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Title: Aproximação numérica de um estudo experimental da NASA aplicada ao aerofólio NACA 65(2)-415 com flapes planos
Authors: Matte, Leonardo Roni
Keywords: Dispositivos hipersustentadores;Sustentação;Arrasto;Modelo de turbulência;Simulação;High-lift devices;Lift;Drag;Turbulence model;Simulation
Date of Defense: 4-Dec-2019
Issue Date: Nov-2019
Citation: MATTE, Leonardo Roni. Aproximação numérica de um estudo experimental da NASA aplicada ao aerofólio NACA 65(2)-415 com flapes planos. 2019. Monografia (Graduação em Engenharia Mecânica) – Universidade do Vale do Taquari - Univates, Lajeado, 04 dez. 2019. Disponível em: http://hdl.handle.net/10737/2739.
Abstract: 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.
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.
URI: http://hdl.handle.net/10737/2739
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