Otimização multidisciplinar de hélices hipersustentadoras para aeronaves com propulsão elétrica distribuída

Abstract

Este trabalho investigou o efeito da propulsão distribuída aplicada a uma asa soprada, com foco na quantificação do incremento de sustentação e na identificação de configurações ótimas de diâmetro, posicionamento e número de hélices. Para isso, desenvolveu-se uma metodologia integrada composta por: (i) um modelo aerodinâmico baseado no fator beta_{Patterson}, capaz de representar o aumento de sustentação devido ao jato da hélice; (ii) um modelo paramétrico para estimar o peso do sistema de propulsão; e (iii) um processo de otimização utilizando algoritmos genéticos, em versões de objetivo único e multiobjetivo, respeitando limites geométricos e restrições físicas de instalação. A otimização de objetivo único mostrou que, quando o peso não é considerado, o incremento máximo de sustentação alcança um DeltaCL de aproximadamente 0,549, obtido com um grande número de hélices pequenas posicionadas a montante da asa. Entretanto, a otimização multiobjetivo revelou que tais configurações apresentam elevado peso propulsivo, tornando-as menos eficientes quando analisadas estruturalmente. A fronteira de Pareto obtida demonstrou a existência de uma região intermediária em que o aumento de sustentação ocorre de forma mais eficiente, atingindo um DeltaCL de aproximadamente 0,58 com acréscimos moderados de massa. Os resultados mostraram-se coerentes com estudos numéricos e experimentais presentes na literatura, que indicam incrementos de sustentação semelhantes para sistemas soprados, além da forte dependência do desempenho em relação à razão adimensional D_p/c, ao posicionamento axial e à fração soprada da envergadura. Dessa forma, conclui-se que a metodologia proposta é adequada para análises de projeto conceitual, permitindo identificar configurações de propulsão distribuída que conciliam eficiência aerodinâmica, coerência estrutural e viabilidade de integração na aeronave.

This work investigated the effects of distributed propulsion applied to a blown wing, focusing on quantifying the lift augmentation and identifying optimal configurations of propeller diameter, axial and vertical positioning, and number of propellers. To this end, an integrated methodology was developed consisting of: (i) a low-order aerodynamic model based on the beta_{Patterson} factor, capable of representing lift augmentation due to the propeller slipstream; (ii) a parametric model to estimate the propulsion-system weight; and (iii) an optimization framework using single-objective and multiobjective genetic algorithms, subject to geometric limits and physical installation constraints. The single-objective optimization showed that, when weight is not considered, the maximum lift increment reaches DeltaCL of approximately 0,549, obtained with a large number of small propellers placed upstream of the wing. However, the multiobjective optimization revealed that such configurations lead to high propulsion-system weight, making them less efficient from a structural standpoint. The resulting Pareto front demonstrated an intermediate region in which lift augmentation occurs more efficiently, reaching Delta CL of approximately 0.58 with moderate mass increases. The results were consistent with numerical and experimental studies in the literature, which report similar lift increments for blown-wing systems, as well as a strong dependence on the dimensionless ratio D_p/c, axial positioning, and blown-span fraction. Therefore, the proposed methodology proves adequate for conceptual design analyses, enabling the identification of distributed-propulsion configurations that balance aerodynamic efficiency, structural coherence, and integration feasibility.