Engineering Research Technical Reports

Engineering Research
Technical Reports
Volume 2 – Issue 2 – Article 7
(Special Issue on Aeronautics, Edited by Wendell de Queiróz Lamas)
ISSN 2179-7625 (online)
ANALYSIS OF SUPPORT GAIN CAUSED BY THE COANDA
EFFECT, THROUGH THE EXHAUST GASES OF JET
ENGINES
Paulo Cezar Franco e Silva Filho1
DECEMBER / 2011
Taubaté, São Paulo, Brazil
1
Univ Taubate, Department of Mechanical Engineering, Graduate Specialization on Aeronautics Engineering. (E-mail: [email protected])
Engineering Research: Technical Reports
Technical Editor: Giorgio Eugenio Oscare Giacaglia
Associate Technical Editors
Eduardo Hidenori Enari, Universidade de Taubaté, Brazil
Wendell de Queiróz Lamas, Univ Estadual Paulista at Guaratinguetá, Brazil
Editorial Board
Antonio Faria Neto, Universidade de Taubaté, Brazil
Asfaw Beyene, San Diego State University, USA
Bilal M. Ayyub, University of Maryland, USA
Bob E. Schutz, University of Texas at Austin, USA
Carlos Alberto de Almeida, Pontifícia Universidade Católica do Rio de Janeiro, Brazil
Ciro Morlino, Università degli Studi di Pisa, Italy
Eliane da Silveira Romagnolli Araujo, Universidade de Taubaté, Brazil
Epaminondas Rosa Junior, Illinois State University, USA
Evandro Luís Nohara, Universidade de Taubaté, Brazil
Fernando Manuel Ferreira Lobo Pereira, Universidade do Porto, Portugal
Gilberto Walter Arenas Miranda, Universidade de Taubaté, Brazil
Hubertus F. von Bremen, California State Polytechnic University Pomona, USA
João Bosco Gonçalves, Universidade de Taubaté, Brazil
Jorge Muniz Júnior, Univ Estadual Paulista at Guaratinguetá, Brazil
José Luz Silveira, Univ Estadual Paulista at Guaratinguetá, Brazil
José Walter Parquet Bizarria, Universidade de Taubaté, Brazil
María Isabel Sosa, Universidad Nacional de La Plata, Argentina
Ogbonnaya Inya Okoro, University of Nigeria at Nsukka, Nigeria
Paolo Laranci, Università degli Studi di Perugia, Italy
Rolando A. Zanzi Vigouroux, Kungliga Tekniska högskolan, Sweden
Sanaul Huq Chowdhury, Griffith University, Australia
Tomasz Kapitaniak, Politechnika Lódzka, Poland
Zeki Tüfekçioğlu, Ankara Üniversitesi, Turkey
The “Engineering Research” is a publication with purpose of technical and academic knowledge dissemination.
SUMÁRIO
1 CONSIDERAÇÕES INICIAIS
160
1.1 Introdução
160
1.2 Revisão da Literatura
160
1.3 Objetivos
163
1.4 Metodologia
163
2 PRINCÍPIOS FUNDAMENTAIS
164
2.1 Conceitos
164
2.1.1 Efeito Coanda
164
2.1.2 Sustentação
165
2.1.3 Dinâmica dos Fluidos Computacional (CFD)
166
2.1.4 Bocal de Exaustão do Motor a Jato
167
2.2 Modelos Matemáticos
169
2.2.1 Equação da Continuidade
170
2.2.2 Equação do Momento
170
2.2.3 Equação de Navier-Stokes
170
3 DESENVOLVIMENTO
172
3.1 Contextualização
172
3.2 Recursos Utilizados
173
4 RESULTADOS E DISCUSSÕES
174
4.1 Resultados Esperados
174
5 CONSIDERAÇÕES FINAIS
175
5.1 Conclusões
175
5.2 Sugestões de Trabalhos Futuros
175
REFERÊNCIAS
176
ANÁLISE DO GANHO DE SUSTENTAÇÃO PROVOCADO PELO EFEITO
COANDA, POR MEIO DOS GASES DE EXAUSTÃO DOS MOTORES A JATO
RESUMO
O estudo de escoamentos aerodinâmicos é de grande importância para a
engenharia aeronáutica, por isso se faz necessário cada vez mais a busca de
melhoramentos aerodinâmicos das aeronaves. Este estudo tem como objetivo
estudar a influência dos gases de exaustão expelidos pelos motores a jato, no ganho
extra de sustentação para uma aeronave. Consiste numa simulação numérica
através de um software de dinâmica dos fluidos computacional (CFD), para provar
esse ganho aerodinâmico na asa. O estudo nos mostra que com o aumento da
velocidade do fluxo que percorre a parte superior da asa, nos dá um ganho extra de
sustentação, melhorando assim o desempenho dos pousos e decolagens dessas
aeronaves.
Palavras-chave: aerodinâmica, CFD, equações de Navier-Stokes, STOL.
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ANALYSIS OF SUPPORT GAIN CAUSED BY THE COANDA EFFECT, THROUGH
THE EXHAUST GASES OF JET ENGINES
ABSTRACT
The study of aerodynamic flows is of great importance in aeronautical
engineering, so it becomes increasingly necessary to search for the aircraft
aerodynamic improvements. This study aims to study the influence of exhaust gases
expelled by the jet engines, gain extra support for an aircraft. It consists of a
numerical simulation software through a computational fluid dynamics (CFD) to prove
that gain aerodynamic wing. The study shows that with increasing velocity of flow
that traverses the top of the wing, gives us an extra support, thereby improving the
performance of these aircraft takeoffs and landings.
Keywords: aerodynamics, CFD, Navier-Stokes, STOL.
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CAPÍTULO 1 – CONSIDERAÇÕES INICIAIS
1.1.
INTRODUÇÃO
São poucas as pessoas, que até hoje, nunca tenham voado de avião ou
tenham pensado em fazê-lo. O invento do avião é uma das grandes conquistas da
humanidade, e é o meio de transporte que nos deixa cada vez mais globalizado
sendo um importante índice da economia e defesa de um país.
As buscas de melhorias em todas as áreas de desempenho da aeronave por
cientistas e engenheiros são cada vez mais constantes. Uma em particular, segue
no que se refere na melhora do desempenho de pousos e decolagens em pistas
curtas, permitindo assim que os aviões operem em ambientes onde os aeroportos
sofisticados e outros locais de desembarque poderão não estar disponíveis. Esse
tipo de aeronave é conhecido como aeronaves STOL (Short Takeoff and Landing).
São aeronaves projetadas para decolarem e pousarem com a menor distância de
pista sem que necessariamente se tenha que diminuir a capacidade de transportar
passageiros ou cargas.
Para que seja possível melhorar o desempenho de pouso e decolagem de
uma aeronave, é preciso que tenhamos um aumento na sua sustentação, pois esse
é o fenômeno responsável por fazer com que toneladas de aço sejam capazes de
voar.
Embasado nesse argumento é que será realizado o estudo aerodinâmico
provocado pelo efeito coanda, analisando o aumento da sustentação da aeronave
usando os gases de exaustão dos motores a jato direcionados na parte superior da
asa.
1.2.
REVISÃO DA LITERATURA
Grotz (1979) patenteou e publicou um artigo sobre o efeito coanda em
aeronaves STOL turbojato ou turbofan que possuem os motores montados à cima e
à frente da asa no qual os gases de exaustão passam pela superfície superior da
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asa e com isso aumenta uma força vertical para cima conhecida como sustentação.
Nesse artigo o autor cria um mecanismo para melhorar o fluxo na superfície da asa,
já que as aberturas existentes entre a asa e os flaps prejudicam esse fluxo,
reduzindo prematuramente a força de sustentação.
Figura 1: 2) Asa; 3) Bocal de descarga; 4) Camada limite do fluxo 5) Flap
6) Abertura entre a asa e o flap; 8) Desvio do fluxo de ar; 9) Efeito Coanda
Viets (1983), patenteou e publicou um artigo onde descreve um método e um
mecanismo para controlar a direção do fluxo dos gases de exaustão que saem do
motor a jato, sobre a superfície superior da asa de aeronaves STOL. Esse estudo
mostra mecanismos que atuam na asa e nos flaps e direcionam o fluxo dos gases
de exaustão dos motores a jato, aumentando tanto a sustentação nos pousos e
decolagens, como aumentando o empuxo (força horizontal) da aeronave após a
decolagem.
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Figura 2: Fluxo com dispositivos desativados.
Figura 3: Fluxo com dispositivos ativados.
O cálculo do coeficiente de sustentação em aerofólios foi simulado por Ribeiro
(2002) em seu artigo, onde faz uma simulação numérica em aerofólios de alta
sustentação e compara os dados obtidos na simulação com os dados experimentais,
no qual conclui que a comparação entre os dados da simulação e dados
experimentais geram um erro inferior a 2%, dando assim uma credibilidade aos
ensaios simulados em CFD.
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162
1.3.
OBJETIVOS
Verificar e analisar o ganho de sustentação por meio do direcionamento dos
gases de exaustão expelidos pelos motores a jato sobre a superfície superior da asa
de aeronaves do tipo STOL.
1.4.
METODOLOGIA
O método a ser utilizado seguirá as seguintes etapas:
- Levantamento do modelo matemático;
- Escolha de um caso específico para estudo (perfil de asa);
- Simulação em um código computacional de Dinâmica dos fluidos Computacional
(CFD) para a resolução numérica do modelo matemático.
- Comparação das dados obtidos na simulação do caso em questão, com os dados
obtidos na simulação do caso normal (sem escoamento dos gases de exaustão).
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CAPÍTULO 2 – PRINCÍPIOS FUNDAMENTAIS
2.1 CONCEITOS
2.1.1 Efeito Coanda
Se um obstáculo for inserido no fluxo de um fluido o seu escoamento próximo
às superfícies limitantes acompanha as suas formas se as superfícies forem
suavemente curvas. Exemplos são as asas dos aviões, os corpos dos pássaros e
todas as formas chamadas aerodinâmicas. Este comportamento de um fluido é
chamado de efeito Coanda em homenagem ao engenheiro inglês que o descobriu e
analisou.
Na Física, um escoamento deste tipo é denominado laminar. Se o obstáculo
tem curvas abruptas ou cantos, o escoamento não segue mais a superfície,
formando vórtices. Neste caso tem-se um escoamento turbulento.
O exemplo clássico do efeito Coanda é um jato de fluido lançado sobre uma
superfície plana, soldada a um setor cilíndrico (Fig.4). O escoamento não se separa
imediatamente da superfície do cilindro mas a segue até certo ponto onde então
começa a separação.
Figura 4: Efeito Coanda: À esquerda o efeito coanda,
à direita um experimento imaginário
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164
Na Figura 4, à direita, mostramos o estado inicial de um experimento
imaginário. Um jato de fluido é lançado sobre a parte plana da superfície na hipótese
de viscosidade nula. Devido à própria inércia o jato tenderia a manter a direção do
movimento ao se deslocar na parte curva da superfície cilíndrica. No entanto,
considerando-se agora a viscosidade, mesmo que seja mínimo, o fluido entre o jato
e o cilindro vai ser removido provocando nesse local uma diminuição da pressão, o
que ocasiona o encurvamento do fluxo.Este fato o leva a acompanhar a superfície
do cilindro e faz surgir um gradiente de pressão e uma aceleração, ambos normais
às linhas de corrente do fluido.
Este experimento virtual mostra não só a origem deste comportamento do
fluido mas também a importância de ter um mínimo de atrito ou viscosidade para os
escoamentos estacionários em torno de obstáculos com formas aerodinâmicas.
Sendo este comportamento fundamental para a explicação da sustentação da asa,
torna-se indispensável um mínimo de viscosidade ou atrito.
2.1.2 Sustentação
Sustentação é a componente da Resultante Aerodinâmica perpendicular ao
fluxo de ar relativo. A Resultante Aerodinâmica (RA) é uma força que surge em
virtude do diferencial de pressão entre o intradorso e o extradorso do aerofólio e
tende a empurrá-lo para cima, auxiliada ainda pela reação do ar (Terceira Lei de
Newton) na parte inferior da mesma. Ela é representada como um vetor que, quando
decomposto, dá origem a duas forças componentes que são: a força de sustentação
e a força de arrasto. Graças a essa força o aerofólio é capaz de erguer-se.
A sustentação é função da densidade do ar (densidade dividida por dois), do
coeficiente de sustentação, da área da asa e da velocidade de vôo elevada ao
quadrado, e seu símbolo é "L" (Lift, em Inglês).
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(1)
165
onde
é o coeficiente de sustentação,
(rho) é a massa específica do ar, U é a
velocidade do fluido,, S é a área da asa e L é a força de sustentação.
Figura 5:
5: Forças atuantes na asa de um avião
2.1.3 Dinâmica dos Fluidos Computacional (CFD)
Fluidodinâmica Computacional (em inglês: Computational Fluid Dynamics —
CFD), e pode ser descrito de forma generalizada como a simulação numérica de
todos aqueles processos físicos e/ou físico-químicos
físico químicos que apresentam escoamento.
A predição dos campos de concentração, velocidades, pressão, temperaturas
e propriedades turbulentas, são efetuadas através de modelos microscópicos
baseados nos princípios de conservação de massa, da energia e da quantidade de
movimento, no domínio do espaço
espaç e do tempo.
A seguir algumas aplicações representativas de CFD:
- Simulação computacional de difusão e convecção de substâncias em bacias
hidrográficas e aquíferos;
- Planejamento e gestão de recursos hídricos;
- Aerodinâmica e aerotermodinâmica de veículos
ve
aeroespaciais;
- Aerodinâmica de veículos terrestres (trens, caminhões, carros, etc);
- Refrigeração de reatores nucleares;
- Indústria de petróleo;
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- Caracterização de poluição ambiental, análise e simulação de lançamento de
poluentes e contaminantes em correntes hídricas;
- Hidrodinâmica e hemodinâmica computacional;
- Previsão de tempo;
- Projeto de sistemas propulsivos e de geração de energia em geral.
2.1.4 Bocal de Exaustão do Motor a Jato
O bocal de exaustão (Exhaust Nozzles) é o local por onde os gases de
descarga do motor a jato são expelidos. Em termo de comparação, é como se fosse
o cano de escape do motor de um carro.
Figura 6: Detalhe do sistema de exaustão. 1) Portas superiores; 4) Reversos; 5)
Bocal primário; 6) silenciadores; 7) Bocal secundário
O objetivo do bocal de exaustão é aumentar a velocidade dos gases de
escape, antes da descarga do bocal,e recolher e endireitar o fluxo de gás. Para
grandes valores de empuxo específico, a energia cinética dos gases de escape deve
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167
ser elevado, o que requer um escape de alta velocidade. A relação de pressão entre
o processo de expansão do bocal, e o máximo de impulso para um dado motor é
obtido quando a pressão de saída é igual à pressão ambiente. Os dois tipos básicos
de bocais usados em motores a jato são Bocal convergente (Fig.7) e bocal
convergente-divergente (Fig.8).
As funções de um bocal de exaustão podem ser resumidas em:
- Acelerar o fluxo de alta velocidade, com mínima perda de carga total.
- Relação entre a saída e a pressão atmosférica, tanto quanto desejado.
- Permitir a operação de pós-combustão (afterburn) sem afetar a operação do motor
principal - esta função requer um bocal de área variável.
- Permitir o resfriamento das paredes, se necessário.
- Permitir reverter o fluxo.
- Redusir o ruído do jato e a radiação infravermelha (IR).
- O controle do vetor empuxo.
Figura 7: Bocal de exaustão Convergente.
Figura 8: Bocal de exaustão Convergente-Divergente.
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O desempenho do bocal é normalmente avaliada por dois coeficientes
adimensionais: o coeficiente de empuxo bruto (
) e o coeficiente de fluxo de
massa ( ).
(2)
onde é o empuxo bruto real e é o empuxo bruto ideal.
(3)
onde é o fluxo de massa real e é o fluxo de massa ideal.
2.2 MODELO MATEMÁTICO
As equações de que descrevem qualquer tipo de escoamento, obtidas pelas
equações de conservação de massa, quantidade de movimento e energia,
juntamente com as equações de estado, resultam nas equações de Navier-Stokes.
São equações de derivadas parciais que permitem determinar os campos de
velocidade e de pressão. Foram denominadas assim após Claude-Louis Navier e
George Gabriel Stokes desenvolverem um conjunto de equações que descreveriam
o movimento das substâncias fluidas tais como líquidos e gases.
Essas equações podem ser resolvidas após a especificação das condições
iniciais e de contorno apropriadas. A resolução analítica desse sistema de equações
é, em geral, inviável. Mesmo sua solução numérica não é uma tarefa trivial. Assim, é
frequente a utilização de aproximações para simplificar as equações de NavierStokes.
Estas são equações diferenciais que descrevem o movimento do fluido, e que
diferentemente das equações algébricas, não procuram estabelecer uma relação
entre as variáveis de interesse (por exemplo. velocidade e pressão), em vez disto,
elas estabelecem relações entre as taxas de variação ou fluxos destas quantidades.
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Para situações mais complexas, tais como um sistema de sustentação em
uma asa, as soluções para a equação de Navier-Stokes frequentemente devem ser
encontradas com a ajuda de computadores. Este é um campo da ciência conhecido
como CFD.
As equações de Navier-Stokes são derivadas dos princípios da conservação da:
- Massa
- Energia
- Momento
- Momento Angular
2.2.1 Equação da Continuidade
! " # $%& 0
(4)
onde % é a densidade do ar, e U é a velocidade do fluido.
2.2.2 Equação do Momento
$%& ! "$% ( & %)
(5)
onde U é o vetor velocidade, t é o tempo, % é a densidade do ar, ) são forças
atuantes no corpo.
2.2.3 Equação de Navier-Stokes (simplificado para fluidos incompressíveis)
%
*
,
%) + - ! - /21 234 +
.
"5.
6
78
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(6)
170
onde % é a densidade do ar, 9 (i=1,2,3) são os três componentes da velocidade, )
são forças que atuam no corpo, p é a pressão, 1 é a viscosidade dinâmica, :4 é o
delta Kronecker , 34 ;
*
*.
$- ! - &.
.
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171
CAPÍTULO 3 – DESENVOLVIMENTO
3.1 CONTEXTUALIZAÇÃO
Os estudos da interação fluido-sólido vêm sendo desenvolvidos desde o início
do século, proporcionando cada vez mais melhorias na vida cotidiana do ser
humano. Podem-se citar várias aplicações principalmente na aviação e no
automobilismo.
A confiabilidade e precisão no projeto de uma asa de avião resultam de vários
ensaios onde a mesma tem que ser testada e às vezes aperfeiçoada no decorrer do
projeto, sendo que estes processos envolvem altos custos. Daí a aplicação do túnel
de vento, possibilitando utilizar um protótipo em uma escala reduzida que pode ser
testado e modificado com facilidade. Depois de obtidos os resultados requeridos, o
perfil pode ser fabricado em escala real e comercial. Portanto, proporcionando-se
uma redução de custos.
Um grande progresso foi feito no campo da aviação nos anos 20 e 30, como o
voo transatlântico de Charles Lindbergh, em 1927, e o voo transpacífico de Charles
Kingsford Smith no ano seguinte (1928). Um dos mais bem sucedidos projetos
daquele tempo foi o Douglas DC-3 que veio a ser a primeira aeronave de uso de
uma companhia aérea, que foi rentável para o transporte de passageiros,
começando assim, a era moderna de aeronaves de transporte de passageiros. Com
o início da 2ª Guerra Mundial, muitas cidades construíram aeroportos, e houve
muitos pilotos profissionais disponíveis. A guerra trouxe inúmeras inovações para a
aviação, incluindo o primeiro jato e foguetes movidos a combustível líquido.
A chegada de aparatos eletrônicos em estado sólido, o Global Positioning
System, comunicações por satélite, e cada vez menores e mais poderosos
computadores e o LED, mudaram significantemente os cockpits das grandes
aeronaves e, cada vez mais, de pequenos aviões. Os pilotos podem navegar com
muito mais precisão e ainda visualizar o terreno, obstruções, e outras aeronaves
próximas num mapa ou através da visão sintética, mesmo à noite ou com baixa
visibilidade.
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172
Em contrapartida à todo esse avanço tecnológico nos projetos de aeronaves e
ao crescimento do número de voos, o sistema aeroportuário não consegue
acompanhar no mesmo ritmo essa evolução, o que causa muitos transtornos e
muitas vezes desacelera o crescimento aeronáutico. Entretanto as grandes
indústrias aeronáuticas buscam com seus cientístas e engenheiros a melhora nos
projetos e desempenho de seus aviões não só em tecnologia para tornarem-se cada
vez mais seguros, menos agressivos ao meio ambiente e mais eficientes para os
pilotos, mas também estudam melhoras aerodinâmicas para que possam operar em
qualquer tipo de pista e assim criar alternativas de rotas, descongestionando o
tráfego nos grandes aeroportos.
Um dos campos de estudo é justamento na melhora do desempenho das
aeronaves na hora do pouso e decolagem, não só por serem os momentos mais
críticos de um voo, mas também para que sejam capazes de decolarem e pousarem
em pistas cada vez mais curtas e adversas. Esse tipo de aeronave são classificadas
em Aeronaves STOL (Short Takeoff and Landing).
3.2 RECURSOS UTILIZADOS
Os recursos utilizados inicialmente para a elaboração desse estudo foi o
laboratório de informática e a biblioteca da UNITAU, através de pesquisas na
internet e estudos em livros.
Para a conclusão do trabalho será necessário um software de Dinâmica dos
Fluidos Computacional (CFD), bem como outros recursos computacionais para a
criação da malha a ser estudada e a criação do perfil a ser estudado.
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173
CAPÍTULO 4 – RESULTADOS E DISCUSSÕES
4.1 RESULTADOS ESPERADOS
Os resultados esperados para essa simulação é de que possamos verificar
um aumento significativo na sustentação da asa (L), e consequentemente no
coeficiente de sustentação ( ) , verificando assim a diminuição das velocidades de
decolagem e de pouso.
Empiricamente podemos verificar na equação (1) da sustentação, que a
mesma é dependente da velocidade, e podemos obter teoricamente pelo seguinte
raciocínio:
Se a velocidade for duplicada mantendo-se constantes a geometria da asa e
as linhas de escoamento, então duplicarão a massa de ar acelerado para baixo por
segundo (fluxo) e a velocidade vertical do ar. Considerando simultaneamente esses
efeitos, a sustentação será quadruplicada.
Esse velocidade é aumentada em consequência do direcionamento dos
gases de exaustão dos motores jato, como propôs Viets (1983) em seu artigo, e
melhora o pouso e decolagens de aeronaves que usam esse modelo.
Figura 9: Aeronave da Antonov, modelo An-74
Eng Res, v. 2, n. 2, p. 155-176, December / 2011.
174
CAPÍTULO 5 – CONSIDERAÇÕES FINAIS
5.1.
CONCLUSÕES
Podemos concluir apenas que ao projetarmos um motor a jato à frente e
acima da asa, os gases de exaustão desse motor irão escoar na superfície superior
da asa, e esse escoamento estará numa velocidade maior que o escoamento do ar
provocado pelo empuxo dos motores, ou seja, velocidade de escoamento maior na
superfície superior terá uma distribuição de pressão menor, com isso teremos uma
maior força de sustentação.
Com esse ganho de sustentação a aeronave terá uma diminuição nas
velocidades de pouso e decolagem, com isso percorrerão uma distância menor de
pista em pousos e decolagens.
5.2.
SUGESTÕES DE TRABALHOS FUTUROS
- Simular em CFD.
- Estudar e simular para vários ângulos de ataque.
- Estudar a viabilidade da mudança de posição do motor a jato, se compensa o
ganho de sustentação com o arrasto produzido.
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175
REFERÊNCIAS
ANTONOV, Disponível em: http://www.antonov.com/products/air/transport/AN-74t.
Acesso em 2 de jun. 2010.
GROTZ, C. A. Boundary layer scoop for the enhancement of coanda effect flow
deflection over a wing/flap surface. U. S. Patent, Seattle, 27 mar. 1979.
HOUGHTON, E. L.; CARPENTER, P. W. Aerodynamics for engineering Students.
5. ed., Butterworth-Heinermann, 2003.
MALISKA, C. R. Transferência de calor e mecânica dos fluidos computacional.
[S.I.]: LTC - Livros Técnicos e Científicos Editora S.A., 1995.
MATTINGLY, J. D. Elements of Propulsion:Gas Turbines and Rockets. AIAA
Education Series, Virginia, 2006.
POLYANIN, A. D. et al, Hydrodynamics, Mass and Heat Transfer in Chemical
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RIBEIRO, D. E. Simulação numérica de aerofólios de alta sustentação. In:
CREEM 2002, UFSC, 2002.
RHYMING, I. L. Dynamique des fluides, 1991, PPUR.
VIETS, H. Directional control of engine exhaust thrust vector in a STOL-TYPE
aircraft. U. S. Patent, Morgantown, 12 jul. 1983.
Eng Res, v. 2, n. 2, p. 155-176, December / 2011.
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