Teoria de Aerofólios e Perfis para Asas Voadoras, Manuais, Projetos, Pesquisas de Engenharia Aeroespacial

Baixe Teoria de Aerofólios e Perfis para Asas Voadoras e outras Manuais, Projetos, Pesquisas em PDF para Engenharia Aeroespacial, somente na Docsity! 4.1 MECÂNICA DOS FLUIDOS 4. ESCOAMENTO SOBRE UM PERFIL Para o escoamento do ar sobre um corpo algumas destas forças não são relevantes. Assim, inicia-se o estudo de escoamento aerodinâmico com um fluido ideal, o qual é considerado como um meio: ------ __ . IZ~~tr??_~Xã?"?l"roj~t?!-~r()~á~!ic(). _ Esta seção faz uma breve revisão dos principais conceitos da Mecânica dos Fluidos, necessária para o desenvolvimento do texto. O primeiro ponto a considerar diz respeito às forças que agem sobre um fluido. Assim, podemos considerar: o Forças gravitacionais; o Forças devido à pressão; o Forças viscosas; o Forças de inércia; o Forças elásticas; o Forças de tensão superficial. I ,j o Homogêneo; o Contínuo; o Incompressivel; o Não viscoso. Esta concepção de fluido ideal, ou perfeito, pode ser aplicada para velocidades inferiores à velocidade do som, e sobre uma região não imediatamentejunto à superficie do corpo em estudo. Com velocidades maiores do que 75% da velocidade do som os efeitos de compressibilidade do ar passam a ser relevantes. O efeito da viscosidade em geral é importante apenas em camadas do fluido que estão escoando muito próximas de uma superfície, chamada de camada limite. O fluxo fora da camada limite é o de um fluido ideal. Isto no entanto vale apenas enquanto a camada limite permanecer aderida ao corpo. Assim, junto à superfície de um corpo, dentro da camada limite, a viscosidade do ar passa a ser importante e deve ser considerada. Para formas aerodinâmicas o fluido perfeito é uma boa aproximação para estudar o fluxo sobre o corpo. Para formas não aerodinâmicas, o escoamento potencial gera resultados apenas aproximados, havendo um forte efeito da separação da camada limite. Em um ponto qualquer sobre a superficie, a velocidade tangencial é: v = 2 Vosen O Um conceito importante ligado à equação de Bernoulli é o de ponto de estagnação, no qual v = O, e logo p = H. Na análise do escoamento sobre superfícies, e em especial quando o interesse é nas forças geradas pelo escoamento, é conveniente definir o chamado coeficiente de pressão, Cp, como sendo: Po + r vo2 !2 = p, + r V,2 / 2 P, - Po = r ( Vo2 - v/ ) /2 C ==(I-~)I' Y6 Cp == P-Po qo onde p é a pressão em um ponto de uma superficie e Poé a pressão em um ponto afastado, assim como qo, pressão dinâmica neste ponto. Usando a equação de Bernoulli, o coeficiente de pressão pode ser escrito como: Assim, tendo a distribuição de velocidades podemos determinar a distribuição do coeficiente de pressão. FLUXO DE UM FLUIDO IDEAL EM TORNO DE UM CILINDRO Figura 4.3 - Fluxo em torno de um cilindro. Uma vez sabendo a distribuição de velocidades, usando a equação de Bernoulli podemos obter a distribuição de pressões, e usando a expressão de v, p, - Po= qo ( 1 - 4 sen 20) , sendo qo a pressão dinâmica do fluxo afastado do cilindro. Neste caso o coeficiente de pressão, Cp, passa a ser: Edison da Rosa dV, = A, v, dt dV2 = A2 V2dt dm, = A, v, di 1', dm2 = A2 V2dt 1'2 p.A - (p+ dp). A == dm. dv dt Como dm = A p dx, dp = - P v dv v, 1', A, dV2rn~ ~~H ~:{}.::d'>p P + dp A Figura 4.2 - Equilibrio de forças em dV. A, v, =~ v2 a pressão dinâmica, logo p+q=H 1 sendo H a pressão total. Definindo: p - pressão estática, e q ==-p' y2 2 1 2 1 2 Integrandodp, p==--p'Y +C,ou p+-p.y ==C=H, 2 2 EQUAÇÃO DE BERNOULLI Consideremos um elemento de volume dentro de um tubo de corrente. Considerando o fluido incompressível, o aumento de velocidade do fluido é proveniente de uma diferença de pressão entre as duas faces do elemento de volume. A, V, P, = ~ v2 P2 e para um caso incompressível, EQUAÇÃO DA CONTINUIDADE Esta equação expressa a continuidade da massa que passa por um tubo de corrente. Para qualquer intervalo de tempo, a massa de fluido que entra é igual à massa que sai (fluido incompressível). Figura 4.1 - Continuidade do fluxo de massa. Como dm, = dm2, resulta 78 84 Edison da Rosa Intr~~~9~oao C1 = 2n a + 4n h ao = - 2 h a. = O C '=-nhmac ao = - 2,00 e Cmac = - n, y = 0,0001 (1 - 4F) (1000 + t), ou y = 0,0001(1000 + t ..4000 t2 - 4 P) A Tabela 4.1 fornece ao e Cmac'calculados para uma ordenada ~áxima unitária, Y á = 1. Para um valor diferente de Y á' basta multiplicar pelo corresponde~te Ymáx'pois k é proporcional ao seu v~(or e assim também o são Uo e Cmáxquanto à k. A tabela detalha a faixa para o parâmetro 'A desde Oaté 2, que é em geral a faixa mais útil. Tabela 4.1 - Valores de ao e Cmac À túXoY,nax/kk P I y=1aocmac 000000 0.288681132192455 612 5 06 2 57 0.10000 57264 7463 80 81. 91 2 970 9339 46 3 2055104 3-0 238 36 85 4 5-0.1 5 .5 386 268 6 21 7 7 1 6 8 3 9 0 17 1 1.00000 ..4 0 48 1 7 3 2 2 763 3 15 4 9 5 09 6 93 4 7 7740 29 20 35 4 EXEMPLO 3 Comparando as duas soluções vistas nos exemplos acima, podemos obter alguns resultados adicionais. A linha média do exemplo 2, no limite para um arco de circunferência, fornece uma solução para flecha máxima unitária que tende para: coincidindo portanto com a solução do exemplo 1 anterior. Da equação de y, para o caso particular de Y máx= 0,10, com 'A = 1000 e k =0,0001, tem-se, i i I I L. ~~_..,.... ._..~.~..._._._~. . _... .. .. .._._. !---------- Como t varia entre - 0,5 e + 0,5, os termos em t e P são extremamente pequenos, se comparados com os outros termos, além de se anularem em t = 0,5, t = Oe t = - 0,5, podemos escrever como uma boa aproximação, y = 0,1 (1 - 4 F) , que é a equação de uma parábola que passa pelos dois extremos do arco de circunferência em análise e pelo seu ponto central, em t = O. Por outro lado, da expressão do coeficiente de momento, verifica-se que o mesmo é igual a zero quando 'A = 0,375. O perfil da linha média para este valor está na figura abaixo, adequada para asas voadores, dado seu coeficiente de momento ser nulo. Figura 4.8 - Linha média para emac = 0, com i!.1 = 0,375 e k = 0,20. EXEMPLO 4 Para o caso de uma linha média na forma de uma parábola, simétrica em relação ao ponto de 50% da corda, com altura máxima h, sua equação é: y=4hx(1-x) Para esta linha média a teoria de perfis finos leva aos resultados: EXEMPLO 5 A teoria dos perfis finos pode também fornecer uma indicação do efeito relativo da atuação de um flap no bordo de fuga, conforme ilustra a figura abaixo. A solução para este problema fornece: ~CI = o [2(n . e) + 2 sen e] ~Cmac= o [ sen ecos ( e - 1 )] ,sendo, cos e = 1 .. 2 xf ~/~~i Figura 4.9 - Geometria considerando um f1apdefletido. 86 Edison da Rosa ao 4.3 GEOMETRIA DE UM PERFIL o 1/8 1/4 3/8 1/2 5/8 3/4 7/8 Perfil Wortmann FX 74-CL5-140 R = 0.0118 Corda d~!:!ida pela Jinha lll~dI~ __ . .. y/c 0.04 0.00 LR Figura 4.13 - Definição da corda pela construção, a partir da linha média. Corda Ângulo do bordo de fuga ~Itura 'lláxima (camber) Linha média ~aicJ.do bordo de ataque Espessura máxima ºJ~~~~~;~~s-s~~~ A definição da corda pode ser de diferentes formas, Figuras 4.11 a 4.13. Figura 4.10 - Geometria de um perfil. A geometria de um perfil fica definida por alguns parâmetros básicos, sendo os principais os listados abaixo, conforme Figura 4.10. o Corda. o Linha média, posição do ponto de máximo. o Espessura, posição do máximo, distribuição ao longo da corda. o Raio do bordo de ataque. o Ângulo do bordo de fuga. x/c 0.080.040.00 -0.02 Figura 4.14 - Detalhe do perfil FX 74-CLS-140, indicando o raio do bordo de ataque. LR Lf-' .- -º9~~a_m_e_d_id_a_p_e_Ia_fa_c_e_in_fe_r_io._r_ Figura 4.11 _ Definição da corda pela face inferior. ; I;'. :;lj t ! 11 LR \...•.--- Figura 4.12 - Definição da corda pelo arco a partir do bordo de fuga. o cálculo da geometria pode ser feito de duas formas: o Perfil fornecido diretamente por pontos na superfície superior e inferior. Normalmente considera-se corda unitária, com os postos iniciando no bordo de fuga, seguindo pela superfície superior e retornando pela superfície inferior. O contorno é assim percorrido no sentido anti-horário. o Perfil fornecido pela linha média e pela distribuição de espessuras. Neste caso a meia espessura deve ser somada à linha média, levando em conta a inclinação desta, em especial perto do bordo de ataque, em que a ínclinação é mais acentuada, Figura 4.15. ---, 88 ~~ ~~~ ~~ __ ~ ______ ~E.."dcL~QIl..daRosa çã( 89 Superfície superior do perfil: x1 = Xo - Yt sen 8 Y1 = Yo + Yt cos 8 Superfície inferior do perfil: x2 = Xo + Yt sen 8 Y2 = Yo - Yt cos O y e T (x; Y)1 'i Yt \ Linha média (x; Y)o x o Orela; o Eppler; o Hepperle; o Larrabbe; o Liebeck; o Lissaman; o Selig; o Wortmann; o e outros. 4.5 FAMíLIA DE PERFIS Exemplo, NACA 7212: Outra família de perfis clássicos, é a dos perfis desenvolvidos na Alemanha, os G6ttingen, e particular o 398, tão eficiente quanto o Clark Y. As principais famílias de perfis são as NACA, com várias famílias sendo desenvolvidas a partir da década de 30.A família NACAde quatro digitos adotou uma distribuição de espessuras bastante similar ao Clark Y e G6ttingen 398, sobrepondo a esta uma linha média definida por dois polinômios, ver [1] . As famílias de perfis iniciaram com a pesquisa sistematizada sobre diferentes geometrias, inicialmente de uma forma empírica e progressivamente adotando critérios mais científicos. Duas famílias de perfis clássicos são importantes de citar, a série Clark, incluindo o ainda hoje usado Clark Y, mas que inclui: Clark: K; V; W; X; Y; Z. Y; YH; YM15; YM18; YS. Figura 4.15 - Construção do perfil a partir da linha média e da distribuição de espessura. 4.4 DESENVOLVIMENTO DOS PERFIS o desenvolvimento dos perfis aerodinâmicos seguiu, em seus primórdios no inicio do século XX, duas linhas, uma a teoria de perfis finos, e a outra, seguiu a teoría desenvolvida por Jukowski, a partir da solução da sustentação de um cilindro com fluxo rotacional. Simultaneamente, um grande esforço experimental teve inicio, com inúmeros túneis de vento sendo construidos, em especial na Alemanha e Estados Unidos. Estes ensaios levaram ao desenvolvimento de muitos perfis, de uma forma empírica, que ainda hoje são usados, sendo o mais tradicional destes o Clark Y. No final da década de 20 a NACA iniciou um intenso trabalho de sistematização na definição da geometria dos perfis, surgindo assim diferentes famílias de perfis NACA, iniciando com os perfis da família de quatro dígitos, como o NACA 4412. Todo o desenvolvimento da NACA estava baseado na definição geométrica da distribuição de espessuras do perfil e da sua linha média. Um determinado perfil era obtido pela superposição das espessuras sobre uma dada linha média. Com o desenvolvimento da teoria aerodinâmica e dos sistemas computacionais, a partir da década de 70, um novo procedimento de projeto de aerofólios passou a ser utilizado, o chamado método inverso. Neste método é especificada uma distribuição de pressão para cada uma das duas superficies e a partir deste dado a geometria do perfil é sintetizada. Este procedimento permitiu toda uma nova gama de tipos de perfis, buscando uma aplicação tipica. Este método inverso é o utilizado para gerar os perfis de melhor desempenho hoje. como os desenvolvidos por: NACA 4 Dígitos xxxx 1I T E'p",om do peefil, % doe""Posição do camber máximo, % da corda Camber máximo, % da corda -- " ' I L ., "F-=~~,..~: ..,Distribuição de espessura mais linha média~---------------- +2 (v/v .•,) +, "F~-=~~ (v I V~.) ~.=-=:::::;;:;" ': .., Linha media +2 (v/v"J +, E······ -=======- ., Distribuição de espessura +2 (v/v",) +, +2, (v/v",) 2 .21Cp'" 1_ (V/V~,)lCp +I~~ \., J x+, l~trod_u9ãoa()~!oj~t()I\()~()ná~tico.. Figura 4.20 - Distribuição de velocidades e de pressões ao longo de um perfil. CENTRO AERODINÃMICO Para normalizar o cálculo do momento, é definido o centro aerodinâmico, que, segundo a teoria de perfis finos é o ponto em torno do qual o coeficiente de momento não muda com variações do ângulo de ataque. Para perfis ideal mente finos, está situado exatamente a 25% da corda, a partir do bordo de ataque. Nos perfis reais a posição é próxima do ponto de 25% da corda . I I \ .1 ...•• Edison da Rosa Centrode pressão ~~D .6... figura que segue ilustra os efeitos na distribuição de velocidades sobre o perfil, partindo de uma seção simétrica. c v DISTRIBUiÇÃO DE PRESSÕES A teoria de aerofólios, para pequenos 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:ue s0~Ve um 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 muito variável com mudanças no ângulo de ataque. Um conceito muito mais útil é o do centro aerodinâmico . Figura 4.19 - Forças atuantes no perfil. 4.7 DISTRIBUiÇÃO DE VELOCIDADES E PRESSÃO 94 FORÇAS NO PERFIL As forças que atuam sobre um perfil são caracterizadas pelas componentes da força resultante da distribuição de 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 resultante age no centro de pressão. CP. 96 Edison da Rosa ao L v---~ Figura 4.21 - Forças atuantes sobre o centro aerodinâmico do perfil. c, c, ~d""r ••• ceote Figuras 4.23 - Curvas indicando o efeito do número de Reynolds e da variação do ângulo de ataque, para o perfil 8 1223 limpo e com geradores de vórtices, VG. As caracteristicas aerodinâmicas de um perfil são dadas pelos três coeficientes, C, de sustentação, Cd de arrasto e Cm de momento. Este último é sempre em relação ao centro aerodinâmico e aparece também como Cmac' ou Cm c/4' ou ainda, Cm o 25c' indicando que é em relação o ponto a 25% do bordo de ataque. 10.00 Alfa 81223 Clean 10,00 Alra 81223 VG 4.8 CRITÉRIOS DE SELEÇÃO DE UM PERFIL Cd Figura 4.22 - Curvas caracteristicas de um perfil. Cur\'a polar do perfil 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.YY. Coeficiente de momento sobre o centro aerodinâmico limitado a M.MM. Coeficiente de arraste mínimo da seção menor do que D.DD. Coeficiente de arraste em condições de vôo de cruzeiro menor que E.EE. Aspecto do bordo de fuga da seção de forma a facilitar a construção e acionamento dos flaps. Perfil pouco suscetível a perder performance devido a irregularidade e 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. 1. 2. 3.456 , 7. 8 I Ii í 0.0 0.1 em - 0.1 - 0,2 2010 a 0.0 0,0 1.0 1.5 0.5 c, - 0,5 - 10 1-111 _U_LL 1-111 U --L l_ I-I T 1- L_.1 -L L_ TT- DIC H+I- 1--1T 1- 0.03 0.040.02 11111111 LUL-lLU rl-j I I Til--~~~--LUL.JLU rlll II 0.01 0,0 1.0 0.5 1.5 c, - 0.5 0.00 . ~JL . ~ . _ EQj~º.r:ujªJ3..osa v.v Em uma análise de escoamento o efeito da viscosidade ocorre principalmente próximo à superfície banhada pelo fluido. Como exatamente na superfície o fluido tem velocidade zero, forma-se um forte gradiente de velocidade em uma fina camada de fluido junto à superfície. Esta camada, em que a velocidade varia desde zero até a velocidade do fluxo, é a chamada camada limite, CL. Em geral esta espessura é muito pequena, da ordem de alguns milímetros ou centímetros. Aespessura da camada limite, 0, aumenta conforme o ponto analisado vai avançando sobre a superfície, no sentido do escoamento, Figura 5.1. Dentro da camada limite o escoamento pode ser laminar (baixo Re), ou turbulento (alto Re).Adistribuição de velocidades dentro da camada limite, Figura 5.2, é dada pelas expressões da Tabela 5.1. A espessura da camada limite é definida como a posição na qual é atingida uma fração da velocidade do fluxo, da ordem em geral de 99%. Deve ser observado que a curva que delimita a camada limite não é uma linha de fluxo. 5. CAMADA LIMITE E SEPARAÇÃO 5.1 VISCOSIDADE E CAMADA LIMITE Figura 5.1 - Variação da espessura da camada limite ao longo da distância. 3.00 ri2,00 1.00 ,.v+· 1""""1 ~-1.00 0.00 0,010 0.020 0.030 0.040 100 3.00 CI 200 Figura 4.24 - Possíveis formas da curva de sustentação e da curva polar. Figura 4.25 - Simulação numérica do fluxo ao redor de um perfil. Curvas de velocidade e de pressão. Perfil simulado Epplig 2575, 25% das coordenadas do Eppler 423 e 75% das coordenadas do Selig 1223. O fluido é ar a 25°C, velocidade e pressão de 15 m/s e 101350 Pa respectivamente. Simulação de Bruno Alexandre Contessi, equipe Céu Azul. Tabela 5.1 - Tipo da camada limite Tipodacamadalimite Distribuiçãodevelocidades Camadalimitelaminar ~ = 1- (1- ~) 2 . v (y/)~Camadalimiteturbulenta v00 = J o Flúxonacamadalimite ~_:::.:::.:::.====== ~ 104 Edison da Rosa ~n.tr.'lduçãg§o F'rojeto /l._eron~utico ___________ -.1ºº A'>}""'•••• loquo""r· 60 80 100 120 140 160 180 200 220 Re,lO' o ~.ynol"<f"<or" v R'y"ol"'~O<"OC'nl' 1.40 1.60 120 0.80 1.00 0.60 200 C, 1.80 c, A Figura 5.10 mostra o comportamento da sustentação com o aumento ou redução da velocidade, com marcante efeito de histerese. o B Ponto de separação A Ponto de máxima velocidade Velocidades cm~_~ Velocidades em~----.l y Ponto de estagnação v pode ocorrer tanto com uma camada limite laminar como comuma turbulenta. O efeito de separação da Cl ocorre em muitos casos 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 interior um 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 - Separação da camada limite. Figura 5.9 - Efeito do número de Reynolds sobre a sustentação. Perfil Selig 1223. [19] Figura 5.10 - Efeito do número de Reynolds Sobre a sustentação. Perfil Selig 1223. [19] Bolha de scparaç:10 dentro da camada limite ~ Transição na superficie inferior ~_----------_-C ~ ~ Evolução da bolha de separação com o ãngulo de ataque Figura 5.8 - Formação de uma bolha de separação e sua evolução com o aumento de 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 volte a 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 um laço de perda de sustentação, conforme mostram resultados experimentais do perfi S1223 na Figura 5.9, para vários Re. Com maiores Re, o efeito da histerese vai diminuindo até que acima de um valor crítico, ela desaparece. Uma maneira de evitar os problemas de formação da bolha de separação é pelo uso de geradores de vórtice, que perturbam o fluxo, provocando prematuramente uma transição de Cll para Cl T, o que aumenta a energia das moléculas junto à superficie, impedindo, ou ao menos retardando, a separação. 5.4 CONTROLE DA CAMADA 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 limite é algo difícil de se prever, devendo ser sempre baseado em resultados experimentais, em vôo ou em ensaios controlados em túnel de vento. As formas de controle podem ser divididas em dois grandes grupos, mecânicos ou pneumáticos. CONTROLE MECÂNICO 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 um aumento na resistência aerodinâmica, este aumento é muito menor do que ocorreria no caso da separação. Várias formas de geradores de vórtice (GV) são usadas. Os geradores de vórtice devem ser muito bem dimensionados para que produzam um resultado positivo. Assim, se o GV for muito alto, ao invés de induzir a uma transição, ele provoca diretamente uma separação, com resultados piores que o original, sem Gv. lOb Lui-.>vi I vd t \.v:::>d ao GRUPO 2: Elementos especiais na superfície superior do perfil. GRUPO 1: Elementos que se projetam da superfície superior do perfil. ~~ ..?~ Rk para um perfil 1140 640 440 360 100 Rk para placa plana 570 320 220 180 50 Tipo deGV Linha de esferas Rugosidades (lixa) Vareta redonda ou arame Vareta quadrada Elementos triangulares Tabela 5.5 - Valores de Reynolds crítico, [36] ~---- ~if)~~d-dl"~ -===>-~ ~ A~'m'" ,~ , ,m," , . ~ Figura 5.12 - Controle da camada limite por aspiração. Dados experimentais mostram que a posição de maior efeito do GV é quando a camada limite tem uma espessura 25% maior que a altura do GV. Como o GV está na CLL, a espessura desta é que deve ser usada. Para dimensionar um GV é necessário primeiro calcular a altura do GV para a velocidade desejada, usando Rk. A posição do GV na superfície superior do perfil é obtida pela espessura da CL. Esta espessura da camada limite é calculada a partir do ponto de estagnação, ponto S na Figura 5.12, que para grandes ângulos de ataque pode ser considerado no ponto de tangência do raio do bordo de ataque com a superficie inferior. CONTROLE PNEUMÁTICO É usado o próprio ar para evitar a separação. Isto pode ser feito aspirando para dentro da asa a camada limite de baixa energia, propensa a se separar . Pode ser feito também um insuflamento de ar com elevada velocidade, no sentido do fluxo, acelerando a camada limite e impedindo que as moléculas venham a perder velocidade e o fluxo separar. São técnicas em que o correto posicionamento dos orifícios e as vazões e velocidades devem ser muito estudadas e os resultados são dependentes do ângulo de ataque e do Re, Se o Re critico do perfil é baixo, o uso de GV não será muito efetivo em melhorar a performance do perfil. Pode no entanto deixar esta mais constante, pois o ponto de transição CLL para CLT fica fixo, na posição do GV, independente do ângulo de ataque ou da velocidade, Re. Se o perfil trabalha com baixo Re, as irregularidades próprias da construção podem ser benéficas, funcionando em parte com GV, gerando assim uma CLT, melhorando o desempenho do perfil. Vareta sobre a superficie ~ ~ CJ= Linha de retângulos ~. Tela na frente do perfil Redução do raio no bordo de ataquePerfil com ressalto r Linha de aletas verticais ê o Linha de esferas na superficie Perfil chanfrado ~ Fio ou arame, na frente do perfil <l Linha de ~iângulos 6<l • Perfil C0!TI rebaixo ~é.: .::;~:.. -;=.1 ;.;~~. Rugnsidade na superfieie Figura 5.11 - Diferentes tipos de geradores de vórtice. GRUPO 4: Modificações na geometria do perfil. GRUPO 3: Elementos à frente do perfil. o GV faz com que o ponto de transição se mova para frente do perfil, em direção ao GV. Aumentando o tamanho do GV o ponto de transição se move mais para frente, até que coincide com a posição do GV. O GV com tamanho suficiente para causar a transição imediatamente após sua posição é dito ter uma "rugosidade" crítica. O tamanho desta "rugosidade" é normalmente definida por um Re crítico, chamado Rk, sendo k a altura do GV. 108 Edison da Rosa Figura 5.13 - Desempenho do perfil Davís 3R para Re de 39 800 a 299 200, [19]. Tabela 5.6 - Efeito do GV, [19] Tabela 5.7- Efeito de geradores de vórtice múltiplos sobre a sustentação,[19] Airfoil: Davia 3R.Bu lder:H.Cole - Multiple plain tripa (h/c = 0.15%; w/c= 2.1%)@(x/c = 28.1%;42.4%;54.4%;6576 3 ) Reynolds: 39800 Reynolds: 596009 8Reynolds: 1. 94 o2 2 0 alpha I Cla!pha /ll cl-3.18 -o .167-3.140.02 10.105-2.920527973-1. 63 871 5826- . 63 050 794280 72 14 . 996 35 190.40 0.4 365 0 16 0 4381 31 1 857 14592 38 6 528 .033 5 4 09 614 9 4 75 70 2.1 76 4 799627 5 2 78 1 5839 71 .62 624 6" 8859.47 82 3029 407811 7.2 3 6 9. 57 ·-o 9 o 318 22. 5 0 33 29 3 Tabulated file Tabu ated fileCL007 51. DAT & CL00753.DAT &5871 30.0020.00 a10.00000·1000 ·040 Go 803 Re 75 000Re 150000 C1máx Cdmin1 áxi Sem GV 1,250,035,5327 Co 5202 0.40 080 C1 1.60 0.00 Em certos casos a literatura recomenda usar uma combinação de vários GV em seqüência, de forma a manter ao longo de toda a superfície do perfil controle sobre a camada limite. Esta situação ocorre por exemplo com Re muito baixos, sendo necessário energizar a CL mais de uma vez. O exemplo a seguir ilustra uma aplicação com 5 GV em diferentes posições. É evidente a uniformidade das curvas de sustentação, mesmo para Re tão baixos como 39 800, com um comportamento bastante confiável do perfil. 1.20 Para perfis que operam com Re acima do crítico, a presença de GV ou irregularidades no bordo de ataque aumentam a resistência aerodinâmica e baixam o C1máx do perfil. Assim, por exemplo, para o perfil Go 803, testado com e sem GV, para dois valores de Re, fica claro o efeito distinto do GV para diferentes Re. 114 Edison da Rosa Aeronáutico A desvantagem do slat é que o ar acelerado requer energia, o que significa mais arraste. Por isso grande parte das aeronaves utiliza este sistema de maneira retrátil. o diagrama seguinte ilustra o uso de slats para aumentar o coeficiente de sustentação de uma asa. CL u Ângulo de ataque Perfil liso, sem sla! e flap ~ ~ ({~ Perfil com 51('1te flap 30'15' t. \ Figura 5.19 - Comparação do coeficiente de sustentação entre dispositivos. Figura 5.21 - Slat fixo e invertido no bordo de ataque do estabilizador horizontal do PiperEMB 711ST Corisco 2. CL Perfil com slat e fiap 3,5 2,5 1,5 --~, Perfil com fiap Perfil liso. sem slat e flap ~ Co Figura 5.20 _Comparação de curvas polares de asas com dispositivos aplicados. Pelos dados bibliográficos encontrados, a utilização de slats pode ser de grande vantagem, principalmente para aeronaves AeroDesign, nas quais I' há maior preocupação justamente nas etapas de melhor rendimento destedisDositivo, a decolaqem e pouso. ! i L . 6. ESCOAMENTO SOBRE A ASA 6.1 GEOMETRIADA ASA A geometria de uma asa na sua concepção geral é dada por uma função fe(y,z)que define a posição do centro aerodinâmico de cada seção da asa, mais uma função f,(y) que caracteriza a seção transversal em qualquer posição transversal. Nos casos mais usuais ambas as funções são simétricas, sendo que fe(y)é linear, caracterizando uma asa trapezoidal reta ou enflechada. Figura 6.1 - Representação géral de uma geometria de asa. PARA UMA ASAGERAL: v+ S = Lc(y)dy 1 y+ cma = S L_c2(y)dy _ S c=~ b PARA UMA ASA TRAPEZOIDAL: b S=-cr(l+À) 2 cm3 =3..1+À+À2 c; 3 1+ À PARA UMA ASA RETANGULAR: AR = (y+ -1' r= b2S S 1 y+ Ycma = S L-y, c(y)Dy À=~=c(y+) cr c(O) b 2 =~ AR =Z-'l+À Sr b 1+2À Ycm3 =6' l+À C(y) = Cr À=1 ê = Cm, = Cr AR = b/c 118 Edison da Rosa ao 11 9 s ~) I) ) : o{ ds ~ <2 -:-~-=-~~-.J "'z __ ~ "'2_ ~ s ~ Forma 11:1 \"ista frontal Elementos adicionais FonllJ na vista superior 6.2 DESENVOLVIMENTO DA SUSTENTAÇÃO Conforme discutido no Capitulo 4, a sustentação de um perfil, e portanto de uma asa, é conseqüência de um fluxo rotacional que se sobrepõe ao fluxo de translação, proveniente do movimento relativo fluido / perfil. Este efeito é no entanto diferente no caso do perfil, fluxo 20 e no caso de uma asa, fluxo 3D. Neste ponto uma forma útil de entender a sustentação é considerar a conservação da quantidade de movimento do ar que passa pela asa. Devido à circulação o fluxo de ar tem uma componente vertical, subindo junto ao bordo de ataque e descendo, no bordo de fuga. Esta componente vertical, gera o chamado upwash, no bordo de ataque, e o downwash no bordo de fuga, onde vale 2w. Desta forma o ar ao se aproximar do bordo de ataque é dirigido para cima e ao sair pelo bordo de fuga, é dirigido para baixo Este efeito ocorre tanto para o fluxo 20 do perfil, como no fluxo 3D da asa, embora nesta última, outros efeitos vão afetar o upwash e o downwash. Em termos de conservação da quantidade de movimento, o ar é defletido para baixo de um ângulo E, ângulo de downwash, que por sua vez impulsiona o perfil para cima. O volume de ar que é defletido corresponde ao de um cilindro cujo diâmetro é a envergadura da asa. Após a passagem pelo bordo de fuga o ar continua seu movimento, gerando a chamada esteira, de fluxo normalmente turbulento provocado pelos vórtices gerados, em especial nas pontas de asa. Figura 6.2 - Diferentes tipos de geometria da ponta de asa. L~=--=,j~~~.: .~ ~=}, b Upwash ~-~;:v _~"'?: --~~-,--------_.-L__..__ ";.__ o··· .... ... _-----_._-~----------------------------------. Figura 6.5 - Efeito da circulação. Ângulos de upwash e dowl1wash. Downw"sh v ') 2w l: Figura 6.3 - Variáveis que definem a geometria da planta da asa trapezoidal. ~-~~--- Figura 6.6 - Desenvolvimento da sustentação. Sendo A a área da seção do cilindro de diâmetro b, a massa de ar defletida, por unidade de tempo, é: Cr ~ t Ycrna c, ,,,- ~ l. Figura 6.4 - Determinação da corda média e do centro aerodinilmico, asa trapezoidal. c(y) = c, À=1 c = Cma = c, AR == b/c 124 ______________... .E:.c1.i.~.Q.n_.Qª_l3o§.a Introdução ao Projeto Aeron~~tic~ ._._. . ._ ..__._.._ ... ._. .:L?§ Este resultado na realidade é exato apenas no caso de uma asa com geometria elíptica. Para outras formas é introduzida uma correção, tanto para a, como para COI: Tabela 6.3 - Efeito da relação de aspecto sendo T e o dados pela Tabela 6.1, segundo Glauert, para asas trapezoidais. Finalmente, o conhecimento do ângulo de downwash é essencial para o projeto do estabilizador horizontal e uma boa referência é o relatório, NACA NR 648. C (Xi = --1.-(1 + 1) Te -AR C2 CDi =-L-(1+8), 1t:·AR AR 2 4 6 8 10 12 15 20 50 100 Alfa 37.5 26.0 23.0 21.5 21.0 20.5 20.0 19.5 18.5 18.5 CL 1.59339 1.62580 1.68516 1.71799 1.77287 1.79789 1.82471 1.85397 1.90677 1.96476 CM 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 COí 0.40299 0.21097 0.15266 0.12052 0.10407 0.09042 0.07600 0.06067 0.29060 0.01700 e 1.00269 0.99699 0.98681 0.97443 0.96133 0.94830 0.92963 0.90166 0.79653 0.72274 Tabela 6.4 - Efeito do enflechamento Twíst Alfa CL CM 6 22.0 1.62759 0.00000 4 21.5 1.66195 0.00000 2 21.0 1.69631 0.00000 o 21.0 1.77287 0.00000 - 2 20.5 1.80723 0.00000 - 4 20.0 1.84158 0.00000 - 6 19.0 1.83373 0.00000 Estes valores foram apresentados na forma de gráficos no capítulo 3. Referência de cálculo: http://aero.stanford.edu/WingCalc.html Tabela 6.5 - Efeito da conicidade Tabela 6.6 - Efeito da torção Alfa CL CM 24.0 1.81742 - 2.49703----------~--- 22.5 1.81424 - 1.54579 21.5 1.79525 - 0.72973 21.0 1.77287 0.00000 20.0 1.66873 0.65957 20.0 1.61014 1.29699 20.0 1.51082 1.90829 e 0.99065 0.98278 0.97288 0.69133 0.94882 0.93535 0.92013 e 0.96133 0.97703 0.98970 0.99486 0.97927 0.87288 e 0.89302 0.92193 0.94443 0.96133 0.97307 0.97945 0.97954 COí 0.11773 0.11364 0.10892 0.10407 0.09109 0.08425 0.07417 eDi 0.08512 0.08946 0.09413 0.10407 0.10957 0.11541 0.11632 eDí 0.10407 0.11019 0.11149 0.11292 0.10403 0.05032 CM 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 CL 1.77287 1.83910 1.86186 1.87864 1.78897 1.17472 Alfa 21.0 21.5 21.5 21.5 20.5 14.0 T~r 1.0 0.8 0.6 0.4 0.2 0.0 Sweep 30 20 10 o - 10 - 20 - 30 o T; AR 11: 211: 311:11: À = 1,0 0,0200,048710302 À = ,8 0,120, 315669 6 . 04251 _Q,! __ 10- 0,017 5 2 5437 6.4 EFEITOS DA GEOMETRIA Tabela 6.1 - Fatores de correção para asas de geometria trapezoidal, segundo Glauert, [1] I Tabela 6.2 - Geometria da asa de referência A seguir são apresentados dados dos efeitos obtidos por simulação, da relação de aspecto, conicidade, enflechamento e torção, estando colocados nas , Tabelas 6.3 a 6.6 a seguir. O sweep é positivo para trás, sendo o twist positivo no sentido de washout, diminuindo o ângulo de ataque para as pontas da asa. O coeficiente de momento é em relação o ponto de 25% da corda, na raiz da asa. I Cada tabela apresenta o efeito de apenas um fator de cada vez, variando em relação à asa de referência. Todas as análises foram feitas para um valor de ; referência de C'm.,= 2,00. A Tabela 6.2 abaixo fornece os dados da asa de I referência. Estes dados consideram um fluido ideal, sem separação da camada limite, unicamente para ilustraro efeito da geometria da asa. AR Sweep Taper 10 o 1 ASA DE REFERENCIA Twíst Alfa CL eM eOi e O 21 1.77287 0.00000 0.10407 0.96133 aoa= 1+~ rr ·AR ao Figura 6.11 - Efeito combinado da circulação na linha cl4 e nas pontas de 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 parar bruscamente 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 linha é 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 interior da asa. Os vórtices laterais (trailing vortex) pode ser explicados também pela diferença de pressão entre as duas superfícies, com o ar da superficie inferior, maior pressão, passando para a'superfície superior pelas pontas da asa. Isto provoca também um fluxo transversal nas pontas de asa. 6.6 TEORIA DE SUSTENTAÇÃO DA LINHA DE VÓRTICES Edison da Rosa AR ~4 20001n 00000 1.00 300 CL C, 2.00 O fator de eficiência é assim análogo ao fator,) de Glauert, calculados com base em considerações diferentes. O fator de eficiência de Oswald como colocado diz respeito apenas à asa, caracterizando a maior ou 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 também a eficiência do avião completo, conforme detalhado no Capitulo 7. 6.5 CARACTERíSTICAS AERODINÂMICAS DA ASA C 2L CDi = rr. A R • e Figura 6.10- Efeito da relação de aspecto sobre a curva do coeficiente de sustentação. o fator de eficiência da asa caracteriza o aumento do 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: 126 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. 6.7 RENDIMENTO DA EMPENAGEM 121:1 CA _3 Voo 0.80 IZI 0.60 lrer 0.40 H=Iref·tgE; Iref=ln-O.7S·cma 0.200.00 Cma 0.40 '1, 0.60 - 0.80 1.00 H+H z= t, sendo c= Cordamédiaaerodinâmica 11I )~------------ I CA I linha~~ _ ~~. ----______. __ esteira o rendimento da empenagem é dado em função do afastamento relativo desta e o centro da esteira, ou seja, Figura 6.14 - Posição relativa na esteira da empenagem horizontal. I~troduçãoao ProjE'ltoAeronáutico Figura 6.15 - Rendimento aerodinâmico da empenagem, função de Z. Figura 6.13 - Geração da esteira após a asa. L u .. I;.<!.isg'U:lé'-~º~ª 11t =~ qCX) o fato de a empenagem estar normalmente situada após a asa, o fluxo de ar que ela recebe é afetado pela presença da asa. Isto diz respeito tanto à direção do fluxo, como à pressão dinâmica que atua. A direção do fluxo é considerada, no ponto médio da esteira, pelo ângulo e de downwash. No caso da pressão dinâmica sobre a empenagem, esta é menor do 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 definido o rendimento de cauda ll,como: Figura 6.12 - Visualização dos vórtices de ponta de asa em um: General Dynamics F-16A MLU Fighting Falcon da Força aérea da Bélgica em vôo de demonstração. 128 0.06 ___J3§ 0.040.020.00 50.00 60.00 Figura 7.3 • Efeito do atrito e da resistência aerodinâmica no desempenho de decolagem. X[m] . .--.- ..'----- ... --1 Tabela 7.6 • Efeito do coeficiente de atrito na decolagem. CDO = 0,023 teq tIs] x(m] v(m/s] L-G(N] z(m] 0.00 6.9856 57.1965 14.9876 9.3316 0.005018 0.01 7.1916 58.3970 14.8850 7.0132 0.004995 0.02 7.4936 60.8762 14.8793 6.8846 0.004985 0.03 7.8126 63.4381 14.8799 6.8984 0.004993 0.04 8.1456 66.0190 14.8806 6.9151 0.005006 0.05 8,4948 68.6263 14.8806 6.9155 0.004985 CDO CDO A Figura 7.3 mostra comparativamente os efeitos do atrito e da resistência aerodinâmica. As curvas indicam claramente que a resistência aerodinâmica não afeta tanto o desempenho do avião como o coeficiente de atrito de rolamento equivalente. Assim recomenda-se um cuidado especial no atrito de rolamento, ficando o cuidado de reduzir a resistência aerodinâmica em segundo 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 dinamômetro sob 9500 rpm. 70.00 equivalente sobre o desempenho na decolagem para um modelo CLASSE 36. O critério para definir a decolagem foi a altura acima do solo z = 0,005 m. 1~!r~~':9ão,,()_F'E()j"'~_'~"'?náutico •• f=~ R' Fz Q = /l' Fz .d / 2R ou considerando a 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 serem trabalhados para diminuir o atrito devido às rodas do trem de pouso. Em primeiro lugar, usar rodas com grande raio R. Em segundo lugar, usar um material duro nos pneus, com pequena deformação e logo uma baixa excentricidade da reação. Por último, um eixo com pouco atrito, e com o menor diâmetro possível. A Tabela 7.6 abaixo indica o efeito do coeficiente de atrito e /l·df =-+- eq R 2.R ..,~.~----~~--_. ,.,"''''.........,.~"..'''''._-_.-."....,-_.......-~-_ .. Desta forma o coeficiente de atrito de rolamento equivalente será: 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 considerado calculando o momento de atrito e convertendo para a força junto ao solo, somando assim este efeito ao atrito de rolamento. Sendo "d" o diâmetro do eixo, o momento de atrito é : 7.3 RESISTÊNCIA DE ROLAMENTO No caso do avião estar rolando sobre o solo, o atrito de rolamento é uma resistência considerável. Assim se existe uma resistência de rolamento do pneu contra o solo, esta resistência pode ser pensada como decorrente de um avanço da reação do solo sobre o pneu, Figura 7.2, dificultando seu movimento de rotação. Adicionalmente a este atrito de rolamento deve ser considerado também o atrito de escorregamento, junto ao mancal montado no eixo. Sendo "e" a excentricidade da reação do solo sobre o pneu, o coeficiente de atrito de rolamento é definido como: 134 ~on da Rosª _nz SeçAoclrcutar • , • , • "(1'(1(1 AR 6.". S I s~ .!. = (1 + S)+Jl" AR ·K",e Figura 7.6 - Correção no fator de Oswald devido a outros corpos. Fuselagem, nacele, ete. / c"" 0.80 C~ 100 (C""+C,,,)/e .!. = ~1 +Li l11/ee ew Co = COmín + K" CL2 + COi c =C . +K"· C 2 +~(1+8) D Dmm L rc.A R C2C -C + L D - Dmín rc·AR·e 1 e = ()' ou,Jl'. AR . K" + 1+ S Figura 7.5 - Curva polar do 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: Para uma correção quanto à presença de outros corpos além da asa, como a fuselagem, naceles, etc, tem-se a parcela 111/e, que pode ser obtida da Figura 7.6, sendo S a área da asa e Srr a área de referência do corpo. As superfícies aerodinâmicas, devido à construção, apresentam sempre algum tipo de imperfeição, como erros de forma, rugas idades na superfície, etc. Estas imperfeições podem comprometer tanto a sustentação 7.5 SENSIBILIDADE A ERROS DE CONSTRUÇÃO Edison da Rosa sendo, para asas elípticas: e para asas não elípticas: CD = CdO + CD; , sendo "e." o fator de eficiência de Oswald da asa, que considera o rendimento aerodinâmico da geometria da asa quanto ao arrasto induzido. Esta última expressão é também escrita como: 2 CDi = CL rc·AR·ew Quanto ao comportamento do avião como um todo, também temos um arrasto parasita e um arrasto induzido, gerado pela asa. Um estudo mais detalhado do arrasto parasita revela que este também depende do ângulo de ataque. em especial as parcelas da fuselagem e empenagem. Assim, o coeficiente de resistência aerodinâmica do avião como um todo tem uma parcela constante, que é um valor mínimo para o C" e uma parcela que depende quadraticamente do coeficiente de sustentação C, mais a resistência induzida. C2 C =-L-(1+8) DI rc.A R C~ CDi = rc ·AR o coeficiente de arrasto total da asa depende do ângulo de ataque da mesma, ou o que é equivalente, depende do coeficiente de sustentação, devido à resistência induzida. A resistência da asa é dada por: Figura 7.4 - Thrust SSC. 7.4 POLAR DE DESEMPENHO Ele não é um avião, mas é muito mais rápido que muitos deles. Este é o Thrust SSc. O primeiro carro a, comprovadamente, ultrapassar a barreira do som (Mach 1.0). 1~EL_ ._~ ~~ _ 1~ª- ..,~ . Edisonda Rosa ~n!~()9~S?9'!().I"~oj~~()~~:.().~~~ti?() _____.._._ ...._..__t::}~ aumenta o coeficiente de sustentação e altera ainda o ângulo de ataque efetivo da asa. Todos estes efeitos são decorrentes de uma significativa mudança do downwash da asa, parcialmente bloqueado pela presença do solo. Estes efeitos são mais significativos quando a asa está a uma pequena altura do solo, da ordem de 50% da envergadura ou menos. São definidos os fatores de correção do arrasto, Ko, e da sustentação, Ku como a relação entre os coeficientes em efeito solo (IGE) e fora do efeito solo (OGE). máxima do perfil como a resistência aerodinâmica, diminuindo a primeira e aumentando esta. Quanto à sustentação, a geometria do perfil é crítica no bordo de ataque e nos 50% iniciais da superfície superior. Nesta região o cuidado com a forma e acabamento da superfície é essencial. Por outro lado, uma superfície com um erro aproximadamente constante (offset) não é tão prejudícial do que uma superfície ondulada, como erro variável. A Figura 7.7 e a Tabela 7.7 indicam alguns resultados experimentais da curva polar testando cinco modelos de um mesmo perfil. CDi-IGE KL KD = C 'r; eDi-o(,. , CL-1GE CI..OCiE .JSL 1,215 1,170 1,140 1,110 1,087 1,070 1,052 1,038 1,030 1,025 Ko 0,35 0,43 0,51 0,63 0,71 0,77 0,81 0,87 0,92 0,96 h/b 0,05 0,075 0,10 0,15 0,20 0,25 0,30 0,40 0,50 0,60 Figura 7.8 - Ekranoplan LUN -Aeronave Russa anti-navios e base avançada de lançamento de misseis. Vôa a poucos metros do nivel da água, utilizando apenas efeito solo. Também conhecido como WIG - (Wing In Ground-effect). Tabela 7.8 - Fatores de correção do arraste induzido e sustentação pelo efeito solo 0,04 Cd Desvio máximo (In.) 0.03 0.028 0.045 0.045 0.028 0,030,02 Desvio médio (in.) 0.0119 0.0081 0.0141 0.0065 0.0113 0,01 Aifoils at reduced Reynolds number 98 863 Cl U1.00,861 IYI\ I _A B_COA1y/-i _D_E0.2 Modelo SD7037A SD7037B SD7037C SD7037D SD7037E 7.6 EFEITO SOLO A proximidade da asa com o solo durante a decolagem, ou aterrissagem, tem um efeito significativo, chamado efeito solo. O efeito solo afeta todo o comportamento aerodinâmico da asa e portanto do avião. Basicamente o efeito solo reduz o coeficiente de resistência induzida do avião, Figura 7.7 - Efeito de erros na construção sobre a curva polar do perfil, [19]. Obs. Reynolds reduzido = Re c".