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

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(Parte 4 de 5)

Figura 6.8 são paraigualsustentaçãoda asa.

Voo c=::::::>

Voo =::::> t>-º--------C--

1.0 - Figura 6.9- Ângulode ataqueinduzidoe resistênciainduzida.

c, c

Das equações acima, vemos que o efeito é muito pequeno na

sustentação, pois a; é pequeno, assim como 01. No entanto, para o arrasto existe uma significativacontribuição da sustentação, gerando uma resistência adicional, chamada de resistência induzida, conseqüência da sustentação e do ângulo de ataque induzido. Colocando na forma de coeficientes:

CL=CL1 CD=CdO+CD;

O coeficiente CD;é o coeficiente de arrasto induzido, que pode ser obtidocomo:

CL2C = - Di 1!.AR resultaportanto:

G) o o c, c "OOL

E:.c1.i.~.Q.n_.Qª_l3o§.a
IntroduçãoaoProjetoAeron~~tic~:L?§

Este resultadona realidadeéexatoapenas no caso de umaasa com geometriaelíptica.Para outrasformaséintroduzidaumacorreção,tantoparaa, comoparaCOI:

Tabela 6.3- Efeitoda relaçãodeaspecto

sendo T e o dados pela Tabela6.1, segundo Glauert, para asas trapezoidais.

Finalmente, o conhecimento do ângulo de downwash é essencial para o projetodoestabilizadorhorizontale umaboareferênciaéorelatório,NACA NR 648.

CDi =-L-(1+8), 1t:·AR

Tabela 6.4- Efeitodoenflechamento

Twíst Alfa CL CM 6 2.0 1.62759 0.0

Estes valoresforamapresentadosnaformade gráficosno capítulo3. Referênciade cálculo:http://aero.stanford.edu/WingCalc.html

Tabela 6.5- Efeitodaconicidade Tabela 6.6- Efeitodatorção

Alfa CL CM

CM 0.0

T~r 1.0

Sweep 30

6.4 EFEITOS DAGEOMETRIA

Tabela 6.1- Fatores decorreçãoparaasas degeometriatrapezoidal,segundo Glauert,[1]

I Tabela 6.2- Geometriadaasa dereferência

A seguirsão apresentadosdadosdos efeitosobtidosporsimulação,da relaçãodeaspecto,conicidade,enflechamentoetorção,estandocolocadosnas

, Tabelas6.3a6.6a seguir.O sweepépositivoparatrás,sendoo twistpositivono sentidode washout,diminuindoo ângulode ataquepara as pontasda asa. O coeficientede momentoéemrelaçãoo pontode 25% da corda,na raizdaasa.Cada tabelaapresentao efeitode apenas umfatorde cada vez, variandoem relaçãoà asa de referência.Todas as análises foramfeitas para um valorde ; referênciade C'm.,= 2,0. A Tabela 6.2 abaixo fornece os dados da asa de

I referência.Estes dados consideramumfluidoideal,semseparaçãodacamada limite,unicamenteparailustraroefeitodageometriadaasa.

AR Sweep Taper 10 o 1 aoa=

1+~ r ·AR

Figura 6.1- Efeitocombinadoda circulaçãona linhacl4e nas pontasde asa.

A declividade da curva da asa, a, fica menor do que a declividade da curva do perfil, ao:

Quanto ao coeficiente de momento, o efeito da geometria é de reposicionar o centro aerodinâmico, no caso de um enflechamento da asa.

Este efeito é muito usado para ajustar a posição relativa entre o centro aerodinâmico e o centro de gravidade.

O desenvolvimento da sustentação da asa ocorre pela circulação ao longo desta, porém esta circulação não pode pararbruscamente nos extremos da asa. Uma das primeiras teorias usada no estudo de uma asa com envergadura finita foi a chamada teoria da linha de vórtices. Nesta teoria a asa é representada apenas pela sua linha do centro aerodinâmico. Sobre esta linhaé estabelecida uma distribuição de vórtices que geram a circulação, proporcionalmente ao valor existente na seção. Nos extremos da asa, esta linha de vórtices dobra subitamente para traz, fazendo com que os vórtices gerados produzam uma velocidade para baixo no interiorda asa. Os vórtices laterais(trailingvortex)pode ser explicados tambémpela diferença de pressão entre as duas superfícies, com o ar da superficie inferior, maior pressão, passando para a'superfície superior pelas pontas da asa. Istoprovoca também um fluxo transversal nas pontas de asa.

6.6 TEORIA DE SUSTENTAÇÃO DA LINHA DE VÓRTICES

Edisonda Rosa

AR ~4

O fatorde eficiência é assim análogo ao fator,) de Glauert, calculados com base em considerações diferentes.O fatorde eficiência de Oswald como colocado diz respeitoapenas àasa, caracterizando a maiorou menor perda de rendimento em comparação com uma asa elíptica de igual área e relação de aspecto. Neste caso pode ser conveniente usar a notação ew' para evitar confusão quando se estuda tambéma eficiência do avião completo, conforme detalhado no Capitulo 7.

6.5CARACTERíSTICAS AERODINÂMICAS DA ASA

C 2L CDi =r. A R •e

Figura 6.10- Efeitoda relaçãode aspectosobrea curvado coeficientede sustentação.

ofator de eficiência da asa caracteriza o aumentodo arrasto induzido pelo desvio da geometria elíptica ideal, sendo também conhecido como fator de eficiência de Oswald. O coeficiente de arraste induzido é então calculado como:

O fato de a asa ter uma relação de aspecto finita faz com que as características do perfil não se apliquem diretamente para a asa, conforme já visto no caso da resistência induzida. No caso da sustentação, o ângulo de ataque induzido, variando ponto a ponto, faz com que o C,local varie de seção para seção da asa, levando a uma distribuição de sustentação que não necessariamente acompanha a forma da asa. Um efeito adicional é com relação à curva de sustentação da asa, CL X a. A relação de aspecto finita provoca uma redução na inclinação da curva.

6.7RENDIMENTO DAEMPENAGEM

Voo

0.80IZI

H=Iref·tgE; Iref=ln-O.7S·cma

H+H z= sendo

Cordamédiaaerodinâmica

~~.----esteira

o rendimento da empenagem é dado em função do afastamento relativodesta eo centroda esteira, ou seja,

Figura 6.14- Posição relativanaesteirada empenagemhorizontal.

I~troduçãoaoProjE'ltoAeronáutico

Figura6.15-Rendimentoaerodinâmicodaempenagem,funçãodeZ. Figura 6.13- Geraçãoda esteiraapós a asa.

LI;.<!.isg'U:lé'-~º~ª

11t=~ ofatodea empenagem estarnormalmentesituadaapós aasa, ofluxo de ar que ela recebe é afetado pela presença da asa. Isto diz respeito tantoà direção do fluxo, como à pressão dinâmica que atua. A direção do fluxo é considerada, no ponto médio da esteira, pelo ângulo ede downwash. No caso da pressão dinâmica sobre a empenagem, esta é menordo que a que atua no caso da asa, pelo efeito de arrasto desta que diminui a velocidade do ar, em particular as moléculas que estão na região central da esteira. Se.3 empenagem estiver dentro deste fluxo, sua eficiência pode ser muito prejudicada e assim é necessário termos uma idéia desta perda de pressão dinâmica,sendo definidoo rendimentodecauda l,como:

Figura 6.12- Visualizaçãodosvórticesdepontadeasa emum:GeneralDynamicsF-16A MLU FightingFalcondaForçaaéreadaBélgicaemvôodedemonstração.

130 ,.,,_ ,, Edisonda Rosa

7.1TIPOS DE RESISTÊNCIAS 7. RESISTÊNCIA AERODINÂMICA

C'lj =0,910·(tog10Ret2,58 Cdf =0,148·(RetO,20-3400·(Ret'o

Camada limite laminar Camada limite turbulenta

Transição (Prandtl-Gebers)

Tabela 7.2 - Coeficiente Cdf

No caso da resistênciaviscosa, esta podeser calculada pelocoeficiente de atrito viscoso, Cf e pela área Sw que é banhada pelo fluido. Como normalmentea referênciaé a área projetadada asa, o coeficientede resistência deve ser corrigido para esta nova área de referência. Como a área projetada pode ser considerada a metade da área banhada, o coeficiente de arrasto é o dobro do coeficiente de atrito.Para perfis simétrícos a relação recomendada é 2,035. Para perfis não simétricos, pode chegar a 2,09. Para uma primeira estimativao valor2,00é adequado. O coeficienteCf depende dotipode camada limite.

A resistência do perfilé dada diretamentepela curva de Cd, sendo que este coeficiente inclui as perdas de forma e de atrito.

Cdf =2 Cf f =C ADlt 1t

7.2CÁLCULO DAS RESISTÊNCIAS AERODINÂMICAS indicada na Tabela 7.1. Para o avião em contatocom o solo, surge o atritode rolamento, que atua durante a decolagem ou aterrissagem, decorrente das deformações que o pneu e o solo sofrem.

A resistênciaparasita,dos outroselementosdo avião emcontatocom o ar,temsua previsão considerando a área efetivade resistência, definidapor:

sendo COrr o correspondente coeficiente e A. área associada ao coeficiente.

Esta área pode ser a área transversal, pode ser a área projetada, ou ainda, a área banhada pelo fluído. A área resistente totaldo avião será portanto

A força resistente é apenas então:

Dp =f.q

Se colocarmosna formade coeficiente,o coeficientede arrastoparasita será,considerandoagora a área de referênciacomo a área projetadada asa, S:

.t.

c;C + - CD= Jr.AR.e

GdO +GOl

CdO =Cd1 +Cdf Cd1

Cdf COi

COn =C01 +Cm C01 Cm

Correção de 5% a 10% TOTAL

Forma Viscoso Interferência

Co =CdO +Cop +COi ,

ASA Perfil Forma

Viscoso Induzido o Atritoviscoso, decorrente da ação da viscosidade do fluidona camada limite,junto àsuperfície do corpo banhada pelo fluido; o Arrasto induzido, decorrente do desenvolvimento da sustentação e da ação do ângulo de ataque induzido, função do ângulo de downwash; o Arrasto de forma, ou de pressão, formado pelo desprendimento da camada limite,com a geração devórtices nestes pontos.Quanto maior o volumede ardentroda esteiraformada,maioro arrastodesenvolvido.

Para o fluido ideal esta parcela é nula; o Efeito de interferência. Quando vários corpos estão próximos, como asa e fuselagem; o Arrastodevidoàonda dechoquenocaso develocidades supersônicas.

Analisando a resistência aerodinâmica nos vários componentes de um avião, é possível separar em duas grandes fontes de arrasto,a asa e o restante do avião. Para este em geral a resistência aerodinâmica é chamada de resistência parasita.A nomenclatura para os diferentes tipos de coeficientes é

Tabela 7.1 - Nomenclatura de coeficientes

A resistência que um avião enfrenta ao seu movimentoé proveniente de diferentes tipos de mecanismos de interação entre ele e o meio ambiente. No caso da resistência aerodinâmica os diferentes tipos de arrasto podem ser classificados da seguinte forma:

Edisonda Rosa

Aberturas da carenagem do motor, para refrigeração Tomada do carburador não carenada

Fluxo de refrigeração de acessórios

Tubulação e orifícios de saída da descarga Tomada de intercooler

Radiador de óleo

Flaps de refrigeração do motor sem selos

Portas não seladas do trem de pouso

Piso antiderrapante na asa Antenas

Tubos de armamentos TOTAL

Um avião com muitos elementos expostos ao ar, como antenas, tomadas ou saidas de ar,superfícies com folgas, e outras semelhantes, pode terum acréscimo na resistência aerodinâmica de mais de 50%. Assim, muitas vezes apenas uma limpeza no aspecto externo, uma atenção nos detalhes, pode levar a um arrasto aerodinâmico bastante menor. A Tabela 7.5 indica valores percentuais do aumento do arrasto para alguns itens mais comuns.

Sempre que possível usar amplos raios de concordância entreas superfícies, em especial entrea asa e a fuselagem, o que reduz a parcela de interferência,

A Figura 7.1a seguir mostra o efeito do alongamento da fuselagem, definido como a relação comprimento I diâmetro, sobre seu coeficiente de resistência aerodinâmica. Neste caso a área de referência considerada é a área da seção transversal da fuselagem.

o efeito da interferência entre a fuselagem e a asa, quanto às características aerodinâmicas do conjunto, tem um texto de referência, [13].

Tabela 7.5-Acréscimo na resistência aerodinâmica devido a detalhes, [27]

Figura7.1- Efeitodoalongamentodafuselagemsobrearesistênciaaerodinâmica_

CDn A" 0,004a0,010 S,

O,15aO,30 Spr 0,30a0,50 Spr

Descrição

Espessurade8%a12% Formaaerodinâmica,semsaliências

Pequenomodelocommotornonariz

Aviãodetransporte Bombardeiro

Acimadaasaemaviãopequeno

Nobordodeataqueemaviãodegrande porte

Turbojato,montadanaasa Napontadeasa,parabaixo Centralizadonapontadeasa Suspensoabaixodaasa,paradentro Suspensaabaixodaasa 60%daenvergadura,defletido300

Rodadabequilhaesuaestrutura Rodasbemcarenadas

Rodaseestruturaexpostas

CDo t[s]x[m]v[m/s]L-G[N]z[m]0

Parte

Nacele

Nacele

Tanquedeasa Tanquedeasa

Tanquedeasa Bomba

Flaps Bequilha Tremdepouso Tremdepouso

Asa

Empenagem Fuselagem

Fuselagem Fuselagem

Fuselagem Nacele

Tabela 7.4- Efeito da resistência aerodinâmica na decolagem

Para umprojetoaerodinamicamenteeficiente,estevaloré daordemde 0,005,enquantoqueparaumprojetocomtodosos elementosexpostos(modelos dosanos 1900/1910, ouaviõesdecaçacommuitosmísseis/ bombasacoplados externamente)valealgocomo 0,02.Deveserobservadoqueestesvalores estão incluindo o coeficiente de arrasto do perfil da asa. A Tabela 7.3indica valores orientativosde COrreAn'A Tabela 7.4 mostrao efeitoque se pode esperar sobre odesempenhonadecolagemde ummodeloAeroDesign CLASSE 36,quandoo coeficientede arrastodo avião é alterado,de 0,0 até 0,05.

S, :Área projetada da asa; S2: Área da empenagem; Se :Área da secção transversal; Spr:Área projetada do pneu.

Dp =CDp q S, ou, e =Dp =! Dp q.S S

Tabela 7.3- Coeficiente de resistência e área de cálculo, [27]

___J3§

Figura 7.3 •Efeito do atrito e da resistência aerodinâmica no desempenho de decolagem.

X[m]

. .--.- ..'-------1

Tabela 7.6 •Efeitodo coeficientede atritona decolagem.CDO =0,023 teq tIs] x(m] v(m/s] L-G(N] z(m]

A Figura 7.3 mostra comparativamente os efeitos do atrito e da resistência aerodinâmica.As curvas indicam claramente que a resistência aerodinâmicanão afetatantoo desempenhodo avião como o coeficientede atritoderolamentoequivalente.Assim recomenda-seumcuidadoespecialno atritode rolamento,ficando o cuidado de reduzira resistênciaaerodinâmica emsegundo nível.

De acordo com a teoria de resistência de rolamento,rodas especiais foram desenvolvidas para este projeto.Projetada por elementos finitos,as rodas do Thrust suportam até 35000 g. Elas foram forjadas em alumínio e usinadas pela Dunlop Aviation, que também as testou em um dinamômetrosob 9500rpm.

equivalentesobreodesempenhonadecolagemparaummodeloCLASSE 36. O critériopara definira decolagem foi a alturaacima do solo z =0,005 m.

1~!r~~':9ão,,()_F'E()j"'~_'~"'?náutico f=~ R' ou considerandoa excentricidade,

M =fl Fz d/ 2, e a força resistente, f=Q Fz

Pela análise da expressão de f,q,podemos ver quais os pontos a seremtrabalhadosparadiminuiroatritodevidoàs rodasdotremdepouso.Em primeirolugar, usar rodas com grande raio R. Em segundo lugar, usar um material duro nos pneus, com pequena deformação e logo uma baixa excentricidadedareação.Por último,umeixocompoucoatrito,ecomo menor diâmetropossível. ATabela7.6abaixoindicao efeitodo coeficientedeatrito e /l·df =-+-

eq R 2.R,~.~----~~--,.,"'''',.~"..'''''._-_.-."....,-_.......-~-_

Destaformaocoeficientedeatritoderolamentoequivalenteserá:

vt Figura 7.2 - Cálculo do atrito de rolamento e escorregamento.

sendo R o raio do pneu. O atrito de escorregamento no eixo pode ser consideradocalculandoo momentodeatritoe convertendoparaa forçajunto ao solo, somando assim este efeito ao atrito de rolamento. Sendo "d" o diâmetrodoeixo,o momentodeatritoé:

7.3RESISTÊNCIA DE ROLAMENTO

No caso do avião estar rolandosobre o solo, o atritode rolamentoé uma resistênciaconsiderável.Assim se existe uma resistênciade rolamento do pneucontrao solo, esta resistênciapodeser pensadacomodecorrentede um avanço da reação do solo sobre o pneu, Figura 7.2, dificultandoseu movimentode rotação.Adicionalmentea este atritode rolamentodeve ser consideradotambémoatritodeescorregamento,juntoao mancalmontadono eixo.Sendo "e"a excentricidadeda reaçãodo solo sobreo pneu,o coeficiente deatritoderolamentoédefinidocomo:

134 ~on daRosª

Figura 7.6 - Correçãono fatorde Oswald devidoa outroscorpos. Fuselagem, nacele,ete.

Co =COmín +K" CL2 +COi c =C . +K"· C 2 +~(1+8) D Dmm L rc.A R

C2C -C + LD - Dmín rc·AR·e

Figura 7.5- Curvapolardo avião. c.

!~tr:<>?.'!9~"..il.°_~!~j~t~~e!.<:>r.l~u_ti~,?_ sendo que o fator de eficiência do avião passa a ser: e generalizando:

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