UNIVERSIDADE FEDERAL DO VALE DO SÃO FRANCISCO EQUIPE F-CARRANCA AERODESIGN AEROWEEKEND 2016 MATERIAL BÁSICO DE AERODINÂMICA Juazeiro Bahia Outubro / 2016
SUMÁRIO 1. FASES DO DESIGN... 5 1.1. Design Conceitual... 5 1.2. Design Preliminar... 5 1.3. Design Detalhado... 5 1.4. Os Sete Pontos Chave do Design Conceitual... 5 2. RESUMO SOBRE AERODINÂMICA... 8 2.1. Definição... 8 2.2. Física da força de sustentação... 8 2.3. Terceira Lei de Newton... 8 2.4. Principio de Bernoulli... 8 2.5. Número de Reynolds... 9 2.6. Teoria do perfil aerodinâmico... 9 2.7. Seleção e Desempenho de um Perfil Aerodinâmico... 10 2.8. Coeficiente de sustentação... 10 2.9. Coeficiente de Arrasto... 11 2.10. Coeficiente de momento... 11 2.11. Curva eficiência aerodinâmica versus ângulo de ataque... 12 2.12. Determinação das forças aerodinâmicas... 12 2.13. Asas de envergadura finita... 13 2.14. Forma geométrica da asa... 14 2.15. Posição da asa na fuselagem... 14 2.16. Alongamento... 15 2.17. Relação de afilamento... 15 2.18. Coeficiente de sustentação para asas finitas... 15 2.19. O Estol em asas finitas... 16 2.20. O Arrasto em aeronaves... 17
2.21. Polar de arrasto de uma aeronave... 17 3. WINGLETS... 19 3.1. Introdução Teórica... 19 3.2. Influência da Geometria no Desempenho Da Aeronave... 19 3.3. Projeto de Winglets... 20 3.4. Aumento do MTOW pelo uso de Winglets... 22 4. MÉTODOS DE CONTROLE DA CAMADA LIMITE... 23 4.1. Introdução ao Controle da Camada Limite... 23 4.2. Geradores de Vórtices... 24 4.3. Dimensionamento... 25 4.4. Eslotes e Esletes... 26 4.5. Finalidade do Dispositivo... 26 5. ENFLECHAMENTO... 28 5.1. Ângulo de Enflechamento... 28 6. REFERENCIAL BIBLIOGRÁFICO... 29
LISTA DE FIGURAS Figura 1 - Os sete pontos chave para um projeto conceitual inteligente... 6 Figura 2 - Circulação do ar ao redor do perfil... 8 Figura 3 - Perfil aerodinâmico... 9 Figura 4 - Curva coeficiente de sustentação versus ângulo de ataque... 10 Figura 5 - Comportamento linear da curva CL... 11 Figura 6 - Curva coeficiente de Arrasto versus ângulo de ataque... 11 Figura 7 - Curva coeficiente de momento versus ângulo de ataque... 12 Figura 8 - Curva eficiência versus ângulo de ataque... 12 Figura 9 - Asa de envergadura finita... 13 Figura 10 - Formas geométricas de uma asa... 14 Figura 11 - Posição das asas na fuselagem... 14 Figura 12 - Exemplo da utilização ou não do afilamento... 15 Figura 13 - Influência dos vórtices na diminuição do ângulo de ataque... 16 Figura 14 - Comparação entre o CL de uma asa e de um perfil... 16 Figura 15 - Curva genérica da polar de arrasto... 18 Figura 16 - Escoamento sobre a ponta de uma asa... 19 Figura 17 Fluxo ao longo da envergadura em uma asa finitas: linhas sólidas, superfície superior; linhas tracejadas, superfície inferior.... 20 Figura 18 - Desenvolvimento da camada limite sobre um perfil aerodinâmico... 23 Figura 19 - Diferentes tipos de geradores de vórtices... 25 Figura 20 - Valores de Reynolds Crítico... 25 Figura 21 - Controle da camada limite por aspiração... 26 Figura 22 - Slat aplicado a uma asa... 26 Figura 23 - Comparação do coeficiente de sustentação entre dispositivos... 27 Figura 24 - Comparação de curvas polares de asas com dispositivos aplicados... 27 Figura 25 - Cinco asas com diferentes ângulos de varredura... 28
1. FASES DO DESIGN O projeto de uma aeronave pode ser dividido em fases. Estas são, em ordem cronológica, divididas em projeto conceitual, projeto preliminar e projeto detalhado. 1.1. Design Conceitual O projeto conceitual inicia-se com a definição das restrições e/ou objetivo do projeto. Nos dois casos, o projeto não é definido por completo, ou seja, há sempre a possibilidade de mudanças. Nesta etapa, o projeto estrutural e dos comandos das superfícies são considerados apenas de forma superficial. O resultado final do projeto conceitual é o layout. 1.2. Design Preliminar O projeto preliminar serve pra ajustar o seu projeto conceitual. Se muitas mudanças forem realizadas nesta etapa, significa que o projeto conceitual não foi eficiente. Nesta fase são realizadas as analises estruturais e das superfícies de controle. Esta é a etapa de teste (túnel de vento, por exemplo) e de simulações (CFD). Nesta fase é possível encontrar problemas indesejados como: interferência e problemas de estabilidade. Por fim, o projeto é finalizado e, então, a maior decisão é tomada: se a aeronave será ou não, construída. 1.3. Design Detalhado O projeto detalhado é, em suma, a fase de construção onde todos os detalhes construtivos (materiais, ferramentas, técnicas de construção) devem ser considerados e executados. Nesta fase devem ser projetados todos os detalhes da aeronave, como: longarina, nervuvas, trem de pouso, etc. Por fim, testes de voos são realizados para a validação e término do projeto. 1.4. Os Sete Pontos Chave do Design Conceitual O projeto conceitual é um processo de criatividade, aberto a muitas possibilidades. Para aperfeiçoar o desenvolvimento desta fase, o autor indica os sete aspectos que servirão como base para todo o projeto conceitual.
Figura 1 - Os sete pontos chave para um projeto conceitual inteligente 1) Requerimentos Deve-se conhecer a missão do projeto, ou seja, conhecer qual a função que a aeronave. Alguns exemplos do que serão os requerimentos do projeto de uma aeronave, são: Alcance; Comprimento de decolagem; Velocidade de estol; Velocidade máxima; Razão de subida; Resistência; Máximo fator de carga; Teto de serviço; Preço; Mantenabilidade; Confiabilidade; Tamanho Máximo.
2) Peso da aeronave Primeira estimativa 3) Parâmetros críticos de desempenho Máximo CL Eficiência L/D Esforços sobre a asa W/S Razão T/W 4) Layout Desenho da forma e dimensões da aeronave até este ponto do projeto. Os parâmetros críticos de desempenho e a estimativa do peso da aeronave são informações suficientes para determinar o tamanho da aeronave e a sua configuração. 5) Peso da aeronave Segunda estimativa O tamanho e a forma da aeronave passam a ser o foco do projeto, ajudando, assim, em uma melhor estimativa do peso da aeronave. 6) Análise de Desempenho Nesta fase, é realizada a análise de desempenho da aeronave. O ponto importante desta etapa é saber se a aeronave em layout irá cumprir com a sua missão. 7) Otimização Depois de várias iterações das etapas 3, 4, 5 e 6, teremos algumas aeronaves e cabe ao projetista escolher a melhor delas.
2. RESUMO SOBRE AERODINÂMICA 2.1. Definição Aerodinâmica é o estudo do movimento de fluidos gasosos, relativo às suas propriedades e características, e as forças que exercem em corpos sólidos neles imersos. 2.2. Física da força de sustentação A força de sustentação é a responsável por vencer o peso da aeronave e garantir o voo. Existem duas fontes de geração de forças aerodinâmicas em um corpo que se desloca através de um fluido: a distribuição de pressão e as tensões de cisalhamento que atuam sobre a superfície do corpo. Logo, dois princípios podem ser utilizados para compreender a força de sustentação: a terceira lei de Newton e o princípio de Bernoulli. 2.3. Terceira Lei de Newton Se existe um ângulo positivo entre a asa e a direção do escoamento, o ar é forçado a mudar de direção, pois a asa aplica uma força para baixo no ar e o ar, pela terceira lei de Newton, aplica na asa uma força de reação na mesma intensidade e no sentido contrário, ou seja, para cima. 2.4. Principio de Bernoulli A criação da força de sustentação também pode ser explicada através da circulação do escoamento ao redor do aerofólio. Figura 2 - Circulação do ar ao redor do perfil
O escoamento, ao incidir no perfil com a geometria ilustrada na figura, gera no extradorso um aumento de velocidade e a diminuição desta no intradorso, e, consequentemente, um aumento da pressão estática no intradorso. Gerando a força de sustentação no perfil. 2.5. Número de Reynolds O número de Reynolds (Re) é um adimensional extremamente importante, pois possibilita a avaliação da estabilidade do fluxo, indicando se o escoamento foi de forma laminar ou turbulenta. A seguir, o Re para aplicações em perfis aerodinâmicos. Re = ρ. v. c/μ Onde: v representa a velocidade do escoamento, ρ é a densidade do ar, μ a viscosidade dinâmica do ar e c a corda média aerodinâmica do perfil. 2.6. Teoria do perfil aerodinâmico Um perfil aerodinâmico é uma superfície projetada com a finalidade de se obter uma reação aerodinâmica a partir do escoamento do fluido ao seu redor. A seguir, a figura ilustra um perfil aerodinâmico e suas principais características geométricas. Figura 3 - Perfil aerodinâmico Algumas definições: Ângulo de Ataque (α): é o termo utilizado pela aerodinâmica para definir o ângulo formado entre a linha de corda do perfil e a direção do vento relativo. O aumento do ângulo de ataque proporciona um aumento da força de sustentação até certo ponto no qual esta diminui bruscamente ponto este conhecido como estol. Ângulo de Incidência: é o ângulo formado entre a corda e um eixo horizontal de referência.
2.7. Seleção e Desempenho de um Perfil Aerodinâmico Algumas características são de fundamental conhecimento para que se escolha um perfil aerodinâmico de com o bom desempenho. Algumas características são: O coeficiente de sustentação (Cl); O coeficiente de arrasto (Cd); O coeficiente de momento (Cm); A posição do centro aerodinâmico; E a sua eficiência aerodinâmica. Esses coeficientes são função do modelo do perfil, do número de Reynolds e do ângulo de ataque. 2.8. Coeficiente de sustentação O Coeficiente de Sustentação, Cl, representa a eficiência do perfil em gerar força de sustentação. Perfis com altos valores de Cl são considerados como eficientes para a geração de sustentação. Figura 4 - Curva coeficiente de sustentação versus ângulo de ataque. A análise da curva CL versus α permite observar que a variação do CL com relação a α é praticamente linear em um determinada região, logo, matematicamente pode ser representada por:
Figura 5 - Comportamento linear da curva CL 2.9. Coeficiente de Arrasto O Coeficiente de Arrasto, Cd, representa a eficiência do perfil em gerar arrasto. Um perfil com pequenos valores de coeficiente de arrasto são considerados aerodinamicamente eficientes. Figura 6 - Curva coeficiente de Arrasto versus ângulo de ataque 2.10. Coeficiente de momento Devido à diferença de pressão no perfil, além das forças cisalhantes, atua também um momento que tende a rotacionar este perfil. O Coeficiente de Momento (Cd) pode ser obtido através da curva Cd versus α.
Figura 7 - Curva coeficiente de momento versus ângulo de ataque 2.11. Curva eficiência aerodinâmica versus ângulo de ataque Figura 8 - Curva eficiência versus ângulo de ataque 2.12. Determinação das forças aerodinâmicas São muitas as características aerodinâmicas importantes para a seleção adequada de um perfil. Três delas são: A capacidade de geração de sustentação do perfil, através do calculo da força de sustentação:
Correspondente força de arrasto: Momento resultante Onde os coeficientes são obtidos diretamente da leitura das curvas características. Geralmente os cálculos são realizados considerando-se que este momento atua em um ponto a ¼ da corda, medido a partir do bordo de ataque. Este ponto é denominado na aerodinâmica como centro aerodinâmico do perfil, CA. 2.13. Asas de envergadura finita Até o presente momento, foi visto como um perfil aerodinâmico (2D) é capaz de gerar forças e momentos necessários para o vôo da aeronave, porém, as características do perfil diferem consideravelmente das características de uma asa ou se um avião (3D) como um todo. A figura a seguir mostra as principais características geométricas de uma asa Figura 9 - Asa de envergadura finita Onde a variável b representa a envergadura, c representa a corda e S a área da asa.
2.14. Forma geométrica da asa A forma geométrica da planta das asas pode ser retangular, trapezoidal, elíptica ou mista. Figura 10 - Formas geométricas de uma asa A eficiência aerodinâmica das diferentes formas geométricas da asa. Asa retangular: menos eficiente por conta do arrasto induzido; Asa Trapezoidal: ótima eficiência aerodinâmica, pois a redução gradativa da corda diminui o arrasto induzido. Asa Elíptica: asa ideal, pois proporciona a máxima eficiência aerodinâmica; Asa mista: características tanto da asa retangular como da asa trapezoidal ou elíptica. 2.15. Posição da asa na fuselagem As posições de fixação da asa na fuselagem podem ser classificadas como: Figura 11 - Posição das asas na fuselagem
2.16. Alongamento O alongamento em asas de forma geométrica retangular representa a razão entre a envergadura e a corda do perfil, como mostra a seguinte equação. Para asas com formas diferentes da retangular, temos: Portanto, um elevado alongamento representa grande envergadura com pequena corda. 2.17. Relação de afilamento Define-se relação de afilamento λ de uma asa, como a razão entre a corda na ponta e a corda na raiz como mostra a equação: Figura 12 - Exemplo da utilização ou não do afilamento 2.18. Coeficiente de sustentação para asas finitas A primeira afirmação que se pode fazer a respeito do coeficiente de sustentação de uma asa é: não será o mesmo de um perfil. A razão para existir uma diferença entre o coeficiente de sustentação da asa e do perfil está associada aos vórtices produzidos na ponta da asa.
O vento relativo local é inclinado para baixo em relação a sua direção original, e o ângulo formado é denominado de ângulo de ataque induzido (αi). Logo, pode-se notar quer a presença da velocidade induzida provoca a redução do ângulo de ataque e consequentemente uma redução no coeficiente de sustentação da asa, quando comparada a um perfil. Figura 13 - Influência dos vórtices na diminuição do ângulo de ataque Portanto, uma asa possui menor capacidade de gerar sustentação quando comparada a um perfil aerodinâmico. Figura 14 - Comparação entre o CL de uma asa e de um perfil 2.19. O Estol em asas finitas É possível se observar na curva característica CL versus a de uma asa finita, que um aumento do ângulo de ataque proporciona um aumento do coeficiente de sustentação, porém esse aumento de CL não ocorre indefinidamente, ou seja, existe um limite máximo para o valor do coeficiente de sustentação de uma asa. Este limite máximo é designado na indústria aeronáutica por ponto de estol.
O estudo do estol proporciona a determinação de parâmetros importantes de desempenho, como a mínima velocidade da aeronave e a determinação dos comprimentos de pista necessários ao pouso e decolagem. 2.20. O Arrasto em aeronaves Existem dois tipos característicos de arrasto. O arrasto de pressão, causado pelo desbalanceamento da pressão na superfície da aeronave, e o arrasto de atrito, proveniente das tensões de cisalhamento que atuam sobre a aeronave. Os principais tipos de arrasto são: Arrasto por atrito Provocado pelas tensões cisalhantes; Arrasto de pressão ou de forma desbalanceamento da pressão; Arrasto de perfil soma dos arrasto por atrito com o arrasto de pressão; Arrasto de interferência caudado pela interação do campo dos escoamentos; Arrasto induzido associado aos vórtices de ponta; Arrasto parasita arrasto total do avião menos o arrasto induzido. 2.21. Polar de arrasto de uma aeronave A polar de arrasto representa uma curva que mostra a relação entre o coeficiente de arrasto e o coeficiente se sustentação de uma aeronave. A polar de arrasto mostra toda a informação aerodinâmica necessária para uma análise de desempenho da aeronave. A equação que define a curva da polar de arrasto de uma aeronave pode ser obtida a partir da força de arrasto total gerada na mesma. O arrasto total é a soma do arrasto parasita com o arrasto de onda e com arrasto devido a geração de sustentação da aeronave, ou seja: O termo do arrasto de onda Cdw se faz presente apenas em velocidades transônicas ou supersônicas. Logo, podemos simplificar a equação dizendo que, para uma aeronave subsônica, a polar de arrasto é igual ao arrasto parasita (CD0) da aeronave somado ao arrasto devido a sustentação (K.CL²):
Onde K é o coeficiente de proporcionalidade e CL o coeficiente de sustentação. Um gráfico genérico da polar de arrasto de uma aeronave pode ser apresentado na próxima figura. Figura 15 - Curva genérica da polar de arrasto Portanto, a polar de arrasto nada mais é que a representação da força resultante aerodinâmica desenhada em coordenadas polares.
3. WINGLETS 3.1. Introdução Teórica Sabemos que a diferença fundamental entre a eficiência aerodinâmica de um perfil e a de uma asa de envergadura finita se dá pelos vórtices de ponta de asa, estes que são gerados pela distribuição da pressão sobre a asa, que faz com que o escoamento do intradorso, com maior pressão, escolha o caminho mais curto até o extradorso, região de menor pressão, através da parte lateral da asa. A figura seguinte ilustra esse fenômeno. Figura 16 - Escoamento sobre a ponta de uma asa As forças fundamentais que agem sobre uma aeronave são: tração e arrasto, no eixo horizontal; sustentação e peso, no eixo vertical; sendo, em cada eixo, uma força oposta à outra. Logo, percebemos que a força de arrasto não é interessante, visto que ela contrária ao deslocamento da aeronave sentido da força de tração. Os vórtices de ponta de asa são responsáveis por gerar arrasto na aeronave, este conhecido como Arrasto Induzido. Graças a esse tipo de arrasto que a eficiência aerodinâmica de uma asa finita será sempre inferior a eficiência de um perfil. Diante deste problema, desenvolveu-se todo um estudo sobre dispositivos que pudessem de alguma forma, minimizar os vórtices de ponta de asa e, consequentemente, reduzir o arrasto induzido. Foi diante desta situação que se desenvolveu o estudo sobre os winglets, que nada mais são do que dispositivos de minimizam essa tão conhecida forma de arrasto o Arrasto Induzido. 3.2. Influência da Geometria no Desempenho Da Aeronave Os Winglets também aumentam a distribuição de sustentação sobre a asa, pois esse dispositivo também aumenta a área em planta da asa. Com o aumento dessa área podemos
concluir que, além do ganho de sustentação, também teremos um aumento do arrasto de perfil. Portanto, o melhor desempenho da aeronave devido à winglets resulta de sua capacidade para reduzir o arrasto induzido negociada à sua área molhada adicional, que aumentando o arrasto de perfil. Observando o campo de escoamento em torno da asa esboçada na Figura 2, podemos perceber que quanto maior a extensão da asa menor será o efeito dos vórtices sobre as seções próximas da raiz da asa. Podemos perceber também que os vórtices gerados também influenciam o escoamento nas proximidades da ponta da asa não apenas na ponta. Figura 17 Fluxo ao longo da envergadura em uma asa finitas: linhas sólidas, superfície superior; linhas tracejadas, superfície inferior. Logo, pode-se observar que quanto maior for a razão de aspecto da asa, mais a eficiência dela se aproximará à eficiência de um perfil aerodinâmico, pois haverá menor influência dos vórtices sobre o escoamento da asa, em um todo. 3.3. Projeto de Winglets Para obter os resultados desejados em toda a faixa de operação de uma aeronave, é necessário o dimensionamento de novos winglets para cada aplicação diferente. Para o dimensionamento deste dispositivo, métodos teóricos foram desenvolvidos e validados através da comparação e medições de testes de voo. Crossover-Point Method O arrasto de perfil aumenta com V 2, enquanto o arrasto induzido aumenta com 1 V 2. Assim, o ponto de cruzamento é uma maneira simples para fazer a troca entre a penalidade de arrasto
de perfil com o benefício da redução do arrasto induzido. Abaixo desta velocidade, os winglets são benéficos, enquanto acima dela, o mesmo passa a ser prejudicial. Assim, o ponto de cruzamento é a velocidade de voo em que o benefício de redução do arrasto induzido devido a winglets é igual à pena do arrasto de perfil, ou seja, quando D PERFIL + D INDUZIDO = 0 Portanto, quanto mais arrasto induzido for reduzido para um dado aumento no arrasto de perfil, maior será o ponto de cruzamento e mais efetivo será o winglet. Para entender os fatores que determinam a velocidade de cruzamento, V CR, uma expressão pode ser obtida igualando o aumento do arrasto de perfil devido à altura winglet com a consequente diminuição do fator de arrasto induzido V CR = 2W 4 ρb K(h) π hc C Dp,WL em que K (h) é uma função que relaciona o fator de redução do arrasto induzido global para um dado aumento na altura do winglet, h. Originalmente, esta função foi estimada utilizando os resultados de trabalhos anteriores (*procurar as referências deste artigo*). Analisando a equação, podemos perceber que a medida que o coeficiente do arrasto do perfil da área adicionada do winglet (C Dp,WL ) diminui e quanto maior for o carregamento, maior será a velocidade de cruzeiro, portanto aumentar a altura do winglet irá diminui-lo. Esta expressão simples para V CR dá uma visão sobre como o ponto de cruzamento pode ser controlada através da geometria do winglet. Na fase inicial de desenvolvimento, o ponto de cruzamento foi considerado simplesmente como sendo a velocidade de cruzeiro da aeronave correspondente às condições mais desfavoráveis. Modified Crossover-Point Method No método do ponto de cruzamento modificado, em vez de igualar a mudança no arrasto de perfil com a variação no arrasto induzido, em termos apenas da altura do winglet, a nova expressão é escrita em termos de parâmetros gerais que descrevem a geometria do winglet e de variáveis aerodinâmicas.
(SC Dp ) WL (SC Dp ) WT + 4W 2 πρ 2 4 V (K 2 2 CR b K 1 2 2 b ) = 0 1 O subscrito WT corresponde à região da ponta de asa removida para que o winglet seja adicionado. O subscrito 1 corresponde à asa original, enquanto 2 corresponde à nova asa com winglet. O peso W é considerado imutável para as variações na ponta de asa. Para envergaduras fixas, b1=b2. O fator de arrasto induzido K2 deve ser o menor possível em relação a K1. Alterar a velocidade de cruzamento afeta a faixa de velocidades para as quais os benefícios são atingidos, como também a magnitude desses benefícios para essas faixas. Velocidades de cruzamento mais altas reduzem os ganhos de desempenho em velocidades mais baixas, enquanto velocidades de cruzamento mais baixas geram uma redução muito maior no arrasto, mas apenas para uma pequena faixa da polar. Vale observar que, muita ênfase em geometrias ideais para o mínimo arrasto induzido muitas vezes pode gerar uma maior penalidade por arrasto de perfil do que pode ser compensado pela redução do arrasto induzido. O objetivo do winglet deve ser sempre a redução do arrasto total, e não de apenas uma parcela do mesmo. O carregamento ótimo para um mínimo arrasto induzido deve ser contínuo ao longo da junção da asa e do winglet, o que requer que a corda na junção seja a mesma, ou que o coeficiente de sustentação na raiz do winglet seja proporcionalmente maior que na ponta da asa. Embora, segundo a teoria clássica, os modelos atuais de winglets não atinjam uma redução ótima do arrasto induzido, eles conseguem uma boa redução desse aspecto sem um aumento tão significativo no arrasto de forma. Portanto, pode-se afirmar que a maior parte da redução de arrasto induzido prevista teoricamente é obtida pela adição de winglets. Uma vez que se decide pela adição do mesmo, a redução do arrasto de forma passa a ser também um fator primordial. 3.4. Aumento do MTOW pelo uso de Winglets Depois de realizar todos os cálculos que garantem o beneficio do uso dos winglets e, consequentemente, cálculo do acréscimo de Força Sustentação e decréscimo de Força de Arrasto, torna-se possível realizar o cálculo do acréscimo de carga que a aeronave poderá carregar.
4. MÉTODOS DE CONTROLE DA CAMADA LIMITE 4.1. Introdução ao Controle da Camada Limite A camada limite é o lugar geométrico onde os efeitos viscosos de um fluido influenciam o perfil de velocidade do escoamento. Fora do domínio da camada limite (CL) o escoamento pode ser considerado invíscido, pois os efeitos viscosos não são relevantes. O Princípio da Aderência garante que a velocidade do escoamento na eminência da superfície de um corpo submerso no fluido é nula, pois o fluido adere à superfície por conta de sua viscosidade. À medida que se distancia da superfície a velocidade aumenta gradualmente até o ponto onde a camada limite se encerra, ou seja, até o ponto onde a velocidade se torna constante. A figura a seguir ilustra o que já foi falado até o momento. Figura 18 - Desenvolvimento da camada limite sobre um perfil aerodinâmico Analisando a Figura 18, pode-se perceber que há um ponto onde o Princípio da Aderência não é mais suficiente para fazer com que o fluido permaneça grudado à superfície. Isso ocorre devido ao desbalanceamento de pressão que ocorre no escoamento, gerado por fatores como: ângulo de ataque; geometria do perfil aerodinâmico; temperatura; densidade do fluido; dentre outros fatores. Quando há um grande aumento do ângulo de ataque ângulo relativo entre a linha de corda do perfil e o escoamento do fluido o descolamento da camada limite pode acontecer de forma repentina, fenômeno este conhecido como Estol. O Estol tem como consequência a perda brusca de Força de Sustentação e o ganho de Força de Arrasto, fazendo com que a aeronave perca altitude, o que não é desejado. Portanto, a partir daí, entende-se a importância do estudo dos Métodos de Controle da Camada Limite, que nada mais é do que o estudo de mecanismos criados para interferir no escoamento a fim de retardar o descolamento da camada limite - o Estol.
4.2. Geradores de Vórtices Os Geradores de Vórtices, ou apenas GV, tem a função perturbar o fluxo, precipitando normalmente a transição de a Camada Limite Laminar (CLL) para Camada Limite Turbulenta (CLT), energizando as camadas de ar junto à superfície, retardando sua separação do extradorso da asa. Embora ao precipitar a transição ocorra um aumento na resistência aerodinâmica, este aumento é muito menor do que ocorreria no caso da separação. 1) FINALIDADE DO DISPOSITIVO Os Geradores de Vórtices atuam como pequenas asas, cada um criando sustentação perpendicular à sua própria superfície. Criando sustentação, eles induzem um vórtice que pode influenciar o escoamento do ar de duas formas distintas: O vórtice gerado interage com a camada limite na superfície da aeronave introduzindo ar com maior energia cinética das camadas superiores dentro da camada limite, onde o escoamento já perdeu bastante energia devido ao atrito com a superfície da asa. A camada limite é reenergizada e assim os GVs funcionam como retardadores do estol em pontos específicos onde são instalados. O vórtice gerado é orientado pela colocação apropriada do GV de forma a redirecionar o fluxo de ar de modo que interações indesejáveis são evitadas. Com esse mecanismo, os geradores atuam como defletores de fluxo do escoamento. 2) DIFERENTES GEOMETRIAS E DESEMPENHO Os geradores de vórtices devem ser muito bem dimensionados para que produzam um resultado positivo. Assim, se for muito alto, ao invés de induzir a uma transição, ele provoca diretamente uma separação, com resultados piores que o original, sem o GV. A Figura 2 ilustra os diferentes tipos deste dispositivo.
Figura 19 - Diferentes tipos de geradores de vórtices 4.3. Dimensionamento Dados experimentais mostram que a posição de maior efeito do gerador de vórtice é quando a camada limite tem uma espessura 25% maior que a altura do dispositivo. Como o GV está na Camada Limite Laminar, CLL, a espessura desta é que deve ser usada. Figura 20 - Valores de Reynolds Crítico
Para dimensionar um GV é necessário primeiro calcular a altura do GV para a velocidade desejada, usando Rk. A posição do GV na superfície superior do perfil é obtida pela espessura da CL. Esta espessura da camada limite é calculada a partir do ponto de estagnação, ponto S na Figura 3, que para grandes ângulos de ataque pode ser considerado no ponto de tangência do raio do bordo de ataque com a superfície inferior. Figura 21 - Controle da camada limite por aspiração 4.4. Eslotes e Esletes Os flapes podem ter seu desempenho melhorado se puder operar com maiores ângulos de ataque da asa, sem que ocorra separação. Para tal, o uso de slots no bordo de ataque é bastante eficiente. O slot é um canal formado por uma parte da asa, que contém o bordo de ataque, chamado slat, e o restante da asa. A figura a seguir ilustra esse dispositivo. Figura 22 - Slat aplicado a uma asa 4.5. Finalidade do Dispositivo Os slats funcionam através do redirecionando do ar incidente na superfície inferior da asa, acelerando-o através do canal do slot e direcionando o ar tangencialmente à superfície superior da asa. Isto acelera o ar retardando o estol até um ângulo muito maior, garantindo maior coeficiente de sustentação e redução da velocidade nas condições críticas de pouso e decolagem. A desvantagem do slat é que o ar acelerado requer energia, o que significa mais arraste. Por isso grande parte das aeronaves utiliza este sistema de maneira retrátil. O
diagrama seguinte ilustra o uso de slats para aumentar o coeficiente de sustentação de uma asa. Figura 23 - Comparação do coeficiente de sustentação entre dispositivos Figura 24 - Comparação de curvas polares de asas com dispositivos aplicados Pelos dados bibliográficos encontrados, a utilização de slats pode ser de grande vantagem, principalmente para aeronaves Aerodesign, nas quais há maior preocupação justamente nas etapas de melhor rendimento deste dispositivo, a decolagem e pouso.
5. ENFLECHAMENTO 5.1. Ângulo de Enflechamento A Figura 25 ilustra os tipos de enflechamentos representados em uma vista superior de uma asa. São estes: ângulo de enflechamento de bordo de ataque, Λ LE ; ângulo de enflechamento de bordo de fuga, Λ TE ; ângulo de enflechamento de ¼ de corda, Λ C/4 e o ângulo de enflechamento de ½ de corda, Λ C/2. Figura 25 - Cinco asas com diferentes ângulos de varredura
6. REFERENCIAL BIBLIOGRÁFICO EQUIPE F-CARRANCA ANDERSON, Aircraft performance and design. PULLIN, D.C., Apostila de Aerodinâmica do Avião. Belo Horizonte; CEA-- EEUFMG, 1976 THE DESIGN OF WINGLETS FOR LOW-SPEED AIRCRAFT < http://www.mandhsoaring.com/why%20winglets/wl-it.pdf> Acesso em 08/01/15, as 17:16. <http://jonal300.no.comunidades.net/4-elementos-moveis-da-asa>; Acesso em 23/12/2015, às 18:31. Sadraey, Capítulo 5, seção 5.12 High Lift Device e 5.14 Lifting Line Theory. Disponível no acerco da F-Carranca. Acesso em 09/01/2016. <https://sites.google.com/site/scientiaestpotentiaplus/gerador-de-vortice> Acesso em 04/01/2015 às 17:02. Introdução ao Projeto Aeronáutico, Edison da Rosa. Sardraey Capitulo 5. Disponível no acervo do aero na pasta Bibliografia Detalhada.