Projetos de Aeronaves I

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1 Projetos de Aeronaves I ALUNOS Adriano Carlos Canolla Cecília Pereira Machado Diego Henrique Del Rosso de Melo Isotilia Costa Melo Henrique Fortes Molina da Costa Teixeira Rafael de Andrade Pires da Costa João Robson Lima Costa São Carlos, junho 2009.

2 1 Introdução Filosofia de projeto Análise de mercado Concorrentes Futuros clientes Alcance Número de passageiros Viabilidade técnica Estudo paramétrico Definições conceituais Estimativa de peso Banco de dados Método de Torenbeek Carga de potência e carga alar Método do Banco de Dados para Carga Alar Método Raymer para Carga de Potência Constraint Analysis Dimensionamento inicial Asa Volume de cauda Comprimento das fuselagens Aerodinâmica Escolha do Aerofólio: Estimativa da distribuição de sustentação ao longo da envergadura Análise de desempenho Arrasto Curvas de Arrasto Potência requerida Escolha dos motores Alcance da aeronave Estruturas Pneus Materiais Projeto Preliminar Gráfico de Constraint Analysis Conclusão Referências ii

3 1 Introdução O presente relatório se refere ao projeto do Grupo 02 Horus Aircraft da disciplina Projeto de Aeronaves I SMM0111. O principal objetivo desta fase do projeto é determinar o conceito de uma família de aeronaves de transporte de passageiros dentro das limitações encontradas no Anexo I (Requisitos Iniciais de Projeto). Tal conceito foi efetuado de forma a adequar às normas visando à certificação, atender às demandas de mercado, e satisfazer o usuário final: o passageiro. Este documento apresenta o desenvolvimento do conceito das aeronaves através da filosofia de projeto, análise de mercado, viabilidade técnica, estudo paramétrico, definições físicas, estimativa de peso, análise de custos, dimensionamento inicial e esboço das aeronaves. 2 Filosofia de projeto O projeto foi concebido desde o início obedecendo à base de certificação FAR-25[1]. Desta forma diminui-se o tempo de certificação e conseqüentemente o preço do projeto. Além disso, foi considerada fortemente a facilidade de manutenção das aeronaves. Para distribuir as áreas do projeto preliminar que ocorrerá no próximo semestre e haver interação entre elas o grupo foi dividido em: estruturas e cargas, estabilidade e controle, aerodinâmica, desempenho, aviônica e sistemas. Na fase conceitual foi considerado um foco: baixo custo operacional. Tal objetivo deve ser atingido adotando: Motores de alto desempenho. Isto se deve ao fato de que os principais problemas dos aviões no mercado estarem relacionados a alto consumo de combustível e emissão sonora. Parcerias com fornecedores. Tanto materiais nacionais e internacionais de alta tecnologia têm elevado custo, porém, parcerias visando a aquisição de produtos e serviços operacionais, ou seja, pós-venda, pode cortar custos e garantir qualidade da aeronave. Cronograma de projeto, certificação e construção da aeronave. Quanto menor o tempo de projeto, menor o custo final da aeronave e maior a satisfação dos clientes. Para concorrer em um mercado onde o marketing é a alma do negócio, definiu-se também que as aeronaves deverão ser facilmente aceitáveis por meio de um belo design e que ao mesmo tempo seja conservador e transmita confiança ao cliente final.

4 3 Análise de mercado A fim de determinar parâmetros decisivos no projeto, como alcance e número de passageiros, foi necessário pesquisar as necessidades do mercado da aviação de transporte comercial e como as empresas concorrentes se apresentam no mercado atual. 3.1 Concorrentes Os principais concorrentes no mercado de transporte regional de passageiros são: Embraer (EMB 170, EMB 175, EMB 190, EMB 195) Bombardier (CRJ 700, CRJ 705, CRJ 900, CRJ 1000, CS100) Mitsubishi (MRJ 70) Sukhoi (Superjet) Airbus (A318) Boeing (B ) ACAC - China (ARJ ) 3.2 Futuros clientes Os futuros clientes da Horus Aircraft foram definidos como as empresas de transporte de passageiros cuja frota esteja obsoleta e tenha que ser renovada em um espaço de tempo de cinco anos, tempo estimado para a entrega da primeira aeronave. Além disso, empresas aéreas que estejam montando novas rotas e necessitem de novos jatos para expansão. Para atender a estes clientes, foi feito um levantamento para saber qual a sua demanda de frota. 3.3 Alcance Através do site foi feita uma pesquisa de quais empresas aéreas possuem em sua frota algumas das aeronaves concorrentes. Chegou-se a mais de 140 empresas, sendo que a pesquisa foi feita para apenas 10 aeronaves concorrentes. Algumas destas empresas aéreas foram tomadas para estimar o alcance necessário para atendê-las. Chegou-se que em média as linhas têm em torno de 1000 km de distância percorrida. Porém muitas empresas têm linhas que chegam a mais de 2500 km. Considerando que o mercado aéreo tende a ter desvio de rotas de grandes centros e que a conseqüência disto é maior número de rotas e diminuição de escalas, decidiu-se por um alcance em torno de 3500 km para a versão long range das aeronaves. Assim, gerou-se um mapa, 2

5 mostrado na Figura 1 com raios de alcance centrados em Londres, Dallas e São Paulo para visualizar a abrangência da decisão. Figura 1 Mapa com raios de alcance 3.4 Número de passageiros Os requisitos iniciais de projeto propõem que a família de aeronaves atenda de 50 a 120 passageiros. E como um dos objetivos estabelecidos para este projeto é a facilidade de manutenção e redução de custos de projeto é bastante vantajoso que haja o maior número de partes comuns entre as aeronaves. Assim, uma aeronave de 50 passageiros, uma de 120 e outra intermediária aumentariam os custos. E aeronaves a jato para poucos passageiros correm o risco de ficarem com alto custo por passageiro. Logo determinou-se que as três aeronaves tivessem em torno de 70, 90 e 110 passageiros. Considerando que a versão econômica tenha uma distribuição de quatro assentos por fileira com um corredor no meio, deve-se propor que a diferença de número de passageiros seja divisível por oito, tira-se ou acrescenta-se um número inteiro de fileiras da parte anterior e posterior da fuselagem. Logo, definiu-se que o número de passageiros seria de 76, 92 e

6 4 Viabilidade técnica A viabilidade técnica é determinante para que as aeronaves tenham baixo custo e boa qualidade. Disponibilidade dos melhores materiais, sistemas com fácil manutenção, acessibilidade de peças e componentes para reposição são imprescindíveis para facilitar para o cliente a manutenção da aeronavegabilidade continuada do produto. Logo, considera-se que a Horus Aircraft é uma empresa que dispõe de conhecimentos tecnológicos suficientes para certificar as aeronaves. Além disso, determinou-se que o maior número possível de componentes das aeronaves da família deveria ser igual. Assim, pode-se dispor de maior número de peças para reposição e manutenção, e de um preço de aquisição menor. Logo, as asas podem ser iguais, motores, trens de pouso e empenagem. O maior componente que deverá ser diferente será a fuselagem, que terá mais ou menos seções, dependendo do tamanho da aeronave. Desta forma se torna inviável a utilização de mesma asa, empenagem e motores para uma aeronave de 76 e uma de 108. Sendo assim, decidiu-se pela continuidade somente dos projetos de 92 e 108 lugares. 5 Estudo paramétrico O projeto preliminar consiste nos cálculos que definem as dimensões finais da aeronave. Para que esta esteja otimizada, o ponto inicial da otimização deve ser razoavelmente bom para que a convergência para a melhor aeronave seja rápida e consistente. Logo, as dimensões e pesos iniciais são de extrema importância para definir um projeto ótimo. A fim de obter os pontos iniciais, observou-se a necessidade de fazer um estudo das aeronaves já existentes e a partir dos dados delas, atingir a uma aeronave que tenha as melhores características de cada uma. Logicamente, para que este sistema seja fiel, seriam necessárias muitas aeronaves e que seus dados fossem confiáveis. Mas para o projeto inicial estimou-se que 20 aeronaves seriam suficientes para chegar a este ponto. Em seguida as aeronaves selecionadas tiveram seus dados reunidos e analisados, como mostrado na Tabela 1. 4

7 Aeronave Média de Passageiros Tabela 1 Pesos Total (tol) Vazio (tol) Combust [kg] Carga Útil [kg] Alcance [km] Preço (milhões de US$) EMB ,60 21, EMB ,50 21, EMB ,80 27, EMB ,29 28, CRJ ,00 19, CRJ ,50 21, CRJ ,51 21, Bombardier CS ,70 34, A ,50 39, ,00 36, TU ,90 30, TU 134A 78 47,00 27, YAK-42D ,00 34, ACAC ARJ ,5 40,50 24, Fokker ,80 24, B717 - Basic ,90 31, Antonov ,50 22, MRJ ,85 21, Na Figura 2 a seguir são apresentados os gráficos que analisam fatores como preço, número de passageiros, alcance e carga útil. Figura 2 - Gráficos de análise de aeronaves 5

8 6 Definições conceituais Várias possibilidades foram consideradas para definir as principais características das aeronaves. E diversos fatores, como facilidade de manutenção, simplicidade de estrutura, mercado atual, entre outros, influenciaram nas escolhas das opções que melhor os satisfizeram. O posicionamento da asa pode influenciar no desempenho aerodinâmico da aeronave, em sua estrutura e sua flexibilidade operacional. Embora uma aeronave com asa alta apresente facilidade de carga e descarga, devido à altura da fuselagem em relação ao chão ser menor, este argumento logo é descartado ao analisar as estruturas de aeroportos atuais, que permitem conforto no embarque dos passageiros e rapidez na carga e descarga. Apesar de a asa média apresentar vantagens aerodinâmicas, a junção asa-fuselagem pode apresentar dificuldades estruturais para o projeto. A asa baixa tornou-se a opção mais vantajosa para esta categoria de aeronaves. A empenagem convencional é leve, pois o leme é dimensionado para suportar apenas seus esforços, não há necessidade de abrigar mais cabos ou sistemas de comando para o profundor, como por exemplo, na cauda em T. Observou-se que dois motores seriam suficientes para este porte de aeronave, e posicioná-los na cauda trariam problemas de interferência com a cauda convencional, além disso, o ruído dos motores poderia trazer desconforto aos passageiros. O peso dos motores posicionados na asa diminuiria a sua deformação quando solicitada, além de não haver necessidade de um sistema de bombeamento mais complexo para levar o combustível até a cauda. O uso de winglets está sendo considerado, já que estas proporcionam maior desempenho aerodinâmico à aeronave devido ao alongamento efetivo ser maior. As winglets ainda permitem uma melhor facilidade de venda por deixar a aeronave agradável aos olhos do comprador e do passageiro por haver mais tecnologia agregada a ela. Portanto o estudo da viabilidade de seu uso avaliará a certificação, manutenção, acréscimo de peso e ganhos aerodinâmicos. 7 Estimativa de peso Para a estimativa de peso inicial da aeronave foram utilizados dois métodos: um baseado no banco de dados das aeronaves da categoria guiado pelo método de Raymer [3] e outro baseado no método de Torenbeek [4]. 6

9 7.1 Banco de dados O peso máximo de decolagem da aeronave (W 0 ) pode ser definido pela soma a seguir: Ou: Então: Os pesos de passageiros, bagagens e tripulação foram determinados através de requisitos da FAR-25[1], onde estipula o peso médio de passageiro de 77,3 kg e de 26 kg de bagagem por passageiro. Mas para determinar a fração de peso de combustível, deve-se definir qual a missão da aeronave. Assim, para aeronaves de transporte comercial, temos a missão na Figura 3. Figura 3 - Missão da aeronave Logo se determinou o consumo específico da aeronave com 6% de combustível reserva através da equação: E atingiu o resultado de W f / W 0 = 0,165. Para determinar a fração de W e / W 0 foi gerada uma equação a partir de um gráfico do banco de dados, apresentado na Figura 4. 7

10 Figura 4 - Gráfico do Banco de dados Em seguida realizou-se várias iterações entre a equação de peso W 0 e os pesos das aeronaves do banco de dados, chegando-se aos resultados apresentados na Tabela 2 a seguir. Tabela 2 Número de Passageiros MTOW (W 0 ) [Kg] 56715, , Método de Torenbeek A estimativa de peso é dada pela formula abaixo: Onde: Peso máximo de decolagem, Payload (carga paga), Peso dos motores, Peso fixo (aproximadamente 500 kg), Peso que depende da geometria da fuselagem, Peso de combustível. O W P foi calculado de tendo como dados a quantidade de passageiros, tripulação, e bagagem para cada passageiro. Adotou-se 77,3 kg como peso de um passageiro ou tripulante e o peso de bagagem por passageiro é de 26 kg. O peso estimado para o motor utilizado para essa aeronave foi baseado em motores já existentes para esta categoria, logo: W eng = 3700 lb. Peso fixo W fix é uma constante previamente sugerida pelo Torenbeek[4]. O depende da geometria da fuselagem ele é obtido do gráfico na Figura 5 abaixo: 8

11 Figura 5 Determinação do peso da fuselagem Neste gráfico sabe-se que l f é o comprimento da fuselagem, b f, sua largura e h f, sua altura. Por fim o é calculado por um método interativo, inserindo-se um valor inicial de, o valor é recalculado e realimentado na equação. O resultado final é apresentado na Tabela 3, a seguir. Tabela 3 Número de Passageiros MTOW (W 0 ) [Kg] Para os outros cálculos iniciais serão utilizados os pesos calculados através do método de Torenbeek[4], pois são mais próximos da realidade, assim no refinamento dos cálculos a ser feito no projeto preliminar, a convergência para uma aeronave ótima será mais rápida. 8 Carga de potência e carga alar A relação de carga de potência T / W é bastante relevante para o desempenho da aeronave, pois quanto menor esta relação, mais lenta é a decolagem e a subida da aeronave. A relação de carga alar W / S também afeta no desempenho da aeronave visto que está relacionado com a velocidade de estol, razão de subida e distância de decolagem. Os cálculos de carga alar foram feitos baseados em dois métodos: um baseado no banco de dados, e outro método de Constraint Analysis do Mattingly [5], que também calcula carga de 9

12 potência. Além disso, outro método de cálculo de carga de potência foi utilizado, o método sugerido por Raymer [3]. 8.1 Método do Banco de Dados para Carga Alar De forma análoga ao cálculo de peso total obteve-se a carga alar. Um dado a mais foi gerado pelo banco de dados: W/S, dividindo-se o Peso Total pela Área de Asa das aeronaves do banco de dados. Em seguida plotou-se o gráfico W/S (eixo y) por Peso Total (eixo x) obtive-se a equação mostrada na Figura 6. Figura 6 - Gráfico de Carga Alar por Peso Total Com o peso total das aeronaves do projeto, obtêm-se as cargas de potência para cada um, apresentadas na Tabela 4. Tabela 4 Número de Passageiros Carga Alar W/S [Kg/m 2 ] 484,2 484,8 estes dados. 8.2 Método Raymer para Carga de Potência Alguns dados foram estimados baseados em sugestões da bibliografia. A Tabela 5 apresenta Tabela 5 L/D max 19 L/D cruise 16,454 L/D subida 13,1632 W cruise/ W takeoff 0,956 T cruise/ T takeoff 0,22 Ângulo de Subida [º] 12 V stol [m/s] 64 V subida [m/s] 76,8 V vertical [m/s] 15,

13 Para a condição de cruzeiro, calculou-se a carga de potência pela fórmula a seguir: Para a condição de subida, temos: E finalmente para decolagem: Assim obteve-se as diferentes cargas de potência apresentadas na Tabela 6. Tabela 6 Cruzeiro 0,06 Subida 0,28 Decolagem 0, Constraint Analysis A construção do gráfico de Constraint Analysis foi baseada no método de Mattingly[5]. Estes cálculos são feitos para decolagem, pouso, cruzeiro e turn. Com as fórmulas apresentadas a seguir calculou-se a carga de potência para diversos pontos de carga alar e traçou-se as curvas que dão origem ao gráfico mostrado na Figura 7. Decolagem Pouso Cruzeiro Turn 11

14 Figura 7 - Constraint Analysis A partir deste gráfico analisou-se as aeronaves já existentes sobrepondo-o ao gráfico de algumas aeronaves, como mostrado na Figura 8. Assim, percebe-se que muitas aeronaves se encontram na região de solução, como 737, 767, A310, etc. Portanto o resultado é coerente e será utilizado para definir outros parâmetros da aeronave. 12

15 Figura 8 - Constraint Analysis (Comparação) 9 Dimensionamento inicial 9.1 Asa A área de asa foi estimada pelo método de Torenbeek [4], além disso estimou-se através da carga alar encontrada pelo método do Banco de Dados. O método sugerido por Torenbeek[4] é simples: Logo: S W 0 / (0,5. ρ.v 2 TO. C Lmax ) Considerou-se C Lmax = 2,4, através de estimativas encontradas para asas com flaps double slotted, muito utilizados em aviação comercial. A velocidade de decolagem V TO determinada é de 140 mph. O peso de decolagem utilizado foi o mesmo encontrado pelo método de Torenbeek[4], 52274,9 kg. Assim chegou-se que a área de asa deve ser maior que 111,3 m 2. A área de asa calculada através da carga alar do Banco de Dados foi de 107,9 m 2. Considerando que vários parâmetros serão otimizados no projeto preliminar, a primeira estimativa foi adotada, e a possibilidade de aperfeiçoá-la será fortemente apreciada. 13

16 Para cálculos iniciais foi estimado um alongamento de 9 e um afilamento inicial de 0,5. Assim encontrou-se a envergadura (31,5 m) corda média aerodinâmica (3,5 m), a corda da ponta (2,3 m) e a corda da raiz (4,7 m). Estes dados foram utilizados nos cálculos iniciais, para simplicidade das primeiras estimativas. 9.2 Volume de cauda Para se estimar as áreas e geometria do profundor e leme foi utilizado o método dos coeficientes de volume de cauda, no entanto optou-se por usar valores coletados do banco de dados de aeronaves a fim de se obter um resultado mais preciso das aeronaves mais novas. Quanto aos valores encontrados para os coeficientes de volume de cauda, estes apresentaram grande variação, portanto uma simples média que relacionasse todos os valores seria inconclusiva. Buscou-se então agrupar as aeronaves com valores próximos dos coeficientes e encontrar semelhanças entre estas. Foi identificado que as aeronaves que apresentam cauda em T apresentavam valores mais baixos do Cvt devido ao efeito de end-plate que aumenta a eficiência do leme. Como a aeronave do projeto possui os motores instalados na asa e configuração convencional na empenagem descartou-se os valores referentes a aeronaves com configuração diferente. Das aeronaves restantes observou-se que aeronaves em serviço como as famílias EMB170/190 apresentam valores típicos de Cvt=0,11 e Cht=1,5, enquanto projetos mais novos como o MRJ, CS100 e B apresentam valores próximos a Cvt=0,09 e Cht=1,0. A explicação encontrada na diferença entre os valores está nos sistemas de controle mais modernos encontrados nas aeronaves mais novas. Como será utilizada a mesma empenagem para ambas configurações, definiu-se o menor valor dos coeficientes para a aeronave de 92 passageiros, assim para a aeronave maior teremos um valor ligeiramente maior de Cvt e Cht. Portanto os valores definidos para o projeto são: Com os valores típicos de enflechamento, afilamento e alongamento define-se por completo a geometria da empenagem como segue na Tabela 7: 14

17 Tabela 7 92 pax 108 pax Cht Cvt Cht Cvt 1 0,09 1,1 0,1 Vertical Horizontal Svt 20,2 [m²] Sht 24,0 [m²] A 1,5 A 5 λ 0,3 λ 0,4 Λ 42 [º] Λ 34 [º] b 5,51 [m] b 10,95 [m] cma 3,67 [m] cma 2,19 [m] ctip 1,70 [m] ctip 1,25 [m] croot 5,65 [m] croot 3,13 [m] 9.3 Comprimento das fuselagens Para estimar o comprimento das fuselagens da família, utilizou-se um método sugerido por Raymer [3], que soma vários comprimentos estimados, como de poltrona, portas, cauda, cabine, etc. Considerando que a configuração high density com quatro poltronas em cada fileira e um corredor no meio, chegou-se à Tabela 8. Tabela 8 Número de Passageiros Número de Fileiras Comprimento [m] Aerodinâmica 10.1 Escolha do Aerofólio: É preciso estar atento para certos valores que definem o comportamento de um aerofólio. São eles: Coeficiente de sustentação (Cl); Coeficiente de Momento de Arfagem (Cm); Mach crítico; Razão de Sustentação/Arrasto (L/D). Coeficiente de sustentação máximo; Ângulo de estol; 15

18 Razão de espessura/corda, de maneira que atenda os requisitos aerodinâmicos e ainda possa comportar os tanques de combustível da asa e trem de pouso; Coeficiente de Arrasto. Detalhes construtivos como bordo de fuga e de ataque que tenham viabilidade construtiva. Tendo em conta todos esses fatores, foram estudados os aerofólios de aeronaves da mesma categoria, chegando-se ao seguinte resultado apresentado na Tabela 9: Tabela 9 Concluiu-se a partir daí que esse tipo de informação é bastante sigilosa em projetos aeronáuticos, que a maioria dos aerofólios utilizados são transônicos e supercríticos, que a espessura na raiz é normalmente superior a 10% e na ponta é inferior. A partir da literatura, soube-se que um valor de Cl geralmente usado para vôo em cruzeiro é de 0,5, enquanto um Cm ideal seria de -0,10, um ângulo de estol na decolagem próximo a 15 graus e que é desejável um ângulo de estol maior da raiz para a ponta, para que em caso de estol na raiz, as superfícies de controle não estejam estoladas e piloto possa estabilizar a aeronave. Também é desejável um estol suave por tratar-se de um avião de passageiros. Em primeiro instante, foram estudados 18 aerofólios supercríticos (após estudos malsucedidos de aerofólios laminares). Selecionou-se o SC-0612 e realizou-se algumas modificações. Depois se estudou aerofólios transônicos e selecionou-se o Lockheed C-141 após algumas modificações, como o Reynolds de cruzeiro ( ). Com isso chegou-se ao resultado da Tabela 10: 16

19 Tabela 10 A partir dos princípios da geometria desses, modificou-se as características do C-141, e foi chamado ISAK8396. Que apesar do seu Mach crítico inferior ao desejável atende muitas das características de um aerofólio ideal para essa categoria de aeronaves. Para a raiz e a ponta, modificou-se apenas a espessura da corda média, mantendo a atenção para o ângulo de estol. As características do aerofólio da corda média são mostradas na Figura 9. Figura 9 - Gráficos de características aerodinâmicas do aerofólio 10.2 Estimativa da distribuição de sustentação ao longo da envergadura O cálculo da distribuição de sustentação foi baseado no Anderson [6] que é um método semiempírico de cálculo de coeficientes 3D baseado no perfil utilizado, considerando a estimativa inicial de asa que foi calculada nas seções anteriores. A corda ao longo da envergadura é dada por: 17

20 ( cr ct ) c( y) = cr y, onde s é a semi-envergadura. s Considerando que o cl 3 D, de cruzeiro é de aproximadamente 0,3, e que a torção geométrica da asa é de -1º (washout), então é possível determinar os fatores de sustentação básica L B e a sustentação adicional L A pelas tabelas que dependem da seção de semi-envergadura, do afilamento e do alongamento. A partir destes valores é possível calcular os coeficientes de sustentação: c Sw LA = c( y) 2 s l, a1 e c lb ε a0 Sw L = c( y) 2 s B, onde S w =área da asa e ε =torção geométrica da asa. Consequentemente, o coeficiente de sustentação em uma seção será: c + c l, section = cl, a1 CL, 3D lb na Figura 10: Abaixo segue a Tabela 11 destes valores para a asa e, em seguida, um gráfico de sustentação Tabela 11:distribuição de sustentação ao longo da semi-envergadura a CL3D=0,3 %s y[m] C(y) [m] La Lb cla1 clb cl_section 0,000 0,000 4,000 1,303-0,305 1,151 0,054 0,399 0,200 3,150 3,600 1,236-0,215 1,213 0,042 0,406 0,400 6,300 3,200 1,124-0,020 1,241 0,004 0,377 0,600 9,450 2,800 0,982 0,125 1,239-0,032 0,340 0,800 12,600 2,400 0,781 0,191 1,150-0,056 0,289 0,900 14,175 2,200 0,620 0,191 0,996-0,061 0,237 0,950 14,963 2,100 0,485 0,180 0,816-0,061 0,184 0,975 15,356 2,050 0,363 0,115 0,626-0,040 0,148 cl Semi-envergadura (%) Figura 10: Distribuição da sustentação 18

21 11 Análise de desempenho 11.1 Arrasto Cálculo de área molhada Para o modelo de cálculo de área molhada segundo Raymer[3], temos formulas diferentes para cada parte do avião. Para as asas e empenagem: Para fuselagem e nacele: Trem de Pouso: Cálculo do arrasto parasita (Cd 0 ) Inicialmente foi calculado o Cd 0 para cada componente do avião e em seguida somados para cálculo do Cd 0 total. Onde S ref é a área de referencia da asa. Já C f foi obtido da seguinte forma: Cálculo do arrasto induzido (Cd i ) O Cd i foi calculado da seguinte forma: Arrasto total foi calculado pela soma de Cd 0 e Cd i : Aeronave de 92 Passageiros Cd 0 0, Cd i 0, Cd t 0,

22 Aeronave de 108 Passageiros Cd 0 0, Cd i 0, Cd t 0, Curvas de Arrasto Os gráficos das Figuras 11 e 12 foram gerados após retirar do arrasto total o valor de arrasto do trem de pouso, para assim obter o arrasto em cruzeiro. Para aeronave de 92 Passageiros: Figura 11 Curva de arrasto para a aeronave de 92 passageiros Velocidade de Máximo Planeio = 200 m/s Velocidade de Máximo Alcance = 248 m/s Para aeronave de 108 Passageiros: Figura 12 - Curva de arrasto para a aeronave de 108 passageiros 20

23 Velocidade de Máximo Planeio = 216 m/s Velocidade de Máximo Alcance = 246 m/s 11.3 Potência requerida Em seguida gerou-se as curvas de potência requerida para altitudes variando de 0 a pés (Figuras 13 e 14), para em seguida serem comparadas com as curvas de potencia disponível para escolha dos motores. Potencia Requerida Aeronave 92 Passageiros: Figura 13 Potência requerida para aeronave de 92 passageiros Potencia requerida aeronave 108 Passageiros: Figura 14 - Potência requerida para aeronave de 108 passageiros 21

24 11.4 Escolha dos motores Introdução Primeiramente, foi feita uma pesquisa extensa sobre as condições de vôo das aeronaves desta categoria e verificou-se que devido a seus requisitos de projeto, como velocidade de cruzeiro e alcance máximo foi escolhido o tipo de motor turbofan que atende melhor a estes padrões. Após a escolha do tipo de motor, foram pesquisados vários motores presentes no mercado atual dos fabricantes Pratt & Whitney, Rolls Royce e General Eletrics. Em seguida, foi calculado qual deles seria o mais apropriado e o que levaria mais carga, devido a sua potência, com um consumo específico menor. Verificou-se que, no mercado atual o motor PW 1000G da Pratney possui vantagens consideráveis em relação aos outros, principalmente no requisito de consumo de combustível ser 15% menor do que os seus similares. Apesar de não ter sido lançado, os milestones do projeto deste motor está de acordo com o tempo de projeto da nossa aeronave. Outros projetos de aeronaves não lançados da mesma categoria também utilizarão este motor, como por exemplo, o Mitsubishi MRJ e a categoria nova de aviões da Bombardier, chamado CSeries Desenvolvimento Como é segredo de projeto os dados de consumo e de tração dos motores, é muito importante que se estime com razoável precisão as propriedades do motor escolhido. Primeiramente, partiu-se dos valores iniciais que foram publicados no site da Pratney & Whitney [7], que afirma que a tração estática de cada motor PW 1000G é de libras força e que seu consumo específico é 15% menor que os anteriores. Porém, estes dados não foram suficientes para a determinação total do desempenho do motor e, portanto, foram necessárias estimativas e outros valores coletados de outras fontes. Uma destas foi o site do Aircraft Engine Design[8], que possui uma tabela com vários valores importantes para estimativa inicial do motor, como consumo específico em cruzeiro e fluxo de ar pelo turbofan. Foi usado como parâmetro para o motor PW 1000G da tabela, o mais similar em termos de tração estática, que foi o JT8D-15A da PW com tração estática de lbf. A razão de bypass do motor foi escolhido baseado na média desta razão nos aviões similares ao projeto e que utilizam também motores da PW, que se chegou a um valor de 6. 22

25 Os cálculos para a estimativa de curvas do motor e de seu desempenho foi baseado no Torenbeek [4]. Todos os cálculos foram baseados no capítulo 4 e no apêndice H desta referência. Dados assumidos: Um dos dados mais importantes na estimativa das características gerais de projeto é o valor de temperatura de entrada da turbina e a sua razão de pressão que foi adquirido pela figura 4.27 da referência, como está mostrado na Figura 15. Figura 15: Temperatura de entrada da turbina em cruzeiro Sabendo-se que a razão de pressão é estimado entre 20 e 25 para a categoria de Regional Airjets, foi escolhido 25 para o PW1000G. O que permite definir que a temperatura de entrada da turbina é de 1400K. Sabe-se, porém que a temperatura de entrada da turbina em condição de decolagem é maior que a de cruzeiro. Pela Figura 16 é possível determinar o prognóstico dos motores atuais. Foi adotado um valor de 2000K como temperatura de decolagem. 23

26 Figura 16: Prognóstico do aumento da temperatura em função dos anos É possível determinar a razão de pressão em decolagem pela equação abaixo: ε c, cruise 1, 1 ε c, takeoff =, logo ε c, takeoff = 22, 727 Com esses valores de entrada do motor, é possível calcular as outras variáveis adimensionais que são importantes na determinação das trações e dos consumos específicos. Assumiu-se que γ =1, 4 para todas as condições atmosféricas como efeito de simplificação sem afetar consideravelmente a precisão dos cálculos. Também foi utilizado o padrão americano de atmosfera (US Standard Atmosphere) para os cálculos conseqüentes e assumindo que a temperatura ambiente em nível do mar é igual a 15ºC. Cálculo da pressão de estagnação na temperatura ambiente: A pressão de estagnação é dada pela seguinte equação: γ µ = 1+ M 0, onde 0 M é o número de Mach Com esse valor é possível calcular a temperatura do processo de combustão dado por: γ 1 γ κ = µ ( ε c 1), Sabendo que o projeto foi definido como Mach de cruzeiro de 0,82 é possível determinar este valor. O valor de k é determinante no cálculo de consumo específico: Valores adimensionais: Temperatura adimensional da entrada da turbina: T φ = t T 4 0, onde as temperaturas são dadas em Kelvin. Considerando que T = 15º C 288, 15K para decolagem. 0 = 24

27 E T = 216K para uma altitude de cruzeiro de pés. 0 Portanto, φ = 6, 481 e φ = 6, 941. cruise takeoff Estimativas dos rendimentos da turbina e do fan. Estes valores são baseados em dados estatísticos que foram avaliados pela referência. O rendimento isoentrópico do fan foi considerado como 0,86 em regime de decolagem e de 0,83 em regime de cruzeiro para Regional Aicrafts, porém estes rendimentos foram aumentados tendo em vista que no motor PW 1000G há uma redução entre a turbina e o fan, aumentando seu rendimento final. Foi adotado um aumento de 5% nessas eficiências e, portanto, ficará 0,91 em regime de decolagem e 0,88 em cruzeiro. O rendimento do compressor foi definido como 0,85, e o da turbina de 0,88. O rendimento da expansão isoentrópica do bocal foi definido como 0,97. Determinação do rendimento de entrada do Fan e da pressão de estagnação da combustor. O rendimento de entrada do fan é dado por: M d f η d = 4 DC f M, onde D 0 D f 1 κ 2 L de fricção e foi considerado 1,3 pela referência a aviões subsônicos, κ é a razão da perda total de pressão devido ao arrasto C f é o coeficiente de fricção e M d é o número de Mach médio na entrada do fan, que para aviões subsônicos o valor de 0,5 é satisfatório. L D f f é a razão do comprimento do motor pela entrada do fan é assumiu-se igual a 4 (turbofans de bypass igual a 6) baseado na referencia da NASA[9]. O coeficiente de fricção é dado por: 0,05 C =, onde o Re é o Reynolds de entrada do fan, onde seu diâmetro é estimado em f ( Re ) 0, 2 D 69 polegadas. Estimado o rendimento do fan, é possível determinar o rendimento da pressão de estagnação do combustor pela seguinte equação: 25

28 0,70M 1 η i = (1 ηd ) 1+ 0,2M Considerando que o Mach de cruzeiro é 0,82 é possível determinar estes rendimentos que resultou em: η = 0,996 e η = 0, 998 d i Desempenho do combustor: O desempenho do combustor, ou seja, a sua capacidade de transferir o calor do combustível para o ar pressurizado, é determinado por um fator adimensional G dado pela equação: κ G = φ 1 ηc ηi 0,2857 1,01 ( κ + µ ) 1 κ φη η c t, onde ηc é o rendimento do compressor e η t é o rendimento da turbina. O valor de G de cruzeiro ficou em 2,016 e em decolagem em 1,1 (valor médio para aviões subsônicos). específico. Este valor é importante na determinação das curvas de tração específica e de consumo A eficiência térmica do combustor portanto, será: η th 2 G 0,2M 0 =, cujo valor para Mach de cruzeiro foi de 0,564. κ φ µ ηc Determinação do rendimento total: O coeficiente de velocidade do jato é um fator que o rendimento do propulsor depende e é dado pela equação: M 0 σ =, cujo valor para cruzeiro resultou em 0,258 5G O rendimento propulsivo finalmente é calculado por: 2σ ( ηn σ ) η p =, cujo valor para cruzeiro resultou em 0, σ 26

29 Por final, o rendimento total do turbofan é: η tot = ηbη pη th = 0,222, considerando que a eficiência propulsiva a Mach 0,82 é aproximadamente 0,60 Cálculo do consumo específico e da tração específica corrigida: Após todos os cálculos de eficiência e de valores importantes da característica do turbofan, é possível calcular o consumo específico do motor através da seguinte equação: CT = θ κ 0,711 φ µ ηc 0,2M 5 (1 ) η ηn + ηtf λ G + ηtf λ 2 0 d (1 + ) λ M 0 Onde η tf é o rendimento do fan e da turbina, logo: η = η η, λ é a razão de bypass e θ é a temperatura relativa ambiente. tf t f C T é definido como a razão entre o consumo de combustível por hora e a força propulsiva líquida do motor é dado por: T T TO 34,714M 0 = 1, onde o valor W é a taxa de vazão de ar pelo tempo na entrada do fan, T W θ TO que para o JT8D-15A da PW é 327 lb/s Com estas duas equações, é possível determinar as características do motor em decolagem e em vôo de cruzeiro a Mach 0,8 para várias altitudes. 27

30 Como é demonstrado nos gráficos das Figuras 17 e Tração líquida (lb) Altitude (ft) Figura 17: Tração líquida a Mach 0,82 em função da altitude Consumo específico (lb/h/lb) Calculado 15% menos Altitude (ft) Figura 18: Consumo específico calculado e o reduzido de 15% a Mach 0,82 Definido que o teto de operação da aeronave é de pés, é possível então estimar seu consumo de combustível por hora, em potência máxima por motor: C fuel = 0, = lb h 28

31 É lógico que, se o arrasto de cruzeiro for menor que o necessário da potencia máxima este valor de consumo será menor Alcance da aeronave O alcance foi então calculado para ambas aeronaves segundo o método proposto por Breguet no Torenbeek[4], e os resultados encontrados são apresentado na Tabela 12. Tabela 12 Número de Passageiros Alcance [km] Estruturas 12.1 Pneus Na escolha de um pneu devemos levar em conta dados técnicos, como por exemplo, a carga sobre o mesmo durante o impacto no pouso, se o tamanho e peso estão coerentes com tipo de aeronave na qual vai ser usado, como vai ser alojado quando recolhido quanto à disponibilidade de espaço, facilidade de remoção e reposição, peso, durabilidade e custo. Para a escolha dos pneus do trem principal que trabalharão numa região ligeiramente atrás do centro de gravidade, devemos analisar as condições mais severas para esta região considerando velocidade no solo, carga, condições climáticas e tipos de pista, em regime de operação a altas elevações e em altas temperaturas do ambiente a quais podem ser submetidos os pneus. Para o pneu de trem de nariz é importante que seja visto não só carga estática, mas também uma exigência de travamento/ frenagem em condições dinâmicas. O fabricante ainda informa que as condições de temperatura de uso dos pneus não devem exceder 107 C e em casos extremos de frenagem 149 C. Analisando as características da nossa aeronave, um estudo foi feito para se determinar as dimensões dos pneus tendo em vista as opções oferecidas pela fabricante Goodyear, sendo os que melhores que se enquadraram a nossa necessidade foram o 24x para o trem de nariz e o 38x13-18(medidas em polegadas) para o trem de pouso principal. Seguem na Tabela 13 alguns dados técnicos dos pneus. 29

32 Tabela 13 PNEU Vel. Nominal Carga máxima Carga máxima Calibração (MPH) travado (lb) (lb) (PSI) 24x x Materiais O uso de matérias compósitos na estrutura do avião será indispensável para superar a performance dos atuais aviões. Esses materiais serão de relevante importância na diminuição do peso estrutural da aeronave e possibilitarão um aumento na liberdade aerodinâmica visto que podem ser moldados de diferentes formas. As partes que provavelmente serão feitas em materiais compósitos são: empenagem vertical, horizontal, winglets. 13 Projeto Preliminar Para a continuidade do projeto, pretende-se desenvolver a etapa preliminar. E alguns objetivos foram estabelecidos, de forma que possa otimizar as aeronaves e garantir a qualidade do projeto. -Aerodinâmica: otimização da asa, análise computacional da fuselagem, estudo dos perfis das empenagens, análise da viabilidade de winglets. -Estabilidade: estudo da estabilidade estática longitudinal e lateral da aeronave, bem como análise da estabilidade dinâmica longitudinal. -Desempenho: otimização de alcance máximo, decolagem, satisfazer os requisitos de climb e pane assimétrica de acordo com a FAR 25[1]. -Estruturas: cálculo detalhado de algumas estruturas, análise da empregabilidade de materiais compósitos. -Aviônicos e sistemas: especificar alguns aviônicos e sistemas embarcados na aeronave como instrumentos de navegação, comunicação, sistema hidráulico e de fornecimento elétrico que são equipamentos indispensáveis a uma aeronave deste porte. -Interiores: análise da relação entre conforto do passageiro e custos. 14 Gráfico de Constraint Analysis Para analisar as cargas de potência e alares e compará-las com as aeronaves existentes, plotou-se estes parâmetros no gráfico de constraint analysis, como mostrado na Figura

33 Figura 19 - Constraint Analysis Horus Observou-se que ambas aeronaves apresentaram carga alar inferior à da média das aeronaves da categoria. Um estudo detalhado de desempenho em cruzeiro e comprimento de pista de decolagem otimizará o valor da carga alar durante o projeto preliminar. 15 Conclusão Atingiu-se as principais metas estabelecidas para esta fase do projeto. As estimativas ficaram de acordo com o esperado para esta categoria de aeronave. Espera-se que com a otimização dos parâmetros das aeronaves, os objetivos finais de uma família de aeronaves competitiva sejam alcançados. 31

34 16 Referências 1-Federal Aviation Regulations Raymer, D. P., Aircraft Design: a conceptual approach, AIAA Educational Series, TORENBEEK, Egbert Synthesis of subsonic airplane design, Ed. Delft University Press, 1976; 5-Mattingly, J.D.; Heiser, W.H.; Pratt D.T Aircraft Engine Design, Second Edition, 2002; 6-Anderson, R.F. NACA Report 572; 7-Site da Fabricante do PW1000G Site com tabela de dados de turbina Site de geometrias de turbofans da NASA