PROJETO DE PERFIS Simples e Multi-elemento Francisco Palazzo Neto: fpalazzon@yahoo yahoo.com..com.br Gilberto Becker: gilbertobecker@yahoo yahoo.com..com.br
Sumário Projeto mono-elemento Motivação Competição SAE Aerodesign Fundamentos da Análise XFoil Exemplo de projeto Projeto Multi-elemento Outras Ferramentas
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!!!
Motivação Vought F-8A Crusader Surgimento dos Perfis supercriticos. Minimização do arrasto de onda do escoamento transônico. GANHO DE DESEMPENHO!!!
Competição SAE Aerodesign PORQUE O PERFIL SELIG 1223? Quando,em que regra, e para que Asa/Avião o Selig 1223 foi projetado?
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.
Exemplos anteriores - Possibilidades de melhorias: Selig 1223 AT- A2004 Aerodinâmicas Estruturais
Polar de Arrasto do Perfil
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
Fundamentos da Análise
Influência do No de Reynolds Re =1.54, Laminar Flow, Steady, No Fore/Aft Symmetry
Influência do No de Reynolds Re =26, Laminar Flow, Steady, Separated Flow
Influência do No de Reynolds Re =140, Unsteady Transitional Flow, Karman Vortex Street
Influência do No de Reynolds Re =2000, Unsteady, Turbulent Flow
Influência do No de Reynolds Re =10000, Unsteady, Turbulent Flow
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.
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
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
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
Módulo GDES
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
Módulos MDES e QDES
Dica: Sub-Módulo VPLO Identificação das regiões que dão origem ao arrasto!
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.
2004 Conceptual Design
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
A. D. Wing Airfoil Design XFOIL TOOLS Selig 1223 Geometric Design Inverse Design Boundary Layer Analysis (VPLO Sub-Routine) Designed Airfoil: AT-W2004
A. D. Wing Airfoil Design Numerical Results Boundary Layer Pressure Distribution
A. D. V.T.,., H.T.. & winglet Airfoils PSU 94-097 Airfoil Horizontal Tail: AT-P2004 Vertical Tail: AT-L2004 Winglet: AT-WLT2004
A. D. Rudder Design Analysis of Hinge Position : AT-L2004 Hinge : 0.65c
Open Class: : Análises para Re=550000
Projeto Multi-elemento Motivação Ensaio em túnel Parâmetros Ferramentas MSES Pré-processamento Solução do escoamento Pós-processamento Exemplos Outras Ferramentas XFLR5 Tornado
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
Ensaio em Túnel 3D 3D - meia maquete 2D Dados experimentais 2D Condições Aquisição Parâmetros relevantes
Parâmetros Reynolds Raio de bordo de ataque Arqueamento Distribuição de espessura Corda relativa dos elementos Incidência dos elementos Movimento fowler (aumento de área)
MSES Geração de malha NHLP A2
MSES Pós-processamento Camada Limite Dsitribuição de Cp
Pré-processamento Geração de malha ICEM Gridgen Tgrid Bamg
Solução do Escoamento CFD++ Fluent CFX Nsc2KE
Pós-processamento Ensight Tecplot
Exemplos Naca 0012 Uirá AeroDesign East 2007 NHLP - AGARD Flaps fenda dupla e simples Distribuição de sustentação ao longo da envergadura
Exemplo Naca 0012 Cl 1.8 1.6 1.4 1.2 1 0.8 0.6 0.4 0.2 0 0 2 4 6 8 10 12 14 16 18 20 22 Dados Experimentais XFoil NMIX Alfa
Exemplo Uirá AD East 2007
Exemplo Uirá AD East 2007
Exemplo Uirá AD East 2007 6.0 5.0 Perfil Cl 4.0 3.0 Perfil + flap double Cl vs. Alfa 2.0 1.0 0.0 0 2 4 6 8 10 12 14 16 18 20 22 Alfa 1.8000 1.6000 1.4000 Cl vs. Cd 1.2000 Perfil Cd 1.0000 0.8000 Perfil + flap double 0.6000 0.4000 0.2000 0.0000 1.5 2 2.5 3 3.5 4 4.5 5 5.5 Cl
Exemplo Uirá AD East 2007 Cl/Cd 80 70 60 50 40 30 20 10 Perfil Perfil + flap double Cl vs. L/D 0 1.5 2 2.5 3 3.5 4 4.5 5 5.5 Cl
Exemplo NHLP
Exemplo NHLP
Exemplo flaps Flap single Flap double
Exemplo Cl vs. y 3.50 3.00 2.50 Seção Dimensionante 2.00 Cl 1.50 1.00 0.50 0.00 0.00 1.00 2.00 3.00 4.00 5.00 6.00 7.00 8.00 9.00 10.00 y
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.
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
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
Referências XFOIL: raphael.mit..mit.edu/xfoil/index.html XFLR5: http://xflr5. ://xflr5.sourceforge.net/xflr5.htm Tornado: http://www. ://www.flyg.kth.se/divisions/aero/software/tornado/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