Principais Tipos de Arrasto Nas Aeronaves

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Principais Tipos de Arrasto nas Aeronaves. Fabio Augusto Alvarez Biasi Aluno de Gestão da Produção Industrial. Instituto Federal de Educação, Ciência e Tecnologia de São Paulo [email protected]

Resumo

Neste artigo se tem como foco falar sobre os principais tipos de arrasto existentes nas aeronaves e sua influência ao projetá-las, além de fornecer métodos analíticos para calcular tais valores, pois durante todas as fases de projeto o arrasto gerado representa a mais importante quantidade aerodinâmica a ser estimada. Palavras-chave

Arrasto Induzido, Arrasto Parasita, Arrasto em Aeronaves. 1 – Introdução - O que é o arrasto e suas fontes geratrizes.

O arrasto é uma força aerodinâmica de resistência do ar oposta ao sentido do avião à medida que ele se desloca. Há muitos fatores que afetam a magnitude desta força tais como o formato do corpo aerodinâmico e sua rugosidade a viscosidade do ar, a velocidade e as diferenças de pressão atuantes na asa.

arrasto oposto a força de tração, que é responsável por impulcionar o avião para frente. Para se estimar o arrasto existem somente duas fontes de geração das forças aerodinâmicas que atuam sob um corpo que se desloca através de um fluido e são elas: a distribuição de pressão e as tensões de cisalhamento que atuam sobre a superfície do corpo. Com essas fontes, portanto faz-se existir somente dois tipos característicos de arrasto, o arrasto de pressão que ocorre devido ao desbalanceamento de pressão existente sobre a superfície da aeronave, e o arrasto de atrito proveniente das tensões de cisalhamento que atuam sobre a superfície da aeronave. Todo e qualquer outro tipo de arrasto que por ventura possa ser citado é proveniente de uma dessas formas. 2 – Tipos de Arrasto 2.1 - Arrasto de atrito

Este tipo de arrasto está relacionado com as tensões de cisalhamento atuantes e as características da superfície do avião, sendo ela lisa ou áspera. Quanto mais lisa for, o ar se moverá de forma laminar, porém se áspera, ocorrerá um fluxo de ar turbilhonado aumentando o arrasto. Para se evitar esse tipo de problema, atualmente se utiliza na construção das aeronaves material mais liso e polido na sua área externa o que possibilita maior economia e melhor rendimento de voo.

Figura 1 – Forças atuantes em uma aeronave. A ilustração mostra as forças atuantes sobre uma aeronave onde pode se observar o Revista Eletrônica AeroDesign Magazine – Volume 2 – nº 2 – 2010 Seção – Artigos Técnicos

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Figura 2 - Exemplo de superfície lisa em um avião comercial, que diminui o arrasto de atrito.

Figura 4 – Exemplos de diferentes corpos aerodinâmicos com seus respectivos escoamentos e o arrasto gerado em cada um. O arrasto de forma depende de alguns fatores como a densidade do ar, velocidade e área frontal do corpo, podendo ser calculado a partir da Equação (1). D = C D

ρ

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S v

2

(1)

C D = coeficiente de resistência aerodinâmica

Figura 3 – Exemplo no Aerodesign de superfície lisa na aeronave Taperá 2010, onde se utilizou um plástico especial (Oracover) na entelagem para se obter menor arrasto. 2.2 - Arrasto de pressão ou arrasto de forma

Representa o arrasto gerado devido ao desbalanceamento de pressão causado pela separação do escoamento e está relacionado com a área, na qual o ar colide de frente, e ocorre a chamada deflexão (desvio do ar pelo obstáculo). Para se obter um menor arrasto, as partes que compõe um avião devem ser arredondadas ou terem o efeito de flechas, evitando superfícies retas perpendiculares ao deslocamento, originando assim uma resistência menor.

da asa ρ = densidade do ar S = área da superfície da asa v = velocidade da aeronave D = força de resistência (Arrasto) 2.3 - Arrasto de perfil

É a soma do arrasto de atrito com o arrasto de pressão, este termo é comumente utilizado quando se trata do escoamento em duas dimensões, ou seja, representa o termo empregado quando se realiza a análise de um aerofólio. 2.4 - Arrasto de interferência

Representa um arrasto de pressão que é causado pela interação do campo dos escoamentos ao redor de cada componente da aeronave. Em geral o arrasto total da combinação asa-fuselagem é maior que a soma individual do arrasto gerado pela asa e pela fuselagem isoladamente.

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2.5 - Arrasto induzido:

É o arrasto dependente da geração de sustentação, é caracterizado por um arrasto de pressão causado pelo escoamento induzido “downwash” que é associado aos vórtices criados nas pontas de uma asa de envergadura finita.

Figura 5 – Representação do arrasto induzido. Este tipo de arrasto ocorre devido a diferença de pressão entre a parte superior e inferior da asa. O ar que está no intradorso (parte inferior) tende a fluir para o extradorso (parte superior), originando uma perturbação na ponta da asa, o que provoca uma resistência ao avanço do avião.

Analisando matematicamente uma asa com alongamento (AR ≥4), pela teoria da linha sustentadora de Prandtl, tem-se que o coeficiente de arrasto induzido é definido a partir da Equação (2). C Di =

C L

π ⋅ e ⋅ AR

Figura 7 – Esteira de vórtice de ponta de asa que é gerada no escoamento aerodinâmico.

(2)

É possível observar a relação existente entre o coeficiente de arrasto induzido e o coeficiente de sustentação (onde C Di é uma função que varia com C L²). Esta relação é associada com a elevada pessão existente no intradorso da asa e a menor pressão existente no extradorso, que é responsável pela geração dos vórtices de ponta de asa no qual como já foi citado o escoamento contorna a ponta da asa do intradorso para o extradorso. A diferença de pressão existente é na verdade a mesma ação que cria a força de sustentação, portanto pode se concluir que o arrasto induzido é intrínseco a geração de sustentação da asa, ou seja, representa o “preço que deve ser pago” para produzir a força de sustentação necessária ao voo da aeronave. 2.6 - Arrasto parasita:

Figura 6 – Diferença de pressão entre as partes superior e inferior da asa e o movimento das camadas de ar.

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O arrasto parasita de uma aeronave pode ser estimado através do calculo individual da força de arrasto de cada uma das partes do avião que não produz sustentação, lembrando sempre de levar em consideração o arrasto de interferência onde se faz presente, utilizando-o como estimativa individual dos componentes da aeronave que se encontram sob interferência dele. Considerando que C Dn e S n representam respectivamente o coeficiente de arrasto parasita e a área de referência para o n-ésimo componente da aeronave, então uma expressão que pode ser utilizada para o cálculo do arrasto parasita de uma aeronave pode ser representada por:


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(3) Nesta equação é importante se observar que os coeficientes de arrasto de cada componente não podem ser diretamente somados, pois cada um possui uma área de referência diferente, assim, a forma correta de se realizar o cálculo é através da soma dos produtos C DnS n. Esse produto é denominado na literatura aeronáutica com “área equivalente de placa plana” e representado na notação pela letra f . Considerando que o termo 1/2ρv2 representa a pressão dinâmica q, a equação pode ser reescrita da seguinte forma: (4) Como o produto C DnS n representa a “área equivalente de placa plana” f , é obvio e intuitivo que o quociente D / q também representa f , portanto a equação pode ser expressa do seguinte modo:

(5) Essa notação indica que as áreas equivalentes de placa plana são somadas para suas nésimas componentes desde n = 1 até n = m, onde m representa o número total de componentes. Normalmente os componentes que devem ser somados em uma aeronave de AeroDesign são: a) Asa; b) Fuselagem; c) Profundor; d) Leme; e) Trem de pouso principal; f) Trem de pouso do nariz; g) Rodas; h) Interferência Asa-Fuzelagem; i) Lincagem; j) Motor.

Figura 8 – Na imagem pode se ver em detalhe as partes da Aeronave Taperá 2010. Os componentes “I” e “J” devem ser estimados através de experimentos que geralmente acrescem cerca de 20% no total encontrado. Ao calcular normalmente existem muitas incertezas quanto a um valor exato do coeficiente de arrasto parasita a partir do modelo apresentado. Essas incertezas ocorrem devido principalmente as componentes da aeronave que se encontram sob o efeito de arrasto de interferência além das irregularidades das superfícies que dificultam muito o processo de cálculo. Em face dessas dificuldades, muitas vezes a melhor maneira de se estimar o arrasto parasita é a partir do conhecimento prévio dos coeficientes de arrasto parasita dos componentes de aeronaves já existentes e que possuem uma aparência similar a da aeronave que se encontra em fase de projeto. Um outro modo de se calcular o coeficiente de arrasto de uma maneira mais simples é através da área molhada da aeronave S wet e do coeficiente de atrito equivalente C f tendo-se a seguinte equação: (6) Nesta equação, a área molhada da aeronave pode ser calculada pela integral de toda a área que compõe a superfície da aeronave e que está imersa no escoamento.


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A componente C depende f diretamente do número de Reynolds e da corda média aerodinâmica. Usando para um escoamento laminar a equação de C f :

•

•

(7) •

E para um escoamento turbulento C f é obtido por: •

(8) Um detalhe importante que deve se prestar atenção é quanto ao uso das fórmulas corretamente, pois uma é somente válida para o escoamento completamente linear e a outra com o escoamento turbulento. Erros são cabíveis com o uso destas equações, pois elas são estimativas para uma placa plana e não para um perfil aerodinâmico. 2.7 - Arrasto total

Para uma asa de dimensões finitas, o coeficiente de arrasto total em regime de escoamento subsônico é obtido através da soma do coeficiente de arrasto do perfil com o coeficiente de arrasto induzido gerado pelos vórtices de ponta de asa.

Curva "A" mostra que o arrasto parasita é muito baixo para velocidades lentas e aumenta com velocidades maiores, principalmente após da linha média Curva "B" mostra como o arrasto induzido diminui com o aumento da velocidade. Curva "C" mostra o arrasto de perfil, ele se mantém relativamente constante ao longo da faixa de velocidade com algum aumento em velocidades mais elevadas. Curva "D" mostra o arrasto total e representa a soma das outras três curvas. Na linha “E” o arrasto total é menor, sendo a melhor velocidade máxima para a resistência.

Tabela 1 - Coeficiente de atrito de superfície.

3 – Efeito Solo no Arrasto Induzido.

O efeito solo acontece quando a aeronave realiza um voo próximo ao solo, alterando o arrasto. Este efeito provocado por uma redução do escoamento induzido “downwash”, faz com que os vórtices de ponta de asa diminuam próximo ao solo, pois este serve de barreira que os destrói. Nas operações de pousos e decolagens a aeronave geralmente opera com baixa velocidade e elevado ângulo de ataque, e, dessa forma, a vorticidade aumenta na ponta da asa e consequentemente o escoamento induzido também aumenta. Esse efeito só é quebrado pela ação do solo que permite então com que a aeronave possa voar com uma menor tração.

Figura 9 – Gráfico arrasto versus velocidade, que mostra: os arrastos existentes e o arrasto total que atua efetivamente na aeronave. Revista Eletrônica AeroDesign Magazine – Volume 2 – nº 2 – 2010 Seção – Artigos Técnicos

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ângulo de ataque fazendo com que mais sustentação seja gerada e um menor arrasto seja obtido durante a corrida de decolagem.

Figura 11 – Aeronave Embraer 175 em procedimento de decolagem em S. J. dos Campos. 4 – Técnicas para reduzir o arrasto induzido.

Figura 10 – Exemplo dos vórtices na ponta da asa e seu escoamento em diferentes altitudes. O efeito solo se faz presente a uma altura inferior a uma envergadura da asa, ou seja, acima dessa altura a aeronave não sente a presença do solo. A uma altura de 30% da envergadura em relação ao solo pode-se conseguir uma redução de até 20% no arrasto induzido e a uma altura em relação ao solo de 10% da envergadura da asa consegue-se até 50% de redução do arrasto induzido. Assim, percebe-se que quanto mais próxima do solo a asa estiver, mais significativa é a presença do efeito solo, uma considerável diferença na presença o efeito solo pode ser sentida quando da escolha entre uma asa alta e uma asa baixa. Este efeito é uma importante quantidade que pode ser aproveitada para conseguir uma decolagem com menor comprimento de pista, pois em sua presença a aeronave terá a tendência de decolar com uma certa antecipação, pois com a redução do escoamento induzido a asa possuirá um maior

Uma técnica que pode reduzir o arrasto induzido é modificando o alongamento da asa no projeto do avião. O alongamento da asa é um fator muito importante para reduzir o arrasto, quanto maior o alongamento menor o arrasto. Porem não se pode dar grandes dimensões as asas, pois isso lhe traz problemas estruturais na aeronave, como o momento fletor na raiz da asa e o peso estrutural da mesma. Outra técnica que pode ser usada é deixando a forma geométrica da asa o mais ideal possível, como uma asa elíptica que tem uma eficiência melhor, com menor arrasto induzido. Por fim outra solução é o uso de Winglets, que diminui a vorticidade das pontas das asas e por sua vez o arrasto induzindo, alem de economizar combustível.

Figura 12 – Localização do Winglet na asa de um avião.


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Figura 15 – Aeronave quebrando a barreira do som. 6 – Conclusão

O artigo buscou mostrar de forma simplificada os tipos de arrasto que atuam nas aeronaves, espera-se que todos os conceitos analíticos possam ser aplicados no projeto de aeronaves para a competição SAE AeroDesign, dando um melhor resultado ao projeto, já que o arrasto é um fator de grande importância a ser estimado. 7 – Bibliografia

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Figura 13 – Comparação do vórtice formado nas asas com o uso de Winglets e sem Winglets. 5 - Arrasto em vôos supersônicos.

O voo de aeronaves supersônicas tem as mesmas características básicas de um avião em voo subsônico, ou seja, com todos os mesmos arrastos implicados. Existe, porém, uma diferença importante, que é a existência de ondas de choque expansíveis, ondas estas que são formadas ao atingir uma velocidade maior que a do som (Mach 1). A força de frenagem atribuível a essas ondas pode chegar a cinquenta por cento da soma das demais forças de arrasto.

ANDERSON,

JOHN, D. Aircraft performance and design, McGraw-Hill, New York, 1999. [2] ANDERSON, JOHN, D. Introduction to fligth, McGraw-Hill, New York, 1989. [3] RODRIGUES. LEMJ, Fundamentos de Engenharia Aeronáutica, Instituto Federal de Educação, Ciência e tecnologia de São Paulo, E-Book, São Paulo, 2009. [4] ROSKAM. JAN, Airplane aerodynamics and performance, DARcorporation, University of Kansas, 1997.


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