Relatório Final - Projeto Fapesp - Uso de Piezoelétricos para Flow Control_com capa sem assinar

Universidade de São Paulo - USP Escola de Engenharia de São Carlos - EESC Departamento de Engenharia Aeronáutica

RELATÓRIO FINAL SUBMETIDO À FUNDAÇÃO DE AMPARO A PESQUISA DO ESTADO DE SÃO PAULO

USO DE ATUADORES PIEZELÉTRICOS PARA O

CONTROLE DE ESCOAMENTO EM AEROFÓLIOS

Danilo Sartori Alarcon

Orientador: Prof. Dr. Carlos De Marqui Júnior

São Carlos, SP

10/04/2010

1

Sumário 1 INTRODUÇÃO ........................................................................................................................................... 3

2 REVISÃO DA LITERATURA ......................................................................................................................... 4

2.1 MATERIAIS PIEZELÉTRICOS ............................................................................................................... 4

2.2 CONTROLE DE ESCOAMENTO .......................................................................................................... 6

2.2.1 TIPOS ........................................................................................................................................... 7

2.3 USO DE PIEZELÉTRICOS PARA CONTROLE DE CAMADA LIMITE ....................................................... 9

2.3.1 PRINCIPIO DE FUNCIONAMENTO ................................................................................................ 9

2.3.2 PARÂMETROS DE ESTUDO ........................................................................................................ 10

2.3.3 PESQUISAS ANTERIORES E RESULTADOS OBTIDOS ................................................................... 11

3 CONSTRUÇÃO DO MODELO PREVIAMENTE UTILIZADO ........................................................................ 14

3.1 CONSTRUÇÃO DO MODELO ........................................................................................................... 14

4 REVISÃO DOS RESULTADOS OBTIDOS ATÉ A FASE PRELIMINAR DO PROJETO ...................................... 16

4.1 DETERMINAÇÃO DA FRF DA VIGA .................................................................................................. 16

4.2 ENSAIOS DE VISUALIZAÇÃO AERODINÂMICA ................................................................................ 17

4.3 REVISÃO DA PROPOSTA PARA A SEGUNDA FASE .......................................................................... 20

5 ANÁLISE PRELIMINAR DO EFEITO DE ÂNGULO DE FLAPE E TENSÃO DE OPERAÇÃO ............................. 20

6 ENSAIOS EM TÚNEL DE VENTO COM BALANÇA AERODINÂMICA.......................................................... 21

6.1 MONTAGEM DO EXPERIMENTO .................................................................................................... 22

6.2 DADOS ATMOSFÉRICOS E FÓRMULAS UTILIZADAS ....................................................................... 24

6.3 EFEITO DA FREQUENCIA DO SINAL ................................................................................................ 24

6.4 RESULTADOS E ANÁLISE DOS DADOS AERODINAMICOS ............................................................... 25

7 POSSIBILIDADE DE NOVAS MEDIÇÕES E MELHORIA DO SISTEMA ......................................................... 29

7.1 CONSTRUÇÃO DE UMA ASA COM ATUADORES EM TODA A ENVERGADURA ............................... 29

7.2 ENSAIOS COM ATUADORES ATUANDO EM DEFASAGEM .............................................................. 30

7.3 ESTUDO DO GAP ENTRE ATUADOR E FLAPE .................................................................................. 30

7.4 ESTUDO DO TAMANHO DA CAVIDADE ABAIXO DO ATUADOR ...................................................... 31

8 CONCLUSÃO ........................................................................................................................................... 31

9 BIBLIOGRAFIA ......................................................................................................................................... 32

2

Lista de Símbolos

Espessura da camada limite; ângulo de flape

Densidade do ar no escoamento livre

Acréscimo de quantidade de movimento média adimensional

Amplitude máxima de oscilação

Amplitude de oscilação adimensional

Active Fiber Composites

Ângulo de ataque

Módulo de elasticidade do material

Frequência de oscilação do atuador

Frequência natural de oscilação da viga

Frequência de oscilação adimensional

Momento de inércia da viga

Rigidez equivalente da viga

Comprimento da viga

Comprimento de referência

Massa da viga

Macro Fiber Composites

Velocidade do escoamento

Velocidade do escoamento livre

Distância entre o atuador e o bordo de ataque do perfil

3

RESUMO

O controle do escoamento é uma das formas para se possibilitar o atraso da separação do escoamento em

aerofólios. A excitação periódica da camada limite é uma das formas para o controle de escoamento. Neste

trabalho, a excitação periódica será induzida por vigas na condição de contorno livre-engastadas atuadas com

atuadores piezelétricos compósitos (MFCs) e distribuídas sobre uma asa. Verifica-se na literatura que a frequência

ótima de atuação é relacionada a características geométricas do sistema (asa e atuadores) e também

características do escoamento. Os atuadores eletromecânicos (vigas eletromecânicas) serão então projetados de

forma a maximizar o rendimento do sistema. Assim, suas características dinâmicas (frequências naturais e modos

de vibrar) terão que ser adequadas às condições ótimas de atuação para o controle de escoamento. Estas

características serão verificas experimentalmente. O efeito do controle de escoamento, e um estudo sobre a

influência de parâmetros envolvidos, serão investigados em testes aerodinâmicos em túnel de vento. Na primeira

etapa deste projeto de pesquisa, os atuadores foram projetados e testados (levantamento de frequências de

ressonância), uma asa com uma superfície de comando e com uma cavidade para instalação dos atuadores foi

projetada e fabricada. Ensaios qualitativos de visualização aerodinâmica foram realizados com sucesso em túnel

de vento. Na segunda etapa, testes quantitativos foram feitos em túnel de vento com a medição de forças

utilizando uma balança aerodinâmica, determinando assim, o efeito do controle de escoamento sobre o

comportamento aerodinâmico.

1 INTRODUÇÃO

A engenharia aeronáutica, como qualquer outra ciência, passa por constante evolução. A cada nova

pesquisa, novas tecnologias e novos conceitos são investigados visando melhorias nas aeronaves. Uma das

principais preocupações neste ramo da engenharia é a diminuição do consumo de combustível e, como

consequência deste fato, a redução da poluição gerada, aumento do alcance e peso carregado, além da

diminuição do custo de operação. A obtenção de tal melhoria é fortemente relacionada com evoluções

aerodinâmicas da aeronave, principalmente quanto ao aumento da eficiência aerodinâmica (relação

sustentação/arrasto). Visando esta melhora, grande parte do orçamento de novos projetos é utilizado para

desenvolver novos dispositivos hipersustentadores, pontas de asa ou novos perfis aerodinâmicos.

No entanto, um grande problema recorrente e que dificulta um grande salto nesta eficiência é o

problema da separação da camada limite. Ao aumentar o ângulo de ataque de uma aeronave aumentamos sua

sustentação. Após determinado ponto, o escoamento se descola da superfície gerando uma diminuição da

sustentação e rápido aumento de arrasto, o chamado estol (Anderson [1]).

O controle do escoamento é uma técnica que poderá garantir uma recuperação aerodinâmica (aumento

de sustentação e diminuição do arrasto) na condição de pós-estol. Para isso diversas técnicas são estudadas com

a motivação de retardar o gradiente adverso de pressão na camada limite, atrasando, portanto, seu

descolamento da superfície. A excitação periódica da camada limite para o controle de escoamento é uma dessas

técnicas e pode ser realizada de diferentes maneiras (Dolle [2]). Uma das maneiras de realizar este controle é

usando atuadores piezelétricos distribuídos em regiões específicas de uma asa para a excitação do escoamento,

objeto de investigação deste projeto.

O objetivo, portanto, é investigar experimentalmente o controle de escoamento em um aerofólio

utilizando atuadores piezelétricos. Os atuadores serão pequenas vigas metálicas na condição engastada-livre,

4

cobertas com um atuador piezelétrico compósito, conhecido como MFC (Macro Fiber Composite) e distribuídas

ao longo de uma seção do aerofólio. É conhecido na literatura que a frequência ótima de atuação é relacionada

com a velocidade do escoamento e distância do atuador ao bordo de fuga do aerofólio (Wygnanski [3]).

Na primeira fase do projeto um modelo de asa flapeada com atuadores piezelétricos em seu extradorso

foi projetado e fabricado . Os atuadores foram posicionados no bordo de fuga do elemento principal, logo antes

do flape. Com isso alguns ensaios foram conduzidos a fim de determinar o comportamento dinâmico destes

atuadores (Funções Resposta em Frequência), além de ensaios aerodinâmicos de visualização em túnel de vento.

Nesta segunda fase foram realizados novos testes em túnel de vento e medição de forças utilizando uma

balança aerodinâmica. O objetivo é tentar quantificar o aumento de desempenho proporcionado pelos atuadores

eletromecânicos utilizados para o controle de escoamento. Além disso, verificou-se a condição ótima para

máxima eficiência do sistema (aerofólio e atuadores) em função da frequência de excitação dos piezelétricos e a

amplitude da tensão de entrada aplicada nestes atuadores.

2 REVISÃO DA LITERATURA

O princípio de funcionamento de materiais piezelétricos e qual tipo melhor se aplica ao caso estudado

será discutido neste item. Além disso, algumas formas de controle de escoamento presentes na literatura serão

discutidas. Finalmente, o princípio de funcionamento do controle de escoamento com o uso de piezelétricos será

apresentado e alguns resultados anteriormente apresentados na literatura serão discutidos.

2.1 MATERIAIS PIEZELÉTRICOS

A história da piezeletricidade data de 1880, quando os irmãos Curie descobriram este efeito em diversas

substâncias. O efeito piezelétrico direto consiste na geração de carga elétrica quando uma deformação mecânica

é imposta a uma substância ou material. O efeito reverso consiste na deformação mecânica a partir da aplicação

de uma carga elétrica. Em resumo, o efeito piezelétrico pode ser considerado como o acoplamento entre os

domínios elétrico e mecânico (Inman e Cudney [4]).

Os materiais piezelétricos são um dos tipos de materiais inteligentes. Outros materiais que podem possuir

outros efeitos, como a eletro e magnetoestricção e memória de forma também são classificados como materiais

inteligentes. As cerâmicas piezelétricas modernas, como o PZT e o PMN, apresentam características que as

destacam para utilização em controle estrutural e como sensores. Apesar das deformações induzidas serem

relativamente pequenas (em torno de 0,1%), a tensão mecânica gerada pode ser grande, resultando em alta

densidade energética. Os tempos de resposta são pequenos, permitindo atuação em altas frequências.

Apresentam também alta sensibilidade a deformações mecânicas, habilitando-os a serem utilizados como

sensores (Lloyd [5]). As placas piezocerâmicas e as fibras piezelétricas em compósito são dois tipos de materiais

piezelétricos que serão aqui destacados.

a. Piezocerâmicas monolíticas:

São geralmente apresentadas na forma de elementos tipo sanduíche (ou multicamadas) ou pastilhas

monolíticas. O termo monolítico refere-se a um pedaço único e contínuo de cerâmica, livre de adição de outros

5

materiais ou componentes estruturais (Lloyd [5]). As aplicações em controle de estruturas, como sensores ou

supressores de vibrações, tipicamente apresentam atuação ou sensoriamento no plano (in-plane) da pastilha.

Contudo, o campo elétrico aplicado nessas pastilhas é normal ao plano da mesma (out-of-plane). Como

consequência dessa atuação ou sensoriamento no plano e do campo elétrico aplicado no plano normal, as

cerâmicas operam no conhecido modo d31, limitando a possibilidade de uso completo do seu acoplamento

eletromecânico. O modo d31, com densidade energética e deformação mecânica gerada limitadas, sendo menos

eficiente que o modo d33, onde o campo elétrico é aplicado na mesma direção da deformação gerada. Assim, a

fragilidade mecânica das cerâmicas e seu modo de operação limitam sua utilização. Existe, ainda, a dificuldade de

instrumentação de superfícies irregulares devido à elevada rigidez dessas pastilhas monolíticas.

b. Fibras piezelétricas em compósito:

Esses compósitos consistem de fibras de PZT depositadas em uma matriz polimérica. Entre os benefícios

das fibras ativas, destacam-se a possibilidade do uso do modo mais eficiente d33 de acoplamento eletromecânico,

maior robustez, maior flexibilidade e a habilidade de ajuste e adaptação da direção de atuação e sensoriamento

(Schultz [6]). O uso desse material compósito piezelétrico apresenta vantagens, se comparado com as cerâmicas

monolíticas (Hagood e Bent [7]). Tipicamente, materiais cristalinos, quando na forma de fibras, apresentam

tensões muito maiores. As fibras podem ser mais finas e menos rígidas que as cerâmicas monolíticas, já que

estarão depositadas em um polímero e laminadas juntamente com outras camadas flexíveis.

As fibras ativas piezelétricas ou fibras piezelétricas em compósito são apresentadas como MFC (Macro

Fiber Composites) e AFC (Active Fiber Composites). As AFCs foram desenvolvidas no MIT e são compostas pela

combinação de materiais ativos e não ativos em uma estrutura específica, formando o atuador ou sensor. Fibras

circulares de cerâmicas piezelétricas são injetadas e depositadas unidirecionalmente em uma matriz epóxi,

protegendo-as de choques e conferindo ao conjunto a flexibilidade da matriz. O uso de uma nova configuração de

eletrodos (interdigitated electrodes – IDE) possibilitou a obtenção de campos elétricos paralelos à direção de

polarização das fibras, resultando no efeito d33 e dobrando a deformação obtida em relação às cerâmicas

piezelétricas. Os MFCs foram desenvolvidos na NASA. Seu funcionamento e composição são semelhantes ao das

AFCs. Porém, as suas fibras são obtidas com corte de cerâmicas piezelétricas comerciais (um processo mais

simples e barato que dos AFCs), resultando em seções transversais retangulares. A Figura 1 apresenta uma vista

explodida das camadas de um MFC, onde as fibras retangulares de PZT estão alinhadas na direção 1 e os

eletrodos IDE paralelos à direção 2.

Figura 1: À esquerda, verifica-se a flexibilidade do MFC. À direita, as camadas que compõe o atuador

6 Vale destacar que as fibras de PZT são polarizadas ao longo de seu plano, ou longitudinalmente. Os

eletrodos IDE criam campos elétricos na mesma direção possibilitando o uso do efeito piezelétrico d33, mais

eficiente que o d31 utilizado por PZTs tradicionais. As fibras retangulares promovem uma maior área de contato

entre a fibra ativa e o eletrodo, garantindo a melhor interação entre o campo elétrico e as fibras.

Na indústria aeronáutica estes materiais inteligentes já são encontrados em algumas aplicações. Uma das

mais comuns é seu uso para simples medições, como em acelerômetros ou strain-gauges, o primeiro utilizado em

aeronaves para medir seu movimento e, consequentemente, usar estes dados para controle automático, e o

segundo para medir deformações, utilizado em ensaios estruturais ou mesmo em balanças aerodinâmicas.

No entanto, um dos conceitos mais promissores para estes materiais é no conceito de morphing wings. O

objetivo destes estudos é superfícies de sustentação que possam modificar sua forma (arqueamento do perfil,

por exemplo) durante o voo, sem usar atuadores mecânicos ou hidráulicos, simplesmente deformando a

superfície a partir de atuadores piezelétricos. Isto conferiria mais leveza ao sistema, já que não seriam necessários

pesados sistemas para atuar os flaps, por exemplo. Além disso, proporciona maior ‘limpeza aerodinâmica’ já que

o sistema piezelétrico pode ser mesmo colocado por dentro da asa, evitando a exposição dos atuadores

hidráulicos que podem gerar grande arrasto.

Figura 2: Um perfil deformado por um atuador piezelétrico em um estudo da Lockheed Martin

2.2 CONTROLE DE ESCOAMENTO

Em uma aeronave um dos grandes objetivos é maximizar a eficiência aerodinâmica, ou seja, maximizar a

sustentação e minimizar as perdas por arrasto em variadas condições de voo. Em busca deste objetivo muitas

formas já foram estudadas e uma delas é possibilitar o controle do escoamento em um aerofólio.

Este termo controle de escoamento, em resumo, trata-se de retardar o estol da superfície e para isto,

diminuir o gradiente adverso de pressão sobre o extradorso. Para entender a formação deste gradiente, antes é

necessário analisar a distribuição de pressões sobre um aerofólio, como vemos na figura abaixo:

7

Figura 3: Distribuição típica de pressões ao longo do perfil

No gráfico podemos notar que a partir de cerca de 10% do perfil a pressão começa a aumentar (note que

o eixo ‘y’ está invertido). Este aumento de pressão, quando caminhamos para a direita, é o chamado gradiente

adverso de pressão. Este gradiente adverso, por ter uma pressão maior a frente do escoamento gera uma força

contrária ao mesmo. Esta força, por sua vez faz com que parte do perfil de velocidades sobre a superfície possa

ter uma velocidade negativa, gerando então um vórtice e descolando o escoamento da superfície. Podemos ver

este processo melhor ilustrado na Figura 4. Nela podemos observar o aumento de pressão ao longo do caminho e

a geração do fluxo reverso.

Figura 4: Aumento de pressão ao longo do escoamento e surgimento do fluxo reverso (Anderson [1]).

Esses vórtices gerados após o surgimento deste fluxo reverso trazem um grande incremento de arrasto da

superfície, além da perda de sustentação, o chamado estol. Desta maneira, controlar o surgimento deste fluxo

reverso é de extrema importância para aumentar a eficiência aerodinâmica.

Os estudos de controle de escoamento começaram já em 1904 com Ludwig Prandtl e desde então esta é

uma ciência muito estudada e em constante evolução. A seguir veremos alguns tipos de controle de escoamento

e onde eles já são aplicados no ramo da engenharia aeronáutica.

2.2.1 TIPOS

Podemos separar as formas de controle de escoamento em dois tipos: os de controle ativo e controle

passivo. O controle passivo não requer uma fonte de energia externa para ser realizado, ou seja, não possui

atuadores ativos. Assim, são sistemas mais simples, porém menos versáteis, já que não se tem a possibilidade de

quando ativar ou não o sistema. Em geral, eles têm um ponto ótimo de operação em uma condição específica. O

sistema ativo, por sua vez, necessita de uma fonte externa de energia, no entanto isso possibilita o controle do

8

atuador, realizando o controle para diferentes fases do voo.

Dentre as formas de controle passivo podemos destacar os geradores de vórtices e slots (Dolle [2]). Os

geradores de vórtices, como o nome nos diz, são pequenas aletas no extradorso da asa que geram pequenos

vórtices. Esses vórtices energizam a camada limite, deixando-a mais resistente ao gradiente adverso de pressão.

Apresenta-se na Figura 5 o efeito da inclusão destes elementos sobre o escoamento.

Figura 5: Funcionamento dos geradores de vórtice

Já os slots e flaps usam o escoamento do intradorso de uma superfície para energizar a camada limite no

extradorso da superfície adjacente. Este efeito retarda o descolamento, melhorando o desempenho do sistema

em altos ângulos de ataque. Exemplifica-se o efeito na Figura 6.

Figura 6: Retardamento do estol com a ajuda de um slat[8]

Já as formas de controle ativo ainda são um menos utilizadas, já que se são tecnologias em

desenvolvimento e objetivo de pesquisas. Uma das maneiras mais usuais de se fazer este controle é a sucção da

camada limite (NASA [9]). Sua eficiência tem sido comprovada em diversas publicações, a maioria delas

apresentadas na revisão de [11]. Um problema prático desta técnica é o consumo de energia para a realização da

sucção.

Outro exemplo de controle ativo é a aplicação de um jato tangencial à superfície (NASA [9]). Este jato tem

o princípio de funcionamento semelhante ao do slat, que é energizar a camada limite e retardar o escoamento

adverso. Na Figura 7 podemos ver o funcionamento destas duas formas de controle.

9

Figura 7: Funcionamento da sucção da camada limite e do sopro tangencial.

Por fim, podemos destacar duas formas utilizam a excitação periódica para o controle. Estes tipos de

controle demonstram-se mais otimizados energicamente, ou seja, necessitam de menos energia para realizar o

mesmo efeito das outras atuações ativas. Um deles é a excitação acústica, que usa ondas sonoras para excitar e

energizar a camada limite, o outro é excitar a camada limite com um pequeno atuador ativo, que veremos com

mais detalhes a seguir.

2.3 USO DE PIEZELÉTRICOS PARA CONTROLE DE CAMADA LIMITE

2.3.1 PRINCIPIO DE FUNCIONAMENTO

Em geral, sistemas de controle de camada limite são baseados na adição de quantidade de movimento ao

escoamento, energizando, assim, a camada limite e atrasando seu descolamento. Tendo isso em vista, uma

maneira vislumbrada de adicionar esta quantidade de movimento ao fluxo é excitando uma viga

eletromecanicamente acoplada em alguma região crítica do escoamento. Este atuador eletromecânico poderia

então retardar o descolamento da camada limite, garantindo melhores características ao escoamento, como

aumentar o coeficiente de sustentação máximo de um perfil aerodinâmico, possibilitar maiores ângulos de flape

em uma asa e garantir maiores ângulos de inclinação na geometria de difusores.

O funcionamento do sistema pode ser visto na Figura 8. A superfície, ao subir, gera um vórtice. Quando

esta superfície desce, o vórtice é empurrado para frente, onde ele encontra a camada limite, energizando-a.

Desta maneira a camada limite torna-se mais resistente ao gradiente adverso de pressão, retardando seu

descolamento (Dolle [2]).

Figura 8: Esquema de criação de vórtice da aleta oscilatória (Dolle [2]).

Abaixo podemos ver outros dois tipos diferentes deste chamado fliperon (Collis et al. [14]). O primeiro

deles é um atuador convencional, tangente à superfície. Já o segundo é um atuador encontrado acima de uma

cavidade. Isto permite uma maior oscilação do fliperon, podendo gerar maiores vórtices. Entretanto, é importante

10

destacar que o mecanismo envolvido em ambos os casos ainda é objeto de investigações.

Figura 9: Atuadores usados para controle do fluxo em superfícies planas ou com cavidades (Collis et al. [14])

Este fliperon pode ainda ser aplicado para melhorar o funcionamento de flaps. Na Figura 10 podemos ver

um exemplo de aplicação na ligação entre o flap e o perfil. Isto também retarda o estol e permite maiores ângulos

de deflexão do flap, aumentando, consequentemente, o coeficiente de sustentação da superfície.

Figura 10: Um fliperon aplicado na junção entre perfil e flap

Este fliperon, por sua vez, pode ter seu funcionamento baseado em diversas técnicas. A utilização de

atuadores piezelétricos começa a ser investigada na literatura. Uma das vantagens desta forma de atuação é a

possibilidade de uso em uma ampla faixa de frequências (o que pode conferir boa característica da adaptabilidade

ao sistema) e também possibilidade de se atingir grandes amplitudes com o uso dos MFCs.

2.3.2 PARÂMETROS DE ESTUDO

A viga eletromecânica engastada (ou atuador do sistema para controle de escoamento) possui,

primordialmente, dois parâmetros variáveis. O primeiro deles é a frequência natural de seus modos de vibrar (e

vale destacar aqui que o primeiro modo é o de interesse) e o segundo é a amplitude do movimento. Estas duas

variáveis são de fundamental importância para a investigação do sistema, já que elas têm grande interferência na

quantidade de movimento inserida na camada limite.

Estes parâmetros, além de comparar dois tipos de configurações que usam o fliperon podem ser úteis

para comparar os resultados deste tipo com outros tipos de controle de camada limite, como o sopro tangencial

ou a excitação acústica.

a. Frequência Adimensional

O primeiro parâmetro a ser adimensionalizado é a frequência de atuação. A importância desta

adimensionalização é que o efeito da frequência depende da posição do sistema atuador e da velocidade do

escoamento, logo, é com estes dois fatores que devemos fazer a transformação no parâmetro de estudo, definido

por Wygnanski [3]:

( 1 )

11

b. Quantidade de Movimento Adimensional

Outro parâmetro comparativo é a quantidade de movimento adicionada pelo atuador eletromecânico.

Esta grandeza é importante ser quantificada já que um grande fator comparativo com outros métodos de

controle de camada limite, como, por exemplo, o jato tangencial.

No entanto, a medida desta grandeza no jato tangencial é bem simples, sendo quantificada apenas a

velocidade de saída do fluxo e a área de saída. No entanto, para o fliperon esta grandeza torna-se um pouco mais

complicada de ser avaliada.

A ideia proposta em literatura é a medição da variação de velocidade adjacente à superfície a uma

determinada distancia do atuador, que é definida como 1% da corda do perfil. Ou seja, a esta distância devemos

medir a variação do gradiente de velocidades paralela à superfície quando o atuador oscila ou não, para assim

determinar esta variação da quantidade de movimento.

Abaixo temos a equação que rege a adimensionalização desta grandeza. A integral representa a medida

de variação de velocidade por todo o gradiente (integração até o infinito). Já os outros termos são necessários

para parametrizar esta integral do gradiente em relação à velocidade do fluxo e ao comprimento padrão do corpo

(valor da corda quando considerado perfis aerodinâmicos):

( 2 )

c. Amplitude de Vibração Adimensional

Por fim, o último parâmetro trata da amplitude de vibração do atuador. A interferência desta amplitude

depende do tamanho da camada limite do perfil. Imaginemos que esta amplitude seja metade da espessura da

camada limite, logo sua região de interferência no gradiente adverso de pressão será menor que a interferência

gerada, por exemplo, de uma amplitude que é igual à espessura da camada limite. Abaixo temos a equação desta

amplitude adimensional proposta por Dolle [2]:

( 3 )

2.3.3 PESQUISAS ANTERIORES E RESULTADOS OBTIDOS

Alguns estudos já foram realizados nesta linha de pesquisa e comprovaram a eficiência deste método de

controle da camada limite. No entanto, muito ainda pode ser feito, como otimizar o gasto de energia do atuador,

variando sua posição, frequência e amplitude de atuação e geometria, rigidez e massa do atuador, que pode

ajudar na economia de energia.

Abaixo podemos ver um exemplo visual do escoamento com e sem atuação. Ambas as imagens são de um

mesmo perfil, em um mesmo ângulo de ataque e um mesmo número de Reynolds (Wygnanski [3]). Podemos ver

claramente que na primeira imagem, sem atuação do fliperon, o fluxo já está totalmente descolado da superfície,

ou seja, o perfil já está totalmente estolado. Já na segunda foto, agora com a atuação do sistema, o fluxo

permanece colado à superfície, o que nos garante um maior coeficiente de sustentação e menor arrasto.

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Figura 11: Um perfil NACA 0015 sem excitação (a) e excitado com um atuador próximo ao bordo de ataque (b) (Wygnanski [3])

Outro exemplo é a mudança do gradiente de velocidades na camada limite. Na Figura 12 podemos ver a

variação deste gradiente com a mudança de excitação. A linha continua representa o gradiente sem excitação, a

linha tracejada sendo controlada por um jato tangencial, e a pontilhada por um controle misto, de jato e oscilação

(Bachar [12]).

Podemos ver claramente que o gradiente de velocidade dos aerofólios que possuem controle é menos

adverso que o gradiente do aerofólio base. Isso garante características de retardação de estol e melhora da

eficiência aerodinâmica.

Figura 12: Variação do perfil de velocidades na camada limite com e sem controle ativo de camada limite (Bachar [12])

Podemos analisar também alguns resultados numéricos desta atuação. No gráfico da Figura 43 podemos

observar a variação do coeficiente de sustentação em função do coeficiente de arrasto somado ao coeficiente de

adição de quantidade de movimento.

A análise feita com essa soma ( ) é importante, pois ela nos fornece uma ideia da energia gasta

para atuar o sistema, ou seja, caso essa energia seja muito grande, não é vantajoso usar o sistema, já que o ganho

é inferior ao gasto. É justamente o que se verifica no gráfico abaixo. Três condições podem ser analisadas. A

primeira é a linha base, onde não há atuação nenhuma (losangos brancos). A segunda é com a atuação de sopro

tangencial (quadrados negros) e a terceira é a atuação de sopro tangencial e oscilação periódica (triângulos

negros).

Na condição em que somente o sopro tangencial é utilizado tem-se um acréscimo da soma para

um mesmo , apesar de um acréscimo do máximo. Já para a condição mista, quando comparamos a condição

constante, há uma grande diminuição da soma , além de um acréscimo significativo do máximo.

13

Figura 13: Variação do coeficiente de sustentação em função do coeficiente de arrasto para o perfil NACA 0015 com e sem excitação

(Wygnanski [3])

Entretanto esses ganhos dependem muito dos coeficientes adimensionais definidos anteriormente, como

pode se observar nos gráficos da Figura 14 e da Figura 15. No primeiro há uma região de em que o ganho de

sustentação é máximo quando comparado ao perfil não excitado. Já no segundo podemos ver que também há

uma região ótima de cujo é maior.

Figura 14: Variação do ganho de coeficiente de sustentação em função da frequência de excitação adimensional para o perfil

NACA 0015 (Wygnanski [3])

Figura 15: Variação do coeficiente de sustentação máximo em função do coeficiente adição de quantidade de movimento para o perfil NACA

0015 (Wygnanski [3])

Com a revisão apresentada, a ideia é verificar inicialmente o comportamento do piezelétrico e sua

resposta em função da frequência de oscilação. Além disso, a investigação será conduzida para avaliar a

aplicabilidade do sistema na tentativa de melhorar o desempenho de um flape, posicionando-o logo antes da

superfície defletida.

Assim, a investigação aqui proposta, além de possibilitar ao aluno o contato com diversas áreas da

engenharia, deverá propiciar ao grupo a experiência necessária na área de controle de escoamento utilizando

atuadores piezelétricos para futuras aplicações que serão posteriormente discutidas.

14

3 CONSTRUÇÃO DO MODELO PREVIAMENTE UTILIZADO

O modelo utilizado para os experimentos dessa fase é o mesmo projetado e fabricado para a primeira

parte do projeto. Suas características geométricas foram baseadas no comportamento ótimo dos atuadores,

desejando manter a frequência adimensional próximo a 1,2. Com isso determinamos as seguintes características;

Perfil: NACA 0015, a fim de ter espessura suficiente para facilitar o posicionamento dos sistemas

internos.

Posição do flape: 30% da corda, valor comum para superfícies do tipo

Corda: 0,2m, a fim de manter baixa interferência com o túnel de vento

Velocidade do túnel: 10m/s, para manter a frequência adimensional em 1,2.

3.1 CONSTRUÇÃO DO MODELO

O modelo foi construído com uma estrutura nervurada, chapeado e entelado, com uma longarina de aço

a 25% da corda para ser fixado ao túnel de vento. As nervuras foram feitas de madeira compensada cortada a

laser, o chapeado de madeira balsa e a entelagem com material próprio de aeromodelo.

Os MFCs foram fixados em vigas de aço de espessura de 50μm com cola DP-460 da 3M. Após isso, cada

conjunto deste foi colado em uma pequena barra de aço, como mostra a Figura 16. Apesar desta não ser uma

condição ideal de engastamento, sua utilização é justificada devido a simplicidade construtiva. Além disso, testes

dinâmicos mostraram o bom funcionamento do sistema.

Figura 16: Esquema de montagem da viga padrão

Cinco conjuntos de atuadores eletromecânicos (viga engastada coberta com MFCs) foram fixados a uma

barra de aço móvel, que é parafusada a uma barra fixa no centro da asa. Na Figura 17 podemos ver o esquema de

montagem da estrutura principal.

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Figura 17: Esquema de montagem da estrutura principal

Foi então feito um barramento com dois pares de fios, ligando-se alternadamente cada piezelétrico em

um dos barramentos, deixando atuadores pares conectados a um, e impares conectados a outro. Isto permite

que, em futuros ensaios, seja possível atuar os piezos alternadamente com defasagem de 180°. Abaixo vemos o

esquemático empregado no sistema elétrico:

Figura 18: Esquema da alimentação elétrica dos atuadores

O flap, também fabricado com uma estrutura nervurada, é fixado ao elemento principal por rolamentos e

uma longarina de fibra de carbono.

Por fim, a estrutura é toda chapeada com chapas de madeira balsa e depois recoberta por uma entelagem

plástica, para assim garantir uma superfície com o mínimo de imperfeições. Detalhes da configuração final são

mostrados na Figura 19.

Barra Colada nas Nervuras

Barra Móvel

Vigas conectadas

ao barramento 1

Vigas conectadas

ao barramento 2

Dois pares de fios para

alimentar os atuadores

16

Figura 19: Fotos do modelo após a construção

4 REVISÃO DOS RESULTADOS OBTIDOS DURANTE A PRIMEIRA FASE DO PROJETO

Na primeira etapa do projeto, além da construção do modelo já apresentado, foram realizados ensaios

para determinar a resposta em frequência do atuador, além de uma primeira análise do comportamento

aerodinâmico da superfície. A seguir, apresentamos um resumo destes resultados, bem como uma revisão das

propostas para esta fase do projeto.

4.1 DETERMINAÇÃO DA FRF DA VIGA

A primeira etapa foi a determinação da função de resposta em frequência da viga (conjunto

piezelétrico+viga engastada de aço). A viga foi engastada em uma barra de aço que foi presa a uma base inercial.

O sinal de entrada, voltagem na forma de uma varredura senoidal, foi aplicado ao MFC. Como este tipo de

atuador requer alta voltagem de entrada, um amplificador de alta voltagem Trek foi utilizado para amplificar o

sinal gerador no analisador espectral (Photon II). A velocidade dos movimentos na ponta da viga foi com o

vibrômetro laser PDV-100 da marca Polytec.

Figura 20: Esquema de engaste e do selo refletor

A função resposta em freqüência medida para um dos atuadores é apresentada na Figura 21. Verifica-se a

freqüência de ressonância do primeiro modo em torno de 200 Hz. É importante destacar que todos os conjuntos

de atuadores foram testados como intuito de garantir a mesma freqüência do primeiro modo.

Ponto de medição a laser

Engaste de

aço

17

Figura 21: FRF da viga (conjunto piezelétrico + chapa de aço)

4.2 ENSAIOS DE VISUALIZAÇÃO AERODINÂMICA

Após determinar as FRFs dos atuadores, sua frequência ótima de operação e fabricar o modelo, alguns

ensaios de visualização com tufts (pequenos barbantes que ajudam a verificar o descolamento do escoamento)

foram realizados. O modelo pronto para ensaio pode ser visto na Figura 22.

Figura 22: Posicionamento dos tufts no modelo

A asa foi então posicionada a ângulo de ataque nulo, mas com um ângulo de flap de 20°. O túnel de vento

soprador utilizado nos ensaios preliminares aqui realizados foi então ligado a uma velocidade de 10m/s e foi feita

a análise para a condição dos atuadores desligados e para os atuadores excitados a uma frequência de 200Hz e

tensão de entrada de 200V (pico a pico da senóide). Nas figuras abaixo podemos ver a diferença dos tufts com os

atuadores ligados e desligados.

18

Figura 23: Tufts com atuadores desligados a 20° de ângulo de flap Figura 24: Tufts com atuadores ligados a 20° de ângulo de flap, 200Hz e tensão de 200V

Percebemos que na Figura 24 os tufts encontram-se muito mais alinhados que na Figura 23,

comprovando qualitativamente a melhora no escoamento, mantendo a camada limite colada à superfície, como

esperado.

Após essa primeira verificação, buscou-se avaliar qualitativamente o efeito da frequência de oscilação

sobre o comportamento do sistema. Para tanto foram feitos ensaios com as frequências de 100Hz, 200Hz e

300Hz, e suas fotos estão nas figuras 25 até 27.

Figura 25: Tufts com atuadores ligados a 20° de ângulo de flap, 100Hz e tensão de 200V



19 Como esperado, o melhor caso ocorre para a frequência de 200Hz, já que esta é a frequência de

ressonância da viga, trabalhando em maiores amplitudes e fornecendo mais energia para o escoamento,

mantendo-o colado a superfície mais facilmente. Vale lembrar que a asa foi projetada (dimensões, velocidade de

testes e posição dos atuadores ao longo da corda) para que a freqüência de ressonância do primeiro modo dos

atuadores resultasse na freqüência adimensional ótima.

Após determinar que a frequência experimental ótima estava próxima de 200Hz, avaliou-se o

comportamento do sistema para diversos ângulos do flap, como apresentado nas figuras 28 a 30.




Inicialmente, comparando o comportamento dos tufts de 20° e 30° percebemos que aqueles na condição

de maior ângulo de flape estão mais turbulentos, ou seja, houve uma piora na laminaridade sobre o flap. No

entanto, este problema pode ser resolvido com o aumento da amplitude de oscilação. Ao passar para uma tensão

de 300V os tufts voltam a ficar alinhados, mesmo a 30° de comando, como vemos na Figura 31.

20


Já ao comparar a Figura 28 com a Figura 30 vemos uma grande perda da laminaridade sobre o flape e

diferentemente do ângulo de comando de 30°, para um ângulo de 40°, mesmo com 300V de tensão de entrada

no atuador os tufts não voltam a ficar alinhados.

4.3 REVISÃO DA PROPOSTA PARA A SEGUNDA FASE

No final do relatório preliminar foram apresentadas algumas propostas para esta fase do projeto, que

revisamos aqui:

Tomadas de pressão: com o objetivo de melhorar a forma de medição além do método visual,

podemos posicionar tomadas de pressão ao longo da corda do perfil e verificar a distribuição de

pressão ao redor da superfície.

Túnel de vento e balança aerodinâmica: também uma das formas de melhorar a medição e obter

parâmetros aerodinâmicos mais precisos de sustentação e arrasto para diversas condições de

análise.

Determinar com maior precisão a frequência ótima e amplitudes necessárias para obter ganhos

efetivos no sistema. Para isso devemos ter como método de avaliação a balança aerodinâmica ou

tomadas de pressão, avaliando um espectro destes conjuntos de frequência/amplitude.

Ensaiar os piezelétricos atuando alternadamente: como o sistema de barramentos conecta

atuadores pares e impares separadamente, é possível avaliar o possível ganho ou perda no caso

de uma defasagem de 180° na oscilação das vigas.

Análise da interferência da geometria da cavidade: estimar se alguma modificação na cavidade

abaixo do piezo pode modificar o comportamento do sistema, gerando ganhos aerodinâmicos

ainda melhores.

5 ANÁLISE PRELIMINAR DO EFEITO DE ÂNGULO DE FLAPE E TENSÃO DE OPERAÇÃO

Ainda sem testar o modelo em uma balança aerodinâmica, alguns ensaios de visualização foram

conduzidos para se investigar de forma preliminar o efeito da tensão de excitação do piezelétrico em função do

ângulo de flape.

Desta maneira, fixado o ângulo do flape, velocidade do escoamento e frequência de oscilação, a tensão

era aumentada até que houvesse alinhamento dos tufts. Abaixo apresentamos a tabela com estes resultados para

as velocidades de 10m/s e 15m/s. Vale notar que a tensão máxima aplicada foi de 700V, valor em que os

21

atuadores tocam a parte superior do flape durante a oscilação.

Tabela 1: Tensão de entrada (Volts) do atuador para alinhamento dos tufts a 10m/s

Frequência do Atuador

Angulo de Flape 150Hz 200Hz 250Hz

20° >700 160 460

25° >700 300 640

30° >700 480 >700

Tabela 2: Tensão de entrada (Volts) do atuador para alinhamento dos tufts a 15m/s

Frequência do Atuador

Angulo de Flape 150Hz 200Hz 250Hz

20° >700 340 >700

25° >700 480 >700

30° >700 >700 >700

O primeiro fator a ser notado é a aumento da amplitude necessária para manter o escoamento colado,

em função do aumento do ângulo de flape. Com maiores ângulos de flape, o escoamento tende a descolar com

maior facilidade, devido ao aumento do gradiente adverso e pressão. Desta maneira é necessária uma amplitude

maior de atuação para aumentar a energização da camada limite, mantendo o escoamento colado.

Além disso, vemos que para frequências um pouco diferentes da ressonância há um grande salto na

frequência necessária no atuador. Na Função de Resposta em Frequência da viga (Figura 21), gerada e analisada

na primeira fase do projeto, podemos observar a diferença de aproximadamente 25db entre a amplitude da

relação entre velocidade e tensão de entrada para 200Hz e 250Hz. Desta forma, fica claro que frequências

próximas a ressonância apresentam uma maior amplitude com o mesmo valor de tensão de entrada,

aumentando o efeito aerodinâmico.

Por fim, notamos a grande diferença do comportamento do sistema para as velocidades do escoamento

de 10m/s e 15m/s. O escoamento, com uma velocidade maior exige uma energia muito maior dos atuadores para

manter o escoamento colado à superfície, o que pode ser explicado por duas hipóteses:

Pelo fato do escoamento estar com uma maior velocidade, é necessária uma maior inserção de

energia no sistema para mantê-lo colado a superfície do flape, ou seja, o sopro provocado pelo

atuador também deve ser maior para compensar esse aumento de velocidade do sistema.

Ao aumentar a velocidade, afastamos o atuador da frequência adimensional ideal ( ), o que

exige do sistema uma maior amplitude de oscilação para compensar esse afastamento da operação

ideal.

6 ENSAIOS EM TÚNEL DE VENTO COM BALANÇA AERODINÂMICA

Como proposto no fim da primeira fase do projeto, era necessária uma maneira mais precisa de avaliar o

efeito do uso deste sistema de controle da camada limite. Assim o modelo foi adaptado para ser instalado em um

22

túnel de vento de circuito aberto (não mais o soprador dos testes de visualização), conectado a uma balança

aerodinâmica e assim obter seus coeficientes aerodinâmicos com maior precisão. A seguir apresentamos a

descrição do experimento bem como os resultados e análise dos dados obtidos.

6.1 MONTAGEM DO EXPERIMENTO

Para o ensaio aerodinâmico, o modelo foi adaptado para ser colocado no túnel de vento didático do

Departamento de Engenharia Aeronáutica. Este é um túnel de circuito aberto, uma seção de ensaio de

0,45mx0,45m e nível de turbulência médio de 0,25%. O túnel de vento utilizado é apresentado na Figura 32.

Figura 32: Túnel de vento utilizado para os experimentos

O túnel de vento também possui um tubo de pitot para medição de pressão e determinação de

velocidade do escoamento, que pode ser visto na Figura 33. O modelo conectado à balança aerodinâmica e

posicionado dentro da câmara de ensaio é apresentado na Figura 34.

Figura 33: Tubo de pitot dentro do túnel

23

Figura 34: Posicionamento do modelo dentro da câmara de ensaio

A balança é conectada a um leitor de sinais para que seja possível visualizar as forças no modelo. Além

disso, é preciso medir a pressão dinâmica dentro do túnel conectando o tubo de pitot a um manômetro, além de

uma estação para medir dados atmosféricos.

Os sinais de operação dos piezelétricos são obtidos por um gerador de sinais conectado a um amplificador

de tensão de 200 vezes (modelo Trek PDV700). Desta forma, o gerador fornece sinais senoidais de ±3,5V e o

amplificador os passa para ±700V.

O esquema do ensaio pode ser visto na Figura 35 e a foto da montagem na Figura 36.

Figura 35: Esquema dos equipamentos utilizados no ensaio em túnel de vento

Figura 36: Equipamentos prontos para ensaio

24

6.2 DADOS ATMOSFÉRICOS E FÓRMULAS UTILIZADAS

Um fator importante para obtenção precisa dos dados é a medida dos dados atmosféricos de pressão,

temperatura e umidade relativa, fatores necessários para se determinar a densidade do ar e então a velocidade

do túnel de vento, já que o manômetro nos fornece com precisão apenas a pressão relativa.

Para isso, foi utilizada a estação meteorológica Oregon FAW101-R e a fórmula abaixo:

( 4 )

Sendo:

P: pressão atmosférica (Pa)

M: massa molar do ar atmosférico – 29g/mol

T: temperatura (K)

R: constante dos gases – 8,314 J/mol.K

Com essa densidade, podemos determinar a pressão dinâmica do manômetro necessária para que se

tenha uma velocidade do túnel de 10m/s:

( 5 )

Além de determinar a densidade ambiente para saber a velocidade do túnel com base na pressão

dinâmica, como a balança fornece uma medida de força, devemos calcular os coeficientes aerodinâmicos com

base na teoria clássica de adimensionalização das forças (Anderson [1]).

( 6 )

( 7 )

Sendo:

: coeficiente de sustentação;

: coeficiente de arrasto;

: força perpendicular ao escoamento (N);

: força paralela ao escoamento (N);

: pressão dinâmica medida pelo manômetro;

: área de asa – 0,09m².

Com os cálculos dos coeficientes em mãos, podemos passar para o ensaio aerodinâmico, obtenção e

análise dos dados.

6.3 EFEITO DA FREQUENCIA DO SINAL

O primeiro passo dos ensaios em túnel de vento foi determinar a frequência ótima de operação e

confirmar o valor de 200Hz obtido nas análises visuais. Para isso, fixamos o ângulo de ataque da asa em 0°, o

ângulo de flape em 10° e a tensão aplicada nos atuadores em 200V. Variando a frequência para estes fatores

fixos, obtemos o gráfico da Figura 37.

25

Figura 37: coeficiente de sustentação em função da frequência de oscilação para AoA=0°, δ=10° e ddp=200V

Como esperado, notamos um pico de sustentação para a frequência de 200Hz, quando ocorre a

ressonância do atuador e sua amplitude é máxima, inserindo mais energia ao sistema, mantendo o fluxo mais

colado ao flape, aumentando a sustentação.

Além disso, observa-se que para frequências maiores que 250Hz ou menores que 150Hz, o coeficiente de

sustentação permanece praticamente constante, ou seja, há um gasto energético dos atuadores sem ganhos

aerodinâmicos relevantes.

Assim, vemos a importância de se trabalhar próximo a esta ressonância, o que faz aumentar o

desempenho com o mínimo consumo de energia, e fixaremos este valor de 200Hz para as análises de ângulo de

ataque, ângulo de flape e tensão de operação.

6.4 RESULTADOS E ANÁLISE DOS DADOS AERODINAMICOS

Após confirmar a frequência ideal de operação em 200Hz, podemos analisar o comportamento do perfil

para diferentes ângulos de ataque, flape e tensão de operação dos atuadores.

Para uma análise inicial, foi fixado um ângulo intermediário de flape de 20° e frequência de 200Hz do

atuador. Com isso foi possível medir a força para uma sequência de ângulos de ataque e três diferentes tensões

de operação: 0V, 200V e 400V. Os gráficos das figuras 38 e 39 fornecem os dados de Cl e L/D do perfil nestas três

condições.

0

0.05

0.1

0.15

0.2

0.25

0.3

0 50 100 150 200 250 300

Co

efi

cie

nte

de

Su

ste

nta

ção

(C

l)

Frequência de Oscilação (Hz)

26

Figura 38: Cl do modelo para uma frequência de 200Hz e δ=20°

Figura 39: L/D do modelo para uma frequência de 200Hz e δ=20°

Nota-se uma oscilação do Cl após o estol. Isto é um comportamento comum para perfis operando em

baixo número de Reynolds, já que se formam bolhas no extradorso, deixando-se de caracterizar um estol abrupto.

Para facilitar a análise dos dados, apresentamos a tabela com os valores exatos de Cl e L/D para as três

condições, bem como o ganho relativo de cada um dos coeficientes em relação à condição sem atuação dos

piezelétricos:

0.0

0.2

0.4

0.6

0.8

1.0

1.2

1.4

1.6

-10 -5 0 5 10 15 20 25

Cl

AoA [°]

ddp=0V

ddp=200V

ddp=400V

0.0

5.0

10.0

15.0

20.0

25.0

30.0

-10 -5 0 5 10 15 20 25

L/D

AoA [°]

ddp=0V

ddp=200V

ddp=400V

27

Tabela 3: coeficientes aerodinâmicos para δ=20°; frequência de 200Hz e velocidade de 10m/s

ddp = 0V ddp = 200V ddp = 400V

AoA Cl Cd L/D Cl Cd L/D Cl Cd L/D

-5.0 -0.02 0.048 -0.4 0.02 0.042 0.5 0.03 0.042 0.7

-2.5 0.25 0.048 5.2 0.27 0.048 5.7 0.29 0.042 6.9

0.0 0.52 0.042 12.5 0.56 0.042 13.4 0.57 0.042 13.6

2.5 0.80 0.042 19.2 0.82 0.042 19.6 0.84 0.037 22.6

5.0 0.96 0.042 22.8 0.97 0.037 25.9 0.98 0.037 26.2

7.5 1.16 0.053 21.9 1.17 0.049 24.1 1.19 0.049 24.3

10.0 1.38 0.078 17.6 1.40 0.078 17.9 1.40 0.078 17.8

12.5 1.28 0.274 4.6 1.26 0.279 4.6 1.27 0.274 4.6

15.0 1.35 0.384 3.5 1.35 0.381 3.5 1.34 0.381 3.5

17.5 1.30 0.482 2.7 1.31 0.482 2.7 1.31 0.478 2.7

20.0 1.36 0.595 2.3 1.37 0.591 2.3 1.36 0.590 2.3

Tabela 4: aumento dos coeficientes aerodinâmicos nas condições da Tabela 3, em relação à ddp=0V

ddp = 200V ddp = 400V

AoA Cl Cd L/D Cl Cd L/D

-2.5 9% 0% 9% 15% -14% 33%

0.0 7% 0% 7% 9% 0% 9%

2.5 3% 0% 2% 5% -11% 18%

5.0 1% -11% 14% 3% -11% 15%

7.5 1% -8% 10% 2% -8% 11%

10.0 1% 0% 1% 1% 0% 1%

12.5 -1% 2% 1% 0% 0% 1%

15.0 0% -1% -1% -1% -1% 0%

17.5 1% 0% 1% 1% -1% 1%

20.0 0% -1% 0% 0% -1% 0%

Os gráficos e números comprovam o esperado. Houve um ganho de Cl (e consequente ganho de L/D) com

a utilização do sistema de controle da camada limite. Esse controle mantém o escoamento mais colado ao flape,

mesmo com uma deflexão de 20°, o que faz aumentar o módulo da pressão no extradorso (diminuição de Cp) e

consequente aumento da sustentação.

No entanto, observando o gráfico de L/D (Figura 39), verifica-se que o salto de 0V para 200V é maior do

que o salto de 200V para 400V. Isso ocorre porque em 200V o fluxo já se recola a superfície do flape, provocando

este salto de Cl e L/D inicial.

Outro fator a ser notado nos gráficos e tabelas é que para baixos ângulos de ataque os ganhos de Cl e L/D

são superiores quando comparados aos ganhos para altos ângulos de ataque. Uma explicação para este fato é

que, quando o perfil está em seu estol, a esteira já descolou em regiões próximas ao bordo de ataque. Desta

maneira, na região dos atuadores já temos um fluxo turbulento e descolado, reduzindo o efeito do sistema, que é

mais indicado para manter colado à superfície um fluxo laminar.

Para ilustrar esta explicação o perfil NACA 0015 foi simulado no programa XFoil [19] e sua esteira foi

estudada para ângulos abaixo do estol e próximos a ele. Os ensaios podem ser vistos na Figura 40 e na Figura 41.

28

Figura 40: Esteira do perfil para δ=20° e ângulos abaixo do estol

Figura 41: Esteira do perfil para δ=20° e ângulo de estol

Assim confirmamos a hipótese de que o fluxo, no estol, se descola mais próximo ao bordo de ataque.

Conclui-se, portanto, que posicionar atuadores próximos a esta região poder ser uma maneira muito útil de

retardar o estol de um perfil, não somente na região do flape. Ele é capaz de inserir energia a camada limite,

deixando-a mais turbulenta e evitando a separação precoce, o que ocorre com fluxos laminar principalmente a

baixo número de Reynolds.

Este ganho do CLmax pode ser comprovado pela Figura 15, um resultado dos estudos de Wygnanski [3]

que aplica uma excitação no bordo de ataque, e consegue fazer com que não ocorra estol do perfil como um

todo, tendo grandes ganhos de sustentação máxima.

Outra análise a ser realizada é comparar o acréscimo de sustentação para cada ângulo de flape, e assim

comparar a atuação do sistema destes diferentes ângulos. Para isso foi fixado a frequência de oscilação em

200Hz, a tensão de operação de 400V, a velocidade em 10m/s e determinou-se o coeficiente de sustentação para

os ângulos de flape de 10°, 20° e 30° para as condições do sistema de controle ligado e desligado. Com isso foi

possível determinar o aumento porcentual da condição dos atuadores ligados em relação aos atuadores

desligados e esses valores podem ser vistos no gráfico da Figura 43.

Figura 42: ganho de sustentação em diferentes ângulos de flape e ddp=400V, frequência de 200Hz

-10%

-8%

-6%

-4%

-2%

0%

2%

4%

6%

8%

10%

0.0 2.5 5.0 7.5 10.0 12.5

Au

me

nto

de

Cl e

m r

ela

ção

ao

s at

uad

ore

s d

esl

igad

os

AoA [°]

δ=10°

δ=20°

δ=30°

29 Nota-se que o melhor caso ocorre para o ângulo de flape igual a 20°. Uma explicação para este fator é

que, no caso do ângulo de 30° seria necessária uma maior tensão de operação dos atuadores para se obter os

mesmos resultados, o que já havia sido estimado nos ensaios preliminares expressos na Tabela 1. Já a possível

explicação do baixo ganho para o caso de 10° é que, mesmo sem o acionamento do sistema, o perfil já se

encontra com o fluxo colado a sua superfície e o controle de camada limite torna-se menos eficaz nesta condição.

Além disso, vemos que para ângulos menores há um maior acréscimo de sustentação do perfil. Isso

mostra que o sistema é otimizado para trabalhar a baixos ângulos, como explicado pelas figuras 40 e 41. No

ângulo de deflexão de 20° o ganho é muito maior no ângulo de ataque nulo, o que comprova que o sistema

possui uma melhor utilidade em determinada faixa de operação.

Portanto, vemos que, fixada a tensão de operação, há um ponto ótimo para os ganhos aerodinâmicos,

tanto na escolha do ângulo de ataque, como na escolha do ângulo de flape, pontos que devem ser levados em

consideração na utilização dos atuadores em futuros projetos.

7 POSSIBILIDADE DE NOVAS MEDIÇÕES E MELHORIA DO SISTEMA

Com os ensaios realizados em túnel de vento foi possível obter dados mais precisos em relação aos

anteriormente obtidos com o método de visualização por tufts, analisando com mais critério o comportamento

do sistema de controle da camada limite e seu efeito nos coeficientes aerodinâmicos.

Com estes ensaios quantitativos, foi possível verificar algumas propostas apresentadas no relatório

preliminar: avaliar frequência e tensão ótimas, além de obter os ganhos reais nos coeficientes aerodinâmicos.

No entanto, como foram posicionados atuadores em somente cerca de 20% da envergadura da asa, o

ganho foi baixo, em média 5%, o que dificultou as medidas, já que este baixo ganho exige maior precisão da

balança e menor interferência de outros fatores do túnel de vento.

Apesar do avanço das análises ainda é possível propor novos estudos com este tipo de controle de

camada limite, possível objeto de estudo para futuros trabalhos dentro do curso de Engenharia Aeronáutica da

universidade. Abaixo citamos alguns destes estudos que podem trazer mais resultados e um melhor estudo da

aplicabilidade do sistema.

7.1 CONSTRUÇÃO DE UMA ASA COM ATUADORES EM TODA A ENVERGADURA

Uma das maneiras de facilitar as análises dos coeficientes aerodinâmicos é construir uma asa com

atuadores em toda a sua envergadura. Isto faz com que os ganhos aerodinâmicos sejam maiores e, portanto, mais

fácil de medir.

A balança aerodinâmica utilizada possui uma precisão da força de cerca de 0,03N e muitas vezes a

diferença entre a força medida com tensão de operação de 0V e 200V era de 0,06N ou menos. Ao posicionar

atuadores em toda a envergadura aumentamos esta diferença e trabalhamos mais distante da precisão dos

instrumentos de medição, podendo estimar ganhos de eficiência com maior exatidão.

Além disso, ao posicionar atuadores somente no centro da asa, causamos um efeito tridimensional no

ensaio, e não avaliamos bem o comportamento 2D do novo perfil aerodinâmico com o controle da camada limite.

30

Este posicionamento central faz com que seja gerada uma esteira em cima do flape, que não é possível ser

avaliada.

O que se observou nos ensaios de visualização é que é formada uma esteira de ação dos atuadores

convergente. Ou seja, os tufts que estavam logo atrás dos atuadores da ponta não estavam alinhados da mesma

forma que os do centro, como vemos na Figura 43.

Tufts desalinhados atrás dos atuadores

Figura 43: Tufts das pontas desalinhados

Com isso, ao posicionar atuadores em toda a envergadura, podemos estimar a obtenção de um ganho

maior que 5 vezes, já que na asa testada o controle era realizado em apenas 20%.

7.2 ENSAIOS COM ATUADORES ATUANDO EM DEFASAGEM

Com um número maior de atuadores na asa e analisando o efeito puramente 2D do controle da camada

limite, é interessante estudar o efeito dos atuadores atuando em separado, ou seja, alternadamente atuando

defasados em 180°. Desta forma, enquanto atuadores pares estão em seu máximo, os impares estão em seu

mínimo de amplitude.

No entanto, isto exige um sistema de geração de sinal com duas saídas e dois amplificadores de tensão,

equipamentos não disponíveis no departamento.

Além disso, também é possível verificar o efeito de atuar apenas metade dos piezelétricos

alternadamente, ou seja, oscilar apenas atuadores pares ou ímpares. Esta análise é interessante, pois, a depender

do efeito aerodinâmico, pode-se obter pouca perda de desempenho com apenas metade na energia gasta,

deixando o sistema mais eficiente.

7.3 ESTUDO DO GAP ENTRE ATUADOR E FLAPE

Um dos parâmetros de futuros ensaios é a modificação da distância entre a ponta livre da viga e o início

do flap. Esta distância, ao ser aumentada, pode gerar maior fluxo de ar entre a cavidade abaixo do atuador e o

extradorso do flape.

Este aumento de fluxo (‘sopro’ no extradorso) pode aumentar o efeito do sistema e, com um mesmo

gasto energético do sistema elétrico, aumentar o ganho aerodinâmico.

No entanto esta análise é condicionada a um meio de medida mais preciso. A balança aerodinâmica já se

mostrou com baixa precisão para este tipo de análise, que deve representar baixo ganho. Assim, para um ensaio

31

deste tipo, seria necessário um túnel e balança aerodinâmica de maior precisão aos utilizados neste ensaio.

7.4 ESTUDO DO TAMANHO DA CAVIDADE ABAIXO DO ATUADOR

Um estudo semelhante à análise do gap entre atuador e flape é a avaliação do tamanho da cavidade

abaixo do atuador (Figura 44). Da mesma maneira que o parâmetro anterior, o aumento desta cavidade pode

aumentar o fluxo de ar soprado sobre o flape, e assim aumentar o desempenho do sistema.

Figura 44: Cavidade a ser aumentada em possíveis análises

Mas as limitações para esta medições continuam as mesmas. Possivelmente esta diferença é baixa o

suficiente para a balança aerodinâmica não avaliar com precisão esta variação. Além disso, para melhorar esta

análise é importante o uso de atuadores em toda a envergadura da asa, o que aumenta o ganho/perda das

modificações, facilitando medições.

8 CONCLUSÃO

Nesta fase final do projeto alguns avanços promissores foram obtidos nas medições aerodinâmicas.

Confirmamos a grande utilidade dos atuadores piezelétricos de aumentar o coeficiente de sustentação e

eficiência aerodinâmica de uma asa flapeada operando a baixo número de Reynolds, principalmente quando

utilizados a baixos ângulos de ataque.

A vibração das vigas é capaz de inserir uma energia a camada limite, deixando-a mais turbulenta,

diminuindo o gradiente adverso de pressão e, portanto, mais difícil de descolar da superfície. No entanto,

percebemos a grande sensibilidade da posição desses atuadores. No local em que foram posicionados, eles são

úteis para manter o escoamento colado no flape a baixos ângulos, mas quando operam em um ângulo próximo ao

estol, perdem sua efetividade.

Vale, portanto, destacar que foi encontrado um ponto de operação ideal do sistema. Com os dados

apresentados vemos que o sistema ajuda a manter a efetividade do flape a baixos ângulos de ataque, o que pode

ser útil para algumas aplicações no ramo de aeronáutica. Desta maneira, vale ressaltar que este sistema não é o

adequado para melhorar o desempenho a altos ângulos de ataque, mas sim para ângulos distantes do estol.

Além disso, notamos que a energia necessária para ganhos aerodinâmicos depende do ângulo de flape

aplicado, ou seja, quanto maior o ângulo, maior a tensão exigida para ter aumento da eficiência aerodinâmica.

Este comportamento é um dos fatores limitantes do sistema, haja vista que o piezelétrico possui um máximo de

tensão de trabalho, que não pode ser ultrapassada para altos ângulos de flape.

Os experimentos, apesar de conclusivos e com bons resultados numéricos, apresentaram alguns pontos

cavidade a ser aumentada

32

fracos que podem ser corrigidos em futuros projetos. O primeiro deles é a baixa velocidade (e consequente baixo

número de Reynolds) utilizada. Isto faz com que o perfil tenha um comportamento não linear próximo ao estol,

tendo oscilações nesta faixa. Além disso, a baixa velocidade faz com que tenhamos um valor da força medida

muito baixa, fazendo com que as medições fiquem muito próximas à precisão da balança, principalmente da força

de arrasto, o que dificulta a análise dos dados.

Outro fator que colaborou para a baixa precisão dos resultados foi a utilização de atuadores apenas em

uma faixa da asa. Isto traz, proporcionalmente, um aumento menor dos coeficientes, e o ganho aerodinâmico

novamente fica próximo à resolução dos equipamentos de medida. Caso tivéssemos atuadores em toda a

envergadura do modelo, teríamos ganhos maiores e a precisão do equipamento teria menor interferência.

Considerando acertos e erros do projeto, os resultados obtidos confirmam a tecnologia de controle de

escoamento como muito promissora. O fluxo realmente é capaz de permanecer colado à superfície mesmo com

mudanças abruptas do ângulo da superfície (como no caso do flape) e sua aplicabilidade pode se estender em

muitas outras áreas de aerodinâmica e Engenharia Aeronáutica, como em turbinas eólica, cujo peso do

equipamento tem menor efeito, entradas de ar em motores e outras superfícies que exigem drástica mudança de

ângulo do fluxo e que, principalmente, trabalham em regime laminar com fácil descolamento.

Como vimos, muitas variáveis ainda podem ser estudadas e muito a ser otimizado. A depender do

objetivo do projeto, podemos escolher diferentes formas de aplicar a tecnologia para obter ganhos esperados, e

um estudo caso a caso pode ser feito para obter melhores resultados.

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