Experimental assessment of aerodynamic and aeroacoustic interaction effects of wingtip-mounted propellers (2023)
- Authors:
- Autor USP: SILVA, GABRIEL PEREIRA GOUVEIA DA - EESC
- Unidade: EESC
- Sigla do Departamento: SEM
- DOI: 10.11606/T.18.2023.tde-08112023-174940
- Subjects: AERODINÂMICA DE AERONAVES; AEROACÚSTICA; HÉLICES DE AERONAVES; ASAS DE AERONAVES; TÚNEIS DE VENTO; PROPULSÃO DE AERONAVES
- Keywords: Propulsão elétrica distribuída
- Agências de fomento:
- Language: Inglês
- Abstract: O desenvolvimento de motores elétricos e baterias com aplicação aeronáutica deve permitir em um futuro próximo o projeto de aeronaves que se beneficiem de uma melhor integração aeropropulsiva. Estas novas aeronaves devem ser capazes de aproveitar os efeitos sinergéticos desta integração que antes não eram possíveis com os pesados motores a combustão. Um destes novos conceitos viabilizados pelos motores elétricos são as chamadas hélices de ponta de asa. A vantagem deste posicionamento de motor é que o slipstream da hélice em rotação contraposta à direção do vórtice de ponta de asa permite a redução do arrasto induzido, além de um aumento da eficiência da hélice devido ao swirl recovery promovido pela asa. Para permitir uma melhor exploração destes conceitos em fases iniciais do projeto é necessário o conhecimento de como os parâmetros de projeto afetam o desempenho aeropropulsivo e aeroacústico destas aeronaves. Neste contexto, a pesquisa apresentada nesta tese se refere ao projeto e implementação de uma bancada experimental no Departamento de Engenharia Aeronáutica da EESC-USP para testes aerodinâmicos e aeroacústicos de asas de propulsão elétrica distribuída (DEP). Além disso, foram medidos em túnel de vento as forças aerodinâmicas e o ruído gerado por diferentes combinações de posição de instalação de hélice em relação ao bordo de ataque e ao plano corda-envergadura, deflexões de flap e de aileron. Em geral, as hélices instaladas abaixo da linha de corda da asa permitiramuma maior redução do fator de arrasto induzido (até 25.7% de redução em relação à condição correspondente sem hélice). A hélice montada na ponta de asa também foi capaz de aumentar a efetividade do aileron em até 57% (para deflexões negativas de aileron) e até 75% (para deflexões positivas de aileron), praticamente mantendo inalterada a efetividade do flap, que se encontrava fora do tubo de corrente da hélice. Em relação às medidas acústicas, os resultados demonstraram haver praticamente uma independência do ruído de banda larga em relação à posição de instalação dos motores, o que não foi observado no ruído tonal, cuja intensidade e padrão de diretividade se mostraram altamente dependentes da posição de instalação da hélice de ponta de asa
- Imprenta:
- Publisher place: São Carlos
- Date published: 2023
- Data da defesa: 13.02.2023
- Este periódico é de acesso aberto
- Este artigo é de acesso aberto
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- Cor do Acesso Aberto: gold
- Licença: cc-by-nc-sa
-
ABNT
SILVA, Gabriel Pereira Gouveia da. Experimental assessment of aerodynamic and aeroacoustic interaction effects of wingtip-mounted propellers. 2023. Tese (Doutorado) – Universidade de São Paulo, São Carlos, 2023. Disponível em: https://www.teses.usp.br/teses/disponiveis/18/18161/tde-08112023-174940/. Acesso em: 03 maio 2024. -
APA
Silva, G. P. G. da. (2023). Experimental assessment of aerodynamic and aeroacoustic interaction effects of wingtip-mounted propellers (Tese (Doutorado). Universidade de São Paulo, São Carlos. Recuperado de https://www.teses.usp.br/teses/disponiveis/18/18161/tde-08112023-174940/ -
NLM
Silva GPG da. Experimental assessment of aerodynamic and aeroacoustic interaction effects of wingtip-mounted propellers [Internet]. 2023 ;[citado 2024 maio 03 ] Available from: https://www.teses.usp.br/teses/disponiveis/18/18161/tde-08112023-174940/ -
Vancouver
Silva GPG da. Experimental assessment of aerodynamic and aeroacoustic interaction effects of wingtip-mounted propellers [Internet]. 2023 ;[citado 2024 maio 03 ] Available from: https://www.teses.usp.br/teses/disponiveis/18/18161/tde-08112023-174940/ - Dielectric barrier discharge plasma actuators applied to high-lift devices for aerodynamic noise reduction
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Informações sobre o DOI: 10.11606/T.18.2023.tde-08112023-174940 (Fonte: oaDOI API)
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