Tese (doutorado) - Universidade Federal de Santa Catarina, Centro Tecnológico. Programa de Pós-Graduação em Engenharia Mecânica / Made available in DSpace on 2012-10-22T09:27:09Z (GMT). No. of bitstreams: 1
247341.pdf: 5473179 bytes, checksum: fd1d6b0de8707ac3226268575edab3a2 (MD5) / O crescimento de uma camada de gelo nas estruturas aerodinâmicas de uma aeronave (asas, empenagens, nacelles, etc.) pode ocorrer quando esta voa através de uma nuvem contendo gotículas de água super-resfriadas que congelam ao se chocarem contra as superfícies. Esta camada de gelo altera as características aerodinâmicas da aeronave, ocasionando queda de sustentação e aumento do arrasto, além da perda de eficiência dos motores no caso das nacelles (compartimento que abriga o motor). Para evitar estes problemas, existem os dispositivos de proteção contra a formação de gelo que precisam ser dimensionados.
Para isso, é necessário conhecer o escoamento externo e o processo de
transferência de calor que ocorre sobre a superfície e nas camadas metálicas que formam a estrutura aerodinâmica. O escoamento externo, formado pelo ar e gotículas de água é resolvido, no caso mais geral, utilizando o modelo de dois fluidos, que considera as duas fases (ar e gotículas de água) como contínuas, sendo que a concentração de cada fase dentro de um volume de controle é medida pela fração volumétrica. O fluxo de água que incide sobre a superfície, assim como o coeficiente de transferência de calor, tensão cisalhante e pressão na parede são obtidos desta solução para a geometria 3D de um dado componente da aeronave, podendo ser uma asa ou uma nacelle, por exemplo. Estes dados, além das condições ambientes e os dados do sistema de proteção são os parâmetros de entrada para o modelo termodinâmico. Este modelo é 2D, aplicado em perfis bidimensionais gerados a partir de cortes feitos na geometria 3D, na mesma direção do escoamento. Em cada um destes cortes é realizado um balanço de massa em volumes de controle sobre a superfície. Este balanço depende da temperatura na superfície, que é obtida da solução do problema de transferência de calor na região que envolve a estrutura metálica, a camada de gelo, se já houver, e um filme de água que pode se formar sobre a superfície. Um sistema de proteção anti-gelo é considerado na análise, sendo que a solução do problema de transferência de calor na região interna, onde o sistema opera, é suposta conhecida.
Este sistema acoplado (massa e energia) fornece as espessuras de gelo formadas em cada posição de cada perfil, e estes são então modificados para representar a nova geometria. Com os novos perfis bidimensionais obtidos, a estrutura 3D é reconstruída. O processo todo é então repetido até o tempo desejado de formação de gelo. Os resultados obtidos mostram boa concordância com resultados de outros códigos disponíveis na literatura, assim como resultados experimentais
Ice growth on the leading edge of aerodynamic surfaces of an aircraft may occur when it flies through a cloud that contains super-cooled water droplets. These droplets hit the surfaces and freeze immediately. The ice layer changes the geometry and affects the aerodynamic characteristics of such structures, leading to lift drop, drag and weight increase and engine efficiency decrease in the case of ice deposition on nacelles. To avoid these undesired effects, protection systems are built inside the structures and they need to be designed based on the amount of ice deposited under certain conditions.
The ice accretion problem comprehends the solution of the external flow and the heat transfer process taking place in the metal layers, ice and in the water film that may also be present. The external flow, which includes air and water droplets is solved, in a more general form, by using the two-fluid model, which assumes both phases (air and water droplets) as a continuum. The amount of each fluid in a material control volume is measured by the volume fraction of each phase. The impingement water flux, as well as the convective heat transfer coefficient, shear stress and pressure on the wall are obtained from the flow around the 3D geometry of the aerodynamic structure. These data, besides the environmental conditions and the information about the anti-icing system, are the input data for the thermodynamic model. This model is applied on 2D profiles generated from cut planes over the 3D geometry in the flow direction. A mass balance is carried out in control volumes located over the external surface of each profile. This balance depends on the surface temperature, which is computed from the solution of the heat transfer problem in the metal and ice layers and the water film. The internal flow conditions, related to the protection system operation, are assumed to be known.
The coupled system (mass and energy) provides the ice thickness deposited in each position of the surface for all the profiles. These profiles are changed to account for the ice growth and the 3D geometry is re-built. Then, the external flow is solved again. This process continues until the desired icing time is reached.
The results obtained compare well with results obtained by other softwares available in the literature as well as with experimental data.
| Identifer | oai:union.ndltd.org:IBICT/oai:repositorio.ufsc.br:123456789/88472 |
| Date | January 2006 |
| Creators | Silveira, Rafael Araujo da |
| Contributors | Universidade Federal de Santa Catarina, Maliska, C. R. (Clovis Raimundo) |
| Publisher | Florianópolis, SC |
| Source Sets | IBICT Brazilian ETDs |
| Language | Portuguese |
| Detected Language | Portuguese |
| Type | info:eu-repo/semantics/publishedVersion, info:eu-repo/semantics/doctoralThesis |
| Format | 170 f.| il., grafs. |
| Source | reponame:Repositório Institucional da UFSC, instname:Universidade Federal de Santa Catarina, instacron:UFSC |
| Rights | info:eu-repo/semantics/openAccess |
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