PROJETO DE PERFIS Simples e Multi-elemento. yahoo.com..com.br Gilberto Becker:

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1 PROJETO DE PERFIS Simples e Multi-elemento Francisco Palazzo Neto: fpalazzon@yahoo yahoo.com..com.br Gilberto Becker: gilbertobecker@yahoo yahoo.com..com.br

2 Sumário Projeto mono-elemento Motivação Competição SAE Aerodesign Fundamentos da Análise XFoil Exemplo de projeto Projeto Multi-elemento Outras Ferramentas

3 Motivação North American P-51 P Mustang Usou-se perfis laminares inéditos Projeto secreto da NACA (NASA). Responsável por quase metade dos aviões alemães abatidos na Segunda Guerra Mundial. GANHO DE DESEMPENHO!!!

4 Motivação Vought F-8A Crusader Surgimento dos Perfis supercriticos. Minimização do arrasto de onda do escoamento transônico. GANHO DE DESEMPENHO!!!

5 Competição SAE Aerodesign PORQUE O PERFIL SELIG 1223? Quando,em que regra, e para que Asa/Avião o Selig 1223 foi projetado?

6 Selig 1223 QUAIS SÃO OS REQUISITOS ATUAIS DE PROJETO? 2002 A área projetada não é mais limitada. - Quais são os impactos? - Novas Análises de projeto. - Visão multidisciplinar.

7 Exemplos anteriores - Possibilidades de melhorias: Selig 1223 AT- A2004 Aerodinâmicas Estruturais

8 Polar de Arrasto do Perfil

9 Fundamentos da Análise CONCEITUAIS Bordo de ataque Bordo de fuga Corda Linha Média Extradorso Intradorso VARIÁVEIS OBSERVADAS Arqueamento máx %c Posição do arqueamento máx %c Espessura máx %c Posição da espessura máx %c Raio de Bordo de Ataque Gap do Bordo de Fuga

10 Fundamentos da Análise

11 Influência do No de Reynolds Re =1.54, Laminar Flow, Steady, No Fore/Aft Symmetry

12 Influência do No de Reynolds Re =26, Laminar Flow, Steady, Separated Flow

13 Influência do No de Reynolds Re =140, Unsteady Transitional Flow, Karman Vortex Street

14 Influência do No de Reynolds Re =2000, Unsteady, Turbulent Flow

15 Influência do No de Reynolds Re =10000, Unsteady, Turbulent Flow

16 O Código C XFOIL XFOIL: Utiliza o método m dos painéis is com vorticidade linear (escoamento invíscido scido) Correção de compressibilidade de Kármán-Tsien. A A camada viscosa é representada por duas equações integrais superpostas ao escoamento potencial. Todas as equações de camada limite, de transição e de escoamento invíscido são solucionadas por um método numérico global de Newton.

17 O Código C XFOIL MÓDULOS DO XFOIL 1 - OPER : Análise 2 - GDES: Projeto Geométrico Método Direto 3 - MDES: Curva de Pressão Método Inverso 4 - QDES: Curva de Velocidade Método Inverso

18 Módulo de Análise: OPER - EXEMPLOS DE APLICAÇÃO Curva Cl x α Polar de Arrasto Camada Limite Identificação das regiões que originam o arrasto Curva Cp x Corda (Intradorso e Extradorso) Vetores de Pressão SUB-MÓDULO VPLO: Camada Limite

19 Módulo de Projeto Direto: GDES MODIFICAÇÃO DIRETA DE VÁRIOS V PARÂMETROS: Arqueamento máx %c Posição do arqueamento máx %c Espessura máx %c Posição da espessura máx %c Raio de Bordo de Ataque Gap do Bordo de Fuga (melhoria da convergência numérica) Modificação via cursor: Contorno, L. Arqueamento, L. Espessura ETC

20 Módulo GDES

21 Módulos de Projeto Inverso: MDES e QDES Projeto Inverso Através s de modificações da curva de pressão o perfil é redesenhado pelo software. - Modificações diretas (modi( modi) - Suavizar o escoamento local (smooth( smooth) - Observar ângulo de ataque de análise - Cálculos inversos do XFOIL despresam a viscosidade - Necessidade de verificação no módulo m OPER

22 Módulos MDES e QDES

23 Dica: Sub-Módulo VPLO Identificação das regiões que dão origem ao arrasto!

24 XFOIL: LISTA DE DISCUSSÃO Sugestão da lista: PROJETO ITERATIVO Utiliza-se técnicas t de projeto DIRETO e INVERSO alternadamente Na lista oficial de discussão sobre o código c jáj se falou em 200 horas de projeto para o perfil de um planador xfoil@yahoogroups yahoogroups.com - mais de 2000 participantes Mark Drella (MIT) participa ativamente das discussões.

25 2004 Conceptual Design

26 A. D. Wing Airfoil Design VAoA Wing and Structural Requirements: - Low C D at low AoA - High Ixx. Iyy and J Performance Requirements -Solutions: - High S W - Low S W and Low C L and High C L Aerodynamic Requirements - Low C D and Low C M - Low S W due to max. span limitation

27 A. D. Wing Airfoil Design XFOIL TOOLS Selig 1223 Geometric Design Inverse Design Boundary Layer Analysis (VPLO Sub-Routine) Designed Airfoil: AT-W2004

28 A. D. Wing Airfoil Design Numerical Results Boundary Layer Pressure Distribution

29 A. D. V.T.,., H.T.. & winglet Airfoils PSU Airfoil Horizontal Tail: AT-P2004 Vertical Tail: AT-L2004 Winglet: AT-WLT2004

30 A. D. Rudder Design Analysis of Hinge Position : AT-L2004 Hinge : 0.65c

31 Open Class: : Análises para Re=550000

32 Projeto Multi-elemento Motivação Ensaio em túnel Parâmetros Ferramentas MSES Pré-processamento Solução do escoamento Pós-processamento Exemplos Outras Ferramentas XFLR5 Tornado

33 Motivação Aviação em geral Desempenho de pista Arrasto em cruzeiro Aerodesign Dependente da regra: Aumento do CLmáx Diminuição do arrasto em condições recolhidas Aumento de área projetada

34 Ensaio em Túnel 3D 3D - meia maquete 2D Dados experimentais 2D Condições Aquisição Parâmetros relevantes

35 Parâmetros Reynolds Raio de bordo de ataque Arqueamento Distribuição de espessura Corda relativa dos elementos Incidência dos elementos Movimento fowler (aumento de área)

36 MSES Geração de malha NHLP A2

37 MSES Pós-processamento Camada Limite Dsitribuição de Cp

38 Pré-processamento Geração de malha ICEM Gridgen Tgrid Bamg

39 Solução do Escoamento CFD++ Fluent CFX Nsc2KE

40 Pós-processamento Ensight Tecplot

41 Exemplos Naca 0012 Uirá AeroDesign East 2007 NHLP - AGARD Flaps fenda dupla e simples Distribuição de sustentação ao longo da envergadura

42 Exemplo Naca 0012 Cl Dados Experimentais XFoil NMIX Alfa

43 Exemplo Uirá AD East 2007

44 Exemplo Uirá AD East 2007

45 Exemplo Uirá AD East Perfil Cl Perfil + flap double Cl vs. Alfa Alfa Cl vs. Cd Perfil Cd Perfil + flap double Cl

46 Exemplo Uirá AD East 2007 Cl/Cd Perfil Perfil + flap double Cl vs. L/D Cl

47 Exemplo NHLP

48 Exemplo NHLP

49 Exemplo flaps Flap single Flap double

50 Exemplo Cl vs. y Seção Dimensionante 2.00 Cl y

51 XFLR5 Projetado em 2005, por André Deperrois para fornecer uma interface amigável com o XFOIL, e viabilizar cálculos c em objetos 3D, com baixos nº n de Reynolds. Possibilita a utilização do método m de Katz & Plotkin para cálculo das Linhas de Vórtice V (VLM); ou a Teoria de Linha de Sustentação de Prandlt (LLT) em superfícies. Análise de conjuntos asa-empenagens empenagens. Prevista interface com o código c AVL, também m do MIT.

52 Tornado Utilizada o Vortex Lattice Possibilita a construção completa da aeronave (sem espessura e volume) Calcula coeficientes estáticos ticos e dinâmicos Superfícies de comando Exemplo Projeto do Winglet

53 Considerações finais Uso consciente e coerente das ferramentas Procura por embasamento teórico Determinação das metas/requisitos Verificar infraestrutura disponível Escolha das ferramentas: recursos e limitações (modelo do código) características do resultado Orçar o prazo Sempre que possível comparar com experimento

54 Referências XFOIL: raphael.mit..mit.edu/xfoil/index.html XFLR5: ://xflr5.sourceforge.net/xflr5.htm Tornado: :// /software/tornado/tornado.html AGARD-AR AR-303 Volume 1 & 2: "A Selection of Experimental Test Cases for the Validation of CFD Codes" AGARD-AR AR-303 Volume 1 & 2: "A Selection of Experimental Test Cases for the Validation of CFD Codes" Abbott,Ira H.; and von Doenhoff,Albert E - Theory of Airfoil Sections