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PROJETO DE PERFIS Simples e Multi-elemento

PROJETO DE PERFIS Simples e Multi-elemento. Francisco Palazzo Neto: fpalazzon@yahoo.com.br Gilberto Becker: gilbertobecker@yahoo.com.br. Sumário. Projeto mono-elemento Motivação Competição SAE Aerodesign Fundamentos da Análise XFoil Exemplo de projeto Projeto Multi-elemento

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PROJETO DE PERFIS Simples e Multi-elemento

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Presentation Transcript

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

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

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

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

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

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

  7. Exemplos anteriores • Possibilidades de melhorias: Selig1223 AT- A2004 Aerodinâmicas Estruturais

  8. Polar de Arrasto do Perfil

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

  10. Fundamentos da Análise

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

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

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

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

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

  16. O Código XFOIL • XFOIL: • Utiliza o método dos painéis com vorticidade linear (escoamento invíscido) • Correção de compressibilidade de Kármán-Tsien. • 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 deNewton.

  17. O Código XFOIL • MÓDULOS DO XFOIL 1 - OPER :Análise2 - GDES:Projeto Geométrico– Método Direto3 - MDES:Curva de Pressão– Método Inverso4 - QDES:Curva de Velocidade– Método Inverso

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

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

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

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

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

  23. 2004 Conceptual Design

  24. A. D. – Wing Airfoil Design • Low CD at low AoA - HighIxx. Iyyand J • Solutions: - High SW andLow CL • Low SW and High CL VAoA Wing and Structural Requirements: Performance Requirements Aerodynamic Requirements - Low CD andLow CM - Low SW due to max. spanlimitation

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

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

  27. A. D. – V.T., H.T. & winglet Airfoils PSU 94-097 Airfoil Horizontal Tail: AT-P2004 Vertical Tail: AT-L2004 Winglet: AT-WLT2004

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

  29. Open Class: Análises para Re=550000

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

  31. 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

  32. Ensaio em Túnel • 3D • 3D - meia maquete • 2D • Dados experimentais 2D • Condições • Aquisição • Parâmetros relevantes

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

  34. MSES • Geração de malha NHLP A2

  35. MSES • Pós-processamento Camada Limite Dsitribuição de Cp

  36. Pré-processamento • Geração de malha • ICEM • Gridgen • Tgrid • Bamg

  37. Solução do Escoamento • CFD++ • Fluent • CFX • Nsc2KE

  38. Pós-processamento • Ensight • Tecplot

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

  40. Dados Experimentais XFoil NMIX Exemplo – Naca 0012

  41. Exemplo – Uirá – AD East 2007

  42. Exemplo – Uirá – AD East 2007

  43. Exemplo – Uirá – AD East 2007 Cl vs. Alfa Cl vs. Cd

  44. Exemplo – Uirá – AD East 2007 Cl vs. L/D

  45. Exemplo – NHLP

  46. Exemplo – NHLP

  47. Exemplo – flaps Flap single Flap double

  48. 3.50 3.00 2.50 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 Exemplo – Cl vs. y Seção Dimensionante

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

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

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