A concepção de aeronaves não convencionais a fim de alcançar um determinado desempenho ou melhoria operacional é sem dúvida um dos objetivos mais importantes da engenheira aeronáutica. Tais melhorias envolvem: redução de arrasto, redução da seção transversal, redução de ruído, redução da distância de decolagem e pouso, aumento da eficiência aerodinâmica, aumento da carga útil, entre outros. Por tanto, métodos de otimização multidisciplinar se tornaram em ferramentas muito úteis para aprimorar o projeto conceitual destas aeronaves. Neste contexto, este trabalho teve como objetivo o desenvolvimento do projeto conceitual de uma aeronave não convencional de combate e a análise de desempenho aerodinâmico do seu sistema de admissão de ar (Intake), tendo como principal característica, estar localizado na parte superior da fuselagem da aeronave (Dorsal Intake). O delineamento conceitual foi desenvolvido através da implementação de metodologias de otimização multidisciplinar de projeto (MDO) na fase de projeto paramétrico, integrando conceitos como: entropia estatística, desdobramento da função qualidade (QFD) e análise de restrições. Além disso, foram usados métodos analíticos e teóricos, ferramentas de desenho assistido por computador (CAD) e simulações da dinâmica dos fluidos computacionais (CFD) para otimizar e obter a configuração final da aeronave. Posteriormente, 5 configurações de asa delta foram selecionadas para avaliar as mudanças de desempenho do dorsal intake sob a influência aerodinâmica das superfícies principais da aeronave (Asa e Fuselagem), em regimes de voo subsônico (Mach = 0.4), transônico (Mach = 0.9) e supersônico (Mach = 1.7; 2) a diversos ângulos de ataque (De α = 10º a α = 30º ). Os resultados encontrados neste trabalho foram avaliados em separado, subsequentemente foram integrados, a fim de obter a nova concepção de aeronave não convencional de combate; a aplicação de MDO permitiu estimar as variáveis de projeto ideais para o desenvolvimento do projeto da aeronave, em relação a sua missão. Em contrapartida, os resultados da integração intake-estrutura mostram que apropriadas características de desempenho e compatibilidade foram mantidas durante as fases de voo subsônicas, para as 5 configurações de asa. No entanto, para velocidades transônicas, a configuração canard apresentou um acréscimo nos níveis de recuperação de pressão total, devido ao fluxo de alta energia na parte superior da fuselagem, o qual é produzido pelo vórtice do canard a moderados ângulos de ataque. Finalmente, para velocidades supersônicas, a asa com dispositivos LEX (Leading Edge Extensions) obteve os melhores níveis de recuperação de pressão total, pois a implementação destes dispositivos apresentou uma montagem mais vantajosa com sua fuselagem para gerar o cone de Mach, aumentando os níveis de recuperação de pressão total e reduzindo a distorção na face do motor. No entanto, para velocidades maiores a Mach = 2, sem importar a configuração de asa, a expansão do escoamento sobre a fuselagem e as asas da aeronave produziu um aumento no número Mach local na entrada do intake, o que reduziu os níveis de desempenho e compatibilidade do mesmo. Em consequência, a posição do intake na parte superior da fuselagem representa uma opção de configuração viável para aeronaves que requerem apenas capacidades de ângulo de ataque razoáveis, tais como aeronaves de caça ar-terra, sendo a asa com dispositivos LEX a geometria que representa melhores qualidades de desempenho na maioria dos 3 regimes de voo avaliados. / The conception of non-conventional aircraft with the aim of achieving a certain performance or operational improvement is undoubtedly, one of the most important objectives of the aeronautical engineering. These improvements involve: drag reduction, cross section reduction, noise reduction, shortening of take-off and landing distance, increase of aerodynamic efficiency, payload increase, among others. Therefore, optimization multidisciplinary methods became in very important tools to upgrade the conceptual design phase of these aircraft. In this context, this work had as aim the development of the conceptual design of a nonconventional fighter aircraft and the aerodynamic performance analysis of its air intake, having as main characteristic to be located at the top of the fuselage (Dorsal Intake). The conceptual design was developed through the implementation of multidisciplinary design optimization (MDO) methods in the parametric design phase, integrating concepts of: statistical entropy, quality function deployment (QFD) and constraint analysis. Besides that, it was used analytical and theoretical methods, computer-aided design (CAD) tools and computational fluid dynamics (CFD) simulations to optimize and obtain the final aircraft configuration. Subsequently, 5 delta wing configurations were selected to evaluate the dorsal intake performance changes under the aerodynamic influence of the main aircraft surfaces (Wings and Fuselage) in subsonic (Mach = 0.4), transonic (Mach = 0.9) and supersonic (Mach = 1.7; 2) flight regimes, at various angles of attack (From α = 10º to α = 30º ). The results found in this work were evaluated separately, later these were integrated, in order to get the new conception of non-conventional fighter aircraft; the MDO application allowed to estimate the ideal design variables for developing the aircraft design, regarding to its mission. On the other hand, the results of the intake-structure integration shown that appropriate performance and compatibility characteristics were maintained during the subsonic flight stages for the 5 wing configurations. However, for transonic velocities, the canard configuration presented an increase in the total pressure recovery levels, due to the high energy flux on the fuselage, which is produced by the canard vortex at moderate angles of attack. Finally, for supersonic velocities, the wing with LEX (Leading Edge Extensions) devices got the best levels of total pressure recovery, because the implementation of these devices presented a more advantageous assembly with its fuselage to generate the Mach cone, increasing the total pressure recovery levels and reducing the distortion at the engine face. However, for velocities higher than Mach = 2, regardless the wing configuration, the flow expansion on the fuselage and the wings produced an increase in the local Mach number in the intake entrance, which reduced the performance and compatibility levels of it. As a consequence, the top mounted intake position represents an option of viable configuration to aircraft that require only reasonable angles of attack capabilities, such as air-to-ground fighter aircraft, being the wing with LEX devices the geometry that represents better performance qualities in the majority of the 3 evaluated flight regimes.
| Identifer | oai:union.ndltd.org:usp.br/oai:teses.usp.br:tde-03082017-131337 |
| Date | 22 May 2017 |
| Creators | Bravo Mosquera, Pedro David |
| Contributors | Catalano, Fernando Martini |
| Publisher | Biblioteca Digitais de Teses e Dissertações da USP |
| Source Sets | Universidade de São Paulo |
| Language | Portuguese |
| Detected Language | Portuguese |
| Type | Dissertação de Mestrado |
| Format | application/pdf |
| Rights | Liberar o conteúdo para acesso público. |
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