Dissertação (mestrado)—Universidade de Brasília, Departamento de Engenharia Mecânica, 2011. / Submitted by Shayane Marques Zica (marquacizh@uol.com.br) on 2011-09-13T19:13:31Z No. of bitstreams: 1 2011_ThiagoFernandesOliveira.pdf: 4245386 bytes, checksum: 1a6804b340c8e4f82fe6c1591dffe1e9 (MD5) / Approved for entry into archive by LUCIANA SETUBAL MARQUES DA SILVA(lucianasetubal@bce.unb.br) on 2011-10-04T16:16:42Z (GMT) No. of bitstreams: 1 2011_ThiagoFernandesOliveira.pdf: 4245386 bytes, checksum: 1a6804b340c8e4f82fe6c1591dffe1e9 (MD5) / Made available in DSpace on 2011-10-04T16:16:42Z (GMT). No. of bitstreams: 1 2011_ThiagoFernandesOliveira.pdf: 4245386 bytes, checksum: 1a6804b340c8e4f82fe6c1591dffe1e9 (MD5) / O objetivo deste trabalho é o estudo experimental de um perfil aerodinâmico NACA 0018 em movimento angular em túnel de água. Os coeficientes de sustentação, arrasto e momento de arfagem foram medidos estaticamente e dinamicamente (durante a movimentação angular do perfil) através de uma célula de carga desenvolvida especificamente para este estudo. O software LabView foi utilizado para a aquisição de dados e controle do experimento. Os ensaios foram realizados para os números de Reynolds iguais a 97.000, 124.000 e 150.000 para os casos estáticos e 124.000 e 150.000 para os casos dinâmicos com velocidades angulares do perfil iguais a 0,06, 0,13 e 0,19 rad/s. Os resultados dos ensaios estáticos foram comparados com a literatura apresentando boa concordância. Os ensaios dinâmicos foram realizados para a verificação do fenômeno de estol dinâmico. Os resultados foram comparados entre os diferentes números de Reynolds. A influência das diferentes velocidades angulares nos casos dinâmicos também foi evidenciada comparando-se inclusive com o caso estático. A visualização do escoamento também foi realizada para complementar a análise. _______________________________________________________________________________ ABSTRACT / The objective of this work is the experimental study of a NACA 0018 airfoil in angular movement in a water tunnel. The lift, drag and pitching moment coefficients were measured statically and dynamically (along the airfoil's angular movement) through a load cell specifically designed for this study. The LabView software was used for the data acquisition and control of the experiment. The tests were performed for Reynolds numbers equal to 97,000, 124,000 and 150,000 for the statics cases and 124,000 and 150,000 for the dynamics cases with angular velocities of the airfoil equal to 0.06, 0.13 e 0.19 rad/s. The results of the statics tests were compared with the literature with good agreement. The dynamic tests were performed to verify the phenomenon of dynamic stall. The results were compared between the different Reynolds numbers. The influence of the angular velocities in the dynamics cases was also evidenced comparing including with the static case. The flow visualization was also performed to complement the analysis.

As estruturas aeronáuticas estão sujeitas a diversas solicitações, devido principalmente às interações com o escoamento aerodinâmico, que podem causar distúrbios e vibrações, comprometendo seu desempenho. As medidas aerodinâmicas aplicadas em uma aeronave podem ser obtidas por simulações computacionais ou testes experimentais. No entanto, podem existir imperfeições na simulação computacional, como por exemplo, se conseguir reproduzir algumas condições de vôo real. Sendo assim, diversas pesquisas vêm sendo realizadas para solucionar estes problemas. Dentre elas estão os testes experimentais feitos em túnel de vento com modelos de escala real em diversas condições de vôo. Desta forma, a construção de um modelo físico de um aerofólio em escala reduzida e a implementação de sensores a este modelo torna-se uma ferramenta bastante importante para validar resultados teóricos e experimentais. Assim, nesse trabalho realizou-se a construção de um modelo de aerofólio NACA0012, o desenvolvimento de um mecanismo de fixação do modelo ao túnel de vento e a implementação de um controlador de oscilação forçada. O modelo físico realiza oscilações harmônicas, em regime não-estacionário. O objetivo do trabalho foi mapear as medidas de pressão atuantes sobre modelo ensaiado em regime estacionário e não-estacionário e fazer a comparação entre os dois casos. / Aeronautical structures are affected by many loads, most of them given by the aerodynamic flow interactions. These flow interactions may cause vibration leading to structural failure, such as cracks and fatigue. The aerodynamic flow interactions can be measured by experiment or predicted by computational simulation. Otherwise, computational simulations on its own are not reliable and can not reproduce a real flight condition, such as the mean atmospheric turbulence dynamic. Many researches has been done to solve these problems for computational simulations. One of them are the wind tunnel experiments with a full scale models in many flight conditions for posterior comparison. For a smaller wind tunnel, a small scale physical prototype well instrumented becomes an important solution to validate theoretical and experimental results. In the present work the construction of a NACA 0012 airfoil model, the development of a constraint mechanism and the implementation of a forced oscilation control system were done. The physical model oscilates with a given frequency. The aim of present work is to map the pressure measurements actuating on the model, testing it under a steady state condition and a transient condition for posterior comparison of both conditions.

As estruturas aeronáuticas estão sujeitas a diversas solicitações, devido principalmente às interações com o escoamento aerodinâmico, que podem causar distúrbios e vibrações, comprometendo seu desempenho. As medidas aerodinâmicas aplicadas em uma aeronave podem ser obtidas por simulações computacionais ou testes experimentais. No entanto, podem existir imperfeições na simulação computacional, como por exemplo, se conseguir reproduzir algumas condições de vôo real. Sendo assim, diversas pesquisas vêm sendo realizadas para solucionar estes problemas. Dentre elas estão os testes experimentais feitos em túnel de vento com modelos de escala real em diversas condições de vôo. Desta forma, a construção de um modelo físico de um aerofólio em escala reduzida e a implementação de sensores a este modelo torna-se uma ferramenta bastante importante para validar resultados teóricos e experimentais. Assim, nesse trabalho realizou-se a construção de um modelo de aerofólio NACA0012, o desenvolvimento de um mecanismo de fixação do modelo ao túnel de vento e a implementação de um controlador de oscilação forçada. O modelo físico realiza oscilações harmônicas, em regime não-estacionário. O objetivo do trabalho foi mapear as medidas de pressão atuantes sobre modelo ensaiado em regime estacionário e não-estacionário e fazer a comparação entre os dois casos. / Aeronautical structures are affected by many loads, most of them given by the aerodynamic flow interactions. These flow interactions may cause vibration leading to structural failure, such as cracks and fatigue. The aerodynamic flow interactions can be measured by experiment or predicted by computational simulation. Otherwise, computational simulations on its own are not reliable and can not reproduce a real flight condition, such as the mean atmospheric turbulence dynamic. Many researches has been done to solve these problems for computational simulations. One of them are the wind tunnel experiments with a full scale models in many flight conditions for posterior comparison. For a smaller wind tunnel, a small scale physical prototype well instrumented becomes an important solution to validate theoretical and experimental results. In the present work the construction of a NACA 0012 airfoil model, the development of a constraint mechanism and the implementation of a forced oscilation control system were done. The physical model oscilates with a given frequency. The aim of present work is to map the pressure measurements actuating on the model, testing it under a steady state condition and a transient condition for posterior comparison of both conditions.