Breno Garcia Braz de Souza

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1 FERRAMENTA PARA ANÁLISE DOS PARÂMETROS DE CONTROLE E ESTABILIDADE DE VEÍCULOS AÉREOS NÃO TRIPULADOS (VANT) Breno Garcia Braz de Souza Projeto de Graduação apresentado ao Curso de Engenharia Mecânica da Escola Politécnica, Universidade Federal do Rio de Janeiro, como parte dos requisitos necessários à obtenção do título de Engenheiro. Orientador: Gustavo César Rachid Bodstein Rio de Janeiro Março de 2018

2 UNIVERSIDADE FEDERAL DO RIO DE JANEIRO Departamento de Engenharia Mecnica DEM/POLI/UFRJ FERRAMENTA PARA ANÁLISE DOS PARÂMETROS DE CONTROLE E ESTABILIDADE DE VEÍCULOS AÉREOS NÃO TRIPULADOS (VANT) Breno Garcia Braz de Souza PROJETO FINAL SUBMETIDO AO CORPO DOCENTE DO DEPARTAMENTO DE ENGENHARIA MECÂNICA DA ESCOLA POLITÉCNICA DA UNIVERSIDADE FEDERAL DO RIO DE JANEIRO COMO PARTE DOS REQUISITOS NECESSÁRIOS PARA A OBTENÇÃO DO GRAU DE ENGENHEIRO MECÂNICO. Aprovada por: Prof. Gustavo César Rachid Bodstein, Ph.D. Prof. Fernando Pereira Duda, D.Sc. Prof. Vitor Ferreira Romano, Dott. Ric. RIO DE JANEIRO, RJ BRASIL MARÇO DE 2018

3 Souza, Breno Garcia Braz de Ferramenta para análise dos parâmetros de controle e estabilidade de veículos aéreos não tripulados (VANT)/ Breno Garcia Braz de Souza. Rio de Janeiro: UFRJ/Escola Politécnica, XVIII, 72 p. 29, 7cm. Orientador: Gustavo César Rachid Bodstein Projeto de Graduação UFRJ/ Escola Politécnica/ Curso de Engenharia Mecânica, Referências Bibliográficas: p Controle. 2. Estabilidade. 3. Veículo aéreo não tripulado. 4. VANT. I. Bodstein, Gustavo César Rachid. II. Universidade Federal do Rio de Janeiro, UFRJ, Curso de Engenharia Mecânica. III. Ferramenta para análise dos parâmetros de controle e estabilidade de veículos aéreos não tripulados (VANT). iii

4 Dedico este trabalho à minha mãe ( in memoriam), de quem não há um dia sequer que eu não sinta saudade. iv

5 Agradecimentos A Deus, por minha vida, família e amigos, e por ter me concedido saúde, força e determinação para chegar até aqui. Ao meu pai, José Braz de Souza, quem eu tanto admiro e tenho orgulho de ser filho, pelo apoio irrestrito ao longo de toda minha vida. À minha parceira de vida, Maria Cipriani, pelo amor, carinho, compreensão, zelo, companheirismo e ajuda ao longo de todos esses anos em que estamos juntos, principal responsável por amenizar os momentos de tensão e cansaço ao longo da graduação. Aos meus irmãos, pela parceria e paciência ao longo de incontáveis conversas sobre temas relacionados ao deste trabalho. Aos meus irmãos de Ordem, pela torcida e energia positiva que sempre emanaram em todos os meus projetos. Ao professor Gustavo César Rachid Bodstein, pela oportunidade, apoio e orientação ao longo deste trabalho e junto à equipe Minerva AeroDesign. A todos os professores que tive a oportunidade de conhecer e o privilégio de ser aluno, pela dedicação e respeito que têm com os alunos. Aos meus colegas da equipe Minerva AeroDesign, com quem tive o prazer e o privilégio de conviver e aprender ao longo dos últimos anos. Fazer parte da equipe me proporcionou experiências incríveis e foi uma oportunidade única de aumentar meu conhecimento em uma área que tanto me interessa. E a todos aqueles que, de alguma forma, contribuíram para que eu pudesse concluir o curso de Engenharia Mecânica. v

6 Resumo do Projeto de Graduação apresentado à Escola Politécnica/UFRJ como parte dos requisitos necessários para a obtenção do grau de Engenheiro Mecânico FERRAMENTA PARA ANÁLISE DOS PARÂMETROS DE CONTROLE E ESTABILIDADE DE VEÍCULOS AÉREOS NÃO TRIPULADOS (VANT) Breno Garcia Braz de Souza Março/2018 Orientador: Gustavo César Rachid Bodstein Programa: Engenharia Mecânica As análises de estabilidade e controle constituem uma etapa imprescindível dos projetos de aeronaves. A área de estabilidade, dividida em estática e dinâmica, analisa o comportamento da aeronave e sua tendência em retornar à posição de equilíbrio após sofrer perturbações, sem haver necessidade de intervenção do piloto. Essa característica é atingida através do projeto das superfícies da empenagem, que geram momentos restauradores que se opõem ao movimento. A área de controle, como o nome indica, trata do dimensionamento das superfícies móveis presentes na asa e na empenagem, para que sejam possíveis todas as manobras necessárias em cada fase do voo. Dentro desse contexto, este trabalho trata da elaboração de uma ferramenta de auxílio para análises de controle e estabilidade de uma aeronave do tipo aeromodelo, utilizando parâmetros específicos, buscando alcançar os objetivos definidos nas etapas anteriores do projeto. Palavras-chave: Controle, Estabilidade, Veículo aéreo não tripulado, VANT vi

7 Abstract of Undergraduate Project presented to POLI/UFRJ as a partial fulfillment of the requirements for the degree of Mechanical Engineer SOFTWARE FOR ANALYSIS OF CONTROL AND STABILITY PARAMETERS OF UNMANNED AERIAL VEHICLE (UAV) Breno Garcia Braz de Souza March/2018 Advisor: Gustavo César Rachid Bodstein Department: Mechanical Engineering Stability and control analyzes are an essential step in aircraft design. The stability area, divided into static and dynamic, analyzes the behavior of the aircraft and its tendency to return to the equilibrium position after suffering perturbations, without the need for pilot intervention. This characteristic is achieved through the design of the empennage surfaces, which generate restorative moments that oppose movement. The control area, as the name implies, deals with the dimensioning of the movable surfaces present in the wing and the empennage, so that all necessary maneuvers are possible in each phase of the flight. Within this context, this work deals with the elaboration of an aid software for analysis of control and stability of an aeromodel, using specific parameters, in order to reach the objectives defined in the previous stages of the project. Keywords: Control, Stability, Unmanned aerial vehicle, UAV vii

8 Sumário Lista de Figuras Lista de Tabelas Lista de Símbolos e Abreviaturas xii xiv xv 1 Introdução Motivação Objetivos Gerais Específicos Etapas do projeto e deste trabalho Conceitos gerais Aerodinâmica Coeficiente de sustentação (C L ) Coeficiente de arrasto (C D ) Centro aerodinâmico (CA) Eficiência de cauda (η) Estol Razão de aspecto da asa (AR) Desempenho Tração (T ) Velocidades de estol (V S ) e de cruzeiro (V C ) Componentes Estabilizadores viii

9 2.3.2 Profundor Leme Aileron Trem de pouso Geração dos dados de entrada Estabilidade Aerodinâmica Desempenho Massa específica do ar (ρ) Estabilidade Estática Longitudinal Látero-direcional Dinâmica Látero-direcional Longitudinal Considerações Controle Controle lateral Objetivo Modelagem Recomendações Controle direcional Objetivo Modelagem Recomendações Controle longitudinal Objetivo Modelagem Recomendações No solo ix

10 5.4.1 Objetivo Considerações Programa desenvolvido Objetivos Linguagem Abordagem da solução numérica Passo adimensional (p) τ Interface Funcionalidades Dados gerados pelo programa Controle longitudinal Controle lateral Controle direcional Controle no solo Estabilidade Utilização Análise dos resultados Exemplos de possíveis análises Exemplos de modelos Cavaco Caveirão Michael Douglas Comparação Conclusões e sugestões 46 Referências Bibliográficas 48 A Capturas de tela das abas do programa 51 A.1 Geral A.1.1 Projeto A.1.2 Aerodinâmica x

11 A.1.3 Desempenho A.1.4 Geometria A Avião A Asa A EH e EV A.2 Estabilidade A.3 Controle A.3.1 Longitudinal A.3.2 Látero-direcional A.3.3 Solo B Arquivos.txt com os dados gerados pelo programa 59 B B B C Tabelas com dados e parâmetros de entrada para cada projeto 69 C.1 Aerodinâmica C.2 Desempenho C.3 Geometria C.4 Estabilidade C.5 Controle xi

12 Lista de Figuras 1.1 Global Hawk - Força Aérea dos Estados Unidos [2] Cavaco - Equipe Minerva Aerodesign (2015) [4] Etapas do projeto Curva C L x α [8] Empenagem [11] Ilustração indicando a posição dos ailerons [12] Mooney M20 [13] Túnel de vento do LabMFA durante um teste de motor [4] Curva de tração requerida [10] Curva geral ρ x altitude Curva ρ x altitude até 700m para diferentes distâncias do solo Fluxograma do funcionamento do algoritmo genético [4] Evolução da pontuação dada a cada geração [4] Posição de h CG e h P N [10] Trajetória de um avião em modo dutch-roll [19] Modo de oscilação phugoid [20] Modo de oscilação short-period [20] Diedro em uma asa de avião [21] Fases de um voo [22] τ [9] Forças e momentos durante a rotação da decolagem [9] Vista lateral do projeto de 2016 [4] xii

13 6.1 Curva representando a função τ(t) = a t Curva representando a função τ(t) = a t no intervalo [0, 0.15] Código para a função τ(t) = a n t escrita em P ython Tela inicial com as características destacadas Relação entre a área ocupada pelo aileron e o fator k Relação entre a área ocupada pelo aileron e δ A Relação entre a área ocupada pelo leme e δ R Relação entre a área ocupada pelo profundor e δ E Projeto 3D do Cavaco [4] Projeto 3D do Caveirão [4] Projeto 3D do Michael Douglas [4] A.1 Aba: Geral - Projeto A.2 Aba: Geral - Aerodinâmica A.3 Aba: Geral - Desempenho A.4 Aba: Geral - Geometria - Avião A.5 Aba: Geral - Geometria - Asa A.6 Aba: Geral - Geometria - EH e EV A.7 Aba: Estabilidade A.8 Aba: Controle - Longitudinal A.9 Aba: Controle - Látero-direcional A.10 Aba: Controle - Solo B.1 Análise final modelo de parte B.2 Análise final modelo de parte B.3 Análise final modelo de parte B.4 Análise final modelo de parte B.5 Análise final modelo de parte B.6 Análise final modelo de parte B.7 Análise final modelo de parte B.8 Análise final modelo de parte B.9 Análise final modelo de parte xiii

14 Lista de Tabelas 7.1 Tabela comparativa resumida C.1 Dados de Aerodinâmica C.2 Dados de Desempenho C.3 Dados da Geometria C.4 Dados de Estabilidade C.5 Parâmetros de Controle xiv

15 Lista de Símbolos e Abreviaturas α Ângulo de ataque α estol Ângulo de estol α twist Ângulo de torção do EH θ Aceleração angular no momento da decolagem δ A Deflexão do aileron δ E Deflexão do profundor δ R Deflexão do leme CLF LAP Variação de C Lαw com o uso do flap η H Eficiência de cauda horizontal η V Eficiência de cauda vertical λ w Afilamento da asa µ Coeficiente de atrito entre a roda e o solo MT otal Somatório dos momentos gerados pelas forças atuantes na aeronave τ 1/2 Tempo para dobrar a amplitute do modo spiral τ roll Constante de tempo do modo roll ξ dutch Amortecimento do modo dutch-roll ξ phugoid Amortecimento do modo phugoid ξ short Amortecimento do modo short-period xv

16 acwf AR Centro aerodinâmico do conjunto asa/fuselagem Razão de aspecto b w Envergadura da asa b EH Envergadura do EH c C&E Corda do aileron Controle e Estabilidade C D Coeficiente de arrasto C L Coeficiente de sustentação C D0T O Coeficiente de arrasto na decolagem C Lαh Coeficiente de sustentação do EH C Lαv Coeficiente de sustentação do EV C Lαw Coeficiente de sustentação da asa C lβ Coeficiente de estabilidade estática lateral com relação à β C macwf Coeficiente de momento do conjunto asa/fuselagem C nβ Coeficiente de estabilidade estática direcional com relação à β C pagamax Carga paga máxima c wr Corda da asa na raiz c wt Corda da asa na ponta CA CF D CG e EH Centro aerodinâmico Computational Fluid Dynamics Centro de gravidade do avião Número de eficiência de Oswald Estabilizador horizontal xvi

17 EV Estabilizador vertical F w Força exercida pelo vento f dutch Frequência do modo dutch-roll i h Ângulo de incidência do EH i w Ângulo de incidência da asa I xx Momento de inércia em relação ao eixo X I yy Momento de inércia em relação ao eixo Y I zz Momento de inércia em relação ao eixo Z k Efetividade do aileron l h Distância horizontal entre o CA do EH e o centro da roda l v Distância horizontal entre o CA do EV e o CG L h Força de sustentação no EH L v Força de sustentação no EV M E MT OW N p Margem estática Peso máximo de decolagem Momento de yawing Passo adimensional p % Porcentagem do peso do avião sobre a bequilha P SS Taxa de rolagem estacionária S w Área da asa S EH Área do EH S EV Área do EV T Tração xvii

18 V C Velocidade de cruzeiro V H Volume de cauda horizontal V S Velocidade de estol V V Volume de cauda vertical V aprox Velocidade de aproximação para pouso V decol Velocidade de decolagem V AN T Veículo aéreo não tripulado X acwf Distância horizontal entre o acwf e o centro da roda X CGmg Distância horizontal entre o CG e o centro da roda y λw Ponto onda a asa começa a afilar Z D Altura do ponto onde atua o arrasto Z T Altura do ponto onde atua a tração Z CG Altura do CG xviii

19 Capítulo 1 Introdução 1.1 Motivação O uso de veículos aéreos não tripulados (VANT) tem se difundido nas mais diversas áreas da sociedade. Se por um lado, seu uso já foi majoritariamente militar, por outro, os diferentes VANTs atuais são empregados em setores como agricultura de precisão, apoio à resgates, lazer e captação de imagens para estudos topográficos ou transmissão direta. Dependendo do seu propósito e tecnologia embarcada, o custo de um VANT parte de alguns milhares de reais, podendo chegar a US$131 milhões [1], como o apresentado na figura 1.1. Figura 1.1: Global Hawk - Força Aérea dos Estados Unidos [2] Nesse contexto, buscando propiciar a difusão e o intercâmbio de técnicas e conhecimentos de Engenharia, a Competição SAE BRASIL AeroDesign é realizada anualmente entre universidades do Brasil e do exterior, com cerca de 100 equipes 1

20 participantes, cujo objetivo é projetar e construir um VANT cargueiro dentro das restrições do regulamento proposto [3]. Figura 1.2: Cavaco - Equipe Minerva Aerodesign (2015) [4] Este trabalho pretende analisar uma das áreas do projeto de um VANT, mais especificamente, de um avião para a competição, como o da figura Objetivos Gerais Elaborar uma ferramenta (software) para o cálculo de parâmetros de controle e estabilidade de VANTs, permitindo uma abordagem mais direta, auxiliando nas decisões em relação à essa etapa do projeto Específicos Realizar a análise de cinco áreas específicas a partir dos cálculos feitos pelo programa: Controle lateral; Controle direcional; Controle longitudinal; Controle no solo; Estabilidade. 2

21 Por fim, o programa deve gerar um arquivo de formato.txt (Bloco de Notas) apresentando os parâmetros calculados, de título M ODELO AN O, facilitando a comunicação entre as áreas do projeto e permitindo a criação de um banco de dados com as informações de cada avião. 1.3 Etapas do projeto e deste trabalho Cada equipe participante da Competição SAE BRASIL AeroDesign possui seis áreas, que geram, individualmente, seus relatórios para a avaliação teórica. A figura 1.3 apresenta um fluxograma de um projeto da equipe Minerva Aero- Design, desde a divulgação do regulamento até a competição. A região destacada indica a etapa do projeto global abordada por este trabalho. De forma análoga, o desenvolvimento do programa aqui proposto depende de alguns dados de outras áreas que, embora não façam parte do escopo deste trabalho, serão conceituados para a melhor compreensão deste texto. Os capítulos 2 e 3 abordam, de forma resumida, alguns conceitos gerais das áreas de Aerodinâmica e Desempenho, bem como a geração de alguns dos dados utilizados como entradas no programa. Os capítulos 4 e 5 detalham os conceitos de estabilidade e controle que serão utilizados para a construção do programa, que tem suas características detalhadas ao longo do capítulo capítulo 6. Com o programa finalizado, foram inseridos os dados dos projetos da equipe nos anos de 2015 e Os modelos são apresentados e comparados no capítulo 7. O capítulo 8 é dedicado às conclusões e sugestões para futuros trabalhos. 3

22 Figura 1.3: Etapas do projeto 4

23 Capítulo 2 Conceitos gerais Este capítulo busca apresentar alguns conceitos para a melhor compreensão dos capítulos posteriores. Suas deduções matemáticas, bem como maiores aprofundamentos teóricos, não fazem parte do escopo deste trabalho e podem ser obtidos através de consulta à literatura específica [5][6][7]. 2.1 Aerodinâmica Coeficiente de sustentação (C L ) O coeficiente de sustentação é uma grandeza adimensional que relaciona a força de sustentação gerada por um corpo com a massa específica do fluido em que ele está imerso, a velocidade do fluido e uma área de referência. O C L é função do ângulo do corpo em relação ao fluxo, seu número de Reynolds e número de Mach. Pode ser obtido experimentalmente através da equação: C L = 2 L ρu 2 S onde L é a força de sustentação produzida. (2.1) A figura 2.1 apresenta o comportamento típico da curva C L x α, com α estol =16, além de relacioná-la com o comportamento de um avião em relação à sua velocidade e α. 5

24 Figura 2.1: Curva C L x α [8] Coeficiente de arrasto (C D ) É o coeficiente que permite quantificar o arrasto (força de resistência) de uma dada superfície em um meio fluido no qual está inserida. É definido como: C D = 2 F d ρu 2 A (2.2) Centro aerodinâmico (CA) É definido como o ponto do perfil aerodinâmico em que o coeficiente de momento de arfagem não varia com o coeficiente de sustentação [7]. Em outras palavras, é o ponto ao redor do qual o momento causado pelas forças aerodinâmicas não varia com α Eficiência de cauda (η) A eficiência de cauda η é definidas como [9]: ( ) 2 Velocidade do escoamento do ar na superfície η (2.3) Velocidade do avião e é utilizada como uma forma de quantificar os efeitos aerodinâmicos causados pela asa e fuselagem, que interferem no escoamento do ar que segue para as superfícies posicionadas na cauda do avião. Para cada superfície, horizontal e vertical, é definida a respectiva eficiência de cauda, η H e η V. 6

25 2.1.5 Estol O fenômeno de estol é o nome dado à redução no coeficiente de sustentação gerado por uma superfície aerodinâmica à medida que o ângulo de ataque aumenta a partir de um ângulo crítico, chamado ângulo de estol [6] Razão de aspecto da asa (AR) Também chamada de alongamento, é a relação adimensional entre a envergadura e a corda da asa. Como a corda pode variar ao longo da envergadura, uma definição normalmente utilizada é: onde S w é a área e b w é a envergadura da asa. AR = b2 w S w (2.4) 2.2 Desempenho Tração (T ) O grupo motopropulsor, composto pela hélice e pelo motor, é o responsável por impulsionar o avião ao longo de sua trajetória. A hélice transforma a potência de rotação do motor em tração, que é medida com o auxílio de um dinamômetro Velocidades de estol (V S ) e de cruzeiro (V C ) O estol depende apenas do ângulo de ataque. No entanto, como ilustrado na figura 2.1, quanto mais lento estiver um avião, maior será o ângulo de ataque necessário para produzir uma força de sustentação que equilibre o seu peso. À medida que a velocidade diminui, o ângulo de ataque aumenta até se igualar ao ângulo de estol, no ponto onde o C L é máximo. Esta velocidade, onde α = α estol, é chamada de velocidade de estol (V S ) [10]. Velocidade de cruzeiro, como o nome indica, é a velocidade com o que avião percorre a etapa de cruzeiro do voo. Esta fase, na maioria dos casos, é a de maior 7

26 duração e consumo de combustível. Logo, V C costuma ser definida em função do ponto ótimo de eficiência do grupo motopropulsor [10]. 2.3 Componentes Estabilizadores A empenagem do avião é a estrutura localizada na cauda do avião, constituída de duas superfícies, uma vertical e outra horizontal. Estas superfícies, em resposta a uma perturbação, devem ser capazes de gerar momentos restauradores que estabilizem a aeronave, sem a necessidade de intervenção do piloto. Por este motivo, recebem os nome de estabilizador vertical (EV ) e estabilizador horizontal (EH). A figura 2.2 apresenta a ilustração de uma empenagem, destacando o EV, EH e outros componentes, que serão definidos em seguida. Figura 2.2: Empenagem [11] Profundor Parte móvel do EH, através da qual é possível o movimento longitudinal da aeronave. Seu dimensionamento, tratado no capítulo 5, é de extrema importância para o projeto, uma vez que influencia diretamente a capacidade de decolagem da aeronave. 8

27 2.3.3 Leme Analogamente ao profundor, o leme é a parte móvel do EV, responsável pelo controle direcional. Tanto o leme, quanto o profundor, podem a ocupar 100% das áreas do EV e do EH, respectivamente Aileron Os ailerons são as superfícies móveis contidas na asa, como ilustrado na figura 2.3, responsáveis pelo movimento lateral do avião. Figura 2.3: Ilustração indicando a posição dos ailerons [12] O aileron, junto com o leme e o profundor, constituem as superfícies de controle de um avião Trem de pouso Componente do avião utilizado na decolagem e na aterrissagem, podendo ser fixo ou retrátil. O trem de pouso dianteiro (bequilha) é responsável pela direção durante 9

28 o deslocamento da aeronave no solo, enquanto o trem de pouso traseiro deve ser estruturalmente resistente a ponto de suportar todo o peso da aeronave durante as manobras de pouso e decolagem. A figura 2.4 mostra um modelo de avião Mooney M20 com o trem de pouso extendido. Figura 2.4: Mooney M20 [13] 10

29 Capítulo 3 Geração dos dados de entrada Tendo em vista as particularidades de cada área da equipe, também é particular a abordagem dada ao tratamento e geração dos seus respectivos dados. Em geral, são necessários meios físicos (túnel de vento, motores ou servos) e/ou virtuais (softwares CFD e funções escritas em diferentes linguagens) para a realização das análises. 3.1 Estabilidade As derivadas direcionais, laterais e longitudinais de estabilidade do avião são calculadas de acordo com modelos propostos em literatura específica [7], através de funções escritas em P ython 1. Essas derivadas também são utilizadas nas áreas de Aerodinâmica e Desempenho. 3.2 Aerodinâmica As derivadas aerodinâmicas das superfícies são calculadas a partir dos dados disponíveis para os perfis, através de teorias que permitem a análise da asa 3D. Método dos Painéis [15], Teoria da Linha Sustentadora [16] e CFD [17], são algumas das abordagens necessárias para a obtenção dos dados. 1 Python é uma linguagem de programação de alto nível lançada por Guido van Rossum em Entre as grandes organizações que usam a linguagem estão: Google, Yahoo! e NASA. Também tem seu uso difundido na indústria da segurança da informação [14]. É a linguagem utilizada atualmente nas disciplinas de Computação I e II ministradas na UFRJ. 11

30 Já a eficiência de cauda (η), por se tratar de um fenômeno viscoso, deve ser calculada através da utilização de um túnel de vento, como o da figura 3.1. Figura 3.1: Túnel de vento do LabMFA durante um teste de motor [4] 3.3 Desempenho O regulamento da competição limita os modelos de hélice e motor que podem ser usados na competição. São montadas todas as combinações disponíveis para a equipe e, cada uma, testada em um túnel de vento para diferentes velocidades. Figura 3.2: Curva de tração requerida [10] 12

31 Dessa forma é possível construir uma curva de tração requerida para o avião, em função das velocidades de voo, como a representada na figura 3.2. As velocidades de estol (V S ) e cruzeiro (V C ) são obtidas de forma teórica, como descrito na seção V C é definida em 90% da velocidade de máxima eficiência aerodinâmica, destacada na figura 3.2, que leva em consideração a relação entre arrasto e sustentação conforme aumenta a velocidade [10]. 3.4 Massa específica do ar (ρ) A massa específica do ar no local do voo é calculada através da equação [18]: onde: ρ = pm RT (3.1) p = pressão atmosférica no local do voo [Pa] T = temperatura no local do voo [K] M = massa molar do ar seco = kg/mol R = constante do gás ideal = J/(mol K) A temperatura T na altitude h pode ser calculada usando: T = T 0 Lh (3.2) onde: L é a taxa de gradiente adiabático = K/m T 0 é temperatura padrão ao nível do mar = K ( C) h é a altitude do local do voo [m] A pressão atmosférica na altitude h é calculada usando: onde: ( p = po 1 Lh ) gm RL T 0 13 (3.3)

32 p 0 é pressão atmosférica padrão ao nível do mar = Pa g é a aceleração da gravidade = 9.81 m/s 2 Para distâncias próximas ao solo, tipicamente a região em que a equipe opera os projetos, é necessário um ajuste no valor de T 0, uma vez que a superfície, aquecida pelo sol, transfere calor para a camada de ar mais próxima, aumentando a temperatura do ar e diminuindo o valor de ρ. Através dos valores de ρ fornecidos pela organização da competição, foi possível estabelecer que as equações (3.1) e (3.2) devem ser utilizadas com T 0 = 43.1 C, de forma a obter a massa específica corrigida. Dessa forma é possível calcular a massa específica do ar (ρ) para para qualquer altitude fornecida. Utilizando as equações (3.1), (3.2) e (3.3), foram geradas as curvas das figuras 3.3 e 3.4, que apresentam a variação de ρ com a altitude. Na figura 3.4, observa-se a diferença dos valores de ρ quando se considera a proximidade com o solo. Figura 3.3: Curva geral ρ x altitude 14

33 Figura 3.4: Curva ρ x altitude até 700m para diferentes distâncias do solo 15

34 Capítulo 4 Estabilidade Como foi descrito na seção 3.1, todas as derivadas da área de estabilidade são calculadas através de funções escritas em P ython, utilizando modelos[5][7] e coeficientes[7] que levam em consideração as dimensões e a geometria de cada seção do avião (fuselagem, asa, empenagem e trem de pouso) e a influência do peso e do formato do motor, bem como do tamanho e do número de pás da hélice, no escoamento do ar ao redor do avião. Estas funções estão inseridas, em conjunto com as funções definidas pelas áreas de Aerodinâmica e Desempenho, em um algoritmo genético que gera aleatoriamente um número de aviões (primeira população de indivíduos), os classifica de acordo com a carga paga estimada (C pagamax ) e cruza os dados obtidos, causando mutações nos indivíduos gerados pela repetição do processo, até que a pontuação dada pelo algoritmo assuma um comportamento assintótico. As restrições dimensionais de cada regulamento também são inseridas no algoritmo. O fluxograma deste processo pode ser visto na figura

35 Figura 4.1: Fluxograma do funcionamento do algoritmo genético [4] A figura 4.2 apresenta um exemplo de como a pontuação dada a cada geração evolui conforme o algoritmo genético cruza as caraterísticas dos indivíduos. Ao final do processo, é selecionado o avião de maior pontuação, e seus dados de aerodinâmica, desempenho, estabilidade e geometria são disponibilizados para as análises de cada área. A análise de estabilidade apresentada a seguir trata da avaliação dos parâmetros obtidos através das iterações do algoritmo genético. 17

36 Figura 4.2: Evolução da pontuação dada a cada geração [4] 4.1 Estática Longitudinal O ponto neutro de uma aeronave pode ser definido como a localização mais posterior do CG com a qual a superfície horizontal da empenagem ainda consegue exercer controle sobre a aeronave e garantir a estabilidade longitudinal estática [10]. Esta é a condição para a qual a aeronave possui estabilidade longitudinal estática neutra. Tanto a medida da posição do CG (h CG ) quanto do ponto neutro (h CG ) são referenciadas como porcentagem da corda média aerodinâmica e medidas a partir do bordo de ataque da asa: h CG = H CG c (4.1) 18

37 h P N = H P N c A figura 4.3 ilustra a posição de h CG e h CG em um avião. (4.2) Figura 4.3: Posição de h CG e h P N [10] Define-se, então, a margem estática (M E) ME = h P N h CG (4.3) que é usada para determinar o grau de estabilidade longitudinal estática de uma aeronave. Seguindo a literatura [5], o programa considera o avião longitudinalmente estável se 0.05 ME Látero-direcional C nβ Para a análise látero-direcional, o programa avalia os valores das derivadas C lβ e fornecidos, que representam os momentos restauradores provocados pelos estabilizadores da empenagem. Para que o avião seja considerado látero-direcionalmente estável: C lβ < 0 C nβ > Dinâmica Para a avaliação da estabilidade dinâmica, primeiramente é necessário definir a categoria do avião, uma vez que aeronaves com diferentes propósitos apresentam respostas diferentes quanto aos seus movimentos. Como exemplo, espera-se de um 19

38 avião cargueiro um comportamento mais estável, com menos agilidade do que a apresentada por um avião de caça, e vice-versa. Assim, dada a ausência de uma classificação própria para VANT s, e considerando as características do avião e seu propósito, os projetos da equipe são caracterizados como: Classe III Categoria C Nível 2 classificando o avião como de média capacidade de manobra, como os aviõestanque, cargueiros, ou de transporte [5]. Os valores de ξ, f e τ abordados abaixo são obtidos através da matriz de estado composta pelas derivadas longitudinais calculadas pela função de estabilidade do algoritmo genético, como descrito no início deste capítuulo Látero-direcional Segundo a classificação acima, os requisitos de estabilidade dinâmica láterodirecional são: Para o modo Spiral: τ 1/2 12 s Para o modo Roll: τ roll 3 s Para o modo Dutch-Roll: 1. ξ dutch f dutch 0.4 rad/s 3. ξ dutch f dutch 0.15 rad/s que são as avaliações feita pelo programa. τ 1/2 representa o tempo para a amplitude do modo spiral dobrar de valor. τ roll é a constante de tempo do modo roll. A figura 4.4 ilustra um avião oscilando no modo dutch-roll. 20

39 Figura 4.4: Trajetória de um avião em modo dutch-roll [19] Longitudinal Os requisitos de estabilidade dinâmica longitudinal avaliados pelo programa são: ξ phugoid 0 ξ short [0.2, 2] O modo phugoid se trata de uma oscilação com variação de velocidade, que provoca variação na sustentação do avião, ocasionando a trajetória da figura

40 Figura 4.5: Modo de oscilação phugoid [20] Já o modo short period é essencialmente uma variação do ângulo de ataque do avião (α), de forma que sua velocidade e sua trajetória não sofrem grandes alterações, como mostra a figura 4.6. Figura 4.6: Modo de oscilação short-period [20] 4.3 Considerações A análise de estabilidade aqui apresentada e calculada pelo programa deve ser interpretada criticamente. Valores diferentes das referências, em princípio, não impedem o avião de ser CONTROLÁVEL, embora possam prejudicar a qualidade do voo. Alguns fatores podem tornar o avião mais estável, como o diedro induzido pelo aumento da carga paga. Neste caso, uma nova análise poderá ser feita a partir dos dados de deflexão obtidos após o teste da longarina. A figura 4.7 apresenta a ilustração do diedro em uma asa de avião. 22

41 Figura 4.7: Diedro em uma asa de avião [21] Devido às restrições geométricas impostas pelos regulamentos de cada competição AeroDesign, não é raro que um projeto não atinja algum critério de estabilidade. Nesse caso, as impressões do piloto no teste de voo são de extrema importância para definir a continuidade do projeto. 23

42 Capítulo 5 Controle O objetivo deste capítulo é apresentar os métodos, modelos e considerações utilizados pelo programa para o cálculo dos parâmetros de controle lateral, direcional, longitudinal e do solo, de modo a permitir o controle do avião ao longo de todas as fases do voo, como exemplificado pela figura 5.1. Figura 5.1: Fases de um voo [22] Para o projeto das superfícies de controle do avião é necessário a utilização do gráfico exibido na figura 5.2, a partir do qual é possível obter o parâmetro τ para cada superfície, utilizando a razão entre a área da superfície de controle e a área da superfície sustentadora que a contém. 24

43 Figura 5.2: τ [9] Para que o programa possa obter o valor de τ para cada superfície, é preciso uma modelagem matemática para a curva e a criação de uma função que recebe a razão entre as áreas das superfícies e retorna o parâmetro desejado. A seção deste trabalho aborda a estratégia utilizada para essa modelagem. 5.1 Controle lateral Objetivo Controlar o avião em seu movimento lateral, através da deflexão dos ailerons localizados nas extremidades das asas, utilizando o parâmetro k definido de acordo com as necessidades do projeto Modelagem No modelo proposto[5], o fator: k = P ss.b w 2V C (5.1) é usado como medida da efetividade do aileron, sendo k [0.07, 0.09]. Quanto maior o valor de k, maior é a agilidade lateral do avião, devendo ser utilizado o valor de 0.07 para cargueiros, que possuem menor necessidade de manobras laterais, e 0.09 para aviões de caça, permitindo manobras mais ágeis. 25

44 Além da definição da equação (5.1), k também pode ser definido como: onde k = C l δa C lp δ A (5.2) e C lδa = 2C l αw τ a δ A S w b w y2 y 1 cydy (5.3) C lp = C l α λ 1 + λ (5.4) Os limites y 1 e y 2 da integral em (5.3) são os pontos sobre a asa, medidos a partir da fuselagem, onde começa e termina o aileron. O parâmetro λ (5.4) é o afilamento da asa. Na maioria dos projetos y 2 é fixado na ponta da asa (y 2 = b w /2). Dessa forma, utilizando as equações (5.3) e (5.4) em (5.2), é possível variar y 1 até que o valor desejado para o parâmetro k seja encontrado Recomendações Deve-se utilizar δ A 25 para que não haja perda de eficiência do aileron[5]. Caso ocorra o fenômeno de guinada adversa, onde há a tendência indesejada de guinada para o lado oposto ao do rolamento, podem ser utilizados ailerons diferenciais, que defletem com valores de δ A diferentes para cada lado[9]. 5.2 Controle direcional Objetivo Projetar o leme para o controle direcional, a partir da informação da força do vento de través que atua sobre o avião Modelagem Para o dimensionamento, utiliza-se um modelo[7] onde o leme defletido deve ser capaz de gerar força suficiente para manter o avião alinhado à pista quando atingido 26

45 por uma rajada de vento perpendicular à sua trajetória[5]. A velocidade do avião é considerada V S, uma vez que o momento crítico para o controle é a aproximação para o pouso. Em virtude da ausência de informações sobre os coeficientes relacionados à área lateral do avião, a força a ser exercida pelo leme é estimada pela a área de Aerodinâmica, através do uso de softwares de simulação como o XF LR5, a partir da informação da velocidade do vento no local do voo. A força gerada pelo leme defletido pode ser calculada utilizando a equação: F v = ( ) ρ.v 2 S η V.S EV.C Lαv.δ R.τ r (5.5) 2 onde, resolvendo para τ r, e utilizando a curva da figura 5.2, é possível determinar a porcentagem móvel do estabilizador horizontal. Em seguida é calculada a derivada direcional: C nδr = F v.l v S w.b w.ρ.v 2 S.δ R (5.6) Recomendações Dadas as dimensões de um estabilizador vertical eficaz, o dimensionamento do leme não costuma apresentar maiores complicações. Caso a área calculada para o leme ultrapasse 50% da área do (EV ), recomenda-se o uso de um estabilizador vertical 100% móvel [5]. Caso, ainda assim, não seja possível atingir os parâmetros desejados, o projeto do EV deve ser revisto, de forma a aumentar sua área ou, quando possível, afastá-lo do CG do avião. Para o profundor, sugere-se manter δ R 30 a fim de evitar a perda de eficiência da superfície de controle [6]. 5.3 Controle longitudinal Objetivo Projetar o profundor do avião para o controle do movimento longitudinal, utilizando a aceleração angular na decolagem ( θ) como parâmetro de projeto. 27

46 5.3.2 Modelagem O modelo proposto sugere escolher a decolagem como situação crítica para o projeto do profundor[9]. A aceleração angular no momento da decolagem pode ser determinada através da equação: MT otal = I yy θ (5.7) Na figura 5.3 estão indicadas as forças e momentos que atuam no avião durante a decolagem. Figura 5.3: Forças e momentos durante a rotação da decolagem [9] Os momentos computados no somatório da equação (5.7) são calculados utilizando: M W = W X CG (5.8) M D = D Z D (5.9) M T = T Z T (5.10) M Lwf = L wf X acwf (5.11) 28

47 M Lh = L h l h (5.12) M a = m a Z CG (5.13) Introduzindo as equações de (5.8) a (5.13) em (5.7), encontra-se a força L h que deve ser gerada pelo profundor. Com o valor de L h, pode-se calcular: C Lh = 2.L h S EH.ρ.V 2 S e, em seguida, obter o valor de τ e resolvendo a equação: (5.14) C Lh = C Lαh α h + τ e δ E (5.15) Com o valor de τ e encontrado na equação (5.15), encontra-se o valor da área móvel do estabilizador horizontal ocupada pelo profundor Recomendações A definição do valor da aceleração angular a ser utilizada é de fundamental importância para o projeto do profundor. Valores de θ [12, 18] /s 2 são tipicamente utilizados em projetos aeronáuticos[9]. Analogamente ao leme, deve ser utilizado um profundor 100% móvel caso a área calculada ultrapasse 50% da área do (EH). Da mesma forma, o projeto do EH deve ser revisto caso o profundor não seja capaz de controlar o avião de acordo com os parâmetros definidos. Também deve ser utilizado δ E 30 para o projeto do profundor[7]. 5.4 No solo Objetivo Exercer o controle direcional do avião antes da decolagem e após o pouso, a partir da definição da porcentagem do peso do avião sobre a bequilha (p % ). 29

48 5.4.2 Considerações O posicionamento do trem de pouso deve ser escolhido de forma a facilitar a rotação durante a decolagem. Figura 5.4: Vista lateral do projeto de 2016 [4] Na figura 5.4 acima, o uso do valor de 15 para o ângulo destacado traz bons resultados quanto à rotação[23] e costuma ser suficiente para impedir a empenagem do avião de colidir com a pista durante essa manobra. Definida a posição do trem e pouso, determina-se a parcela do peso do avião sobre a bequilha, que deve ser suficiente para garantir o atrito necessário para o controle direcional no solo, sem, no entanto, sobrecarregar ou danificar a estrutura. Boas condições de manobra são alcançadas com 10% a 20% do peso do avião sobre a bequilha[23]. Finalmente, escolhida a parcela do peso, a distância entre a bequilha e o trem de pouso é calculada por: x beq = 100 p % p % X CGmg + X CGmg (5.16) 30

49 Capítulo 6 Programa desenvolvido 6.1 Objetivos Desenvolver uma ferramenta que funcione sem o P ython instalado no sistema, capaz de ser utilizada pelo usuário final apenas com os dados principais de cada área, permitindo análises de forma rápida e objetiva. 6.2 Linguagem As análises feitas pelo programa são baseadas em cinco funções principais, todas escritas em P ython. Posteriormente estas funções foram vinculadas aos códigos gerados pela programação da interface gráfica. 6.3 Abordagem da solução numérica Foram construídas estruturas de repetição (loops) que variam os parâmetros a serem calculados, utilizando uma estratégia simples de força bruta até encontrar os valores desejados. O passo utilizado a cada repetição é definido a seguir Passo adimensional (p) Na análise de controle lateral, foi definido ( ) AR p = c (6.1)

50 de forma a manter uma relação próxima a 1000:1 com a envergadura da asa, ou seja, se o modelo possui b w = 1 m, o processo iterativo varia o comprimento do aileron com passos de 1 mm até alcançar o parâmetro k desejado. Caso seja analisada uma asa com com b w = 10 m, cada passo dado pela repetição irá variar o comprimento do aileron em 1 cm. Para o controle direcional e longitudinal, as áreas móveis do EH e EV são variadas com passos de 0.1% até que os parâmetros sejam alcançados τ Observando as características do gráfico de τ abordado na seção 5.1, foi empregada uma estratégia de tentativa e erro para a construção de uma função que pudesse ser utilizada pelo programa. Dado o comportamento da função, foram ajustados diferentes coeficientes a para a função τ(t) = a t, onde t é a razão entre as áreas das superfícies. Figura 6.1: Curva representando a função τ(t) = a t A figura 6.1 apresenta a curva gerada através da função τ(t) = a t, sobreposta ao gráfico da função disponível em diferentes literaturas [5][9]. 32

51 O resultado se mostrou bastante preciso, com os maiores valores de erro relativo ocorrendo para t 0.10, região pouco utilizada nos cálculos presentes neste trabalho. Figura 6.2: Curva representando a função τ(t) = a t no intervalo [0, 0.15] 6.3. O código da função τ(t) = a t utilizada pelo programa é apresentado na figura 33

52 Figura 6.3: Código para a função τ(t) = a n t escrita em P ython 34

53 6.4 Interface Foi elaborada com o auxílio do software QtDesigner. O código que gera a interface foi posteriormente vinculado às funções que calculam os parâmetros propostos. Um dos objetivos era manter a interface limpa, apresentando as informações com clareza, de forma a simplificar seu uso. 6.5 Funcionalidades São listadas abaixo algumas funcionalidades presentes na versão final do programa: Não necessita ter o P ython instalado no sistema; Lista de variáveis; Informações a respeito dos modelos utilizados nos cálculos; Apresentação das dimensões finais em [mm] (utilizadas na construção); Facilidade para alteração dos dados de entrada; Possibilidade de analisar apenas uma área; Criação de um arquivo.txt com todas as análises feitas. Esta última é particularmente importante para a criação de um banco de dados com os parâmetros dos projetos, sendo sugerida pelos avaliadores dos relatórios teóricos da competição, como forma de melhorar a análise dos dados gerados através da comparação com anos anteriores. 6.6 Dados gerados pelo programa São listados abaixo, para cada área, os dados calculados pelo programa. 35

54 6.6.1 Controle longitudinal Área móvel do EH C LhδE C mδe C LδE V H C mδe, C LδE e C LhδE são as derivadas longitudinais Controle lateral Porcentagem móvel da asa Posição inicial ao aileron em relação à fuselagem Posição final ao aileron em relação à fuselagem Comprimento do aileron C LδA C LδA é a derivada lateral Controle direcional Porcentagem móvel do EV C LvδR C n C nδr V H N C n, C NδR e C LvδR são as derivadas direcionais Controle no solo Distância horizontal entre a bequilha o CG Distância horizontal entre a bequilha e o trem de pouso 36

55 6.6.5 Estabilidade ME ξ dutch C nβ ξ dutch * f dutch C lδr ξ phugoid τ roll ξ short τ 1/2 ME é a margem estática do avião, C nβ e C lδr são derivadas de estabilidade, ξ phugoid, ξ short e ξ dutch são os amortecimentos de cada modo, e τ roll e τ 1/2 são constantes de tempo. 6.7 Utilização A utilização de cada aba do programa pode ser vista nas capturas de tela presentes no anexo A, onde os dados do projeto de 2015 são exibidos como exemplo. A introdução dos dados ocorre de forma intuitiva, podendo ser utilizado o teclado numérico ou o par de setas das caixas de número (spinbox). 37

56 Figura 6.4: Tela inicial com as características destacadas Na parte esquerda inferior da tela estão listadas as áreas que podem ser analisadas pelo programa, acompanhadas de suas respectivas caixas de seleção (checkbox). Deverão ser selecionadas as caixas correspondentes às áreas que se deseja analisar. Na figura 6.4 estas caixas aparecem destacadas pela cor vermelha. Uma vez preenchidas as informações e selecionadas as caixas das áreas a serem analisadas, o botão Calcular, na parte direita inferior da tela (destaque de cor verde na figura 6.4), deve ser apertado para a geração dos dados. As porcentagens móveis das superfícies sustentadoras aparecem na região imediatamente acima do botão Calcular, como mostra o destaque de cor amarela da figura

57 6.8 Análise dos resultados No Bloco de Notas criado após a execução do programa estão contidos os dados calculados de acordo com os modelos propostos nas seções 3 e 4. Os dados gerados não levam em consideração qualquer margem ou fator de segurança, que devem ser definidos de acordo com cada projeto. São apresentadas ao final do texto contido no Bloco de Notas sugestões para as análises dos dados gerados, baseadas em experiências anteriores da equipe Exemplos de possíveis análises Os dados gerados permitem uma análise direta e imediata, que deve ser tratada com cautela e associada ao bom senso e a uma eventual necessidade de aprofundamento nos temas abordados. As figuras a seguir apresentam algumas das análises que podem ser feitas a partir dos dados gerados pelo programa. Figura 6.5: Relação entre a área ocupada pelo aileron e o fator k 39

58 A figura 6.5 permite analisar o aumento da área do aileron conforme aumenta o fator k, que é definido de acordo com as necessidades do projeto. As curvas foram traçadas para três valores típicos para deflexão do aileron (δ E ). O resultado é esperado, uma vez que k representa a agilidade do movimento lateral do avião. Figura 6.6: Relação entre a área ocupada pelo aileron e δ A Já para a figura 6.6, a relação é inversa, ocorrendo a diminuição da área da asa ocupada pelo aileron conforme aumenta o valor de δ A. A análise das curvas permite a melhor compreensão de como a variação dos parâmetros de projeto influenciam o resultado final. A figura 6.7 apresenta a variação da área ocupada pelo leme com com sua deflexão δ R, para três valores de F w. 40

59 Figura 6.7: Relação entre a área ocupada pelo leme e δ R Na figura 6.8 abaixo foram plotadas as curvas indicando variação da área ocupada pelo profundor com sua deflexão δ E, para três valores de θ tipicamente usados nos projetos. Figura 6.8: Relação entre a área ocupada pelo profundor e δ E 41

60 Capítulo 7 Exemplos de modelos Uma vez finalizado, o programa foi acionado com os dados dos projetos de 2015, 2016 e Este capítulo apresenta algumas características de cada modelo e os principais resultados obtidos para as superfícies de controle. No anexo B estão contidas as capturas de tela com os resultados completos gerados pelo programa. No anexo C estão tabelados, para todos os modelos, os valores dos dados de entrada utilizados nas análises feita pelo programa. A tabela 7.1 contém os principais parâmetros das três superfícies de controle, sendo comparados apenas os modelos de 2015 e 2016, devido à semelhança de geometria entre os modelos de 2016 e As deflexões foram dadas como entradas no programa, que retornou as porcentagens móveis de cada superfície sustentadora necessárias para atingir os critérios de controle estabelecidos. 42

61 Cavaco Figura 7.1: Projeto 3D do Cavaco [4] Avião de asa alta, com b w = 2.55 m, maior envergadura já projetada pela equipe. Na competição, carregou 10.3 kg de carga paga ao longo do circuito estabelecido Caveirão Figura 7.2: Projeto 3D do Caveirão [4] Avião de asa baixa, com b w = 2 m, em virtude das restrições do regulamento que previa que os aviões projetados coubessem no interior de um cone com 0.75 m de altura e 2.5 m de diâmetro da base. Carregou 8.7 kg de carga paga. 43

62 Michael Douglas Figura 7.3: Projeto 3D do Michael Douglas [4] Avião de asa baixa, semelhante ao Caveirão, com b w = 2.08 m. A única mudança nas restrições do projeto, em relação à 2016, foi o aumento do diâmetro da base do cone para 3 m. Carregou 8.3 kg de carga paga. 44

63 7.4 Comparação Cavaco Caveirão Variação b w (m) S w (m2) C paga (kg) Peso vazio (kg) k lh δ A (graus) % móvel da asa % δ R (graus) % móvel do EV % δ E (graus) % móvel do EH % Tabela 7.1: Tabela comparativa resumida Para melhor comparação, são apresentadas as variações absolutas. Os dados da tabela 7.1 permitem algumas análises qualitativas imediatas, ainda que se considere a diferença na geometria dos modelos. Primeiramente, observa-se que mesmo com a diferença de b w entre os modelos, S w não não foi alterada de forma significativa. Esse resultado era desejado, já que S w influencia diretamente na sustentação do avião, e foi alcançado através do aumento da corda (c) do modelo de A diminuição do fator k, relacionado à agilidade lateral do avião, permitiu a redução da área móvel da asa (aileron), bem como sua deflexão. Por outro lado, a redução no valor de lh, que funciona como um braço de alavanca, provoca a diminuição do momento gerado pelo EH, sendo necessário o aumento da sua área móvel (profundor) e da deflexão. Este tipo de análise, embora simplificada, é de fundamental importância para o entendimento conceitual da influência dos parâmetros nas superfícies controle. 45

64 Capítulo 8 Conclusões e sugestões A ideia deste trabalho surgiu ao longo dos anos de 2015 e 2016, inspirada pela experiência adquirida junto à equipe Minerva AeroDesign e amadurecida através de conversas com integrantes da equipe e professores do curso de Engenharia Mecânica. O principal objetivo era a elaboração de uma ferramenta capaz de auxiliar as análises e decisões da área de Controle e Estabilidade. Esta proposta exigiu uma abordagem multidisciplinar, sendo necessário o estudo de diferentes assuntos. Como produto final, o programa se demonstra uma ferramenta eficaz para o objetivo proposto, podendo ser utilizado para melhor compreensão dos conceitos envolvidos, permitindo, como resultado adicional, a interrupção do uso de regras de bolso, muitas vezes utilizadas por praticidade ou ausência de informações. O programa estará disponível para o uso, sem restrições, por parte da equipe Minerva AeroDesign, acrescido dos códigos em P ython das funções executadas, permitindo eventuais alterações ou adaptações que se façam necessárias. Porém, por se tratar de uma ferramenta que poderá vir ser utilizada em um ambiente de competição, os códigos de programação não foram apresentados no presente trabalho. Sugere-se à equipe o levantamento dos dados de projetos anteriores, permitindo a construção de um banco de dados de projetos, que poderá ser consultado na elaboração de modelos futuros. Para futuros trabalhos, sugere-se a análise da viabilidade da implementação de um sistema de controle automático, permitindo a melhora da qualidade do voo e aumentando a segurança, principalmente dos voos de teste, uma vez que, pela natureza da competição e dos aviões participantes, fica evidente a importância do 46

65 piloto para que os objetivos do projeto sejam alcançados. Não são raros os acidentes causados por erros de pilotagem, especialmente nos primeiros voos de cada protótipo, tendo em vista que cada projeto possui características e comportamentos diferentes. A dificuldade em encontrar um piloto experiente e disponível para auxiliar a equipe muitas vezes representa um atraso significativo no desenvolvimento do projeto. Como sugestão adicional àqueles que têm interesse pelo assunto, ferramentas semelhantes a esta poderão ser elaboradas para análise de outras áreas da equipe. 47

66 Referências Bibliográficas [1] DEFENSE ACQUISITIONS - Assessments of Selected Weapon Programs, Acessado: [2] Global Hawk 1, RQ-4_Global_Hawk#/media/File:Global_Hawk_1.jpg, Acessado: [3] AeroDesign, sae-brasil-aerodesign, Acessado: [4] Acervo da Equipe Minerva AeroDesign, br, Acessado: [5] NELSON, D. R. C., Flight Stability and Automatic Control. Mc Graw Hill Education, [6] RAYMER, D. P., Aircraft Design: A Conceptual Approach. Education Series, [7] ROSKAM, J., Methods for estimating stability and control derivatives on conventional subsonic airplanes. DARCorporation, [8] MICHAEL SMITH - CFI, lift-coefficient.html, Acessado: [9] SADRAEY, M., Aircraft Design: A Systems Engineering Approach. Wiley Publications, [10] RODRIGUES, L. E. M. J., Fundamentos da Engenharia Aeronáutica com Aplicações ao Projeto SAE-AeroDesign: Aerodinâmica e Desempenho

67 [11] O QUE SÃO, PARA QUE SERVEM E OS TIPOS DE ASAS DE UMA AERONAVE, o-que-sao-para-que-servem-e-os-tipos-de-asas-de-uma-aeronave, Acessado: [12] Smart Flight Training, learn-to-fly-what-it-looks-like-aileron, Acessado: [13] Mooney M20, File:Mooney.m20j.g-muni.arp.jpg, Acessado: [14] Python, C3%ADveis, Acessado: [15] IMPLEMENTAÇÃO DO MÉTODO DOS PAINÉIS PARA O ESTUDO DE CARACTERÍSTICAS AERODINÂMICAS DE AEROFÓLIOS, 031_2011.pdf, Acessado: [16] ESCOAMENTO INCOMPRESSÍVEL EM ASAS FINITAS, http: //coral.ufsm.br/aerodesign/biblioteca/pdf/documentos/escoa.pdf, Acessado: [17] Computational fluid dynamics, Computational_fluid_dynamics, Acessado: [18] Densidade do ar, Acessado: [19] Dutch Roll motion, Dutch-roll-motion_fig5_ , Acessado: [20] Phugoid and Short Period, The-development-of-a-stable-phugoid_fig15_ , Acessado: [21] Aviation Week, 49

68 [22] Saying Yes to Portable Electronic Devices, business-aviation/saying-yes-portable-electronic-devices, Acessado: [23] Manual de Boas Práticas -SAE AeroDesign 2014, [24] Aros e pneus, Acessado: [25] Metodologia para Determinação das Curvas de Tração e Disponível e Requerida para uma Aeronave em Regime de Voo Subsônico. engbrasil.eng.br/revista/v212010/artigos/artigo6v pdf, Acessado: [26] Manual de Boas Práticas -SAE AeroDesign 2014, Stable-short-period-pitching-oscillation_fig14_ , Acessado:

69 Apêndice A Capturas de tela das abas do programa Visando auxiliar a utilização do programa, seguem as capturas de tela de cada aba, preenchidas com os dados do modelo de 2015 (Cavaco). 51

70 A.1 Geral A.1.1 Projeto Figura A.1: Aba: Geral - Projeto 52

71 A.1.2 Aerodinâmica Figura A.2: Aba: Geral - Aerodinâmica A.1.3 Desempenho Figura A.3: Aba: Geral - Desempenho 53

72 A.1.4 A Geometria Avião Figura A.4: Aba: Geral - Geometria - Avião 54

73 A Asa Figura A.5: Aba: Geral - Geometria - Asa A EH e EV Figura A.6: Aba: Geral - Geometria - EH e EV 55

74 A.2 Estabilidade Figura A.7: Aba: Estabilidade 56

75 A.3 Controle A.3.1 Longitudinal Figura A.8: Aba: Controle - Longitudinal 57

76 A.3.2 Látero-direcional Figura A.9: Aba: Controle - Látero-direcional A.3.3 Solo Figura A.10: Aba: Controle - Solo 58