Aerodinâmica de Asas em Regime IncompressívelAED-11BESUNTS

↓ 𝐴𝑅 :↓𝛼𝑒𝑓𝑒𝑡𝑖𝑣𝑜∴↓𝐶𝐿𝛼

𝐶𝐿𝛼=

2𝜋

1+2𝐴𝑅

𝑟𝑎𝑑−1

Teórico Experimental

-5 0 5 10 15 20-0.6

-0.4

-0.2

0

0.2

0.4

0.6

0.8

1

Infinito Exp AR4 ExpAR2 Exp Infinito TeoAR4 Teo AR2 Teo

Alpha (º)

Cl

M 𝑒𝑠𝑚𝑜𝛼0

ALONGAMENTO

↓ 𝐴𝑅 :↓𝛼𝑒𝑓𝑒𝑡𝑖𝑣𝑜∴↓𝐶𝐿𝛼

𝐶𝐿𝛼=

𝑎0

1+ 2𝐴𝑅

𝑟𝑎𝑑−1

Esperado

Exp IC 95%

ALONGAMENTO

↓ 𝐴𝑅 :↓𝐶𝐿 , ↓𝛼𝑒𝑓𝑒𝑡𝑖𝑣𝑜

↓ 𝐴𝑅 :𝑒𝑠𝑡𝑜𝑙𝑚𝑎𝑖𝑠 𝑠𝑢𝑎𝑣𝑒 (𝑑𝑎𝑟𝑎𝑖𝑧𝑝𝑎𝑟𝑎𝑝𝑜𝑛𝑡𝑎 )

ALONGAMENTO

↓ 𝐴𝑅 :𝑒𝑠𝑡𝑜𝑙𝑚𝑎𝑖𝑠 𝑠𝑢𝑎𝑣𝑒

-5 0 5 10 15 20-0.6

-0.4

-0.2

0

0.2

0.4

0.6

0.8

1

Infinito Exp AR4 Exp AR2 Exp

Infinito Teo AR4 Teo AR2 Teo

Alpha (º)

Cl

-5 0 5 10 15 20 250

0.05

0.1

0.15

0.2

0.25

0.3

0.35

0.4

Alpha (º)

Cd

-5 0 5 10 15 20 25-0.16

-0.14

-0.12

-0.1

-0.08

-0.06

-0.04

-0.02

0

Alpha (º)

Cm

𝒆𝒔𝒕𝒐𝒍

𝒆𝒔𝒕𝒐𝒍

↓ 𝐴𝑅 :↓ 𝑥𝐶𝐴

(%)

ALONGAMENTO

Alongamento

0 0.02 0.04 0.06 0.08 0.1 0.12 0.14 0.16 0.18 0.2-0.4

-0.2

0

0.2

0.4

0.6

0.8

along infinito AR4AR2

Cd

Cl

-5 0 5 10 15 20 250

0.05

0.1

0.15

0.2

0.25

0.3

0.35

0.4

Infinito Exp AR4 Exp AR2 Exp

Alpha (º)Cd

𝐶𝐷𝑖=

𝐶𝐿2

𝜋 AR (1+𝛿 )=𝐶𝐿

2

𝜋 𝑒 AR𝐶𝐷 ,1=𝐶𝐷 , 2+

𝐶𝐿2

4𝜋 𝑒Mesmo

Alongamento

0 0.05 0.1 0.15 0.2 0.250

0.1

0.2

0.3

0.4

0.5

0.6

along infinito AR4AR2

Cd

Cl2

↑ 𝐴𝑅→↑𝐹𝑎𝑡𝑜𝑟 𝑑𝑒𝑂𝑠𝑤𝑎𝑙𝑑

Alongamento eexp eteórico

- -0,6000,035 0,92 [16]0,613 0,050 0,92 [16]

Alongamento Experimental Teórico- -

0,1326 0,08650,2596 0,1730

ENFLECHAMENTO

𝑈∞ ,𝑒𝑓=𝑈∞𝑐𝑜𝑠 Λ

𝐶𝑒𝑓=𝐶𝑐𝑜𝑠 Λ

ENFLECHAMENTO

Influência da Camada Limite

0 1 2 3 4 5 6 7 8 90

0.1

0.2

0.3

0.4

0.5

0.6

0.7

Enflech 0 Enflech 45 teo 0 teo 45

Alpha (º)

Cl

Enflech CLα teo CLα exp IC 95%

0º 1,39 π 1,62 π ±0,21

45º 1,09 π 1,14 π ±0,07

0 4 8 1 2 1 6Â n g u lo d e A ta q u e n a R a iz ( G ra u s )

0 .0

0 .4

0 .8

1 .2

Coe

ficie

nte

de S

uste

ntaç

ão (

CL

)

E n flec h a m e n to ( F i )

F i = 0 g ra u s

F i = 3 0 g rau s

F i = 4 5 g rau s

A sas R etan gu lares: A lon g . = 6A fil. = 1 ; P erfil S im étrico

ENFLECHAMENTO

(Teoria Pot)

Enflech Teor Exp

IC 95%

0º 0,25 0,26 ±0,03

45º 1,5 1,14 ±0,01

ENFLECHAMENTO

↑𝐶𝐷𝑖→↑𝜆0.02 0.04 0.06 0.08 0.1 0.12 0.14 0.16 0.18 0.2

-0.45

-0.25

-0.05

0.15

0.35

0.55

0.75

Enflech 0 Enflech 45

Cd

Cl

0 .0 0 0 .0 2 0 .0 4 0 .0 6 0 .0 8C o efic ien te d e A rra s to ( C D )

-0 .8 0

-0 .4 0

0 .0 0

0 .4 0

0 .8 0

1 .2 0

Coe

ficie

nte

de S

uste

ntaç

ão (

CL

)

E n fle c h a m e n to ( F i )

F i = 0 g rau s

F i = 3 0 g ra u s

F i = 4 5 g ra u s

A sas R eta n gu lares: A lon g . = 6A fil. = 1 ; P erfil S im étr ico

ENFLECHAMENTO Enflech Teo Exp

0º 0.8691 0,26

45º 0.6105 0,401

0.02 0.04 0.06 0.08 0.1 0.12 0.14 0.16 0.18 0.2-0.0999999999999995

4.71844785465692E-16

0.1

0.200000000000001

0.300000000000001

0.4

0.500000000000001

0.600000000000001

Enflech 0 Enflech 45

Cd

Cl^

2

ENFLECHAMENTO

-1 .0 -0 .5 0 .0 0 .5 1 .0C o o rd en a d a ao lo n g o d a E n v e rg ad u ra (y /s )

0 .0 0

0 .0 1

0 .0 2

0 .0 3

Circ

ulaç

ão A

dim

ensi

onal

( G

ama)

F i = 0 g ra u s

F i = 3 0 g ra u s

F i = 4 5 g ra u s

N O T A : C u rv as se m s ím b o lo s rep re se n ta m a d is tr ib u içã o e líp tic a d e c ircu la çã o

0.0 0.2 0.4 0.6 0.8 1.0Coordenada ao longo da semi-envergadura (y/s)

0.4

0.6

0.8

1.0

1.2

C oef

icie

nte

de S

uste

ntaç

ão L

ocal

( C l

/ CL

)

Enflechamento ( Fi )

Fi = 0 graus

Fi = 30 graus

Fi = 45 graus

Po

nt

a

(maior nas pontas)

Não estola completamente (circulação não homogênea)

ENFLECHAMENTO Proximidade (Exp): Efeitos de placa

plana e camada limite.

10 10.5 11 11.5 12 12.5 13 13.5 14 14.5 150.5

0.55

0.6

0.65

0.7

0.75

0.8

0.85

0.9Enflech 0 Enflech 45 teo 0teo 45

Alpha (º)

Cl

Cl

= 30o

= 0o

-5 -3 -1 1 3 5 7 9 11 13 150

0.05

0.1

0.15

0.2

0.25

Enflech 0 Enflech 45

Alpha (º)

Cd

0 .0 4 .0 8 .0 1 2 .0 1 6 .0Â n g u lo d e A taq u e n a R a iz ( G ra u s )

0 .0 0

0 .0 2

0 .0 4

0 .0 6

0 .0 8

Coe

ficie

nte

de A

rras

to (

CD

)

E n fle c h a m en to

F i = 0 g ra u s

F i = 3 0 g ra u s

F i = 4 5 g ra u s

A sa s R etan gu la res: A lo n g . = 6A fil. = 1 ; P erfil S im étr ic o

ENFLECHAMENTO Coeficiente de arrasto local influencia o coeficiente de arrasto total Ponta da asa estola primeiro (distribuição de circulação), local aumenta de

forma abrupta (pontas – arrasto de pressão – efeito de ângulo de ataque) Raiz continua a apresentar mais baixo (não atingiu estol)

-1 0 .0 -5 .0 0 .0 5 .0 1 0 .0 1 5 .0Â n g u lo d e A ta q u e n a R a iz ( G ra u s )

0 .0

1 .0

2 .0

3 .0

Posi

ção

do C

entro

de

Pres

são

(Xcp

)

F i = 0 g rau s

F i = 3 0 g rau s

F i = 4 5 g rau s

A sa s R eta n gu la res: A lo n g . = 6A fil. = 1 ; P erfil S im étr ico

Cr

B / 2

V o

= 450

ENFLECHAMENTO (maior módulo) na região linear Estol deslocamento do centro de pressão em direção ao bordo de ataque da asa Efeito de pitch–up devido ao deslocamento do centro de pressão (redução do

módulo do coeficiente de momento)

•E o pitch-up?

4 6 8 10 12 14-0.600000000000001

-0.500000000000001

-0.400000000000001

-0.300000000000001

-0.200000000000001

-0.100000000000001

-5.55111512312578E-16

0.0999999999999994

0.199999999999999

0.299999999999999

Enflech 0 Enflech 45

Alpha (º)

Cm

Cm

= 0o

= 45o

Teo.

Exp.

AFILAMENTO Estol (EXP):• Asa retangular (λ = 1)

Estol na raiz• Asa intermediária (λ =

0.5) Estol praticamente uniforme

• Asa pontiaguda (λ = 0.2) Estol de ponta de asa

AFILAMENTO

• Vórtice de ponta de asa αi

• intensidade do vórtice

•

AFILAMENTO

•

AFILAMENTO

0 .0 4 .0 8 .0 1 2 .0 1 6 .0Â n g u lo d e A taq u e n a R a iz ( G rau s )

0 .0 0

0 .0 2

0 .0 4

0 .0 6

0 .0 8

Coe

ficie

nte

de A

rras

to (

CD

)

A fila m e n to = 1

A f ila m e n to = 0 .5

A f ila m e n to = 0 .2

A sa s T ra p ezo id a is: E n fl. = 0 G ra u sA lo n g . = 6 ; P e rfil S im étr ico

pequena variação Mínimo em

AFILAMENTO

0 .0 4 .0 8 .0 1 2 .0 1 6 .0Â n g u lo d e A ta q u e n a R a iz ( G ra u s )

0 .0

0 .4

0 .8

1 .2

Coe

ficie

nte

de S

uste

ntaç

ão (

CL

)

A filam en to = 1

A filam en to = 0 .5

A filam en to = 0 .2

A sa s T ra p ezo id a is: E n fl. = 0 G rau sA lo n g . = 6 ; P er fil S im étr ico

↑𝜆→↑𝐶𝐿

AFILAMENTO

• depende de L e de

0 .0 4 .0 8 .0 1 2 .0 1 6 .0Â n g u lo d e A ta q u e n a R a iz ( G ra u s )

0 .0 0 0

0 .0 0 2

0 .0 0 4

0 .0 0 6

0 .0 0 8C

oefic

ient

e de

Mom

ento

( C

m )

c/ R

elaç

ão a

1/4

da

Cor

da n

a R

aiz

A fila m e n to = 1

A fila m e n to = 0 .5

A fila m e n to = 0 .2

A sa s T ra p ezo id a is: E n fl. = 0 G rau sA lo n g . = 6 ; P er fil S im étr ico

Relação não direta

Alongamento (Aplicação)Autonomia e Alcance; Redução do Arrasto Induzido; Otimização do Cruzeiro;

Complexidade Estrutural

Robustez e fatores de carga elevados; Redução do momento de inércia e aumento da manobrabilidade

Alongamento (Aplicação)

AR = 8,56 – Range ~ 14000 Km

AR = 7,5 – Range ~ 15000 Km

Afilamento (Aplicação)Correção da distribuição de sustentação ao longo da asa; Redução do Esforço Estrutural

na raiz; Controle de regiões supersônicas e subsônicas sobre a superfície da asa

Facilidade de Manufatura

Afilamento (Aplicação)CASOS ESPECIAIS

Asa em forma de disco

Asa elíptica

Afilamento maior do que 1

Enflechamento (Aplicação)Redução do arrasto no regime transônico e baixo supersônico; momento cabrador no

estol; utilização de efeitos de compressibilidade

Aumento do Cl máximo e do Cl alpha; Momento picador no estol

Enflechamento (Aplicação)

Aumento do Cl máximo e do Cl alpha; Momento picador no estol

Redução do arrasto no regime transônico e baixo supersônico; momento cabrador no estol; utilização de efeitos de compressibilidade

Enflechamento (Aplicação)Estol de ponta de asa (perda

da superfície de controle); estabilização da rolagem

Estol de raiz; instabilidade em rolagem;

carregamentos estruturais severos na ponta de asa

POSITIVO

NEGATIVO

Enflechamento (Aplicação)GEOMETRIA VARIÁVEL

Otimização para regime de cruzeiro e pouso/decolagem; aumento da complexidade da aeronave; massa adicional elevada devido ao sistema de variação de geometria;

específico para aeronaves militares

Torção (Aplicação)Correção da distribuição de sustentação ao longo da asa; Impedir estol de ponta de asa;

garantir rolagem de aeronaves sem superfícies de controle

Facilidade de Manufatura