8.3: Comportamento do aerofólio: Distribuição de pressão sobre uma asa Clark Y-14

1. Remova a tampa superior da seção de teste para instalar o modelo Clark Y-14 (comprimento do acorde, c = 3,5 polegadas). A seção de teste deve ser de 1 ft x 1 ft e o túnel de vento deve ser capaz de sustentar uma velocidade máxima de 140 mph.
2. Monte o modelo Clark Y-14 de alumínio no toca-discos dentro da seção de teste para que a porta #1 esteja virada rio acima. Substitua a tampa superior. Observe que o modelo está tocando tanto o chão quanto o teto da seção de teste do túnel de vento para que nenhum fluxo 3D ao redor do aerofólio se desenvolva.
3. Conecte os 19 tubos de pressão rotulados 1 - 19 às portas correspondentes do painel do manômetro, respectivamente. As portas do modelo Clark Y-14 estão localizadas da seguinte forma: porta 1: x/c = 0 (à direita na borda principal), portas 2 e 11: x/c = 5%, portas 3 e 12: x/c = 10%, portas 4 e 13: x/c = 20%, portas 5 e 14: x/c = 30% portas 6 e 15: x/c = 40%, portas 7 e 16: x/c = 50%, portas 8 e 17: x/c = 60%, portas 9 e 18: x/c = 70%, e portas 10 e 19: x/c = 80% (Figura 2). O painel manômetro deve ter 24 colunas cheias de óleo colorido e marcadas com graduações de polegadas de água.
4. Gire o toca-discos para que o ângulo de ataque seja 0°.
5. Corra o túnel de vento a 90 mph, e regise todas as 19 medidas de pressão lendo o manômetro.
6. Repita as etapas 4 e 5 para ângulos de ataque de 4 e 8°.

Um aerofólio é uma seção de asa bidimensional que gera sustentação em uma aeronave. Os aerofólios vêm em muitas geometrias, mas todos são descritos pelos mesmos recursos. A borda de ataque é o ponto na frente do aerofólio com curvatura máxima. E da mesma forma, a borda de fuga é o ponto de curvatura máxima na parte de trás do aerofólio.

A linha de corda é uma linha reta que conecta as bordas de ataque e de fuga. O comprimento da corda, c, é o comprimento desta linha de corda e é usado para descrever as dimensões em outras direções como porcentagens do comprimento da corda.

Aqui, vamos nos concentrar no aerofólio Clark Y-14, que tem uma espessura de 14% do comprimento da corda e é plano na superfície inferior de 30% da corda de volta à borda de fuga. Em vários ângulos de ataque, o aerofólio gera pressões mais baixas na superfície superior e pressões mais altas na superfície inferior em relação à pressão do ar que se aproxima.

De acordo com o Princípio de Bernoulli, essa diferença de pressão é resultado de diferenças de velocidade entre as regiões superior e inferior do aerofólio, que são causadas por moléculas de ar interagindo com as superfícies curvas. A região de pressão mais baixa na superfície superior tem uma velocidade mais alta do que a região de pressão mais alta na superfície inferior.

Se as forças de cisalhamento paralelas à superfície do aerofólio forem negligenciadas, a força de pressão geral é o que gera sustentação. Podemos definir o coeficiente de pressão, Cp, para um ponto arbitrário no aerofólio usando essa relação. O coeficiente de pressão é um número não dimensional, que descreve as pressões relativas ao longo de um campo de fluxo. P é a pressão absoluta, P infinito é a pressão de fluxo livre e rho infinito e V infinito são a densidade e a velocidade do fluxo livre, respectivamente.

Exceto para locais de ponta, as direções da força de pressão determinadas por Cp, apontam aproximadamente para cima na mesma direção que a sustentação em ângulos de ataque baixos. Assim, podemos calcular um coeficiente de sustentação não dimensional, CL, que relaciona a sustentação gerada ao fluxo de fluido ao redor do objeto usando essa relação. Aqui, c é o comprimento da corda e x é a posição da coordenada horizontal com zero como borda de ataque.

Neste experimento, analisaremos a distribuição de pressão na superfície de um aerofólio, que possui 19 tomadas de pressão em sua superfície. Cada uma das leituras de pressão é medida usando um manômetro de líquido. Você medirá a distribuição de pressão e a sustentação submetendo o aerofólio ao fluxo de ar em um túnel de vento em vários ângulos de ataque.

Para este experimento, você usará um túnel de vento aerodinâmico com uma seção de teste de 1 pé por 1 pé e uma velocidade máxima do ar operacional de 140 mph. O aerofólio modelo é um aerofólio Clark Y-14 de alumínio com 19 portas embutidas para tubos de pressão. As localizações das portas de pressão são mostradas aqui. A coordenada da porta é determinada dividindo a localização da porta pelo comprimento da corda. As portas de pressão são conectadas a um painel de manômetro cheio de óleo colorido, mas marcado como graduações de polegada de água.

Para começar, remova a tampa superior da seção de teste e instale o aerofólio verticalmente na plataforma giratória, certificando-se de que a porta número um esteja voltada para o montante. Recoloque a tampa superior da seção de teste. Observe que o modelo do aerofólio está tocando o piso e o teto da seção de teste do túnel de vento para garantir que não haja fluxo 3D desenvolvido ao redor do aerofólio.

Conecte os 19 tubos de pressão rotulados às portas correspondentes do manômetro. Agora gire a plataforma giratória para que o ângulo de ataque seja zero. Em seguida, ligue o túnel de vento e defina a velocidade do vento para 90 mph. Registre todas as 19 leituras de altura do manômetro em seu notebook.

Agora desligue o túnel de vento e ajuste o ângulo de ataque para 4?. Em seguida, ligue o túnel de vento novamente com a velocidade do vento a 90 mph e registre as leituras do manômetro para cada uma das 19 portas de pressão. Finalmente, repita a medição a 90 mph para um ângulo de ataque de 8?. Como antes, registre todas as leituras do manômetro.

Agora vamos dar uma olhada em como analisar os dados. Primeiro, determine a pressão manométrica para cada uma das leituras de altura do manômetro usando essa relação, onde delta h é a leitura de altura registrada em seu notebook, rho L é a densidade do óleo e g é a aceleração gravitacional. Em seguida, calcule o coeficiente de pressão não dimensional, Cp, para cada porta no aerofólio.

O coeficiente de pressão é calculado conforme mostrado usando a densidade de fluxo livre, a velocidade de fluxo livre e a pressão manométrica. Vamos traçar o coeficiente de pressão negativa versus a coordenada da porta. Primeiro, para um ângulo de ataque igual a zero, plotamos Cp negativo em vez de Cp positivo no eixo y para que o gráfico seja mais intuitivo visualmente. Assim, o traço superior transmite as pressões negativas na superfície superior do aerofólio e o traço inferior transmite as pressões positivas na superfície inferior.

A partir do gráfico, podemos ver que a pressão muda drasticamente logo após a borda de ataque. A pressão atinge seu valor mínimo em torno de 5 a 15% da corda após a borda de ataque. Como resultado, cerca de metade da sustentação é gerada na primeira região de 1/4 de corda do aerofólio. Olhando para todos os três ângulos de ataque, observamos uma mudança de pressão semelhante após a borda de ataque.

Além disso, em todos os três casos, a superfície superior contribui com mais sustentação do que a superfície inferior. Como resultado, é fundamental manter uma superfície limpa e rígida na parte superior da asa. É por isso que a maioria dos aviões está livre de quaisquer objetos no topo da asa.

Antes que ocorra o estol, o aumento do ângulo de ataque resulta em maiores diferenças de pressão entre as superfícies inferior e superior do aerofólio, gerando assim maior sustentação. Podemos calcular o coeficiente de sustentação para cada ângulo de ataque usando a relação mostrada aqui. O coeficiente de sustentação relaciona a sustentação gerada com a distribuição de pressão no aerofólio e, como esperado, é maior para ângulos de ataque mais altos.

Em resumo, aprendemos como as diferenças de pressão ao longo de um aerofólio geram sustentação em uma aeronave. Em seguida, medimos a distribuição de pressão ao longo da superfície de um aerofólio Clark Y-14 submetido ao fluxo de ar em vários ângulos de ataque e calculamos os coeficientes de sustentação.