Introdução ao Projeto Aer...utico - Prof. Edison Rosa - mod2 cap4 5 6 7

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(Parte 2 de 5)

4.6 EXEMPLOS DE PERFIS

Selig S 1223 Espessura 0.1214, Raio do bordo de ataque 0.0316, Camber 0.0869

Eppler E 423 Espessura 0.1252, Raio do bordo de ataque 0.0265, Camber 0.0992

Liebeck LA 203A Espessura 0.1573, Raio do bordo de ataque 0.0333, Camber 0.0548

Wortmann FX 74-CL5-140 IAdln. Espessura 0.1644, Raio do bordo de ataque 0.0075, Camber 0.1086

Wortmann FX 72 MS 150A Espessura 0.1501, Raio do bordo de ataque 0.0159, Camber 0.0834

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Os perfis de grande sustentação se caracterizam por umalinhamédia com grande curvatura e o ponto de máximodeslocado para frente,paragerar umpequeno momento.Os principais perfissão:

Figura 4.18 - Alguns perfis para desenvolver alta sustentação.

Wortmann FX 05 H 126 Espessura O 1261, Raio do bordo de ataque 0.0199, Camber 0.0440

- -- --- ------------------------------------------=-- -----,- -- --\----

NACA I Munk M18. Espessura 0.1202, Raio do bordo de ataque 0.0435, Camber 0.0411

Hepperle MH-61 Espessura 0.1026, Raio do bordo de ataque 0.0071, Camber 0.0144

Hepperle MH-18 Espessura 0.1113,Raio do bordo de ataque 0.0047, Camber 0.0280

CLARKYS Espessura 0.1170, Raio do bordo de ataque 0.0429, Camber 0.0235

Figura 4.17 - Alguns perfis para asas voadoras.

Este tipo de perfil é essencial em asas voadoras para que estas consigam manter uma condição de equilíbrio, com superfícies de controle muitopróximodocentroaerodinâmico do perfiL

(v/v"J +,

(v/v",) +, l~trod_u9ãoa()~!oj~t()I\()~()ná~tico..

Figura 4.20- Distribuiçãode velocidadese de pressõesao longode umperfil.

Para normalizaro cálculodo momento,é definidoo centroaerodinâmico, que,segundo a teoriade perfisfinos é o pontoem tornodo qualo coeficientede momentonão muda com variaçõesdo ângulode ataque.Para perfisidealmente finos,estásituadoexatamentea 25% da corda,a partirdo bordode ataque.Nos perfisreaisa posição épróximado pontode 25% da corda.

.1••

EdisondaRosa Centrodepressão

~~Dfigura que segue ilustra os efeitos na distribuição de velocidades sobre o perfil, partindo de uma seção simétrica.

c v

DISTRIBUiÇÃO DE PRESSÕES

A teoriade aerofólios, parapequenos ângulos de ataque, ou seja, sem separação da camada limite, prevê que a distribuição de pressão sobre a superfície do perfil é formada por três parcelas, praticamente independentes entre si, sendo a pressão final em um dado ponto a soma dos efeitos das diferentes parcelas. Estas parcelas correspondem a:

o Distribuição de espessura, ou seja, perfil simétrico, com ângulo de ataque zero.

(' Forma da linha média, ou seja, perfil delgado, com ângulo de ataque :ero.

Ei,' ~l'L',',~"~U\,de'2~2c:ues0~Veum perfil sem cambagem e sem espessura.

Coeficientes do perfil.

L=Cj·q·S D=Cd·q·S M=CJIl·q·S·c

O momento do perfil depende do ponto considerado, se diferente do centro de pressão. O conceito do centro de pressão não possui utilidade no estudo de perfis, pois sua posição é muitovariável com mudanças no ângulo de ataque. Um conceito muitomais útilé o do centro aerodinâmico.

Figura 4.19- Forças atuantesno perfil.

4.7 DISTRIBUiÇÃO DE VELOCIDADES E PRESSÃO 94

As forças que atuam sobre um perfil são caracterizadas pelas componentes da força resultanteda distribuiçãode pressão, na direção normal ao movimento (vento relativo) e na direção do movimento.A primeira gera a sustentação, L, e a segunda o arraste aerodinâmico, D.A força resultanteage no centro de pressão. CP.

96 EdisondaRosa ao L v---~ Figura 4.21- Forçasatuantessobreo centroaerodinâmicodo perfil.

c, c,

Figuras 4.23- Curvasindicandoo efeitodo númerode Reynoldse da variaçãodo ângulode ataque,parao perfil8 1223limpoe comgeradoresde vórtices,VG.

As caracteristicas aerodinâmicas de um perfil são dadas pelos três coeficientes, C, de sustentação, Cd de arrasto e Cm de momento. Este últimoé sempre em relação ao centro aerodinâmico e aparece tambémcomo Cmac' ou

Cmc/4' ou ainda, Cmo25c' indicando que é em relação o pontoa 25% do bordo de ataque.

81223 Clean 81223VG

4.8CRITÉRIOS DE SELEÇÃO DE UM PERFIL

Cd Figura 4.2- Curvascaracteristicasde umperfil.

Cur\'apolardoperfil

Variação do ângulo de ataque para máxima sustentação e perda total de sustentação, I'.l.a>6°.

Coeficiente de sustentação com valor máximo superior a X.xX.

Coeficiente de sustentação com uso de flaps maior do que y.Y. Coeficiente de momentosobre o centroaerodinâmicolimitadoa M.M.

Coeficiente de arraste mínimo da seção menor do que D.D.

Coeficiente de arraste em condições de vôo de cruzeiro menor que E.E.

Aspecto do bordo de fuga da seção de forma a facilitara construção e acionamento dos flaps.

Perfil pouco suscetível a perder performance devido a irregularidadee depósitos no bordo de ataque.

Alguns critérios para a escolha de um perfil estão exemplificados abaixo:

A escolha de um determinado tipo de perfil passa por uma série de considerações, todas elas de uma ou de outra forma relacionadas com as curvas características do mesmo. Assim, de uma forma geral podemos dizer que as curvas de C, e Cd de um perfil podem se enquadrar num dos tipos ilustrados na Figura 4.24. Os critérios de seleção buscam adequar o perfil à aplicação pretendida para a aeronave em projeto. Assim, os requisitos especificados para o projeto, comó velocidade mínima de vôo, capacidade de carga desejada, etc., direcionam a escolha do perfil, ou mesmo o desenvolvimento de um novo perfil, específico para a aplicação.

8.I Ii

0.5 c,

U --Ll_ I-I T 1-

L_.1 -L L_ T-

LUL-lLU rl-j I I Til--~~~--LUL.JLU rlll I1

1.5 c,

v.v

Em uma análise de escoamentoo efeito da viscosidadeocorre principalmentepróximoàsuperfíciebanhadapelofluido.Comoexatamente nasuperfícieo fluidotemvelocidadezero,forma-seumfortegradientede velocidadeemumafinacamadadefluidojuntoà superfície.Estacamada, emqueavelocidadevariadesdezeroatéavelocidadedofluxo,éachamada camadalimite,CL. Emgeralestaespessuraé muitopequena,daordemde algunsmilímetrosoucentímetros.Aespessuradacamadalimite,0,aumenta conformeopontoanalisadovaiavançandosobrea superfície,nosentidodo escoamento,Figura5.1.Dentroda camadalimiteo escoamentopodeser laminar(baixoRe),outurbulento(altoRe).Adistribuiçãodevelocidadesdentro da camadalimite,Figura5.2, é dada pelas expressõesda Tabela5.1.A espessurada camadalimiteé definidacomoa posiçãona qualé atingida umafraçãoda velocidadedo fluxo,da ordememgeralde 9%.Deveser observadoque a curvaque delimitaa camadalimitenão é umalinhade fluxo.

5. CAMADA LIMITE E SEPARAÇÃO 5.1VISCOSIDADE E CAMADA LIMITE

Figura 5.1- Variaçãoda espessurada camadalimiteao longoda distância.

Figura 4.24- Possíveisformasdacurvadesustentaçãoe da curvapolar.

Figura 4.25 - Simulaçãonuméricado fluxo ao redor de um perfil.Curvas de velocidadee de pressão. Perfil simulado Epplig 2575, 25% das coordenadas do Eppler 423 e 75% das coordenadasdo Selig 1223.O fluidoé ar a 25°C, velocidade e pressão de 15 m/s e 101350Pa respectivamente.Simulação de Bruno AlexandreContessi,equipeCéuAzul.

Tabela 5.1- Tipodacamadalimite Tipodacamadalimite Distribuiçãodevelocidades

. v (y/)~Camadalimiteturbulenta v = J o

Flúxonacamadalimite ~_:::.:::.:::.======

Intr()~~(;ãoaa(o)P!~j~tl~!\E'r~n~llti~.? . 100 EdisondaRosa

Tabela 5.3 - Espessura da camada limite

Figura 5.2- Variaçãoda velocidadedentroda camadalimite.

Em umfluxolaminaraespessura émenor,alguns milímetros,ou menos até. Para umfluxo turbulentona camada limite,a espessura desta passa a ser sensivelmente maior.A espessura da camada limitepode ser calculada como indicado na Tabela 5.2. A coordenada x é medida a partir do ponto inicial do fluxo sobre a superfície. x

Camada limitelaminar

8,=O,376h~r I)

Tipo de camada limite

Camada limiteturbulenta Camada limitelaminar

Tabela 5.2 - Espessura da camada limite: Figura 5.3- Comparaçãodas espessurasda camadalimite.

Tipo da camada limite Espessura Camada limitelaminar bL =4,96· x· (Ret,Y,

Camada limiteturbulenta br =0,376· x· (Ret,Y, o número de Reynolds usado no cálculo é o chamado número de

Reynolds local, ou seja, na posição x em que se deseja a espessura da camada limite.

Como as moléculasdofluidodentrodacamada limiteestãoa diferentes velocidades, ocorre um atritoentre estas e isto leva a um atritodo fluxo sobre o corpo. Considerando uma placa plana submetidaa umfluxo paralelo,aforça de atritodevidaàviscosidade depende do tipodefluxonacamada limite.Assim, no caso de uma camada limiteturbulenta,como o gradientede velocidades na direção normal àsuperfície da placa é muito maior do que no caso laminar,a força de atrito desenvolvida é também maior. Uma medida adimensional da força de atritoviscosoé feita pela definição do coeficiente de atrito,Cf, como sendo:

Re=v'"·x v ' ou Re = 68458v",.x (noaraoníveldomar) Cf = _F q·Sw o número de Reynolds é essencial em qualquer estudo da camada limite,pois ele é diretamente uma indicação do efeito da viscosidade no fluxo, comparativamente ao efeito da inércia do fluido, sendo definido justamente como a relação entre as forças de inércia e de viscosidade. Em alguns casos as expressões para o cálculo da espessura da camada limitepodem ser mais úteis na forma abaixo, sendo v a viscosidade cinemática do fluido e v", a \/olnr-iri::lripriP rpfArf'!ncia.nominal do fluxo. medida afastada do corpo.

sendo Swa área totalda placa banhada pelo fluido.A camada limitese mantém laminar para valores de Re até a faixa de 300 0 a 500 0. A partirdeste ponto iniciaa transição para uma camada limiteturbulenta,aumentando muito o valor de Cr O valor de Re para a transição varia caso a caso, conforme detalhado a seguir.

102 EdisondaRosa

Tabela 5.4- Valores de Cf

Camada limitelaminar- CLL Camada limiteturbulenta- CLT

Transição (Prandtl-Gebers)

Cr =1,328·(Ret,50 x Figura 5.5- Transiçãod<lcamadalimite,de Iaminarparaturbulenta.

No caso de um perfil aerodinâmico, a transição ocorre tanto na superfície superior como na superfície inferior.Como os fluxos são distintos,o ponto de transição é diferente, sendo antecipada na superfície superior pela maiorvelocidade que se desenvolve nesta. Este efeito é muitodependente do ângulo de ataque do perfil.

Figura 5.4- Coeficientede atritoviscoso.

lITTT11~TTrnrr-~11I11I1 I I IIIIII1 I 1

Transiçãonasuperficiesuperior

V 0 ~ile laminar Camadalimite

5.2TRANSiÇÃO DA CAMADA LIMITE

Quando o número de Reynolds é baixo, o efeito da viscosidade é elevado, e faz com que qualquer perturbação no fluxo seja rapidamente amortecida, levando a umfluxo essencialmente laminar.Com Re crescendo o efeito da viscosidade passa a ser cada vez menor,não amortecendo tanto as perturbações. Se estivermos percorrendo a superfície na direção do fluxo, aumentando Re, ao mesmo tempo a camada limite também aumenta de espessura. Se por outro lado o aumento de Re é devido a um aumento de velocidade, o efeito da viscosidade diminui, e a espessura da camada limite passa a ser menor com Re crescente. Com a redução do efeitodaviscosidade qualquer irregularidade que perturbe o fluxo faz com que este passe a ser turbulento.Quanto mais rugosa a superfície mais fácil de ocorrer a transição, diminuindo o Re crítico da Cl para transição. A transição ocorre mais rapidamente também quando o fluxo incidentejá apresenta um certo grau de turbulência,provocando assim umatransição com ummenorvalor de Re. Para o ensaio emtúneldevento,aturbulênciadofluxoincidentedeveser minimizada, sendo tornados vários cuidados com o projeto do túnel para reduzi-Ia, em especial a gerada pelas hélices de acionamento do fluxo de ar.

Transiçãonasupcrficieinferior Figura 5.6- Transiçãoda camadalimiteem umperfilaerodinâmico.

5.3SEPARAÇÃO DA CAMADA LIMITE

A separação, oudesprendimento,dacamada limite,Cl, é umfenômeno que deve ser evitado sempre que possível, pois leva a conseqüências como perda brusca de sustentação no perfil(estol,ou stall)e aumento da resistência ao avanço, ambas prejudiciaisao desempenho. A separação ocorre quando a Cl não possui energia suficiente para vencer o gradiente de pressão adverso queocorreapós o pontodemáximaespessura do perfil,logo máximavelocidade e mínima pressão. Assim, após este pontoa Cl é desacelerada e pode ocorrer das moléculasserembloqueadasnoseu avançopelapressão existente.A Figura 5.7 mostra no ponto B uma distribuição de velocidades que indica o início da separação dacamada limite,e o pontoC comumfluxoreversojuntoàsuperfície do perfil.O fluxona regiãoseparada étotalmenteturbulento,comaformaçãode umaesteirae grande consumode energia.Na regiãoda separação ofenômeno temumadinâmicanaqualo pontoB,umavez desprendidaa Cl, vaise movendo em direção ao pontoA, aumentando a área de separação. A separação da Cl

104 Edisonda Rosa ~n.tr.'lduçãg§oF'rojeto/l._eron~utico _ -.1ºº

A Figura 5.10 mostra o comportamento da sustentação com o aumentoou reduçãodavelocidade, com marcanteefeitode histerese.

Pontodeseparação A

Pontodemáximavelocidade

Velocidadescm~_~ Velocidadesem~----.l

Ponto de estagnação v pode ocorrer tantocom uma camada limitelaminarcomo comuma turbulenta. O efeitode separação da Cl ocorre em muitoscasos dentro da Cl, formando a chamada bolha de separação, Figura 5.8. Isto é usual com baixos números de Reynolds. Esta bolha de separação encerra no seu interiorum vórtice,que altera a forma da camada limite, aumentando sua espessura e assim muda tanto o arraste do perfil como sua sustentação.

Figura 5.7- Separaçãoda camadalimite. Figura 5.9- Efeitodo númerode Reynolds sobrea sustentação.PerfilSelig 1223.[19]

Figura 5.10- Efeitodo númerode Reynolds

Sobre a sustentação. Perfil Selig 1223.[19]

Bolhadescparaç:10dentrodacamadalimite

~ Transiçãonasuperficieinferior

~_----------_-C~ ~ Evoluçãodabolhadeseparaçãocomo ãngulodeataque

Figura 5.8- Formaçãode umabolhade separaçãoe sua evoluçãocomo aumentode a.

A formação de uma bolha de separação ocorre num dado valor do ângulo de ataque, para um dado Re. Para que a bolha desapareça e o perfil voltea desenvolver toda a sustentação, o ângulo de ataque deve ser reduzido a valores menores do que o ângulo no qual a bolha se formou. Isto leva ao desenvolvimento de uma histerese aerodinâmica, com a formação de umlaço de perda de sustentação, conforme mostramresultados experimentaisdo perfi S1223 na Figura 5.9, para vários Re. Com maiores Re, o efeito da histerese vai diminuindoatéque acima de umvalor crítico,ela desaparece. Uma maneira de evitar os problemas de formação da bolha de separação é pelo uso de geradores de vórtice,que perturbamofluxo,provocando prematuramenteuma transição de Cll para Cl T, o que aumenta a energia das moléculas junto à superficie, impedindo, ou ao menos retardando, a separação.

5.4CONTROLE DACAMADA LIMITE

Para melhorar o desempenho dos perfis em situações de alta sustentação e portanto alto ângulo de ataque, ou de baixo número de

Reynolds, ambas favorecendo a separação da camada limite,é essencial que formas adequadas de reduzir ou evitar esta separação sejam usadas. O desempenho de um sistema de controle da camada limiteé algo difícil de se prever,devendo ser sempre baseado em resultados experimentais, emvôo ou em ensaios controlados em túnel de vento.As formas de controle podem ser divididasemdois grandes grupos, mecânicos ou pneumáticos.

Este é o caso mais comum, sendo empregados os chamados geradores de vórtice, que tem por função perturbar o fluxo, precipitando normalmente a transição (Cll para ClT), o que energiza as camadas de ar junto à superficie e impede sua separação. Embora ao precipitar a transição ocorra umaumento na resistência aerodinâmica, este aumento émuitomenor do que ocorreria no caso da separação. Várias formas de geradores de vórtice (GV) são usadas.

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