Desenvolvimento de uma metodologia para caracterização de perfil de asa para aeronave de baixa velocidade
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Universidade Federal de Minas Gerais
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Dissertação de mestrado
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Primeiro orientador
Membros da banca
Rudolf Huebner
Eduardo Bauzer Medeiros
Eduardo Bauzer Medeiros
Resumo
Atualmente, vêm sendo feitos diversos estudos com o intuito de proporcionar a redução do ruído de
aeronaves, gerados no momento do pouso e decolagem. Este trabalho tem como intuito desenvolver e
validar uma metodologia pra análise e predição aeroacústica de perfis de asas. O Perfil de asa NACA
0012 foi o escolhido para a validação da metodologia, proposta no presente estudo. Também foi
estudado o perfil assimétrico GNEW5BP93B desenvolvido pela NASA para aeronaves elétricas. A
simulação aerodinâmica utilizou o modelo turbulento K-omega SST para coeficientes de pressão,
arrasto e sustentação. Os resultados obtidos foram considerados válidos de acordo com os resultados
de experimentos realizados no laboratório Langley da NASA. Após a validação aerodinâmica, a
condição transiente URANS foi utilizada para a obtenção dos resultados acústicos, até a condição
próxima a condição permanente RANS. Logo após o modelo numérico atingir a condição quasepermanente,
ele é validado por meio da teoria acústica de Ffowcs Williams e Hawkings. Tendo sido
feita a validação da metodologia utilizando o perfil simétrico NACA 0012, o perfil assimétrico
GNEW5BP93B foi utilizado para a validação aerodinâmica e predição acústica. Os resultados
mostraram que o perfil NACA 0012, que apresenta menores coeficientes de arrasto, possui menores
níveis de pressão sonora que o perfil GNEW5BP93B para todos os ângulos de ataque e faixas de
frequência simulados. Constatou-se também que, quanto maior o ângulo de ataque, maior o arrasto e
consequentemente maior ruído gerado no perfil simétrico assim como no perfil assimétrico.
Abstract
This work aims to develop and validate a methodology for aeroacoustic analysis and prediction of
wing profiles using the ANSYS Fluent package. In addition, the study of the asymmetric profile
GNEW5BP93B developed by NASA for electric aircraft. Currently, several studies have been carried
out in order to provide the reduction of aircraft noise generated at the time of landing and take-off. The
widely studied NACA 0012 wing profile was chosen for the validation of the methodology proposed
in the present study. The aerodynamic simulation used the K-omega SST turbulent model for pressure,
drag and lift coefficients. The results obtained were considered valid according to the results of
experiments performed at NASA's Langley laboratory. After the aerodynamic validation, the transient
condition URANS was used to obtain the acoustic results, until the condition close to the permanent
condition RANS. Right after the numerical model reaches the quasi-permanent condition, it is
validated through the acoustic theory of Ffowcs Williams and Hawkings; which is included in the
ANSYS Fluent programa package. Having validated the methodology using the symmetrical profile
NACA 0012, the asymmetrical profile GNEW5BP93B was used for the aerodynamic validation and
acoustic prediction. The results showed that the NACA 0012 profile, which has lower drag coefficients,
has lower sound pressure levels than the GNEW5BP93B profile for all simulated attack angles and
frequency ranges. It was also found that the greater the angle of attack, the greater the drag and
consequently the greater the noise generated in the symmetrical profile as well as in the asymmetrical
profile.
Assunto
Engenharia mecânica, Aerodinâmica, Aeronaves, Dinâmica dos fluidos computacional
Palavras-chave
NACA0012, Aeroacústica, Aerodinâmica, CFD, Aeronave elétrica, GNEW5BP93B
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