• JoomlaWorks Simple Image Rotator
  • JoomlaWorks Simple Image Rotator
  • JoomlaWorks Simple Image Rotator
  • JoomlaWorks Simple Image Rotator
  • JoomlaWorks Simple Image Rotator
  • JoomlaWorks Simple Image Rotator
  • JoomlaWorks Simple Image Rotator
  • JoomlaWorks Simple Image Rotator
  • JoomlaWorks Simple Image Rotator
  • JoomlaWorks Simple Image Rotator
 
  Bookmark and Share
 
 
Mémoire de Maîtrise
DOI
https://doi.org/10.11606/D.3.2002.tde-19092007-000212
Document
Auteur
Nom complet
Guilherme Araújo Lima da Silva
Adresse Mail
Unité de l'USP
Domain de Connaissance
Date de Soutenance
Editeur
São Paulo, 2002
Directeur
Jury
Silvares, Otavio de Mattos (Président)
Paiva, Marco Antonio Soares de
Zerbine, Euryale Jorge Godoy de Jesus
Titre en portugais
Modelagem e simulação da operação de sistema antigelo eletrotérmico de um aerofólio.
Mots-clés en portugais
Aerofólios
Aeronaves
Antigelo
Camada limite
Formação de gelo
Proteção contra gelo
Simulação térmica
Transferência de calor
Transferência de massa
Transição laminar-turbulenta
Resumé en portugais
No presente trabalho foi implementado um modelo matemático para simular o sistema antigelo eletrotérmico de um aerofólio. Por meio do programa ONERA2D simulou-se o escoamento potencial completo com velocidade 44,7 m/s (100 mph) e 89,4 m/s (200 mph) em torno de um aerofólio perfil NACA0012 de corda 0,914 m (3 pés) com ângulo de ataque de 0°, e calculou-se a eficiência de coleta local de gotículas de água com diâmetro mediano volumétrico de 20 μm. Foram simuladas quatro condições de teste com diferentes distribuições de fluxo de calor nos aquecedores elétricos do sistema antigelo. O modelo previu a distribuição de temperaturas na superfície sólida do aerofólio e no filme de água líquida, e as distribuições de fluxo de água líquida sobre a superfície do aerofólio ("runback water") e de coeficiente de transferência de calor por convecção de calor entre a superfície do aerofólio e o escoamento gasoso. Os resultados da simulação obtidos com o modelo foram comparados com resultados experimentais da NASA e os resultados numéricos dos programas LEWICE/ANTICE (EUA) e CANICE (Canada). Para as regiões molhadas pelo filme de água líquida, obteve-se um desvio máximo de temperatura de 2,6°C entre os resultados do presente modelo e o resultados experimentais. Para as regiões secas, onde não existe o filme de água líquida sobre a superfície do aerofólio, obteve-se um desvio de máximo de temperatura de 8°C. As previsões para distribuição de vazão de "runback", posição do término do filme de água líquida foram comparadas com os resultados do programa LEWICE/ANTICE. O modelo desenvolvido simula com adequada aproximação os efeitos da transferência de calor e de massa por convecção entre a superfície não-isotérmica do aerofólio ou do filme de água líquida e o escoamento gasoso, bem como os efeitos da transição entre o escoamento laminar e o turbulento na camada limite dinâmica e térmica e ainda a influência do escoamento do filme de água líquida sobre o desempenho do sistema de antigelo do aerofólio.
Titre en anglais
Modeling and simlulation of an electro-thermal airfoil anti-ice system operation.
Mots-clés en anglais
Aircraft
Airfoil
Anti-ice
Boundary layer
Heat transfer
Ice protection
Icing
Laminar-turbulent transition
Mass transfer
Thermal simulation
Resumé en anglais
An electro-thermal anti-ice system was simulated with a mathematical model developed in the present work. A 44.7 m/s (100 mph) and 89.4 m/s (200 mph) full potential flow around a 0.914 m (3 ft) chord NACA0012 airfoil with 0° angle of attack and the local water catch efficiency of 20 μm median volumetric diameter droplets impingement were calculated by the numerical code ONERA2D. Four test conditions were simulated with four different heat flux distributions of the anti-ice system according to the experimental work developed at NASA. The model predicted distributions of solid surface and liquid water film temperatures, runback water flow and convection heat transfer coefficient between airfoil or water surface and gaseous flow. The simulated results obtained by the mathematical model developed were compared to NASA experimental results and the ones predicted by the numerical codes LEWICE/ANTICE (US) and CANICE (Canada). For the regions wetted by the water film, the present model provided 2.6°C maximum temperature deviations between the predicted results and experimental data. For the dry regions, where there is no liquid water on the airfoil surface, an 8°C maximum temperature deviation was obtained. The runback flow and water film ending point position were compared to LEWICE/ANTICE numerical results. The developed model predicts adequately the convection heat and mass transfer effects between the non-isothermal airfoil or liquid water film surface and the gaseous flow, as well the effects of laminar to turbulent flow transition within dynamic and thermal boundary layer and the influence of the liquid water film flow on the anti-ice system performance.
 
AVERTISSEMENT - Regarde ce document est soumise à votre acceptation des conditions d'utilisation suivantes:
Ce document est uniquement à des fins privées pour la recherche et l'enseignement. Reproduction à des fins commerciales est interdite. Cette droits couvrent l'ensemble des données sur ce document ainsi que son contenu. Toute utilisation ou de copie de ce document, en totalité ou en partie, doit inclure le nom de l'auteur.
silva_msc.pdf (10.49 Mbytes)
Date de Publication
2007-09-25
 
AVERTISSEMENT: Apprenez ce que sont des œvres dérivées cliquant ici.
Tous droits de la thèse/dissertation appartiennent aux auteurs
CeTI-SC/STI
Bibliothèque Numérique de Thèses et Mémoires de l'USP. Copyright © 2001-2024. Tous droits réservés.