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UNIVERSIDADE DO VALE DO TAQUARI – UNIVATES
CURSO DE ENGENHARIA MECÂNICA
APROXIMAÇÃO NUMÉRICA DE UM ESTUDO EXPERIMENTAL DA
NASA APLICADA AO AEROFÓLIO NACA 65(2)-415 COM FLAPES
PLANOS
Leonardo Roni Matte
Lajeado, novembro de 2019.
2
Leonardo Roni Matte
.
APROXIMAÇÃO NUMÉRICA DE UM ESTUDO EXPERIMENTAL DA
NASA APLICADA AO AEROFÓLIO NACA 65(2)-415 COM FLAPES
PLANOS
Etapa II do Trabalho de Conclusão de
Curso apresentada ao Curso de
Engenharia Mecânica, da Universidade do
Vale do Taquari UNIVATES, como parte da
exigência para a obtenção do título de
Engenheiro Mecânico.
Orientador: Prof. Dr. Lober Hermany
Lajeado, novembro de 2019.
RESUMO
No projeto de aeronaves, o desenvolvimento de dispositivos hipersustentadores
eficientes permitem operações de pousos e decolagens mais seguras, sem
comprometer o desempenho em voo de cruzeiro. Esses sistemas têm o objetivo de
aumentar a eficiência do aerofólio, sendo seu estudo desenvolvido de forma
puramente prática durante muitos anos, por meio dos túneis de vento. Esse cenário
mudou após o surgimento dos computadores, que têm seu poder de processamento
utilizado para o cálculo das equações envolvidas. O estudo numérico de
escoamentos sobre aerofólios permite aos engenheiros economizar tempo e
investimentos na obtenção de informações essenciais para o projeto de aeronaves,
turbinas e outros equipamentos. Neste contexto, o presente trabalho traz uma
análise computacional do aerofólio NACA 65(2)-415 com a utilização de flapes. Se
trata de uma reprodução computacional parcial de um estudo prático em túnel de
vento realizado pela NASA em 1950. É uma análise bidimensional do aerofólio,
gerando os coeficientes de sustentação e de arrasto conforme varia-se o parâmetro
de ângulo de ataque. Inicialmente é feita a validação do modelo por meio do trabalho
de Obeid et. al.(2017), onde o perfil NACA 0015 é simulado pelo mesmo software
adotando modelos de turbulência na análise. Além disso, é realizado o teste de
qualidade de malha para evitar possíveis variações no resultado final que estejam
ligadas à discretização do problema. Depois, são plotadas as coordenadas do
aerofólio estudado em software CAD e importadas para o ANSYS Fluent,
configuradas as condições simplificadas de escoamento, que são regime
permanente, incompressível e isotérmico. São escolhidos 4 combinações de ângulo
de ataque para os 55° de deflexão de flape analisados. A comparação entre os
coeficientes obtidos nas situações escolhidas e os resultados da NASA apresentam
uma boa aproximação próximo ao ângulo de estol (desvio de 1,1%) , e mesmo que
alguns pontos mostrem variações maiores, o comportamento da curva é
semelhante, mostrando relevância à esta aproximação simplificada.
Palavras-chave: Dispositivos hipersustentadores. Sustentação. Arrasto. Modelo de
turbulência. Simulação.
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ABSTRACT
In aircraft design, the development of efficient high lift devices enables safer landing
and takeoff operations without compromising cruise performance. These systems
aim to increase the efficiency of the airfoil, and their study has been developed purely
for many years through wind tunnels. This scenario changed after the emergence of
computers, which have their processing power used to calculate the equations
involved. The numerical study of airfoil flows allows engineers to save time and
investment in obtaining critical information for aircraft, turbine and other equipment
design. In this context, the present work presents a computational analysis of the
NACA 65 (2) -415 airfoil with the use of flaps. This is a partial computational
reproduction of a practical wind tunnel study conducted by NASA in 1950. It is a two-
dimensional analysis of the airfoil, generating the lift and drag coefficients as the
angle of attack parameter varies. Initially, the model is validated by Obeid et al.
(2017), where the NACA 0015 profile is simulated by the same software adopting
turbulence models in the analysis. In addition, the mesh quality test is performed to
avoid possible variations in the final result that are linked to the problem
discretization. Then, the coordinates of the aerofoil studied in CAD software were
plotted and imported into ANSYS Fluent, configuring the simplified flow conditions,
which are permanent, incompressible and isothermal regime. Four angle of attack
combinations were chosen for the 55 ° flap deflection analyzed. The comparison
between the coefficients obtained in the chosen situations and the NASA results
presents a good approximation close to the stall angle (1.1% deviation), and even if
some points show larger variations, the behavior of the curve is similar, showing
relevance to this simplified approach.
Keywords: High-lift devices. Lift. Drag. Turbulence model. Simulation.
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LISTA DE FIGURAS
Figura 1- Documento original do estudo realizado pela NASA em 1950 .............. Erro!
Indicador não definido.
Figura 2- Modelo de asa construída pela NASA. ......... Erro! Indicador não definido.
Figura 3- Curvas de CL em função do Ataque para 55° de flape .............................. 17
Figura 4 - Comportamento do fluido devido ao cisalhamento ................................... 19
Figura 5 - Tensão normal e tensão cisalhante .......................................................... 20
Figura 6- Gradiente de velocidades e surgimento das tensões cisalhantes .............. 21
Figura 7- Camada limite sobre placa plana ............................................................... 26
Figura 8- Escoamento sobre uma asa ...................................................................... 28
Figura 9 - Tubo de Venturi ........................................................................................ 28
Figura 10 - Pressão e tensão de cisalhamento no aerofólio ..................................... 29
Figura 11 - Forças aerodinâmicas resultantes .......................................................... 29
Figura 12 - CL vs α para o perfil NACA 65(2)-415 ....................................................... 31
Figura 13 - CD vs α para o perfil NACA 65(2)-415 ...................................................... 31
Figura 14 - Forças aerodinâmicas e momento atuante no aerofólio ......................... 32
Figura 15 - Componentes principais das aeronaves ................................................. 33
Figura 16 - O spinner é fixado na frente das hélices ................................................. 33
Figura 17 - Estabilizadores vertical e horizontal ........................................................ 34
Figura 18 - Aviões de asa alta, média e baixa. .......................................................... 39
Figura 19 - Elementos principais da asa de um avião ............................................... 40
Figura 20 - Geometria típica dos aerofólios............................................................... 34
Figura 21 - Interpretação dos dígitos NACA .............................................................. 35
6
Figura 22 - Exemplos de formatos de aerofólios ....................................................... 36
Figura 23 - Vista superior dos modelos de asas ....................................................... 37
Figura 24 - Ângulo de ataque .................................................................................... 37
Figura 25 - Ângulo de incidência ............................................................................... 38
Figura 26- CL e CD vs ângulo de ataque .................................................................... 41
Figura 27 - Ponto de separação vs ângulo de ataque ............................................... 41
Figura 28 - Posicionamento padrão dos flapes nos aviões ....................................... 44
Figura 29 - Diferentes tipos de flapes ........................................................................ 44
Figura 30 - Princípio de funcionamento dos Slots ..................................................... 45
Figura 31 - Princípio de funcionamento dos Slats ..................................................... 45
Figura 32 - Funcionamento dos Slats ........................................................................ 46
Figura 33 - Comparação da turbulência com flapes e sem flapes............................. 46
Figura 34 - Coeficiente de sustentação VS deflexão dos flapes ............................... 46
Figura 35 - Exemplo de malha gerada para simulação de um aerofólio ................... 48
Figura 36 - Metodologia proposta para o desenvolvimento do trabalho .................... 53
Figura 37 - Embraer 720C com os flapes defletidos ................................................. 54
Figura 38 - Aerofólio NACA 65(2)-415 ...................................................................... 54
Figura 39 - Domínio da simulação computacional ..................................................... 55
Figura 40 - Simplificação da deflexão dos flapes ...................................................... 56
Figura 41- Aerofólio NACA0015 Flape 10° Ataque 10° no Javafoil ........................... 58
Figura 42- Pontos do aerofólio e flapes gerados no software Javafoil ...................... 60
Figura 43- Esquema do domínio criado para a simulação ........................................ 60
Figura 44- Macro vista do domínio gerado para a simulação .................................... 61
Figura 45-Vista aproximada da malha computacional ............................................... 61
Figura 46- . Vista dos nós da malha no bordo de ataque do aerofólio ...................... 62
Figura 47- Distribuição de pressões sobre o aerofólio com ataque -8° ..................... 64
Figura 48- Distribuição de velocidades sobre o aerofólio com ataque -8 .................. 65
Figura 49- Distribuição de pressões sobre o aerofólio com ataque 0° Erro! Indicador
não definido.
Figura 50 - Distribuição de velocidades sobre o aerofólio com ataque 0° ............ Erro!
Indicador não definido.
Figura 51 - Distribuição de pressões sobre o aerofólio com ataque 8° Erro! Indicador
não definido.
Figura 52 - Distribuição de velocidades sobre o aerofólio com ataque 8° ............ Erro!
Indicador não definido.
Figura 53 - Distribuição de Pressões do NACA 65(2)415 A10F55 ............................ 68
7
Figura 54 - Distribuição de velocidades do NACA 65(2)415 A10F55 ........................ 68
LISTA DE TABELAS E GRÁFICOS
Tabela 1- Propriedades físicas de gases na pressão atmosférica ............................ 23
Tabela 2- Iterações estudadas no trabalho ............................................................... 56
Tabela 3- CL vs Alpha ............................................................................................... 59
Tabela 4- Comparação entre os valores de CL e ângulo de ataque ......................... 69
Tabela 5 - Comparação entre os valores de CL e CD da simulação computacional. 70
8
LISTA DE ABREVIATURAS, SIGLAS E SÍMBOLOS
Área perpendicular
Área tangencial
Corda média do perfil
Aceleração da gravidade
Pressão estática
a Velocidade do som
CAD Computer-Aided Design
CFD Computational Fluids Dynamics
CL Coeficiente de sustentação
CLmáx Coeficiente de sustentação máximo
Cp Centro de pressão
D Força de Arrasto
HLD High-Lift Device
9
L Força de Sustentação
M Número de Mach
M0 Momento
NACA National Advisory Comitee of Aeronautics
NASA National Aeronautics and Space Administration
R Constante dos gases.
Ra Resultante aerodinâmica
RANS Reynolds Averaged Navier Stokes
Re Número de Reynolds
u Velocidade do objeto
Vestol Velocidade de Estol
α Ângulo de ataque
θ Ângulo de incidência
τ Tensão de cisalhamento
Área da asa
w Peso do avião
Viscosidade cinemática
Peso específico
Viscosidade dinâmica
Densidade do ar
Tensão normal
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SUMÁRIO
1 INTRODUÇÃO .................................................................................................... 12
1.1 Tema ................................................................................................................. 14
1.1.1 Delimitação do tema .................................................................................... 14
1.2 Objetivos .......................................................................................................... 14
Objetivos específicos ............................................................................................ 14
1.3 Justificativa ..................................................................................................... 15
1.4 Delimitação do trabalho .................................................................................. 18
1.5 Estrutura do trabalho ...................................................................................... 18
2 REVISÃO BIBLIOGRÁFICA .............................................................................. 19
2.1 Fluidos ............................................................................................................. 19
2.1.1 Tensão normal e cisalhante ........................................................................ 20
2.1.2 Massa específica e peso específico........................................................... 21
2.1.3 Compressibilidade de fluidos ..................................................................... 22
2.1.4 Equação dos gases ideais .......................................................................... 22
2.1.5 Viscosidade .................................................................................................. 23
2.1.6 Escoamento laminar e turbulento .............................................................. 24
2.1.7 Camada limite .............................................................................................. 25
2.2 Aerodinâmica .................................................................................................. 26
2.2.1 Sustentação ................................................................................................. 27
2.2.2 Força de arrasto .......................................................................................... 30
2.2.3 Momentos ..................................................................................................... 32
2.3 Principais características dos aviões............................................................ 32
2.3.1 Superfícies aerodinâmicas e aerofólios .................................................... 33
2.3.2 Estrutura das asas....................................................................................... 38
2.3.3 Geometria alar ............................................................................................. 39
2.3.4 Geometria do aerofólio ............................................................................... 34
2.3.5 Formato das asas ........................................................................................ 36
2.3.6 Principais ângulos ....................................................................................... 37
2.4 Estol ................................................................................................................. 40
2.5 Dispositivos hipersustentadores ................................................................... 43
11
2.6 Simulação computacional de fluidos ............................................................ 47
2.6.1 Modelos de turbulência ............................................................................... 49
3 METODOLOGIA ................................................................................................. 51
3.1 Metodologia da pesquisa ............................................................................... 51
3.1.1 Classificação quanto ao modelo de pesquisa .......................................... 51
3.1.2 Método de análise dos dados ..................................................................... 52
3.1.3 Procedimento metodológico ...................................................................... 52
3.1.4 Simulação computacional do aerofólio NACA 65(2)-415 com flapes ....... 53
3.1.5 Definição das condições de contorno ....................................................... 53
3.1.6 Verificação do código numérico ................................................................ 55
3.1.7 Teste de qualidade de malha ...................................................................... 56
3.1.8 Iterações analisadas .................................................................................... 56
4 RESULTADOS E DISCUSSÕES ....................................................................... 57
4.1 Verificação do código numérico ..................................................................... 57
4. 2 Simulação computacional do aerofólio NACA 65(2)415 ................................ 59
4.2.2 Variação de parâmetros ................................................................................ 63
A) Ataque -8° .................................................................................................. 64
B) Ataque 0° ................................................................................................... 66
C) Ataque 8° .......................................................... Erro! Indicador não definido.
D) Ataque 10° ................................................................................................. 68
4.2.3 Comparação dos resultados com os testes experimentais da NASA ..... 69
5. CONCLUSÕES .................................................................................................... 71
REFERÊNCIAS .................................................................................................. 72
12
1 INTRODUÇÃO
Do surgimento das primeiras aeronaves até o lançamento do homem à lua
passaram-se apenas algumas décadas, entretanto a evolução da tecnologia é
notavelmente exponencial. Embora até a primeira metade do século XX o estopim
para o avanço foi impulsionado pelas guerras, no momento presente a alta
qualidade e tecnologia embarcada nas aeronaves é resultado da grande demanda e
concorrência do setor. No início o objetivo era apenas passar alguns minutos no céu
por propulsão própria, mas a história foi muito além.
Segundo Rodrigues (2014), os aficionados pela aviação puseram-se à criar
e desenvolver novas máquinas voadoras. E assim, o estudo permitiu grandes
avanços que hoje resultam em aviões que atingem velocidades supersônicas e até
voos espaciais.
Esses avanços ocorreram de diversas maneiras dependendo do tipo de
aeronave e operação que se estava analisando. A competência de um avião pode
estar relacionada à voar em velocidades supersônicas, gastar pouco combustível,
resistir à cargas gravitacionais acentuadas, operar em aeroportos pequenos, ou
pousar com baixíssimas velocidades, e assim por diante.
Toda a operação de uma aeronave resulta das forças que lhe mantém no ar,
que resumidamente são sustentação e arrasto. Dessa forma, desenvolver maneiras
de manipular essas componentes é o meio mais coerente de aperfeiçoar o
desempenho da máquina voadora.
Inicialmente, os estudos realizados em tal domínio dependiam da utilização
dos tuneis de vento para estudar a performance de uma superfície sob escoamento,
13
entretanto com o aumento da complexidade das geometrias tal procedimento tornou-
se um tanto caro e demorado. Para preencher essa lacuna, surgiram as simulações
computacionais de fluidodinâmica. Segundo Versteeg e Malalasekera (2007),
existem diversas vantagens do CFD (Dinâmica de fluidos computacional) em relação
às aproximações experimentais de escoamento de fluidos, como a redução do
tempo e custo para desenvolvimento de novos projetos, controlar experimentos
difíceis de modelar (dimensões), capacidade de estudar situações que se tornariam
arriscadas na prática (cenários de acidentes) e um detalhamento de resultados
praticamente ilimitado.
A tecnologia de simulação computacional de fluidos foi integrada pela
indústria aeroespacial por volta da década de 1960, e o motivo de seu uso ter
"estagnado" foi a tremenda complexidade do comportamento de um fluido. A
disponibilidade de hardwares de alta performance e preço acessível, além do
surgimento de interfaces de uso simplificado levaram à uma grande procura dos
processos CFD pela comunidade industrial desde os anos 1990. Desde então,
muitos estudos vem sendo publicados sobre as simulações numéricas, como o
trabalho desenvolvido por OBEID et al.(2017), que demonstra todas as etapas de
processamento da informação, modelagem da malha e resultados obtidos.
Os métodos de estudo de escoamentos sobre aerofólios são feitos com a
utilização dos túneis de vento e as simulações numéricas de fluido dinâmica. Tanto o
método prático quanto a aproximação numérica são importantes no estudo, e
habitualmente ambos se complementam ao desenvolver de um projeto. Entretanto, a
utilização da computação é um método que, por envolver basicamente poder de
processamento, economiza dinheiro e tempo.
Sendo assim, este trabalho propõe utilizar a tecnologia CFD para comparar
a variação das componentes de sustentação e arrasto de um perfil aerodinâmico em
situação plana, e com a utilização do dispositivo HLD (dispositivo hipersustentador)
Flape.
14
1.1 Tema
O presente trabalho ocupa-se do estudo computacional de otimização da
sustentação gerada em um aerofólio quando em uso do dispositivo hipersustentador
flape simples.
1.1.1 Delimitação do tema
Análise computacional (CFD) das alterações da curva de sustentação
causadas pelo uso de flapes planos no aerofólio NACA 65(2)-415. As condições de
simulação do são escoamento citadas abaixo:
a) Regime permanente
b) Atmosfera padrão
c) Fluido incompressível
e) Análise bidimensional
1.2 Objetivos
O objetivo do trabalho é avaliar o comportamento da curva CL x Alfa
(coeficiente de sustentação x ângulo de ataque) do aerofólio NACA 65(2)415 quando
submetido à certas deflexões de flapes e ângulos de ataque, por meio
computacional, tomando como comparativo um estudo prático realizado pela NASA
em 1950.
Objetivos específicos
Os objetivos específicos são listados à seguir.
a) Modelagem bidimensional com auxílio CAD (desenho assistido por
computador) do aerofólio em estudo com sua superfície
hipersustentadora.
15
b) Simulação computacional fluidodinâmica do aerofólio em diferentes
ângulos de ataque e 55° de flapes.
c) Verificação do código numérico.
d) Análise dos efeitos do flape sobre a sustentação, arrasto e ângulos
críticos do aerofólio.
1.3 Justificativa
A velocidade das decolagens e pousos de aviões à jato tem aumentado, e
como consequência, os aeroportos tiveram que ser estendidos por todo o mundo.
Há limites econômicos e operacionais relacionados à esta extensão, como
também limites de velocidades para pousos e decolagens seguros. Assim, com o
intuito de manter as velocidades de decolagem e pouso dentro de limites,
dispositivos de alta sustentação mais potentes são requeridos.
A tendência do desenvolvimento de dispositivos
hipersustentadores tem sido atingir altos níveis de sustentação com
tecnologia simplificada para reduzir custos de aquisição e manutenção da
frota (RUDOLPH, 1996, pg.1).
"O sistema hipersustentador é uma parte crítica do projeto. Para alcançar
razoável desempenho em pouso/decolagens e também em cruzeiro, o projeto vai
requerer um sistema hipersustentador sofisticado" (MASON, 2006).
Se o valor natural do coeficiente de sustentação (CL) de um avião
não é grande o bastante para pousos e decolagens seguros, o coeficiente
de sustentação máximo (CLmáx) pode ser aumentado mecanicamente pelos
dispositivos de alta sustentação (ANDERSON, 1999).
Segundo Carvalho (2015), a verificação da eficiência aerodinâmica e a
comparação de diferentes geometrias de um aerofólio pode ser aferida através do
uso de técnicas de fluidodinâmica computacional, podendo-se obter respostas
rápidas e com baixo custo quando comparados a testes práticos. A metodologia de
cálculo presente em softwares CFD fundamenta-se na solução de forma numérica
das equações de Navier-Stokes aplicadas a uma malha a qual descreve uma
geometria tridimensional obtida em software CAD.
16
A utilização de dispositivos hipersustentadores possibilita às aeronaves
aproximações de grande performance e decolagens mais curtas, o que pode ser
traduzido em segurança nas operações mais críticas. Sendo assim, o estudo das
variações que os HLD provocam nos aerofólios (mais precisamente, os flapes)
torna-se de extrema importância. Além disso, a grande capacidade de
processamento dos hardwares atuais permite uma aproximação numérica eficiente e
de custos reduzidos, se comparados ao método experimental, sem mencionar o
tempo envolvido.
No ano de 1950 a NASA (ainda NACA) realizou um estudo intitulado "
Investigação de controle de camada limite para melhorar as características de
arrasto e sustentação do aerofólio NACA 65(2)415 com flapes simples e de dupla
fenda". Estudo realizado pelo Laboratório aeronáutico Langley (Virgínia, EUA), e
chefiado por Elmer A. Horton. O estudo objetivava quantificar os ganhos de Máximo
coeficiente de sustentação provocados pelo uso de fendas (slots) combinadas com
flapes na asa de um avião.
Trata-se de um estudo de camada limite, onde a fenda trabalha com o
princípio de sucção de Venturi, amplificando a ação dos flapes e mantendo os filetes
de ar energizados próximos da asa. Para quantificar esses efeitos, foi construído um
modelo de asa, com 2 pés de corda (largura), posto em um túnel de vento. As
medidas de sustentação foram realizadas pegando a diferença entre a pressão
integrada de reação no teto e superfície inferior do túnel. O modelo de 2ft foi
construído em liga de alumínio. Para o estudo com o flape plano, testes foram feitos
para determinar a configuração de deflexão de maior sustentação. As melhores
configurações de flapes (50° e 55°) foram encontradas por investigação sistemática
em Reynolds de 1.0x106 até 6.0 x106. O aerofólio também foi testado com a fenda
traseira selada, afim de ter um comparativo e determinar a máxima sustentação.
Na figura 1 está disposto o modelo de asa construída para estudo de
deflexão de flapes. Foram gerados valores de CL em função do ângulo de ataque,
como pode ser visto na figura 2, e esses dados são o ponto de partida para o
desenvolvimento dessa análise computacional.
17
Figura 1- Modelo de asa construída pela NASA.
Fonte: Dos autores.
Figura 2- Curvas de CL em função do Ataque para 55° de flape
Fonte: NASA NTRS
18
1.4 Delimitação do trabalho
Este trabalho restringe-se à simulação computacional fluidodinâmica do
aerofólio NACA 65(2)-415 combinando ângulos de ataque e deflexão de flape de 55°.
Será uma comparação dos valores de CL obtidos nas situações propostas e estudos
experimentais. Serão consideradas algumas informações de entrada como regime
permanente, escoamento incompressível e isotérmico do ar atmosférico.
1.5 Estrutura do trabalho
O presente trabalho está dividido nos seguintes capítulos:
O primeiro capítulo introduz e delimita o tema, aponta os objetivos gerais e
específicos, além de apresentar a estruturação do trabalho.
O capítulo de número dois realiza uma revisão bibliográfica acerca dos
fluidos, aerodinâmica, aeronaves e dispositivos de hipersustentação. Essa seção
fecha com uma explanação da utilização da simulação computacional de fluidos
(CFD), salientando os conceitos necessários para o desenvolvimento da proposta.
O terceiro capítulo apresenta a metodologia utilizada, a descrição dos
passos que serão tomados para alcançar os objetivos propostos.
O quarto capítulo mostra o desenvolvimento do trabalho, que é concluído no
quinto.
19
2 REVISÃO BIBLIOGRÁFICA
Com o objetivo de contextualizar o leitor acerca dos assuntos abordados
neste trabalho, na sequência estão relacionados os conceitos teóricos pertinentes,
como fluidos, aerodinâmica, dispositivos hipersustentadores e simulações
computacionais.
2.1 Fluidos
”Um fluido é uma substância que se deforma continuamente sob a aplicação
de uma tensão de cisalhamento (tangencial), não importando o quão pequeno seja o
valor" (FOX et.al.,2013). Para distinguir as fases podemos analisar a situação
abaixo, onde é aplicada uma força de cisalhamento sobre um sólido e um fluido, e
após a deformação inicial apenas o fluido continuará se deformando. Além disso, o
fluido em contato com a superfície sólida não desliza, tendo a mesma velocidade
nula, que é um fato experimental, e tal circunstância gera a camada limite, que será
abordada mais à frente.
Figura 3 - Comportamento do fluido devido ao cisalhamento
Fonte: Fox (2013).
20
"Apesar da estrutura molecular dos fluidos ser importante para
distinguir um fluido de outro, não é possível descrever o comportamento dos
fluidos, em equilíbrio ou movimento, a partir da dinâmica individual de suas
moléculas. Mais precisamente, nós caracterizaremos o comportamento dos
fluidos considerando os valores médios, ou macroscópicos, das
quantidades de interesse" (VERSTEEG e MALALASEKERA, 2007)
Para Hauke (2008), enquanto no estado sólido a matéria é mais ou menos
rígida, os fluidos caracterizam-se por seu movimento interminável e deformável.
Para entender melhor seu comportamento, alguns conceitos precisam ser
explanados.
2.1.1 Tensão normal e cisalhante
Dada uma superfície de um corpo onde está atuando uma força,
existem dois tipos de tensões presentes: tensão normal e tensão de cisalhamento.
o Tensão normal ( ): É o quociente entre a força aplicada e a área
perpendicular, onde está atuando a força:
(1)
o Tensão cisalhante ( ): É a força por unidade da área que age
tangencialmente à superfície.
(2)
No sistema internacional (SI) a tensão é dada em pascal Pa =
. Mais
comumente utilizados em MPa = 106 Pa. Na figura abaixo é elucidada suas
aplicações
Figura 4 - Tensão normal e tensão cisalhante
Fonte: Hauke (2008).
21
Analisando a figura 3, exemplo do fluido, percebe-se que a placa superior é
inicialmente acelerada pela força aplicada, assumindo velocidade maior que zero. À
partir de certo instante adquire velocidade constante, o que comprova que a força
aplicada na placa é equilibrada por forças internas ao fluido, pois pela segunda lei de
Newton, ao não existir aceleração a resultante das forças deve ser zero.
Segundo Brunetti (2008), a explicação disso está no princípio da aderência.
O fluido em contato com a placa superior irá se mover com a mesma velocidade
dela, e o fluido em contato com a parte inferior ira adquirir velocidade nula (a mesma
velocidade do solo). Sendo assim, há a existência de um gradiente de velocidades, e
as camadas intermediárias se adaptam às extremas. Cada camada do fluido desliza
sobre a próxima com velocidade relativa, fato que cria atrito entre elas. Tal
deslizamento gera tensões de cisalhamento que aplicadas na área da placa
originam uma força tangencial interna ao fluido, que é a força de equilíbrio com a
externa. A figura 3 demonstra as tensões cisalhantes do escorregamento entre
camadas. Newton verificou que em alguns fluidos a tensão de cisalhamento é
proporcional ao gradiente de velocidades (em y), são os chamados fluidos
newtonianos.
Figura 5- Gradiente de velocidades e surgimento das tensões cisalhantes
Fonte: Brunetti (2008).
2.1.2 Massa específica e peso específico
Outras características diferenciam os fluidos, como o caso da massa e peso
específico. Brunetti (2008) afirma que a massa específica é a quantidade de massa
22
de fluido por unidade de volume, e à partir dela é calculado o peso específico ( ,
dado pela seguinte equação:
(3)
Onde é a aceleração da gravidade e a massa específica.
Quando a massa específica de um fluido varia significativamente ao alterar
sua pressão e temperatura, é chamado de fluido compressível. Em contrapartida,
caso a variação seja pequena pode ser desprezada, e temos um fluido
incompressível.
2.1.3 Compressibilidade de fluidos
Segundo Anderson (2001), um fluido é considerado compressível quando
seu número de Mach (M) é superior à 0,3. Nesse caso considera-se a variação da
massa específica, pressão e temperatura em função da razão entre calores
específicos ( . O número de Mach é uma comparação da velocidade do
escoamento do fluido com a velocidade do som, sendo determinado da seguinte
forma:
(4)
Manipulando a equação para facilitar a abordagem, temos:
(5)
Onde µ corresponde à viscosidade do fluído, é a massa específica do
fluído,e Cs a velocidade do som e Lc o comprimento da corda.
2.1.4 Equação dos gases ideais
Segundo Fox et.al.(2006), a variação da massa específica com a altitude
deve ser levada em consideração em muitas situações, para se obter resultados
mais aproximados da realidade. E sabendo que a massa específica dos gases varia
de acordo com o delta de temperatura, é necessário analisar cada situação pela
equação dos gases ideais. Porém White (1998) alerta, as propriedades
23
termodinâmicas encontradas teoricamente e experimentalmente se relacionam de
forma diferente entre substâncias divergentes. E deve-se analisar substâncias puras
de apenas uma fase, como água no seu estado totalmente líquido. O segundo fluido
mais conhecido é o ar, sendo uma mistura de gases, desde que a proporção da
mistura se mantenha a mesma entre as temperaturas de 160 e 2200K, pode ser
considerada uma substância pura.
(6)
Sendo R a constante universal dos gases (relacionado à massa molecular
do gás) e T a temperatura absoluta. Neste caso, a relação entre altitude e
temperatura atmosférica deve ser conhecida. Segundo Munson et.al.(2004), a
equação de estado dos gases perfeitos aproxima o comportamento dos gases reais
em condições normais, quando não estão próximos da liquefação. Na tabela abaixo
estão dispostas algumas propriedades de gases na pressão atmosférica padrão.
Tabela 1- Propriedades físicas de gases na pressão atmosférica
Fonte: Munson et.al. (2004).
2.1.5 Viscosidade
Na tabela 1 é possível verificar a divergência entre os valores de massa
específica, constante dos gases R e também é introduzida um novo parâmetro, a
viscosidade. Segundo Vieira (1971), todos os fluidos reais apresentam uma
resistência à mudança de forma, o que resulta na sua propriedade chamada
24
"viscosidade". A viscosidade pode ser definida como a aderência interna do fluido, e
a sua taxa de deformação está ligada à suas propriedades viscosas. Munson et al
(2004) afirma que a viscosidade é necessária para estudar a fluidez , uma vez que
massa e peso específico pode ser semelhantes em muitas substâncias.
Brunetti (2008), define de forma simplificada, "a viscosidade dos fluidos é
originada pela coesão entre as moléculas e pelos choques entre elas". Sendo que a
viscosidade não é uma propriedade visível em fluidos em repouso, e a viscosidade
dinâmica é uma propriedade dos fluidos que possibilita equilibrar, dinamicamente,
as forças tangenciais externas quando os fluidos se movimentam. A lei de Newton
da viscosidade é definida da seguinte forma:
(7)
Onde:
= Tensão de cisalhamento
= Perfil de velocidade em relação à elevação "y".
= Viscosidade dinâmica
Sendo que a viscosidade dinâmica varia em função do tipo de fluido,
temperatura, pressão e taxa de deformação angular
.
É comum a introdução da viscosidade cinemática de um fluido, sendo
definida como o quociente entre a viscosidade e a massa específica:
(8)
2.1.6 Escoamento laminar e turbulento
"O primeiro parâmetro correlacionando o comportamento viscoso e os
fluidos newtonianos é o adimensional número de Reynolds" (WHITE, 1998).
Segundo Fox et.al.(2013), o número de Reynolds é um parâmetro
adimensional que relaciona as forças de inércia (vρ) com as forças viscosas (µ/c). É
utilizado para classificar o regime de escoamento do fluido em laminar ou turbulento,
e é essencial para determinar se as forças viscosas são desprezíveis ou não.
25
Segundo White (1998), para um baixo número de Re indica que os efeitos de inércia
são desprezíveis. Reynolds moderados caracterizam um fluxo laminar suavemente
variável, e um alto Re é um fluxo turbulento que varia no tempo de forma aleatória,
com flutuações de alta frequência. Para aplicações aerodinâmicas, Reynolds pode
ser definido em função da corda média do perfil.
(9)
Onde: é a velocidade do escoamento, é a densidade do ar, é a
viscosidade dinâmica do ar e é a corda média do perfil.
"A importância fundamental de Reynolds é a possibilidade de se avaliar a
estabilidade do fluxo podendo obter uma indicação se o escoamento flui de forma
laminar ou turbulenta" (RODRIGUES, 2014). O autor afirma que geralmente o
número de Re aumenta proporcionalmente com o aumento da corda, alta velocidade
e baixas altitudes, e vice versa. E assim, a capacidade de um perfil em gerar
sustentação e arrasto está diretamente ligado com o valor obtido, que se torna
turbulento na ordem de 1x107.
2.1.7 Camada limite
A viscosidade gera outra definição importante no estudo dos fluidos, a
camada limite, que foi formulada inicialmente por Ludwig Prandtl em 1904. Segundo
Pereira (2010) através da teoria de Prandtl foi possível dividir o fluxo de um
escoamento viscoso em duas regiões. Uma das regiões muito próxima da fronteira
sólida, e a outra abrangendo o restante. Apenas na primeira região o efeito da
viscosidade é importante, sendo responsável pelo gradiente de velocidades
desenvolvido no escoamento. A camada limite se estende até o ponto em que a
velocidade do fluido é a mesma da corrente livre, e considera-se então um
escoamento não viscoso.
"A camada-limite é a região adjacente a uma superfície sólida na qual
tensões viscosas estão presentes, em contraposição à corrente livre em que as
26
tensões viscosas são desprezíveis" (FOX et.al., 2013). Não é surpreendente que o
número de Reynolds seja tão significativo na caracterização dos escoamentos da
camada-limite. O comprimento característico usado no número de Reynolds ou é o
comprimento paralelo ao desenvolvimento da camada limite, ou é a sua espessura.
Fox ainda afirma que a transição de laminar para turbulento em um escoamento não
é pontual e nem possui um valor único, sendo dependente do gradiente de pressão,
rugosidade superficial, transferências de calor, forças de campo e perturbações de
corrente livre.
Figura 6- Camada limite sobre placa plana
Fonte: Pereira (2010).
2.2 Aerodinâmica
"Aerodinâmica é a área de estudo dentro da mecânica dos fluidos que trata
dos efeitos das cargas atuantes sobre corpos imersos em um escoamento de fluido,
particularmente o ar" (SOUSA, 2008).
Todo o estudo desenvolvido ao longo de décadas à respeito do
escoamento de fluidos sobre perfis possibilitou um grande avanço na
indústria aeronáutica. No início da era da aviação comercial, na primeira
metade do século XX, as decisões de engenharia muitas vezes eram
tomadas de forma bastante empírica, pois o conhecimento teórico e técnico
não estava maduro o suficiente (HANSEN, 2009).
Rodrigues (2014), define a aerodinâmica como estudo das propriedades dos
fluidos, e sua influência em um corpo submerso. Sendo assim, de grande
importância para o desenvolvimento de aeronaves. O autor explica que essa ciência
27
só ganhou importância após o advento de aeronaves e automóveis, no intuito de
tornar-lhes mais econômicos, e assim, eficientes.
As cargas citadas por Sousa (2008), são geradas por meio de uma diferença
de pressões causada no escoamento em virtude do corpo em que circunda, além de
efeitos viscosos. As forças resultantes são chamadas de sustentação e arrasto, e
são definidas em seguida.
2.2.1 Sustentação
Segundo Brunetti (2007), a força de sustentação é essencialmente o que
mantém em voo a aeronave. Essa é constituída por uma interação entre a asa e o ar
que flui sobre ela, gerando uma componente de força perpendicular a direção do
movimento. Seu princípio de funcionamento está ligado à diferença de pressão que
surge nos dorsos das asas devido ao diferencial de velocidades do escoamento
Rodrigues (2014), ressalta que a sustentação é a maior vantagem que uma
aeronave possui em relação à outros veículos, sendo sua garantia de vencer o peso
e manter o voo. Sua formação pode ser explicada por meio de duas abordagens. Se
a asa possui um ângulo maior que zero entre sua corda e o vento relativo, o
escoamento será forçado à se dividir, sendo uma parcela para o intradorso que é
forçada para baixo, gerando uma força na direção ascendente (asa é forçada para
cima), efeito explicado pela terceira lei de Newton (ação e reação).
A outra abordagem segundo Rodrigues (2014) é por meio da teoria de
Bernoulli, a continuidade do escoamento. " Se a velocidade de uma partícula de um
fluido aumenta enquanto ele escoa ao longo de uma linha de corrente, a pressão
dinâmica do fluido deve aumentar e vice-versa". Assim, como na parte superior das
asas a velocidade do escoamento é maior (partículas percorrem uma maior distância
no mesmo tempo que na superfície inferior), a pressão estática na superfície inferior
é menor que na superior, que pode ser interpretado como uma força de sustentação
que age de baixo para cima. Na figura abaixo é possivel ver a separação do fluxo de
ar entre os dorsos da asa.
28
Figura 7- Escoamento sobre uma asa
Fonte: Rodrigues (2014).
O princípio de Bernoulli pode ser expresso da seguinte forma:
(10)
Onde é a pressão estática que o ar aplica sobre a asa, é a densidade
do ar em escoamento e , a sua velocidade.
Uma forma simples de visualizar a variação de pressão e velocidade em
escoamentos é pelo tubo de Venturi, que é demonstrado à seguir.
Figura 8 - Tubo de Venturi
Fonte: Rodrigues (2014).
29
Segundo Anderson (1985), segundo a complexidade e tamanho das
superfícies imersas em um escoamento, as forças aerodinâmicas são geradas pela
pressão e pela tensão de cisalhamento.
Figura 9 - Pressão e tensão de cisalhamento no aerofólio
Fonte: Anderson (1985).
A pressão e a tensão de cisalhamento (τ) geram uma força, a resultante
aerodinâmica (Ra), e um momento (M). A resultante é dividida em duas partes, uma
paralela ao escoamento, a força de arrasto (D), e uma perpendicular ao
escoamento, a força de sustentação (L). Ambas atuam no centro de pressão (Cp) do
perfil, como ilustrado abaixo.
Figura 10 - Forças aerodinâmicas resultantes
Fonte: Anderson (1985).
De acordo com Abbott e Doenhoff (1959) a força de sustentação é calculada
da seguinte maneira:
30
(11)
Sendo,
: Força de sustentação
: Densidade
: Velocidade da aeronave
: Área da asa
: Coeficiente de sustentação
2.2.2 Força de arrasto
Em contraposição à sustentação, que produz uma força favorável ao voo, a
força de arrasto é a segunda componente da resultante aerodinâmica. Rodrigues
(2014) explica que o arrasto é advindo das diferentes pressões que atuam na
aeronave e também das tensões de cisalhamento. Dessa forma, um projeto bem
estruturado e visando eficiência energética e aerodinâmica deve garantir menor
arrasto possível.
Assim como a sustentação, a força de Arrasto está relacionada com o
coeficiente de arrasto, que neste caso depende das características do perfil
aerodinâmico selecionado para o avião. Uma asa considerada eficiente possui um
alto coeficiente de sustentação e um reduzido Cd. Além da geometria do perfil, o
arrasto é influenciado pelas condições de escoamento (laminar ou turbulento) e pelo
ângulo de ataque.
Segundo Mueller (2001), em escoamentos de baixos Reynolds o Cd tende à
aumentar, reduzindo a relação sustentação/arrasto (L/D),e assim limitando a
eficiência do aerofólio. O autor ressalta também que com a redução da velocidade
ocorre a amplificação da espessura da camada limite, gerando variações de
pressões diretamente relacionados com arrasto e sustentação.
Com o incremento de ângulo de ataque do aerofólio a diferença de pressão
entre o intradorso e extradorso também é elevada, causando um aumento da força
de sustentação , assim como também um aumento gradativo da força de arrasto. As
figuras 11 e 12 mostram as curvas do coeficiente de sustentação e de arrasto em
31
função do ângulo de ataque para o perfil NACA 65(2)-415, em condições de Reynolds
igual à 106. A máxima relação CL/CD, foi obtida no α=5,5°.
Figura 11 - CL vs α para o perfil NACA 65(2)-415
Fonte: Airfoiltools (2019).
Figura 12 - CD vs α para o perfil NACA 65(2)-415
Fonte: Airfoiltools (2019).
A força de arrasto também pode ser expressa em termos de coeficientes
adimensionais, pela equação proposta por Abbott e Doenhoff (1959).
32
(12)
Sendo,
: Força de arrasto
: Densidade
: Velocidade da aeronave
: Área da asa
: Coeficiente de arrasto
2.2.3 Momentos
Segundo Rodrigues (2014), além das componentes sustentação e arrasto,
há um momento que tende a rotacionar o perfil aerodinâmico. Para fins de cálculos,
considera-se que esse momento atua em um ponto localizado a 1/4 da corda, à
partir do bordo de ataque. Esse ponto é chamado de centro aerodinâmico do perfil.
Utilizando a convenção da regra da mão direita, momentos positivos atuam no
sentido horário. Como o arqueamento dos aerofólios geralmente é positivo, a
tendência de rotação dos mesmos é anti-horária (momentos negativos).
Figura 13 - Forças aerodinâmicas e momento atuante no aerofólio
Fonte: Rodrigues (2014).
2.3 Principais características dos aviões
Para Rodrigues (2014), Um avião é um modelo de aeronave de asa fixa
mais pesada que o ar, movida por propulsão mecânica, que se mantém em voo
devido à reação dinâmica do ar que escoa através de suas asas. Apesar de cada
avião ter seu projeto desenvolvido para suprir diferentes necessidades, todos eles
possuem alguns componentes principais, que são fuselagem (corpo longitudinal),
33
asas, empenagem (estabilizadores verticais e horizontais), trem de pouso e grupo
motopropulsor. A figura 14 demonstra os principais componentes.
Figura 14 - Componentes principais das aeronaves
Fonte: Rodrigues (2014).
2.3.1 Superfícies aerodinâmicas e aerofólios
Segundo Homa (2010), quanto ao estudo da aerodinâmica, os componentes
de um avião podem ser classificados em superfícies aerodinâmicas e aerofólios. As
superfícies aerodinâmicas são definidas assim por produzir reduzida resistência ao
avanço, mas não produzem nenhuma força útil (pode-se citar o spinner e as
carenagens de rodas).
Figura 15 - O spinner é fixado na frente das hélices
Fonte: Alan R. Photography (2019).
Em contrapartida, os aerofólios são as superfícies que geram forças
essenciais ao voo, como a hélice, asa e empenagens do avião.
34
Figura 16 - Estabilizadores vertical e horizontal
Fonte: Rodrigues (2014).
2.3.2 Geometria do aerofólio
Sousa (2008) descreve que o aerofólio tem por objetivo produzir uma
diferença de pressões, e assim um efeito aerodinâmico. Sendo o efeito principal a
força de sustentação, que mantém a aeronave no ar. Suas características principais
são descritas à seguir.
Envergadura: Representa a distância entre cada uma das pontas das asas.
Corda: É a linha reta que une os bordos de ataque e fuga.
Extradorso: Representa a porção superior do perfil aerodinâmico.
Intradorso: Representa a porção inferior do perfil aerodinâmico.
Linha de curvatura média: Linha que segue a curvatura do perfil, equidistando
do extradorso e do intradorso.
Figura 17 - Geometria típica dos aerofólios
Fonte: Sousa (2008).
35
Cada perfil aerodinâmico possui suas características próprias, como
coeficientes de sustentação e arrasto em determinados ângulos de ataque,
comportamentos diferentes de acordo com o fluido aplicado, sendo que todas
essas informações são fundamentais no projeto de um aerofólio. Henn (2012)
afirma que seu comportamento teórico é obtido por meio de ensaios, como
por exemplo, os realizados pelo laboratório da Göttingen, na Alemanha, e os
ensaios realizados nos laboratórios da National Advisory Comitee of
Aeronautics (NACA), hoje denominado de NASA, nos Estados Unidos da
América. Na figura abaixo é demonstrado o significado da nomenclatura do
perfil NACA que será abordado nesse trabalho.
Figura 18 - Interpretação dos dígitos NACA
Fonte: Do autor (2019).
36
Figura 19 - Exemplos de formatos de aerofólios
Fonte: Adaptado de NASA (1975).
2.3.3 Formato das asas
Além da vasta gama de perfis aerodinâmicos, Rodrigues (2014), destaca
também a variedade de formatos de asas existentes, sendo que os mais comuns
são as retangulares, trapezoidais e elípticas.
Asa retangular: Possui baixa eficiência, considerando que a relação
sustentação/arrasto que gera é inferior aos outros modelos existentes.
Asa trapezoidal: Desempenho aerodinâmico excelente, devido à
gradativa redução da corda ao longo da asa (reduz arrasto induzido).
Asa elíptica: É a mais eficiente de todas, porém é a mais difícil de se
fabricar.
37
Figura 20 - Vista superior dos modelos de asas
Fonte: Adaptado NASA (1975).
2.3.4 Principais ângulos
Além do formato das asas e perfis, alguns ângulos são de extrema
importância no projeto e operação dos aviões. Os ângulos principais de estudo são
ângulo de ataque (α) e ângulo de incidência (θ). O primeiro, é o ângulo formado
entre a corda do perfil e o vento relativo. O efeito da elevação do ângulo de ataque é
o aumento da sustentação e respectivamente do arrasto, até um ponto crítico
(ângulo de estol). O ângulo crítico do aerofólio pode ser aumentado em até 30 graus
com a utilização dos dispositivos hipersustentadores.
Figura 21 - Ângulo de ataque
Fonte: Adaptado de Rodrigues (2014).
38
Já o ângulo de incidência (θ) é o ângulo entre a corda do perfil e o
eixo longitudinal da fuselagem da aeronave. Usualmente, as asas são montadas no
avião formando um pequeno ângulo positivo de incidência (5°), o que lhe confere
melhor performance em pousos, decolagens e voo nivelado.
Figura 22 - Ângulo de incidência
Fonte: Adaptado de Rodrigues (2014).
2.3.5 Estrutura das asas
As asas são as estruturas elementares de sustentação do voo de um avião,
e possuem inúmeros formatos e finalidades especificamente desenvolvidas para
atender a proposta de cada fabricante. De acordo com a posição da asa ela pode
ser alta, média ou baixa, influenciando da dinâmica de voo do avião, principalmente
em relação ao vento que lhe atinge, movimento de rolagem e esteira de turbulência
que é propagada após o fluxo passar pelas asas e direcionar o estabilizador
horizontal. Além disso, um avião pode ser monoplano (se possuir um par de asas),
biplano (se possuir dois pares de asas) e assim por diante. Segundo Talay (1975) a
asa proporciona a principal força de sustentação de um avião, sendo essa obtida
através da ação dinâmica dela em relação ao ar. O formato do aerofólio, da asa e
sua fixação na fuselagem vai depender do seu objetivo de projeto.
39
Figura 23 - Aviões de asa alta, média e baixa.
Fonte: Adaptado de NASA (1975).
2.3.6 Geometria alar
A estrutura de uma asa é basicamente composta por nervuras, longarinas e
seus bordos.
Nervuras: Proporcionam o formato aerodinâmico às asas e transmitem os
esforços da superfície alar à longarina. Ligam o bordo de ataque com o
bordo de fuga.
Longarina: É a "viga" da asa. É o principal componente estrutural, sendo
dimensionada de forma à suportar esforços cisalhantes, fletores e
torcionais provenientes das cargas aerodinâmicas do voo.
Bordos: Representam as partes dianteira e traseira da asa
respectivamente. O bordo de ataque pode possuir elementos
hipersustentadores como os slots, e o bordo de fuga possui os flapes
(além de alojar os ailerons).
40
Figura 24 - Elementos principais da asa de um avião
Fonte: Aviação geral (2010).
2.4 Estol
"Normalmente, o aumento do ângulo de ataque proporciona um aumento da
força de sustentação até um certo ponto no qual esta diminui bruscamente. Este
ponto é conhecido como estol" (RODRIGUES, 2014).
Anderson (1999), demonstra que o CL aumenta proporcionalmente com o
ângulo de ataque até um ponto crítico, denominado estol do aerofólio. A sustentação
atinge um pico e em seguida cai drasticamente, à medida que o α aumenta. O valor
máximo de CL é chamado de CLmáx. A mínima velocidade em que um avião possa
http://rsbals.weebly.com/asas.html
41
manter voo reto nivelado é a Velocidade de Estol (Vestol), e está relacionada com a
CLmáx.
Figura 25- CL e CD vs ângulo de ataque
Fonte: Adaptado de Rodrigues (2014).
A razão da redução brusca da sustentação é a separação do escoamento
que ocorre no extradorso (parte superior) do perfil, gerando também a elevação do
arrasto. Quando isso ocorre, o CL decresce drasticamente e o CD aumenta
rapidamente.
Figura 26 - Ponto de separação vs ângulo de ataque
Fonte: Adaptado de Andrade (1999).
42
Na figura 26 pode-se perceber que com o aumento do ângulo de ataque o
ponto de separação move-se lentamente em direção ao bordo de ataque, mas se
mantém relativamente próximo do bordo de fuga. Próximo ao ângulo de estol do
aerofólio a separação move-se rapidamente e consequentemente o arrasto aumenta
abruptamente, e a sustentação decai.
Vieira (1971), assume que a separação da camada limite dá origem à um
escoamento no sentido oposto à direção geral (turbilhonamento), causando também
um aumento da espessura da mesma. Esse descolamento e trilha de vórtices
dependem da existência de um gradiente positivo de pressões, e quanto mais
acentuada a curvatura da superfície, maior o gradiente de pressões e mais intensos
os fenômenos descritos. A consequência do descolamento é a perda de energia,
sendo indesejável a sua formação.
Rodrigues (2014) ressalta que o estudo do estol é de extrema importância
pois proporciona dados para cálculos de desempenho das aeronaves, como as
mínimas velocidades de operação, comprimentos de pista necessários e assim por
diante.
O cálculo da velocidade de estol proposto por Anderson (1999) é
determinado pelo CLmáx, à partir da seguinte equação:
(13)
Sendo
= Peso do avião
= Densidade fluido
S = Área alar
CLmáx= Coeficiente de sustentação máximo
43
2.5 Dispositivos hipersustentadores
Alguns dispositivos estão disponíveis para artificialmente elevar o CLmáx além
do possível com o formato básico do avião, segundo Anderson (1999). São os
chamado dispositivos hipersustentadores (High-lift devices), que incluem os flapes e
slats, e quando acionados pelo comandante reduzem a velocidade de estol, sendo
geralmente utilizados em operações de pousos e decolagens.
Segundo Anderson (1999), apesar da vasta opção de dispositivos
hipersustentadores (slots, slats, flapes, freios aerodinâmicos e assim por diante) seu
propósito em comum é a segurança em decolagens e a capacidade de pousar na
menor velocidade possível, e tudo isso sem afetar as características normais de voo.
Na mínima velocidade de voo (decolagem e pouso), as asas devem estar operando
no CLmáx.
Para Homa (2010), os flapes são HLD que servem para aumentar a
curvatura ou arqueamento do perfil, aumentando assim seu coeficiente de
sustentação. O ângulo crítico (estol) diminui um pouco, pois o flape produz uma
perturbação no escoamento.
Os flapes devem ser utilizados para aumentar o máximo coeficiente de
sustentação CLmáx, aumentar a área da asa, ou ambos (Anderson, 1999). O CLmáx
para um aerofólio com um flape convencional é maior que um aerofólio sem flapes, e
ele aumenta proporcionalmente com o ângulo de ataque. Entretanto o ângulo de
estol é essencialmente o mesmo. Esse fato não ocorre com os Slots, onde maiores
ângulos de estol são obtidos com o seu uso.
Rodrigues (2014) define os flapes como dispositivos hipersustentadores
compostos por abas articuladas que são instalados nos bordos de fuga alares, e
quando estendidos aumentam a sustentação (e também o arrasto) pela mudança de
curvatura do seu perfil e aumento da sua área. Como mencionado anteriormente, os
HLD são utilizados em momentos críticos do voo, como os pousos e decolagens.
Na aproximação para pouso, a deflexão máxima permite reduzir sua
velocidade de aproximação evitando estol, e assim tocar o solo na menor velocidade
possível, em segurança e poupando comprimento pista.
44
Nas operações de decolagem o ajuste correto produz uma combinação de
sustentação máxima e mínimo arrasto, permitindo à aeronave percorrer uma menor
distância na pista antes de atingir a sustentação necessária para decolar.
Os flapes normalmente se encontram localizados no bordo de fuga próximos
à fuselagem, e possuem algumas derivações, que são demonstradas na figura 27.
Figura 27 - Posicionamento padrão dos flapes nos aviões
Fonte: Guia do aviador (2019).
Figura 28 - Diferentes tipos de flapes
Fonte: Rodrigues (2014).
45
Homa (2010) diferencia os Slots e Slats, já mencionados anteriormente. O
primeiro dispositivo, também chamado de ranhura, é um HLD que aumenta o ângulo
crítico da asa sem alterar a sua curvatura, reduzindo o turbilhonamento que
ocasiona o estol (a asa atinge ângulos mais elevados, produzindo mais
sustentação).
Figura 29 - Princípio de funcionamento dos Slots
Fonte: Adapatado de Pilot Online (2019).
Já os Slats são os mesmos Slots, porém retráteis, ficando recolhidos em
voos nivelados e sendo defletidos pela ação de molas quando são atingidos ângulos
de ataque mais elevados.
Figura 30 - Princípio de funcionamento dos Slats
Fonte: Adaptado de Boldmethod (2019).
Vieira (1971) fornece uma explicação mais científica para o funcionamento
dos HLD, sendo que o Slat atua acelerando as partículas na camada limite,
fornecendo energia cinética e retardando o descolamento. Já os flapes fazem uma
sucção da camada limite, removendo partículas desaceleradas do escoamento do
extradorso. Ambos dispositivos descritos aumentam os coeficientes de sustentação
em cerca de 50%, considerando um mesmo ângulo de ataque.
46
Figura 31 - Funcionamento dos Slats
Fonte: Adaptado de Anderson (1999).
Figura 32 - Comparação da turbulência com flapes e sem flapes
Fonte: Adaptado de FLY8MA (2016).
Figura 33 - Coeficiente de sustentação VS deflexão dos flapes
Fonte: Anderson (1999).
47
O CLmáx obtido após o uso dos flapes pode ser estimado pela aplicação da
seguinte equação proposta por Rodrigues (2014).
(14)
Onde X representa a fração da corda estendida em função da utilização dos
flapes.
2.6 Simulação computacional de fluidos
Versteeg e Malalasekera (2007) definem a dinâmica computacional de
fluidos (CFD) como a análise de sistemas envolvendo escoamentos, transferência
de calor e outros fenômenos, como reações químicas em termos de simulações
computacionais. Algumas das áreas de aplicação incluem aerodinâmica de
aeronaves e veículos (sustentação e arrasto), hidrodinâmica de navios e até
engenharia biomédica (circulação sanguínea através de veias e artérias).
Munson et.al. (2004) propõe que os métodos numéricos são muito utilizados
atualmente pela alta velocidade de processamento dos novos computadores. O
número de soluções analíticas das equações que descrevem fluidos newtonianos
(Navier Stokes) é bastante reduzido, mesmo que não se tratem de equações
recentes. Os computadores então aproximam essas soluções e tornaram possível a
simulação.
Segundo Souza (2011), Dinâmica Computacional dos Fluidos (CFD) é um
conjunto de modelos matemáticos e de métodos numéricos baseados na
capacidade de processamento computacional, utilizada para simular o
comportamento de sistemas que envolvem escoamento de fluidos, trocas térmicas,
reações químicas, entre outros processos.
Anderson (1995), define que a simulação computacional é a arte de
substituir as integrais ou derivadas parciais em equações discretizadas em formas
algébricas, que são resolvidas com o intuito de obter valores para os campos de
escoamento em pontos do tempo e espaço
De acordo com Versteeg e Malalasekera (2007), todos os códigos de
solução de equações por meio de computadores possuem três elementos principais:
48
A) Pré-processamento: É a inserção do problema no programa CFD, detalhamento
da geometria do escoamento. Nessa etapa é criada a geometria 3D em software
CAD e importada para o simulador. Então é gerada a malha computacional,
selecionado seu modelo e nível de refino (deve-se levar em conta as limitações de
poder de processamento). É escolhido o modelo matemático, fluido e equações que
serão utilizadas na resolução, assim como também as condições de contorno.
A malha representa o domínio (formato) de interesse na simulação, e quanto
maiores os números de "nós" dessa malha, maior a aproximação dos resultados, e
também maior a necessidade de poder de processamento e tempo. Geralmente as
malhas são mais refinadas em áreas com grandes variações, e mais grosseiras em
regiões com mínimas mudanças.
Figura 34 - Exemplo de malha gerada para simulação de um aerofólio
Fonte: CFD Online (2019).
B) Solução Numérica: Existem três formas de resolver as equações, o método das
diferenças finitas, dos elementos finitos e volumes finitos, e o método dos
elementos de contorno. Nesses métodos , o campo de escoamento é descrito em
função de valores discretos e relativos à posições. Essa metodologia permite que as
equações diferenciais sejam substituídas por equações algébricas, que então são
resolvidas pelo computador. Os passos para a solução do problema são; Integração
das equações governantes nos volumes de controle do domínio, a discretização
49
(conversão das integrais em equações algébricas) e a solução algébrica das
equações por um método iterativo.
C) Pós-processamento: Representa a visualização e análise dos resultados. Nessa
etapa, é possível a plotagem das informações em gráficos, visualização da
simulação em animações, e principalmente, análise da coerência das informações
obtidas, checando assim se não há necessidade de alteração das informações
processadas, qualidade e refinamento de malha, e etc. É possivel validar o modelo
comparando-o com dados experimentais ou analíticos, e tirar as conclusões.
2.6.1 Modelos de turbulência
Analisar fenômenos que envolvem turbulência é um grande desafio, mas
extremamente importante para prever situações que podem vir à ocorrer e interferir
no estudo. Nesse sentido, as ferramentas CFD são uma grande vantagem, pois
permitem a adoção de modelos matemáticos que simulam a presença de turbulência
no escoamento.
Para Versteeg e Malalasekera (2007), modelo de turbulência é um
procedimento que visa aproximar o sistema de equações para possibilitar o cálculo
de uma vasta amplitude de problemas. Os modelos de turbulência mais comuns são
apresentados à seguir.
RANS: Segundo iESSS (2011), o método RANS (Reynolds Averaged Navier Stokes
- Modelos da turbulência baseado nas equações de Navier-Stokes médias no
tempo) é o modelo de turbulência mais utilizado. As equações do RANS são
formuladas em termos de tempo e média do campo de escoamento (velocidade,
pressão, densidade e temperatura). Ou seja, oscilações da turbulência são
desconsideradas, e as equações tornam-se mais simples para o processo CFD.
k-ε: Para Wilcox (1993), o modelo k-épsilon é o mais popular de duas equações,
possuindo uma equação de transporte para energia cinética turbulenta (k) e uma
para a sua dissipação (ε). Karthik (2011), defende que o modelo possui facilidade de
implementação, cálculos estáveis e boa assertividade. Entretanto os resultados do
50
modelo quando se tratam de turbilhões, fluxos de alta separação e turbulência
anisotrópica são ruins, sendo eficiente apenas para fluxos completamente
turbulentos.
Spalart- Allmaras: Segundo Spalart (2000), é um modelo que soluciona a equação
de transporte modelada para a viscosidade cinemática turbulenta. Sendo
desenvolvida especificamente para aplicações aeroespaciais, demonstra
resultados muito bons em situações de elevado gradiente de pressões na camada
limite (o caso da asa de um avião).
51
3 METODOLOGIA
O presente capítulo apresenta a metodologia que será utilizada para a
simulação computacional do aerofólio NACA 65(2)-415 com a utilização de flapes
planos. Inicialmente será descrita a metodologia de pesquisa na qual esse trabalho
foi baseado, e em seguida serão numeradas as etapas utilizadas para a construção
do modelo numérico.
3.1 Metodologia da pesquisa
3.1.1 Classificação quanto ao modelo de pesquisa
Segundo Gil (2010) e Collis; Hussey (2005), a pesquisa é classificada
segundo a sua finalidade, que pode ser exploratória, explicativa e descritiva. O
estudo exploratório tem por objetivo aproximar o pesquisador do problema,
maximizando seus conhecimentos. E Richardson (1999) afirma que a pesquisa
exploratória aprofunda conhecimentos para procurar explicações das causas e
consequências.
Para Rudio (1985), as pesquisas descritivas não se limitam apenas à
descoberta, mas também à analisar e classificar os fatos. Oliveira (1999) ainda
recomenda que a aquisição de dados de uma pesquisa descritiva seja feita por meio
exploratório, pelo planejamento rigoroso.
Levando em consideração a descrição proposta, esse trabalho possui
natureza exploratória descritiva, visto que tem por objetivo maximizar os
52
conhecimentos do autor sobre determinado assunto por meio da pesquisa de
referenciais, analisar a relação entre variáveis, e gerar uma conclusão à cerca do
procedimento realizado.
3.1.2 Método de análise dos dados
Martins (2004), define que a pesquisa qualitativa emprega diferentes
métodos de coleta de dados, analisando "microprocessos" envolvidos em ações
sociais, ao passo que os procedimentos quantitativos se baseiam em textos e
gravuras, e usam estratégias diversas para investigação. A pesquisa quantitativa
pode ser entendida como método que centraliza sua preocupação no exame dos
dados, nas tabelas, nos números. Marconi e Lakatos (2009), afirmam que na
pesquisa quantitativa, a representação dos dados é feita pelo uso de técnicas
quânticas de análise, e seu resultado dinamiza o processo de relação entre as
variáveis.
Assim, pode-se classificar essa pesquisa como quantitativa, visto que os
dados são quantificáveis, numéricos, sendo coletados, combinados e analisados
por técnicas exatas, sem segundas interpretações.
3.1.3 Procedimento metodológico
A metodologia proposta para o desenvolvimento do estudo abrange todas as
condições e etapas necessárias para a simulação computacional do aerofólio com
seu dispositivo de hipersustentação (flape). A figura 35 representa os procedimentos
metodológicos adotados neste trabalho.
53
Figura 35 - Metodologia proposta para o desenvolvimento do trabalho
Fonte: Do autor (2019).
3.1.4 Simulação computacional do aerofólio NACA 65(2)-415 com flapes
Essa seção apresenta os passos que serão tomados para a simulação
computacional do aerofólio NACA 65(2)415 com a utilização de flapes.
3.1.5 Definição das condições de contorno
Essa etapa do trabalho visa definir todas as condições de contorno que
serão aplicadas à simulação computacional, como características do aerofólio,
regime de escoamento e simplificações.
A) Aerofólio analisado: O aerofólio que será estudado é o NACA 65(2)415,
pertencente à família dos 6 dígitos. A escolha do aerofólio é devido ao
conhecimento prático do autor sobre seu desempenho, na aeronave Embraer 720C
(Minuano), e também a escassez de avaliações numéricas do mesmo, sendo
estudado pela NASA no ano de 1950, de forma prática em túneis de vento no centro
de pesquisa de Langley, na Virgínia.
Simulação computacional do aerofólio NACA 65(2)-415
com flapes
Definição das condições de
contorno
Verificação do código
numérico
Teste de qualidade de malha
Variação dos parâmetros
54
Figura 36 - Embraer 720C com os flapes defletidos
Fonte: Do autor (2019).
Figura 37 - Aerofólio NACA 65(2)-415
Fonte: Airfoiltools (2019).
B) Software CFD: Todas as simulações serão realizadas no Software Ansys Fluent,
sendo um programa que contém as configurações necessárias para uma simulação
de escoamento tanto laminar quanto turbulento.
C) Bidimensional: A análise realizada será bidimensional (2D), considerando
apenas o perfil do aerofólio estudado, suas deflexões de flape e ângulos de ataque.
D) Características do escoamento: O fluido utilizado será o ar atmosférico nas
condições padrão, fluído incompressível, regime permanente e escoamento
isotérmico.
E) Representação do domínio: Para realizar a simulação será criado um domínio
com limites definidos (pode ser comparado às paredes de um túnel de vento),
visando concentrar o poder de processamento apenas na região de interesse,
tomando o devido cuidado para que sua dimensão seja grande o bastante para não
interferir no escoamento. Os limites inferior e superior serão configurados na
55
condição de simetria e não deslizamento. O aerofólio centrado no domínio terá a
condição de parede. A velocidade do escoamento será definida na entrada, e na
saída será configurada a pressão. Ou seja, quem se moverá será o escoamento de
ar, e o aerofólio fica estático.
Figura 38 - Domínio da simulação computacional
Fonte: Do autor (2019).
3.1.6 Verificação do código numérico
Com o intuito de verificar e validar a metodologia aplicada na análise
numérica do aerofólio, inicialmente será feita uma simulação computacional
configurada de acordo com o trabalho de Obeid et.al.(2017), onde foram obtidos
resultados de boa precisão em relação à dados experimentais para o aerofólio
NACA 0015. A escolha dos autores foi feita em razão da utilização do modelo de
turbulência, pela simplificação da deflexão do flape (sem fenda), boa descrição das
condições de contorno e comparação com dados experimentais.. A figura 39 ilustra
a simplificação de deflexão de flapes que também será adotada no aerofólio em
estudo.
56
Figura 39 - Simplificação da deflexão dos flapes
Fonte: Obeid et.al. (2017).
3.1.7 Teste de qualidade de malha
Com o objetivo de excluir variações no resultado final das simulações que
estejam relacionadas à discretização do problema, é feito o teste de qualidade de
malha. Para a situação de maior esforço computacional (maior α) serão feitas
sucessivas simulações aumentando a quantidade de elementos progressivamente
(refinando), até o ponto na qual a adição de elementos não altere significativamente
o resultado final. Essa metodologia também visa reduzir o tempo dedicado à cada
simulação, exigindo apenas o esforço computacional necessário.
3.1.8 Iterações analisadas
As iterações estudadas na simulação do aerofólio foram escolhidas de
acordo com o relatório do estudo da NASA, objetivando gerar valores de CL em três
estágios da curva CL vs α com a deflexão de flape de 55°, essas informações estão
dispostas à seguir em forma de tabela.
Tabela 2- Iterações estudadas no trabalho
Fonte: Do autor (2019).
57
4 RESULTADOS E DISCUSSÕES
Com o objetivo de analisar a efetividade da metodologia proposta para a
comparação entre testes práticos do NACA 65(2)415 em túnel de vento e a
aproximação numérica, o presente capítulo demonstra os resultados obtidos e a
discussão sobre eles.
4.1 Verificação do código numérico
Como já mencionado anteriormente, foi escolhido o trabalho de OBEID et
al.(2017) para verificar se a metodologia de configuração do software Ansys
efetuada pelo autor e orientador são aceitáveis. Desta forma, foi reproduzida a
situação na qual o NACA 0015 foi simulado para um ângulo de ataque de 10°, e
flapes também 10° defletidos.
As coordenadas do aerofólio foram obtidas no site da Airfoiltools.com, assim
como OBEID et al.(2017), e plotadas no software Javafoil, ferramenta simplificada
que permite modelar situações como ângulos de ataque, deflexão de flapes em
função da corda, modelagem de curvatura, e etc.
A corda do aerofólio é de 1m, utilizando número de Reynolds= 106 ,número
de Mach calculado para 0,04296278, obtida pela equação 5. Para facilitar a geração
da malha e análise computacional, o aerofólio e a superfície de flape defletida foram
construídos em uma única geometria (sem fenda), sendo a superfície defletida tendo
a dimensão de 0,3c (30% da corda). Foram utilizadas malhas de formato
58
triangular,como padrão standard do ANSYS., sendo o maior diâmetro de 49,2 C e o
menor 12,3c.
As condições de contorno para a simulação foram campo de pressões no
domínio periférico e condição de parede estacionária baseada em Riemann
Invariants, e corrente livre no infinito, número de Mach e condições estáticas
especificadas.
As configurações dos parâmetros foram: Solver independente do tempo
baseado na pressão, modelo de turbulência k-epsilon para analisar o fluxo na
camada limite sobre o aerofólio. O fluxo de ar é considerado incompressível. O
simples esquema de gradiente Green-Gauss cell-based implícito na formulação de
velocidade de pressão é utilizado.
Na figura 40 demonstra-se o aerofólio NACA0015 gerado e importado do
Javafoil.
Figura 40- Aerofólio NACA0015 Flape 10° Ataque 10° no Javafoil
Fonte: Do autor (2019).
O resultado da simulação do aerofólio acima (no Ansys) é comparado
graficamente com os resultados de Obeid, e segue abaixo:
59
Tabela 3- CL vs α
Fonte: Do autor (2019).
Verificou-se um valor de coeficiente de sustentação igual à 1.4538969, que
quando comparado o valor obtido por OBEID et al.(2017) na mesma situação (1,5)
demonstram que a diferença de resultados é na ordem de 3,73%, podendo ser
interpretada como advinda da diferença de modelagem dos nós, tamanho do
domínio ou até critério de convergência utilizado.
Após o resultado, foi considerada concluída a verificação de setup do Ansys,
com resultado próximo e aceitável. Seguindo adiante com o trabalho em sí.
4. 2 Simulação computacional do aerofólio NACA 65(2)415
Da mesma forma que o aerofólio anterior, o NACA65(2)-415 foi gerado e
modelado no software Javafoil, e importado para o Ansys por meio das coordenadas
resultantes.
60
Figura 41- Pontos do aerofólio e flapes gerados no software Javafoil
Fonte: Do autor (2019).
As condições impostas ao software Ansys foram semelhantes ao executado
na análise anterior, com número de Mach especificado e correspondente à Re= 106
(para uma corda de 2 pés), condição de parede do aerofólio, modelo de turbulência
de Spalart Allmaras e critério de convergência de 10-4.
O domínio criado para a simulação do aerofólio tem o formato de entrada
esférico e jusante quadrangular, como é demonstrado na figura abaixo:
Figura 42- Esquema do domínio criado para a simulação
Fonte: Do autor (2019).
A malha gerada para a análise tem formato triangular e disposta em cerca
de 550513 nós, resultando em 797303 elementos. A figura 43 mostra o domínio de
forma macro, e as figura 44 e 45 de forma mais aproximada.
61
Figura 43- Macro vista do domínio gerado para a simulação
Fonte: Do autor (2019).
Figura 44-Vista aproximada da malha computacional
Fonte: Do autor (2019).
62
Figura 45- . Vista dos nós da malha no bordo de ataque do aerofólio
Fonte: Do autor (2019).
4.2.1 Teste de qualidade de malha
O teste de qualidade de malha foi realizado sob as configurações descritas
anteriormente. Foi escolhida uma iteração de mediana dificuldade de
processamento, como é o caso do ângulo de ataque de 8° (com os 55° de flapes).
Foram realizadas sucessivas simulações aumentando gradativamente o número de
cálculos, e comparando a variação dos coeficientes de arrasto e sustentação, como
são mostrados na imagem abaixo. À partir de cerca de 275000 elementos a variação
dos coeficientes se tornou desprezível, tornando esse número uma referência no
limite de equações atribuídas.
63
Figura 46- Teste de qualidade de malha
Fonte: Do autor (2019).
4.2.2 Variação de parâmetros
Como mencionado anteriormente, o parâmetro alterado ao longo das
simulações foi ângulo de ataque para uma deflexão de flape de 55°. Os ângulos de
ataque selecionados foram de -8°, 0°, 8° e 10°, objetivando ter valores próximos do
ponto de inflexão da curva coeficiente de sustentação vs ângulo de ataque (curva de
estol).
64
As imagens seguintes mostram os resultados das distribuições de pressão e
velocidades entorno do NACA 64(2)415, para uma deflexão de flape de 55°
1) Ataque -8°
Figura 47- Distribuição de pressões sobre o aerofólio com ataque -8°
Fonte: Do autor (2019).
65
Figura 48- Distribuição de velocidades sobre o aerofólio com ataque -8
Fonte: Do autor (2019)
.
66
2) Comparação das velocidades antes e depois do ESTOL
Figura 49- Perfil de velocidades na transição de estol.
Fonte: Do autor (2019).
Pode-se constatar que a distribuição de velocidades ocorre de forma
coerente com a teoria, sendo a maior velocidade registrada no extradorso do
aerofólio, causada pela queda de pressão do alfa = 0° até o alfa=8° (visível na figura
50), sendo esse princípio o chamado Bernoulli, descrito anteriormente. O mesmo
comportamento é perceptível nas próximas iterações, o ângulo de ataque vai sendo
aumentado e ao ponto que a pressão no extradorso cai, a velocidade aumenta (e
vice versa). A turbulência na saída (bordo de fuga) é crescente (percebe-se a
amplitude da oscilação do escoamento turbulento), , e mesmo que o aerofólio
demonstre características de continuar produzindo sustentação (queda de pressão e
67
aumento de velocidade), é necessário analisar os coeficientes de sustentação e
arrasto, para ver em qual ângulo ocorre o estol.
3) Comparação das pressões antes e depois do estol.
Figura 50- Perfil de pressões na transição de estol.
Fonte: Do autor (2019).
Percebe-se a queda brusca de pressão ocorrida em todo o aerofólio, com o
pico no extradorso. Essa variação brusca ocorre tanto pelo ângulo de ataque quanto
pela deflexão de flape, que já causou um grande arqueamento prévio na asa. A
pressão decai de -0,5 KPa para -1,2 KPa, apenas com o aumento de 8° no ataque.
pela teoria, queda de pressão no extradorso significa força de sustentação agindo,
mas até que ponto essa turbulência afeta essa sustentação é a questão chave.
68
4) Ataque 10°
Figura 51 - Distribuição de Pressões do NACA 65(2)415 A10F55
Fonte: Do autor (2019).
A pressão continua caindo com o aumento do alfa, ao ponto que a
velocidade no extradorso aumenta.
Figura 52 - Distribuição de velocidades do NACA 65(2)415,alfa = 10°.
Fonte: Do autor (2019).
69
4.2.3 Comparação dos resultados com os testes
experimentais da NASA
Sobre os valores de CL obtidos com cada iteração simulada, foi gerado o
gráfico/tabela 4, que converge os resultados experimentais da NASA e o presente
estudo computacional.
Tabela 4- Comparação entre os valores de CL e ângulo de ataque
Fonte: Do autor (2019).
Como pode ser percebido no gráfico/tabela 4, a curva gerada no Ansys
mantém o mesmo perfil que a curva experimental, mostrando uma maior diferença
no ângulo de ataque de 0° (cerca de 20%), mas aproximando muito bem os outros
valores, e inclusive o ponto de inflexão das curvas é semelhante, considerando que
o ângulo de estol ocorre na verdade aos 6° (figura 2). Sendo o estol uma das
informações mais importantes na construção e operação dos aviões, o fato da
70
análise numérica ter aproximado muito bem o valor experimental demonstra ser
uma boa forma de avaliar pontos críticos do desempenho do aerofólio.
No gráfico abaixo é construída a curva CL vs Cd da simulação.
Tabela 5 - Comparação entre os valores de CL e CD da simulação computacional.
Fonte: Do autor (2019).
Como mencionado anteriormente, a análise da distribuição das pressões e
velocidades dá uma boa noção do que ocorre, mas é necesário comparar os
coeficientes de sustentação e arrasto para saber os pontos críticos (estol). Na figura
acima é possivel perceber que a inflexão da curva ocorre com o alfa = 8°, o que na
verdade seria já verificado nos 6° (caso esse ângulo fosse estudado). Como foi
escolhido estudar as características do escoamento antes e depois do estol, é
justificado. A proximidade entre os valores obtidos pela simulação computacional e
os obtidos pela NASA em 1950, permitem constatar que apesar da defasagem entre
os valores, as curvas de CL vs ângulo de ataque evoluem de forma semelhante.
71
5. Conclusões
Foi efetuada a modelagem do NACA 65(2)-415 como proposto, de forma
simplificada, com flapes embutidos, foram efetuadas as simulações propostas do
aerofólio estudado em alguns ângulos de ataque interessantes ao estudo. A
verificação do código numérico mostrou uma boa aproximação de uma iteração
crítica analisada (estol, desvio de 1,1% no valor de CL), e foi possível aproximar o
comportamento das iterações estudadas aos valores obtidos pela NASA,
apresentando alguns desvios mas comportamento semelhantes, baseados nos
valores de CL, Cd em ângulos críticos. De forma simplificada, o comportamento da
curva é semelhante, mostrando relevância à esta aproximação simplificada. Pode-se
concluir que a aproximação experimental permitiu reproduzir o comportamento das
variáveis que foram testadas e mensuradas de forma prática pela NASA, mostrando
que o estol do aerofólio ocorre no mesmo ponto como o previsto. Pode-se concluir
anda que o estudo dos coeficientes de sustentação e arrasto são os pontos chaves
para estimar o comportamento de um aerofólio submetido ao escoamento, pois a
interação entre eles que irá predizer as características e limites operacionais das
aeronaves. A NASA buscou entender como as variáveis se alteram de forma
conjunta (iterações), e foram reproduzidas alguma dessas iterações, chegando à
resultados promissores.
72
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