Dissertação
{pt_PT=Numerical and Experimental Analysis of a Slingsby Firefly Light Aircraft} {} EVALUATED
{pt=A presente dissertação estuda o fenómeno de perda aerodinâmica de um avião acrobático, Slingsby Firefly T67 M260. O objetivo é obter o ângulo de ataque crítico, o coeficiente de sustentação máximo, o padrão de separação da camada limite na superfície superior da asa e a frequência da libertação de vórtices que gera o buffet. De modo a alcançar os objetivos, análise numérica com Computational Fluid Dynamics (CFD) e ensaios em voo foram realizados. O modelo de turbulência RANS k-ω SST foi aplicado a um modelo computacional representativo do Slingsby com diversos ângulos de ataque estudados, em condições pré e pós perda. Estes estudos em CFD permitiram obter o ângulo de ataque e o coeficiente de sustentação críticos e o padrão de separação da camada limite. Adicionalmente, o modelo Detached-Eddy Simulation com k-ω SST, foi aplicado aos estudos previamente obtidos com RANS, particularmente em condições pós-perda, com o objetivo de determinar a frequência de libertação de vórtices. A frequência foi obtida com a monitorização da pressão estática em diversos pontos na esteira da asa. Os resultados obtidos com CFD foram comparados com diversos ensaios em voo. Voos retilíneos, horizontais em regime estabilizado para diferentes velocidades foram realizados para obter o coeficiente de sustentação em função do ângulo de ataque. A superfície da asa foi também coberta por tiras de lã para visualização do escoamento. A frequência de buffet foi monitorizada com o auxílio de acelerómetros que foram implementados no cockpit Esta foi comparada com a frequência de libertação de vórtices.. , en=This work aims at investigating the stall characteristics of a light aircraft, more specifically the Slingsby Firefly T67 M260. The objective was to obtain critical angle of attack, maximum lift coefficient, flow patterns visualisation of the boundary layer separation and vortex shedding frequency. In order to accomplish these objectives, both CFD and flight tests were performed. The RANS k-ω SST turbulence model was applied to half-model of the aircraft and a range of angles of attack were studied, pre and post-stall angles of attack. These flow calculations allowed for the identification of the critical angle of attack and respective maximum lift coefficient and the flow visualisation of the boundary layer separation pattern on the upper surface of the wing. In addition, Detached-Eddy Simulations, with k-ω SST, were performed for the stall condition and post-stall with the objective of computing the vortex shedding frequency. This was accomplished by monitoring the static pressure at several probes in the wing's wake and the lift coefficient. In order to evaluate the quality of the results, several flight tests were performed. Straight and level flights were performed at different speeds in order to determine the lift coefficient of the aircraft as a function of the angle of attack. In addition, wool tufts were implemented on the upper surface of the wing to visualise the pattern of the flow sepa\-ration. Moreover, the aircraft was stalled and the buffet frequency was recorded with accelerometers inside the cockpit in order to compare it with the vortex shedding frequency. }
novembro 4, 2019, 18:0
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