7/25/2019 Winglets Em Asas de Baixa Razo de Aspecto

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Instituto Politcnico, Nova FriburgoAugust 30th- September 3rd, 2004 Paper CRE04 - AA16

Projeto Preliminar de Wingletsem Asas de Baixa Razo de AspectoFrancisco Palazzo Neto, Leonardo Sanches, Leonardo Maciel Camioto,

Pedro Ciloni, Domingos Alves RadeFaculdade de Engenharia Mecanica , FEMEC, Universidade Federal de Uberlndia, UFU

Av. Joo Naves de vila,, n 2121 , CEP: 38400-902, Uberlndia , MG, Brasilfpalazzo@netsite.com.br, leonardomc@mec.ufu.br, domingos@ufu.br

Este trabalho descreve a metodologia de projeto preliminar de wingletspara um aeromodeloparticipante da competio SAE Aerodesign 2004, para a qual deve-se projetar uma aeronavecargueira em escala reduzida conforme requisitos impostos pelo regulamento da competio.Para oano de 2004, um destes requisitos a limitao da envergadura total da aeronave, o que conflitante com a necessidade de uma grande rea alar para atender a misso da aeronave detransportar a mxima carga til. Este conflito de requisitos implica a utilizao de asas de baixarazo de aspecto. A baixa razo de aspecto da asa implica desvantagens aerodinmicas para a asa.Alm disso, a aeronave opera com baixos nmeros de Reynolds, o que tambm uma desvantagemaerodinmica para asa. A utilizao de winglets nas pontas de asas com tais caractersticasoperacionais uma alternativa na tentativa de melhorar sua eficincia aerodinmica.

Sabe-se que o projeto de wingletsdeve ser nico para cada configurao de asa, ou seja, no aconselhvel a utilizao de desenhos de winglets projetados para outros avies. Dada estaconsiderao, o procedimento de projeto adotado neste trabalho foi baseado na referncia [2].

Primeiramente faz-se o projeto do aeroflio do winglet adequado para seu nmero deReynolds e performance aerodinmica desejada. Posteriormente, so testadas varias configuraesde asa-winglet atravs do sofwareTornado, que utiliza o mtodovortexlattice[1].

O projeto do aeroflio do wingletfoi feito no programa XFOIL, utilizando os mtodos de

projeto direto (geomtrico) e inverso no qual, a partir de uma modificao da curva de presso aolongo da corda, o programa redesenha o perfil na tentativa de obedecer nova curva de presso. Osprincipais requisitos desejados foram: um baixo arrasto parasita, espessura mxima no superior a9% da corda do winglet e um coeficiente de sustentao adequado para gerar a distribuio depresso que tenha uma interao favorvel ao escoamento da asa.

As figuras 1 (a) e (b) mostram, respectivamente, a curvas de presso ao longo da cordapara um ngulo de ataque de 5 graus e a polar de arrasto com a curva Cl do perfil.

Com o aeroflio do wingletprojetado satisfazendo aos requisitos desejados e a geometriada asa definida, foi feita uma anlise comparativa da influncia da geometria do winglet nodesempenho da asa. Sendo assim, tem-se como variveis de projeto os seguintes parmetrosgeomtricos do winglet: corda da raiz, corda da ponta, razo de aspecto, toe angle (ngulo deincidncia em relao ao escoamento) e ngulo de toro geomtrica.

Estes parmetros de projeto foram variados em uma faixa de valores adequada de formaque se evite nmeros de Reynolds muito baixos para o winglet (o que acarretaria em um altoarrasto parasita) e se tenha uma rea molhada reduzida porm que propicie uma distribuio depresso adequada. Alm disso, estes parmetros devem ser tais que no ocorra o estol no winglet, oque eliminaria seus benefcios, ou seja, busca-se uma soluo de compromisso na qual o wingletoferea vantagens em todo envelope de vo (decolagem, cruzeiro, manobras etc). As figuras 2 (a) e2 (b) mostram a asa sem winglete a asa com wingletjuntamente com suas respectivas distribuiode presso ao longo da asa. Os resultados para efeito comparativo esto mostrados na Tabela 1.

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Os resultados mostram que h uma considervel melhora de desempenho da asa com autilizao do winglet, obtendo uma maior susteno e mantendo praticamente o mesmo arrasto.

(a)

(b)

Figura 1 (a)Distribuio de presso e camada limite no aeroflio para =5(b)Polar de arrasto e curva Cl do aeroflio projetado

Tabela 1 Resultados obtidos para a asa com winglete sem wingletASA () CL CD CM

Sem winglet 10 1.1776 0.010384 -0.44958

Com winglet 10 1.2687 0.010713 -0.48253

(a) (b)-1.8

-1.6

-1.4

-1.2

-1

-0.8

-0.6

0

0.5

-0.8

-0.6

-0.4

-0.2

0

0.2

0.4

0.6

0.8

Delta cp distribution

-20

-15

-10

-5

0

5

10

0

0.5

-0.8

-0.6

-0.4

-0.2

0

0.2

0.4

0.6

0.8

00.020.04

Delta cp distribution

Figura 2 (a)Distribuio de presso, asa sem winglet, (b)Asa com winglet.

REFERNCIAS

[1]Melin, Tomas, A Vortex Lattice MATLAB Implementation for Linear AerodynamicWing Applications, Master Thesis, Royal Institute of Thechnology (KTH), (2000).

[2]Maughmer, Mark D., Swan, Timothy S., Willits, Steve, M. , The design and testingof a winglet airfoil for low speed aircraft , AIAA (2001).