TESTE PROPULSIVO EM MOTOR DE AEROMODELO

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1 Anais do 15 O Encontro de Iniciação Científica e ós-graduação do ITA XV ENCITA / 2009 Instituto Tecnológico de Aeronáutica, São José dos Campos, S, Brasil, Outubro, 19 a 22, TESTE ROULSIVO EM MOTOR DE AEROMODELO Leonardo Augusto da Rosa e Oliveira Instituto Tecnológico de Aeronáutica Divisão de Engenharia Aeronáutica ça Mal. Eduardo Gomes, São José dos Campos S Bolsista IBIC-CNq leoaugusto.oliveira@gmail.com Cristiane Aparecida Martins Instituto Tecnológico de Aeronáutica Divisão de Engenharia Aeronáutica ça Mal. Eduardo Gomes, São José dos Campos S cmartins@ita.br Resumo. Neste artigo, estudaram-se os resultados de ensaios de hélices a serem usadas no sistema propulsivo de um VANT (Veículo Aéreo Não Tripulado), com ênfase no desempenho das mesmas. ara tanto, criaram-se critérios de desempenho baseados nos requisitos da aeronave nos diferentes regimes de operação e analisaram-se possíveis melhorias na forma como são conduzidos os experimentos e na teoria a ser utilizada para ensaios estáticos. alavras chave: VANT, desempenho de hélices, eficiência em ensaios estáticos. 1. Introdução O presente trabalho se insere no projeto de um veículo aéreo não tripulado (VANT) a ser utilizada para inspeção de linhas de transmissão de energia elétrica, desenvolvido pela Divisão de Engenharia Aeronáutica do Instituto Tecnológico de Aeronáutica (IEA-ITA). A aeronave mencionada tem a missão de sobrevoar as linhas de transmissão e realizar o imageamento das mesmas, devendo, portanto, ser capaz de voar a baixas velocidades e numa trajetória estável. O trabalho designado ao grupo de propulsão foi a realização da escolha do sistema propulsivo da aeronave. As pequenas dimensões da aeronave e as baixas velocidades de operação da mesma levaram à escolha da hélice como sistema propulsivo. Outros critérios, como baixo registro de falhas do motor (necessário devido ao alto valor agregado ao equipamento de sensoriamento remoto) e divulgação de dados de desempenho por parte do fabricante, levaram à utilização do motor Zenoah G800BU, mostrado na Figura 1. Figura 1. Motor Zenoah G800BU O motor escolhido opera com hélices 22x12, 24x12, 24x10 e 26x8. Faz-se necessário, portanto, determinar a hélice a ser usada em conjunto com o motor escolhido para atender, da melhor maneira possível, aos principais requisitos do sistema propulsivo do VANT. Estes dizem respeito à obtenção de tração suficiente para que a aeronave decole dentro do comprimento de pista disponível, prevendo o máximo peso de decolagem (MTOW), e mantenha um vôo nivelado

2 mesmo quando submetida a rajadas frontais. Além disso, por se tratar de uma aeronave de longo alcance, deve-se minimizar o consumo de combustível. A quantidade de combustível disponível é determinada pelo peso e volume do mesmo, sendo tais características críticas em vôos longos e, principalmente, em aeronaves que carregam muitos equipamentos, como é o caso do VANT desenvolvido. Assim, o plano inicial do projeto consiste no ensaio do motor Zenoah G800BU com as hélices da faixa especificada pelo fabricante, a fim de se avaliar o desempenho do mesmo nos diferentes regimes de operação. A realização destes ensaios previa inicialmente medidas de tração e torque nos regimes de cruzeiro e de potência para velocidades variando de 0 a 120 km/h, velocidade de cruzeiro especificada no projeto; no entanto, dificuldades na realização dos experimentos impossibilitaram a utilização do motor em túnel de vento, realizando-se, portanto, somente os ensaios estáticos. 2. Revisão Bibliográfica O estudo de desempenho de hélices tem um caráter fortemente experimental, devido à dificuldade de se calcular, analiticamente, o escoamento em torno da hélice. Esta dificuldade, comum a todo o estudo da aerodinâmica, é contornada por simulações computacionais em CFD (Computational Fluid Dynamics) e medições experimentais dos parâmetros de desempenho. Os principais parâmetros de desempenho de hélices são a eficiência e os coeficientes de tração, potência e conjugado (ou torque). A eficiência da hélice é definida como segue abaixo: Tu η pr = (1) Na equação acima, T é a tração fornecida pela hélice, u é a velocidade da aeronave e é a potência desenvolvida pelo motor. Desta forma, a eficiência η pr da hélice corresponde à razão entre a potência associada ao movimento da aeronave e a potência fornecida pelo motor. Os coeficientes de tração, potência e conjugado são razões entre as grandezas físicas a eles associadas e aos produtos da rotação do eixo e do diâmetro da hélice, medidas fundamentais para o desenvolvimento das grandezas mencionadas. Tais coeficientes são definidos conforme mostrado nas Eqs. (2) a (4): C T C C τ T = 2 4 ρn D (2) = 3 5 ρn D (3) τ = 2 5 ρn D (4) Nas equações acima, além das grandezas definidas anteriormente, tem-se que ρ é a densidade do ar, τ é o torque do motor, n é a rotação do seu eixo e D é o diâmetro da hélice. Os parâmetros de desempenho definidos nas Eqs. (1) a (4) são comumente relacionados com o coeficiente de avanço j, o qual é uma medida da relação entre a velocidade da aeronave e a velocidade linear da hélice: u j = nd (5) As Figuras 2 a 4 ilustram resultados experimentais para os parâmetros de desempenho para uma hélice de 3 pás utilizando perfil NACA É importante observar que tais parâmetros guardam uma forte dependência com o passo da hélice, medido através do ângulo de torção da mesma em uma estação de referência.

3 Figura 2. Relação entre a eficiência da hélice e o coeficiente de avanço Figura 3. Relação entre os coeficientes de tração e de avanço

4 Figura 4. Relação entre os coeficientes de potência e de avanço A partir de gráficos semelhantes aos mostrados acima, é possível prever a tração fornecida por uma hélice, dadas as suas especificações e a velocidade de vôo da aeronave. Além disso, o caráter aproximadamente linear dos parâmetros citados para coeficientes de avanço e ângulos de torção intermediários permite, nos casos em que tais condições se aplicam (e, obviamente, dentro da margem de erro prevista em um projeto), a interpolação dos dados empíricos. A utilização do coeficiente de avanço como parâmetro de comparação é importante para mostrar certa similaridade na eficiência das hélices, no que diz respeito às velocidades destas e das aeronaves. No entanto, é de se supor que tal similaridade deixe de ocorrer nos casos extremos, como na situação de velocidade nula. Em termos mais simples, as medições para coeficientes de avanço muito baixos podem estar associadas a baixas velocidades ou a altas rotações, ou ainda à utilização de hélices de grande diâmetro; na situação de velocidade nula, por outro lado, o coeficiente de avanço seria nulo para qualquer configuração de hélice, e chegar-se-ia à conclusão de que a eficiência da mesma independe de suas especificações. De fato, o estudo da tração estática (isto é, a tração para velocidade de vôo nula) se baseia em parâmetros distintos daqueles usados para o desempenho geral das hélices. A teoria de hélices, aplicada à situação de velocidade nula, implica que a tração fornecida por uma dada hélice é diretamente proporcional à potência desenvolvida pelo motor e inversamente proporcional à rotação e ao diâmetro: KT 0 T0 = (6) nd A determinação da constante K T0 é feita de forma empírica. No entanto, é possível estabelecer uma relação linear p entre K T0 e a razão passo/diâmetro da hélice, conforme se verifica em (Warner, 1927) e (Diehl, 1928) com D estudos feitos com hélices de diferentes dimensões e perfis aerodinâmicos:

5 p KT = ,97 0 D (7) A Eq. (7) pressupõe a utilização, na Eq. (6), de potência em hp, rotação em rpm e diâmetro em ft. A equação acima é colocada aqui como forma de mostrar a possibilidade de se estimar K T0 sem a realização de ensaios das hélices. Apesar de não ser possível estender os valores desta equação para o caso estudado no projeto em questão (pelo menos não sem uma verificação experimental anterior), dadas as grandes diferenças nas dimensões, é razoável supor que o comportamento linear se mantém. Assim, verifica-se que para a obtenção de maiores trações estáticas, é indicado o uso de hélices de menor passo e maior diâmetro; por outro lado, o gráfico da Figura 1 indica que a eficiência máxima obtida em maiores velocidades se dá com hélices de maior passo. Esta diferença nos indicadores de desempenho justifica a preferência por hélices de passo variável em aeronaves de maior porte, nas quais o peso adicional do sistema hidráulico responsável pela mudança no passo é compensado pela utilização da hélice com eficiência máxima nas diferentes faixas de velocidade. or fim, verifica-se no gráfico da Figura 5 que as hélices de 2 pás apresentam melhor desempenho para a tração estática, quando comparadas com hélices de 3 e 4 pás, o que justifica a utilização deste tipo de hélice em aeronaves que voam a velocidades muito baixas, como aeromodelos e VANTs de monitoramento. Figura 5. Comparação de valores de K T0 para hélices de diferente número de pás 3. Análise dos resultados experimentais Os ensaios das hélices foram feitos para rotações de 4000 rpm a 7000 rpm, faixa que corresponde a uma operação segura do motor Zenoah G800BU. As especificações fornecidas pelo fabricante, utilizadas como base de comparação para as dimensões do motor durante a escolha do sistema propulsivo e na análise do seu desempenho, são mostradas na Tabela 1.

6 Tabela 1. Especificações do motor Zenoah G800BU Comprimento 192 Dimensões [mm] Largura 257 Altura 205 Massa [kg] 3,6 Volume dos cilindros [cm³] 80 Torque máximo líquido [N.m] 5,29 otência máxima líquida [kw] 4,41 Os resultados obtidos para os ensaios estáticos do motor com as três hélices são mostrados nas Figuras 6 a 8. Em todos os gráficos os dados experimentais são representados juntamente com aproximações polinomiais, a fim de facilitar a verificação do comportamento global dos parâmetros físicos analisados. Tração [N] Rotação [rpm] 22x12 24x10 24x12 Figura 6. Tração fornecida em função da rotação do motor

7 Torque [N.m] Rotação [rpm] 22x12 24x10 24x12 Figura 7. Torque aplicado no eixo em função da rotação do motor otência [W] Rotação [rpm] 22x12 24x10 24x12 Figura 8. otência desenvolvida em função da rotação do motor As curvas mostradas acima apresentam comportamentos semelhantes no que diz respeito à comparação entre as três hélices ensaiadas. Conforme esperado, a tração e a potência tendem a aumentar com o passo e o diâmetro das hélices, já que tais parâmetros implicam, respectivamente, em maior acréscimo de velocidade e a maior massa de ar a ser afetada pelo movimento da hélice. rimeiramente, observa-se que os valores máximos obtidos para a potência e o torque estão entre 25 % e 30 % abaixo do valor líquido fornecido pelo fabricante. Tal diferença é explicada pela obtenção dos dados em condições distintas; os valores de temperatura e pressão ambientes, parâmetros que influenciam fortemente o desempenho do motor, não são fornecidos pelo fabricante, impedindo uma comparação direta entre os valores nominais do equipamento

8 e aqueles medidos durante os ensaios. Além disso, as condições de máximo torque e máxima potência alegadas pelo fabricante se situam em rotações entre 7000 rpm e 8000 rpm, estando, portanto, fora da faixa de rotação estudada. É necessário atentar para o fato de que, apesar de a maximização do valor de K T0 implicar na utilização de hélices de menor passo e maior diâmetro, tal raciocínio não pode ser aplicado diretamente ao valor absoluto da tração estática, uma vez que o modelo que prevê a proporcionalidade da tração com relação a tem como conseqüência o fato de que T 0 é proporcional ao inverso do diâmetro. Em outras palavras, os valores absolutos de tração e potência não fornecem dados acerca da eficiência das hélices (isto é, quão eficiente é o acréscimo de energia cinética ao escoamento no sentido de aumentar a quantidade de movimento do mesmo). Desta forma, a análise de desempenho deve ser associada aos valores máximos obtidos somente em termos das limitações oferecidas pelas especificações da aeronave; é importante enfatizar que a missão da aeronave projetada implica na necessidade de grande autonomia e, portanto, o fator mais importante na determinação do desempenho deve ser a eficiência propulsiva. Devido à falha do conceito de eficiência propulsiva em ensaios estáticos, faz-se necessário encontrar um parâmetro equivalente a fim de comparar o desempenho das hélices. De acordo com a equação (1), a razão T é, por definição, proporcional a η pr. Esta razão permitiria comparar, portanto, eficiências de diferentes hélices operando em escoamentos de mesma velocidade, contanto que esta seja não-nula. Como forma de contornar este problema, buscaram-se dados correlacionando a variação na tração e potência obtidas com a velocidade do escoamento não perturbado para ensaios semelhantes aos realizados no curso do desenvolvimento do projeto. Devido à escassez de dados na literatura acerca de motores de pequeno porte, foram buscados dados de ensaios de motores de aeromodelos, sendo estas as aeronaves de operação mais próxima ao VANT projetado. Ensaios realizados no início de 2008 pela equipe Leviatã de Aerodesign (ITA) com motores de cilindrada 2 0, 46 in e hélices 13x4, 12x5 e 12x6 mostraram uma queda linear na tração conforme se aumenta a velocidade u do escoamento. Como os coeficientes angulares das retas de interpolação não são muito distintos e as faixas de Reynolds e Mach dos testes são próximas às especificações do VANT, assumiu-se que a eficiência da hélice se comporta de T maneira previsível quando a velocidade u tende a zero e, portanto, escolheu-se a razão como parâmetro de avaliação de desempenho das hélices em ensaios estáticos. As curvas mostradas na Figura 9 representam os valores de T para as hélices ensaiadas K T0 T/ [N/W] Rotação [rpm] 22x12 24x10 24x12 Figura 9. Valores de T em função da rotação do motor

9 O gráfico da Figura 9 mostra que o comportamento da razão T para ensaios estáticos segue a tendência da eficiência propulsiva para velocidades não-nulas, com um pico acentuado em rotações médias. ara o caso de u 0, tem-se que, mantendo constantes a velocidade u e o diâmetro D da hélice, o aumento da rotação implica na redução do coeficiente de avanço. Desta forma, lembrando ainda da hipótese de que não há descontinuidades no comportamento das curvas de tração e potência quando se atinge u = 0, então as curvas obtidas experimentalmente podem ser relacionadas com os dados da literatura através do fato de que o eixo horizontal do gráfico da Figura 9 é uma função hiperbólica do eixo horizontal do gráfico da Figura 2. Seguindo este raciocínio, foram plotadas as curvas de T em função do inverso da rotação. A idéia consiste em verificar se as curvas de T em ensaios estáticos seguem a mesma tendência que a eficiência propulsiva para ensaios dinâmicos, utilizando no eixo horizontal o inverso da rotação (o que consiste, de fato, no coeficiente de avanço com os outros parâmetros constantes). Tais curvas são mostradas na Figura T/ [N/W] /n (.10 4 ) 22x12 24x10 24x12 Figura 10. Valores de T em função do inverso da rotação 4. Conclusões A realização de ensaios estáticos limita a análise de desempenho das hélices, devido à inconsistência da definição de eficiência propulsiva nestas condições. No entanto, mostrou-se a correlação entre a razão T e a eficiência propulsiva em ensaios com u = 0, tomando-se assim um parâmetro de análise equivalente. Com isso, foi possível estender a análise comumente utilizada no desempenho de hélices para o caso particular estudado. Considerando como principal requisito de desempenho do sistema propulsivo da aeronave a minimização do consumo de combustível, a hélice a ser utilizada dentre as disponíveis seria a 24x10, desde que os valores absolutos de tração e potência satisfaçam as diversas condições do envelope de vôo. Entretanto, é importante ressaltar que tal escolha foi feita com base em ensaios estáticos e que, apesar de indícios experimentais sugerirem que esta superioridade de desempenho se estenda à velocidade de cruzeiro da aeronave, não é possível afirmar qual a hélice ótima a ser usada sem a devida realização de ensaios em túnel de vento. Conclui-se, portanto, que os objetivos propostos inicialmente foram parcialmente atingidos. A indisponibilidade de equipamentos impediu a realização, em tempo hábil, dos ensaios previstos no túnel de vento, o que implica na existência de uma ressalva às condições da análise aqui realizada. Apesar da limitação da quantidade de dados

10 experimentais, os estudos realizados foram capazes de indicar uma hélice de melhor desempenho e, principalmente, mostrar a possibilidade da extensão de conceitos da teoria clássica de hélices à análise estática, formando uma base de conhecimentos para ensaios futuros. 5. Agradecimentos Agradeço à professora Cristiane, pela orientação acerca de conceitos teóricos e da realização prática dos experimentos. Agradeço também aos técnicos do Laboratório rof. Kwei Lien Feng pela ajuda que possibilitou a montagem do experimento. or fim, agradeço ao CNq, pelo apoio e confiança no projeto desenvolvido. 6. Referências Diehl, W. Static Thrust of Airplane ropellers NACA Technical Report 447. Washington, D.C.,1932. Diehl, W. Engineering Aerodynamics. Ronald ress: New York, Warner, E. Airplane Design Aerodynamics. McGraw Hill: New York, 1927.