ANÁLISE DE PERFIL NACA 0012 EM MINI TÚNEL SUBSÔNICO POR INDUÇÃO

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1 ANÁLISE DE PERFIL NACA 001 EM MINI TÚNEL SUBSÔNICO POR INDUÇÃO Nome do primeiro autor, 1 (Times New Roman, negrito, tamanho 10) Nome do segundo autor, 1 (Times New Roman, negrito, tamanho 10) Nome do terceiro autor, (Times New Roman, negrito, tamanho 10) 1 Nome da instituição, endereço para correspondência, (Times New Roman, tamanho 10) Nome da instituição, endereço para correspondência, (Times New Roman, tamanho 10) CÓDIGO DO RESUMO: CONEM Resumo: A Divisão de Aerodinâmica (ALA) do Instituto de Aeronáutica e Espaço (IAE) desenvolveu recentemente um mini túnel de vento acionado por indução, e a qualidade do escoamento na seção de testes foi verificada, habilitandoo à realização de ensaios. O túnel é acionado por uma câmara de mistura com um bico injetor supersônico que opera com Mach 1,9. Variando-se a pressão de estagnação no injetor até 10 bar estabelece-se o escoamento até Mach 0,37 em sua seção de testes. Dispositivos padrão como tubos de Pitot, sondas de pressão, sondas de angularidade, etc., são frequentemente utilizados para investigar a qualidade do escoamento na seção de testes. Além disso, modelos padrão com geometrias simples são empregados, para fins de comparação com previsões teóricas e experimentos realizados em outros túneis. Ensaios deste tipo caracterizam uma fase chamada de calibração, na qual são investigadas as principais características de operação da instalação. Com este propósito, foi realizado o primeiro ensaio no mini túnel no qual utilizou-se um perfil aeronáutico NACA 001, para o qual há extensa informação na literatura científica. O perfil foi instrumentado com tomadas de pressão sob a sua superfície, conectadas a sensores de pressão para determinação da distribuição do Mach sobre o mesmo. A fixação do perfil verticalmente na seção de testes permite o ajuste para diferentes ângulo de ataque. Próximo ao início da seção de testes há uma tomada de pressão para determinação do Mach do escoamento considerado não perturbado. Este trabalho descreve sucintamente os ensaios realizada com o perfil NACA 001 no mini túnel na faixa de Mach de 0,15 até 0,37 e ângulos de ataque de -5, 0 e +5 graus, analisando efeitos de bloqueio e propondo correções dos dados obtidos, os quais são comparados com simulações obtidas com o programa XFOIL e também com experimentos em um túnel industrial. Palavras-chave: túnel de vento subsônico, perfil NACA 001, coeficiente de pressão 1. INTRODUÇÃO A Divisão de Aerodinâmica (ALA) do Instituto de Aeronáutica e Espaço (IAE) desenvolveu recentemente uma câmara de mistura supersônica/subsônica, operada por um bico injetor em condição de entupimento aerodinâmico com número de Mach 1,9 para realização de pesquisas de mistura de jatos e otimização de diversos parâmetros geométricos (ângulo do injetor e ângulo das paredes do difusor) e de operação (pressão de estagnação no injetor). A câmara de mistura utiliza o sistema de ar comprimido existente nas instalações do TTP (Túnel Transônico Piloto) que permite o controle automático da pressão no injetor e, consequentemente, do fluxo induzido do ambiente. Instalações deste tipo são muito úteis, nas quais um pequeno fluxo de alta velocidade consegue acelerar um grande fluxo de baixa velocidade. Ensaios realizados com a câmara de mistura concluíram que a relação entre a massa induzida e a indutora chega a 10 (Da Silva, 010, Da Silva et al., 011). Posteriormente, esta instalação recebeu uma seção de testes com área quadrada com 0,144 m de lado, cuja operação é garantida pelo funcionamento da câmara de mistura, que induz o escoamento a partir do ambiente e acelera até número de Mach desejado na seção de testes. A Fig. 1 mostra vistas da instalação deste mini túnel, com a qual obteve-se nos ensaios realizados um valor máximo de número de Mach de 0,37. A instalação foi verificada quanto às suas características operacionais (tempo de resposta, controle do número de Mach etc.) e quanto à qualidade do escoamento, pela determinação da uniformidade do escoamento na seção de testes, por meio de varredura utilizando tubos de Pitot fixados a um posicionador bidimensional (Faria, 011). Na figura pode-se observar os principais elementos do mini túnel: (1) o coletor com mudança de geometria de circular para quadrada, () a seção de testes quadrada com 0,144 m de lado e 0,50 m de comprimento e com 3 janelas de visualização, (3) o bico injetor com

2 V I I C o n g r e s s o N a c i o n a l d e E n g e n h a r i a M e c â n i c a, 3 1 d e j u l h o a 0 3 d e A g o s t o 0 1, S ã o L u i s - M a r a n h ã o geometria fixa para operar entupido a número de Mach 1,9 e seção de saída de 0,03 m por 0,016 m, (4) a câmara de mistura com largura de 0,173 m, altura de 0,8 m e comprimento de 0,685 m e (5) o difusor com comprimento de 1,75 m e paredes superior e inferior articuladas para permitir ajuste de ângulos de abertura de total de 0,8º a 8º (a) (b) Figura 1. Vistas da instalação do Mini Túnel da ALA: (a) primeiro plano o difusor, (b) primeiro plano o coletor de entrada e o dispositivo de posicionamento de tubos de Pitot. A operação do mini túnel é feita pelo sistema de armazenamento de ar do sistema de injeção do TTP. A Fig. mostra um diagrama com os principais componentes do sistema de geração de ar comprimido e controle numerados. Dois compressores a pistão com 3 estágios e 9 kw de potência cada (1) carregam dois reservatórios com alta pressão com capacidade de 10 m 3 cada (). Em seguida o ar é descarregado através de uma válvula de bloqueio de segurança (3) e de uma válvula controladora de pressão (4), cuja posição de abertura é modulada a partir do sinal de pressão desejada no bico injetor da câmara (6). A válvula de controle regula a pressão na tubulação do injetor de forma automática por meio de um programa desenvolvido em LabView o bico injetor pode trabalhar com pressões de até 10 bar e opera entupido com número de Mach 1,9 em sua saída. Desta forma o injetor descarrega um fluxo de massa estável na câmara de mistura (7) que depois é descarregado no difusor e lançado ao ambiente. A subpressão criada na câmara de mistura e a transferência de quantidade de movimento entre os fluxos indutor e induzido garantem uma sucção contínua do ar ambiente para dentro da seção de testes do mini túnel (9). O item (5) na figura é uma válvula de proteção que rompe se a pressão no injetor exceder 16 bar. Maiores detalhes sobre a instalação do sistema de injeção do TTP podem ser obtidos em Falcão Filho e Mello (00) e Goffert et al. (008). Figura. Esquema da configuração do sistema de geração de ar comprimido para o mini túnel..

3 V I I C o n g r e s s o N a c i o n a l d e E n g e n h a r i a M e c â n i c a, 3 1 d e j u l h o a 0 3 d e A g o s t o 0 1, S ã o L u i s - M a r a n h ã o A instalação de um túnel de vento exige um período, que às vezes pode ser longo, chamado de fase de calibração, na qual todas as funcionalidades são verificadas e finalmente um mapa operacional é levantado. Ainda dentro desta fase, são investigadas as condições do escoamento com as quais o mesmo pode representar da melhor forma possível o voo, como as condições de uniformidade e de estabilidade do escoamento na região da seção de testes. Finalmente, alguns modelos típicos, para os quais o comportamento aerodinâmico é bem documentado, são ensaiados para atestar que o túnel obtém resultados com a precisão desejada. Dentre as diversas opções geralmente empregadas, o perfil NACA 001 se destaca pelo fato de haver vasta literatura que relata resultados teóricos, numéricos e experimentais em diversos túneis de vento e em diversos regimes de velocidade. O perfil NACA 001 foi desenvolvido em 193 pela NACA ( National Advisory Committee for Aeronautics ) junto com a série conhecida como NACA de 4 dígitos. O sistema de numeração para estes aerofólios é baseada na geometria do mesmos. O primeiro algarismo indica o valor máximo da ordenada y a partir da linha média em porcentagem da corda, o segundo algarismo a distância do bordo de ataque até o ponto de máxima cambagem em décimos da corda. Os dois algarismos finais indicam a espessura do aerofólio em porcentagem da corda. Assim, por exemplo, o NACA 415 tem % de cambagem a 0,4 da corda a partir do bordo de ataque, e ele tem 15 porcento de espessura. Neste sistema os aerofólios com dois zeros iniciais são simétricos (Abbott e Von Doenhoff, 1958). O perfil NACA 001 é simétrico, com espessura máxima de 1% em relação à corda, e pode ser expresso algebricamente por meio da equação (Menezes, 1994) y c = t [ c a x 0 c 1 a x c a x c a 3 x c 3 a 4 x c 4], (1) onde t é a espessura máxima, c a corda e as constantes são: a 0 = 1, , a 1 = 0,6444, a = 1,77016, a 3 = 1, e a 4 = 0, O perfil feito em Alumínio foi usinado em uma máquina de controle numérico para se obter uma perfeita representação da geometria do mesmo. Originalmente o perfil foi projetado para ensaios no Túnel Transônico Piloto, para ser instalado entre as paredes inferior e superior da seção de testes, cuja altura é de 50 mm. O perfil NACA 001 fabricado tem corda de 0,15 m e espessura máxima de 0,015 m, representando uma razão de bloqueio máxima de 10,4% quando instalado na seção de testes do mini túnel. Devido à disponibilidade deste perfil, foi necessário fazer uma adaptação no mini túnel para que o perfil pudesse ser instalado atravessando a janela superior, conforme mostra a Fig. 3. Foi substituída a janela de acrílico superior por uma janela de madeira com a mesma espessura e com um rasgo na forma do perfil e posteriormente utilizou-se massa para calafetar, impedindo a entrada de ar, uma vez que o túnel opera subpressurizado pelo efeito da indução do jato supersônico. A seta na figura indica o sentido do fluxo no túnel e o ponto em vermelho a posição aproximada de uma tomada de pressão para medida da pressão estática do escoamento não perturbado, na parede lateral do túnel, próximo ao início da seção de testes. Figura 3. Vista da seção de testes do mini túnel, com o perfil NACA 001 instalado e com as mangueiras ligadas ao escâner de leitura de pressão.

4 V I I C o n g r e s s o N a c i o n a l d e E n g e n h a r i a M e c â n i c a, 3 1 d e j u l h o a 0 3 d e A g o s t o 0 1, S ã o L u i s - M a r a n h ã o Foram usinados 9 furos com 0,5 mm de diâmetro perpendicularmente sobre a superfície do perfil na direção da corda (ver Fig. 4). Para cada um dos furos distribuídos na direção da corda sobre a superfície, são usinados 3 canais em direções apropriadas. A figura ilustra estas furações para o segundo furo na sequência, a saber: (1) canal com 0,5 mm de diâmetro perpendicular localmente à superfície do modelo, () canal com 3 mm de diâmetro a partir da lateral do modelo para encontrar o canal de 0,5 mm, (3) canal com mm de diâmetro a partir da face contrária à dos furos de 0,5 mm, para encontrar o canal de 3 mm. A posição () foi depois fechada por meio de uma vedação e a posição 3 recebeu um tubo capilar encurvado com cerca de mm de diâmetro e foi fixado por meio de cola. O tubo capilar foi finalmente ligado por meio de mangueiras capilares de silicone até o sensor de pressão (ver Fig. 3). Na Fig. 3 vê-se o escâner de pressão com 16 canais modelo ESP-16BP da firma Esterline Pressure Systems (PSI, 000) que realiza uma varredura a cada segundo e é gerenciado por um programa desenvolvido em LabView. Todos os canais medem pressão diferencial em relação à pressão ambiente. A pressão ambiente é lida por um medidor de pressão absoluta de referência modelo de fabricação TESTO (Testo, 00), que é firma tradicional em instrumentos de precisão, com leitura de pressão absoluta, com precisão de +/ 100 Pa. Assim, a medida da pressão estática p no ponto é obtida por p= p amb Δ p, () onde p amb é a pressão ambiente e Δ p é o valor de pressão lido pelo escâner Pela dificuldade encontrada no processo de usinagem dos furos os mesmos estão localizados apenas num lado. Então, como o perfil NACA 001 é simétrico, no caso de se ensaiar num ângulo de ataque positivo, é possível simplesmente girar o perfil no mesmo ângulo no sentido negativo para, com a mesma distribuição das tomadas, obter resultados sobre o intradorso. Isto foi obtido invertendo a janela de madeira da Fig. 3. Figura 4. Furações abertas no perfil NACA 001 para ligar um dos furos sobre o perfil ao tubo que será conectado ao sensor de pressão.. PARÂMETROS PARA A ANÁLISE O parâmetro mais significativo para análise de testes em aerofólios é o parâmetro adimensional denominado coeficiente de pressão, definido por (Anderson, 1984) c p = p p q, (3) onde p é a pressão local sobre o aerofólio, p é a pressão do escoamento não perturbado, atribuído aqui à condição do escoamento no início da seção de testes, e q é a pressão dinâmica que é definida por (Anderson, 1984) q= 1 ρ V, (4) onde ρ é a massa específica e V é a velocidade, ambos para a condição de escoamento não perturbado. A partir das Eqs. (3) e (4) e das expressões da equação dos gases (p = ρ RT ), da velocidade do som a = γ R T e da

5 V I I C o n g r e s s o N a c i o n a l d e E n g e n h a r i a M e c â n i c a, 3 1 d e j u l h o a 0 3 d e A g o s t o 0 1, S ã o L u i s - M a r a n h ã o definição do número de Mach (M = V /a ) todos em relação os parâmetros do escoamento não perturbado, onde R é a constante dos gases e γ é a relação entre calores específicos a pressão constante e a volume constante, pode-se obter uma equação recursiva mais prática para o cálculo do coeficiente de pressão, que é c p = p p 1 γ M, (5) onde o número de Mach do escoamento não perturbado é obtido utilizando os valores de pressão total e estática do escoamento não perturbado, numa expressão obtida a partir da relação isentrópica (Anderson 1984): M= γ 1 [ p 0 γ p γ 1 1]. (6) A pressão do escoamento não perturbado é obtida pela tomada próxima da entrada da seção de testes (ver Fig. 3) e a pressão total é obtida pelo valor da pressão atmosférica ambiente a atmosfera age como um grande reservatório suprindo o fluxo necessário para instalação, quando operado pela indução dos injetores, que causa forte queda de pressão na região da câmara de mistura. Correção da pressão Todo objeto confinado para ensaio em túnel de vento sofre a ação de diversos fatores. Entre eles, o de maior efeito é a presença das paredes que pode alterar os resultados em relação a um escoamento em voo livre, para os mesmos parâmetros na condição considerada não perturbada. A Fig. 5 ilustra bem este fato. Para as mesmas condições numa posição a montante do corpo o escoamento livre (a) e um escoamento num túnel de vento (b) se comportam de maneiras diferentes. Que, por sua vez, ainda é diferente do comportamento em um túnel de vento de paredes abertas, mas que não será o objeto desta discussão. Os deslocamentos das linhas de corrente num escoamento confinado, como também a intensidade das forças centrífugas e consequentemente os gradientes de pressão, são reduzidos em comparação com as condições de voo livre (Goethert, 007). Por outro lado, pelo efeito do bloqueio que o corpo representa, há uma aceleração do escoamento no regime subsônico e que distorce o campo do escoamento, gerando erros de leitura. Figura 5. Ilustração do efeito causado nas linhas de corrente de um escoamento sobre um aerofólio: (a) em voo livre, e (b) confinado num túnel de paredes sólidas. Há muitos outros fatores que afetam as medidas num túnel de vento como, por exemplo, o efeito do engrossamento da camada limite que também causa uma diminuição da área de passagem e o de downwash que está relacionado com a distorção que o campo do escoamento sofre devido à presença do modelo. Durante toda a vida útil de um túnel de vento objetiva-se a continuamente desenvolver técnicas para avaliar e corrigir todos estes efeitos presentes nos ensaios. O presente trabalho dará atenção ao efeito mais primário que é o de razão de bloqueio. A presença de um modelo na

6 V I I C o n g r e s s o N a c i o n a l d e E n g e n h a r i a M e c â n i c a, 3 1 d e j u l h o a 0 3 d e A g o s t o 0 1, S ã o L u i s - M a r a n h ã o seção de testes reduz a área efetiva. Pela equação da continuidade e da equação de Bernoulli, a velocidade do ar deve aumentar ao passar pelo modelo, aumentando os esforços aerodinâmicos para um determinado ângulo de ataque. É possível se imaginar uma correção nas leituras de pressão considerando em princípio simplesmente a razão de bloqueio local, definida pela relação entre a área transversal do modelo em determinado ponto (A M) e a área transversal da seção de testes (A ST), R B = A M A ST, (7) e a razão de bloqueio sobre o perfil pode ser dada por 4] R B = T [ 0 H a x c 1 a x c a x c a 3 x c 3 a 4 x c, (8) onde T é a espessura do aerofólio a ser ensaiado e H é a altura da seção de testes e os demais parâmetros como definidos na Eq. (1). Por meio de uma análise simplificada, considerando um escoamento incompressível, é possível obter-se o valor da pressão corrigida em função da relação de áreas (Zucker e Biblarz, 00) p c = p γ p M [ 1 1 R B 1], (9) onde p é a pressão num determinado ponto sobre o aerofólio. Efeito do número de Reynolds O número de Reynolds é um parâmetro de grande importância na análise de problemas em escalas e indica condições do tipo de escoamento, laminar ou turbulento, sobre superfícies. A partir de sua representação mais comumente encontrada, Re= ρ V l μ, (10) onde ρ é a massa específica, V a velocidade, l um parâmetro característico de comprimento e μ a viscosidade dinâmica, pode-se chegar a uma expressão mais prática na qual se conhecem os parâmetros totais do escoamento. Para isto é necessário utilizar uma expressão para a viscosidade dinâmica, que aqui é empregada a fórmula de Sutherland (Anderson, 1984), e depois de um certo algebrismo é possível obter a expressão Re= p 0 M γ M γ 1 γ R T γ 1 M T 0 l, (11) onde p 0 é a pressão total, M o número de Mach, γ a razão dos coeficientes de calor específico a pressão constante e a volume constante (1,4 para o ar), R a constante do gás perfeito (para o ar 87,074 J/kgK), T 0 a temperatura de estagnação e l o comprimento característico. Comparação com a solução teórica Os resultados experimentais são comparados com os resultados teóricos obtidos com o programa computacional XFOIL versão , desenvolvido por Mark Drela do MIT e Harold Youngren da Aerocraft Inc., um programa

7 V I I C o n g r e s s o N a c i o n a l d e E n g e n h a r i a M e c â n i c a, 3 1 d e j u l h o a 0 3 d e A g o s t o 0 1, S ã o L u i s - M a r a n h ã o disponível na internet sujeito aos regulamentos do GNU General Public Licence e que tem-se mostrado bastante popular na comunidade científica aeronáutica (Drela e Youngren, 01). O XFOIL é um programa interativo desenvolvido em linguagem FORTRAN para projeto e análise de aerofólios isolados no regime subsônico. Sua primeira versão foi elaborada em 1986 por Mark Drela e tem sofrido ao longo do tempo diversas alterações e melhoramentos. Entre os diversos cálculos aerodinâmicos, ele produz informação sobre sustentação, arrasto e distribuição do coeficiente de pressão sobre o aerofólio para condições especificadas de ângulo de ataque e número de Mach no escoamento não perturbado, por meio do método dos painéis. Além disto são acopladas rotinas que permitem a avaliação dos efeitos viscosos, mas que não serão utilizadas no presente trabalho. O programa foi utilizado basicamente para levantamento das curvas de Cp (coeficiente de pressão) sobre o aerofólio. 3. RESULTADOS Foram realizadas 1 corridas como apresentadas na Tab. 1, variando-se o ângulo de ataque do perfil em -5º, 0 o e +5º. Para cada atitude foram selecionadas pressões de 4 bar, 6 bar, 8 bar e 10 bar no sistema de controle. A resposta dinâmica do sistema de controle de pressão resultaram em valores um pouco abaixo dos valores selecionados, mas com razoável estabilidade. As corridas tiveram duração aproximada de 50 segundos e todos os parâmetros do sistema de controle foram registrados a cada segundo. A Tabela indica os valores médios e os desvios observados durante os ensaios nos valores de pressão total no injetor e no número de Mach no trecho inicial da seção de testes. Inicialmente observa-se que a presença do perfil na seção de testes com razão de bloqueio de 10,4% provocou uma pequena diminuição do número de Mach máximo que tipicamente era de 0,345. É possível observar também que, de um modo geral, a precisão no sistema de controle piorou com o aumento da pressão no injetor. A Tabela 1 mostra ainda valores de Re/ l que indicam praticamente a condição de regime turbulento em todas as situações, com a transição ocorrendo aproximadamente em 10% da corda. Tabela 1. Corridas realizadas variando o ângulo de ataque no modelo (α) e a pressão de estagnação no injetor (p 0,inj), que resultaram no número de Mach no início da seção de testes (M ). corrida α p o,inj M Re/ l (milhões) 1 0 3,93±0,01 0,186±0,006 3, ,79±0,04 0,43±0,007 4, ,78±0,05 0,91±0,009 5, ,60±0,09 0,38±0,016 6, ,93±0,0 0,187±0,005 3, ,87±0,04 0,45±0,007 4, ,74±0,07 0,9±0,011 5, ,74±0,08 0,333±0,009 6, ,65±0,13 0,188±0,007 3, ,78±0,1 0,47±0,007 4, ,98±0,04 0,89±0,011 5, ,98±0,04 0,34±0,011 6,07 A Figura 6 mostra o resultado da distribuição de pressão para a primeira corrida para número de Mach 0,186 para a condição do escoamento não perturbado, comparando com o resultado teórico obtido pelo programa XFOIL e com o resultado com a correção do bloqueio. O eixo das abscissas registra os valores ao longo da corda adimensionalizados pelo comprimento da corda (c). Os resultados indicam que a razão de bloqueio do aerofólio de 10,4% parece ser excessiva para uso na seção de testes do mini túnel, resultando em desvio máximo de Cp, em relação à solução teórica, de 0,0 para os dados diretamente obtidos, e desvio máximo de 0,11 para os dados com correção. Mesmo assim, a análise aponta que o procedimento de correção melhorou consideravelmente o resultado final. É curioso observar que a comparação entre os dados experimentais e a curva teórica tende a ficar pior à medida que os pontos avançam para o bordo de fuga. Isto indica que a pressão diminuiu em relação à pressão do escoamento não perturbado. Ou seja, após a passagem do aerofólio a pressão ficou noutro nível, num valor inferior, indicando um forte efeito de perda de carga pela passagem do aerofólio.

8 V I I C o n g r e s s o N a c i o n a l d e E n g e n h a r i a M e c â n i c a, 3 1 d e j u l h o a 0 3 d e A g o s t o 0 1, S ã o L u i s - M a r a n h ã o Figura 6. Distribuição de Cp da corrida 1, para número de Mach 0,186 e ângulo de ataque de zero grau. A Figura 7 mostra o resultado da distribuição de pressão para a corrida número 3, com número de Mach do escoamento não perturbado de 0,91. Neste caso, observou-se uma repetição do comportamento já visto para número de Mach 0,187. Também verificou-se que pelo emprego da correção de pressão devido ao efeito de bloqueio o erro máximo caiu de 0,0 para 0,11. A figura também compara com os dados experimentais de Harris (1981) obtidos no túnel transônico pressurizado de 8 pés da NASA ( National Aeronautics and Space Administration ) em Langley, com cerca de 60 pontos de medida em torno do aerofólio NACA 001 com 3,1% de razão de bloqueio. Cabe ressaltar em relação à boa concordância entre os valores teóricos e os obtidos no túnel da NASA, explicado pelo fato desse túnel industrial representar o estado da arte com operação contínua e com controle de pressurização, enquanto que os resultados do presente trabalho com o mini túnel são os primeiros resultados obtidos com modelo e que servem para início de investigações visando a correções para aumento da precisão dos resultados. Mais uma vez nota-se que o nível de pressão no bordo de fuga diminui, causando um levantamento da curva em relação à solução teórica e a solução de Harris (1981), indicando que o perfil é muito grande para a seção de testes. Para corrigir o efeito da perda de carga pela passagem pelo modelo, sugere-se repetir o ensaio com medida da pressão estática em vários pontos sobre as paredes do mini túnel para corrigir o cálculo do coeficiente de pressão, pela correção do valor da pressão de referência do escoamento não perturbado. Ou seja, aquele determinado ponto está sob a influência de outro valor de pressão. Figura 7. Distribuição de Cp da corrida 3, para número de Mach 0,91 e ângulo de ataque de zero grau. Os dados de Harris correspondem a número de Mach 0,3.

9 V I I C o n g r e s s o N a c i o n a l d e E n g e n h a r i a M e c â n i c a, 3 1 d e j u l h o a 0 3 d e A g o s t o 0 1, S ã o L u i s - M a r a n h ã o Para a apresentação dos resultados obtidos com ângulo de ataque, é importante destacar que o aerofólio só tem tomadas no extradorso. Assim, duas corridas representam uma única condição de atitude do aerofólio. A partir dos dados disponíveis em Harris (1981), foi escolhida para apresentar aqui a condição mais próxima, que corresponde ao ângulo de ataque de 5º e número de Mach de 0,9, ou seja, os resultados das corridas 7 e 11. A Figura 8 mostra estes resultados comparados com a curva teórica obtida pelo programa XFOIL e os dados experimentais de Harris (1981). Neste caso, os resultados ficaram piores, indicando que a correção da razão de bloqueio não é suficiente. Os dados não corrigidos do intradorso ficaram melhores do que os valores corrigidos, por isto estes não foram apresentados na figura. Com o aumento do ângulo de ataque o escoamento agora apresenta regiões com velocidade relativamente alta que pode estar causando efeitos compressíveis importantes. Figura 8. Distribuição de Cp das corridas 7 e 11, para número de Mach aproximado de 0,91 e ângulo de ataque de 5º. Os dados de Harris correspondem ao número de Mach 0,3 e ângulo de 5,86º. A Figura 9 mostra uma distribuição do número de Mach próximo à superfície do aerofólio. Para isto, foi considerada a aproximação de que a pressão total se conservara em todos os pontos. De fato, o número de Mach é relativamente alto na região próxima ao bordo de ataque. Assim, pode haver outros efeitos de compressibilidade que devem ser corrigidos. Além disso, é possível que outros efeitos que não foram analisados, como do engrossamento da camada limite, downwash e outros, ou até combinação entre eles, possam estar causando os desvios observados. 4. CONCLUSÃO Figura 9. Número de Mach no entorno do aerofólio. Foram descritos os principais passos na realização dos ensaios com o perfil NACA 001 no mini túnel do IAE, apontando os equipamentos utilizados, como também a preparação do modelo com instalação de nove tomadas de

10 V I I C o n g r e s s o N a c i o n a l d e E n g e n h a r i a M e c â n i c a, 3 1 d e j u l h o a 0 3 d e A g o s t o 0 1, S ã o L u i s - M a r a n h ã o pressão. Foram também apresentados e discutidos os principais parâmetros a serem investigados durante os ensaios, no intuito de atestar a instalação como apta a realizar ensaios com precisão. Num túnel com paredes sólidas um efeito importante que deve ser levado em conta é o bloqueio aerodinâmico que foi discutido e proposta uma metodologia para correção dos dados de ensaio. A campanha de ensaios no mini túnel compreendeu a realização de 1 corridas variando o número de Mach na seção de testes em valores aproximados de 0,18, 0,4, 0,9 e 0,33 e ângulos de ataque no modelo de -5º, 0 o e +5º. Foram apresentados alguns resultados importantes, comparando com uma solução teórica obtida pelo programa XFOIL, com os resultados corrigidos e com resultados obtidos em um túnel industrial com 8 pés de lado da seção de testes da NASA Langley. Os dados obtidos foram discutidos e apontaram que a razão de bloqueio do modelo de 10,4% é excessiva para obtenção de resultados precisos. Sugere-se o uso de perfil com razão de bloqueio menor, ou a colocação de tomadas de pressão ao longo da seção de testes para avaliação da queda na pressão de referência, devido à perda de carga no túnel. Mesmo assim, destaca-se a importância da realização de ensaios deste tipo que permitem quantificar os diversos efeitos sobre os dados e propor metodologias de correção. 5. AGRADECIMENTOS Os autores agradecem ao IAE (Instituto de Aeronáutica e Espaço), pela viabilização deste trabalho, e ao CNPq pelo auxílio de bolsa PIBIC e bolsa DTI processo / REFERÊNCIAS Abbott, I. H., Von Doenhoff, A. E., 1958, Theory of Wing Sections (including a summary of airfoil data), Dover Publications, New York, Anderson, J. D. J, 1984, Fundamentals of Aerodynamics, McGraw-Hill, Inc. Da Silva, A. F. C., 010, Estudo Paramétrico para Utilização da Câmara de Mistura Supersônica do Instituto de Aeronáutica e Espaço, Trabalho de Graduação, ITA Instituto Tecnológico de Aeronáutica. Da Silva, A. F. C., Godinho, M. B. C., Ortega, M. A., Falcão Filho, J. B. P., 011, Supersonic/Subsonic Mixing Chamber Experimental Analysis, proceedings from 1st Brazilian Congress of Mechanical Engineering, Natal, RN, Brazil. Drela, M., Youngren, H., 01, XFOIL Subsonic Airfoil Development System, página da internet: Falcão Filho, J. B. P., Mello, O. A. F., 00, Descrição Técnica do Túnel Transônico Piloto do Centro Técnico Aeroespacial, Anais... IX Congresso Brasileiro de Ciências Térmicas e Engenharia, ENCIT-00, Caxambu-MG, artigo CIT Faria, A. F., 011, Desenvolvimento de uma Seção de Testes para um Mini Túnel de Vento, Trabalho de Graduação, Faculdade de Tecnologia de São José dos Campos FATEC. Goethert, B. H., 007, Transonic Wind Tunnel Testing, Dove Publications, Inc., Mineola, New York. Goffert, B., Truyts, C. F., Lima, D. S. A, Falcão Filho, J. B. P., 008b, Control of Injection System for the Pilot Transonic Wind Tunnel of IAE in Closed Circuit, Proceedings... XII Brazilian Congress of Thermal Engineering and Sciences, ENCIT-008, Belo Horizonte-MG, article Harris, C. D., 1981, Two-Dimensional Aerodynamic Characteristics of the NACA 001 Airfoil in the Langley 8-Foot Transonic Pressure Tunnel, NASA-TM Menezes, J. C. L., 1994, Análise Numérica de Escoamentos Transônicos Turbulentos em Torno de Aerofólios, Tese de Mestrado, Instituto Tecnológico de Aeronáutica. Zucker, R. D., Biblarz, O., 00, Fundamentals of Gas Dynamics, nd Ed., John Wiley and Sons, Inc. PSI, 000, ESP-16BP Pressure Scanner User s Manual, catálogo de produto da firma Esterline Pressure Systems 3 rd Edition Testo, 000, Instrumentos Portáteis de Medição, catálogo de produto da firma Testo do Brasil Instrumentos de Medição Ltda.

11 V I I C o n g r e s s o N a c i o n a l d e E n g e n h a r i a M e c â n i c a, 3 1 d e j u l h o a 0 3 d e A g o s t o 0 1, S ã o L u i s - M a r a n h ã o ANALYSIS OF A NACA 001 PROFILE IN A SMALL SUBSONIC INDUCTION DRIVEN WIND TUNNEL Nome do primeiro autor, 1 (Times New Roman, negrito, tamanho 10) Nome do segundo autor, 1 (Times New Roman, negrito, tamanho 10) Nome do terceiro autor, (Times New Roman, negrito, tamanho 10) 1 Nome da instituição, endereço para correspondência, (Times New Roman, tamanho 10) Nome da instituição, endereço para correspondência, (Times New Roman, tamanho 10) Abstract. The Aerodynamic Division (ALA) from the Institute of Aeronautics and Space (IAE) has recently developed a small wind tunnel driven by induction. Through a test campaign it was verified the good quality of the flow in the test section, certifying it to perform reliable tests. The tunnel is driven by a mixing chamber which uses a supersonic injector working at Mach number 1.9. As the stagnation pressure varies in the injector up to 10 bar the flow in the test section is established up to Mach number Its test section is square with side length of m. In these kind of installations it is very common to utilize standard devices like Pitot probes, pressure probes, yaw meters etc., to investigate the quality of the flow in the test section. In addition, many times it is used standard models with simple geometries in order to compare the experimental results with theoretical predictions and even with experimental results from other wind tunnels. Tests like these characterize a specific phase nominated calibration phase, in which the main operational characteristics of the installation are assessed. With this aim, an aeronautical profile NACA 001 was installed in the small wind tunnel, since there are extensive available data in the scientific literature. Pressure taps over the profile surface were done and they were connected to pressure sensors to determine the pressure distribution over the model. The profile was installed vertically in the test section allowing angle of attack adjustments. Near to the test section entrance there was a pressure tap at the tunnel wall to determine the undisturbed Mach number condition. This report describes the main steps undertaken during the test campaign with the NACA 001 in the small wind tunnel in the range from Mach number 0.15 to 0.37 and angles of attack -5, 0 and +5, being analyzed blockage effects. Keywords: subsonic wind tunnel, profile NACA 001, pressure coefficient RESPONSIBILITY NOTICE The authors are the only responsible for the printed material included in this paper.