Foi desenvolvida uma metodologia bidimensional e outra tridimensional com o ob- jetivo de analisar a integração do intake com a estrutura da aeronave. A metodologia bidimensional foi realizada a fim de estudar a influência aerodinâmica da forma longitudi- nal do canopy no desempenho do intake projetado. Para esse fim, a geometria do difusor supersônico permaneceu fixa e foi modificado o comprimento do difusor subsônico, ou seja, houve variação no seu ângulo de expansão (2𝜃𝑑). Esta etapa, permitiu o movimento
para frente e para trás do intake em relação à posição do canopy no eixo longitudinal da aeronave, em duas localizações diferentes (Fig. 2.14).
Figura 2.14 – Geometria bidimensional da aeronave com duas localizações do intake.
2.4.1
Projeto do Canopy e Fuselagem.
Compreender que o desempenho dos intakes das aeronaves é instável às mudanças do ambiente local, permitiu estabelecer as metodologias para determinar a melhor localização para a integração do intake com a estrutura da aeronave. Nesse sentido, foi levado em consideração que a velocidades transônicas e supersônicas se apresentam ondas de choque de arco e de recompressão que afetam o desempenho do intake (Fig. 2.15), principalmente pela influência aerodinâmica do canopy. (PROKOP; SANATOR, 1970) (MASUD, 2011).
Neste contexto, o principal objetivo do projeto do canopy, foi reduzir a área frontal da fuselagem e deste modo diminuir a produção do arrasto de onda de choque. Além disso, proporcionar ao piloto um lugar confortável e um canopy amplo, permitindo-lhe uma apropriada visibilidade. Para atingir estes objetivos, foi necessário pesquisar as diferentes geometrias de canopy que otimizam o desempenho supersônico da aeronave, proporcionando o menor arrasto de onda possível (BAUM et al., 1997) (ABHIRAM et al.,
2015).
Nesse sentido, o projeto da fuselagem foi desenvolvido através de um processo iterativo entre sua área de seção transversal e a produção do arrasto de onda de choque. Assim, de acordo com o exposto no subcapítulo 1.1.2, a distribuição do volume da geometria da fuselagem desta aeronave, foi menor na região onde estão localizadas as asas, permitindo a redução do arrasto de onda de choque gerado pela sua seção transversal.
A geometria final do conjunto da fuselagem foi escolhida em função dos valores de arrasto encontrados e do adequado alojamento de todos os subsistemas da aeronave, prin- cipalmente o motor, e o piloto. Na Fig. (2.16) é mostrada a vista inferior da geometria da fuselagem, onde é observada a variação da seção transversal na região em que estão loca- lizadas as asas do modelo. A parte colorida da fuselagem, corresponde à seção transversal que apresentou o menor arrasto de onda possível.
Figura 2.16 – Variação da seção transversal no projeto da fuselagem.
As Figuras (2.17-a) e (2.17-b) mostram a vista frontal e isométrica finais da integração da fuselagem com o dorsal intake, respectivamente.
[a] [b]
2.4.2
Projeto da Asa.
O conceito da asa para o projeto da aeronave desta pesquisa foi exclusivamente de natureza conceitual. Este projeto levou em consideração a superfície de asa obtida na análise de restrições e o arrasto produzido por cada uma das geometrias sob avaliação. O aerofólio usado para o projeto das asas foi o NACA 64A203 que é o aerofólio de ponta de asa da aeronave Boeing F - 15 Eagle (PITT, 1989). Este aerofólio resultou ser da aeronave dominante da base de dados que procedeu da análise de entropia estatística.
Em contrapartida, o ângulo de enflechamento (Λ) foi fixado em 49𝑜 para as configu-
rações Ogival delta e Delta com LEX (Depois da extensão do bordo de ataque na raíiz da asa). Para a asa Compound delta, o ângulo de enflechamento da asa interna foi 72𝑜
e para a asa externa foi 49𝑜. Para a configuração Canard, o ângulo de enflechamento foi fixado em 45𝑜, no entanto, sua envergadura foi maior, a fim de igualar a área da asa com as outras configurações. Para esta configuração, a geometria dos canards foi similar à da aeronave Saab JAS 39 Gripen (EEK et al., 2015). Finalmente para a configuração Double
delta, o ângulo de enflechamento da asa interna foi 70𝑜 e para a asa externa foi 49𝑜.
O principal objetivo do projeto das asas foi estudar o comportamento dos seus vórtices primários, bem como seu respectivo efeito no desempenho do intake projetado. Nesse sentido, além das ondas de choque produzidas pela integração da fuselagem com o intake (Fig. 2.15), a asa também gera uma onda de choque que afeta o desempenho do intake em velocidades transônicas e supersônicas (MASUD, 2011). A Fig. (2.18) mostra a formação
da onda de choque da asa e a onda de choque de arco na vista frontal da aeronave. Em contrapartida, a Fig. (2.19) mostra a integração final de cada uma das geometrias sob avaliação, junto com o dorsal intake.
[a] [b]
[c] [d] [e]
Figura 2.19 – Integração das configurações de asa delta com o dorsal intake. a) Ogival Delta Wing, b) Delta Wing com LEX, c) Compound Delta Wing, d) Canard Delta Wing, e) Double Delta Wing.
2.4.3
Seleção do Motor.
Uma vez obtidas as primeiras dimensões da área da asa, do peso e do empuxo específico da aeronave, foram selecionadas as características do motor que proporcionaram o empuxo necessário para cada etapa de voo da missão proposta para a aeronave.
Para isso, foi desenvolvida uma base de dados que contem motores usados em aeronaves de combate e com empuxo entre 95 e 140 KN para condições de pós-combustão. Na Tabela 2.1 estão contidas as principais características dos exemplares selecionados.
Tabela 2.1 – Opções para Motorização (PLANES, 2011) Modelo Fabricante Compri /
Diâm[m] Peso Seco[Kg] Empuxo[kN] Vazão Más- sica[Kg/s] SFC[g/kN.s] AL-41F NPO 4,9/1,38 1580 140 90 92 F-100 P & W 4,8/1,1 1490 129 70 85 TF-30 P & W 6,139/1,24 1807 111 80 83 F-414 General Electric 3,91/0,89 1110 95 77 70 EJ-200 EuroJet 4,10/0,737 1060 90 68 72 F-404G General Electric 3,91/0,89 1036 97 78 70
A escolha do motor da aeronave levou em consideração o empuxo, o peso seco e o consumo específico de combustível. Assim, segundo a Tabela 2.1, os motores AL-41F, F-100 e TF-30 foram os que mais se ajustaram às necessidades da análise de restrições da aeronave. Embora o motor F-100 apresente maior consumo de combustível, quando comparado com o motor TF-30, este motor tem um empuxo específico maior, além de apresentar um peso seco inferior. Portanto, o motor selecionado para esta aeronave foi o Pratt & Whitney F-100. Deste modo, a metodologia para o projeto preliminar do intake foi desenvolvida em base aos dados geométricos e de desempenho do motor escolhido.