DISTRIBUIÇÃO DE PRESSÃO ESTÁTICA NO AEROFÓLIO NACA 0012 EM VELOCIDADES TRANSÔNICAS

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1 DISTRIBUIÇÃO DE PRESSÃO ESTÁTICA NO AEROFÓLIO NACA 0012 EM VELOCIDADES TRANSÔNICAS Bruno Goffert, 1 Marcos Aurélio Ortega, 1 Guido Pires Arantes Ubertini, 2 João Batista Pessoa Falcão Filho, 2 1 Instituto Tecnológico de Aeronáutica (ITA), Pça. Marechal Eduardo Gomes, 50, São José dos Campos SP, CEP: Instituto de Aeronáutica e Espaço (IAE), Divisão de Aerodinâmica (ALA), Pça. Marechal Eduardo Gomes, 50, São José dos Campos SP, CEP: Resumo: Atualmente o Instituto de Aeronáutica e Espaço possui um túnel de vento transônico que faz parte do complexo de túneis de vento da ALA - Divisão de Aerodinâmica do IAE Instituto de Aeronáutica e Espaço em São José dos Campos. Denominado como Túnel Transonico Piloto, tem seu projeto desenvolvido em escala 1/8 de um túnel de vento transônico industrial. Com um compressor principal axial de dois estágios com potência de 830 kw, este túnel de vento é capaz de fornecer de forma contínua escoamentos com velocidades transônicas de número de Mach até 1,3. A princípio foi concebido para avaliar as inovações tecnológicas que seriam adotadas no túnel industrial, treinar a equipe técnica na realização de ensaios transônicos e realizar pesquisa básica, uma vez que seriam inéditos estudos deste tipo dentro do território nacional. Por se tratar de um túnel de vento relativamente novo, uma forma de verificar sua confiabilidade é a realização de alguns experimentos com modelos conhecidos para que os resultados sejam comparados com os de outros túneis de vento. Um deles é o aerofólio NACA O presente trabalho descreve os ensaios realizados com o aerofólio NACA 0012 na faixa de velocidade de número de Mach de 0,6 a 0,8. Para a investigação a ser realizada, recentemente o TTP adquiriu um conjunto para aplicação de tintas sensível à pressão, programas computacionais e equipamentos eletrônicos que serão empregados nos experimentos com a técnica PSP ( Pressure Sensitive Paint ). Desta forma, foram obtidos resultados em termos de distribuição de pressão estática sobre toda a superfície do modelo, além de ter sido possível observar formações de ondas de choque. PSP é uma técnica moderna, com excelentes resultados em situações com grandes gradientes de pressão, e que tem sido amplamente divulgada e empregada na maioria dos túneis de vento de alta velocidade. Finalmente, os resultados obtidos são comparados com resultados obtidos em outros túneis de vento. Palavras-chave: Escoamento transônico, Túnel Transônico Piloto, aerofólio NACA INTRODUÇÃO Na maioria dos testes aerodinâmicos e experimentos de mecânica dos fluidos, as medições de pressão na superfície dos modelos são fundamentalmente importantes. A distribuição da pressão na superfície é geralmente integrada para realizar análises de carregamentos, tanto em veículos completos quanto em partes específicas de modelos. As medições são também muito valiosas para identificar e estudar fenômenos específicos como separação da camada limite e detecção de ondas de choque nas superfícies (Bell et al., 2001). Os métodos de medições tradicionais são baseados em tomadas de pressão ou transdutores instalados para obtenção de valores para determinados pontos no modelo. Apesar do bom conhecimento desta técnica e da alta precisão, o posicionamento da instalação dos transdutores ou das tomadas de pressão é limitado em termos de espaço (Watkins et al., 2011). Nestes casos, as medições em regiões com superfícies finas ou em quinas ficam impossibilitadas de serem obtidas. Para eliminar as restrições causadas pelos métodos tradicionais de medições de pressão, na década de 1980 foi desenvolvida uma técnica que permite obter valores de pressão na superfície do modelo testado com alta resolução espacial. Esta técnica que ficou conhecida como tinta sensível a pressão (PSP Pressure-Sensitive Paint), se utiliza de uma tinta especial capaz de absorver fótons de comprimento de onda próximo ao ultra-violeta e emitir radiação no infra-vermelho. Este processo, denominado luminescência, pode ser desativado pela concentração de oxigênio (oxigen quenching) difundido na matriz da tinta PSP. Devido à proporcionalidade entre a luminescência produzida e a pressão na superfície testada, equipamentos de alta resolução como câmeras científicas do tipo CCD (Charge Couple Device),

2 fornecem o mapeamento digital completo da distribuição de pressão da superfície em questão (Pedrassi, 2009, Bell et al., 2001). 2. PRINCÍPIO FÍSICO DA TÉCNICA PSP A técnica PSP consiste fisicamente no estado de excitação das moléculas sensoriais presentes na tinta polimérica, denominadas luminóforos, quando iluminadas com uma fonte de luz com comprimento de onda apropriado. Esta excitação dos luminóforos ocorre devido à absorção de fótons provenientes da incidência de luz, o que os leva a um estado de energia mais elevado. O retorno para o estado de energia original pode ser realizado por diversas maneiras, cada uma com diferentes taxas. Os principais mecanismos são: decaimento radioativo e decaimento não-radioativo. No processo radioativo encontra-se o fenômeno da luminescência, que são fótons emitidos pelos luminóforos e caracterizados por comprimento de onda maior do que os fótons da fonte de radiação (Pedrassi, 2009). O processo nãoradioativo de retorno do estado de energia das moléculas da tinta PSP é realizado pela colisão de moléculas de oxigênio, conhecido por desativação por oxigênio. A taxa de desativação é proporcional à pressão de oxigênio local, que por sua vez é proporcional à pressão absoluta. Por outro lado, a luminescência é inversamente proporcional à pressão local da superfície em teste. Por ser uma técnica baseada em medições de pressão absoluta, sua eficiência é maior em escoamentos transônicos e supersônicos, nos quais os diferenciais de pressão são muito mais elevados (Bell et al., 2001). Uma ilustração do princípio físico descrito da técnica PSP é mostrada na Fig. (1). Fonte de radiação LED Câmera CCD Filtro Excitação Luminescência Molécula de oxigênio Matriz da tinta Modelo Molécula luminescente Figura 1. Princípio físico da técnica PSP (ISSI, 2012). A partir do momento no qual um pulso de excitação luminosa é ativado, a luminescência é produzida pelos luminóforos e atinge sua maior intensidade no último instante deste pulso. Daí em diante, o decaimento da luminescência em relação ao tempo se comporta de forma exponencial. Se o pulso de excitação termina no instante 0, e a intensidade emitida neste momento é I 0, a relação de emissão de luminescência é dada por onde I é a intensidade luminescente emitida, t é o tempo, e τ é o fator de decaimento da luminescência. Pelo fato de ser possível obter todo o comportamento da luminescência produzida por um pulso de excitação por meio do decaimento de luminescência, este método recebe o nome de tempo de vida (do inglês, lifetime). O sinal de luminescência observado durante os experimentos de PSP é relacionado com a concentração de oxigênio, para posteriormente ser relacionado com a pressão. O modelo utilizado quando são realizadas medições a partir da concentração de oxigênio é dado pela equação de Stern-Volmer (Droulliard e Linne, 2005, Bell, 2011) onde τ A é o tempo de decaimento luminescente na ausência de uma molécula inibidora de luminescência, como por exemplo o oxigênio, e K SV (unidade inversa de concentração de oxigênio, m 3 /mole O 2 ) é o coeficiente Stern- Volmer. O valor de K SV depende das propriedades das moléculas luminescentes e da temperatura. Para medições de pressão uma variação na pressão parcial de oxigênio pode ser relacionada com a pressão em condições em estado estacionário, ou de referência. Neste caso a equação de Stern-Volmer pode ser expressa em relação à razão entre os tempos de vida por (1) (2)

3 Os coeficientes dependentes da temperatura A e B, conhecidos como coeficientes de Stern-Volmer, são dados por O método de tempo de vida deste trabalho é baseado nos experimentos de Droulliard e Linne (2005). Devido ao fato da excitação ser causada por um pulso de luz, a luminescência decai exponencialmente da irradiação inicial até zero. Durante este processo de decaimento luminescente, uma câmera científica adquire imagens para dois intervalos de tempos distintos, de t 0 a t 1 e de t 1 a t 2. No ramo da técnica em medições por PSP os intervalos de aquisição são conhecidos como gates. As expressões de m 1 e m 2, que são as imagens adquiridas durante o decaimento luminescente, podem ser calculadas por integração da curva de decaimento entre os intervalos de tempo dos gates. (3) (4) (5) (6) (7) Resolvendo pela razão entre m 1 e m 2, a constante de decaimento pode ser obtida por (8) Se t 0 e t 1 são conhecidos e m 1 e m 2 são obtidos, a constante de decaimento τ pode ser calculada na Eq. (8) e usada para encontrar a pressão pela relação de tempo de vida de Stern-Volmer. 3. METODOLOGIA A metodologia experimental empregada na análise de distribuição de pressão no aerofólio NACA 0012 é composta por 2 métodos diferentes: método tradicional com tomadas e transdutor de pressão, e pela técnica de tinta sensível a pressão. Além de obter medições de forma independente, as tomadas de pressão estática servirão como uma calibração pelo método de mínimos quadrados dos resultados obtidos pelo PSP. E, para mapear toda a superfície do aerofólio será utilizada a técnica PSP. Desta forma, justifica-se o uso dos dois métodos de medições de pressão estática sobre a superfície do perfil aerodinâmico NACA Sistema de aquisição de pressão via tomadas de pressão As medições de pressão na superfície do modelo foram feitas por um dispositivo piezo-elétrico, contendo 32 canais de pressão, fabricado pela empresa Esterline Pressure Systems. O transdutor adquire sinais em volts e por meio de uma curva de calibração os dados são convertidos para valores em pressão. Este dispositivo, denominado aqui de PSI, tem uma faixa de operação em pressão diferencial de ±10 psi, sendo que, para a realização dos experimentos deste trabalho, a pressão de referência foi relativa à atmosférica. Para obter o valor absoluto da pressão em cada medida foi utilizada a Eq. (9) onde p é a pressão absoluta, p amb é a pressão ambiente e Δp é a pressão obtida pelo módulo PSI. Durante os ensaios as voltagens referentes às medições das tomadas de pressão foram adquiridas através de uma placa de aquisição de dados, controlada por um programa em ambiente LabView. Para obter a distribuição do coeficiente de pressão estática ao longo da corda aerodinâmica do perfil foi preciso definir C p por (9) (10) onde p é a pressão estática local, p é a pressão estática do escoamento livre e q é a pressão dinâmica do escoamento livre. As posições escolhidas das tomadas de pressão estática, em porcentagem da corda aerodinâmica foram: 6,02%, 25,30%, 39,76%, 56,26%, 70,48%.

4 3.2. Calibração do PSI A calibração do dispositivo PSI é um importante trabalho a ser destacado, pois será ela a responsável por determinar os valores das pressões estáticas sobre a superfície do modelo pela conversão de dados em volts. Este processo baseou-se no trabalho de Souza et al. (2010), o qual se utilizou de uma relação linear entre o sinal em volts e a pressão em Pa. Inicialmente foram lidos 100 valores de pressão diferencial nulo. Numa varredura temporal, a pressão de todos os canais do instrumento (o de referência e os de leitura) estavam ligados à atmosfera. Posteriormente todos os canais receberam uma pressão com valor previamente conhecido, fornecida por um vaso de pressão. E então, uma nova varredura de 100 valores foi realizada. Para medir as pressões absolutas referentes à atmosfera e a interna do vaso de pressão durante o processo de calibração, foi utilizado um manômetro manual do modelo TESTO 521. Através de uma média simples os valores dos sinais correspondentes à pressão diferencial nula e a pressão diferencial conhecida são obtidos, e finalmente é estabelecida a curva linear de calibração Aparato experimental da técnica PSP Com a utilização da técnica PSP, há necessidade de um aparato experimental muito específico. A representação dos principais componentes e ligações deste arranjo para aquisição de imagens PSP é mostrada na Fig (2). Modelo Seção de testes Câmera CCD LED Gerador de pulsos Aquisição e processamento de imagens Figura 2. Aparato experimental da técnica PSP. Como fonte de excitação das moléculas presentes na tinta PSP foi utilizada uma fonte LED (Light Emmiting Diode) que emite ondas com comprimentos de ondas referentes ao ultravioleta. A fonte do tipo LED utilizada foi a do modelo LM2X-400. Este modelo é considerado uma fonte uniforme com iluminação estável e projetado especificamente para experimentos de PSP. Sua fonte de radiação emite ondas com comprimento de 400 nm. A aquisição das imagens entre os intervalos de tempo pré-determinados pelo gate 1 e gate 2 foi realizada por uma câmera científica CCD de alta resolução. Este tipo de câmera é muito utilizado em experimentos de PSP, pois geralmente sua eficiência (quantum efficiency) é considerada muito alta. A câmera utilizada no presente trabalho é fabricada pela empresa PCO AG, modelo Esta câmera possui uma resolução de 1600 x 1200 pixels, onde cada pixel tem dimensões de 7,4 x 7,4 μm. A temperatura ambiente para sua utilização pode variar de 5º C a 40º C. Seu sistema de refrigeração interna é capaz de estabelecer temperaturas de até 50º C abaixo a do ambiente. Este parâmetro de taxa de refrigeração interna da câmera CCD é um importante fator a ser considerado em experimentos que utilizam a técnica PSP, pois em elevadas temperaturas os elétrons se acumulam nos dispositivos CCD provocando ruídos conhecidos como dark charge noise. De acordo com Bell et al. (2001) este ruído pode prejudicar a detecção de pequenas variações de intensidade luminosa, diminuindo assim a precisão da técnica PSP. Para que o sincronismo entre a ativação das lâmpadas LED e a câmara seja precisa, um gerador-modulador de sinais digitais foi utilizado nos experimentos. Este gerador opera como um controlador de tempo dos pulsos digitais dos equipamentos nele instalados. Os controles de operação do gerador de pulsos são atuados digitalmente por meio do programa de aquisição de imagens fornecido pela ISSI, empresa norte-americana Innovative Scientific Solutions Inc. Neste trabalho foi utilizado um gerador de pulsos do modelo Quantum Composer Nos experimentos realizados, os intervalos de tempo de cada gate foram de 30 μs. No primeiro gate a aquisição de imagens é feita assim que o pulso é desativado enquanto que o segundo é ativado com um atraso de 30 μs. Em cada gate foram obtidas 8 imagens, sendo que para a formação de uma imagem são necessárias outras 2, onde é realizada uma média da intensidade luminescente em cada pixel dessas 2 imagens. E, para eliminar qualquer influência externa, das imagens resultantes dos experimentos

5 são subtraídas imagens produzidas sem qualquer iluminação (do inglês, background image).o gerador de pulsos é controlado digitalmente por um microcomputador tipo notebook HP Compaq 6730s. Além de controlar o gerador de pulsos, o microcomputador tem a função de adquirir e armazenar as imagens geradas pela câmera como também reduzir os resultados. A redução dos resultados tem a finalidade de obter medições de pressão através das intensidades luminosas. Os programas utilizados para aquisição de imagens e redução de dados foram respectivamente, ProImage Application e OMS Acquire, ambos fornecidos pela ISSI Tinta PSP De acordo com a formulação desta tinta, modelo UF-400, as moléculas são efetivamente excitadas com ondas de comprimentos na faixa de 370 a 520 nm. Entretanto, o fabricante (ISSI) recomenda a modulação da fonte do tipo LED para 400 nm. Antes que seja aplicada a tinta PSP, a superfície do modelo é coberta por uma fina camada de tinta base. A tinta base tem a função de formar uma película que preenche rachaduras ou imperfeições das superfícies e de auxiliar a aderência da tinta PSP. Sua aplicação deve ser feita de modo suave e uniforme em toda a região que recebe iluminação. A Figura (3) mostra o aerofólio NACA 0012 pintado com a tinta PSP. 4. RESULTADOS Figura 3. Aerofólio NACA 0012 pintado com a tinta PSP. As configurações dos experimentos realizados no TTP podem ser vistas na Tab. (1). Dos experimentos são obtidos resultados em termos do coeficiente de pressão ao longo da corda aerodinâmica do aerofólio NACA Para a realização dos ensaios o sistema de controle automático estabeleceu de forma estável valores de pressão e temperatura na seção de testes próximos aos da atmosfera. Desta forma, não foi fixado um valor para o número de Reynolds para todos os experimentos, como pode ser observado na Tab. (1). Os resultados dos ensaios em termos da distribuição do coeficiente de pressão estática foram comparados com o trabalho experimental de Harris (1981). As comparações são feitas com este trabalho devido à alta confiabilidade de seus resultados, mas é necessário destacar os diferentes números de Reynolds dos experimentos realizados no TTP. Sendo assim, algumas discrepâncias devem surgir, principalmente devido à viscosidade do escoamento. Tabela 1. Configurações dos experimentos realizados no TTP. Experimento número de Mach número de Reynolds (x10 6 ) ângulo de ataque 1 0,5993±0,0006 0,943 0º 2 0,7006±0,0006 1,036 0º 3 0,6996±0,0005 1,036 4º 4 0,8002±0,0006 1,106 0º Uma das principais vantagens que a técnica PSP possui é a possibilidade de observar os resultados obtidos por toda a superfície em questão. A Figura (4) mostra o resultado em valores de pressão estática na superfície do aerofólio NACA 0012 para o primeiro experimento, com velocidade na entrada da seção de testes de número de Mach 0,6 e ângulo de ataque nulo. Pode ser observado que, para este problema os níveis de pressão denunciam um escoamento bem comportado, onde as transições dos valores de pressão estática ocorrem de forma bastante suave. Também pode ser visto que os níveis de pressão não apresentam qualquer efeito tridimensional ao longo da envergadura, o que demonstra a boa qualidade da pintura e do escoamento.

6 Figura 4. Resultados da pressão estática sobre a superfície do aerofólio NACA 0012 utilizando a técnica PSP para número de Mach 0,6 e ângulo de ataque nulo. A distribuição do coeficiente de pressão para este primeiro caso é apresentada na Fig. (5). Na figura, os círculos representam o trabalho experimental de Harris (1981), os diamantes são as medidas das tomadas de pressão tradicionais (PSI), e a linha contínua são os resultados retirados da técnica PSP, que foram corrigidos pelo método de mínimos quadrados a partir das tomadas de pressão. Por se tratar de um escoamento que na superfície do modelo não há grandes gradientes de pressão, os resultados obtidos estão em plena concordância quando comparado com outro trabalho experimental encontrado na literatura. Observando a distribuição de pressão obtida pela técnica PSP, pode ser verificado que até 1,8% da corda aerodinâmica não foi possível estabelecer valores de pressão. Este tipo de problema ocorreu devido ao posicionamento da câmera em relação ao bordo de ataque. No caso de regiões tridimensionais onde as imagens capturadas são planificadas, há uma perda de definição nas imagens, pois as emissões de ondas infravermelhas da tinta PSP não são detectadas pela câmera. Para contornar este tipo de problema uma quantidade maior de câmeras com posicionamentos distintos podem ser instaladas ao aparato experimental. Pode ser visto que para este caso a curva PSP tem o aspecto tremido, pois a tinta especial tem uma melhor resposta quando os gradientes de pressão são altos e em velocidades transônicas C p experimental (Harris, 1981) TTP - PSI TTP - PSP x/c Figura 5. Resultados experimentais e numéricos da distribuição do coeficiente de pressão para número de Mach 0,6 e ângulo de ataque nulo. A Figura (6) mostra os resultados da distribuição do coeficiente de pressão para escoamento com número de Mach 0,7 com ângulo de ataque nulo. Neste caso analisado se observou curvas com poucas oscilações dos valores de pressão e bem comportadas como um todo. Este bom comportamento visto nas curvas garante a plena concordância entre os túneis de vento.

7 C p experimental (Harris, 1981) TTP - PSI TTP - PSP x/c Figura 6. Resultados experimentais e numéricos da distribuição do coeficiente de pressão para número de Mach 0,7 e ângulo de ataque nulo. No terceiro caso, com velocidade do escoamento de número de Mach 0,7 e ângulo de ataque 4º pode ser observado um resultado típico que caracteriza um escoamento transônico. A formação bem definida de uma onda de choque a aproximadamente 26% da corda aerodinâmica faz com que a pressão estática nesta região suba vertiginosamente, refletindo numa variação brusca de C p. Entretanto, ocorre uma discordância notável entre os resultados do presente trabalho e o de Harris (1981). Na posição de 15% da corda aerodinâmica, o pico máximo de C p é atingido a -1,408, e a partir daí começa a cair suavemente para o valor de -1,225. Deve ser ressaltado que este fenômeno é inteiramente físico, uma vez que foi capturado pelos dois métodos experimentais: tomadas de pressão estática e PSP. Também deve ser destacado o valor da primeira medida (PSI) no dorso inferior do aerofólio, que apresentou valor muito distante se comparado com os resultados obtidos da técnica PSP e do trabalho experimental de Harris (1981). Após uma investigação nas tomadas de pressão estática, foi observado que nesta medição houve um problema de vazamento do tubo de medidas, ligado do aerofólio ao módulo PSI C p experimental (Harris, 1981) TTP - PSI TTP - PSP x/c Figura 7. Resultados experimentais e numéricos da distribuição do coeficiente de pressão para número de Mach 0,7 e ângulo de ataque de 4º. Uma explicação para a oscilação pré-choque pode estar relacionada com os parâmetros de viscosidade do escoamento. De acordo com Houghton e Carpenter (2003), o aumento da pressão devido ao choque é suficiente para causar separação da camada limite imediatamente à frente do choque. Como a espessura da camada limite é modificada,

8 então a superfície atuante no escoamento também é alterada. Na região a montante do choque o escoamento está em regime supersônico, sendo assim com a modificação da superfície em contato com o escoamento supersônico há o aparecimento de uma onda de choque do tipo oblíqua, como pode ser visto na Fig. (8). Este fenômeno ocorre pelo escoamento ter que mudar sua direção e ainda manter-se em regime supersônico, mas desta vez com um valor de pressão estática superior em relação aos valores anteriores ao choque oblíquo. subsônico choque normal camada limite supersônico choque oblíquo Figura 8. Representação dos choques formados na superfície do aerofólio NACA O 4º e último caso analisado é o de escoamento com velocidade de número de Mach 0,8 e ângulo de ataque nulo. Este representa um importante caso devido ao aparecimento de uma onda de choque bem definida sobre a superfície do aerofólio NACA 0012 em escoamento transônico. Muitos autores, como os encontrados em McCroskey (1987), comparam resultados em termos do posicionamento de onda para esta configuração de ensaio. Por se tratar de experimentos realizados em diferentes túneis de vento e diferentes razões de bloqueio do modelo, a posição da onda de choque pode variar de 35% a 55% em relação à corda aerodinâmica do perfil para o mesmo número de Mach. Nos trabalhos encontrados em McCroskey (1987) a posição média da onda de choque foi 46% ± 2% da corda aerodinâmica. A Figura (9) traz o mapeamento da pressão estática obtida pela técnica PSP sobre a superfície do aerofólio NACA 0012 para o experimento 4. De forma bastante visual pode ser observada pelos níveis de pressão a formação da onda de choque próxima ao centro do perfil e alguns efeitos tridimensionais na superfície do aerofólio devido à presença das paredes da seção de testes do túnel de vento. Já a Figura (10) mostra a distribuição do coeficiente de pressão estática ao longo da superfície em uma única estação, localizada no centro da envergadura do aerofólio NACA Novamente ocorreram efeitos mistos de ondas de choque (oblíqua e normal), assim como no caso anterior. Com relação à curva obtida pelo PSP, observa-se sua boa definição e a ausência de tremidos ocorridos no escoamento com número de Mach 0,6. De acordo com a distribuição de pressão a posição da onda de choque normal está em 45% da corda aerodinâmica, demonstrando boa confiabilidade do TTP e das metodologias empregadas nos experimentos, podendo ser comparados com renomados túneis de vento. Efeitos tridimensionais Figura 9. Resultados da pressão estática sobre a superfície do aerofólio NACA 0012 utilizando a técnica PSP para número de Mach 0,8 e ângulo de ataque nulo.

9 C p experimental (Harris, 1981) TTP - PSI TTP - PSP Figura 10. Resultados experimentais e numéricos da distribuição do coeficiente de pressão para número de Mach 0,8 e ângulo de ataque nulo. 5. CONCLUSÕES Foram realizados experimentos com o aerofólio NACA 0012 no Túnel Transônico Piloto do Instituto de Aeronáutica e Espaço de forma contínua em regime subsônico e transônico utilizando medições de pressão estáticas tradicionais (com transdutor de pressão) e com a técnica de tinta sensível à pressão (PSP). Para verificar a confiabilidade deste túnel de vento e a metodologia empregada nos experimentos, os resultados em termos de distribuição do coeficiente de pressão ao longo da corda aerodinâmica do aerofólio foram comparados com outros encontrados na literatura. Nos casos de escoamentos plenamente subsônicos, observou-se uma total concordância com o trabalho experimental de Harris (1981), tanto nos comportamentos na curvas apresentadas quanto nos valores da pressão. Diante dos casos de escoamentos transônicos, as posições de ondas de choque estiveram plenamente de acordo com os resultados de outros túneis de vento, principalmente no caso mais relevante, representado por um escoamento com número de Mach 0,8 e ângulo de ataque nulo. 6. AGRADECIMENTOS Os autores gostariam de agradecer ao CNPq (Conselho Nacional de Desenvolvimento Científico e Tecnológico) pelo apoio financeiro, MCT/CNPq/AEB n 33/2010, Projeto /2010-2, Análise Numérica/Experimental do Veículo de Sondagem SONDA III com Detalhe da Interferência Empenagem/Fuselagem para Número de Mach 1.3, e apoio individual nº / REFERÊNCIAS x/c Bell, J.H., Schairer, E.T., Hand, L.A., Mehta, R.D., 2001, Surface Pressure Measurements Using Luminescent Coatings, Annu. Rev. Fluid Mech., Vol. 33, pp Bell, J.H., 2011, Pressure-Sensitive Paint Measurements on the NASA Common Research Model in the NASA 11ft Transonic Wind Tunnel, ARC-E-DAA-TN2759. Droulliard II, T.F., Linee, M.A., 2005, Luminescence Lifetime Response of Pressure-Sensitive Paint to a Pressure Transient, AIAA Journal, Vol. 43, No. 5. Harris, C.D., 1981, Two-Dimensional Aerodynamic Characteristics of the NACA 0012 Airfoil in the Langley 8-foot Transonic Pressure Tunnel, NASA TM Houghton, E.L., Carpenter, P.W., 2003, Aerodynamics for Engineering Students, 5th. ed. ISSI, 2012, Pressure-Sensitive Paint, document encontrado na página da Inovvative Scientific Solutions Inc., disponível em acesso em 22/01/2012. McCroskey, W.J., 1987, A Critical Assessment of Wind Tunnel Results for the NACA 0012 Airfoil, NASA TM Mitsuo, K., Egamy, Y., Suzuki, H., Mizushima, H., Asai, K., 2002, Development of Lifetime Imaging System for Pressure-Sensitive Paint, 22nd. AIAA Aerodynamic Measurement Technology and Ground Testing Conference, St. Louis, pp

10 Pedrassi, M., 2009, Desenvolvimento da Técnica de Tinta Sensível a Pressão (PSP) para Medidas de Campo de Pressão em Modelos Aerodinâmicos, Dissertação de Mestrado, Instituto Tecnológico de Aeronáutica, São José dos Campos. Souza, F.M., Neto, P.J.O., Silva, A.R., Lima, D.S.A., Reis, M.L.C.C., Falcão Filho, J.B.P., 2010, Metodologia de Calibração de Sistema de Medida de Pressão em Túneis de Vento, VI Congresso Nacional de Engenharia Mecânica, Campina Grande. Watkins, A.N., Lordan, J.D., Leighty, B.D., Ingram, J.L., Oglesby, D.N., 2011, Results from a Pressure Sensitive Paint test conducted at the National Transonic Facility on test 197: the Common Research Model, NASA/TM DIREITOS AUTORAIS Os autores são os únicos responsáveis pelo conteúdo do material impresso incluído no seu trabalho. STATIC PRESSURE DISTRIBUTION ON NACA 0012 AIRFOIL IN TRANSONIC SPEED Bruno Goffert, bruno.goffert@gmail.com 1 Marcos Aurélio Ortega, ortega@ita.br 1 Guido Pires Arantes Ubertini, guido_ubertini@hotmail.com 2 João Batista Pessoa Falcão Filho, jb.falcao@ig.com.br 2 1 Instituto Tecnológico de Aeronáutica (ITA), Pça. Marechal Eduardo Gomes, 50, São José dos Campos SP, CEP: Instituto de Aeronáutica e Espaço (IAE), Divisão de Aerodinâmica (ALA), Pça. Marechal Eduardo Gomes, 50, São José dos Campos SP, CEP: Abstract: Nowadays the Institute of Aeronautics and Space has a transonic wind tunnel that makes part of the wind tunnels facility at ALA Aerodynamic Division of IAE Institute of Aeronautics and Space in São José dos Campos. It s named by Túnel Transônico Piloto, it have been designed in 1/8 scale of industrial transonic wind tunnel. With a main axial two-stage compressor of 830 kw, this wind tunnel is able to supply a continuously flow with transonic speeds of Mach number up to 1.3. Initially it was created to assess the technologic innovations that would be adopted on the industrial wind tunnel, training the technique team to realize the transonic experiments and to realize basic researches, because it would be the first studies into the national territory. How this wind tunnel is relatively new, one procedure to check the confidence is to realize some experiments with well known models to compare the results with other wind tunnels. One of the well known models is the NACA 0012 airfoil. The present paper describes the experiments with NACA 0012 airfoil in the Mach number range from 0.6 to 0.8. To accomplish this work, recently the TTP acquired a pressure sensitive paint kit, computational programs and electronic equipments that will be used on the PSP technique experiments (Pressure Sensitive Paint). In this way, it was obtained results in terms of static pressure distribution over the whole surface, beyond to observe the formation of wave shocks. PSP is a modern technique, with excellent results in high gradient pressure situations, and it has been divulgated and used in the most high speed wind tunnel. Finally, the results obtained are compared to other wind tunnel. Keywords: transonic flow, Túnel Transônico Piloto, NACA 0012 airfoil RESPONSIBILITY NOTICE The authors are the only responsible for the printed material included in this paper.