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Escoamento e arrasto através de corpos Sistema de treinamento em aerodinâmica AA-TVSH1 1. Introdução. Entender o comportamento do escoamento através de corpos rígidos e a relação com as forças geradas sobre esses elementos é uma das áreas mais importantes de estudo da aerodinâmica. Em este treinamento serão abordados esses temas considerando o efeito viscoso do ar a sua relação com a força de arrasto.

2. Objetivos. Estudar e compreender o comportamento do fluxo de ar e o efeito viscoso em modelos diferentes utilizando o gerador de fumaça. Calcular a resistência gerada pelos diferentes modelos utilizando a balança e o software de aquisição de dados.

3. Fundamento teórico. Separação do escoamento A presença de fricção causada pelo escoamento ao longo de um elemento provoca tensão de cisalhamento sobre a superfície. Este efeito contribui no arrasto aerodinâmico (resistência de atrito sobre a superfície) , no entanto, essa fricção provoca outro fenômeno chamado separação de fluxo, o que gera um outro tipo de arrasto chamado resistência de pressão devido à separação. O campo de fluxo real em torno de uma esfera, mostrado na Figura 1 é dominado pelo fluxo separado na parte traseira.

Figura 1. Fluxo real sobre uma esfera.

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Deste modo, a pressão na superfície posterior será menor do que a pressão sobre a superfície frontal. Esta ausência de forças de pressão de equilíbrio causa o arrasto aerodinâmico, daí o termo “resistência à pressão devido à separação" Em comparação com este tipo de resistência, a causada por atrito sobre a superfície da esfera é muito pequena. Agora considerado um perfil de asa, de frente para um fluxo de ar a um ângulo de ataque (ângulo de incidência) pequeno, como mostrado na Figura 2 as linhas de fluxo movem-se suavemente sobre o perfil. A distribuição da pressão sobre a superfície superior do perfil é mostrado na Figura 2. Na Figura 2, podemos ver que a pressão no borde de ataque é ala. Esta é uma região de estagnação e a pressão neste momento é essencialmente pressão de estagnação. Esta pressão é maior no contorno do perfil.

Figura 2. Distribuição de pressão sobre a superfície superior de um perfil (escoamento colado), são mostrados os dados teóricos para um perfil NASA baixa velocidade, da NASA Conference Publication 2046, Advanced Technollogy Airfoil Research, Vol II, March 1978, p11 (After McGhee, Beasley, and Whitcomb).

Conforme o fluxo se expande sobre a superfície superior do perfil a pressão diminui rapidamente, atingindo um mínimo de pressão, cujo valor é menor do que a pressão estática do fluxo. Seguindo o caminho do fluxo movendo-se para a parte de trás do perfil, pode-se observar que a pressão começa a aumentar gradualmente.

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Esta região de pressão aumentada é chamada de gradiente de pressão adverso, definido como a região em que dp / dx é positivo. Neste caso, o gradiente de pressão adverso é moderado, o que significa que dp / dx é pequeno e o fluxo permanecerá colado à superfície do perfil. Assim, a resistência do perfil será devido ao atrito do fluxo na superfície Df . Vai ser considerado agora o caso de o mesmo perfil, mas com um elevado ângulo de ataque, conforme mostrado na Figura 3. Em primeiro lugar, presume-se que o fluxo continua ligado à superfície. Se for este o caso, então, a distribuição da pressão na superfície superior do perfil seguira a tendência da linha a tracejado na Figura 3. A pressão diminui rapidamente no bordo de ataque a um valor bem abaixo da pressão estática do fluxo p ∞. Depois enquanto o fluxo prossegue ao longo do perfil, a pressão começa a se recuperar ate um valor bem acima de p∞.

Figura 3. Distribuição de pressão sobre a superfície superior de um perfil com a separação do escoamento. Dados teóricos são apresentados para perfil NASA de baixa velocidade. NASA Conference Publication 2045, part I, Advanced Technollogy Airfoil Research, Vol I, March 1978, p 380 (After Zumwalt and Nack).

No entanto, nesta recuperação, o gradiente de pressão adverso não será moderada, o que significa que dp / dx será maior.

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O fluxo real tende, geralmente, a separar-se da superfície. Isto é mostrado na Figura 3, aonde se vê uma longa região de separação de fluxo sobre a superfície superior do perfil. A curva de distribuição de pressão para este tipo de fluxo é mostrado no gráfico da figura 3 por uma linha sólida. Comparando as duas curvas (pontilhada e sólida) é possível ver que a distribuição da pressão da linha solida não atinge um valor tão baixo quanto a linha a tracejada, e que a pressão perto do borde de ataque, não se consegue recuperar para um valor acima de . Isto tem duas consequências mostradas na Figura 4. A Figura 4 mostra um perfil a um elevado ângulo de ataque (separação de fluxo) com uma distribuição de pressão na superfície simbolizado pelas setas. A pressão atua sempre perpendicularmente à superfície, por conseguinte, as setas estão apresentadas perpendiculares à superfície. O comprimento das setas indica a magnitude da pressão nesse ponto. A distribuição de pressão é delimitada por uma linha que liga a origem dos vetores para tornar a visualização mais fácil. Se o fluxo continua colado, então, a distribuição da pressão seria conforme mostrado pelas linhas tracejadas. Se em vez disso o fluxo de separa, então a distribuição de pressão seria como mostrado pelas linhas solidas. A sustentação aerodinâmica L (força vertical mostrada na Figura 4) é derivada a partir da soma dos componentes de distribuição de pressão na direção vertical.

Figura 4. Comparação qualitativa da distribuição da pressão, força de sustentação e arrasto para um fluxo colado e descolado.

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O valor elevado de sustentação é atingido quando a pressão na parte inferior do perfil é maior do que no topo. A separação do fluxo não afeta a distribuição de pressão na parte inferior do perfil. No entanto, quando se comparam as setas a solidas e a tracejadas na superfície superior (logo após o bordo de ataque) pode se observar que as setas sólidas indicam uma pressão mais elevada e, por conseguinte, a força de sustentação é baixa. O arrasto devido à pressão é igual à soma da distribuição de pressão na direção horizontal. O arrasto é mostrado na figura 4, como força horizontal D. No caso do fluxo aderido, a força de arrasto horizontal devido à pressão é quase zero, pois os componentes são quase iguais de pressão tanto na ponta e na extremidade posterior do perfil, de modo que se anulam mutuamente. No caso de um fluxo separado, os componentes de pressão não são anulados, e com as condições mostradas na Figura 4, aparece a força devido à soma da distribuição de pressão na direção horizontal. Em resumo, as duas consequências principais de separação de fluxo em um aerofólio são: 1. A perda dramática de sustentação (Stall) 2. Um aumento no arrasto, devido à resistência causada pela pressão da separação do escoamento. Quando a asa de um avião é submetida a um elevado ângulo de ataque, e atingida uma condição de perda de sustentação ou Stall. Um fluxo se descola da superfície pela combinação de dois fatores, o gradiente de pressão adverso e o perfil de velocidade ao longo da camada limite, como é mostrado na Figura 5.

Figura 5. Perfil de velocidade para camada limite laminar e turbulenta.

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Se dp / dx é positivo, então as partículas que são deslocadas ao longo da linha de corrente irão lutar contra o aumento da pressão . Por conseguinte, as partículas irão reduzir a velocidade sob a influência do gradiente de pressão adverso. As partículas que se deslocam do lado de fora da camada limite não são afetados pela pressão. Elas continuam o seu movimento ao longo das linhas de corrente do escoamento. Se a partícula estiver dentro da camada limite, então pode-se deduzir , por meio da Figura 5 que a sua velocidade irá ser muito baixa, uma vez que é afetada por forças de atrito, de facto, a partícula encontra o mesmo gradiente adverso pressão, mas a sua velocidade é muito baixa para que possa ser afetada por um aumento da pressão. Como resultado, a partícula suspende seu movimento para depois começar a inverter a sua orientação original. Este escoamento no sentido contrário faz com que o campo de fluxo seja separado da superfície, como mostrado na Figura 3. Na Figura 5 pode-se ver que a camada limite turbulenta tem um perfil de velocidade maior. A uma dada distância a partir da superfície (um dado valor de y), a velocidade de uma partícula numa camada turbulenta é maior do que numa camada laminar, assim, as camadas turbulentas têm mais fluxo de energia cinética perto da superfície e, como resultado, tendem menos a separação. Em conclusão, as camadas limite laminares separam-se mais facilmente do que as turbulentas e, portanto, pode se concluir que para ajudar a evitar a separação do fluxo é melhor que exista uma camada limite turbulenta .

Efeitos viscosos na força de arrasto (resistência ao avanço) A presença de atrito em um escoamento produz duas fontes de resistência: 1. A resistência da superfície devido ao atrito Df (pela tensão de cisalhamento na parede). 2. Resistência por pressão devido à separação de fluxo Dp. A resistência total devido a efeitos viscosos será então: D = Df + Dp Eq . 1 D: Resistência total devida aos efeitos viscosos Df: Resistencia devida ao atrito da superfície Dp: Resistencia devida a separação (resistência por pressão) A equação 1 contém um dos compromissos clássicos da aerodinâmica. Por um lado, a resistência devida ao atrito da superfície é reduzida através da conservação de uma camada limite laminar sobre a superfície. Por outro lado, tem-se que a camada limite turbulenta inibe a separação do fluxo, portanto, a resistência à pressão, devido à separação é reduzida através da criação de uma camada turbulenta sobre a superfície. Assim, podemos dizer que a equação 1 tem o seguinte compromisso: D = Df + Dp

Ec1

Df: menor para laminar, maior para turbulento

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Dp: maior laminar, menor turbulento No estudo da aerodinâmica não se pode dizer que é preferível o fluxo laminar sobre o turbulento ou vice-versa. A preferência depende da aplicação específica, por exemplo, para um elemento como uma esfera, a resistência é puramente de pressão, devido à separação, por conseguinte, é preferível dispor de uma camada turbulenta, de modo que seja reduzida esta força. Além disso, para um corpo delgado como um aerofólio enfrentado a um fluxo a um baixo ângulo, é preferível dispor de uma camada laminar, pois isso reduziria a resistência devido ao atrito da pele. Para cada caso, a experiência do engenheiro, ira ajudá-lo a determinar qual é o melhor compromisso. A resistência total D apresentada na Equação 1 é chamada perfil de resistência, porque ambas as resistências ( resistência devido ao atrito da superfície e resistência devido à pressão) são ramificações de tamanho e forma do elemento. O arrasto de um perfil D é a resistência total de uma forma aerodinâmica, devido aos efeitos de viscosidade.

4. Experiência Materiais           

Túnel de vento Subsônico Modelo de arrasto hemiesfera Modelo de arrasto disco circular Modelo de arrasto anel Modelo de arrasto disco circular Modelo de arrasto placa quadrada Modelo de arrasto corpo aerodinamico Modelo de arrasto esfera Câmara de captura de vídeo. Gerador de Fumaça

AA-TVSH1 AA-TVA01 AA-TVA02 AA-TVA03 AA-TVA04 AA-TVA05 AA-TVA06 AA-TVA07 --AA-TVGF1

Lâmpada UV

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Resumo Haverá medições de arrasto aerodinâmico nos diferentes modelos usando o software. Também serão realizados testes de visualização de fluxo com a ajuda de gerador de fumaça e a câmera de vídeo usada para registrar o comportamento do fluxo nos diferentes modelos.

Procedimento de instalação e ensaio 1. Identificar os materiais utilizados para o teste. 2. Determinar os parâmetros diferentes tais como a pressão e temperatura dentro do laboratório 3. Coloque a barra de calibração corresponde ao modelo de placa quadrado de frente para o fluxo, conforme indicado pelo instrutor. Verifique que a barra esteja sujeita na seção de testes.

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4. Certifique-se de não deixar objetos soltos dentro da seção de teste do túnel de vento. 5. Feche a secção de teste. 6. Ligue o computador e inicie o túnel de vento. Calibre o túnel para testes de arrasto. 7. Uma vez que calibrado remova a barra da seção de teste e instale o modelo de placa quadrada. 8. Coloque o modelo de placa quadrado enfrentado ao fluxo. Certifique-se de que o modelo é totalmente sujeito à seção de teste. 9. Novamente, certifique-se de não deixar objetos soltos dentro da seção de teste do túnel de vento. 10. Gire o túnel de vento e aumente a velocidade até o valor definido pelo instrutor. 11. Realize a coleta de dados de resistência entregues pelo software para este modelo. 12. Acione o interruptor de velocidade de fumo, que está localizado no painel de controle do túnel. 13. Inicie a captura de vídeo. Verifique se a câmera está capturando vídeo. 14. Ligue o gerador de fumaça. 15. Registre o comportamento do fluxo do modelo em vídeo. 16. Uma vez que você terminar de fazer o registro de dados para a placa vertical desligue o túnel. 17. Repita os passos 3 a 16 para os outros modelos.

Registro de dados  Crie uma tabela que indique o número de Reynolds, em que os ensaios foram feitos, a velocidade, e modelo e o arrasto aerodinâmico D.  Faça um registro fotográfico de cada um dos modelos, identificando o tipo de fluxo (laminar e turbulento), presente em cada um deles.

Análise de resultados 1. Em relação aos dados da tabela, qual dos modelos tem o mais baixo valor da resistência? Por quê? 2. De acordo com os dados da tabela, qual dos modelos tem o valor mais elevado da resistência? Para quê? 3. De acordo com fotografias onde ocorre a separação do escoamento em cada um dos modelos?

5. Referencias 1. John D. Anderson, Fundamentals of Aerodynamics, 2º edition, Mc.GrawHill, 1991 2. John D. Anderson, Introduction to Flight, 4º edition, Mc.Graw-Hill, 1998 3. H.C. “Skip” Smith, The Illustrated Guide to Aerodynamics, Mc.Graw-Hill 4. Frank M. White, Mecánica de Fluidos, Mc.Graw-Hill, 1979

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Manual de experiencias - Escoamento e arrasto atraves de corpos  
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