Overview
Fonte: David Guo, College of Engineering, Technology, and Aeronautics (CETA), Southern New Hampshire University (SNHU), Manchester, New Hampshire
Um aerofólio é uma seção de asa bidimensional que representa características críticas de desempenho da asa. A distribuição da pressão e o coeficiente de elevação são parâmetros importantes que caracterizam o comportamento dos aerofólios. A distribuição da pressão está diretamente relacionada com o elevador gerado pelos aerofólios. Um aerofólio Clark Y-14, que é usado nesta demonstração, tem uma espessura de 14% e é plano na superfície inferior de 30% do comprimento do acorde para trás.
Aqui vamos demonstrar como a distribuição de pressão em torno de um aerofólio é medida usando um túnel de vento. Um modelo de aerofólio Clark Y-14 com 19 portas de pressão é usado para coletar dados de pressão, que é usado para estimar o coeficiente de elevação.
Principles
Um aerofólio desenvolve elevação em vários ângulos de ataque através de pressões de gage mais baixas na superfície superior e pressões mais altas de gagem na superfície inferior em relação à pressão do ar que se aproxima (pressão de fluxo livre). Se as forças de tesoura paralelas à superfície do aerofólio são negligenciadas (tipicamente suas contribuições para levantar são pequenas), então a força de pressão total é a razão para o elevador gerado pelo aerofólio. A Figura 1 mostra um esquema da distribuição de pressão sobre um aerofólio.
Figura 1. Distribuição de pressão sobre um aerofólio.
O coeficiente de pressão não dimensional, Cp, para um ponto arbitrário no aerofólio é definido como:
(1)
onde P é a pressão absoluta, P∞ é a pressão de fluxo livre não perturbada, Pgage = P − P∞ é a pressão de gárage, e 
é a pressão dinâmica, que é baseada na densidade de fluxo livre, ρ∞, e airspeed, V∞.
O coeficiente de elevação não dimensional Cl é definido da mesma forma:
(2)
onde L' é o elevador por unidade de extensão, e c é o comprimento do acorde do aerofólio.
Com exceção dos pontos ao longo da ponta, as forças de pressão apontam uniformemente para cima, aproximadamente na mesma direção que o elevador. Como tal, em pequenos ângulos de ataque, o coeficiente de elevação pode ser estimado por:
(3)
onde x é a posição de coordenada horizontal com a origem começando a partir da borda principal.
O desempenho do airfoil leva em conta o número de Reynolds, Re, que é definido como:
(4)
onde o novo parâmetro μ é a viscosidade dinâmica do fluido.
Aqui, a distribuição geral de pressão ao longo do aerofólio é medida com 19 pequenos tubos embutidos na asa e ligados a um transdutor de pressão. Um aerofólio Clark Y-14 é mostrado na Figura 2. Tem uma espessura de 14% e é plana na superfície inferior de 30% do comprimento do acorde para trás.
Figura 2. Perfil de aerofólio de uma asa Clark Y-14 com localizações de portas de pressão de mordagem.
As pressões de gálagem são medidas usando um painel de manômetro com 24 colunas cheias de óleo líquido marcado com graduações de polegadas de água. A leitura da pressão de gálagem é determinada usando a seguinte equação:
(5)
onde Δh é a diferença de altura do manômetro com referência à pressão de fluxo livre, ρL é a densidade do líquido no manômetro, e g é a aceleração devido à gravidade.
Uma vez obtida a distribuição de pressão, o coeficiente de elevação não dimensional, Cl,pode ser numericamente determinado a avaliar a Equação 3:
(6)
onde Δxi é o incremento entre 2 portas adjacentes.
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Procedure
- 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.
- 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.
- 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.
- Gire o toca-discos para que o ângulo de ataque seja 0°.
- Corra o túnel de vento a 90 mph, e regise todas as 19 medidas de pressão lendo o manômetro.
- Repita as etapas 4 e 5 para ângulos de ataque de 4 e 8°.
Um aerofólio é uma seção de asa bidimensional que gera elevação em uma aeronave. Os aerofólios vêm em muitas geometrias, mas todos são descritos pelas mesmas características. A borda principal é o ponto na frente do aerofólio com curvatura máxima. E da mesma forma, a borda de arrasto é o ponto de curvatura máxima na parte de trás do aerofólio.
A linha de acordes é uma linha reta que conecta as bordas principais e de arrasto. O comprimento do acorde, c, é o comprimento desta linha de acordes e é usado para descrever as dimensões em outras direções como percentagens do comprimento do acorde.
Aqui, vamos focar no aerofólio Clark Y-14, que tem uma espessura de 14% de comprimento de acorde e é plano na superfície inferior de 30% acorde de volta para a borda de arrasto. 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 de 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 maior do que a região de pressão mais alta na superfície inferior.
Se as forças de tesoura paralelas à superfície do aerofólio são negligenciadas, então a força de pressão geral é o que gera elevação. 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 em 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 velocidade do fluxo livre, respectivamente.
Exceto para locais de borda superior, as direções de força de pressão determinadas pelo Cp, aproximadamente apontam para cima na mesma direção que o elevador em ângulos baixos de ataque. Assim, podemos calcular um coeficiente de elevação não dimensional, CL, que relaciona o elevador gerado ao fluxo de fluido ao redor do objeto usando essa relação. Aqui, c é o comprimento do acorde e x é a posição de coordenada horizontal com zero como a borda principal.
Neste experimento, analisaremos a distribuição de pressão na superfície de um aerofólio, que tem 19 torneiras de pressão em sua superfície. Cada uma das leituras de pressão são medidas usando um manômetro líquido. Você vai medir a distribuição de pressão e levantar 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 ft por 1 ft e uma velocidade máxima de ar operacional de 140 mph. O aerofólio modelo é um aerofólio Clark Y-14 de alumínio com 19 portas embutidas para tubos de pressão. Os locais das portas de pressão são mostrados aqui. A coordenada da porta é determinada dividindo a localização da porta pelo comprimento do acorde. As portas de pressão são conectadas a um painel de manômetro cheio de óleo colorido, mas marcado como formaturas de polegadas d'água.
Para começar, remova a tampa superior da seção de teste e instale o aerofólio verticalmente na mesa giratória, certificando-se de que a porta número um esteja voltada para o rio acima. Substitua a tampa superior da seção de teste. Observe que o modelo de aerofólio está tocando tanto o chão quanto o teto da seção de teste do túnel de vento, a fim de 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 o toca-discos para que o ângulo de ataque seja zero. Em seguida, ligue o túnel de vento e afina a velocidade do vento para 90 mph. Registo todas as 19 leituras de altura do manômetro em seu caderno.
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 regise as leituras do manômetro para cada uma das 19 portas de pressão. Por fim, repita a medição a 90 mph para um ângulo de ataque de 8°. Como antes, grave todas as leituras do manômetro.
Agora vamos dar uma olhada em como analisar os dados. Primeiro, determine a pressão de gagem para cada uma das leituras de altura do manômetro usando esta relação, onde delta h é a leitura de altura registrada em seu notebook, rho L é a densidade do óleo, e g é aceleração gravitacional. Em seguida, calcule o coeficiente de pressão não dimensional, Cp, para cada porta no aerofólio.
O coeficiente de pressão é calculado como mostrado usando a densidade de fluxo livre, a velocidade de fluxo livre e a pressão de gárage. Vamos traçar o coeficiente de pressão negativo contra a coordenada da porta. Primeiro, para um ângulo de ataque igual a zero, traçamos cp negativo em vez de Cp positivo no eixo y para que a trama seja mais visualmente intuitiva. Assim, o traço superior transmite as pressões negativas sobre a superfície superior do aerofólio, e o traço inferior transmite as pressões positivas sobre a superfície inferior.
A partir da trama, podemos ver que a pressão muda drasticamente logo após a borda principal. A pressão atinge seu valor mínimo em torno de 5 a 15% de acorde após a borda principal. Como resultado, cerca de metade do elevador é gerado na primeira região de acordes de 1/4 do aerofólio. Olhando para todos os três ângulos de ataque, observamos uma mudança de pressão semelhante após a borda principal.
Além disso, nos três casos, a superfície superior contribui com mais elevação 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 são limpos de qualquer objeto no topo da asa.
Antes que a parada ocorra, o aumento do ângulo de ataque resulta em maiores diferenças de pressão entre as superfícies inferior e superior do aerofólio, gerando assim maior elevação. Podemos calcular o coeficiente de elevação para cada ângulo de ataque usando a relação mostrada aqui. O coeficiente do elevador relaciona o elevador gerado à distribuição de pressão no aerofólio e, como esperado, é maior para ângulos mais elevados de ataque.
Em resumo, aprendemos como as diferenças de pressão ao longo de um aerofólio geram elevação 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 elevação.
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Results
Os resultados do laboratório são mostrados na Tabela 1 e Tabela 2. Os dados são traçados na Figura 3, que mostra o coeficiente de pressão, Cp, contra a coordenada da porta de pressão, x/c, para ângulos de ataque em 0, 4 e 8°. Para serem mais visualmente intuitivos, os valores Cp negativos são plotados acima do eixo horizontal. Isto é para mostrar que a superfície superior (a linha superior do gráfico) é principalmente pressões negativas e a superfície inferior (a linha inferior do gráfico) é principalmente pressões positivas.
A partir da Figura 3, a pressão muda significativamente imediatamente após a borda principal: a pressão atinge seus valores mínimos (ou absolutos máximos) em aproximadamente 5% - 15% de comprimento do acorde. Como resultado, metade do elevador é gerado no primeiro trimestre do comprimento do acorde do aerofólio. Além disso, a superfície superior contribui com mais elevação do que a superfície inferior: em todos os 3 casos, a superfície superior contribuiu para cerca de 70 - 80% do elevador total. Portanto, é fundamental manter uma superfície limpa e rígida na parte superior da asa.
| Porta de pressão # | Portas coordenadas x/c | Pgage de manômetro (in. água) | Coeficiente de pressão calculado Cp |
| 1 | 0.0 | 3.7 | 1.00 |
| 2 | 0.05 | -1.2 | -0.67 |
| 3 | 0.10 | -3.0 | -1.00 |
| 4 | 0.2 | -3.9 | -0.79 |
| 5 | 0.3 | -3.4 | -0.57 |
| 6 | 0.4 | -3.0 | -0.55 |
| 7 | 0.5 | -2.5 | -0.53 |
| 8 | 0.6 | -2.3 | -0.33 |
| 9 | 0.7 | -1.5 | -0.31 |
| 10 | 0.8 | -0.8 | -0.20 |
| 11 | 0.05 | -0.7 | 1.00 |
| 12 | 0.10 | -0.6 | 0.29 |
| 13 | 0.2 | -0.3 | 0.28 |
| 14 | 0.3 | -0.2 | 0.24 |
| 15 | 0.4 | 0.1 | 0.22 |
| 16 | 0.5 | 0.1 | 0.21 |
| 17 | 0.6 | 0.2 | 0.21 |
| 18 | 0.7 | 0.2 | 0.21 |
| 19 | 0.8 | 0.3 | 0.21 |
Mesa 1. Resultados experimentais em ângulo zero de ataque.
Figura 3. Distribuição do coeficiente de pressão, Cp, vs coordenada de posição, x/c.
| Ângulo de ataque | Coeficiente de elevação cl |
| 0° | 0.53 |
| 4° | 0.89 |
| 8° | 1.29 |
Mesa 2. Coeficiente de elevação, cl, estimado com base na distribuição de pressão (Re = 2,34 x 105).
| Parâmetros | Valores |
| Densidade de ar ρ | 0,00230 lesma/ft3 |
| Densidade hídrica ρL | 1.935 lesma/ft3 |
| Aceleração gravitacional g | 32,17 ft/s2 |
| Viscosidade m | 3,79 x 10-7 lbf*s/ft2 |
| Velocidade livre de velocidade v∞ | 90 mph |
| Reynolds número Re | 2,34 x 105 |
| Comprimento do acorde c | 3,5 em |
Mesa 3. Parâmetros utilizados para cálculos.
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Applications and Summary
As distribuições de pressão nos aerofólios estão diretamente relacionadas à geração de elevadores e informações importantes para caracterizar o desempenho dos aerofólios. Os projetistas de aerofólio manipulam distribuições de pressão para adquirir características desejadas dos aerofólios. Como tal, as informações de distribuição de pressão são a base da análise aerodinâmica durante o desenvolvimento de aeronaves.
Neste experimento, a distribuição de pressão de Clark Y-14 foi investigada em um túnel de vento e os 19 portos de medição de pressão foram feitos para encontrar a distribuição de pressão ao longo da superfície superior e inferior do aerofólio. O coeficiente de elevação também é calculado razoavelmente a partir de dados de distribuição de pressão.
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