AED-11 Aerodinâmica I AERODINÂMICA DO SISTEMA ASA-FUSELAGEM

Apresentação em tema: "AED-11 Aerodinâmica I AERODINÂMICA DO SISTEMA ASA-FUSELAGEM"— Transcrição da apresentação:

1 AED-11 Aerodinâmica I AERODINÂMICA DO SISTEMA ASA-FUSELAGEM
Prof. Gil

2 EFEITOS MAIS IMPORTANTES
Interação Asa-Fuselagem mudança da sustentação entre as partes Interferência Asa-Empenagem mudança da direção do escoamento Efeito-Solo redução do arrasto induzido

3 EFEITOS MAIS IMPORTANTES
Compreensão da física do escoamento em torno de corpos combinados com asas; As interações aerodinâmicas se dão por efeitos de interferência Podem ser até de maior intensidade quando comparado aos efeitos das partes isoladamente Interferência mais importantes: A) asa – fuselagem B) asa – empenagem O efeitos aerodinâmicos da fuselagem sobre o escoamento sobre as asa são importantes; A asa usualmente interfere da empenagem horizontal mudando o seu ângulo de ataque com relação ao escoamento não perturbado (ângulo de ataque efetivo) Efeito solo  interferente a asa e o solo quando a mesma perto do solo. Aumento CLa efetivo e diminui o CDi

4 Geometria da fuselagem
lf = posição do bordo de ataque da junção das duas asas; z0 = posição relativa da asa com relação a linha de centro da fuselagem; e0 ângulo de incidência entre a linha de centro da fuselagem e a corda da raiz da asa.

5 Geometria da fuselagem
n = ângulo de diedro da asa; hF0 = altura da fuselagem; Configuração do tipo asa alta (a); Configuração do tipo asa média com diedro (b).

6 Ponto neutro da asa Ponto neutro geométrico: é o centro de gravidade de toda a área alar cujo quarto da corda é substituído por uma distribuição de peso proporcional a corda local da asa. (ver S&T, seção 3.1) “e” é a distância deste ponto neutro geométrico ao nariz da fuselagem.

7 Outros parâmetros geométricos da asa
Relembrando: (ver Geometry for Aerodynamicists – pdf, ou S&T) Área : Alongamento : Afilamento : Corda média aerodinâmica : Corda média : Largura relativa da fuselagem (com relação a envergadura da asa), usualmente bF0 = bFmax :

8 Coeficiente aerodinâmicos / asa-fuselagem
São essencialmente os mesmos da asa isolada, ou seja, sustentação (CL), arrasto (CD), momento (CM); O CLmax da asa fuselagem é reduzido quando comparada com a asa isolada  provoca o estol mais precocemente; CM X CL  polar de momento Comparação entre as curvas para a asa isolada e asa-fuselagem; Fuselagem promove um aumento no momento de arfagem, no sentido positivo.

9 Coeficiente aerodinâmicos / asa-fuselagem
Coeficiente de momento de rolamento CMx : Apresenta-se como função do ângulo de derrapagem; O efeito do ângulo de derrapagem causa um momento de rolamento devido a assimetria do escoamento nas duas asas, em cada lado da fuselagem (uma “enflechada” para a frente e a outra “enflechada” para trás); No caso da presença da fuselagem, e principalmente quando a asa é alta, este efeito é potencializado.

10 Asa-Fuselagem em Regime Incompressível
A chave dos fenômenos aerodinâmicos em sistemas asa e fuselagem são os efeitos de INTERFERÊNCIA. A forma de se associar os efeitos de interferência entre dois corpos, é a satisfação mútua da condição de tangência do fluxo ao corpos, no sistema asa-fuselagem; Em um contexto de regime incompressível e linear (teoria potencial), pode-se superpor os escoamentos obtidos isoladamente para a asa e a fuselagem; Esta aproximação é válida desde que a condição de tangência do escoamento seja satisfeita SIMULTANEAMENTE.

11 Asa-Fuselagem em Regime Incompressível
O escoamento sobre a fuselagem é afetado pela asa; Observa-se que o ângulo de ataque ao longo da fuselagem varia – altera momento de arfagem; O escoamento se curva ao redor do corpo de acordo com as velocidades normais induzidas. Por outro lado, a fuselagem altera downwash ao longo da envergadura da asa, que tende a diminuir a medida que se aproxima da ponta da asa. (componente de upwash aditiva ao ângulo de ataque da asa).

12 Asa-Fuselagem em Regime Incompressível
Escoamento assimétrico: pressupõem-se um ângulo de derrapagem b. Depende da posição da asa com relação a linha de centro da fuselagem; Asa média exatamente no meio da fuselagem  escoamento simétrico com componente de “crossflow” igual Usenb ≈ Ub ; Dependendo da posição da asa sobre o corpos, a componente de velocidade de crossflow induzirá um upwash e um downwash, anti-simetricamente Implica em um momento de rolamento adicional, que depende do sinal de b.

13 Asa-Fuselagem em Escoamento Simétrico
Assume-se uma fuselagem de comprimento infinito e uma asa de comprimento finito, envergadura “s” e seção transversal circular de raio “R”; A asa reta – representação pela linha sustentadora de Prandtl; G(y) ao longo da asa deverá ser refletido com relação à parede cilíndrica da fuselagem de comprimento infinito; Este reflexão com relação a parede da fuselagem é uma forma de impor uma condição de escoamento tangente ao corpo, no contexto do sistema asa-fuselagem.

14 Asa-Fuselagem em Escoamento Simétrico
O vórtice é refletido através da parede da fuselagem, gerando uma componente de circulação G(y) em uma posição yF dada por: com relação à linha de centro da fuselagem; Linha sustentadora: Onde L’w é a sustentação da asa isolada, e para a fuselagem será:

15 Asa-Fuselagem em Escoamento Simétrico
Fazendo: (obs. Este resultado vem de uma transformação conformal da seção circular da fuselagem em uma linha sobre o eixo y – NACA-TM-1036) Superpondo os efeitos:

16 Distribuição de sustentação na fuselagem
Quando a fuselagem era isolada, ou seja sem as asas, a distribuição de sustentação é dada por: para o caso da fuselagem com seção transversal cilíndrica, ou: para uma fuselagem com seção transversal qualquer com largura variável bF(x). Para a fuselagem isolada, a(x) = a Para a asa + fuselagem, a(x) = a + aw(x) onde aw(x) ;e o ângulo de upwash e downwash induzido pela asa na fuselagem.

17 Distribuição de sustentação na fuselagem
Para fuselagem fechadas, continua onde bF(0) = 0 e bF(lF) = 0, tem-se: Entretanto, o momento é dado por: onde a(x) = a + aw(x) . O ângulo de ataque induzido pela asa aw(x) ao longo da fuselagem pode ser obtido da teoria da asas finita ( ex. Linha sustentadora de Prandtl), por exemplo. Aqui será empregada tal teoria para obter os ângulos de ataque induzidos pela presença da asa finita.

18 Exemplo simplificado Asa de envergadura infinita de tal forma que se pode assumir a teoria do aerofólio fino; Assume-se que a asa é uma placa plana sujeita a um escoamento curvado; O ângulo da ataque local é dada por , x≥1, x<0 , 0<x≤1 No BA o ângulo de ataque é descontínuo (upwash induzido)

19 Exemplo simplificado Uma vez que se tem esta variação abrupta local do ângulo de ataque obtêm-se a distribuição de sustentação correspondente a este ângulo de ataque local Existe um grande contribuição na forma de um pico pronunciado imediatamente antes do BA. Isto ocorre devido a grande variação negativa de da/dx perto do BA. A magnitude desta contribuição negativa é facilmente compreendida quando se observa que, do nariz da fuselagem a uma estação pouco antes do BA a sustentação deve ser nula de acordo com a equação:

20 Exemplo simplificado pois bF é nulo no nariz e o ângulo de ataque é nulo imediatamente antes do BA da asa. Desta forma a sustentação resultante das distribuições de sustentação LF1 e LF2 são iguais (LF2 é tende ao infinito !) Por outro lado a sustentação da asa isolada apresenta um pico de sustentação perto do BA. Este pico na realidade acaba sendo reduzido pela influência do pico adjacente imediatamente antes do BA, LF2, resultando em uma atenuação (tornando o pico finito tal com se pode ver na figura c) ao lado  linha sólida).

21 Resultado numérico Elipsóide de revolução com razão entre eixos 1:7, combinado com uma asa com AR = 5, situada na posição a a meia fuselagem Curva 1 modelo teórico de Multhopp, imediatamente antes e depois da asa; Círculos, medidas experimentais Não se obteve resultados de sustentação no domínio da asa, preocupou-se em obter a distribuição da sustentação pela relação de Multhopp, que é somente para a fuselagem. Curvas 2 e 3 – modelos diferentes. Experimentos

22 Influência da forma em planta da asa
A influência da forma da asa na interferência asa-fuselagem é obtida através do ângulo de ataque induzido ao longo do eixo da fuselagem; Para asas retas pode-se observar o efeito do alongamento na distribuição de ângulo de ataque para algumas asas de forma em planta elíptica.

23 Influência da forma em planta da asa
A influência do ângulo de upwash é maior a medida que diminui o alongamento; Por outro lado o downwash induzido pela asa de menor alongamento é maior, pois a fuselagem é mais influenciada pelo vórtice de ponta de asa que se desloca a jusante, e se forma a partir da ponta da asa;

24 Influência da forma em planta da asa
A distribuição de ângulo de ataque foi obtida através da teoria da linha sustentadora. (L é o alongamento da asa !) Para uma distribuição de circulação elíptica este tem-se: onde x = x/s

25 Influência da forma em planta da asa
Influência do enflechamento – asas : Asas semi-infinitas corda constante e seção central reta;

26 Influência da forma em planta da asa
Influência do enflechamento – asas : como: CL=2G/U∞c e CL=2pa∞cosj , sF = SF/c e X= x/c

27 Influência da forma em planta da asa
A medida que o enflechamento aumenta, o downwash na fuselagem aumenta, e o upwash (a frente da asa) diminui; O oposto ocorre para asas enflechadas para frente;

28 Influência na fuselagem diferente
Modelo de Lawrence e Flax, divide a asa e mantém a fuselagem inteira Obtêm-se a pressão como função da velocidade longitudinal induzida u(x), de onde se pode obter a pressão na parede da fuselagem tal que: Sabendo que o escoamento é irrotacional pode-se assumir que :

29 Influência na fuselagem diferente
Modelo de Lawrence e Flax: Lembrando que: e, para fuselagem isolada, para o modelo em apresentação, tem-se: Note que quando a = constante, a equação abaixo é idêntica a modificada por L&L.

30 Influência na fuselagem diferente
Modelo de Lawrence e Flax, divide a asa e mantém a fuselagem inteira Obtêm-se a pressão como função da velocidade longitudinal induzida u(x), de onde se pode obter a pressão na parede da fuselagem tal que: Sabendo que o escoamento é irrotacional pode-se assumir que : e

31 Influência na fuselagem diferente
Modelo de Lawrence e Flax: Lembrando que: e, para fuselagem isolada, para o modelo em apresentação, tem-se: e, ( L&L) L&L

32 Distribuição na asa devido a fuselagem
Mesmo exemplo numérico do elipsóide de revolução, e asa com alongamento igual a 5; Observa-se como a sustentação na asa é modificada pela fuselagem (linhas sólidas com fuselagem e tracejadas sem fuselagem); A medida que o ângulo de ataque aumenta, a sustentação da fuselagem da estação da asa é severamente modificada, em concordância com o observado anteriormente, o downwash e upwash induzidos na fuselagem são mais importantes;

33 Distribuição na asa devido a fuselagem
Esta distribuição alterada na asa deve-se principalmente devido ao upwash induzido devido a componente de “ cross flow” através da fuselagem; Ângulo de ataque induzido pela fuselagem, empregando uma aproximação para a fuselagem circular de comprimento infinito, baseada em transformação conformal da fuselagem circular em uma linha coincidente com y: onde Da é determinado da componente “” da velocidade na superfície da fuselagem:

34 Distribuição na asa devido a fuselagem
Uma aproximação melhor para a influência da fuselagem sobre o carregamento da asa, é assumir que a asa força o escoamento ser paralelo ao eixo longitudinal da fuselagem, desde que a asas não tenha incidência com relação ao linha de centro do corpo. Ou seja o ângulo de ataque será nulo ao longo da corda da asa na raiz. Método dos dipolos: similar ao empregado no caso da fuselagem isolada, mas agora, forçando o escoamento s se ajustar ao efeito imposto de ângulo de ataque nulo do escoamento sobre a fuselagem no domínio compreendido pelo comprimento da corda da raiz. Como rcosn = z, e r2 = y2 + z2 , obtêm-se uma distribuição de dipolos de acordo com a equação: A equação: , tem-se

35 Distribuição na asa devido a fuselagem
Potencial de dipolos: Emprega-se definição para o ângulo de ataque incremental: no plano z = 0, tem-se: válida para y > R. Obtêm-se desta forma, a distribuição de ângulo de ataque induzido pela fuselagem no plano da asa.