MINISTÉRIO DA DEFESA EXÉRCITO BRASILEIRO DEPARTAMENTO DE CIÊNCIA E TECNOLOGIA INSTITUTO MILITAR DE ENGENHARIA ENGENHARIA MECÂNICA E DE ARMAMENTO

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1 MINISTÉRIO DA DEFESA EXÉRCITO BRASILEIRO DEPARTAMENTO DE CIÊNCIA E TECNOLOGIA INSTITUTO MILITAR DE ENGENHARIA ENGENHARIA MECÂNICA E DE ARMAMENTO FILIPE D MENGEON PEDREIRO BALBINO NATALIN MICHELE MELIANDE PROJETO E CONSTRUÇÃO DE VEÍCULO AÉREO NÃO TRIPULADO RIO DE JANEIRO 2013

2 FILIPE D MENGEON PEDREIRO BALBINO NATALIN MICHELE MELIANDE PROJETO E CONSTRUÇÃO DE VEÍCULO AÉREO NÃO TRIPULADO Trabalho de Conclusão de Curso apresentado ao Curso de graduação em Engenharia Mecânica e de Armamento, do Instituto Militar de Engenharia, como requisito parcial para obtenção do título de Bacharel. Orientador: Maj André Luiz Tenório Rezende, DSc Rio de Janeiro 2013

3 c2013 INSTITUTO MILITAR DE ENGENHARIA Praça General Tibúrcio, 80 Praia Vermelha Rio de Janeiro RJ CEP: Este exemplar é de propriedade do Instituto Militar de Engenharia, que poderá incluí-lo em base de dados, armazenar em computador, microfilmar ou adotar qualquer forma de arquivamento. É permitida a menção, reprodução parcial ou integral e a transmissão entre bibliotecas deste trabalho, sem modificação de seu texto, em qualquer meio que esteja ou venha a ser fixado, para pesquisa acadêmica, comentários e citações, desde que sem finalidade comercial e que seja feita a referência bibliográfica completa. Os conceitos expressos neste trabalho são de responsabilidade do autor e do orientador Balbino, Filipe D Mengeon Pedreiro. B172p Projeto e construção de veículo aéreo não tripulado/ Filipe D Mengeon Pedreiro Balbino, Natalin Michele Meliande; orientado por André Luiz Tenório Rezende. Rio de Janeiro: Instituto Militar de Engenharia, p. : il. Projeto de Fim de Curso. Instituto Militar de Engenharia. Rio de Janeiro, Engenharia mecânica. 2. VANT. 3. AeroDesing. 4. Aerodinâmica. I. Meliande, Natalin Michele II. Rezende, André Luiz Tenório III. Projeto e construção de veículo aéreo não tripulado IV. Instituto Militar de Engenharia. CDD 620.1

4 FILIPE D MENGEON PEDREIRO BALBINO NATALIN MICHELE MELIANDE PROJETO E CONSTRUÇÃO DE VEÍCULO AÉREO NÃO TRIPULADO Trabalho de Conclusão de Curso apresentado ao Curso de graduação em Engenharia Mecânica e de Armamento, do Instituto Militar de Engenharia, como requisito parcial para obtenção do título de Bacharel. Aprovada em 18 de junho de 2013 pela seguinte Banca Examinadora: Maj André Luiz Tenório Rezende, DSc. do IME Prof. Rodrigo Otávio de Castro Guedes, PhD. do IME Maj Egydio Carvalho Souza Caria, MSc. do IME Rio de Janeiro 2013

5 RESUMO Este trabalho marca a recuperação e a reestruturação da equipe de Aero Design do Instituto Militar de Engenharia, Zéfiro, cujo objetivo e motivação iniciais é a sua participação na competição SAE BRASIL AeroDesign Formada por alunos do curso de Engenharia Mecânica do IME, sem qualquer experiência prévia em aeromodelismo, a equipe se propôs a projetar e construir uma aeronave rádio controlada eficiente que atendesse aos requisitos da competição. Para isso, a equipe utilizou inicialmente, como referência de seu trabalho, os padrões mais comuns em aeromodelismo atualmente, de modo a conferir à equipe, experiência para competições futuras e conhecimento suficiente para inovar e aprimorar este projeto pioneiro. Baseando-se em experiências anteriores de outras equipes de aeromodelismo, na literatura disponível acerca do assunto e nos conhecimentos técnicos adquiridos ao longo do curso de graduação, foram realizados, em uma primeira etapa do trabalho, o projeto conceitual, o projeto preliminar e o projeto detalhado da aeronave. A segunda etapa consistiu na construção da aeronave. No projeto conceitual, foi especificada a missão a ser cumprida pela aeronave, bem como foram delimitados os requisitos de projeto constituídos pelos requisitos básicos, ou seja, obrigatórios, segundo o Regulamento da 14 a Competição SAE BRASIL Aero Design, e pelos requisitos desejáveis, ou seja, características de projeto de caráter facultativo cujo não cumprimento ou cumprimento parcial não constitui uma falha de projeto. Além disso, no projeto conceitual foram definidas as restrições de projeto, que são proibições e limitações de projeto que devem ser atendidas pelos projetistas. Ao final do projeto conceitual, chegou-se a uma configuração inicial da aeronave. No projeto preliminar, foi analisado o grupo motopropulsor, buscando-se determinar as características de desempenho do conjunto motor hélice, tais como, tração estática e tração dinâmica disponíveis e eficiência. Assim, foi realizado um ensaio de bancada para determinar a tração estática disponível, e, por não se dispor de meios para realizar um ensaio para determinar as características dinâmicas do grupo, foi utilizado o software Aero Design Propeller Selector para simular o desempenho do grupo em movimento. Além disso, no projeto preliminar, foi iii

6 realizada toda a análise aerodinâmica da aeronave, desde o estudo aerodinâmico do perfil da asa até a análise aerodinâmica dos estabilizadores de modo a obter a maior eficiência e melhor otimização do protótipo, e atender as especificações do regulamento da competição. No projeto detalhado, foi utilizado extensivamente o Solid Works que é um software muito utilizado pelos projetistas para a confecção dos desenhos, no caso do presente trabalho, da aeronave. Cada componente da aeronave foi desenhado em Solid Works seguindo o projeto preliminar. Na segunda etapa deste trabalho, foi discutido primeiramente todo o processo construtivo da aeronave, desde os materiais utilizados até as ferramentas e técnicas de construção empregadas, bem como os serviços terceirizados necessários. Deve-se mencionar que, apesar de ter-se mencionado os materiais utilizados na construção da aeronave apenas nesta parte do trabalho, esta questão, bem como as limitações de fabricação, estiveram sempre presentes ao longo do projeto, desde o projeto conceitual até a fabricação. Num segundo momento desta etapa do trabalho, construiu-se a aeronave seguindo todas as especificações e decisões discutidas anteriormente. iv

7 ABSTRACT This work marks the Aero Design team of Military Institute of Engineering recovery and restructuring, Zéfiro, whose initial goal and motivation is your participation on SAE BRASIL Aero Design Formed by Mechanical Engineering students of Military Institute of Engineering without any prior experience in aeromodelling, the team proposed itself to design and build an efficient radio controlled aircraft that would meet the competition requirements. For this, the team initially used as a reference for its work, the most common patterns in aeromodelling currently, in order to give the team experience for future competitions and enough knowledge to innovate and enhance this pioneering project. Based on previous experiences of others aeromodelling teams, the available literature about the subject and the technical knowledge acquired during the undergraduate course, the conceptual design, the preliminary design and the detailed design the aircraft were done in the first stage of the work. The second stage consisted on the construction of the aircraft. The mission to be accomplished by the aircraft was specified in the conceptual design, as well as it was defined the project requirements constituted by the basics requirements, or mandatory according to the SAE BRASIL Aero Design Competition Regulation, and the desirable requirements, in other words, project characteristics the optional character whose noncompliance or partial compliance is not a design failure. Moreover, it was defined in this stage the design constraints, which are design limitations and prohibitions that must be meet by the designers. At the end of the conceptual design, it was achieved an initial aircraft configuration. In the preliminary design, it was analyzed the whole motor-helix, seeking to determine the performance characteristics of this set, such as static and dynamic traction available and efficiency. Thus, it was realized a test to determine the static traction available, and it was not available means to realize a test to determine the dynamic characteristics of this group, it was used a software called Aero Design Propeller Selector to simulate the performance of this group in motion. Moreover, in the preliminary design, it was realized the aircraft aerodynamic analysis, from the aerodynamic wing profile study to the empennages aerodynamic analysis in order to v

8 obtain the best prototype efficiency and optimization, and to meet the specifications of the competition regulation. In the detailed design, it was used extensively Solid Works which is a drawing software used widely by designers to make the drawings, in the case of this work, the aircraft drawings. Each component of the aircraft was designed in Solid Works following the preliminary design. In the second stage of this work, first it was discussed the aircraft construction process, from the materials used to the tools and construction techniques employed, as well as outsourced services needed. It should be mentioned that in spite of having mentioned the materials used in the construction of the aircraft only in this part of the work, this issue, as well as manufacturing limitations, they were always present during the project, from conceptual design to manufacturing. After this, the aircraft was built following all specifications and decisions discussed above. vi

9 LISTA DE FIGURAS Figura 1-1 Esquema de metodologia empregada (Braz, 2012) Figura 1-2 Fases do Projeto Conceitual Figura 1-3 Grupos de interesse do projeto preliminar (Braz, 2012) Figura 1-4 Etapas de fabricação Figura 2-1 Layout aproximado pretendido da aeronave (Braz, 2012) Figura 3-1 Nomenclatura de hélice (Scribd, 2011) Figura 3-2 Curva de potência de um motor glow-plug, de 2,5 c.c (Scribd, 2011) Figura 3-3 Regime estático ótimo do motor para modelos tipo Sport e de alta performance (Scribd, 2011) Figura 3-4 Hélices testadas (a) 12x6, (b) 13x6, (c) 13x5, (d) 13x4, (e) 14x4, (f) 14x Figura 3-5 Configuração da bancada de teste de motor e hélices Figura 3-6 Curvas da tração disponível pela velocidade relativa de voo da aeronave para as hélices analisadas Figura 3-7 Curvas da potência disponível no eixo do motor, P E, pela velocidade relativa de voo da aeronave para as hélices analisadas Figura 3-8 Curvas da potência da hélice, P h, pela velocidade relativa de voo da aeronave para as hélices analisadas Figura Curvas da eficiência das hélices, η, pela velocidade relativa de voo da aeronave Figura 3-10 Escoamento de ar sobre a asa (Rodrigues, 2010) Figura 3-11 Características geométricas de um perfil aerodinâmico (Rodrigues, 2010) vii

10 Figura 3-12 Ângulo de ataque (Rodrigues, 2010) Figura 3-13 Ângulo de incidência (Rodrigues, 2010) Figura 3-14 Características dos perfis mais consagrados (Rodrigues, 2010) Figura 3-15 Legenda para as Figuras de Figura 3-16 a Figura Figura 3-16 C l x C d para Re = Figura 3-17 Da esquerda para a direita, de cima para baixo, C l x α, C l x Xtr1, C m x α e C l / C d x α, respectivamente, para Re = Figura 3-18 C l x C d para Re = Figura 3-19 Da esquerda para a direita, de cima para baixo, C l x α, C l x Xtr1, C m x α e C l / C d x α, respectivamente, para Re = Figura 3-20 C l x C d para Re = Figura 3-21 Da esquerda para a direita, de cima para baixo, C l x α, C l x Xtr1, C m x α e C l / C d x α, respectivamente, para Re = Figura 3-22 Planiforme proposto para a asa Figura 3-23 Envergadura e área em planta da asa Figura 3-24 Corda na ponta e corda na raiz de uma asa (Rodrigues, 2010) Figura 3-25 Determinação gráfica da corda média aerodinâmica (Rodrigues, 2010) Figura 3-26 Vórtices de ponta de asa (Rodrigues, 2010) Figura 3-27 Vórtices de ponta de asa para a asa em projeto Figura 3-28 Arrasto induzido na asa X α Figura 3-29 C L x α Figura 3-30 Configuração do flap tipo plain (Rodrigues, 2010) Figura 3-31 Configuração da asa com os flaps viii

11 Figura 3-32 C L (sem flaps) x α C L (com flaps) x α Figura 3-33 Distribuição de sustentação ao longo da asa Figura 3-34 (a) C l X C d, (b) C l X α, (c) C d X C d, (d) C m X α e (e) C l / C d X α para NACA 0008, 0012 e Figura 3-35 Configuração da asa e dos estabilizadores Figura 3-36 Diagrama elétrico da aeronave (Braz, 2012) Figura 3-37 Características do servo Futaba S3003 (Braz, 2012) Figura 5-1 Longarina Figura 5-2 Nervuras da asa encaixadas na longarina Figura 5-3 Isopor P3 revestido com balsa entre as nervuras das extremidades do flap Figura 5-4 Espaçadores a retaguarda entre as nervuras intermediárias do flap e mesa de servo Figura 5-5 Bordo de ataque da região retangular da asa Figura 5-6 Fixação das nervuras finais da asa com tubos de fibra de carbono Figura 5-7 Parte final da asa reforçada com Isopor P Figura 5-8 Flaps e ailerons instalados na asa Figura 5-9 Bordo de ataque revestido com balsa Figura 5-10 Lay-out da fuselagem de referência Figura 5-11 Gaiola principal de fibra de carbono Figura 5-12 Fixação do trem de pouso dianteiro Figura 5-13 Detalhe dos trilhos do compartimento de carga Figura 5-14 Cauda da aeronave ix

12 Figura 5-15 Empenagem horizontal Figura 5-16 Conector profundor Figura 5-17 Ligação das empenagens ao tail boom através do conector Figura 6-1 Lay-out final da aeronave Figura A-1 Vista frontal das aeronaves e de seus compartimentos de carga (SAE BRASIL, 2013) Figura D-1 Chapas de compensado, coladas, e de fibra de carbono Figura D-2 Detalhe da colagem das chapas de compensado Figura D-3 Bloco de Isopor do bordo de ataque antes do corte Figura D-4 Bloco de Isopor P3 entre as nervuras das extremidades do flap antes do fio quente Figura D-5 A técnica do fio quente Figura D-6 Antes e depois do fio quente Figura D-7 Revestimento do bloco de Isopor com chapas de balsa Figura D-8 Fixação das nervuras finais da asa Figura D-9 Nervuras finais da asa antes da sua fixação à longarina Figura D-10 Montagem da fuselagem Figura D-11 Lay-out final da fuselagem Figura D-12 Estabilizador vertical Figura D-13 Estabilizador horizontal Figura D-14 Estabilizador horizontal e estabilizador vertical x

13 LISTA DE TABELAS Tabela 3-1 Descrição dos motores permitidos Tabela 3-2 teórico e experimental Tabela 3-3 Tração disponível produzida pelas hélices em análise a diferentes velocidades relativas de voo da aeronave Tabela 3-4 Potência disponível no eixo do motor, P E, para as hélices em análise a diferentes velocidades relativas de voo da aeronave Tabela 3-5 Potência gerada pela hélice, P h, para as hélices em análise a diferentes velocidades relativas de voo da aeronave Tabela 3-6 Eficiência das hélices, η, a diferentes velocidades relativas de voo da aeronave Tabela 3-7 Forças de sustentação e de arrasto, e momento da asa em projeto Tabela 3-8 C L sem flaps e C L com flaps Tabela 3-9 Cálculo dos volumes de cauda xi

14 LISTA DE SÍMBOLOS AR Relação de aspecto da asa AR h Relação de aspecto do estabilizador horizontal ARv Relação de aspecto do estabilizador vertical b Envergadura da asa C d C D C l C L c med c t c r F D F L Coeficiente de arrasto do perfil Coeficiente de arrasto da asa Coeficiente de sustentação do perfil Coeficiente de sustentação da asa Coeficiente de sustentação máximo Corda média aerodinâmica do perfil Corda média aerodinâmica da asa Corda na ponta da asa Corda na raiz da asa Força de arrasto Força de sustentação M Momento fletor resultante n Rotação do motor p Passo da hélice P d P E P r Re S S HT S VT T d T r v Potência disponível Potência no eixo do motor Potência requerida Número de Reynolds Área da asa Área do estabilizador horizontal Área do estabilizador vertical Tração disponível Tração requerida Velocidade do escoamento v estol Velocidade de estol da aeronave V HT V VT W α ρ Volume de cauda horizontal Volume de cauda vertical Peso da aeronave Ângulo de ataque Relação de afilamento Viscosidade dinâmica do ar Massa específica do ar xii

15 SUMÁRIO 1 INTRODUÇÃO Objetivos Motivação Metodologia PROJETO CONCEITUAL Especificação da missão Requisitos de projeto Requisitos básicos (RB) Requisitos desejáveis (RD) Restrições de projeto Configuração inicial da aeronave PROJETO PRELIMINAR Análise do grupo motopropulsor Motor Hélice Análise aerodinâmica Estudo do perfil aerodinâmico da asa Determinação do planiforme da asa Aerodinâmica da asa Planiforme das empenagens Análise aerodinâmica das empenagens Análise elétrica PROJETO DETALHADO CONSTRUÇÃO Asa xiii

16 5.2. Fuselagem Empenagens horizontal e vertical e tail boom CONCLUSÃO E SUGESTÕES Conclusão Sugestões REFERÊNCIAS BIBLIOGRÁFICAS APÊNDICE A Requisitos de projeto APÊNDICE B Restrições de projeto APÊNDICE C Desenhos técnicos APÊNDICE D Imagens da construção da aeronave xiv

17 15 1 INTRODUÇÃO 1.1 Objetivos O objetivo deste trabalho é projetar, documentar e construir um avião rádio controlado original, a partir de soluções de projeto criativas, inovadoras e multidisciplinares, que satisfaçam os requisitos e restrições impostos no Regulamento da 14ª Competição SAE BRASIL Aero Design 2013 (SAE BRASIL, 2013), e que cumpra as diversas missões de forma otimizada. 1.2 Motivação O Projeto Aero Design consiste de uma competição de engenharia, aberta a estudantes universitários de graduação e pós-graduação em Engenharias ligadas à mobilidade. É organizado pela SAE BRASIL (Sociedade dos Engenheiros da Mobilidade) cumprindo uma de suas missões, a de contribuir para a formação acadêmica dos futuros profissionais da mobilidade (SAE BRASIL, 2013). É de responsabilidade das equipes realizar o projeto de uma aeronave que esteja em conformidade com o regulamento do evento. O projeto contempla a elaboração de um estudo técnico que deve ser devidamente embasado e documentado, bem como o detalhamento dos componentes da aeronave, a especificação dos materiais utilizados na sua construção, os pormenores do seu processo construtivo, e alguns ensaios e testes do protótipo antes da competição. Inúmeros desafios são apresentados às equipes, não somente sob o ponto de vista construtivo, mas também dos métodos de projeto utilizados. Decisões, muitas vezes conflitantes, baseadas em restrições técnicas, orçamentárias e de interesse devem ser tomadas; prazos atendidos; relatórios feitos, etc. A cada edição, pode-se verificar uma crescente evolução dos projetos participantes, como resposta direta às crescentes exigências técnicas por parte das Regras da Competição. Consequentemente, pode-se observar também uma evolução considerável dos participantes através de maior aprendizado e formação profissional mais sólida.

18 16 Como é mencionado no próprio regulamento da competição, em todas as edições precedentes do SAE Aero Design, a Comissão Técnica sempre teve como um dos seus principais objetivos, uma ativa contribuição à formação profissional de todos os participantes. Não apenas um incentivo à formação na área técnica, mas também nos aspectos organizacionais, através do fundamental e importantíssimo trabalho em equipe, item tão importante no mundo da engenharia atual (SAE BRASIL, 2013). 1.3 Metodologia Esse projeto foi desenvolvido seguindo o Regulamento da 14ª Competição SAE BRASIL Aero Design (SAE BRASIL, 2013), o qual era o regulamento em vigor no período de elaboração do projeto conceitual. Deve-se destacar que o Projeto de Fim de Curso Projeto Aerodinâmico de VANT (Braz, 2012) foi uma referência importante ao longo desse projeto. Para desenvolver esse projeto, utilizou-se a metodologia geral esquematizada na Figura 1-1 sugerida por Braz (Braz, 2012).

19 Figura 1-1 Esquema de metodologia empregada (Braz, 2012) 17

20 18 Segundo Neto (Neto, 1993), a Concepção (Projeto Conceitual) é a fase reservada para a especificação exata da necessidade e para a elaboração sistemática de possíveis soluções para a necessidade levantada. Nessa fase, são definidos a finalidade da aeronave, o desempenho almejado, as missões, as características pretendidas e os requisitos. A Figura 1-2 mostra de forma esquemática as fases do Projeto Conceitual. Figura 1-2 Fases do Projeto Conceitual Segundo Braz (Braz, 2012), o Projeto Preliminar envolve a escolha e a geração de uma solução técnica, bem como a análise do grupo motopropulsor, da aerodinâmica, da estrutura, da estabilidade e controle, do desempenho e do projeto elétrico. Assim, o Projeto Preliminar objetiva reunir todas as informações de projeto necessárias para um maior detalhamento na fase seguinte, o Projeto Detalhado. Essa fase envolve o detalhamento do projeto até a geração de desenhos para a fabricação. A Figura 1-3 mostra os grupos de interesse do Projeto Preliminar.

21 19 Figura 1-3 Grupos de interesse do projeto preliminar (Braz, 2012) No aeromodelismo, a fabricação tem um caráter eminentemente artesanal, o que exige técnica, perfeccionismo, minúcia e paciência. Nessa fase, é realizada a pesquisa de materiais a serem utilizados (embora desde o Projeto Preliminar já se tenha uma noção disso), a sua aquisição e a montagem do protótipo propriamente dita. Faz-se necessária também a terceirização de determinados serviços como o corte dos perfis da asa. A Figura 1-4 mostra de as etapas do processo de fabricação. Figura 1-4 Etapas de fabricação Na fase de testes, avalia-se se o funcionamento, a eficiência e o desempenho real do protótipo construído e se ele é capaz de executar as missões especificadas com sucesso.

22 20 2. PROJETO CONCEITUAL 2.1 Especificação da missão A equipe deverá projetar e construir um avião rádio controlado original, a partir de soluções de projeto criativas, inovadoras e multidisciplinares, que satisfaçam os requisitos e restrições impostos no Regulamento da 14ª Competição SAE BRASIL Aero Design (SAE BRASIL, 2013), e que cumpra as diversas missões de forma otimizada. O voo ocorrerá com chuva ou sol. A distância limite de decolagem é 50m. Haverá faixas demarcando o início da decolagem e a distância limite de 50m. Na decolagem, a aeronave deve levantar voo antes da faixa limite de 50m e nenhum componente deve voltar a tocar o solo até do momento do pouso. A decolagem deve ser a mais suave possível. A aeronave deve manter uma razão de subida pequena até que esta esteja afastada da área de público e competidores, quando lhe será permitida ganhar altitude. Após decolar respeitando as regras da competição, a aeronave deve fazer pelo menos uma volta de 360 graus e em seguida pousar. Em relação ao número de voltas que o avião poderá dar antes de pousar, nada é estipulado. Entretanto, não pode haver pane seca e nem desrespeito ao espaço aéreo definido antes da competição. O avião deve efetuar o pouso e a parada inteiramente dentro de uma distância de até 100 m delimitados como pista de pouso. O avião deve decolar e aterrissar com todas as partes originais, ou seja, aquelas definidas em projeto. O avião deve carregar uma massa de no mínimo 4,0 kg durante as baterias de classificação, e a maior carga possível de acordo com o seu projeto, obedecendo à restrição de peso total (peso vazio + carga máxima) de 20 kg durante as baterias de competição.

23 Requisitos de projeto Requisitos básicos (RB) Os requisitos básicos são características de projeto obrigatórias constantes no Regulamento da 14 a Competição SAE BRASIL AeroDesign (SAE BRASIL, 2013), as quais nortearão o projeto e a construção do avião. Após uma análise detalhada do regulamento da competição, foi elaborada uma relação de requisitos básicos a qual pode ser encontrada na seção A.1 do Apêndice A deste trabalho. Entretanto, algumas observações acerca desses requisitos devem ser feitas. O requisito básico RB 7 limita as dimensões da aeronave ao restringir o somatório da distância máxima do ponto mais dianteiro ao ponto mais traseiro da aeronave, com a altura máxima, e com a largura máxima de cada superfície aerodinâmica que gera sustentação na vertical, ao intervalo compreendido entre 4000 mm e 5000 mm. Assim, este é um dos mais importantes requisitos, pois restringe diretamente a capacidade de gerar sustentação da aeronave, devendo o projetista estabelecer dimensões tais que esta restrição seja atendida e, ao mesmo tempo, a geração de sustentação seja máxima. O requisito básico RB 8 restringe os motores permitidos na competição, restringindo, juntamente com o requisito RB 7, a capacidade de carga da aeronave, que será tanto maior quanto mais leve for a aeronave vazia (sendo fundamentais a escolha dos materiais e a otimização da estrutura da aeronave) e quanto mais eficiente for a capacidade da aeronave de gerar sustentação. O requisito básico RB 11 define a posição do centro de gravidade, CG, da aeronave vazia (sem carga e sem combustível) devendo este coincidir com o centro do volume do compartimento de carga. Assim, a posição da asa em relação à fuselagem está definida por este requisito que deve obrigatoriamente ser atendido. Por fim, outro requisito básico de suma importância no projeto da aeronave é o requisito RB 26 que se refere ao peso total da aeronave (peso vazio + carga máxima)

24 22 máximo. Como a missão da aeronave é transportar o máximo de carga possível, devese, portanto, otimizar o peso vazio da aeronave, ou seja, da estrutura Requisitos desejáveis (RD) Os requisitos desejáveis, diferentemente dos requisitos básicos, são características de projeto de caráter facultativo cujo não cumprimento ou cumprimento parcial não constitui uma falha de projeto. Apesar de secundários, os requisitos desejáveis de projeto são importantes e, quando possível devem ser satisfeitos. Após uma análise detalhada do regulamento da competição, e com base na literatura, nos conhecimentos técnicos e nos projetos de outras equipes, foi elaborada uma relação de requisitos desejáveis a qual pode ser encontrada na seção A.2 do Apêndice A deste trabalho. Entretanto, alguns desses requisitos merecem um breve comentário. O requisito desejável RD 3 sugere dois tipos específicos de fio usado para a confecção das extensões de servo/ energia: AAWG 24 ou AWG 26. Essa sugestão é baseada em conhecimentos técnicos e atenta para a segurança, e, como a sua satisfação não representa um conflito de projeto, será atendida. O requisito desejável RD 4 refere-se ao modo de fixação do motor: via berço de Nylon ou metálico. Este requisito é baseado na experiência de aeromodelistas e foi incorporada pela organização da competição por ela entender que se trata de uma forma segura de fixar o motor. Como a satisfação deste requisto não representa um conflito de projeto, ele será contemplado. Por fim, o requisito RD 7, apesar de óbvio, deve ser mencionado tamanha a sua importância: a desmontagem da aeronave deve ser fácil e prática. O projetista deve sempre ter em mente esse requisito, tendo em vista a necessidade de transporte da aeronave. Sendo, assim, a aeronave deve ser dividida em conjuntos tais como o da asa e o da fuselagem, os quais devem ser facilmente conectados. Esses conjuntos podem ter subconjuntos, entretanto, é interessante que haja o menor número possível de partes a serem conectadas, de modo a facilitar a montagem e a desmontagem.

25 Restrições de projeto As restrições de projeto são proibições e limitações constantes no Regulamento da 14 a Competição SAE BRASIL Aero Design (SAE BRASIL, 2013), que serão contempladas durante o projeto e construção da aeronave. Após uma análise detalhada do regulamento da competição, foi elaborada uma relação de restrições a qual pode ser encontrada no Apêndice B deste trabalho. Entretanto, deve-se fazer um breve comentário a respeito de alguns deles. A restrição R 6 refere-se à fixação de componentes críticos como, por exemplo, a hélice. É proibida por esta restrição a utilização de elásticos, borrachas ou similares com esta finalidade, sendo, portanto, interessante a utilização de um parafuso autotravante. Referindo-se ainda à fixação, a restrição R 7 proíbe a utilização de Velcro para prender a carga, o suporte de carga, ou qualquer componente estrutural da aeronave. O requisito R 8 veda a utilização de hélices metálicas, sendo, portanto, interessante a utilização de hélices de madeira já que hélices de borracha apresentam o inconveniente da deflexão, quando em uso. O requisito R 20 proíbe a utilização de chumbo na aeronave como lastros para ajuste de centro de gravidade, sendo, portanto, interessante novamente desenhar o conjunto da asa e o conjunto da fuselagem separadamente, e ajustar a posição desses dois conjuntos de tal forma que o CG esteja corretamente localizado. O Solid Works dispõe de uma ferramenta que calcula automaticamente o CG do conjunto a partir do desenho. 2.4 Configuração inicial da aeronave Na etapa do Projeto Conceitual, destaca-se em importância a subetapa correspondente a Delimitação do Projeto, mais especificamente a configuração inicial da aeronave.

26 24 Como este projeto baseia-se em Projeto Aerodinâmico de VANT (Braz, 2012), a configuração apresentada nesta etapa seguirá exatamente a mesma configuração proposta pelo autor em seu trabalho conceitual. Adotar-se-á a seguinte configuração inicial: Motor frontal (tractor): essa posição é mais segura para o motor durante a decolagem e o pouso, além de permitir uma melhor distribuição de peso. Ainda, o motor trabalha com o escoamento limpo e é mais bem arrefecido; Monoplano: uma asa apenas deve ser capaz de atender às necessidades da aeronave em projeto, além de gerar menos arrasto que duas; Asa alta: tradicionalmente, aeronaves asa alta proporcionam maior estabilidade durante o voo e uma menor corrida de pouso (porque a aeronave fica menos sujeita ao efeito solo), além de facilitar o processo de retirada de carga; Asa mista com grande área planiforme e alta razão de aspecto: embora não gere tanta sustentação quanto uma asa elíptica, a asa mista (parte central retangular e bordas afiliadas) é de mais fácil fabricação. Já vimos que uma grande área em planta da asa aumenta a capacidade de carga da aeronave. A alta razão de aspecto (grande envergadura da asa em relação à área em planta) aproxima a eficiência aerodinâmica da asa prismática ao da elíptica; Fuselagem composta por tubos de fibra de carbono: fornece ótima resistência estrutural, rigidez e leveza à estrutura; Tail Boom: estrutura típica de helicópteros que diminui a área da projetada da fuselagem, gerando menos arrasto; Empenagem Convencional: esse é o modelo utilizado na maioria dos aviões, por ser de baixo peso estrutural e proporcionar boas característica de estabilidade e de controle; Trem de pouso triciclo: esse modelo proporciona maior manobrabilidade em solo e menor arrasto durante a corrida de decolagem, além de contribuir para a manobra de arredondamento durante o pouso (por gerar um momento de nariz para baixo).

27 25 O layout aproximado pretendido da aeronave é mostrado na Figura 2-1. Figura 2-1 Layout aproximado pretendido da aeronave (Braz, 2012) Deve-se mencionar que Braz (Braz, 2012) propôs esta configuração baseado na experiência bem sucedida de outros projetos, sendo as escolhas tomadas, portanto, um com senso entre as equipes de aeromodelismo.

28 26 3. PROJETO PRELIMINAR 3.1 Análise do grupo motopropulsor Motor Um dos Requisitos Básicos apresentados na etapa de Projeto Conceitual referiase ao motor utilizado. A equipe poderia optar por um, e somente um, motor entre: K&B 0.61 RC/ABC (PN 6170), O.S FX, O.S AX ou Magnum XLS-61A, original, tipo glow e escapamento original, descritos na Tabela 3-1, ou O. S. MAX-55-AX-BE a etanol. MOTORES Cilindrada (cc) Curso do Pistão (mm) Tabela 3-1 Descrição dos motores permitidos K&B 0.61 RC/ABC O.S FX O.S AX Magnum XLS-61A (PN6170) 10 9,95 8,93 9,94 22, ,5 22 Rotação (RPM) 2200 a a a a Potência de Eixo (hp) Massa (com Muffler) 1,8 (14000 RPM) 1,7 (17000 RPM) 1,68 (16000 RPM) Não Informado A Tabela 3-1 foi elaborada baseando-se nas informações fornecidas pelos fabricantes em seus respectivos sites comerciais e serve de comparativo entre os motores permitidos. Os motores citados anteriormente utilizam como combustível o metanol com 5 a 20% de nitro, e com, pelo menos, 18% de óleo lubrificante. O motor O.S AX pode utilizar ainda uma mistura de bioetanol, o que pode tornar seu uso mais acessível do ponto de vista de combustível. Em Projeto Aerodinâmico de VANT (Braz, 2012), o autor opta pelo motor O.S AX após uma breve pesquisa acerca dos motores citados, e embasa a sua escolha nas informações disponíveis em Fundamentos da Engenharia Aeronáutica

29 27 Aplicações ao Projeto SAE Aero Design (Rodrigues, 2011), citando como pontos positivos desse motor a sua confiabilidade de operação, a alta durabilidade e o bom desempenho na faixa de operação desejada. Considerando isso e a existência de dois motores desse modelo (O.S FX) no laboratório de Aerodinâmica do Instituto Militar de Engenharia, adquiridos por equipes do Aero Design do IME de anos anteriores, e levando-se em conta que os dois motores estão em perfeitas condições de funcionamento, optou-se também pela utilização desse modelo: O.S FX. A opção por utilizar esse motor representa também uma vantagem econômica tendo em vista que a equipe não despenderá recursos financeiros na aquisição de motor Hélice Uma análise detalhada acerca da hélice a ser utilizada faz-se necessária tendo em vista sua grande importância no projeto de um avião. Segundo Rodrigues (Rodrigues, 2010), a hélice é um aerofólio de movimento circular, com ângulo de ataque positivo em relação ao fluxo de ar, que gera tração na direção do deslocamento da aeronave. A Figura 3-1 mostra a nomenclatura comumente usada para hélice. Figura 3-1 Nomenclatura de hélice (Scribd, 2011) A hélice é caracterizada pelo seu diâmetro e pelo seu passo geralmente em polegada. A hélice 13x4, por exemplo, tem diâmetro de 13 polegadas, ou seja, o diâmetro da circunferência descrita pela hélice é de 13 polegadas, e passo de 4

30 28 polegadas, ou seja, o avanço teórico produzido pela hélice em uma volta é de 4 polegadas. Hélices de passo pequeno são ótimas para baixas velocidades, manobras, decolagens e pousos. Entretanto, se maiores velocidades são desejadas, deve-se utilizar hélices de passo grande o que resulta em uma menor capacidade de manobra. A função da hélice é transformar a potência no eixo do motor, potência disponível, dada pelo produto do torque pela velocidade angular do eixo, em tração. Segundo Rodrigues, a eficiência máxima das hélices de passo fixo usadas em aeromodelismo é da ordem de 60%, sendo, assim, grande parte da potência disponível no eixo dissipada. Verifica-se experimentalmente com um ensaio de potência do motor que aumentando a rotação, o torque produzido diminui (pois a mistura ar-combustível não é tão eficiente em altas rotações), produzindo geralmente uma queda na curva de potência em rotações muito elevadas. Assim, deseja-se uma hélice que faça o motor operar numa faixa de rotações que maximize o desempenho desse motor. A Figura 3-2 mostra a curva de potência de um motor glow-plug, de 2,5 c.c. cilindrada, e, a partir de uma análise mais detalhada, pode-se inferir que a potência máxima é obtida quando a velocidade angular do motor é de rotações por minuto. Assim, para obter o máximo rendimento desse motor, deve-se usar uma hélice que o faça operar aproximadamente naquela rotação. Em voo, e para o mesmo ajuste do motor, o número de rotações por minuto aumenta em relação a sua operação estática. Para modelos de alta performance (velocidade e corrida), verifica-se que o número de rotações por minuto do motor aumenta aproximadamente 10%, e, para os demais modelos (Sport e motomodelo de voo livre, por exemplo) esse aumento é da ordem de 20%, conforme ilustrado na Figura 3-3.

31 29 Figura 3-2 Curva de potência de um motor glow-plug, de 2,5 c.c (Scribd, 2011) Figura 3-3 Regime estático ótimo do motor para modelos tipo Sport e de alta performance (Scribd, 2011)

32 30 Usando como referência o motor cuja curva de potência é mostrada na Figura 3-2, se fosse utilizada uma hélice que fizesse o motor rodar a RPM, o motor atingiria, em voo, uma rotação de aproximadamente RPM o que corresponde a uma baixa potência. Assim, deve-se escolher uma hélice que faça o motor operar a uma rotação da ordem de RPM. Como o motor OS.61FX foi descontinuado pelo fabricante, não há informações em seu site acerca da potência ótima desse motor bem como da rotação correspondente a essa potência. Entretanto, no site, o fabricante fornece a rotação correspondente à potência ótima do motor OS.46AX, de características semelhantes com as do motor OS.61FX. Assim, pode-se usar com boa aproximação, como referência para a rotação ótima do motor OS.61FX, a rotação ótima do motor OS.46AX, que é aproximadamente RPM. Considerando esse valor como referência, devem-se escolher, portanto, hélices que, nos ensaios, forneçam aproximadamente RPM, considerando que se trata de um modelo tipo sport. Um dos requisitos básicos deste projeto impede a utilização de hélices de metal. Nenhum outro requisito básico refere-se à hélice a ser utilizada. Entretanto, como um dos requisitos desejáveis refere-se ao baixo custo do projeto, optou-se por uma hélice comercial. Procurando restringir o universo de possíveis hélices a serem usadas, optouse por hélices mais comumente usadas em aeromodelismo: 12x6, 13x4, 13x5, 13x6, 14x4 e 14x6. Essas hélices são mostradas na Figura 3-4.

33 31 Figura 3-4 Hélices testadas (a) 12x6, (b) 13x6, (c) 13x5, (d) 13x4, (e) 14x4, (f) 14x6 Optou-se também pela utilização de hélices de madeira, pois, em elevadas rotações, essas hélices defletem menos. Além disso, seu balanceamento é de mais fácil execução, pois o excesso de material em determinada porção da hélice pode ser retirado com o auxílio de uma lixa, e o acabamento pode ser refeito aplicando-se uma camada de verniz, o que não se aplica, por exemplo, às hélices de Naylon muito comuns também. Para escolher a melhor hélice possível dentre aquelas apresentadas como opções, é fundamental que a tração gerada pela hélice seja determinada com a maior precisão possível. Para isso, pode-se recorrer a uma análise matemática baseada em um modelo, ou a ensaios. A determinação da tração estática gerada pela hélice com o avião parado é uma questão de suma importância na escolha da hélice, pois, a partir dessa informação, pode-se determinar dentre as hélices analisadas, qual proporciona melhores condições para a decolagem da aeronave.

34 32 A tração estática pode ser determinada analiticamente com boa aproximação e confiabilidade utilizando o modelo proposto por Durand e Lesley (Durand & Lesley, 1920) definido pela equação 3-1 e pela equação Onde é a tração estática em libra-força, é a potência disponível no eixo do motor em Horse-Power, n é a rotação em RPM, D é o diâmetro da hélice, p é o passo da hélice em pés e é o coeficiente de tração estática. Pode-se também determinar a tração estática experimentalmente com uma bancada simples e de baixo custo, mostrada na Figura 3-5, que consiste de um suporte de fixação do motor fixado em uma estrutura móvel, de uma balança digital para medir a tração gerada pelo conjunto motopropulsor, e de um servo acoplado à alavanca de aceleração do motor e controlado por um potenciômetro (servo tester) que controlava a aceleração do motor. Esse sistema de controle do motor garante ao sistema maior estabilidade e, consequentemente, medidas mais precisas. Para medir a rotação do motor, utilizou-se um conta-giros ótico posicionado imediatamente atrás da hélice.

35 33 Figura 3-5 Configuração da bancada de teste de motor e hélices A Tabela 3-2 apresenta os resultados obtidos teoricamente a partir do modelo matemático de Durand e Lesley, e os resultados experimentais obtidos com a bancada da Figura 3-5. Tabela 3-2 teórico e experimental hélice (teórico) (exp) 12x6 37,30 33,57 13x4 38,94 36,21 13x5 37,13 35,27 13x6 35,33 34,09 14x5 35,08 33,08 14x6 33,53 29,84 Pode-se constatar que os valores obtidos teórica e experimentalmente são próximos, confirmando a validade tanto do modelo matemático quanto do experimento.

36 34 Deve-se mencionar que os valores experimentais foram obtidos para n = RPM e P E = 1,28 hp. Como mencionado anteriormente, a eficiência máxima das hélices de passo fixo usadas em aeromodelismo é da ordem de 60%, sendo, assim, grande parte da potência disponível no eixo dissipada. Portando, a escolha da hélice de maior eficiência é fundamental, tendo em vista que se deseja a maior tração disponível para maximizar o desempenho da aeronave na decolagem e no voo e, consequentemente, maximizar a carga útil. Para analisar a tração disponível, recorreu-se a um programa computacional. O Aero Design Propeller Selector auxilia o projetista na escolha da hélice fornecendo a potência absorvida pela hélice, a potência disponível, a eficiência da hélice e a tração disponível, a partir do diâmetro e do passo da hélice, da rotação do eixo do motor e da velocidade relativa de voo da aeronave. Com o auxílio dessa ferramenta computacional, analisou-se o desempenho das hélices selecionadas, variando-se a velocidade relativa de voo de 0 (zero) a 30 m/ s (trinta metros por segundo), e fixando a rotação do eixo do motor em RPM (doze mil e oitocentas rotações por minuto), tendo em vista que o motor utilizado é o OS.61FX. Deve-se ressaltar também que se considerou na análise a altitude ao nível do mar. A Tabela 3-3 mostra os resultados obtidos com o Aero Design Propeller Selector para a tração disponível, variando-se a hélice e a velocidade relativa de voo da aeronave. O algoritmo de solução deste software é baseado no trabalho de Lesley (Lesley, 1939). A partir dos resultados mostrados na Tabela 3-3, foram traçadas as curvas, mostradas na Figura 3-6, da tração disponível pela velocidade relativa de voo da aeronave para as hélices analisadas.

37 T d (Newton) 35 Tabela 3-3 Tração disponível produzida pelas hélices em análise a diferentes velocidades relativas de voo da aeronave v (m/ s) T d (Newton) 12x6 13x4 13x5 13x6 14x4 14x6 2 39,69 40,41 46,21 51,91 52,14 66, ,27 39,74 45,62 51,37 51,32 65, ,62 38,72 44,72 50,56 50,08 64, ,78 37,40 43,54 49,51 48,46 63, ,75 35,77 42,10 48,21 46,48 62, ,54 33,87 40,41 46,70 44,15 60, ,16 31,69 38,48 44,96 41,49 58, ,61 29,25 36,31 43,02 38,51 55, ,89 26,55 33,92 40,87 35,21 53, ,02 23,59 31,30 38,52 31,60 50, ,99 20,40 28,47 35,97 27,70 46, ,80 16,96 25,42 33,23 23,50 43, ,47 13,28 22,16 30,31 19,01 40, ,99 9,37 18,69 27,19 14,23 36, ,36 5,23 15,02 23,90 9,17 32, x6 13x V (m/ s) 13x5 13x6 14x4 14x6 Figura 3-6 Curvas da tração disponível pela velocidade relativa de voo da aeronave para as hélices analisadas

38 36 A Tabela 3-4 e a Tabela 3-5 mostram os resultados obtidos com o Aero Design Propeller Selector para a potência disponível no eixo do motor, P E, e para a potência gerada pela hélice, P h, respectivamente, variando-se a hélice e a velocidade relativa de voo. Tabela 3-4 Potência disponível no eixo do motor, P E, para as hélices em análise a diferentes velocidades relativas de voo da aeronave v (m/ s) P E (Watts) 12x6 13x4 13x5 13x6 14x4 14x ,2 893,3 1122,2 1380,7 1207,3 1834, ,3 892, ,1 1379,6 1205,9 1833, , ,2 1376,9 1202,3 1829, ,9 883,6 1112,9 1371,9 1195,8 1823, , , ,6 1814, ,34 862, ,8 1352, , ,94 846, ,8 1337,5 1151,3 1782, ,89 824, ,1 1317,9 1125,7 1758, ,8 797, ,1 1293,2 1093, ,25 764,64 998, ,1 1054,7 1692, ,86 725,23 960, , , ,25 678,8 915, ,6 952,9 1598, ,03 624,87 864, ,3 888, , ,85 562,92 804, ,7 815, , ,32 492,47 736, ,3 731, ,1

39 37 Tabela 3-5 Potência gerada pela hélice, P h, para as hélices em análise a diferentes velocidades relativas de voo da aeronave v (m/ s) P h (Watts) 12x6 13x4 13x5 13x6 14x4 14x6 2 79,39 80,814 92,43 103,81 104,28 133, ,07 158,94 182,47 205,48 205,28 263, ,74 232,33 268,31 303,38 300,49 389, ,25 299,16 348,33 396,05 387,69 509, ,51 357,72 421,01 482,14 464,78 620, ,49 406,39 484,93 560,36 529,8 722, ,2 443,63 538,71 629,47 580,85 812, ,7 467,92 581,01 688,27 616,08 890, ,05 477,81 610,53 735,61 633,73 954, ,35 471,88 626,02 770,34 632, , ,72 448,72 626,24 791,36 609, , ,29 406,98 609,98 797,59 563, , ,2 345,32 576,04 787,95 494, ,63 262,42 523,27 761,4 398, , ,74 156,98 450,52 716,9 275,17 963,28 A partir dos resultados mostrados na Tabela 3-4 e na Tabela 3-5, foram traçadas as curvas, mostradas na Figura 3-7 e na Figura 3-8, da potência disponível no eixo do motor, P E, e da potência gerada pela hélice, P h, respectivamente, pela velocidade relativa de voo da aeronave para as hélices analisadas.

40 P h (Watts) P E (Watts) x6 13x4 13x5 13x6 14x4 14x V (m/ s) Figura 3-7 Curvas da potência disponível no eixo do motor, P E, pela velocidade relativa de voo da aeronave para as hélices analisadas x x4 13x5 13x6 14x4 14x V (m/ s) Figura 3-8 Curvas da potência da hélice, P h, pela velocidade relativa de voo da aeronave para as hélices analisadas

41 39 A Tabela 3-6 mostra os resultados obtidos com o Aero Design Propeller Selector para a eficiência das hélices, η, variando-se a velocidade relativa de voo da aeronave. Tabela 3-6 Eficiência das hélices, η, a diferentes velocidades relativas de voo da aeronave v (m/ s) η (%) 12x6 13x4 13x5 13x6 14x4 14x6 2 7,79 9,05 8,24 7,52 8,64 7, ,43 17,82 16,28 14,89 17,02 14, ,81 26,13 24,00 22,03 24,99 21, ,87 33,86 31,30 28,87 32,42 27, ,55 40,88 38,11 35,35 39,20 34, ,81 47,11 44,38 41,42 45,24 40, ,60 52,44 50,03 47,06 50,45 45, ,90 56,75 55,02 52,23 54,73 50, ,67 59,91 59,27 56,88 57,94 55, ,86 61,71 62,70 60,99 59,93 59, ,42 61,87 65,20 64,49 60,45 62, ,28 59,96 66,60 67,33 59,18 65, ,33 55,26 66,67 69,40 55,59 67, ,41 46,62 65,05 70,59 48,86 68, ,29 31,88 61,15 70,68 37,60 69,15 A partir dos resultados mostrados na Tabela 3-6, foram traçadas as curvas, mostradas na Figura 3-9, da eficiência das hélices pela velocidade relativa de voo da aeronave.

42 η (%) x6 13x4 13x5 13x6 14x4 14x V (m/ s) Figura Curvas da eficiência das hélices, η, pela velocidade relativa de voo da aeronave Analisando o gráfico da Figura 3-6, verifica-se claramente que a hélice 14x6 é a hélice que produz maior tração tanto em baixas quanto em altas velocidades em um regime ótimo de operação do motor, ou seja, a 80% da rotação ótima. Assim, do ponto de vista estritamente da tração disponível, a hélice 14x6 é a melhor opção dentre àquelas analisadas. Da mesma forma, ao se analisar os gráficos da Figura 3-7 e da Figura 3-8, verifica-se claramente que, nesse regime de trabalho do motor, a hélice 14x6 apresentou a maior potência disponível no eixo do motor e a maior potência na hélice, ou seja, a hélice 14x6 é a hélice que consegue extrair do motor a maior potência possível e convertê-la em potência efetiva. Entretanto, como não se conhece a potência máxima desse motor, mas fazendose uma estimativa a favor da segurança (considerando-se que a potência correspondente à rotação máxima é 80% da potência ótima), verifica-se que os valores de potência disponível no eixo do motor para a hélice 14x6 para quase todo o intervalo de velocidade analisado são muito superiores à potência máxima estimada desse motor

43 41 de 1584,6 W (que corresponde a 120% do valor de potência indicado pelo fabricante a RPM, que é a rotação máxima desse motor). Assim, analisando-se novamente o gráfico da Figura 3-6, verifica-se que as hélices 13x6 e 14x4 apresentam valores de tração disponível abaixo dos valores apresentados pela hélice 14x6, mas acima dos valores apresentados pelas demais hélices em análise, para velocidades baixas. Entretanto, para velocidades intermediárias, a curva da hélice 14x4 apresenta um decaimento brusco, enquanto a curva da hélice 13x6 apresenta um decaimento suave, conferindo-lhe valores de tração mais altos que as demais hélices tanto para velocidades intermediárias quanto para velocidades altas. Além disso, dos gráficos da Figura 3-7 e da Figura 3-8, pode-se constatar que os valores de potência são condizentes. Do gráfico da Figura 3-9, pode-se inferir, após uma análise rápida, que a hélice 13x6 não apresenta a maior eficiência. A hélice 12x6 apresenta maior eficiência. Entretanto, deve-se mencionar que a hélice 13x6 apresenta a segunda maior eficiência dentre as hélices analisadas, sendo esta muito próxima da eficiência da hélice 12x6, e ótima, considerando-se obviamente que a eficiência máxima das hélices de passo fixo usadas em aeromodelismo é da ordem de 60%. Assim, tendo em vista que se deseja a maior tração disponível para maximizar o desempenho da aeronave na decolagem e no voo e, consequentemente, maximizar a carga útil, que é o objetivo da missão (transportar a maior carga útil possível), a hélice 13x6 é a mais indicada.

44 Análise aerodinâmica Estudo do perfil aerodinâmico da asa O estudo da aerodinâmica é fundamental para o projeto global da aeronave, pois a configuração aerodinâmica dela será utilizada para a análise de desempenho e de estabilidade da aeronave, assim como para o cálculo estrutural da mesma. Antes de iniciar a na análise aerodinâmica propriamente dita, é fundamental mencionar alguns fundamentos aerodinâmicos. O primeiro é a força de sustentação que é responsável por garantir o voo da aeronave, vencendo a força gravitacional. Parte do escoamento de ar é defletido pela asa sob um ângulo denominado ângulo de ataque induzido como mostrado na Figura Ao ser forçada a mudar a sua direção, essa parcela de ar escoando sobre a superfície inferior da asa aplica uma força sobre a asa para cima, sendo a componente vertical dessa força, a força de sustentação. De forma análoga, pode-se entender a força de sustentação através do princípio de Bernoulli. Como a velocidade do escoamento sobre a superfície superior da asa é maior que a velocidade do escoamento sobre a superfície inferior da asa, a pressão estática sobre a superfície superior é menor que a pressão estática sobre a superfície inferior, gerando assim uma força líquida de cima para baixo, cuja componente vertical é a força de sustentação. Figura 3-10 Escoamento de ar sobre a asa (Rodrigues, 2010)

45 43 Outro fundamento aerodinâmico importante é o Número de Reynolds que é uma grandeza adimensional cujo valor caracteriza o regime do escoamento sobre uma superfície. Para perfis aerodinâmicos, o Número de Reynolds é expresso em função da corda média do perfil aerodinâmico, c, da velocidade do escoamento, v, da densidade do ar, ρ, e da viscosidade dinâmica do ar,, segundo a equação Sua importância reside na possibilidade de se avaliar a estabilidade do fluxo, a partir do conhecimento do regime de escoamento: laminar ou turbulento. A escolha e a análise corretas do perfil aerodinâmico dependem do Número de Reynolds, tendo em vista que a eficiência de um perfil em gerar sustentação e arrasto está diretamente relacionada ao Número de Reynolds utilizado. Para asas de aviões, geralmente o fluxo se torna turbulento para Números de Reynolds acima de 1x10 7 (Fox, McDonald, & Pritchard, 2006). Como já mencionado, o estudo dos perfis aerodinâmicos é uma importante etapa no projeto de aeronaves, pois determinará grande parte das características de voo. A Figura 3-11 mostra um perfil aerodinâmico típico e suas principais características aerodinâmicas. Figura 3-11 Características geométricas de um perfil aerodinâmico (Rodrigues, 2010)

46 44 A linha de arqueamento média é a linha que une os pontos médios entre os pontos que formam as superfícies superior e inferior do perfil. A linha da corda é a linha reta que une os pontos inicial e final da linha de arqueamento média. A espessura é a altura do perfil medida perpendicularmente à linha da corda. A razão entre a máxima espessura do perfil e o comprimento da corda é chamada de razão de espessura do perfil. O arqueamento é a máxima distância entre a linha de arqueamento média e a linha da corda do perfil. O ângulo de ataque, α, é o ângulo entre a linha de corda do perfil e a direção do vento relativo, sendo um parâmetro decisivo na capacidade de geração de sustentação do perfil. Geralmente, o aumento do ângulo de ataque proporciona um aumento da força de sustentação até o estol que é o ângulo de ataque para o qual essa força diminui bruscamente, segundo Fox (2006). O aumento do ângulo de ataque também proporciona o aumento da força de arrasto gerada. A dependência da sustentação e do arrasto com o ângulo de ataque podem ser medidas através de coeficientes adimensionais denominados coeficiente de sustentação e coeficiente de arrasto. Normalmente o ângulo de ataque crítico é em torno de 15 (Rodrigues, 2010) para a maioria dos perfis aerodinâmicos. A Figura 3-12 mostra um perfil aerodinâmico e seu respectivo ângulo de ataque. Figura 3-12 Ângulo de ataque (Rodrigues, 2010) O ângulo de incidência é o ângulo entre a corda do perfil e um eixo horizontal de referência como mostrado na Figura Ângulos de incidência da ordem de 5 são

47 45 muito comuns na maioria das aeronaves, segundo Rodrigues (2010), porém, deve-se mencionar que o ângulo de incidência ideal é aquele que proporciona a maior eficiência aerodinâmica para a asa. Figura 3-13 Ângulo de incidência (Rodrigues, 2010) Segundo Rodrigues (2010), para a escolha de um perfil aerodinâmico deve-se considerar a capacidade do perfil em gerar sustentação, a correspondente força de arrasto e o momento gerado pela diferença de pressões entre o extradorso e o intradorso do aerofólio, sendo este ultimo critério decisivo na estabilidade longitudinal e no dimensionamento das empenagens traseiras. As principais características aerodinâmicas de um perfil são o coeficiente de sustentação, o coeficiente de arrasto, o coeficiente de momento, a posição do centro aerodinâmico e a sua eficiência aerodinâmica. O coeficiente de sustentação, C l, é um parâmetro adimensional cujo valor mostra a eficiência do perfil na geração de força de sustentação. Perfis com altos valores de coeficiente de sustentação são considerados eficientes na geração de sustentação. O coeficiente de sustentação é função da forma geométrica do perfil, de suas dimensões, do arqueamento, da espessura, do raio do bordo de ataque, do número de Reynolds e do ângulo de ataque. Assim como o coeficiente de sustentação, o coeficiente de arrasto, C d, é um parâmetro adimensional, mas, cujo valor mostra a eficiência do perfil na geração de força de arrasto. O coeficiente de arrasto depende também da forma geométrica do perfil, de suas dimensões, do arqueamento, da espessura, do raio do

48 46 bordo de ataque, do número de Reynolds e do ângulo de ataque. Para um perfil, desejam-se coeficientes de sustentação altos e coeficientes de arrasto baixos. Existem basicamente duas abordagens para o estudo dos perfis aerodinâmicos no projeto da asa de uma aeronave segundo Rodrigues (2010). A primeira abordagem consiste em adotar um perfil já consagrado. Deve-se atentar, porém, para o fato de que alguns desses perfis apresentam difícil manufatura ou dificuldades adaptação a uma parte estrutural da aeronave. Outra abordagem é o estudo de novos perfis que atendam ao projeto de maneira satisfatória, porém esta abordagem demanda demasiado tempo, uma vez que inúmeras análises devem ser realizadas. Por fim, pode-se criar um perfil aerodinâmico baseado em outros já consagrados, procurando características intermediárias e satisfatórias e, consequentemente, aproveitar o que há de bom em um minimizando suas contra partidas com o outro. Para o Projeto Aerodesign 2013, esta alternativa se mostra interessante uma vez que é uma solução simples e rápida, e que, de certa forma, possibilita bons resultados. A Figura 3-14 mostra os perfis mais consagrados por serem os mais utilizados comumente pelas equipes. Figura 3-14 Características dos perfis mais consagrados (Rodrigues, 2010)

49 47 Seguindo a abordagem de Braz (2012), optou-se por estudar apenas os perfis aerodinâmicos Selig 1223 e Epler 423 que são os mais usados nas competições SAE Aero Desig, e para os quais já se tem conhecimento de bons resultados obtidos. Para analisar as propriedades aerodinâmicas dos perfis mencionados, recorreuse ao programa XFRL5, de código aberto, que se mostrou uma ferramenta poderosa e versátil para estudo de aerofólios empregados em baixos números de Reynolds como é o caso da competição SAE AeroDesign. Com esta ferramenta, torna-se possível ainda realizar um estudo preliminar de desempenho e estabilidade da aeronave. Inicialmente, é necessário determinar a faixa de números de Reynolds permitida pela competição. Para isso foi utilizada a 3-3 com = 1,1559 Kg/m 3 e = 1,7613 x 10-5 Kg/(m.s) para o ar ao nível do mar, 15m/s v 30 m/s, que é a faixa de velocidade quando a aeronave está em velocidade de cruzeiro segundo Rodrigues (2010), e 400 mm c 250 mm, em uma primeira. Considerando a velocidade de 15m/s, tem-se: Considerando a velocidade de 30m/s, tem-se: de Reynolds: Assim, o estudo do perfil dar-se-á dentro da seguinte faixa de valores de Número

50 48 Optou-se por comparar o desempenho dos dois perfis mencionados anteriormente com um terceiro perfil intermediário que é a interpolação ponto a ponto dos dois perfis anteriores. Como a faixa de valores de Número de Reynolds é muito extensa, as comparações ocorreram com os valores mínimo, médio e máximo para os três perfis. Assim, com o auxílio do programa XFRL5, obtiveram-se os gráficos mostrados na Figura 3-16 a Figura Figura 3-15 Legenda para as Figuras de Figura 3-16 a Figura 3-21 Figura 3-16 C l x C d para Re =

51 Figura 3-17 Da esquerda para a direita, de cima para baixo, C l x α, C l x Xtr1, C m x α e C l / C d x α, respectivamente, para Re =

52 50 Figura 3-18 C l x C d para Re = Figura 3-19 Da esquerda para a direita, de cima para baixo, C l x α, C l x Xtr1, C m x α e C l / C d x α, respectivamente, para Re =

53 51 Figura 3-20 C l x C d para Re = Figura 3-21 Da esquerda para a direita, de cima para baixo, C l x α, C l x Xtr1, C m x α e C l / C d x α, respectivamente, para Re =

54 52 Analisando os gráficos da Figura 3-17, da Figura 3-19 e da Figura 3-21, pode-se observar que as curvas do coeficiente de sustentação, C l, pelo ângulo de ataque, α, para os três valores de Número de Reynolds analisados, seguem um padrão o que permite afirmar que o perfil Selig 1223 apresenta maior C l, para cada α analisado, para toda a faixa de valores de Número de Reynolds analisados, assim como, o perfil Eppler 423 apresenta menor C l e o perfil Selep 50 apresenta valores intermediários como era esperado. Pode-se constatar também que, conforme o Número de Reynolds aumenta, o perfil Selep 50 apresenta um ângulo de estol (ângulo a partir do qual ocorre uma redução brusca do coeficiente de sustentação devida à separação do escoamento que ocorre na superfície superior do perfil (extradorso)) suavemente maior que os demais perfis, em torno de 12 o. Observando-se agora os gráficos da eficiência, C l / C d, pelo ângulo de ataque, α, pode-se inferir que, para valores de Número de Reynolds mais próximos do limite inferior da faixa considerada, o perfil Selep 50 apresenta maior eficiência para cada α analisado, e que a sua eficiência torna-se menor que a eficiência do perfil Eppler 423 para α maiores que 5 o, à medida que o Número de Reynolds aumenta do ponto médio da faixa considerada até o seu limite superior. Pode-se observar também que, de um modo geral, esta relação atinge um valor máximo para um ângulo de ataque em torno de 5 o, para os três perfis em toda a faixa de Números de Reynolds analisada. Dos gráficos da Figura 3-16, da Figura 3-18 e da Figura 3-20, pode-se observar que o perfil Selig 1223 apresenta menor arrasto à medida que a sustentação aumenta comparativamente aos demais perfis. Entretanto, o perfil Selep 50 apresenta um comportamento muito próximo do perfil Selig Assim, levando-se em consideração a análise discutida anteriormente e o fato de que o bordo de fuga do perfil Selep 50 não é tão fino quanto o bordo de fuga do perfil Selig 1223, e que, portanto, é de mais fácil fabricação, optou-se pelo perfil Selep 50.

55 Determinação do planiforme da asa As asas dos aviões podem ter uma série de formas geométricas de acordo com o propósito do projeto em questão, porém os principais tipos são retangular, trapezoidal, elíptica e mista, segundo Rodrigues (2010). As asas da aeronave em projeto serão do tipo asa mista, ou seja, parte da asa terá a forma retangular e a outra parte terá a forma trapezoidal, incorporando propriedades tanto da asa retangular quanto da asa trapezoidal. Este tipo de asa se mostra interessante pela facilidade com que pode ser fabricada se comparada com as asas elíptica e trapezoidal, apresenta ainda eficiência aerodinâmica satisfatória, pois a distribuição de sustentação se assemelha à distribuição da asa elíptica. É interessante salientar que outro fator que contribui para este resultado é a diminuição do arrasto induzido ou de ponta de asa, pois as dimensões da corda são menores se comparadas à raiz. Em relação à posição de fixação da asa na fuselagem, optou-se pelo tipo asa alta que congrega características ótimas para a finalidade dessa aeronave: melhor relação L/ D, maior estabilidade lateral, menor comprimento de pista necessário para o pouso uma vez que minimiza a ação do efeito solo, facilita o processo de colocação e retirada de carga. A torção geométrica ou washout será nula, uma vez que o envelope de voo da aeronave será dimensionado de modo a evitar curvas muito acentuadas e, portanto, a aeronave não perderá sustentação nestas curvas. Por se tratar de uma aeronave que opera em velocidades subsônicas, o enflechamento das asas será nulo. A Figura 3-22 apresenta o planiforme proposto para a asa da aeronave em projeto, cujas dimensões ainda deverão ser verificadas de acordo com os requisitos da missão.

56 54 Figura 3-22 Planiforme proposto para a asa Aerodinâmica da asa Para asas de formato geométrico diferentes do formato retangular, o alongamento pode ser determinado pela razão entre o quadrado da envergadura e a área em planta da asa de acordo com a A Figura 3-23 ilustra como são obtidas a envergadura e a área em planta da asa. Figura 3-23 Envergadura e área em planta da asa.

57 55 Pode-se melhorar consideravelmente o desempenho da asa com o alongamento, pois com o seu aumento é possível reduzir de maneira satisfatória o arrasto induzido. Porém, um alongamento muito alto é satisfatório do ponto de vista do projeto aerodinâmico, mas pode gerar um problema construtivo, tendo em vista que a deflexão e o momento fletor em uma asa de alto alongamento são grandes, e, dessa forma, as tensões atuantes na estrutura são grandes também necessitando de uma estrutura de maior resistência, e, consequentemente, de maior peso, segundo Rodrigues (2010). A relação de afilamento é a razão entre a corda na ponta e a corda na raiz de acordo com a equação Figura 3-24 Corda na ponta e corda na raiz de uma asa (Rodrigues, 2010) A corda média aerodinâmica, c med, é o comprimento de corda que quando multiplicado pela área da asa, pela pressão dinâmica e pelo coeficiente de momento ao redor do centro aerodinâmico da asa, fornece como resultado o valor do momento aerodinâmico ao redor do centro aerodinâmico do avião. Segundo Raymer (1992), uma construção geométrica para obter-se a corda média aerodinâmica de uma asa é representada na Figura 3-25.

58 56 Figura 3-25 Determinação gráfica da corda média aerodinâmica (Rodrigues, 2010) Assim como os perfis, as asas finitas têm as suas características de geração de sustentação, de arrasto e de momento em torno do centro aerodinâmico da asa, que da mesma forma, são mensuráveis segundo coeficientes: coeficiente de sustentação, C L, coeficiente de arrasto, C D, e coeficiente de momento, C M. As forças de sustentação e de arrasto, e o momento podem ser calculados pela equação 3-6, pela equação 3-7 e pela equação 3-8, respectivamente A análise aerodinâmica da asa foi realizada com o auxílio do programa XFRL5 que proporciona ótimos resultados para escoamentos com baixos Números de Reynolds.

59 57 Um primeiro aspecto que deve ser analisado é verificar a carga que a asa será capaz de transportar através da determinação das forças de sustentação e uma estimativa inicial do arrasto que deverá ser vencido pelo grupo moto propulsor. É importante ainda conhecer os momentos atuantes na asa, uma vez que influirão diretamente na estabilidade da aeronave. Tabela 3-7 Forças de sustentação e de arrasto, e momento da asa em projeto α C L C D C L / C D C M F L (N) F D (N) M (N. m) -4 0,606 0, ,39-0,474 83,58 8,04-27,03-3 0,687 0, ,78-0,496 94,85 7,42-28,30-2 0,768 0, ,87-0, ,04 7,13-29,55-1 0,849 0, ,14-0, ,15 7,26-30,80 0 0,928 0, ,87-0, ,16 7,60-32,04 1 1,01 0, ,72-0, ,08 8,32-33,27 2 1,09 0, ,13-0, ,87 9,29-34,50 3 1,16 0, ,46-0, ,54 10,39-35,69 4 1,24 0, ,76-0, ,06 11,59-36,88 5 1,31 0, ,10-0, ,44 12,86-38,05 6 1,39 0,103 13,48-0, ,66 14,21-39,20 7 1,46 0,113 12,91-0, ,71 15,62-40,33 8 1,53 0,124 12,38-0, ,58 17,10-41,43 9 1,60 0,135 11,87-0, ,26 18,65-42, ,67 0,147 11,39-0, ,74 20,26-43, ,74 0,160 10,93-0, ,02 21,96-44, ,81 0,172 10,51-0, ,09 23,71-45, ,87 0,185 10,10-0, ,93 25,53-46, ,93 0,199 9,72-0, ,55 27,42-47, ,99 0,213 9,33-0, ,94 29,45-48,48 Os coeficientes, e para a asa com a geometria proposta anteriormente foram determinados com o auxílio do programa XFRL5. Assim, a partir da equação

60 58 3-6, da equação 3-7e da equação 3-8, foi obtida a Tabela 3-7 que apresenta valores da força de sustentação e de arrasto, bem como do momento para diferentes valores de α. Para a obtenção dos resultados mostrados na Tabela 3-7, foram usados os seguintes valores para alguns parâmetros:,,,. Deve-se mencionar que os valores de S e foram obtidos com o auxílio do XFLR5, levando-se em consideração o requisito básico de projeto RB 7. Ao analisar os resultados da Tabela 3-7, observa-se que os valores de são menores que os valores de C l observados para os mesmos ângulos. A principal razão para isso é a ocorrência do arrasto induzido. Este fenômeno merece especial atenção e é gerado principalmente pelos vórtices de ponta de asa. Estes vórtices podem ser visualizados na Figura 3-26 e se originam da diferença de pressões entre a parte superior e inferior da asa, sendo responsáveis por uma parcela adicional de arrasto de pressão. Ao perturbar o escoamento, diminuem a capacidade de sustentação da asa e alteram sua distribuição. Uma maneira de diminuir a influência destes vórtices no escoamento é aumentar a razão de afilamento da asa. Buscou-se utilizar essa solução no projeto da asa, pois embora não solucione integralmente o problema, pelo menos o atenua. Figura 3-26 Vórtices de ponta de asa (Rodrigues, 2010) O programa XFRL5 fornece uma representação dos vórtices de ponta de asa e o arrasto induzido gerado por eles, conforme pode ser observado na Figura 3-27.

61 59 Figura 3-27 Vórtices de ponta de asa para a asa em projeto Figura 3-28 Arrasto induzido na asa X α

62 60 No gráfico da Figura 3-28, gerado pelo XFRL5, pode-se visualizar a polar de arrasto induzido da asa em projeto. Tendo em vista que uma das restrições da competição é que o peso total da aeronave carregada não deve exceder 20 kg, será fixado para o projeto um peso total de 17 kg, pois dessa forma haverá uma margem de segurança. Como uma estimativa inicial, a aeronave deverá ser capaz de sustentar uma carga de 166,6 N. Observa-se que na Tabela 3-7 esse valor é atingido com, para o qual. Esses dados permitem concluir que o ângulo a ser adotado entre a asa e a fuselagem deverá ser em torno de. Analisando-se o gráfico da Figura 3-29, pode-se observar que o aumento do ângulo de ataque gera um aumento do coeficiente de sustentação, porém esse aumento de C L não ocorre indefinidamente, como se pode observar a partir de uma analise mais cuidadosa dessa curva, ou seja, existe um limite máximo para o valor do coeficiente de sustentação de uma asa. Esse limite máximo é chamado de ponto de estol, e o ângulo de ataque associado a esse ponto, de ângulo de estol. 2,5 C L x α 2 C L 1,5 1 CL x alpha 0, α Figura 3-29 C L x α

63 61 O ângulo de estol da asa é o ângulo para o qual a sustentação cai bruscamente. Esse ângulo pode ser determinado a partir dos resultados da Tabela 3-7 e da necessidade de sustentação considerada. Assim, tem-se que quando. Reorganizando a equação 3-6, explicitando a velocidade, tem-se: 3-9 Substituindo os valores na equação 3-9, tem-se: Essa velocidade representa uma condição crítica aproximada de operação da aeronave, e deve ser evitada. Serve ainda para definir certas características de voo da aeronave principalmente relacionadas à estabilidade. Para que o planeio possa ocorrer a velocidades menores que essa, deve-se considerar o uso de flaps na aeronave. Utilizando-se esse artifício, os valores de aumentarão significativamente, aumentando a força de sustentação da aeronave para velocidades menores e, consequentemente, permitindo decolagem e pouso em menor distância.

64 62 Figura 3-30 Configuração do flap tipo plain (Rodrigues, 2010) Os tipos de flaps a serem considerados neste projeto serão os do tipo plain conforme a Figura A Figura 3-31 mostra a configuração da asa em projeto com os flaps do tipo plain. Figura 3-31 Configuração da asa com os flaps

65 63 Para estimar o acréscimo de sustentação que se pode obter com a utilização de flaps, Rodrigues (2010) utiliza a 3-10, onde representa o aumento percentual da corda do aerofólio devido à utilização dos flaps Para a asa em projeto, considerou-se a aplicação dos flaps a 25% da corda da asa nas porções centrais desta, e a deflexão ótima dos flaps foi de 60. Ambos os valores foram sugeridos por McCormick (1995). Considerando-se que, com a utilização de flaps tipo plain, a corda do perfil sofre um aumento percentual de x = 5% (esse valor é uma aproximação razoável tendo em vista a literatura em vigor), obteve-se a Tabela 3-8 e o gráfico da Figura 3-32.

66 64 Tabela 3-8 C L sem flaps e C L com flaps α C L C L flaps -4 0,606 0, ,687 0, ,768 0, ,849 0, ,929 0, ,01 1,06 2 1,09 1,14 3 1,16 1,22 4 1,24 1,30 5 1,31 1,38 6 1,39 1,46 7 1,46 1,53 8 1,53 1,61 9 1,60 1, ,67 1, ,74 1, ,81 1, ,87 1, ,93 2, ,99 2,09

67 Cl 65 2,5 2 1,5 1 CL sem flaps CL com flaps 0, alpha Figura 3-32 C L (sem flaps) x α C L (com flaps) x α Analisando-se a Tabela 3-8 e o gráfico da Figura 3-32, pode-se notar um considerável aumento no valor do C L máx sem que ocorra nenhuma mudança do coeficiente angular da curva C L versus α. Porém, como a aplicação dos flaps proporciona um aumento no arqueamento do perfil, percebe-se que a curva C L versus α sofre um deslocamento para a esquerda acarretando um menor ângulo de estol quando comparado a uma situação sem flap. A distribuição de sustentação ao longo da asa para diversos ângulos de ataque pode ser visualizada na Figura O conhecimento dessa distribuição é importante tanto para o correto dimensionamento da estrutura da asa, uma vez que ela estará submetida aos esforços provenientes da sustentação, quanto para a determinação de propagação do estol. Pode-se verificar que para valores de α compreendidos no intervalo de, a distribuição de sustentação é suave. A partir de, verifica-se uma mudança na distribuição para a porção referente ao afilamento da asa, e esta variação aumenta à medida que α aumenta.

68 66 Figura 3-33 Distribuição de sustentação ao longo da asa À medida que α aumenta, verifica-se que os valores de C L vão diminuindo significativamente nas pontas de asa, o que significa que a propagação do estol começa a ocorrer nessas regiões e destas se propaga para o centro. Como era esperada, a parte central da asa é submetida a maiores valores de sustentação do que as pontas da asa. Assim, necessita-se de uma estrutura mais reforçada no centro do que nas pontas de asa Planiforme das empenagens Devido ao fato de o aerofólio ser assimétrico, o escoamento gera um momento que tende a girar a asa, e esse aumenta à medida que α aumenta. Evidentemente, uma

69 67 aeronave necessita de superfícies que anulem esse momento, e ainda sejam capazes de proporcionar boa controlabilidade e estabilidade. Por essse motivos é necessário que as empenagens vertical e horizontal sejam corretamente dimensionadas. O projeto das empenagens constitui uma etapa altamente empírica do projeto da aeronave. Por esse motivo, seguir-se-á a metodologia proposta por McCormick (1995), que define parâmetros denominados volumes de cauda vertical e horizontal, através da 3-11 e da O objetivo da utilização da equação 3-11 e da equação 3-12 é determinar os valores de e, que são as áreas projetadas dos estabilizadores vertical e horizontal nos respectivos planos, respectivamente. Nestas equações, e representam as distâncias entre o CG do avião e os centros aerodinâmicos de pressão dos estabilizadores vertical e horizontal, respectivamente. Segundo Rodrigues (2010), a faixa de valores ótimos para as constantes citadas é expressa pela equação 3-13 e pela equação Visando obter uma aeronave compacta que atenda o requisito básico RB 7, optou-se, então, por adotar os menores valores dos intervalos. Dessa forma e.

70 68 Manipulando-se a equação 3-11 e a equação 3-12 de modo a isolar e, determinou-se a área necessária de cada uma das empenagens, segundo a equação 3-15 e a equação A Tabela 3-9 relaciona,, e, sendo possível determinar a envergadura das empenagens baseada em uma corda de um tamanho desejado. Nos cálculos, consideraram-se, e. Para a corda da empenagem horizontal,, e, para a empenagem vertical,. Para o projeto, adotou-se, obtendo-se, assim, a envergadura da empenagem horizontal e a altura da empenagem vertical Análise aerodinâmica das empenagens A escolha do perfil aerodinâmico das empenagens deve ser realizada seguindo a mesma metodologia que foi adotada para a seleção do perfil aerodinâmico da asa. Deve-se inicialmente determinar o valor de Re em que as empenagens operarão. Consideraram-se novamente a velocidade do escoamento como e o comprimento característico, relacionado à corda da empenagem horizontal. 3-17

71 69 Tabela 3-9 Cálculo dos volumes de cauda HORIZONTAL VERTICAL I EH S EH h I EV S EV h 0,6 0,187 0,933 0,6 0,147 0,587 0,65 0,172 0,861 0,65 0,135 0,542 0,7 0,160 0,799 0,7 0,126 0,503 0,75 0,149 0,746 0,75 0,117 0,469 0,8 0,140 0,699 0,8 0,110 0,440 0,85 0,132 0,658 0,85 0,104 0,414 0,9 0,124 0,622 0,9 0,0978 0,391 0,95 0,118 0,589 0,95 0,0926 0, ,112 0, ,0880 0,352 1,05 0,107 0,533 1,05 0,0838 0,335 1,1 0,102 0,509 1,1 0,0800 0,320 1,15 0,0973 0,487 1,15 0,0765 0,306 1,2 0,0933 0,466 1,2 0,0733 0,293 1,25 0,0895 0,448 1,25 0,0704 0,282 1,3 0,0861 0,430 1,3 0,0677 0,271 1,35 0,0829 0,415 1,35 0,0652 0,261 1,4 0,0799 0,400 1,4 0,0629 0,251 1,45 0,0772 0,386 1,45 0,0607 0,243 1,5 0,0746 0,373 1,5 0,0587 0,235 1,55 0,0722 0,361 1,55 0,0568 0,227 Optou-se pela utilização de perfis simétricos nas empenagens por simplicidade de projeto, facilidade de fabricação da superfície aerodinâmica e por se querer utilizar o mesmo perfil tanto na empenagem horizontal quanto na vertical. Outro aspecto positivo da utilização de perfis simétricos reside no fato de que o perfil gera mesma sustentação para +α e α, o que permite uma melhor controlabilidade da aeronave.

72 70 Os perfis NACA 0008, 0012 e 0015 foram simulados no programa XFRL5 com o Número de Reynolds da equação 3-17, e com ângulos de ataque variando no intervalo de, obtendo-se os gráficos da Figura Figura 3-34 (a) C l X C d, (b) C l X α, (c) C d X C d, (d) C m X α e (e) C l / C d X α para NACA 0008, 0012 e 0015 Do gráfico C L por α, da Figura 3-34, pode-se observar que a sustentação gerada pelo perfil NACA 0008 é superior em toda a faixa de α estudada. Os valores de momento apresentados no gráfico C m por α, para esse perfil, são inferiores aos valores apresentados pelos demais perfis, o que é um indicativo de que esse perfil apresenta

73 71 maior estabilidade. O ponto negativo desse perfil em comparação com os demais perfis é o arrasto gerado, podendo-se verificar isso tanto a partir do gráfico C L por C D quanto a partir do gráfico C D por α. Assim, tendo em vista os argumentos a favor já discutidos, e a menor espessura, o perfil NACA 0008 será utilizado no projeto das empenagens horizontal e vertical. Utilizando os parâmetros determinados até agora, já é possível esboçar a configuração da asa e das empenagens, bem como, suas posições relativas conforme pode ser visto na Figura Figura 3-35 Configuração da asa e dos estabilizadores

74 Análise elétrica Os componentes elétricos embarcados na aeronave são o receptor do rádio controle, a bateria, o medidor de tensão obrigatório (VoltWatch Receiver Battery Monitor) e oito servos-motores, sendo um para o acelerador do motor, um para a bequilha, um para o leme, um para o profundor, um para cada aileron e um para cada flap. Os servos da bequilha e do leme são ligados na aeronave independentemente através de um cabo em Y, atuando, assim, em conjunto. Os servos dos ailerons também atuam em conjunto através de um cabo em Y, assim como os servos dos flaps. Com isso, é necessário um rádio controle com no mínimo cinco canais para que a aeronave possa operar. A Figura 3-36 mostra a configuração elétrica da aeronave. Figura 3-36 Diagrama elétrico da aeronave (Braz, 2012) Pelo requisito RB 21 do Apêndice A deste trabalho, o rádio controle deve ser de 2.4 GHz, desde que a potência de transmissão do equipamento não ultrapasse um Watt, respeitando normas da ANATEL para aparelhos operando sem homologação na faixa de frequência livre.

75 73 Segundo o requisito RB 22 do Apêndice A deste trabalho, o medidor de tensão onboard deve ser preferencialmente comercial, e deve estar visível para que a bateria seja verificada imediatamente antes da decolagem. A antena do receptor deve estar exposta e não pode estar em contato, mesmo que encapada, com materiais metálicos e compósitos de carbono, segundo o requisito RB 24 do Apêndice A deste trabalho. De acordo com Braz (2012), deve-se atentar para a seleção de uma bateria adequada à demanda do projeto, para a seleção correta dos servos-motores, para a seleção da cablagem adequada, para interferências eletromagnéticas, procurando-se minimizá-las, e para a proteção de todo o equipamento contra impactos e chuva. A seleção dos itens embarcados, todos comerciais, por segurança, deve ser realizada de acordo com os requisitos e restrições apresentados nos Apêndices A e B deste trabalho. Para este projeto elétrico, optou-se por um pack de bateria de 600 mah (um pouco acima da característica mínima permitida, 500 mah) e por servos do tipo Futaba S3003, Hitec alto torque e Hobbico perfil baixo, por atenderem as necessidades de projeto, e por se mostrarem confiáveis em edições passadas do AeroDesign, e por horns de 1cm. A Figura 3-37 apresenta algumas características do servo Futaba selecionado. Figura 3-37 Características do servo Futaba S3003 (Braz, 2012) A cablagem deve ter tamanho curto para que não pese, ocupe espaço e acarrete perda de energia por resistência elétrica, o que poderia ocasionar variação na voltagem. Além disso, a cablagem deve estar envolvida em papel alumínio para evitar interferências eletromagnéticas.