DESENVOLVIMENTO DE LONGARINA DE MATERIAL COMPÓSITO DE BAIXA RAZÃO RESISTÊNCIA-PESO

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1 DESENVOLVIMENTO DE LONGARINA DE MATERIAL COMPÓSITO DE BAIXA RAZÃO RESISTÊNCIA-PESO B.T. Chaves, F. Kieckow Rua Universidade das Missões, 464, CEP , Santo Ângelo/RS URI Universidade Regional Integrada do Alto Uruguai e das Missões RESUMO A longarina, o principal membro estrutural da asa de uma aeronave em escala, projetada para a competição SAE BRASIL AeroDesign, é o objeto de estudo deste trabalho. Nas estruturas aeronáuticas há crescente utilização de componentes produzidos com materiais compósitos, pois apresentam relações resistência/peso e rigidez/peso superiores às dos materiais metálicos comumente utilizados nessas estruturas, como é o caso das ligas de alumínio. O trabalho tem por objetivo realizar uma análise da melhor geometria para o componente estrutural em questão, levando em consideração a razão resistência/peso. Para isso, utilizou-se material compósito reforçado com fibras de carbono, onde realizou-se testes para determinação das suas propriedades mecânicas. A partir disso, o dimensionamento estrutural foi realizado por meio de cálculos analíticos atendendo normas de projeto aeronáutico. Os resultados apresentam uma metodologia de estudo e de projeto para aeromodelos de carga, facilitando projetos estruturais dessa natureza. Palavras-chave: Longarina, AeroDesign, Metodologia de Projeto. INTRODUÇÃO O projeto SAE AeroDesign é um desafio lançado aos estudantes de Engenharia que tem como principal objetivo propiciar a difusão e o desenvolvimento de técnicas e conhecimentos de Engenharia Aeronáutica, por meio de aplicações práticas e da competição entre equipes. Ao participar do projeto SAE AeroDesign o aluno se envolve com um caso real de desenvolvimento de projeto aeronáutico, desde sua a concepção, projeto detalhado, construção e testes. Ao longo de sua existência a Competição SAE BRASIL AeroDesign tornou-se visivelmente um evento crescente em quantidade e qualidade dos projetos, uma resposta direta às exigências técnicas por parte das regras da competição. A evolução presente nas aeronaves frente a suas precursoras é considerável, não somente sob o ponto de 2821

2 vista construtivo, mas também nos métodos de projeto utilizados, desenvolvidos com o uso de ferramentas sofisticadas criadas pelas próprias equipes. (SAE BRASIL) (1) Um dos maiores desafios encontrados está no dimensionamento estrutural da aeronave, onde esta deve apresentar a maior razão resistência/peso. A partir disto, buscam-se estudos de novos materiais, como os compósitos, a fim de atender estas exigências. Também se faz necessário o estudo de normas específicas de aeronáutica, muitas vezes na utilização de bibliografias avançadas, exigindo maior empenho de alunos da graduação. Este trabalho propõe o dimensionamento de uma longarina (fabricada com material compósito de fibra de carbono), utilizando as configurações definidas pela Equipe AeroMissões, da URI Santo Ângelo, para o ano de O trabalho tem por objetivo realizar uma análise da melhor geometria para o componente estrutural e fazer o seu dimensionamento considerando a maior razão resistência/peso. A validação dos cálculos analíticos se dará com a realização de análises experimentais, bem como a construção do modelo físico real e testes estáticos. O trabalho também busca uma metodologia para o dimensionamento de longarinas para aeromodelos de carga e que sirva de base para outros projetos estruturais que contribuam com a equipe. MATERIAIS E MÉTODOS Análise de Cargas Para o cálculo das velocidades e fatores de cargas para construção do diagrama V-n (velocidade-fator de carga), fez-se necessário dados provenientes da Aerodinâmica. A partir dos dados disponibilizados pela Equipe, foi possível determinar as velocidades e os fatores de carga que formam o Diagrama V-n de acordo com a norma FAR part23. Para cálculo de cargas, utilizou-se o Método de Mário Lott (1),de acordo com as etapas abaixo: 1 etapa Método proporcional às áreas Definição das dimensões da semi-asa: Figura 1 Ilustração da semi-asa. 2822

3 Onde b é a envergadura da asa, Cr a corda de raiz e Ct a corda na ponta, ambos definidos no projeto aerodinâmico. Cálculo da área e dos carregamentos: Do peso máximo da aeronave completa, subtrai-se o peso das asas, assim obtêm-se o peso que cada semienvergadura estará suportando (Eq. 1). Então, calcula-se a área, segundo a Eq. 2. (1) (2) Tendo o peso suportado pela envergadura e a área, calcula-se então F1 e F2, de acordo com as Eq. (3) a (6). (3) (4) (5) (6) As cargas foram distribuídas ao longo da asa, como representado na Fig.2. Figura 2 Representação dos esforços na semi-asa 2 etapa Determinação dos Esforços Cortantes A força cortante é definida como sendo a integral do carregamento ao longo da envergadura. Tomando como origem para o eixo x a ponta da asa (Eq. 7), tem-se: Sabendo que: (7) (8) 2823

4 (9) Resolvendo, tem-se a Eq. 10: (10) 3 etapa Determinação do Momento Fletor 11): O momento fletor é definido como sendo a integral do esforço cortante (Eq. (11) 4 etapa Determinação das cargas de torção na asa Na determinação da torção, a asa foi dividida em seções. O momento torsor foi calculado em cada seção de maneira que se possa determinar a distribuição. A condição mais crítica para o esforço torsor é a condição de mergulho da aeronave. O momento torsor em cada em seção da asa (denominadas cordas) é dado pela Eq. 12. (12) Onde: (13) Sendo cm o coeficiente de momento, determinado a partir do perfil aerodinâmico, ci o comprimento da corda das nervuras e Δ a distância entre uma nervura e outra. Substituindo os valores, o momento é dado pela Eq. 14. (14) Para aplicação do método, foi necessária a geometria da asa. O dimensionamento da estrutura foi feito de acordo com as restrições de projeto 2824

5 fornecidos pela Equipe AeroMissões (tamanho da envergadura, altura do perfil em cada seção das cordas, entre outros). Análise Experimental A longarina foi construída com material compósito, constituído de manta de fibra de carbono e resina epóxi. Para o dimensionamento da estrutura foi essencial a determinação das propriedades mecânicas do material a fim de evitar possíveis falhas e rupturas, para isso, foi realizado ensaios com corpos de prova e a construção do modelo, de acordo com os procedimentos abaixo: - Foram construídos 5 corpos de provas para realização de ensaios mecânicos. Os corpos de prova foram dimensionados de acordo com a norma ASTM D3039; - Os corpos de prova foram feitos de manta de Fibra de Carbono, fornecida pela empresa Alltec, com a adição de resina Epóxi. A resina utilizada foi a SQ 2003 e o endurecedor SQ 3154 (Fabricante Silaex), indicada para impregnação de fibra de carbono e aramida, em laminados de alta performance; - Os corpos de prova foram construídos pelo método de laminação manual. A proporção indicada é 1:2 (o dobro de resina para uma porção de endurecedor). O processo de cura foi realizado em estufa construída pela própria Equipe; - Os ensaios mecânicos seguem a metodologia descrita na norma ASTM D3039 e a máquina de ensaio de tração é uma EMIC DL30000; - A construção do modelo físico real da longarina seguiu a mesma metodologia de construção dos corpos de prova, para laminação do compósito foi contruido um molde de madeira, com as dimensões reais da longarina. Após a análise da resistência do material, das cargas atuantes na estrutura, e dos cálculos de tensões com variação da espessura, foram realizados testes estáticos de carregamento com a estrutura, a fim de validar os cálculos analíticos. Para o ensaio de carregamento estático utilizou-se pesos mortos de sacos de areia de forma que representassem as máximas cargas sofridas pela estrutura. RESULTADOS E DISCUSSÃO A Norma FAR part23, parágrafo 335(a) ao 335(c), fornece as velocidades estruturais necessárias para a elaboração do diagrama V-n, levando em consideração a velocidade máxima em voo nivelado. Sendo assim, definiu-se: VC=19,8 m/s, VD= 27,5 m/s e VA= 21,6 m/s. 2825

6 Por ser uma aeronave não tripulada, onde busca-se na competição a possibilidade de obter maior pontuação em eficiência estrutural, fixou-se fatores de carga entre +2,5 e -1. Calculou-se os fatores de carga devido à rajada segundo o requisito da CS-VLA 341, onde é determinado que os fatores sejam obtidos para velocidade de cruzeiro e mergulho. Os valores de velocidade de rajada indicados pela Norma foram reduzidos a metade, pois de acordo com Rosa (2), baseado no relatório NACA NR-692, a baixa altitude de voo das aeronaves do Aerodesign não proporciona grandes rajadas. Admitindo o envelope de voo da aeronave, Fig. 3, pôde-se perceber que os valores críticos de carregamento para a asa foram atingidos na situação de rajada e velocidade de cruzeiro, fator de carga n = 2,5. As cargas de torção, flexão e esforço cortante atuantes na aeronave foram obtidas seguindo as orientações de Lott (1). Levou-se em consideração para incremento para cargas de torção, o acréscimo do momento aerodinâmico da ação do aileron, que é somado ao já existente devido a distribuição de pressão em torno do perfil. Através das cargas, obtiveram-se os esforços atuantes na asa, conforme Fig. 4. Figura 3 - Envelope de voo. (a) (b) Figura 4 - Esforço cortante e Momento fletor (a) e Momento torsor (b). A partir da metodologia desenvolvida, conseguiu-se estabelecer as cargas atuantes na asa (Fig. 4), sendo estes valores usados como parâmetros para realização dos ensaios de tração e carregamento da longarina. 2826

7 Realizaram-se ensaios mecânicos com o material, onde se verificou que as tensões de escoamento do material chegavam em média a 237 MPa. Para dimensionamento da longarina considerou-se as cargas atuantes na asa. Chegou-se na geometria da Fig. 5, sendo fixada uma espessura de parede de 1mm. Figura 5 Dimensões da longarina. Para validação dos resultados, realizou-se ensaio estático de carregamento, com carga distribuída, onde a mesma suportou os esforços máximos encontrados pelo método de Mário Lott, conforme Fig. 6. Figura 6 - Carregamento estático na longarina. CONCLUSÕES A partir dos testes de carregamento estático, constatou-se que o material possui resistência para suportar as cargas atuantes em voo, chegando a 234 MPa nos testes de tração. Também se avaliou a condição resistência/peso, onde a longarina apresentou apenas 300g e supriu os requisitos de voo. Isso se dá devido à comparação entre um aço carbono 1020, por exemplo, que possui uma resistência à tração em média de 380 MPa, porém com densidade de até quatro vezes maior. Conclui-se então, que vale a pena investir em materiais compósitos, quando o objetivo é obter um baixo peso com alta eficiência estrutural. REFERÊNCIAS 1. LOTT, M. Resenha de Cálculo de Peso,Carga e Estruturas Aeronave Acrobática Leve

8 2. ROSA, E. Introdução ao projeto aeronáutico. Florianópolos, CT-UFSC: ASKELAND, Donald R; PHULÉ, Pradeep P. Ciência e engenharia dos materiais. São Paulo: Cengage Learning, BEER, Ferdinand Pierre; JOHNSTON JR., E. Russell. Resistência dos materiais. 3.ed. São Paulo: Makron Books, ISCOLD, Paulo Henrique. Introdução às cargas nas aeronaves. Centro de Estudos Aeronáuticos da Escola de Engenharia da Universidade Federal de Minas Gerais MIRA, Diego Gustavo Marin. Análise estrutural da longarina de asa em material compósito em uma aeronave não tripulada. Universidade Federal do Rio Grande do Sul. Escola de Engenharia. Departamento de Engenharia Mecânica. Porto Alegre, 5 de julho de DEVELOPMENT OF STRINGER OF COMPOSITE MATERIAL RESISTANCE OF LOW-WEIGHT REASON ABSTRACT Stringer, the main structural member of the wing of an aircraft in range, designed for the SAE Aero Design competition BRAZIL, is the subject of this work. In aeronautical structures there is increasing use of components made from composite materials, since they have relationships resistance / weight and stiffness / superior to those of metallic materials commonly used in these weight structures, such as aluminum alloys. The work aims to conduct an analysis of the best geometry for the structural component in question, taking into account strength / weight ratio. For this, we used composite material reinforced with carbon fibers, which took place with tests to determine their mechanical properties. From this, the structural design was carried out by means of analytical calculations serving aeronautical design standards. The results present a methodology and study design for model aircraft cargo, facilitating structural projects of this nature. Keywords: Beam, Aero Design, Design methodology. 2828