD que será utilizado nas simulações computacionais. Abaixo o resultado final do modelo.

Figura 4: Vista em perspectiva do modelo em CAD


,

3.2. Construção da Malha

Após o modelo em CAD ter sido finalizado, começou-se a construção da malha que servirá de base para a

determinação dos coeficientes de força na estrutura do VANT. Para a construção dessa malha, foi utilizado o software

“GAMBIT”. O modelo em CAD foi importado para esse software e então se iniciaram os testes para a construção da

malha. As principais dificuldades encontradas eram oriundas do ajuste dos parâmetros que eram usados para a obtenção

da malha. Tais parâmetros como tamanho máximo, tamanho mínimo e geometria de cada volume, tinham de ser

ajustados criteriosamente, devido às diferenças entre os tamanhos dos componentes da estrutura. Como já foi citado, um

exemplo é a discrepância entre o tamanho da espessura da borda da asa e o comprimento da fuselagem. Enquanto um é

da ordem de milímetros o outro é da ordem de metros. Tais diferenças, se não contornadas com parâmetros adequados,

geravam ou uma malha inadequada ou então um desgaste computacional excessivo, que culminava o recomeço do

processo. Depois de algumas tentativas, obteve-se uma malha considerada apropriada para os estudos em questão. Os

resultados da malha inicial obtida são mostrados a seguir.

Figura 5: Malha construída

Após transportar o modelo acima para o ANSYS FLUENT executou-se o programa a fim de se gerar os primeiros

resultados. As condições utilizadas na simulação estão explicitas na tabela abaixo.

Tabela 2 – Parâmetros utilizados na primeira simulação

Velocidade do avião (m/s) 25

Temperatura do ar (°C) 15

Densidade do ar (kg/m³) 1,225

ângulo de ataque (graus) 0

Número de iterações 500

Os resultados obtidos, contudo não foram satisfatórios, o que levou ao surgimento da hipótese de que a malha

utilizada não era suficientemente precisa. Para comprovar a veracidade dessa hipótese, utilizaram-se as ferramentas

existentes no próprio FLUENT para tornar a malha mais refinada. Os principais pontos problema novamente foram

aqueles que contornam a borda da asa e das empenagens. A malha final utilizada no projeto é apresentada a seguir.


,

Figura 6: Malha final utilizada

3.3. Resultados numéricos

Utilizando a malha obtida acima executou-se o programa utilizando as seguintes condições:

Tabela 3 - Parâmetros utilizados na simulação

Velocidade do avião (m/s) 25

Temperatura do ar (°C) 15

Densidade do ar (kg/m³) 1,225

ângulos de ataque (graus) 0; 1; 2

Número de iterações 500

Os resultados obtidos quanto à distribuição de pressão e velocidade ao redor do VANT, para ângulo de ataque de

zero, estão apresentados a seguir.

Nota-se, ao analisar os resultados da distribuição de velocidades, que existe uma região (canto inferior direito) em

que os resultados não convergiram. Tal área, contudo não influi significativamente para os resultados da região de

interesse, ou seja, a região em volta do modelo do VANT.

Figura 7: distribuição de pressões para ângulo de ataque de 0°.


,

Figura 8: distribuição de velocidades para ângulo de ataque de 0°.

Os resultados obtidos para ângulo de ataque de dois graus estão apresentados a seguir.

Figura 9: distribuição de pressões para ângulo de ataque de 2°.

Figura 10: distribuição de velocidades para ângulo de ataque de 2°.


,

Comparando os resultados gráficos para os dois ângulos de ataque, nota-se que no segundo caso (ângulo de dois

graus) ocorre a formação de uma região de alta pressão na parte traseira do avião que surge para manter o equilíbrio no

avião que nesse caso não está na posição horizontal.

Pode-se visualizar, ainda, as pressões estáticas no contorno do avião.

Figura 11 - Pressão estática em configuração completa (vista de cima)

Figura 22: Pressão estática em configuração completa (vista de baixo)


,

Figura 33: Pressão estática na fuselagem

Figura 44 - Pressão estática em configuração completa (vista de cima)

Figura 55 - Pressão estática nas empenagens (vista de cima)


,

Nota-se, a partir da análise da distribuição de pressões apresentadas acima, a interferência existente nas áreas de

junção dos elementos. Essa interferência é facilmente notada na junção da asa na fuselagem pela formação de uma área

de alta pressão na região.

Os resultados de força de sustentação e de coeficiente de sustentação (CL) obtidos para cada caso estão

apresentados na tabela abaixo.

Tabela 4 – Resultados da simulação

Ângulo de ataque (graus) 0 1 2

Velocidade (m/s) 25 25 25

Corda da asa (m) 0,355 0,355 0,355

Envergadura da asa (m) 2,486 2,486 2,486

Densidade do ar (kg/m³) 1,225 1,225 1,225

Força de sustentação (N) 104,53 131,12 156,44

CL 0,3094 0,3881 0,4631

Assim como esperado, para o ângulo de ataque de dois graus obteve-se um CL maior devido à incidência da força

vertical de reação avião-ar que inexistia no caso horizontal. Com os dados obtidos, pode-se fazer a comparação entre os

resultados experimentais e obtidos via CFD.

3.4. Comparação dos resultados: CFD x Experimental

Usou-se para o projeto em questão dois ângulos de ataque, 0 e 2 graus. O fato de se usar mais de um dado influi

principalmente na comparação entre os resultados obtidos por CFD e os resultados experimentais. Isso se justifica, pois

tanto na simulação por CFD como no testes experimentais ocorrem erros intrínsecos a cada procedimento. Dessa forma,

para fazer a comparação entre os resultados, utiliza-se os coeficientes angulares (inclinação) das retas obtidas plotando-

se cada CL com seu respectivo ângulo de ataque. Ao se usar esse método, consegue-se anular os erros intrínsecos a

cada experimento para se fazer a comparação. Abaixo estão indicados os valores de CL obtidos experimentalmente e

que servirão de base de comparação para os resultados obtidos via CFD.

Tabela 5 - Resultados experimentais

Ângulo de ataque 0° 2,5 ° 5°

CL 0,4813 0,7005 0,9210

Traçando-se as retas tanto para o caso experimental como para a simulação de computacional, podem-se obter os

resultados apresentados a seguir.

Figura 11: Comparativo dos resultados.


,

Nota-se que as retas possuem uma inclinação muito semelhante, o que é um indício de que possuem coeficientes

angulares muito próximos. Os coeficientes calculados são apresentados abaixo.

Tabela 6 - Comparativo entre as inclinações

Coeficiente Angular

CFD 0,07685

Experimental 0,08774

Os resultados comprovam a expectativa de proximidade entre os coeficientes angulares. A imprecisão gerada é de

aproximadamente 12 % e pode ser considerada satisfatória tendo em vista as inúmeras possibilidades de erro tanto na

construção do modelo em CAD como na do modelo utilizado para os experimentos. Além disso, como o principal

intuito dessa pesquisa é o aprendizado dos modelos de simulação computacional de escoamento, a extrema precisão nos

resultados não foi tão priorizada nesse projeto. Sabe-se, contudo, que para um projeto que vise desenvolver um produto,

principalmente para o setor aeronáutico, deve-se buscar resultados os mais precisos possíveis, uma vez que tais

resultados influirão diretamente no poder de comercialização do produto.

4. Conclusões

A execução do projeto seguiu a maneira proposta e, dessa forma, atingiu-se o resultado objetivado: validar a

ferramenta computacional como ferramenta auxiliar para a análise do desempenho aerodinâmico de um VANT. Com o

modelo validado poder-se-á testar configurações de voo sem a necessidade de se fazer o experimento em túnel de vento

e a partir desses resultados indicar aos pesquisadores que estudam o VANT qual as principais componentes ou junções

que precisam ser ajustadas para que se obtenha uma melhora no desempenho aerodinâmico desse veículo aéreo. Houve

muitas dificuldades durante o projeto, sendo que algumas já eram previstas e outras não, como por exemplo, a

dificuldade de alterar algumas características das junções das peças.

O projeto, como objetivado inicialmente, possibilitou o aprendizado de ferramentas utilizadas em simulações de

CFD como o SOLID WORKS, o GAMBIT e o ANSYS FLUENT. Por mais que o foco do projeto não tenha sido

aprender todas as funcionalidades de cada um desses programas, obteve-se uma familiarização das principais funções

de cada um deles.

Outro ponto que vale ser ressaltado é o fato do projeto ter possibilitado o contato com a rotina de alguns

pesquisadores, os quais estão à frente de projetos de ponta na área de tecnologia. Dessa forma, pode-se ter uma boa

noção do trabalho que um pesquisador realiza; quais as principais dificuldades e facilidades encontradas nos projetos;

além de obter uma noção geral das características da pesquisa científica no Brasil.

5. Agradecimentos

Gostaria de agradecer primeiramente ao meu orientador, Professor Doutor Edson Luiz Zaparoli, que tem

disponibilizado seu tempo para me ensinar e orientar sobre os assuntos do projeto. Também gostaria de agradecer ao

Professor Doutor Roberto da Mota Girardi, que disponibilizou os resultados dos seus estudos experimentais com o

VANT. Por último, ao CNPq que tem oferecido a bolsa de Iniciação Científica, a qual tem viabilizado a execução desse

projeto.

6. Referências

Girardi, R.M., Cavalieri, A.V.G e de Araújo, T. B., (2007), “Aircraft complete configuration experimental analysis

of the ita’s unmanned aerial vehicle”, 19th International Congress of Mechanical Engineering, Brasília, DF.

Fox,McDonald, & Pritchard “Introduction Fluid Mechanics”, 6th Edition.

análise numérica da aerodinâmica dos componentes … · o objetivo inicial desse projeto era o...

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