Análise experimental das medidas de pressão em regime não-estacionário em um perfil de aerofólio NACA0012
Ano de defesa: | 2007 |
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Tipo de documento: | Dissertação |
Tipo de acesso: | Acesso aberto |
Idioma: | por |
Instituição de defesa: |
Universidade de São Paulo
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Programa de Pós-Graduação: |
Engenharia Mecânica
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Departamento: |
Não Informado pela instituição
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País: |
BR
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Link de acesso: | https://doi.org/10.11606/D.18.2016.tde-03022016-092628 |
Resumo: | 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. |
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info:eu-repo/semantics/publishedVersioninfo:eu-repo/semantics/masterThesis Análise experimental das medidas de pressão em regime não-estacionário em um perfil de aerofólio NACA0012 Experimental analysis of the measures of pressures in unsteady regimen in a profile of airfoil NACA0012 2007-10-29Fernando Martini CatalanoRogerio Frauendorf de Faria CoimbraMichael George MaunsellAna Paula Franco BuenoUniversidade de São PauloEngenharia MecânicaUSPBR Asa modelo NACA0012 Dynamic stall Estol dinâmico Experimental tests in tunnel of wind Measures of pressure Medidas de pressão Regime não-estacionário Testes experimentais em túnel de vento Unsteady regimen Wing model NACA0012 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. https://doi.org/10.11606/D.18.2016.tde-03022016-092628info:eu-repo/semantics/openAccessporreponame:Biblioteca Digital de Teses e Dissertações da USPinstname:Universidade de São Paulo (USP)instacron:USP2023-12-21T18:06:52Zoai:teses.usp.br:tde-03022016-092628Biblioteca Digital de Teses e Dissertaçõeshttp://www.teses.usp.br/PUBhttp://www.teses.usp.br/cgi-bin/mtd2br.plvirginia@if.usp.br|| atendimento@aguia.usp.br||virginia@if.usp.bropendoar:27212017-09-04T21:06:18Biblioteca Digital de Teses e Dissertações da USP - Universidade de São Paulo (USP)false |
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