Trabalho de Conclus de Curso

8/9/2019 Trabalho de Conclus de Curso

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Universidade de So Paulo

Escola de Engenharia de So Carlos

Projeto de ovo Aeroflio e Anlise de

Possveis Melhorias na Asa de Aeronaves de

Transporte Comercial

Engenharia Mecnica com nfase em Aeronaves,Trabalho de Concluso de Curso I,

Aluna: Isotilia Costa Melo 5398017

Orientador:Prof. Dr. Marcello Augusto Faraco de Medeiros

So Carlos, novembro de 2009


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Sumrio

2-Agradecimentos:...................................................................................................................... 53-Introduo: .............................................................................................................................. 64-Especificaes de Projeto: ....................................................................................................... 75-Critrio adotado: .................................................................................................................... 116-Desenvolvimento do aeroflio: ............................................................................................. 13

6.1-Anlise detalhada do Boeing 737-100: ........................................................................... 13

6.2-Aeroflios NLF: Anlise do Honda Jet: ......................................................................... 20

6.3-Primeiros Passos: ............................................................................................................ 23

6.4-Retornando ao aeroflio BAC450: ................................................................................. 25

6.5-Outros Conceitos: Aeroflios Supercrticos ................................................................... 27

7 A deciso: ............................................................................................................................ 337.1 Uma pequena introduo ao conceito escolhido:......................................................... 33

7.2 - O Efeito da Espessura do Bordo de Fuga ..................................................................... 36

7.3 - Efeito da Espessura Mxima: ....................................................................................... 37

7.4 - Efeito da Curvatura Posterior do Extradorso: .............................................................. 37

7.5 - Guia Geral para Projeto de Aeroflios Supercrticos: .................................................. 39

8-Sobre a Simulao Numrica em CFX: ................................................................................ 408.1-Modelo Matemtico: ...................................................................................................... 41

8.2-Consideraes para a Validao: .................................................................................... 43

8.3-Dimensionamento e construo da geometria: ............................................................... 49

8.4-Construo da malha: ..................................................................................................... 49

8.5-Condies de Contorno: ................................................................................................. 50

8.6-Parmetros de Simulao: .............................................................................................. 51

8.9-Arquivo de Comando: .................................................................................................... 51

8.10- Resultados: ...................................................................................................................... 588.10.1-Resultados Iniciais: ................................................................................................ 588.10.2- Resultados para vrios Mach: ............................................................................... 62


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8.10.3- Modificando o Bordo de Ataque: ......................................................................... 648.10.5- Aumentando a Curvatura do Extradorso: ............................................................. 66

9-Concluso: ............................................................................................................................. 69

10-Anexos: ............................................................................................................................... 71Salomon 1 ............................................................................................................................. 71

11-Referncias Bibliogrficas: ................................................................................................. 74


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2-Agradecimentos:

Louvar-te-hei porque me escutaste e me salvaste.

A pedra que os edificadores rejeitaram tornou-se cabea de esquina.

Foi o Senhor que fez isto, e coisa maravilhosa aos nossos olhos.

Este o dia que fez o Senhor; regozijemo-nos e alegremo-nos nele.

(Salmos 118:21-24)

Agradeo a Deus, pelo milagre da Vida;Aos meus pais, Demerval e Auzenda, por sua incansvel dedicao e amor, assim como todomeus familiares;A Masaharu Taniguchi, por dedicao humanidade;A todos os meus professores, colegas e amigos da Escola de Engenharia de So Carlos, emespecial aMarcelo Faraco,Paulo Greco Jnior,Andr Salomo de Brito, a pessoa mais admirvel que eu j conheci.


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3-Introduo:

No ensejo de contribuir com a atividade de projeto de concluso de curso, aos alunosgraduandos em Engenharia Mecnica com nfase em Aeronutica da Escola de Engenharia deSo Carlos (instituto da Universidade de So Paulo), ingressantes no ano de 2005, foi proposta aconcepo de um aeroflio a ser avaliado considerando a misso da famlia de aeronaves a ser projetada na disciplina de Projeto Aeronutico, denominada no jargo aeronutico como jatoregional de cerca de 100 passageiros e velocidade de cruzeiro Mach 0.8. Sendo que um jatoregional consiste numa aeronave civil para o transporte de passageiros a distncias regionais,como as aeronaves, EMB 170-175, EMB 190-195, CRJ 700-705, CRJ 900, A 318, Boeing 737-600 entre muitas outras, operadas por empresas como Passaredo, Azul, Ocean Air no Brasil, ou

empresas internacionais como RAK Airlines, Frontier Airlines, Air France, Mexicana,Paramount India, LOT Polish Airlines, entre outras neste vasto mercado aeronutico.

O desenvolvimento do aeroflio parte da avaliao das disciplinas Trabalho de Concluso deCurso I e II, uma vez que a assuntos necessrios para o desenvolvimento deste projeto j foramestudados em disciplinas do curso de graduao como Aeronaves, Aerodinmica I e II, alm deDinmica dos Gases. Tratando-se, pois de um escoamento viscoso, a simulao e o projeto em siforam desenvolvidos com o auxlio dos softwares de livre XFLR5, uma verso com interface

mais amigvel do XFOIL, e CFX10. O primeiro efetua clculos de camada limite usandoalgumas aproximaes (embora tenha se mostrado bastante adequado aos propsitos destatarefa), e permite o projeto reverso de aeroflios a partir de curvas de coeficiente de presso eoutras propriedades fludicas na superfcie do perfil aerodinmico. O aeroflio adotado quanto relevncia segundo critrio discutido com professores e colegas de curso. A seguir, apsdissertao acerca deste critrio e dos requisitos de projeto, sero apresentados os principais passos adotados no desenvolvimento do aeroflio obtido. Aps um este primeiro estudo utiliza-

se o segundo software para se ter um valor mais realista do comportamento do aeroflio emcondies transnicas.


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4-Especificaes de Projeto:

Para o propsito do projeto, os requisitos sero determinados pela misso da aeronave, pelanecessidades de mercado e pelas novas tendncias em projeto de aeronaves. Como jato

comercial, prope-se uma misso tpica: taxiamento, decolagem, vo em cruzeiro, loiter aterrissagem.Segundo [1], para algumas aplicaes a escolha de um aeroflio no to crtica como seimagina. Mas preciso ter em mente alguns conceitos bsicos. Entre eles, os nmeros querepresentam um aeroflio bi-dimensional so: o coeficiente do momento de arfagem (Cm), ocoeficiente de sustentao (CL) sem o uso de flaps e a razo de sustentao/arrasto (L/D) paratrs valores diferentes de CL.

Em geral ns podemos perceber que quanto maior o coeficiente de sustentao mximo dseo, maior ser o momento de arfagem. Nota-se que algumas formas novas de aeroflio (NLFLS, GAW) desenvolvidas supostamente para a aviao em geral, tem momento de arfagem quas10 vezes maior que as sees anteriores. Um adicional problemtico do efeito de um momentde arfagem muito alto o fato de se o avio no for projetado com uma empenagemsuficientemente ampla,ou localizada adequadamente depois (coeficiente de volume daempenagem suficiente), o envelope do centro de gravidade (CG) disponvel pode ser limitado.

limite superior do envelope de CG determinado pelo poder do leme para defletir naconfigurao de aterrissagem e com as condies do efeito cho. Portanto, interessanteescolher um aeroflio com menor Cm possvel.O coeficiente de sustentao mximo representa a mais alta sustentao que a seo oferece semo uso de flaps. Sees com alta sustentao permitem a avies maiores ter asas com menoalongamento. O alto coeficiente de sustentao tambm permite a essa categoria de aeronavemanobrar sem o risco de estol. Por causa disso, foram desenvolvidos aeroflios como as srie

GAW, NLF e LS.De acordo com [2], na prtica atual de projeto de coeficiente de sustentao baseado naexperincia anterior de aeronaves da mesma categoria e para a maioria das aeronaves gira emtorno de 0.6. Em resumo a seo inicial de um aeroflio simplesmente baseada em experinciaanteriores ou copiada de projetos que obtiveram sucesso.Um critrio secundrio, mas importante, a caracterstica da razo L/D no desempenho ddecolagem da aeronave. Durante a subida, a asa est voando numa velocidade mais baixa e portanto, com um coeficiente de sustentao mais alto. A razo de subida uma funo dexcesso de potncia disponvel ento, quanto menor o arrasto, maior a potncia disponvel parganhar altitude. Maximizar a razo L/D da asa um componente importante de projeto. Se fore


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examinados os dados da maioria dos aeroflios padro, poder-se- ver que as sees geralmentetm baixo arrasto somente para uma pequena amplitude de coeficientes de sustentao. Paramaximizar o desempenho de decolagem prefervel um baixo arrasto estendido para a mais

ampla gama de coeficientes de sustentao possvel.Para se conhecer fatores estruturais que influenciariam o projeto de dimensionamento doaeroflio, como, por exemplo, a razo espessura/corda (t/c) ou mesmo as dimenses da prpriacorda, de tal forma que a asa comporte os tanques de combustvel e trens de pouso alm de possuir um estrutura confivel e fabricvel sem elevar demasiadamente o projeto, foi feito umlevantamento [3] de algumas aeronaves da mesma categoria j existentes. Estando essastabeladas em seqncia:

Tabela 1-Listagem de Aeronaves Comerciais


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Tabela 2-Caractersticas das Asas das Aeronaves Comerciais

Com isso, definiu-se uma asa cuja corda mdia (c) igual a 2,9 m, que a aeronave possuir trem

de pouso na asa, alm de duas turbinas, uma em cada asa. Uma vez que esse o padro maiusado entre aeronaves dessa categoria.Voltando aos critrios de projeto do aeroflio, em [2] tambm observamos que o umaconsiderao desejvel para o projeto de manter o mximo de escoamento laminar nasuperfcie.Como um aeroflio gera sustentao, a velocidade de passagem do ar sobre a sua superfcieaumenta. Se o avio est voando apenas abaixo da velocidade do som, a velocidade mais alt

sobre o aeroflio ir atingir a velocidades supersnicas causando choque, a velocidade em quisso acontece primeiro chamada velocidade de Mach crtico (Mcrt). O choque na superfciesuperior aumenta o arrasto, diminui a sustentao e altera o momento de arfagem. O aumento darrasto vem de uma tendncia de um rpido aumento de presso no choque para engrossar omesmo a separar a camada limite.Um aeroflio supercrtico um aeroflio projetado para minimizar esses efeitos. Mtodocomputacionais modernos permitem o desenho de aeroflios no qual o choque na superfci

superior reduzido ou mesmo eliminado atravs de uma ampliao da sustentao na direo d


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corda, assim reduzindo a velocidade do escoamento na superfcie para uma sustentao totalrequerida. Isso aumenta o Mcrt.Tendo-se em conta todas essas informaes, foram levantados em [4], quais eram os aeroflios

mais utilizados nessa categoria de aeronaves. E as escassas e no confiveis informaesdisponveis esto listadas a baixo:

Tabela 3-Aeroflios das Aeronaves Comerciais

Observou-se a mdia de t/c nesses aeroflios ser baixa, alm do fato de serem predominantemente supercrticos.Tambm importante ressaltar a importncia de se estolar primeiramente a raiz, possibilitando ofuncionamento das superfcies de controle (mais para a ponta), e, conseqentemente

possibilitando a retirada da aeronave da condio de estol. Paralelamente, ressalta-se aimportncia de um estol suave na raiz por tratar-se de um avio de passageiros.Observou-se tambm que quase todas as aeronaves dessa categoria possuamdoubled flap , por isso foi condicionado que ele tambm seria adicionado ao projeto, ou, pelo menos, estimados osefeitos de sua presena aps o desenvolvimento do aeroflio.Alm disso, aps anlise de mercado, percebeu-se que uma reduo de arrasto o mais

significativo. Para tal, pensou-se em um aeroflio laminar, ou ainda um aeroflio no qual a

transio para o regime turbulento no significa uma perda abrupta de sustentao, mas, sim uma perda em torno de 30%. Sob essas especificaes, o seguinte requisito pode ser enumerado parao aeroflio da asa, considerando a seo constante:

Elevada eficincia aerodinmica, com reduo significativa de arrasto e caractersticas deestol suave.Outros requisitos poderiam ser indicados, porm o que representa condio mais crtica para a

aeronave o acima citado.


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5-Critrio adotado: Atravs das especificaes discutidas anteriormente e da referncia bibliogrfica foi estabelecido critrio:

(4.1)

Equao 1-Fator de Critrio

O valor do nmero de Mach crtico pode ser avaliado levando-se em conta a curva de coeficiende presso obtida como resultado de uma simulao. Existe um valor de coeficiente de press(CPcrt), para o qual se obtm Mach=1,0 em algum ponto da superfcie do aeroflio. A literatura

existente em aerodinmica de escoamentos compressveis traz a seguinte expresso para CPcrt :

(4.2)

Equao 2-Cp crtico

Onde a razo de calores especficos do fluido em questo. Para a maior parte das aplicaeconsiderando-se o ar, 1,4 (padro ar frio). Como se pode ter notado, a determinao de Mcrt

para aeroflio pode ser feita diretamente, uma vez que alteraes nesse parmetro afetam parmetros importantes, sobretudo o Reynolds. Segue-se uma pequena tabela com alguns valorede Mcrt e seus respectivos CPcrt importantes para a nossa anlise:

Mcrt Cpcrt

0,70 -0, 7791

0,71 -0, 7385

0,72 -0, 6996

0,73 -0, 6621

0,74 -0, 6260

0,75 -0, 5912

0,80 -0, 4346

0,20 -16, 3135

Tabela 4-Mach crtico x Cp crtico


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O valor N na Eq. (4.1) ser a base para a avaliao do desempenho do perfil aerodinmicoconsiderado, sendo denominado no resto do texto como valor de critrio (f) e pode ser

obtido como descrito nos passos a seguir:1. Obter o CL para o aeroflio, considerando 2,9 m de corda e velocidade de cruzeiro 250 m/s

altitude de 9000m e isso corresponde a Re 25. 106, a alfa zero ;

2. Observar o comportamento da curva de C p tentar reduzir (aumentar o valor em mdulo),modificando-se diretamente o aeroflio, at atingir um valor de C pmn atingir o de C pcrt paraMach crt. 0.8 sem perdas considerveis de outras caractersticas essenciais do aeroflio. Nessecaso trata-se de tentar aproximar o C pcrta -0,4346 como foram visto na Tab.3;

3. Simular o aeroflio na condio de Re e Mach de cruzeiro e verificar se as alteraesrealizadas nele realmente reduziram o valor de C pmn at o de C pcrt desejado e no afetougravemente outras caractersticas;

4. Quando CP,mn= CPcrt sobre algum ponto da superfcie do aeroflio deve-se obter, nessacondio a eficincia aerodinmica (L/D). Ento a condio crtica entre o regime subsnico eo transnico e representa o limiar entre estes dois regimes;

5. Analisar comportamento do aeroflio nas condies de decolagem, verificar se fatores como

espessura e cmber esto em conformidade com valores histricos e praticados dentro dessamesma filosofia de projeto, alm de verificar ngulo de estol e demais caractersticas que por ventura possam se tornar importantes para o bom desempenho da aeronave;

6. Inserir valores requeridos na Eq. (4.1) e calcular o valor do critrio (f).Os passos 1 a 6 resumem o procedimento de avaliao de um aeroflio segundo o critrioadotado.


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6-Desenvolvimento do aeroflio:

Sun Tzu em seu livro A Arte da Guerra diz que conhecendo apenas o inimigo, ganha-se ametade de todas as batalhas. Conhecendo-se a si mesmo e o inimigo, ganha-se a guerra. Por

isso, comecemos este trabalho, estudando o que as maiores e mais inovadoras empresasaeronuticas esto realizando.

6.1-Anlise detalhada do Boeing 737-100:

O primeiro estudo sobre o Boeing 737-100 em seguida:

Figura 1-B737-100 na decolagem


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Boeing 737-100

Desempenho e Aerodinmica

Toro da Asa 25 graus

Afilamento da Asa 8,83

Velocidade de Cruzeiro 236,67 m/s

Teto de Servio 10700 m

Distncia de Decolagem 1990 m

Distncia de Aterrissagem 915 m

Mach de Cruzeiro 0,74

Alcance 4444 km

Tabela 5-Dados do B737-100

E cujo aeroflio na corda mdia aerodinmica o BAC 450 e possui as seguintescaractersticas de vo em cruzeiro:

Tabela 6-Caractersticas de vo do B737-100

Foi ensaiado o aeroflio, a Mach 0,7 e obteve-se o seguinte comportamento:

Grfico 1-Cd x Cl B737-100


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Nota-se o comportamento da curva de Cl e Cd, com uma pequena rea sob a mesmo.Considerando-se isso a integral dela tambm poderia ser usada como um fator de critrio para anlise de aeroflios.

Grfico 2-Cd x alfa do B737

Aqui observa-se o aumento quase linear da curva de Cl com realao ao ngulo alfa.E ngulode estol da aproximadamente 4 graus.Levando a questionar a veracidade dessa simulao oudos dados.

Grfico 3-Cl x Xtrans do B737


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Observa-se no grfico acima que a transio acontece a menos de 20% do aeroflio tanto emsua superfcie superior quanto na inferior. O que, muitas vezes, no uma caractersticadesejvel, devido a sua relao direta com um aumento de arrasto.

Grfico 4-Alfa x Cm do B737

Aqui observa-se o baixo Cm mesmo tratando-se de uma aeronave de grande porte em que pode-se ter uma empenagem relativamente grande para equilibrar um Cm maior.E por ltimo anallisamos:

Grfico 5-Cd/Cl x alfa do B737


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Analisamos agora a curva de Cp do mesmo aeroflio em condies de cruzeiro:

Grfico 6-Distribuio de Cp do B737

Nota-se um C pmn muito inferior (superior em mdulo) ao necessrio para um Mcrt igual aMach 0,8. Sendo equivalente a Mcrt igual 0,58 como aponta um programa simplesdesnvolvido no Excel e que gerou o seguinte grfico:

Grfico 7-Mcrt x Mach do perfil

Sendo este o aeroflio e suas caracterticas geomticas:


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Figura 2-Aeroflio BAC450

Figura 3-Caractersticas do BAC450

Note que o baixo valor de Cl faz questionar a veracidade desses dados assim como baixovalor de Mcrt.Chegamos com esses dados a um valor de critriof=22,765.

Realizamos a mesma anlise para os aeroflios da raiz da mesma aeronave, modificando-se oRe conforme a corda, agora igual a 5,8 m:

Grfico 8-Cl x Cd do B737 na raiz


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Grfico 9- Cl x alfa e Cl x Xtr do B737 na raiz

Grfico 10-Alfa x Cm e Alfa x Cd/Cl do B737 na raiz

Observa-se um comportamento no usual dos grficos 8, 9 e 10(em vermelho) e isso fo

atribudo a uma insuficincia de painis ou a uma limitao da prpria simulao computaciona


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Ressalta-se tambm uma transio da camada limite de maneira mais abrupta e um Mcrt igual a0,50, alm de um L/D=32,06 , o que resulta num valor de critriof=16,030 . Na ponta cuja corda equivale a 1,6 m, observou-se Mcrt=0,64 e L/D=41,65 o que resulta em

f=26,656

Para evitar um trabalho mais enfadonho, expr-se-h apenas um comparativo entre esses trsaeroflios da mesma aeronave:

Grfico 11-Comparativo na raiz, corda mdia e ponta do B737

Observamos que o ngulo de estol parece ser menor na raiz e na corda mdia e maior na ponta,o que no uma caracterstica ideal. Uma vez que, as superfcies de controle devem promover um bom controle (devem estar operveis) do momento de rolagem quando a raiz j estiver

estolado.

6.2-Aeroflios NLF: Anlise do Honda Jet: Notou-se o estado da arte em aerodinmica uma aeronave de porte inferior ao desejadomas queutiliza o aeroflio de escoamento laminar natural,NLF. Fruto de um avano tando aerodinmicocomo nas areas estruturais e dos processos de fabricao. Tambm foi observado um grandenmero de pesquisas tanto da NASA quanto da prpria Boeing em se estudar mais esse tipo deaeroflio [5],[6],[7],[8],[9],[10],[11].Para confrontar com o Boeing737, surge o jato Honda Jet:


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Figura 4-Honda Jet em vo

Cujas caracterticas de desempenho so:

Tabela 7-Caractersticas de Desempenho do Honda Jet

E cujo aeroflio o SHM-1,um aeroflio de escoamento laminar natural, NLF (um dos primeiros a ser utilizado nesta categoria de aeronave), que se comporta da seguinte maneira n

XFLR-5, e que foi validado como um bom mtodo para ensaiar este tipo de aeroflio por [12 para as seguintes condies e caractersticas geomtricas:

SHM-1

Espessura Mxima 15,27%Pos. da Esp. Mxima 41,49%Camber 1,46%Pos. Mx.Camber 22,56%

Tabela 8-Caractersticas do SHM-1


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Corda Mdia da

Asa1,67

m

Reynolds em

FL300 1,95E+07

0,909 kg m -3

1,69E-05 kgm -1s-1

p/p o 0,6918

Mach 0,75

Tabela 9-Condies de Anlise do SHM-1

Sendo este o aeroflio, SHM-1:

Figura 5-Aeroflio SHM-1

Grfico 12-Curvas de Cp do SHM-1


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Comeamos pelo mesmo aeroflio SHM-1 e ensaiamo-lo nas condies de vo de um B737-100. Obtemos o seguinte resultado:

Grfico 15- Cl x Xtr do SHM-1 a Re=43700000

Ou seja, o aeroflio praticamente no converge para nenhum resultado. Tendo uma transio abrupta,caracterizada pelo trao quase vertical de Cl, isto , uma imediata perda de sustentao.Modificando a sua espessura e cmber para valores maiores e menores isoladamente, no houve nenhumaconvergncia de resultados.Porm, modificando todos os parmetros a partir da curva de distribuio de C p at chegarmos aoseguinte aeroflio, batizado de Isake 1:

Grfico 16-Aeroflio Isake 1


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Destaca-se o fato de que seu Mcrt apenas 0,62, portantof=11,165Mas observam-se suas demais caractersticas na Fig. 24, nota-se que no se conseguiu umtransio mais suave da camada limite, mas houve um aumento de Cl e de ngulo de estol.

Grfico 17-Comportamento do Isake 1

Aps inmeras e incessantes tentativas, desistiu-se de explorar aeroflios NLF, que apesar deser um ideal alcansvel e desejvel para jatos regionais se mostrou de uma complexidademaior que o escopo deste trabalho.

6.4-Retornando ao aeroflio BAC450:Retornando ao aeroflio da corda mdia aerodinmica do B737-100 e realizando diversamodificaes alcanou-se o aeroflio batizado como Isake 4.4, que apresentou o seguinteresultado:


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Grfico 18-Comportamento do Isake 4.4

Observa-se um aumento de Cm, mas tem-se um Mcrt=0,54 para um L/D=66,34. O que resultanum f=35,882 , apesar deste ser o maior critrio, nota-se que o Mach impeditivamente baixo,alm de se desejar outras caractersticas de transio.O Aeroflio Isake 6 apresentou uma caracterstica desejada para a transio, um Cl estvelembora todas as outras caractersticas sejam indesejveis.

Figura 6-Dados Isake 6

Temos Mcrt=0,61 e L/D=51,59, Cl=0,3 e resultando numf=31,49 .

Veja o comportamento deste aeroflio:


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Grfico 19-Comportamento Isake 6

Figura 7-Isake 6

Sempre em busca de melhorias(principalmente com relao ao Mcrt), e ainda no muito satisfeitocom o resultado final, geraram-se outros aeroflios e tentou-se uma interpolao com aeroflioGA 27, porm no houve nenhum sucesso com relao ao aumento do Mcrt.

6.5-Outros Conceitos: Aeroflios Supercrticos

Baseado nessas experincias infrutferas de aumento do Mcrt, resolveu-se tentar outro conceitode aeroflios e realizou-se um breve estudos sobre aeroflios supercrticos, uma vez que esse um aeroflio predominante nessa categoria de aeronave. A pr-seleo de aeroflios, foi em

funo da espessura prxima ao desejado. Os aeroflios pr-escolhidos foram os da NASA:1.SC-2110

2.SC (2)10103.SC (2)07144.SC (2)07125.SC (2)07106.SC (2)06147.SC (2)06128.SC (2)06109.SC (2)0518


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10.SC (2)041411.SC (2)041212.SC (2)0410

13.SC (2)001214.SC (2)001015.SC-1095R8

16.SC-109517.SC-1094R818.SC-1012R8

Logo aps foi realizada uma redefinio do aeroflio, refinando o nmero de painis

principalmente em regies crticas, como o bordo de ataque e tambm se certificou que ongulo desses painis no era superior a 10 graus. Em seguida, foram testados todos osaeroflios em condies de cruzeiro e constatou-se que o com melhor desempenho era o

ACA SC(2)-0612 .As modificaes possveis pelo sistema, envolvem modificao na configurao dos

painis, modificao direta da curva de C p, alterao de cmber e espessura bem como o posicionamento destes. Foi verificado um padro de causa e conseqncia para as

alteraes, porm, isso variou muito de acordo com cada famlia de aeroflios e ascondies simuladas. Sendo que poucas so as regras gerais. No entanto, pode-seressaltar que curvas de C p mais suavizadas resultam em aeroflios melhores.Aps inmeras modificaes e selecionando-se as mais bem sucedidas, chegou-se em umaeroflio, batizado como Salomon 1, cujo Mcrt=0,62 e cujo comportamento est emseqncia:


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Grfico 20-Aeroflio Salomon 1

Grfico 21-Comportamento Salomon 1

Observa-se que o fator de critriof=73,77 , com uma perda de Cl menos acentuada na transio e

um Cm aceitvel.Portanto esse foi o aeroflio com melhor desempenho desenvolvido at agorPor isso, realizou-se um estudo do comportamento dele na raiz e na ponta, apenas alterando suespessura. Resultou nos seguintes resultados:


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Grfico 22-Comparativo raiz, corda mdia e ponta de Salomon 1

Figura 8-Salomon 1 na raiz, corda mdia e ponta

No entanto, devido a sugesto de colegas, estudou-se, por ltimo os aeroflios transnico, umavez que no foi possvel elevar o Mcrt.Assim como para aeroflios supercrticos, foi consultada uma pequena biblioteca de aerofliostransnicos e pr-selecionado o Lockheed C-141 e BL-426.57


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Grfico 23-Lockheed C-141

Grfico 24-Comportamento Lockheed C-141

Nota-se que se resultou em um Mcrt=0,72(mais alto), uma perda muito abrupta de Cl e um

f=50,25 . O segundo melhor fator de critrio.


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Sempre em busca de melhorias , tentou-se outras alteraes no presente aeroflio at se resultar num outro aeroflio que foi batizado como Isake8396, com mesmo Mcrt e um fator de critrioinferior(f=50,07 ).Mas que na ponta e na raiz da asa, apresentou um comportamento melhor que

o aeroflio anterior tambm na ponta e na raiz.Seu perfil ficou definido como:

Figura 9-Isake 8396 na raiz, na corda mdia e na ponta

E seu comportamento foi:

Grfico 25-Comportamento Isake 8396


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7 A deciso:

Mesmo sabendo que o programa XLFR5 no era o mais recomendvel para a anlise deaeroflios supercrticos e transnicos, foi discutida a necessidade do grupo da disciplina

Projeto Aeronutico e segundo as necessidades dele e as possibilidades da aluna, decidiu-seoptar pelo aeroflio Salomon 1 (supercrtico) e seu desenvolvimento. Uma vez que apesar do seu alto momento de arfagem, os aeroflios supercrticos, no so penalizados em asastorcidas, como normalmente se acredita [14]. Para isso, realizou-se um estudo sobre essa famlia de aeroflios [14] .

7.1 Uma pequena introduo ao conceito escolhido:O formato supercrtico de um aeroflio baseado no conceito de escoamento supersnicolocal com recompresso isentrpica, portanto, foi caracterizado por um alto ngulo no bordode fuga, curvatura reduzida na regio mdia do bordo superior, um cmber mximosubstancialmente posterior. A diferena entre um aeroflio convencional e um supercrticoest didaticamente ilustrada na Fig.10:

Fig.10- Comparativo entre aeroflio supercrtico e aeroflio convencional


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Houve discusses por anos sobre onde possvel sobre onde possvel desacelerar isentropicamente um escoamento supersnico para subsnico sem criar uma onda dechoque.

Testes em configuraes 3-D de aeronaves indicaram que a toro ideal para asassupercrticas desenhadas para altas velocidades maior que para as para velocidades mais baixas. Quanto mais o nmero de Mach se aproxima de 1.0, a magnitude da toro timaaumenta. O grande aumento de toro substancialmente diminui ou elimina a penalidade por trimagem associada a maior negatividade do momento de arfagem para aerofliossupercrticos.

Ainda se observa que as principais caractersticas de um aeroflio supercrtico so:

As distribuies de presso no extradorso e de velocidade so caracterizadas pelalocalizao do choque significativamente posterior corda mdia;

Uma velocidade supersnica aproximadamente uniforme de 5% da corda at o choque;Um plateau na distribuio de presso a montante do choque;Um relativo salto de recuperao de presso na regio posterior extrema;Uma presso no bordo de fuga levemente mais positiva do que a presso ambiente;O intradorso tem coeficiente de presso correspondendo a velocidades subcrticas sobre

a regio jusante e rpido aumento de presso a montante da corda mdia at um uma presso significativamente positiva no fim do bordo de fuga.

H infinitas sries de expanses que se movem fora do campo supersnico, mas o efeito Ilustrado esquematicamente na Fig.11 para uma nica expanso mostrada na linha pontilhada.


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Fig.11- Comportamento aerodinmico do aeroflio suprcrtico

Dois fatores influenciam o balanceamento entre as ondas de compresso e expanso:o bordo de ataque e a superfcie anterior e as regies da corda mdia.

Uma caracterstica importante dos aeroflios supercrticos manter o escoamento logoantes do choque se movendo o mais prximo possvel a velocidade do som. Essacombinao de efeitos reduz significativamente a extenso e o comprimento da onda de

choque.O plateau na distribuio de presso posterior a onda de choque permite a re-energizao dacamada limite atravs da mistura entre o choque e o crescimento final da presso no bordode fuga.H um severo aumento de presso prximo a dois tero da corda para pressessubstancialmente positivas na regio cspide. Novamente se referindo teoria da camadalimite, a camada submetida a presses to positivas tendem a se separar muito mais

prontamente do que a submetida a uma variao de presso gradual.Para aeroflios convencionais, a presso imediatamente reduz aps a onda de choque econtinua a reduzir e a maior presso atrs da bolha tende a forar a bolha para fora dasuperfcie (causando a separao). Com o plateau dos aeroflios supercrticos, esse efeitoadverso eliminado.A nfase no menor consumo de energia da dcada de 1970 gerou um considervel interesseem aeronaves econmicas velocidade de cruzeiro. Essas aeronaves deveriam utilizar osaeroflios supercrticos para a reduo de peso e arrasto permitindo a utilizao de asas maisfinas com maior razo de aspecto e menor toro. Com isso, houve o desenvolvimento dosque foram chamados supercrticos fase 2 e a sistematizao dos nomes, onde o nmero entre


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parnteses significava o tipo, os dois primeiros dgitos ,o Cl atingido a Reynolds 30.000 eMach 0.6 e os dois ltimos dgitos a espessura mxima em relao a corda como se v naFig.12:

Fig.12- omenclatura dos aeroflio supercrticos da srie 2

Posteriormente, tambm foram realizados maiores desenvolvimentos nos mesmos gerando asrie 3 que ainda tem suas principais modificaes mantidas em sigilo, mas que solargamente utilizados em jatos de transporte regionais como os da Embraer que possuem oseu Embraer Supercrtico.Agora sero expostos os principais fatores modificados nos aeroflios supercrticos para amudana de uma srie para a outra, particularmente da srie 1 para a srie 2.

7.2 - O Efeito da Espessura do Bordo de FugaA filosofia de projeto de aeroflios supercrticos requer que a obliqidade do bordo de fugaseja igual nas superfcies posterior e inferior.Os resultados experimentais com relao a modificaes no bordo de fuga so os seguintes:

a. Aumento da espessura do bordo de fuga leva a reduo dos nveis de arrastotransnico com aparente penalidade do Mach subcrtico at uma espessura de bordo

de fuga de aproximadamente 0,7 %.


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b. Aumento de ambos nveis de arrasto subsnico e transnico apareceu com o aespessura do bordo de fuga igual ou superior a 0,7 %.

c. Pequena reduo de arrasto atravs do aumento do nmero de Mach resultado de um

bordo de fuga com espessura de 1,0% que foi modificado para incluir uma cavidadeno bordo de fuga.

d. Parece existir alguma relao entre a espessura tima de um bordo de fuga e aespessura da separao da camada limite no extradorso do aeroflio ( reverso aoefeito de aumento da espessura do bordo de fuga parece ocorrer quando o espessurado bordo de fuga excede a espessura da camada limite no extradorso do bordo defuga.

e. O critrio geral de projeto percebe como maior vantagem aerodinmica que aespessura do bordo de fuga possa ser aquela em que os coeficientes de presso noextradorso cheguem a aproximadamente zero no bordo de fuga, com a espessura do bordo de fuga ligeiramente inferior a espessura da separao da camada de fuga noextradorso local.

A espessura tima de um bordo de fuga varia com a espessura mxima do aeroflio, mas aproximadamente um pouco menos que 0,7 %.

No caso do aeroflio Salomon 1 as modificaes em busca de resultados adequados nosoftware XFLR resultaram num bordo de fuga de0,7179 % , que, pela teoria, tende a ser reduzido.

7.3 - Efeito da Espessura Mxima:Para aeroflios mais finos, o avano da separao do bordo de fuga comeaaproximadamente a um coeficiente de fora normal 0,1 maior a nmeros de Mach maiselevados.

7.4 - Efeito da Curvatura Posterior do Extradorso: Na ampla regio de relativamente suave, aproximadamente uniforme, curvatura doextradorso de um aeroflio supercrtico se prolonga do fim do bordo de ataque at 70 ou 75% da corda.O grau e a extenso da corda de baixa curvatura, no entanto, influencia fortemente ocomprimento da onda de choque e o avano da separao do bordo de fuga, as duas principais causas do arrasto divergente.Os resultados indicaram que simplesmente aumentando a regio de baixa curvatura mais doque nos aeroflios supercrticos da srie 1, proporcionou um modesto aumento no arrasto


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divergente do nmero de Mach, ele tem um efeito adverso inaceitvel no arrasto a nmerosde Mach baixos.Com o intuito de reforar a idia de que a espessura dos aeroflios dessa categoria varia

entre 12 e 14 % existe a Fig.13, que refora mais uma vez essa idia.

Fig.13- Espessura usual dos aeroflios supercrticos em razo da utilizao da aeronave

Como ltimo detalhe, importante ressaltar como foi evidenciado pelo mesmo artigo que um bordo de fuga com cavidade apresenta maior coeficiente de arrasto mantendo as mesmas propriedades do aeroflio, como se evidencia nas Fig.14 e Fig.15.


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Fig.14- Diferena entre bordos de fuga retos e cncavos

Fig.15-Efeito do Arrasto em Funo do Bordo de Fuga

7.5 - Guia Geral para Projeto de Aeroflios Supercrticos:O primeiro e mais importante guia, refer-se aoplateau snico, que representa um certoacrscimo de coeficiente de fora normal e nmero de Mach abaixo das condies dedistribuio de presso de projeto com o intra e extratorso sendo planos com as presses doextradorso logo abaixo do valor snico.


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Fig.16-Distribuio De Presso Geral de um Plateau Snico

Este plateu snico foi uma condio fora-de-projeto que foi observada consistente com omelhor compromisso entre caractersticas de arrasto projetado e no projetado em um amplo portflio de condies.A extenso dos benefcios do plateau no extradorso determinada por um segundo guia de projeto que requer que o gradiente de ps recuperao de presso seja suficientemente gradual

para evitar problemas de separao local prximo ao bordo de fuga para os coeficientes desustentao aos nmeros de Mach at o ponto de projeto.

8-Sobre a Simulao Numrica em CFX: O incessante crescimento da velocidade de processamento dos computadores, bem como suacapacidade de armazenamento, vem tornar possvel, recentemente, a anlise numrica defenmenos fsicos cada vez mais complexos.

A simulao numrica em Mecnica dos Fluidos e Transferncia de Calor, bastanteconhecida como CFD Computational Fluid Dynamics , teve um desenvolvimentoimpressionante nos ltimos 20 anos. Inicialmente como uma ferramenta para anlise de problemas fsicos como investigao cientfica e, atualmente, como uma poderosa ferramenta par a soluo de problemas importantes de engenharia.Uma das principais aplicaes do CFD no ramo aeroespacial tem como parte odimensionamento de perfis (sees) de asas para a posterior aplicao em reas especficas.Progressos recentes na tcnica de testes com modelos e nas capacidades computacionaistornaram possveis projetar aeroflios com perfil que desenvolvem elevada sustentao aomesmo tempo que arrasto muito baixo, quando submetido a um valor baixo de Reynolds ,


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Eq.7- Equao da Taxa de Dissipao de Turbulncia

Respectivamente, onde P a produo de cisalhamento definida pela equao abaixo:

Eq. 8- Equao da Produo de Cisalhamento

E G a produo devido fora atuante no corpo, e definida por:

Eq.9- Produo devido a fora atuante no corpo

Onde Gemp, Grot e Gres so termos que representam a produo devido ao empuxo,rotao e resistncias, respectivamente. Entretanto Grot =0 e apenas Gemp inserido nocdigo. Portanto, Gemp=G, e pode ser definido por:

Eq.10- Produo Devido ao Empuxo

A qual a aproximao de Boussinesq, pode ser escrito como:

Eq.11- Aproximao de Boussinesq

Note que o segundo termo em P somente diferente de zero para fluidos compressveis.


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8.2-Consideraes para a Validao:Trabalho que sugere a validade deste software para os propsitos desejados [15] onde perfis semelhantes tambm foram submetidos a regime transnico obteve resultados bem

prximos a realidade como mostram as Fig.17 e Fig.18:

Fig.17-Comparao entre os resultados tericos e experimentais do S1223 no software CFX

Fig.18-Comparao entre resultados tericos e experimentais do E423 no Software CFX

Com refino da malha chegou-se ao seguinte resultado:


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Fig.19- Comparao entre terico e experimental aps refino da malha de S1223

Sugerindo tambm que o valor mais confivel para esta anlise o CL.Para o caso de Salomon, um aeroflio supercrtico, levou-se em conta os resultadosexperimentais de distribuio de presso de aeroflios da mesma famlia e srie, e espera-se obter resultados bem prximos no mesmo programa. Sendo que os resultadosexperimentais esto ilustrados, entre outros do artigo [14] nas Fig. 23,24,25 e26, alm dasconsideraes tericas das Fig.20,21 e 22.

Fig.20-Efeito Analtico da Distribuio de Presso do Aeroflio com reduo da parte inferior de um aeroflio supercrtico de 12%


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Fig.21- Reduo do superfcie inferior de um aeroflio supercrtico de 12%. Alterao comum na passagem da srie 1 para a

srie 2.

Fig.22- Efeito Analtico da Distribuio de Presso do aeroflio de 12% reduzido na espessura na regio de 80%

da corda.

Note o abaulamento da distribuio inferior de presso devido a reduo da espessura na parte posterior do aeroflio, como Salomon possui uma espessura ainda mais reduzidaespera-se uma distribuio de presso ainda mais chapada nessa regio.

Segue-se tambm o comportamento de um aeroflio de 11% em diferentes condies, ouseja, espera-se esses resultados para o aeroflio em questo:


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Fig.23-Aeroflio de 11% em condies abaixo do nmero de Mach


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Fig.24- Aeroflio de 11% em Condies subcrticas


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Fig.25-Aeroflio de 11% em condies intermedirias as fora de projeto


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Fig.26- Aeroflio de 11% em Condies de Alta Sustentao

8.3-Dimensionamento e construo da geometria:Ao contrrio do artigo [14] utilizado na validao optou-se por uma malha em O, uma vezque ela tem a preciso necessria para um trabalho deste porte, ainda que no seja to boaquanto a malha em C, quando ocorre variao de ngulo de ataque, o que no o caso.O casodo presente trabalho trata-se de um crculo de 28m que analisa um aeroflio de 3,9m de corda.

8.4-Construo da malha: Para este foi utilizada uma malha em O, atravs da ferramenta O-grids que uma poderosatcnica usada para aumentar a qualidade da malha.Gerando uma geometria de blocos em O aoredor do aeroflio e em que o bloco central foi apagando permanentemente e o bloco frontalfoi dividido ao meio para permitir uma maior preciso nas observaes do bordo deataque.Inicialmente, elaborou-se uma malha Hexa_8 e Quad_4 com um total de 158301

elementos que mais tarde percebeu-se estava mal distribuda para o estudo em questo.


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Fig.29-Blocos da Malha de Salomon

8.5-Condies de Contorno:Para a simulao foi criado o domnio ESCOAMENTO, que possui um agrupamento dequatro partes: AEROFLIO (regio interna, representa o aeroflio como parede),EXTERNO( regio externa, com as condies de entrada sem ngulo de ataque, ou seja,V=250 m/s, U=0 m/s e W=0m/s) e ESQUERDA e DIREITA (que juntas esto sujeitas condio de simetria). O Domnio como um todo est sujeito a velocidades cartesianasautomticas e turbulncia Eddy Dissipation tambm automtica. E para anlise docomportamento com relao ao Mach, foram utilizadas as seguintes velocidades:

Tabela 10-Velocidades e Mach para 9000m


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8.6-Parmetros de Simulao:Para essas condies de vo, por [15]:

Tabela 11- Consideraes para a Simulao

8.9-Arquivo de Comando:

This run of the CFX-10.0 Solver started at 12:14:40 on 30 Nov 2009 by

user Users on ISOTILIA (intel_k6_winnt5.1) using the command:

"C:\Arquivos de programas\Ansys Inc\CFX\CFX-10.0\bin\perllib\cfx5solve.pl"

-stdout-comms -batch -ccl -

Setting up CFX-5 Solver run ...

+--------------------------------------------------------------------+

| |

| CFX Command Language for Run |

| |

+--------------------------------------------------------------------+

LIBRARY:

MATERIAL: Air Ideal Gas

Material Description = Air Ideal Gas (constant Cp)

Material Group = Air Data, Calorically Perfect Ideal Gases


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52

Option = Pure Substance

Thermodynamic State = Gas

PROPERTIES:

Option = General Material

ABSORPTION COEFFICIENT:

Absorption Coefficient = 0.01 [m^-1]

Option = Value

END

DYNAMIC VISCOSITY:

Dynamic Viscosity = 1.831E-05 [kg m^-1 s^-1]

Option = Value

END

EQUATION OF STATE:

Molar Mass = 28.96 [kg kmol^-1]

Option = Ideal Gas

END

REFRACTIVE INDEX:

Option = Value

Refractive Index = 1.0 [m m^-1]

END

SCATTERING COEFFICIENT:

Option = Value

Scattering Coefficient = 0.0 [m^-1]

END

SPECIFIC HEAT CAPACITY:

Option = Value

Reference Pressure = 1 [atm]

Reference Specific Enthalpy = 0. [J/kg]

Reference Specific Entropy = 0. [J/kg/K]

Reference Temperature = 25 [C]

Specific Heat Capacity = 1.0044E+03 [J kg^-1 K^-1]

Specific Heat Type = Constant Pressure

END


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53

THERMAL CONDUCTIVITY:

Option = Value

Thermal Conductivity = 2.61E-2 [W m^-1 K^-1]

END

END

END

END

EXECUTION CONTROL:

PARALLEL HOST LIBRARY:

HOST DEFINITION: isotilia

Installation Root = C:\Arquivos de programas\Ansys Inc\CFX\CFX-%v

Host Architecture String = intel_k6_winnt5.1

END

END

PARTITIONER STEP CONTROL:

Multidomain Option = Independent Partitioning

Runtime Priority = Standard

MEMORY CONTROL:

Memory Allocation Factor = 1.0

END

PARTITIONING TYPE:

MeTiS Type = k-way

Option = MeTiS

Partition Size Rule = Automatic

END

END

RUN DEFINITION:

Definition File = C:/EXPERIMENTAL/velocidade190.def

Interpolate Initial Values = Off

Run Mode = Full

END

SOLVER STEP CONTROL:

Runtime Priority = Standard


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54

EXECUTABLE SELECTION:

Double Precision = Off

END

MEMORY CONTROL:

Memory Allocation Factor = 1.0

END

PARALLEL ENVIRONMENT:

Number of Processes = 1

Start Method = Serial

END

END

END

FLOW:

DOMAIN: ESCOAMENTO

Coord Frame = Coord 0

Domain Type = Fluid

Fluids List = Air Ideal Gas

Location = Assembly

BOUNDARY: SIMETRIA

Boundary Type = SYMMETRY

Location = DIREITA,ESQUERDA

END

BOUNDARY: AEROFOLIO

Boundary Type = WALL

Location = EXTERNO B

BOUNDARY CONDITIONS:

HEAT TRANSFER:

Option = Adiabatic

END

WALL INFLUENCE ON FLOW:

Option = No Slip

END

END


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55

END

BOUNDARY: EXTERNO

Boundary Type = INLET

Location = EXTERNO A

BOUNDARY CONDITIONS:

FLOW REGIME:

Option = Subsonic

END

HEAT TRANSFER:

Option = Static Temperature

Static Temperature = 230 [K]

END

MASS AND MOMENTUM:

Option = Cartesian Velocity Components

U = 190 [m s^-1]

V = 0 [m s^-1]

W = 0 [m s^-1]

END

TURBULENCE:

Option = Medium Intensity and Eddy Viscosity Ratio

END

END

END

DOMAIN MODELS:

BUOYANCY MODEL:

Option = Non Buoyant

END

DOMAIN MOTION:

Option = Stationary

END

REFERENCE PRESSURE:

Reference Pressure = 30722 [N m^-2]

END


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56

END

FLUID MODELS:

COMBUSTION MODEL:

Option = None

END

HEAT TRANSFER MODEL:

Option = Thermal Energy

END

THERMAL RADIATION MODEL:

Option = None

END

TURBULENCE MODEL:

Option = SST

END

TURBULENT WALL FUNCTIONS:

Option = Automatic

END

END

INITIALISATION:

Option = Automatic

INITIAL CONDITIONS:

Velocity Type = Cartesian

CARTESIAN VELOCITY COMPONENTS:

Option = Automatic

END

EPSILON:

Option = Automatic

END

K:

Option = Automatic

END

STATIC PRESSURE:

Option = Automatic


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57

END

TEMPERATURE:

Option = Automatic

END

END

END

END

OUTPUT CONTROL:

RESULTS:

File Compression Level = Default

Option = Standard

END

END

SIMULATION TYPE:

Option = Steady State

END

SOLUTION UNITS:

Angle Units = [rad]

Length Units = [m]

Mass Units = [kg]

Solid Angle Units = [sr]

Temperature Units = [K]

Time Units = [s]

END

SOLVER CONTROL:

ADVECTION SCHEME:

Option = High Resolution

END

CONVERGENCE CONTROL:

Length Scale Option = Conservative

Maximum Number of Iterations = 100

Timescale Control = Auto Timescale

END


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CONVERGENCE CRITERIA:

Residual Target = 1.E-4

Residual Type = MAX

END

DYNAMIC MODEL CONTROL:

Global Dynamic Model Control = On

END

END

END

COMMAND FILE:

Version = 10.0

Results Version = 10.0

END

8.10- Resultados:

8.10.1-Resultados Iniciais:

Inicialmente apenas se transcreveram os pontos do XLFR5 para o CFX, com um malhaque posteriormente se viu, era inadequada.

Fig.27- Primeira Malha com Resultados do Aeroflio Salomon1

Grande apreenso ao se visualizar o resultado da Fig.28, que mostra um Mach 0,5 para oaeroflio quando se esperava um Mach 0,8. Isso se deve muito provavelmente as


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condies ruins de desenho do bordo de ataque como ilustra a Fig.29, a erros primrioscomo a modificao no intencional do valor da corda de 2,9m na matria Trabalho deConcluso de Curso I para 3,9m na matria Trabalho de Concluso de Curso II, o que

modificou o valor do Reynolds e o estudo da asa acima do Mach para o qual ele foi projetado na matria do primeiro semestre. E no se exclui a eventual troca de aeroflio.

Fig.28-Comportamento de Mach no Aeroflio Salomon1


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corrigido nas prximas simulaes. A regio posterior verde claro que se extende at ofim do domnio muito provavelmente se deve ao fato de que o domnio est muito pequeno para a anlise. Por isso, ele foi aumentado em duas vezes nas outras simulaes.

Fig.31-Distribuio de Presso do Aeroflio Salomon1

A Fig.31 foi a mais frustrante de todas, mostrando que o aeroflio em questo noapresenta em nada um comportamento supercrtico. Devido a isso foram feitas vriassimulaes para outros nmeros de Mach.Mesmo assim, alteraes foram feitas nele, com

o objetivo de se compreender melhor o erro e se os comportamentos estudados na teoria sereproduzem no software .Paar fins de comparao com resultados experimentais foielaborado o grfico de distribuio de presso Graf.26:


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Grfico 26 - Salomon a 0.82

Fig.32-Vista aproximada da Distribuio de Presso no Aeroflio Salomon1

8.10.2- Resultados para vrios Mach:

Foi sugerido pelo professor Paulo Greco que para a maior acuidade da simulao a extenso dodomnio maior, cerca de 10 vezes o valor da corda, e um maior refinamento da malha. Noentanto, isso no foi possvel devido a limitaes computacionais fsicas computacionais (poucamemria RAM) e tempo. Mas isso altamente recomendvel em trabalhos posteriores.Para o presente relatrio foi ensaiado o mesmo aeroflio para Mach 0,62 para o qual ele forainicialmente projetado e obteve-se o seguinte resultado:


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Fig.33- Resultado do Mach para Salomon 1 com Malha Refinada

Fig.34-Resultado da Distribuio de Presso para Salomon 1 com Malha Refinada


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Grfico 12 - Salomon a 0.62

8.10.3- Modificando o Bordo de Ataque:

Fig.35-Resultados de Mach Modificando o Bordo de Ataque de Salomon1


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Fig.36- Distribuio de Presso para Salomon1 com bordo de ataque modificado

Fig. 37 - Distribuio de Presso em Salomon


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8.10.5- Aumentando a Curvatura do Extradorso:

Fig. 38 - mero de Mach para Salomon

Fig. 39 - Distribuio de Presso para Salomon 2


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9-Concluso:

Sendo o perodo de graduao, a ltima chance na carreira de um engenheiro(a), de se aprender errando, conclui-se que este trabalho foi bastante produtivo e desafiador. Foi realizado um

grande aprendizado sobre aeroflios, aerodinmica e simulaes computacionais. Entre eles, omais importante foi o sobre aeroflios NLF, que infelizmente no pode ser projetado para essacategoria de aeronaves e ainda fosse satisfatrio para outros requisitos de projeto, como osrequisitos impostos por limites de fabricao, alm do fato de que jatos regionais ainda tem aasa por demais carregadas de obstculos que induzem o regime turbulento.No entanto, tornou-sequase evidente que essa uma tendncia a ser explorada em projetos aeronuticos das prximasgeraes. Sendo campo para amplas pesquisas.

Percebe-se tambm que informaes sobre aeroflios j existentes em outras aeronaves sosigilosas e os dados existentes podem no ser confiveis.Ainda foi possvel aprender sobre a no confiabilidade total das simulaes computacionais, quealgumas vezes geraram resultados claramente no coerentes. Para um estudo mais profundo, anecessidade de aerodinmica experimental torna-se evidente.

Para prximos estudos semelhantes sugere-se o fator de critrio , ou semelhante.

O aeroflio Salomon I supersnico e essencialmente mais espesso que Isake 8396 , transnico, por isso, possui uma sustentao em cruzeiro e uma sustentao mxima significativamentemaior, mas um Cm tambm maior e um Mcrt menor. Alm disso, Salomon possui um bordo defuga mais espesso e, conseqentemente, mais fcil de ser produzido. As caractersticas detransio so ruins (i.e, perda abrupta de sustentao) para ambos os aeroflios, na corda mdiaaerodinmica, no entanto, o comportamento melhora com a reduo da espessura (ponta da asa) para o aeroflio supercrtico e no transnico com o aumento da espessura (raiz da asa). J oaeroflio transnico Isake8396, idealizado desde o conceito desta famlia, para atuar emvelocidades mais elevadas, apresentou um Mcrt significativamente superior aos demaisaeroflios, com um Cm e um Cd levemente inferior em mdulo, e uma sustentao tambmreduzida se comparado ao anterior. No entanto, o fator Mcrt muito mais importante para o projeto em questo e, portanto, ele foi selecionado previamente, no se esquecendo que ele possui uma reduo acentuada de espessura no bordo de fuga, o que o torna difcil de ser fabricado. Com isso, estuda-se a utilizao de dispositivos de hiper-sustentao para melhor desempenho aerodinmico. Se bem que o ideal fosse uma fuso das melhores caractersticas dosdois aeroflios.


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Mas deve-se levar em conta que a simulao 3D da asa, assim como a experimental pode conter surpresas com relao ao comportamento aerodinmico. Logo, nenhuma concluso at aqui podeser considerada uma verdade, mas apenas um estudo.

Quanto anlise de Salomon, lamentvel o fato de que a grande durao dos trabalhos e adesorganizao tenham modificado as regras do jogo. No entanto, foi possvel comprovar ainfluncia do bordo de ataque diretamente no Mach (aumentando o Mach conforme oafilamento)e a influncia da curvatura do extradorso na onda de choque (reduzindo a mesma para Mach alto a custo da reduo de sustentao, sendo esse um fato lamentvel para Machmais baixos.). Lamentavelmente devido ao pouco refinamento da malha no foi possvel

reproduzir o efeito do afinamento do bordo de fuga e saber se o software fiel a realidade.Devido a outros estudos, foi assumido que o software confivel quanto sustentao. Quanto presso, os resultados tericos no reproduziram os resultados experimentais do aerofliosupercrtico de mesma espessura. Essas diferenas podem ser justificadas por outras diferenasno aeroflio, como o cmber, como tambm pode ser devido impreciso do programa.


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10-Anexos:

Salomon 11.00000 -0.006600.99982 -0.006550.99929 -0.006420.99842 -0.00619

0.99721 -0.005880.99567 -0.005480.99380 -0.005000.99163 -0.004440.98914 -0.003800.98634 -0.003100.98325 -0.002320.97986 -0.001480.97618 -0.000580.97221 0.000390.96796 0.001410.96343 0.002470.95862 0.003580.95353 0.004740.94816 0.005960.94253 0.007230.93666 0.008550.93054 0.009920.92418 0.011310.91757 0.012740.91072 0.014190.90364 0.01569

0.89635 0.017220.88885 0.01877

0.88113 0.020330.87319 0.021900.86505 0.023500.85672 0.025110.84820 0.026720.83949 0.02833

0.83058 0.029940.82150 0.031570.81224 0.033210.80283 0.034840.79328 0.036470.78358 0.038090.77373 0.03968

0.76374 0.041240.75359 0.042790.74332 0.044340.73294 0.045870.72245 0.047360.71185 0.048820.70114 0.05024

0.69032 0.051610.67940 0.052960.66839 0.054280.65731 0.055560.64616 0.056790.63494 0.057960.62363 0.05908

0.61226 0.060150.60083 0.061180.58935 0.06216

0.57783 0.063080.56625 0.063930.55464 0.064740.54298 0.065510.53131 0.066220.51962 0.06688

0.50791 0.067480.49618 0.068040.48447 0.068560.47278 0.069030.46110 0.069440.44945 0.069800.43783 0.07010

0.42625 0.070340.41471 0.070520.40323 0.070640.39179 0.070700.38042 0.070700.36911 0.070640.35787 0.07052

0.34670 0.070340.33563 0.070110.32463 0.069810.31373 0.069460.30293 0.069050.29224 0.068580.28165 0.06806

0.27119 0.067480.26084 0.066850.25063 0.06617


72/74

72

0.24055 0.065430.23061 0.064640.22081 0.06381

0.21117 0.062920.20168 0.061980.19234 0.060990.18318 0.059960.17419 0.058880.16538 0.057750.15674 0.05659

0.14829 0.055380.14004 0.054130.13198 0.052840.12411 0.051510.11646 0.050140.10901 0.048740.10178 0.04729

0.09476 0.045820.08796 0.044320.08139 0.042780.07504 0.041210.06893 0.039620.06305 0.038000.05741 0.03635

0.05200 0.034680.04684 0.032990.04193 0.031290.03727 0.029570.03286 0.027830.02870 0.026090.02481 0.024350.02118 0.022600.01781 0.020840.01471 0.01910

0.01190 0.017360.00937 0.015630.00714 0.01390

0.00521 0.012190.00362 0.010470.00238 0.008710.00143 0.006860.00074 0.004930.00027 0.002960.00003 0.00097

0.00004 -0.001020.00028 -0.003020.00074 -0.005020.00140 -0.006980.00229 -0.008870.00344 -0.010680.00487 -0.01240

0.00660 -0.014030.00866 -0.015610.01106 -0.017150.01378 -0.018670.01680 -0.020190.02011 -0.021700.02371 -0.02320

0.02759 -0.024680.03176 -0.026160.03618 -0.027620.04088 -0.029070.04585 -0.030490.05107 -0.031910.05654 -0.033300.06227 -0.034670.06825 -0.036010.07447 -0.03734

0.08092 -0.038640.08760 -0.039910.09452 -0.04115

0.10167 -0.042370.10902 -0.043550.11659 -0.044710.12438 -0.045830.13236 -0.046920.14053 -0.047970.14890 -0.04898

0.15745 -0.049940.16619 -0.050870.17509 -0.051740.18417 -0.052560.19343 -0.053330.20284 -0.054040.21242 -0.05470

0.22215 -0.055300.23203 -0.055860.24206 -0.056360.25222 -0.056790.26251 -0.057160.27294 -0.057470.28350 -0.05773

0.29416 -0.057910.30495 -0.058030.31586 -0.058090.32687 -0.058090.33797 -0.058020.34917 -0.057890.36047 -0.057690.37185 -0.057440.38331 -0.057130.39485 -0.05675


73/74

73

0.40646 -0.056310.41812 -0.055820.42984 -0.05528

0.44162 -0.054670.45344 -0.054000.46530 -0.053290.47718 -0.052530.48910 -0.051710.50104 -0.050840.51298 -0.04993

0.52493 -0.048970.53688 -0.047960.54882 -0.046900.56075 -0.045810.57265 -0.044680.58452 -0.043490.59636 -0.04227

0.60815 -0.041020.61988 -0.039720.63155 -0.038380.64316 -0.037000.65468 -0.035580.66610 -0.03411

0.67742 -0.032540.68867 -0.030880.69988 -0.02912

0.71106 -0.027290.72222 -0.025420.73335 -0.023520.74443 -0.021600.75548 -0.019640.76652 -0.017690.77755 -0.01579

0.78853 -0.013980.79943 -0.012250.81024 -0.010600.82095 -0.009050.83156 -0.007610.84205 -0.006290.85243 -0.00513

0.86265 -0.004170.87265 -0.003420.88239 -0.002840.89185 -0.002430.90105 -0.002180.90994 -0.00212

0.91847 -0.002240.92662 -0.002510.93438 -0.00290

0.94173 -0.003400.94866 -0.004020.95514 -0.004720.96115 -0.005470.96672 -0.006230.97184 -0.007010.97651 -0.00778

0.98074 -0.008540.98452 -0.009270.98786 -0.009940.99077 -0.010550.99326 -0.011090.99535 -0.011550.99704 -0.01193

0.99834 -0.012220.99927 -0.012430.99982 -0.012561.00000 -0.01260


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11-Referncias Bibliogrficas :[1]Husa, Bill- Airfoil Selection[2] RAIMER, Daniel P. Aircraft Design: A Conceptual Approach, Second Edition, 1992, pag.42;

[3] Janes-1995[4] UIUC[5]LEE, J.D.,JAMESON,A. Natural-Laminar-Flow Airfoil and Wing Design by Adjoint Methodand Automatic Transition Prediction, AIAA 2009-897;[6]HOLMES,B.J., CROOM, C.C., HASTINGS,E.C., OBARA, C.J., van DAM, C.P. FlightResearch on Natural Laminar Flow;[7]DENG, Y.,DUAN,Z.,ZHAN,H. Aerodynamic Optimization of Multi-Element Airfoils by

Genetic Alghoritm, West-East High Speed Flow Field Conference, November 2007, MoscowRussia;[8]DRIVER, J., ZINGG, D. W., Optimized Natural-Laminar-Flow Airfoils, University of Toronto Institut for Aerospace Studies;[9] FUJINO, M., YOSHIZAKI, Y., KAWAMURA, Y., Natural-Laminar-Flow AirfoilDevelopment for a Lightweight Business Jet, Journal of Aircraft, vol.40, No. 4 , July-August,2003;

[10] CROOM, C.C., HOLMES, B.J., Insect Contamination Protection for Laminar FlowSurfaces, NASA Langley Research Center;[11] SELIG, M.S., MAUGHMER, M.D., SOMERS, D.M., Natural-Laminar-Flow Airfoil for General-Aviation Application, Journal of Aircraft,vol.32, No 4 , July-August, 1995[12]AZEVEDO, J.H.A., CAMILLO, P.C.,MACIEL, M.P.E, PAULA, V.B.G., SILVESTRINI,R.H., Otimizao de um aeroflio para um jato executivo, Escola de Engenharia de So Carlos, junho de 2009.

[13]HOUGHTON,E.L.,CARPENTER,P.W., Aerodynamics for Engineering Students, FifthEdition, Elsevier Butterworth-Heinemann,2003[14] NASA Technical Paper 2696[15]RIBEIRO D E Simulao Numrica de Aeroflios de Altas Sustentao 2002

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Trabalho de Conclus de Curso