Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014

7/21/2019 Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014

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UNIVERSIDADE FEDERAL RURAL DO SEMI-RIDOCAMPUS ANGICOSDEPARTAMENTO DE CINCIAS EXATAS,

TECNOLGICAS E HUMANASCURSO DE CINCIA E TECNOLOGIA

ALBERT FRANKLIN DE MOURA DANTAS

ANLISE AERODINMICA DE PERFIS DE ASA PARA

VECULOS AREOS NO TRIPULADOS USANDO O

SOFTWARE XFLR5

AngicosRN

2014


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ALBERT FRANKLIN DE MOURA DANTAS

ANLISE AERODINMICA DE PERFIS DE ASA PARA

VECULOS AREOS NO TRIPULADOS USANDO O

SOFTWARE XFLR5

Monografia, apresentada a Universidade FederalRural do Semi-ridoUFERSA Campus Angicos,para a obteno do ttulo de bacharel em Cincia eTecnologia.

Orientador: Prof. Dr. Marcos Vincius CndidoHenriquesUFERSA

AngicosRN

2014


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Agradecimentos

Primeiramente gostaria de agradecer aos meus pais, Francisco de Paiva Dantas e FranscineideF. Moura Dantas e minhas avs Jandira de Paiva Dantas e Teresinha Saraiva de Moura, a qual

tem um profundo carinho, pois sempre nos momentos difceis esto ao meu me dando seucarinho, por sempre terem me apoiado nos momentos mais difceis que passei durante minhagraduao, na qual estes sempre me deram fora, dando conselhos e incentivando com belas

palavras de motivao e de amor carinho e afeto, alm de sempre estar colocando em suasoraes dirias. a estas pessoas que sou muito grato e dedico este trabalho, e obrigado porsempre acreditarem na minha capacidade. A vocs agradeo eternamente por tudo.

As minhas irms, Klicia de Moura Dantas e Ana Livia de Moura Paiva Dantas na qualtiveram um papel fundamental na minha formao. Muito obrigado por estarem sempre aomeu lado. Aos meus tios, Saturnino de Moura, Sandecio Moura, Francigleide de Moura,Francisca Telma, Rivanaldo Paiva, Felcia Paiva, Ruth Paiva, Miguel, Aldeni de Paiva,Elisabete Soares, aos meus padrinho Lazaro Dantas e Teresinha Cortez.

Aos meus amigos de sempre, Paulo Almeida, Cassio Moura, Luiz Wagner, Pedro Vinicius,Thallis Thawan, Fernando Henrrique, Luiz Tavares, Allison Wendel, Marcos Vidal, LennonMagno. Muito obrigado por sempre estarem apoiando este sonho na qual almejo trs anos.

Aos amigos de estudo, Junior Cardoso, Diogo Jales, Ivan, Chesman, Marcos Vinicius,Ricardo Sena, Gilvan, Italo Sabino, Daniel Galdino. Na qual pude compartilhar e receberconhecimento nas madrugas de estudo em vsperas de provas e tambm pelos pagodes nassextas a noite l no Lindomar Lanches.

Aos meus grandes amigos Jefferson Campos, Bruna Ravana, Esdras Mansur, GuilhermeAlves, Diego Medeiros, Isaac Oliveira, Eduardo Guerra, Joo Porfilio, Andrezza Coutinho,Diego Ramos, Jairo Luiz, na qual tive a oportunidade de compartilhar diversas experinciasde projeto, onde passamos horas e ate dias na universidade para desenvolver o projeto, porisso agradeo muito a vocs futuros engenheiros. Quero agradecer tambm ao projeto deextenso Calango Voador AeroDesign, na qual me deu as condies necessrias para odesenvolvimento deste trabalho, alm da oportunidade de agregar conhecimento minhaformao acadmica e pessoal.

A minha namorada Daniela dos Santos Melo, por estar comigo nos bons e maus momentosque passamos durante esta graduao. Agradecer por ter sido to companheira, durante todoesse tempo, e que eu possa retribuir tudo isso que voc fez. Assim voc tambm dedicadotodo o empenho posto neste trabalho, pois foi a sua confiana que me deu fora para concluirmais uma etapa do meu sonho. Muito obrigado por tudo.

Ao professor Dr. Alex Sandro de Arajo Silva o qual foi fundamental para a minhaaprendizagem no software XFLR 5, alm de me guiar no estudo da aerodinmica. Na qual foiessencial na escolha do tema deste trabalho. E ao professor Marcus Vinicius de SousaRodrigues pela disponibilidade para a avaliao deste trabalho.

Ao meu grande amigo e orientador do projeto Calango Voador, Mrcio Furukava, peladedicao, disponibilidade, contribuies, incentivo. Alm de ser uma das peas fundamentais

para minha formao acadmica, na qual me deu oportunidades no projeto, pelos conselhosque muitas vezes era mais um amigo do que um professor. A voc grande Furukava tambmdedico este trabalho.


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Ao orientador deste trabalho, Marcos Vinicius que disponibilizou tempo e dedicao para meorientar, pelas contribuies dadas para o engrandecimento deste trabalho, pelo incentivo.

A todos os servidores da UFERSA que contriburam direta e indiretamente, em especial

Francisca Marrocos mais conhecida como (cabelo), branco, Leonardo, Marcos Arame pelashistorias de pescador que muitas vezes arrancavam gargalhadas mesmo nas piores horas etambm seu Ded.

Aos professores que muito contriburam para a minha formao acadmica, professora Nubia,

professor Alceu, Matheus Meneses, Ivan Mezzomo, Gustavo Rebouas, Joselito Medeiors,

professora Marcilene Nobrega, professor Lucas Ambrsio, Gilson Lopes.

A todos os meus familiares e amigos na qual me esqueci de citar mais que de certa forma

contriburam e torceram por minha vitria.

A todos vocs serei eternamente grato!


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Isto para os loucos. Os desajustados.Os rebeldes. Os criadores de caso. Os que so

peas redondas nos buracos quadrados. Os queveem as coisas de forma diferente. Eles nogostam de regras. E eles no tem nenhumrespeito pelo status. Voc pode cit-los,discordar deles, glorifica-los ou difam-los.Mas a nica coisa que voc no pode fazer

ignor-los. Por que eles mudam as coisas. Elesempurram a raa humana para frente.Enquanto alguns os veem como loucos, nsvemos gnios. Por que as pessoas que soloucas o suficiente para achar que podemmudar o mundo so as que, de fato, mudam

Think different.

(Apple).


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Resumo

O principal foco da aviao mundial atualmente desenvolver novas tecnologias quepossam viabilizar cada vez mais os voos continentais, alm de aeronaves para defesa doespao areo. Os Veculos Areos no Tripulados (VANTs) surgiram devido necessidade dese reduzir custos com operaes militares de alto risco, alm de assegurar a vida de pilotos.Com o decorrer dos anos, os VANTs ganharam espao nas reas de geoprocessamento remotoe vigilncia do territrio nacional, entre outras aplicaes. A aerodinmica um doselementos cruciais a serem considerados nos projetos de VANTs. O estudo da aerodinmicaenvolve diversos parmetros importantes para o entendimento do escoamento de fluidos, oqual faz parte crucial deste trabalho. O presente trabalho apresenta o processo de anlises em

perfis aerodinmicos de alta sustentao visando aplicao em um projeto de um VANT depequeno porte. O desenvolvimento do trabalho usou como mtodo a anlise grfica dos

coeficientes aerodinmicos dos perfis, de forma a representar os efeitos reais de um estudocom simulao em tnel de vento. Este estudo teve como base uma reviso bibliogrfica dosprincipais autores que abordam a aerodinmica aplicada a veculos. Foram usadas simulaesem oito aeroflios disponveis no site (aerospace.illinois.edu), utilizando o software XFLR 5do Instituto de Tecnologia de Massachusetts, com o intuito de analisar e definir um ou mais

perfis que possam atender a um projeto de um VANT de pequeno porte. faremos algumasdiscusses a respeito das analises obtidas.

Palavras-chave:Aerodinmica. VANT. Simulao numrica. XFLR 5.


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Lista de figuras

Figura 1:Exemplo de um aeroflio aerodinmico............................................................................... 10

Figura 2:Geometria de um Perfil........................................................................................................ 12

Figura 3:Representao do perfil 4 dgitos......................................................................................... 13

Figura 4:Representao do perfil 5 dgitos......................................................................................... 13

Figura 5:Representao do perfil NACA serie 1................................................................................ 14

Figura 6:Representao do perfil NACA srie 6 dgitos.................................................................... 14

Figura 7:CLARK Y: Espessura de 0.1171, Raio do bordo de ataque do perfil 0.0128, Camber 0.0343............................................................................................................................................................... 15

Figura 8:NACA 23012: Espessura 0.1201, Raio do bordo de ataque 0.0171, Camber 0.0146.......... 15

Figura 9:NACA 0012: Espessura 0012, raio do bordo de ataque 0.0172, camber 0.00..................... 15

Figura 10:NACA 6409: Espessura 0.0903, raio do bordo de ataque 0.0096, camber 0.0586............ 16

Figura 11:CLARK YS: Espessura 0.1170, Raio do bordo de ataque 0.0047, Camber 0.0280........... 17

Figura 12:HEPPERLER MH-18: Espessura 0.1113, Raio do bordo de ataque 0.0047, Camber 0.00............................................................................................................................................................... 17

Figura 13:NACA MUNK/M-18: Espessura 0.1202, Raio do bordo de ataque 0.0435, Camber 0.0411............................................................................................................................................................... 17

Figura 14:WORTMANN: Espessura 0.1261, Raio do bordo de ataque 0.0199, Camber 0.0440....... 17

Figura 15:LIEBECK LA 203 A: Espessura 0.1214, Raio do bordo de ataque 0.0316, Camber 0.0869............................................................................................................................................................... 18

Figura 16: SELIG 1223: Espessura 0.1214, Raio do bordo de ataque 0.0316, Camber 0.0869.......... 18

Figura 17:EPPLER 423: Espessura 0.1252, Raio do bordo ataque 0.0333, Camber 0.0548.............. 18

Figura 18: WORTMANN FX 74-CL5-140: Espessura 0.1644, Raio do bordo de ataque 0.0075,

Camber 0.1086...................................................................................................................................... 19

Figura 19:Variao de velocidade entre a parte superior e inferior do perfil..................................... 21

Figura 20:Perca de sustentao devido a inclinao da asa................................................................ 22

Figura 21:Representao do efeito do escoamento do ar em alguns tipos de superfcies................... 24

Figura 22:Exemplo de como relacionada a posio do centro aerodinmico.................................. 29

Figura 23:Esboo da asa para determinao da corda mdia ............................................................. 32

Figura 24:Aeroflio discretizado, mostrando os pontos de controle.................................................. 33

Figura 25:Linhas de trajetria de partculas em um fluxo de estado estacionrio sobre um aeroflio apartir de um sistema de coordenadas fixo-corpo................................................................................... 34


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Figura 26:Esquema de direes da velocidade em um escoamento, paralelo ao elemento dl sobre umalinha de corrente.................................................................................................................................... 34

Figura 27:Esquema demonstrativo dos aeroflios que sero utilizado nas analises........................... 43

Figura 29:Representao da asa, em sua vista superior...................................................................... 47

Figura 30: Passo Passo para analise no XFLR 5............................................................................... 51


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Lista de grficos

Grfico 1:Coeficiente de sustentao em funo da inclinao (alpha) para o grupo 1...................... 54

Grfico 2:Coeficiente de arrasto em funo da inclinao (alpha) para o grupo 1............................. 56

Grfico 3:Coeficiente de momento no perfil em funo da inclinao (alpha) para o grupo 1.......... 57

Grfico 4:Eficincia dos perfis em funo da inclinao (alpha) para o grupo 1............................... 58

Grfico 5:Polar de arrasto em funo da inclinao (alpha) para o grupo 1....................................... 59

Grfico 6:Coeficiente de sustentao em funo de alphapara o grupo 2......................................... 60

Grfico 7:Coeficiente de arrasto em funo de (alpha)para os perfis do grupo 2............................. 61

Grfico 8:Resultado do coeficiente de momento em funo de (alpha) para o grupo 2..................... 62

Grfico 9: Eficincia do perfil em funo do ngulo de ataque (alpha) para o grupo 2 ..................... 63

Grfico 10: Polar de arrasto dos perfis do grupo 2 ............................................................................. 65

Grfico 11:Resultado do coeficiente de sustentao em funo (alpha) analise final........................ 66

Grfico 12:Coeficiente de arrasto em funo (alpha) analise final..................................................... 67

Grfico 13:Coeficiente de momento em funo (alpha) analise final................................................ 68

Grfico 14:Polar de arrasto para trs numero de Reynolds na analise final........................................ 69

Grfico 15: Analise da eficincia dos perfis para trs nmeros de Reynolds...................................... 71


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Lista de imagens

Imagem 1:Os primeiros inventos de Da Vinci. ..................................................................................... 6

Imagem 2:Primeiro voo 14 bis, com Alberto Santos Dumont. ............................................................. 7

Imagem 3:Evoluo do design nas aeronaves. ...................................................................................... 9

Imagem 4:Exemplo de aeronaves que usam aeroflio "reflex". ......................................................... 16

Imagem 5: Efeitos visveis causados pelo arrasto induzido na asa de uma aeronave. ......................... 26

Imagem 6:Formao em V dos pssaros para reduzir o arrasto. ......................................................... 26

Imagem 7:Momento em um perfil em funo do ngulo de inclinao (alfa). ................................... 27

Imagem 8: Representao escoamento laminar e turbulento em torno de um perfil. .......................... 30

Imagem 9:Representao dos Vrtices na ponta da asa. ..................................................................... 30

Imagem 10:Alguns VANTs fabricados pelas principais empresas do seguimento. ............................ 40

Imagem 11: Projeto elaborado pela AVIBRAS LAAD e projeto DPA-VANT - Acau .................... 40

Imagem 12:Detalhamento no motor especificado para o VANT. ....................................................... 44

Imagem 13:(ESC) Turnigy 60A especificado para o projeto. ............................................................. 45

Imagem 14:Hlice especificada para o projeto do VANT. ................................................................. 46

Imagem 15:Ilustrao da aeronave no software NX.8 SIEMENS. ..................................................... 47

Imagem 16:Especificao de como inserir os dados e escolher o tipo de analises. ............................ 51Imagem 17:Esquema de como inserir o numero Reynolds mnimo e mximo no XFLR 5 .............. 52


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Lista de smbolos

Presso

Velocidade do escoamento ou velocidade da aeronave Densidade do fluidoCorda mdia aerodinmica do perfil Coeficiente de arrasto induzido

Coeficiente de sustentao do perfilgAcelerao gravitacional

MMomentoCrCorda na asa raiz da asa

Ct- Corda na ponta da asa

cdCoeficiente de arrasto do perfil

L Fora de sustentao

DFora de arrasto

VcruVelocidade de cruzeiroVestolVelocidade de estol,(m/s)

- ngulo de ataque, (graus)

CDCoeficiente de arrasto da aeronave

ReNmero de Reynolds

Coeficiente de arrasto induzido do perfil

Alongamento da asa Coeficiente de momento do perfil Viscosidade dinmica do ar


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Sumrio

1. INTRODUO ................................................................................................................................. 1

1.1 JUSTIFICATIVA.............................................................................................................................. 3

1.2 OBJETIVOS..................................................................................................................................... 4

1.2.1 Objetivo Geral .............................................................................................................................. 4

1.2.2 Objetivos especficos .................................................................................................................... 4

1.3 DESCRIO DOS CAPTULOS.................................................................................................... 4

2.REVISO BIBLIOGRFICA ......................................................................................................... 6

2.2 AERODINMICAS NA AVIAO............................................................................................... 8

2.3PERFIS AERODINMICOS......................................................................................................... 102.4 GEOMETRIA DE UM PERFIL..................................................................................................... 11

2.5 FAMLIAS DE UM PERFIL.......................................................................................................... 12

2.6 EXEMPLO DE PERFIS MAIS ULTILIZADOS........................................................................... 14

2.6.3 OS PERFIS DE ALTA SUSTENTAO................................................................................... 18

2.7 FORAS ATUANTES EM TORNO DE UM AEROFLIO........................................................ 19

2.7.1 PRESSO EM TORNO DO PERFIL.......................................................................................... 19

2.7.3 FORA DE SUSTENTAO.................................................................................................... 20

2.7.4 FORA DE ARRASTO............................................................................................................... 23

2.7.5 MOMENTO EM UM PERFIL.................................................................................................... 27

2.7.6 CENTRO AERODINMICO...................................................................................................... 28

2.7.7 NUMERO DE REYNOLDS........................................................................................................ 29

2.7.9 CORDA MEDIA AERODINMICA......................................................................................... 31

2.8 MTODO DOS PAINEIS.............................................................................................................. 32

2.8.1 ESCOAMENTO POTENCIAL PARA O MTODO DOS PAINEIS......................................... 36

2.9 RECURSOS COMPUTACIONAIS PARA ANALISE DE AEROFOLIOS.................................. 36

2.9.1 XFRL 5 ....................................................................................................................................... 38

2.9 VANTs............................................................................................................................................ 39

3.DESCRIO DA AERONAVE .................................................................................................... 42

4. METODOLOGIA ........................................................................................................................... 48

5. RESULTADO E DISCURSES .................................................................................................... 53

5.1 ANALISE DO COEFICIENTE DE SUSTENTAO GRUPO 1 ................................................. 53

5.1.1 ANALISE DO COEFICIENTE DE ARRASTO DO GRUPO 1................................................. 55

5.1.2 ANALISE DO COEFICIENTE DE MOMENTO DO GRUPO 1............................................... 565.1.3 ANALISE DA EFICINCIA DOS PERFIS DO GRUPO 1........................................................ 57

5.1.4 ANALISE DA PORLAR DE ARRASTO DOS PERFIS DO GRUPO 1 .................................... 58


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5.1.5 ANALISE DA DO COEFICIENTE DE SUSTENTAO DOS PERFIS DO GRUPO 2

................................................................................................................................................................60

5.1.6 ANALISE DA DO COEFICIENTE DE ARRASTO DOS PERFIS DO GRUPO 2................... 61

5.1.7 ANALISE DA DO COEFICIENTE DE MOMENTO DOS PERFIS DO GRUPO 2................. 625.1.8ANALISE DO COEFICIENTE DE SUSTENTAO DOS PERFIS DO GRUPO2..............................................................................................................................................................635.1.9 ANALISE DA POLAR DE ARRASTO DOS PERFIS DO GRUPO 2 ....................................... 64

5.2 COEFICIENTE DE SUSTENTAO DOS PERFIS NA ANALISE FINAL .............................. 65

5.2.1 COEFICIENTE DE ARRASTO DOS PERFIS NA ANALISE FINAL ...................................... 66

5.2.2 COEFICIENTE DE MOMENTO DOS PERFIS NA ANALISE FINAL.................................... 68

5.2.3 POLAR DE ARRASTO DOS PERFIS NA ANALISE FINAL.................................................. 69

5.2.4 EFICIENCIA DOS PERFIS NA ANALISE FINAL................................................................... 70

5.2.5 DISCUSES................................................................................................................................ 71

6. CONCLUSES ............................................................................................................................... 73

REFERNCIAS .................................................................................................................................. 75


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to importante para a engenharia contempornea como as dimenses tericas e experimentais

(WENDT, 2009). Este trabalho usar a ferramenta XFLR5, a qual baseada no chamado

mtodo dos painis, para uma anlise computacional das foras geradas pelo escoamento

devido a diferentes perfis aerodinmicos, visando escolha de perfis que melhor se ajustem a

baixos nmeros de Reynolds, com a finalidade de encaixar em projeto de uma asa destinada a

um VANT.

O presente trabalho ir abordar uma reviso bibliogrfica e histrica da evoluo dos

perfis aerodinmicos desde seu surgimento assim como seus conceitos. Tambm abordaremos

como sero realizadas as anlises para obteno dos coeficientes de sustentao, momento,

arrasto e eficincia do perfil entre outros parmetros que influenciam a escolha destes. E por

fim analisaremos os resultados obtidos e as discusses.


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1.1 JUSTIFICATIVA

O presente trabalho tem a finalidade de mostrar como a aerodinmica dos perfis

influencia o desenvolvimento e evoluo do projeto de novas aeronaves. uma das reas deaplicao na indstria recebendo maior ateno atualmente, j que trabalha com um dos

principais elementos de uma aeronave, que a asa.

A indstria h muitos anos vem buscando meios que reduzam custos para o

desenvolvimento de novas aeronaves, boa parte desses gastos resultante da anlise de

projetos com tneis de vento. Os mtodos numricos podem reduzir sensivelmente o tempo

para novos projetos, podendo levar a aproximaes de condies reais, com boa

confiabilidade. Um dos vriossoftwaresusados para tais simulaes de resposta aerodinmica

em torno de perfis o XFLR5, que tem como plataforma do XFOIL desenvolvido por Mark

Drella em 1988 no MIT (Massachusetts Institute of Technology). O software usa uma

combinao de mtodos numricos tais como: teoria da linha sustentadora, mtodo da Malha

de Vrtices (VLM) e mtodo dos painis tridimensional (DRELA, 2012). Segundo Clark

(2013) a plataforma do software XFLR5 disponibiliza as ferramentas necessrias para um

bom projeto, e de uma forma grfica intuitiva.

Todos esses artifcios citados servem como base para o projeto de novas aeronaves

mais eficientes, um exemplo disso o desenvolvimento constante de aeronaves no tripuladas

conhecidas como VANTS. Esses veculos podem alcanar grandes distncias, alm de

cumprir misses as quais muitas vezes aeronaves tripuladas no podem fazer, por questes de

segurana.

Alm disso, o Brasil hoje tem um grande problema com a entrada de produtos ilcitos

por suas fronteiras. Tais problemas esto relacionados ao seu grande territrio, assim se

fazendo necessrias aplicaes dessa nova tecnologia, para planejamento de operaes e

combate a tais atos ilcitos. (SILVA, 2013) O desenvolvimento dessa tecnologia tem o custo

muito mais baixo se comparado com aeronaves maiores, que necessitam de pilotos. Alm

disso, com aeronaves no tripuladas, o risco de se perder vidas em misses reduzido.


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1.2 OBJETIVOS

1.2.1 Objetivo Geral

O objetivo geral consiste em avaliar famlias de perfis com vrios tipos geomtricos

diferentes a fim de encontrar um ou mais que atendam as necessidades para um projeto de

uma asa destinada a um VANT, utilizando software livre, que o XFLR 5, que tem como

principal funo simular um tnel de vento, para que se possam avaliar as caractersticas de

cada perfil.

1.2.2 Objetivos especficos

Estudar e analisar os diversos parmetros que envolvem o desenvolvimento da escolha

de perfis aerodinmico para projetos de asas de VANTs;

Mostrar as etapas que constituem a modelagem de perfis aerodinmicos usando

especificamente osofrwarelivre XFLR 5;

Obteno de perfis ideais a partir da famlia de perfis disponveis na University of

Illinois at Urbana-champaign Airfoil Data site (UUUC, 2014).

1.3

DESCRIO DOS CAPTULOS

O captulo 2 refere-se fundamentao terica sobre o tema do trabalho. Neste

capitulo ser mostrado a historia dos perfis aerodinmicos assim como seu desenvolvimento

ao longo dos anos, tambm ser abordado s caractersticas do escoamento de fluidos em

corpos rgidos e algumas informaes sobre o software utilizado neste trabalho.

O capitulo 3 apresenta algumas descries da aeronave, bem como da asa na qual se

destina encontrar um perfil aerodinmico que possa compor esta. Nesse captulo iremos

mostrar alguns dos requisitos como peso mximo e tamanho da asa, para que as anlises

possam ser feitas.

O captulo 4 detalha o mtodo utilizado para a realizao das anlises. Neste captulo

ser detalhado o passo a passo no software a fim de mostrar ao leito a forma correta de inserir

os dados.

O capitulo 5 mostra os resultados obtidos, auxiliado de algumas observaes do autor

deste trabalho.


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O capitulo 6 apresenta a concluso sobre o assunto estudado, assim apresentando a

escolha feita com base nas simulaes realizadas.


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2. REVISO BIBLIOGRFICA

2.1 BREVE CONTEXTO HISTRICO. (Aerodinmica)

Sempre que um corpo tenta se deslocar atravs de um meio fluido, uma fora contraria

exercida a fim de parar o movimento. Essas observaes foram percebidas muito tempo

depois dos primeiros relatos de inventos de mquinas voadoras projetados por Leonardo Da

Vinci, na qual datam de cinco sculos atrs, segundo Arrase (1997). Como o principio

aerodinmico no eram compreendidos nessa poca, esses projetos quase sempre davam

errado. Mais tarde, com o avano da tecnologia, foi possvel fazer observaes detalhadas dos

fenmenos que envolvem o escoamento do ar sobre um corpo rgido obedecendo s leis da

fsica, tambm foi possvel formular equaes que seriam mais tarde as ferramentas

necessrias para a melhor compreenso da mecnica do movimento do ar, hoje denominada

aerodinmica, alguns dos inventos de Da Vinci pode ser visto na imagem 1.

Imagem 1: Os primeiros inventos de Da Vinci.

Fonte: Disponvel em:http://commons.wikimedia.org/wiki/File:Leonardo_da_Vinci_helicopter_and_lifting_wing.jpg.

A cincia passou por varias turbulncias durante muito tempo, no perodo do imprio

Romano, na qual o pensamento intelectual foi bastante afetado, considerada como idade dastrevas para a cincia, segundo Anderson (1997). Sculos mais tarde, aps os anos de guerras

que atrasaram a cincia, surgiu um homem chamado Leonardo Da Vinci (1452-1519) o qual

considerado um dos primeiros grandes intelectuais que comearam a formular teorias sobre a

mecnica de voo. Historiadores descobriram documentos que revelaram vrios prottipos de

helicpteros e o que se acredita ser um prottipo de um dispositivo para planar. Os conceitos

de aerodinmica de Da Vinci foram surpreendentemente avanados para sua poca e teria

composto um salto quntico no estado da arte da aerodinmica se suas descries sobre as
http://commons.wikimedia.org/wiki/File:Leonardo_da_%20Vinci_helicopter_and_lifting_wing.jpghttp://commons.wikimedia.org/wiki/File:Leonardo_da_%20Vinci_helicopter_and_lifting_wing.jpghttp://commons.wikimedia.org/wiki/File:Leonardo_da_%20Vinci_helicopter_and_lifting_wing.jpghttp://commons.wikimedia.org/wiki/File:Leonardo_da_%20Vinci_helicopter_and_lifting_wing.jpg


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suas teorias tivessem sido disseminadas, pois muitos dos seus documentos foram reescritos,

Anderson (1997).

O sculo XX foi marcado pelo primeiro voo de uma aeronave movida proporomecnica. A inveno foi completa e dominava todos os principais atributos de um avio

moderno, segundo engel e Cimbala (2007). Mais uma srie de problemas envolvendo a

aerodinmica como movimenta de vrtices, os diversos tipos de arrastos e anlises detalhadas

da presso existente nas asas. Todas essas caractersticas fundamentais eram muitas vezes

desprezadas j que eles no possuam ferramentas necessrias para tais anlises.

Segundo Barros (2006), o primeiro voo aconteceu no campo de Bagattele na Frana no

dia 23 outubro de 1906 com o brasileiro Alberto Santos Dumont de Andrade, mostrado na

imagem 2. O grande inventor brasileiro terminou seus estudos na Frana, onde aprofundou o

seu conhecimento das teorias e equaes formuladas por grandes nomes como Reynolds,

Stokes, William Thomson, Lord Kelvin entre outros, buscavam entender e explicar os

fenmenos contidos na mecnica do voo como entre outras reas da cincia. Esses estudos

foram fundamentais para descrever leis que mais tarde serviriam como base para aplicaes

em diversas reas, e essencialmente na aviao. O feito de Dumont revolucionou as relaes

transcontinentais, sendo hoje o avio um dos transportes mais usado em todo o mundo.

Imagem 2: Primeiro voo 14 bis, com Alberto Santos Dumont.

Fonte:Disponvel em: http://en.wikipedia.org/wiki/Santos-Dumont_14-bis

O grande avano da cincia que estuda o comportamento dos fluidos em movimento

denominada mecnica dos fluidos se deu principalmente quando os engenheiros perceberam

que era possvel melhorar significativamente e aumentar a autonomia dos veculos, ajudando

tambm a melhorar eficincia das aeronaves. A mecnica dos fluidos tem como principal
http://en.wikipedia.org/wiki/Santos-Dumont_14-bishttp://en.wikipedia.org/wiki/Santos-Dumont_14-bis


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objetivo nos dar ferramentas necessrias para a melhor compreenso dos fenmenos das

foras envolvidas em deslocamento no ar e definirmos o quanto ou no aerodinmico o

projeto na qual se deseja analisar.

A aerodinmica s veio a ter realmente importncia no sculo XIX e XX. Segundo

Anderson (1997), Aerodinmica o ramo da dinmica que trata do movimento de ar e outros

fluidos gasosos e das foras que atuam sobre corpos em movimento em relao a tais fluidos.

A partir do sculo XX, com o desenvolvimento de aeronaves capazes de atingir velocidades

cada vez maiores, houve uma necessidade de se ter anlises mais precisas de todos os efeitos

presentes nos voos. Com isso, foi preciso que o estudo do escoamento e conceito dos

designes das aeronaves evolussem para patamares cada vez mais sofisticados, a fim de se

acompanhar tendncia do mercado, buscando reduzir o consumo e aumentando a velocidade e

conforto das aeronaves.

2.2 AERODINMICAS NA AVIAO

Os conceitos aerodinmicos surgiram bastante tempo depois da inveno do

automvel, pois os carros da poca no precisavam se preocupar com sua forma quadrada j

que no conseguiam empenhar grandes velocidades segundo Ribeiro (2011). Logo, com a

necessidade de veculos mais rpidos observou-se a necessidade do estudo dos fenmenos

existentes em um deslocamento em um meio fluido. Assim aerodinmica veio ganhando seu

espao conforme os engenheiros adquiriam ferramentas que facilitavam as analises. A

evoluo da aerodinmica das aeronaves deu um salto enorme em poucos anos, devido

chegada dos computadores, que aumentavam a velocidade dos clculos e resultados obtidos.

Aps o primeiro voo de aeronave mais pesada que o ar, muito se evoluiu, trazendo um

avano enorme ate mesmo para outras reas do ramo da cincia, j que muitos conceitos emateriais usados para a aviao so hoje utilizados em vrios outros projetos de engenharia,

direta ou indiretamente. A evoluo nos projetos foi necessria em todos os campos da

cincia, mais principalmente no ramo da aviao, pois esse setor contm uma das reas onde

mais se inova e incorpora os maiores ndices de nvel tecnolgico, tornando-se um dos setores

com maior importncia na economia mundial, segundo (RIBEIRO, 2011). Todo comrcio

mundial depende de suas mercadorias, uma vez que elas so transportadas todos os dias por

diversas aeronaves em todo o mundo. Essa globalizao s possvel devido as incessantespesquisas e investimentos, a fim de se melhorar gradativamente os conceitos de designs e se


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encontrar sempre a melhor opo para o projeto de uma aeronave mais leve, econmica e com

maior alcance, e que sempre tenha uma viabilidade de construo. Na imagem 3 mostrado a

evoluo das aeronaves com decorrer dos anos.

Imagem 3: Evoluo do design nas aeronaves.

Fonte: Disponvel em: http://pt.wikipedia.org

A poca de maior desenvolvimento da aviao mundial se deu na segunda guerra

mundial, se vendo a necessidade de se aumentar o poderio de guerrilha. Logo os EUA e a

Alemanha investiram pesado em armamentos blicos, assim como em novas tecnologias para

que os avies fossem cada vez mais decisivos em suas misses. Assim, muitos dos conceitos

e matrias usados nos projetos durante a guerra serviram para diversas aplicaes,

principalmente na aviao que em poucos anos conseguiu o avano enorme em tecnologia

militar. Ao longo dos anos algumas empresas se dedicaram ao estudo e desenvolvimento de

aeronaves cada vez mais eficientes e com maior capacidade de carga. Segundo Miranda

(2013), os grandes avanos foram obtidos atravs de pesquisas que resultaram em fantsticas

melhorias aerodinmicas e de desempenho das aeronaves, as quais favoreceram assim ao

projeto e a construo de avies capazes da realizao de voos transcontinentais, aeronaves

cuja velocidade ultrapassa a barreira do som e at a realizao de voos espaciais. Empresas

especializadas como AIRBUS, BOING, EMBRAER, atualmente so referncia no mercado,

uma das grandes realizaes da aviao foi o maior avio de passageiros do mundo o gigante

A380 da Airbus. Tambm uma das grandes faanhas da aviao mundial foi o

desenvolvimento de avies capazes de cruzar a barreira do som, e no Brasil temos a referncia

em construo e projetos de jatos comerciais, executivos e avies agrcolas produzidos pela

Embraer.

Cada vez mais as aeronaves vo mudando seus aspectos, buscando sempre conceitos

ambiciosos, capazes de levantar questes como se realmente possvel de ser feito.

Exemplo disso A380 da companhia Airbus S.A.S. que o maior avio comercial de

passageiros da histria, com capacidade para transporte de 555 a 845 passageiros com


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autonomia de voo de 15.700km. Dentro do mesmo contexto podemos tambm exemplificar os

caas desenvolvidos pelas foras armadas Americanas e Russas capazes de ultrapassar a

barreira do som. Todos esses triunfos na historias da aviao mundial, desde o primeiro voo

do 14 bis at o voo inaugural do gigante do ar A380 entre outros avies de grande porte, ou

caas entre outros de diversas aplicaes, s foram possveis devido as pesquisas, e estudos de

diversas pessoas que se dedicaram a estudar o comportamento de diversos fenmenos. Alm

disso, a grande parte desses feitos histricos se deu por conta de um dispositivo que

proporcionou o grande desenvolvimento de aeronaves cada vez mais eficientes e com

caractersticas diversas, dispositivo esse chamado de perfis aerodinmicos ou Airfoil

Aerodynamics.Como pode ser visto na figura 1.

Figura 1:Exemplo de um aeroflio aerodinmico.

Fonte: Autoria prpria (2014)

2.3 PERFIS AERODINMICOS

A histria dos perfis aerodinmicos longa e envolve vrios nomes que contriburam

para o desenvolvimento e aperfeioamento de perfis mais eficientes. Segundo Miranda

(2013), os termos mais comuns para especificar essas superfcies que geram a sustentao nasasas das aeronaves so aeroflio e perfis aerodinmicos. O perfil aerodinmico uma das

partes principais no desempenho de uma aeronave, pois esse dispositivo o responsvel por

promover as foras necessrias para que o voo de um objeto mais pesado que o ar seja

possvel. Miranda (2013) define perfil aerodinmico como sendo uma superfcie projetada

com a finalidade de se obter uma reao aerodinmica a partir do escoamento do fluido ao seu

redor. O estudo dos perfis aerodinmicos teve inicio no sculo XX, a partir de observaes

que abriram caminho para teorias e formulaes matemticas que representassem os efeitosestudados em tnel de vento. Os primeiros aeroflios desenvolvidos eram superfcies que


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estavam longe de serem consideradas como perfis de alto desempenho, e s no comeo da

dcada de 20, a NACA iniciou um grande projeto experimental, o qual tinha o principal

intuito de desenvolver perfis com grande capacidade aerodinmica e de que facilitassem a

construo das asas. Alm disso, a NACA tinha como objetivo criar e classificar todas as

famlias de aeroflios, e mostrar os efeitos associados para cada tipo de geometria especifica.

Cada aeroflio recebeu sua nomenclatura e foi classificado e separado para melhor

organizao dos perfis desenvolvidos. A separao das geometrias se iniciou pela famlia de

quatro dgitos, NACA 4412 e todo o desenvolvimento da NACA foi baseado na definio da

geometria da distribuio de espessuras do perfil e da sua linha mdia, segundo Rosa (2006).

A partir da dcada de 70 tivemos enormes avanos com os computadores que

possibilitaram aumentar a velocidade das anlises. Assim as pesquisas de desenvolvimento de

perfis passaram por mudanas, na qual as anlises comearam a seguir uma linha de

procedimentos chamada de mtodo reverso. Segundo Rosa (2006) esse mtodo utiliza uma

distribuio de presso para cada uma das duas superfcies, a partir deste dado que a

geometria do perfil pode ser criada. A partir desse mtodo foi possvel se chegar a uma grande

quantidade de perfis com vrias caractersticas e aplicaes diferentes. O mtodo

revolucionou o progresso da criao de perfis sendo usado at hoje para o desenvolvimento deperfis aerodinmicos de alto desempenho. Algumas dessas gamas de famlias de perfis podem

ser citadas, como por exemplo, Drela, Eppler, Hepperle, Larrabbe, Liebeck, Lissaman, Selig,

Wortmann entre outras.

2.4 GEOMETRIA DE UM PERFIL

Para o estudo do perfil aerodinmico de essencial importncia conhecer a geometria

do aeroflio por meios de seus parmetros, assim Rosa (2006) lista os principais parmetrosmostrados na figura 2.

Temos ento as caractersticas geomtricas de um perfil, os quais sero explicados abaixo:

Espessura mxima: a relao entre altura mxima e o comprimento da corda. Essaespessura medida perpendicularmente corda.

Altura mxima (camber): o ponto na qual a linha mdia tem a maior altura devidoao arqueamento da linha mdia.

Linha mdia: a linha de arqueamento mdio do perfil, que representa o ponto mdioentre os pontos que esto contidos entre a linha superior e a linha inferior do perfil.


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Corda: o seguimento do comprimento do centro de referncia at a outraextremidade, a qual denominada bordo de fulga do perfil.

Raio do bordo de ataque: o raio no qual se determina a curvatura do bordo de ataque

do perfil, e esse raio medido em porcentagem da corda.

Figura 2:Geometria de um Perfil.

Fonte: Rosa (2006, p.86)

A geometria do perfil funo exclusivamente da corda, todos os seus parmetros so

dependentes em porcentagem de seu comprimento. Segundo Rosa (2006), normalmente

considera-se corda unitria, com os postos iniciando no bordo de fuga, seguindo pela

superfcie superior e retornando pela superfcie inferior, desta forma percorrendo um sentindo

anti-horrio.

2.5 FAMLIAS DE UM PERFIL

As famlias de perfis so classes que diferenciam os mais variados tipos de aeroflios,

e assim agrupam de forma organizada cada tipo de perfil. As famlias de perfis iniciaram com

a pesquisa sistematizada sobre diferentes geometrias, inicialmente de uma forma emprica e

progressivamente adotando critrios mais cientficos, segundo Rosa (2006). O

desenvolvimento continuo de vrios engenheiros da poca, mostrou o caminho para as novas

famlias de perfis de alto desempenho. Entre esses novos aeroflios, segundo Rosa (2006), as

primeiras classes de aeroflios desenvolvidos foram as das sries Gttingen e Clark. Este

ltimo pode ser encontrado nas series K; V; W; X ;Y ; Z ; Y; YH; YM15; YM18; YS. Esses

so s alguns dos perfis mais usados at hoje em alguns projetos de asas de aeronaves de

pequeno porte.

A principal linha de pesquisa para o desenvolvimento de aeroflios de altodesempenho era feito pela NACA, antiga agncia espacial norte-americana que antecedeu a


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NASA, e assim os aeroflios tiveram sua famlia batizada com esse nome, segundo fonte do

site discoverybrasil.uol1. E abaixo so mostradas as caractersticas de algumas famlias de

perfis NACA e suas nomenclaturas.

Figura 3: Representao do perfil 4 dgitos.


Exemplo, NACA 0012

Figura 4: Representao do perfil 5 dgitos.


Exemplo, NACA 23017

1Disponivel em: http://discoverybrasil.uol.com.br/web/nasa/terra/naca/?page=1> : Acesso em : 30

de junho. 2014


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Figura 5: Representao do perfil NACA serie 1

Fonte:Autoria prpria (2014)

Exemplo, NACA 16-006

Figura 6: Representao do perfil NACA srie 6 dgitos


Exemplo, NACA 66,1-212

2.6 EXEMPLO DE PERFIS MAIS ULTILIZADOS

O estudo dos aeroflios mostrou aos engenheiros que para cada tipo de perfil h uma

aplicao diferente na qual o perfil ter maior eficincia. Dessa forma possvel termos um

padro especifico de perfis para cada tipo de aplicao, por exemplo, perfis usados para

aeronaves destinadas a voar em velocidade supersnica, ou aeronaves que so destinadas a

voar em baixas velocidades.

2.6.1 PERFIS CLSSICOS


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Segundo Rosa (2006), os perfis ditos clssicos so aqueles que so desenvolvidos sem

o auxilio de tcnicas computacionais modernas, incluindo os perfis desenvolvidos

empiricamente. Mostraremos abaixo os perfis ditos clssicos, onde usamos o software XFLR

5 para obter as imagens dos perfis.

Figura 7: CLARK Y: Espessura de 0.1171, Raio do bordo de ataque do perfil 0.0128, Camber 0.0343


Figura 8:NACA 23012: Espessura 0.1201, Raio do bordo de ataque 0.0171, Camber 0.0146


Figura 9:NACA 0012: Espessura 0012, raio do bordo de ataque 0.0172, camber 0.00



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Figura 10:NACA 6409: Espessura 0.0903, raio do bordo de ataque 0.0096, camber 0.0586


2.6.2 PERFIS DO TIPO REFLEX

Imagem 4: Exemplo de aeronaves que usam aeroflio "reflex".

Fonte: Disponvel em:http://pt.wikipedia.org/wiki/Asa_voadora

So perfis em que o coeficiente de momento ao redor do perfil aproximadamente

zero (Cm0). Rosa (2006)define que um perfil reflex quando a sua linha mdia sofre uma

inflexo prxima ao bordo de fuga. Em outras palavras, esses perfis so utilizados para

diminuir o momento na asa, j que o prprio aeroflio tem uma toro negativa, prximo ao

bordo de fuga, assim neutralizando o momento. Esses tipos de perfis geralmente so muito

utilizados em projeto de asas voadoras, j que esses tipos aeronaves no disponibilizam desuperfcies capazes de fornecer estabilidade a aeronave, e assim a prpria asa deve ser estvel.

Acima na imagem 4 mostrado um exemplo de aeronaves que usam os aeroflios do tipo

reflex, e nas figuras abaixo so mostrados esses tipos de perfis.
http://pt.wikipedia.org/wiki/Asa_voadorahttp://pt.wikipedia.org/wiki/Asa_voadora


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Exemplo de Perfis REFLEX

Figura 11:CLARK YS: Espessura 0.1170, Raio do bordo de ataque 0.0047, Camber 0.0280


Figura 12:HEPPERLER MH-18: Espessura 0.1113, Raio do bordo de ataque 0.0047, Camber 0.00


Figura 13:NACA MUNK/M-18: Espessura 0.1202, Raio do bordo de ataque 0.0435, Camber 0.0411


Figura 14:WORTMANN: Espessura 0.1261, Raio do bordo de ataque 0.0199, Camber 0.0440


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2.6.3 OS PERFIS DE ALTA SUSTENTAO

Os perfis de alta sustentao so perfis que se destacam por gerar um coeficiente desustao elevado, esses perfis geralmente so utilizados para os projetos de asas que possui o

intuito de voar em baixas velocidades. Segundo Rosa (2006), os aeroflios que se destacam

por sua grande capacidade de sustentao se caracterizam por uma linha mdia com grande

curvatura e o ponto de mximo deslocado para frente, os quais tm inteno de gerar um

pequeno momento. Os perfis com essas caractersticas esto mostrados abaixo.

Figura 15:LIEBECK LA 203 A: Espessura 0.1214, Raio do bordo de ataque 0.0316, Camber 0.0869


Figura 16: SELIG 1223: Espessura 0.1214, Raio do bordo de ataque 0.0316, Camber 0.0869


Figura 17: EPPLER 423: Espessura 0.1252, Raio do bordo ataque 0.0333, Camber 0.0548



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Figura 18: WORTMANN FX 74-CL5-140: Espessura 0.1644, Raio do bordo de ataque 0.0075,Camber 0.1086


2.7 FORAS ATUANTES EM TORNO DE UM AEROFLIO

Para se chegar escolha do perfil mais adequado para o projeto de uma asa, destinada

a um VANT, de extrema importncia conhecer todas as foras que atuam ao seu redor.

Basicamente as foras geradas em um perfil so provenientes da reao que o ar gera ao

entrar em contato com um corpo solido em movimento. Essas reaes so as responsveis por

gerar presses em torno da superfcie inferior e superior do perfil, e dessa forma podemos

calcular as foras de sustentao, arrasto e momento em torno do mesmo, todas essas

provenientes da presso gerada em torno do aeroflio.

2.7.1 PRESSO EM TORNO DO PERFIL

Segundo (ANDERSON, 1991), a presso definida como uma fora por unidade de

rea, mas na verdade, a presso geralmente definida como um ponto do fluido ou de um

ponto sobre uma superfcie slida, e pode variar de um ponto para outro. O estudo de como a

distribuio de presso em um aeroflio de asa se comporta, possibilita aos engenheiros a

anlise prvia para a melhor compresso do seu comportamento, segundo Ribeiro (2011).

Segundo Miranda (2013), a presso em torno do perfil gerada quando o mesmo se

desloca no ar, assim o perfil provoca uma separao das partculas de ar, que por sua vez

geram um diferencial de presso entre a parte superior e inferior do mesmo. E esse

diferencial de presso o principal responsvel pela gerao da fora de sustentao

responsvel por erguer a aeronave no ar. Os ensaios realizados em tnel de vento ou em

software similares que permitem determinar essas distribuies de presso em diferentes

ngulos de ataque, essas variaes so extremamente importante para determinar o quanto de

fora de sustentao o perfil pode gerar.


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2.7.2ESTOL

O estol um efeito causado em asas finitas, e definido como sendo um ponto onde a

sustentao mxima para um ngulo de inclinao alfa, mais ao passo que essa inclinao

aumenta h uma perda drstica de sustentao. Miranda (2013) ressalta que o estudo do estol

representa um componente de fundamental importncia para o projeto de um avio, uma vez

que proporciona a determinao de parmetros importantes de desempenho, alguns exemplos

da importncia, na determinao da mnima velocidade da aeronave e a determinao dos

comprimentos de pista necessrios ao pouso e decolagem.

O estol est inteiramente ligado velocidade, de tal forma que um dos principais

fatores para que o estol acontea reduzir a velocidade abaixo da velocidade mnima de voo

prevista em projeto. Um exemplo disso so os caas que conseguem voar quase queverticalmente devido a fora que as turbinas impes para manter uma velocidade segura em

uma manobra. J em aeronaves pesadas de transporte isso impossvel de acontecer, pois a

fora que os motores no so projetados para tal desempenho, de tal forma que o piloto

respeita o ngulo mximo de inclinao e sempre mantm uma velocidade segura de tal forma

a no deixar acontecer o estol. Para compreender melhor o estol podemos analisar seu efeito

no ponto B da figura 20.

2.7.3 FORA DE SUSTENTAO

A fora de sustentao uma das componentes que gerada pelo efeito do ar com a

superfcie aerodinmica, sendo assim uma das mais importantes componentes resultantes de

foras em torno do aeroflio a ser estudada para o projeto de uma aeronave. Segundo

(MIRANDA, 2013), a forma como a sustentao gerada pode ser entendida por dois

princpios fsicos, sendo esses a terceira lei de Newton e o principio de Bernoulli.

A terceira lei de Newton diz que para toda ao h uma reao, de igual magnitude e

direo, com sentido oposto. O entendimento dessa lei nos d a possibilidade de entender a

gerao de fora resultante na asa. Quando a aeronave est imerso no ar e em movimento,

temos que uma fora gerada a partir do movimento das partculas de ar em torno do

aeroflio, por meio de uma variao de presso entre o intradorso e o extradorso do mesmo,

esses efeitos podem ser explicados segundo Miranda (2013) pelo principio de Bernoulli que

diz que o aumento da velocidade das partculas de ar do escoamento que passam sobre o

perfil, provocam a reduo da presso esttica e um aumento na presso dinmica, e da


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mesma forma se a presso esttica aumenta a presso dinmica diminui. O principio de

Bernoulli matematicamente expresso pela equao (1) da continuidade mostrada abaixo.

Figura 19:Variao de velocidade entre a parte superior e inferior do perfil.

Fonte:Miranda (2013, p.64)

Geralmente para se expressar a fora de sustentao, utilizamos de tuneis de vento ou

de software especfico para determinao dos coeficientes. Esses coeficientes nos ajudam

prever o quanto de fora ser gerada em funo da inclinao que a asa faz com linha

imaginaria do vento relativo, assim chamado de ngulo de ataque. Segundo Ribeiro (2011), o

coeficiente de sustentao cl adimensional e funo do modelo do perfil e do numero de

Reynolds e tambm do ngulo de ataque. Para todo e qualquer projeto sempre se procura a

mxima eficincia em sustentao, onde um bom perfil lhe dar essas condies, j que perfis

que tem grandes valores de clso considerados perfis eficientes de gerao de fora, segundo

Rosa (2006).

Como j comentado anteriormente, para a determinao do coeficiente de sustentao

cl, necessrio uma analise com um tnel de vento ou algum software similar, na qual se

traado uma curva que mostra o comportamento do perfil para cada ngulo de ataque. O

coeficiente de sustentao pode crescer at certo ponto, aps atingir um ngulo mximo de

inclinao com a linha de ao do vento relativo, essa curva comea decresce bruscamente,

a esse ponto mximo chamamos de que tambm coincide com o ngulo mximo deataque ocorrendo o estol. Segundo (MIRANDA, 2013), o estol provocado pelo

descolamento do escoamento na superfcie superior da asa, esse deslocamento devido a um

gradiente adverso de presso que possui a tendncia de fazer com que a camada limite se


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desprenda no extradorso da asa. A figura 20 mostra a sustentao em funo do ngulo de

ataque, e ocorrncia do estol.

Figura 20:Perca de sustentao devido a inclinao da asa.

Fonte: Miranda (2013, p.28)

Para se determinar a fora de sustentao necessria ao voo preciso conhecer os

coeficientes de sustentao, segundo Abbott (1959), conveniente que esse coeficiente sejaexpresso em termos adimensionais, que so funes principalmente da postura da asa. Dessa

maneira a sustentao expressa na equao (2) mostrada abaixo:

Onde: representa Fora de sustentao que o perfil pode gerar e representa

densidade do ar, lembrando que a densidade do ar funo da altitude, e Velocidade daaeronave, o comprimento da corda do perfil, : Coeficiente de Sustentao.

Assim temos que a sustentao proporcional ao seu coeficiente, e esse

diretamente dependente das caractersticas de cada aeroflio escolhido para o projeto. Assim

fica evidente a importncia de se determinar o melhor perfil para o projeto, pois a escolha do

melhor aeroflio para cada tipo de projeto trar certamente o melhor desempenho da

aeronave.


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2.7.4 FORA DE ARRASTO

A fora de arrasto gerada a partir dos mesmos efeitos que resultam na fora de

sustentao, porm a fora de arrasto tem sua componente oposta direo do deslocamento.Segundo Houghton (2013), o arrasto convencionalmente definido como a fora que

corresponde taxa de diminuio da quantidade de movimento na direo do fluxo externo

sem ser perturbado. O arrasto uma fora indesejvel que os projetistas tentam reduzir ao

mximo, pois sua presena traz ineficincia ao projeto, e assim sendo um dos parmetros mais

importantes a ser analisado na escolha do aeroflio, a diminuio do arrasto implica tambm

em aumentar a autonomia, ou seja, menor quantidade de energia necessria para o

deslocamento no meio fluido.

Para Miranda (2013), a anlise de desempenho de um avio durante todas as fases de

projeto, envolvem as analises de perfil at sua fase final, tem o arrasto como sendo a mais

importante quantidade aerodinmica a se estimar, porm sendo uma das tarefas mais difceis.

Para a determinao do arrasto nos aeroflios podemos usar softwares, que simulem o

escoamento do ar, assim como para a determinao do coeficiente de sustentao podemos

determinar o coeficiente de arrasto, e assim poderemos quantificar o arrasto no perfil por meio

da equao (3) mostrada abaixo:

Onde:representa Fora de arrasto que o perfil gera devido ao atrito com o ar em

movimento e representa densidade do ar, e Velocidade da aeronave, ocomprimento da corda do perfil, : Coeficiente de arrasto.

Para Abboutt (1959), conveniente expressar as foras de arrasto em torno do perfil

em termos de coeficientes adimensionais que so funes principalmente da geometria do

aeroflio ou da asa. O arrasto nada mais do que a soma de vrios tipos de arrasto, provocado

por diversos tipos de efeitos adversos durante o escoamento do fluido. Conforme Miranda

(2013), s existem exclusivamente dois tipos caractersticos de arrasto, o arrasto de presso

que incide devido ao desbalanceamento de presso existente sobre a face exterior da aeronave

e o arrasto de atrito que proveniente das tenses de cisalhamento que atuam na superfcie da

aeronave. Os tipos de arrastos so arrasto de presso, arrasto de perfil, arrasto de interferncia,


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arrasto induzido, arrasto parasita, porm so desprezados para a analise das escolhas dos

perfis o arrasto de interferncia e parasita.

valido reforar que em muitos casos, de engenharia o arrasto desejvel, umexemplo disso no caso dos paraquedas, que usam a fora de arrasto para retardar o

movimento de descida. J para o desenvolvimento de veculos areos, terrestre ou martimos,

o arrasto indesejvel e deve ser reduzido. O estudo detalhado dos vrios tipos de arrastos e

as formas de como reduzi-los tornaram possvel, por exemplo, que veculos como motocicleta

chegassem viajar acima de 320 km/h, ou no caso das aeronaves atuais passarem em muitas

vezes a velocidade do som, segundo (WHITE, 2007).

2.7.4.1

ARRASTO DE PRESO OU ARRASTO DE FORMA

Segundo Miranda (2013) o arrasto de presso, provocado devido uma diferena de

presso em funo da separao do escoamento no aeroflio, na qual o ar se choca com o

bordo de ataque do perfil promovendo uma mudana brusca da direo das partculas de ar.

Isto observado quando um escoamento em superfcies no aerodinmicas em que o ar passa

ao longo de um objeto e em certo ponto, se afasta dele. Segundo (SPINDOLA, 2003), este

tipo de arrasto produz turbilhes de ar que subtraem energia do objeto e retardam seu

movimento. Exemplo dos escoamentos sobre alguns corpos com geometrias diferentes.

Figura 21: Representao do efeito do escoamento do ar emalguns tipos de superfcies

Fonte:Disponvel em:http://dc365.4shared.com/doc/cZw3ZOZe/preview.html

Desta maneira uma forma de se reduzir este tipo de efeito nas aeronaves, buscar

formas mais aerodinmicas, para que se possa reduzir ou eliminar o arrasto de forma. Oestudo do arrasto induzido nos corpos tem como principal funo tentar minimizar os efeitos
http://dc365.4shared.com/doc/cZw3ZOZe/%20%20%20preview.htmlhttp://dc365.4shared.com/doc/cZw3ZOZe/%20%20%20preview.htmlhttp://dc365.4shared.com/doc/cZw3ZOZe/%20%20%20preview.htmlhttp://dc365.4shared.com/doc/cZw3ZOZe/%20%20%20preview.html


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do arrasto, de forma a se preocupar com sua forma geomtrica que deve facilitar o

escoamento do ar. Nesse ponto, fcil compreender por que se empregam geometrias de

forma alongada, ditos aerodinmicos, para aplicaes em que a fora de arrasto deve ser a

menor possvel. Desta forma, quanto mais aerodinmico for geometria, mais possibilitar

que a camada limite e as trajetrias das partculas fluidas contornem o corpo com mais

facilidade, no causando aceleraes muito bruscas que criariam um elevado gradiente

adverso de presses e, consequentemente, um grande deslocamento de ar, Brunetti (2006).

2.7.4.2ARRASTO DE PERFIL

Segundo Miranda (2013) o arrasto de perfil a soma de dois arrastos, que seria arrasto

de atrito com o arrasto de presso. Na qual o arrasto de atrito segundo (SPINDOLA, 2003),

considerado o arrasto proveniente do deslizamento de uma camada de fluido sobre a outra

camada, resultando no movimento das molculas de ar da camada limite que tem seu

movimento em vias regulares paralelas superfcie; ou vias irregulares. Ou seja, o arrasto de

perfil usualmente utilizado quando se trata de um escoamento em duas dimenses, desta

maneira perfeitamente empregado analise em aeroflio.

2.7.4.3ARRASTO INDUZIDO

O arrasto induzido dependente da gerao de sustentao, definido por um arrasto de

presso proveniente do escoamento induzido denominado de downwash eest vinculado

aos vrtices criados nas extremidades da asa de envergadura finita, segundo Miranda (2013).

A diferena de presso acima e abaixo de um aeroflio cria no ar uma tendncia a

fluir em direes opostas ao longo das asas, segundo o comprimento dessas. O ar da parte

inferior das asas tende a fluir para fora, o ar do topo das asas tende a fluir para dentro. Os

fsicos chamam esse movimento de corrente de envergadura, segundo (SPINDOLA, 2003)

A importncia de se compreender o efeito do arrasto induzido de extrema

importncia no projeto, pois s para se ter ideia dos vrtices gerados nas pontas das asas das

aeronaves, que podem atingir distancias enormes ate serem dissipadas completamente.

Segundo engel e Cimbala (2007), esses efeitos podem se estender por ate 10 km, os efeitos

dessas correntes induzidas so to fortes que se um avio pequeno entrar capaz de ser virado

de cabea para baixo. Exemplo do efeito do vrtices de ponta de asa na imagem 5.


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Imagem 5:Efeitos visveis causados pelo arrasto induzido na asa de uma aeronave.


O arrasto induzido pode ser expresso matematicamente pela eq. 4, onde notria a

relao do arrasto com o coeficiente de sustentao da asa .

O efeito do arrasto induzido fica bem claro na natureza, se observado o

comportamento de migrao das aves, que voam em formao V para diminuir a quantidade

de energia necessria para o voo. engel e Cimbala (2007) afirma que alguns estudos

mostraram que os pssaros voando em formao V conseguem chegar ao local de destino com

um tero a menos do que gastaria se voasse sem a formao em V, assim baseando-se nanatureza hoje todos os caas quando precisam voar longas distancias, voam em formao V

para reduzir o consumo de combustvel. O efeito do arrasto induzido pode ser observado na

imagem 6 .

Imagem 6:Formao em V dos pssaros para reduzir o arrasto.

Fonte: Disponvel em: commons.wikimedia.com


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2.7.5 MOMENTO EM UM PERFIL

Para uma aeronave ser considerada estvel, necessria estabilidade em todos os

momentos do voo, e para isso preciso determinar as foras atuantes nas asas, econsequentemente em torno do aeroflio, essas foras so extremamente importante, para o

desempenho e controle da aeronave. Onde por si s a asa uma superfcie instvel, por meios

de dispositivos acoplados a aeronave e com o desenvolvimento de perfis especiais criados

para corrigir estas instabilidades.

Segundo Miranda (2013), para se garantir a estabilidade longitudinal da aeronave,

necessrio o estudo quantitativo das foras aerodinmicas e os momentos gerados em um

perfil. possvel equacionar matematicamente as foras, e dessa maneira determinar a

capacidade do perfil em gerar essas foras e momentos.

Um ponto importante a ser citado para analise do perfil, segundo Rosa (2006), que o

momento no aeroflio dependente de um ponto analisado, dessa maneira o conceito de

centro de presso no h utilidade no estudo dos perfis, pois sua posio muito varivel com

as mudanas do ngulo de ataque, e dessa forma se torna muito complexo. Dessa maneira se

torna muito mais til o uso do momento em torno do centro aerodinmico.

Imagem 7: Momento em um perfil em funo do ngulo de inclinao (alfa).


Para essa analise da imagem 7, temos que a sustentao, o arrasto e R aresultante dessas foras, alfa () a inclinao do perfil com o vento no perturbado e a V

velocidade do vento relativo.

Para Abboutt (1959), uma maneira conveniente de descrever as caractersticasaerodinmicas de um perfil traar o valor do coeficiente de momento em relao ao ngulo


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de ataque, que o ngulo entre o plano da asa e da direo do movimento, por meio da

equao (5) mostra a seguir.

Na qual o momento gerado em torno do centro aerodinmico do perfil, e que as

outras variveis j foram definidas anteriormente na equao (2), e onde o coeficientede momento. Segundo Miranda (2013), usualmente considera-se que o momento atua no

ponto localizado da corda, definido como sendo o centro aerodinmico do perfil. O

momento considerado negativo quando o giro em relao ao seu centro no sentido anti-

horrio e da mesma forma se o giro for no sentido horrio o momento considerado positivo.

O momento em torno do perfil o principal responsvel por causar a instabilidade,

mas como foi visto anteriormente, existem perfis que tem aproximadamente igual a zeroperfis reflex. Para os outros casos de perfis, os projetistas utilizam-se de superfcies

estabilizadoras que so chamado de estabilizador vertical e horizontal, que isolam o momento

gerado no perfil, devido uma distancia da aplicao do momento do perfil da asa, e com

momento no sentido contrario.

2.7.6 CENTRO AERODINMICO

Para se definir os clculos do momento ao redor de um aeroflio, necessrio

conhecer o centro aerodinmico que ento definido pela teoria dos perfis finos, como sendo

o ponto onde todas as foras aerodinmicas so aplicadas, e na qual o coeficiente de momento

para qualquer ngulo de ataque praticamente nulo, segundo Rosa (2006) e Miranda (2013).

Para perfis idealmente finos, est posicionada exatamente a 25% da corda, a partir do bordo

de ataque e nos perfis reais a posio prxima do ponto de 25% da corda, segundo (ROSA,

2006). O centro aerodinmico mais bem representado na figura 22:


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Figura 22:Exemplo de como relacionada a posio do centro aerodinmico.


O termo o momento de giro do perfil em torno de um ponto na qual se estimaque esteja aplicado todas as foras, corda do perfil, e onde a distancia do centroaerodinmico na qual segundo Miranda (2013), afirma que muito comum que na grande

maioria dos perfis existentes, a posio do centro aerodinmico () muito prxima daposio c/4

2.7.7 NUMERO DE REYNOLDS

O numero Reynolds utilizado para determinar qual tipo de escoamento estar

sujeito o corpo. O seu nome em homenagem a o fsico e engenheiro Irlands Osborne

Reynolds onde se abrevia na equao como (Re). Basicamente o numero de Reynolds define

se o fluido flui em um regime turbulento ou laminar. Segundo (FOX, 1998), os regimes de

escoamentos viscosos so classificados em laminar ou turbulento, tendo por base a sua

estrutura, na qual o regime laminar, a estrutura do escoamento caracterizada pelomovimento suave em lminas ou camadas, j para a estrutura do escoamento no regime

turbulento caracterizada por movimentos tridimensionais aleatrios de partculas fluidas, em

adio ao movimento mdio. Segundo Brunetti (2008), Reynolds analisou que a ocorrncia do

movimento ser laminar ou turbulento depende do valor nmero adimensional dado por:

Na qual a velocidade de escoamento, a densidade do ar e C o comprimentoda seo em 2d da asa chamada de corda, e por fim viscosidade dinmica.


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Embora os dois casos mais comum a serem tratados o laminar e turbulento tambm

existe o regime na qual o fluxo fica entre esses dois casos citados, chamado de regime de

transio ou transiente. No escoamento de transio, o escoamento troca entre laminar e

turbulento de forma aleatria, segundo engel e Cimbala (2007), um exemplo dos trs casos

podem ser observados nas imagens 8 e 9.

Imagem 8: Representao escoamento laminar e turbulento em tornode um perfil.


Segundo Miranda (2013), geralmente o escoamento do fluxo de ar em aeronaves se

tornam turbulentos na ordem de 1x e para valores a baixo deste citado o fluido secomporta de forma laminar. Normalmente elevados valores de corda media associados s

grandes velocidades fazem com que o valor do numero de Reynolds se aproxime do valor de

escoamento em regime turbulento.

Imagem 9: Representao dos Vrtices na ponta da asa.


2.7.8 ESCOAMENTOS COMPRESSVEL E INCOMPRESSVEL

O escoamento na qual a variao da massa especifica considerado desprezvel, denominado incompressvel, e para variao de massa especifica no desprezveis, o


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escoamento definido como compressvel, segundo Fox (1998). Os dois tipos de escoamentos

so usualmente utilizados na mecnica dos fluidos, e tambm essencial para a anlise do

escoamento em perfis, sendo preciso se avaliar a qual tipo de regime de escoamento o perfil

vai estar submetido, e assim possam ser analisados todos os efeitos envolvidos.

A forma como se estabelece se o fluido compressvel ou incompressvel, escrita por

uma equao matemtica do numero de Mach, que a razo do escoamento fluido no corpo

imerso pela velocidade do som no meio. A equao exibida a seguir na equao (7).

Assim o termo a velocidade do escoamento no meio no perturbado, e ( velocidade do som tambm no meio no perturbado, logo o numero de Mach o numero

adimensional. Para Fox (1998), define que para os quais , denominado como sendoregime subsnico, enquanto aqueles para os quais denominado regimessupersnicos, e no caso de campos onde o escoamento possui as duas situaes, subsnicas e

supersnicas so chamadas regimes transnicos, este ultimo regime ocorre para nmeros de

Mach entre 0.9 e 1.2.

2.7.9 CORDA MDIA AERODINMICA

A corda mdia aerodinmica geralmente utilizada quando se tem em uma asa mais

de um valor de corda, ou seja, para o caso de asas que tm variaes nos valores da corda da

asa. No caso de asas retangulares no necessrio utilizar corda media, pois em qualquer

seo da asa a corda ter o mesmo valor. A determinao da corda mdia aerodinmica

muito fcil de ser aplicada em asas afiladas com forma geomtrica trapezoidal convencional,

onde a partir de uma representao em escala da asa possvel obter a corda media

(MIRANDA, 2013). Podemos entender melhor como se determinar a corda mdia na figura

23.


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Figura 23:Esboo da asa para determinao da corda mdia .

Fonte:Miranda (2013, p.51)

Assim Miranda (2013) mostra que possvel encontrar a distancia que a corda media

esta da raiz da asa, e tambm o valor da corda mdia. Sabendo que o afilamento dado pela

razo , sendo o valor do afilamento da asa. Temos ento as duas equaes para sedeterminar o valor de

e o valor

.

Essas equaes sero de bastante importncia na seo de mtodos onde as analises se

basearam para calcular o nmero de Reynolds em funo da equao 8. A equao 9 til

para se determinar a distncia que a corda media estar da raiz da asa.

2.8 MTODO DOS PAINIS

Para (PEREIRA, 2005), o emprego desta soluo, divide-se a fronteira do corpo em

pequenos segmentos, retos ou curvos, denominados painis, cada qual com seu respectivo

ponto de controle, colocado no centro de cada painel. Este mtodo uma particularizao do

mtodo dos elementos de contorno que admite o clculo de grandezas no domnio, a partir de


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elementos ligados ao contorno. Deste modo, a finalidade do mtodo dos painis resolver o

escoamento potencial ao redor de aeroflio, de forma a discretizar a superfcie solida, e

atendendo a condio de contorno na parede, segundo SANTIAGO (2008). De forma que o

mtodo dos Painis s aplicado se as condies de contorno forem satisfeitas em todos os

pontos ao longo da superfcie, ditos assim como sendo os pontos de controle, segundo (Katz e

Plotkin , 1991).

Figura 24:Aeroflio discretizado, mostrando os pontos de controle.

Fonte: Pereira (2005, p. 20)

Segundo Santiago (2008), para que a condio de contorno nos painis seja

satisfatria, o mtodo dos painis deve fornecer a intensidade das singularidades que so

arranjadas na superfcie do corpo. Estas singularidades podem ser representadas por funes

bsicas, que, devido ao seu decaimento, satisfazem implicitamente a condio de contorno no

infinito. Desta forma vrios tipos de singularidade podem ser utilizados, com diferentes tipos

de distribuio sobre a superfcie.

Para analise do escoamento devemos considerar um fluxo instvel ou permanente, o

campo velocidade escrito por V = V (x, y, z, t). Assim, tendo como um elemento de fluido

infinitesimal em movimento atravs de um campo de fluxo, em que o elemento infinitesimal

no ponto A, se move de um ponto em ate um ponto na qual .Fazendo-se o caminho do elemento A que se move do ponto para o ponto , esta trajetriaque a partcula faz definida como caminho da linha do ponto A. E se for traado agora, um

percurso de um outro elemento de fluido infinitesimal, para um elemento B. Assumindo que oelemento B tambm sai de um para um ponto , mas em um tempo diferente do elemento


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A. Desta forma entendendo que o fluxo instvel, e a velocidade em um ponto e em todos os

outros pontos de fluxo muda com a variao do tempo. Assim, os caminhos de linha dos

elementos A e B apresentam curvas diferentes como mostra a figura 25. E sendo assim os

elementos de fluxo apresentam diferentes pontos, segundo Anderson (1991).

Figura 25:Linhas da trajetria de partculas em um fluxo de estadoestacionrio

Fonte:Katz e Plotkin (1991, p.2)

Por definio, uma linha de fluxo uma curva cuja tangente a qualquer ponto o vetor

velocidade neste ponto. As linhas de corrente so traadas de tal forma que suas tangentes em

todos os pontos ao longo da linha de fluxo esto na mesma direo que os vetores de

velocidade nesses pontos (ANDERSON, 1991). Se o fluxo for instvel, o modelo de linha de

fluxo ser diferente para cada momento, porque os vetores de velocidade esto variando com

o tempo, tanto em magnitude como em direo, como representado na figura 26.

Figura 26:Esquema de direes da velocidade em um escoamento, paralelo aoelemento

sobre uma linha de corrente.

Fonte: Katz e Plotkin (1991, p. 4)


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Segundo Anderson (1991), a equao vlida para uma linha de fluxo. Na qual

possvel representar na forma de coordenadas cartesianas.

Dessa forma em uma analise cartesiana das componentes infinitesimais podem ser

representadas dessa maneira.

Substituindo 9 e 10 na equao 8 e resolvendo a equao vetorial e igualando a funo

a zero ento temos que:

Segundo (ANDERSON, 1991), uma vez que o vetor dado pela equao (11) igual

a zero, cada um dos seus componentes deve ser igual a zero, simplificando a equao 11 ento

temos que:

Essas equaes diferenciais tambm podem ser representadas de uma forma mais

simples:

A equao 17 ento pode ser ento definida como sendo o campo vetorial

sendo funo das coordenadas e do tempo. Na qual para se manter um fluxoregular, as linhas de corrente devem se manter independentes do tempo, segundo Katz

e Plotkin (1991).


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2.8.1 ESCOAMENTO POTENCIAL PARA O MTODO DOS PAINEIS

Segundo (PEREIRA, 2005), o escoamento incompressvel ao redor de uma geometria

imersa em num fluido Newtoniano (na qual se deforma proporcional a fora aplicada) podeser dividida em duas parcelas distintas em funo da influncia da viscosidade.

Na regio prxima a geometria na qual se pretende analisar, observa-se que a camada

limite, e a regio a jusante do corpo, a esteira so fortemente influenciadas pela viscosidade

do fluido e caracterizadas pela presena de uma vorticidade no nula. Fora dessas regies,

influncia da viscosidade torna-se desprezvel e o escoamento caracteriza-se por possuir um

campo de vorticidade nulo, segundo Pereira (2005).

Assim segundo Katz e Plotkin (1991), considere a integral de linha numa regio

simplesmente conexa, ao longo de uma linha arbitrria C, a circulao ao longo de C pode ser

definida como:

E desta forma podendo ser escrita pelo teorema de Stokes.

No qual a vorticidade.Segundo Katz e Plotkin (1991), regio onde a influncia da viscosidade

desprezvel, o escoamento considerado irrotacional, isto pode ser escrito como sendo:

Logo, ao aplicar esta condio na Eq. (17). Assim pode-se mostrar que a integral de

linha torna-se uma derivada de ponto, ou, em outras palavras, a diferencial inexata torna-se

exata. E assim o campo de velocidade pode ser descrito atravs do gradiente de uma funo

escalar

, que Katz (1991) e Pereira (2005), definem como sendo potencial de velocidade:


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A equao da continuidade para escoamento incompressvel dada por

Substituirmos a eq.(20) temos que:

Sendo eq.(22) equao de Laplace para equao da continuidade de um fluido

incompressvel para um escoamento irrotacional. De forma que o operador Laplaciano dado por:

A equao de Laplace aplicada para fluidos incompressveis e irrotacionais, de tal

forma que para fluxos difceis de serem modelados, estes geralmente no so encontrados na

vida real, a condensao do fluxo arranjada de maneira a realizar a soma de todas as

contribuies para os fluxos elementares que tambm so irrotacionais e incompressveis,

onde a partir destes so elaboradas solues de fluxo que dizem respeito a problemas mais

comuns na engenharia, segundo Anderson (1991).

Para realizao de uma boa anlise aerodinmica so necessrias equaes de

contorno em harmonia com a geometria do aeroflio, tal como considerar o fluxo exterior

sobre as superfcies aerodinmicas como sendo estacionrio de modo que se aproxima a

condies uniformes, e de maneira que sejam aplicados a uma distncia infinitesimal ao longo

da geometria do corpo, em todos os sentidos, tendo as condies de contorno para a

velocidade no infinito e a teoria do contorno de um perfil, que conecta a influncia do atritocausada pelo movimento do fluido e a superfcie do corpo criando um vetor velocidade, desta

maneira dando condies para fazer uma anlise com base nas componentes da velocidade do

fluxo u e v, para fluidos incompressveis e irrotacionais, assim aplicando as equaes de

Bernoulli para obteno da presso, Anderson (1991).


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2.9 RECURSOS COMPUTACIONAIS PARA ANALISE DE AEROFOLIOS

2.9.1 XFRL 5

XFLR5 foi desenvolvido usando como plataforma o XFOIL, criado por Mark Drela do

Massachussets Institute Technology (MIT), em 1998. um programa livre, com o principal

objetivo de favorecer o estudo de iniciantes na rea da engenharia aeronutica, alm de

propiciar aos aficionados o prazer de realizar projetos de pequeno at mdio porte, (CLARK,

2006).

XFOIL um programa interativo para o projeto e anlise subsnicas de aeroflios

isoladamente, utiliza o mtodo dos painis com vorticidade linear (escoamento invscido). Eleconsiste de uma coleo de rotinas menu-drivenque executam vrias funes teis, tais como:

Viscoso (ou no viscosos)

Transio forado ou livre

Separao da camada limite no bordo de fuga

Sustentao e arrasto previses pouco alm Nmeros de Reynolds e / ou Mach fixos ou variveis

O XFLR 5 permite uma vasta e refinada anlise aerodinmica, uma vez que esse

softwarepermite estimar os efeitos do escoamento sobre um corpo que encontra em um fluido

imerso. O mtodo utilizado pelo XFOIL e que serve de base para o XFLR 5 permite de forma

aproximada determinar esses vrios parmetros necessrios para o projetos de perfis e ate

mesmo projetar uma aeronave de pequeno porte. Esses mtodos se baseiam em mtodos

numricos e teorias vistas anteriormente na seo de escoamento potencial e so de extrema

importncia, na qual facilitam a forma da analise, pois caso contrrio, seria quase que

impossvel determinar todos os efeitos analiticamente.

Segundo Neto e Becker (2013), o projeto desenvolvido em 2005, tinha como

objetivo fornecer uma interface amigvel com a plataforma do XFOIL, e viabilizando os

clculos em objetos 3d, com baixos n de Reynolds. Todo esse avano foi possvel graas a

aplicaes do mtodo de Katz e Plotkin para clculo das linhas de vrtice (VLM); ou teoria de

linha de sustentao de Prandlt (LLT) em superfcies.

Os resultados obtidos para o escoamento do fluido ao redor dos perfis so

apresentados em formas de grficos, esses grficos (ou polares) so as representaes


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matemticas dos efeitos analisados. As informaes contidas no software necessitam de

conhecimentos prvios para a leituras de dados, j que o mesmo no disponibiliza de

linguagem em portugus, mais uma vantagem XFLR 5 que uma plataforma livre e

disponvel para diversos sistemas operacional, alm do prprio site disponibilizar apostilas

para o estudo do mesmo, desta forma o programa se torna eficaz de custo zero e com boa

confiabilidade para projetos com baixos numero de Reynolds.

2.9 VANTs

Para Correia (2008), um VANT ou (Unmanned Aerial Vehicle), um veculo areo de

propulso mecnica que no necessite de um operador humano, utilizasse de foras

aerodinmicas para a sustentao area, e pode voar de maneira autnoma ou ser pilotado por

controle remoto, pode ser descartvel ou reutilizvel e pode transportar uma carga til letal ou

no letal. O veiculo areo no tripulado (VANT), uma realidade do potencial tecnolgico

existente nos dias atuais. Segundo Longhitano (2010), o conceito de desenvolver aeronaves

no tripuladas para aplicao distintas surgiu, inicialmente, de necessidades militares, com

objetivos na execuo de misses areas que apresentavam risco vida humana.

Os VANTs foram mais tarde aplicados a diversas aplicaes que beneficiaram a

humanidade, mais com aplicaes e intenses diferentes das quais foi desenvolvido no inicio.

Esses veculos so capazes de superar em muitas vezes a capacidade humana, e desta maneira

alm de serem utilizados para defesa do espao areo, hoje os VANTs so utilizados em

diversas reas de pesquisas e em grandes misses na qual esses veculos podem cumprir com

grande eficcia e com segurana. Na qual segundo Chaves (2013), cita algumas das

aplicaes mais recentes dos veculos areos no tripulados, na vigilncia urbana e de

fronteiras, rodovias, costas, infraestrutura crtica, escolta area, monitoramento de obras,

mapeamento de territrio, busca e salvamento.

Segundo Chaves (2013), O projeto de VANTs tem uma grande importncia em

misses de reconhecimento na utilizao em estudos cientficos, transporte de cargas,

sensoriamento remoto, estudos climticos, defesa do territrio nacional e etc. O projeto de

VANTs vem crescendo cada vez mais, graas grande variedade de aplicaes e com

desenvolvimento de novos componentes eletrnicos que facilitam e reduzem peso e

aumentam a distancias as quais essas aeronaves podem alcanar, alm da ajuda de novosmateriais que so desenvolvidos para reduzir custo e maximizar a eficincia.


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No Brasil os VANTs ainda esto aos poucos sendo introduzido, mesmo com incentivo

do governo, diferente de muitos pases que detm tecnologia dos VANTs, onde j existem

leis que regulamentam o uso dos veculos, e j utilizam o VANTs em diversas aplicaes

alm do uso militar. A regulamentao dessas leis no Brasil, segundo Prestes (2012),

demanda cuidados especiais, devido falta destas legislaes especificas para a execuo de

voos sobre reas densamente habitadas, na qual impossibilitam atualmente aplicao desses

veculos para o mapeamento urbano.

Imagem 10: Alguns VANTs fabricados pelas principais empresas do seguimento.

Fonte:Disponvel em: commons.wikimedia.com

So inmeras empresas nacionais que investem mac

Tcc Albert Franklin Versao Final 14-08-2014

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