CAPÍTULO 2 PROJETO CONCEITUAL DE UMA AERONAVE

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1 CAPÍTULO 2 PROJETO CONCEITUAL DE UMA AERONAVE Como visto no capítulo 1, o projeto conceitual é iniciado com um conjunto de requisitos que a aeronave deve satisfazer. Com base nestes requisitos, deve ser proposta a configuração da aeronave, isto é, se a asa estará posicionada no alto da fuselagem, no meio ou em baixo, se a empenagem terá configuração convencional ou canard, se o trem de pouso será triciclo ou outro tipo e etc. Em seguida, deve-se fazer o dimensionamento inicial da configuração proposta. Uma vez que as três vistas da aeronave são conhecidas, com as principais cotas definidas, a equipe de projetos pode realizar cálculos para verificar os valores estimados inicialmente. Após concluída a primeira iteração (ou primeiro ciclo) do projeto conceitual a equipe deve verificar se o projeto resultante é harmonioso. Em geral, um único ciclo não é suficiente para se conseguir alcançar este objetivo e, portanto, novo ciclo deve ser iniciado, onde as dimensões da aeronave são revisadas, com base nas informações geradas no ciclo anterior. Este processo iterativo é continuado até que um projeto harmonioso seja conseguido. Neste capítulo, são fornecidas informações relativas a definição da configuração da aeronave e da metodologia que deve ser seguida para a realização do dimensionamento de uma aeronave. Para fazer o dimensionamento inicial (primeiro ciclo), é necessário que um conjunto de parâmetros seja estimado para que outro possa ser calculado. Na primeira iteração (ou ciclo) estas estimativas são baseadas em aeronaves semelhantes. No entanto, da segunda iteração em diante, as referidas estimativas são baseadas em informações geradas no ciclo anterior. Através da metodologia descrita nesta seção, é possível fazer o dimensionamento de cada um dos elementos de uma aeronave. Porém, estes elementos devem ser agrupados para formar um veículo aéreo que cumpra a sua missão, seja estável e tenha características adequadas de resposta dinâmica. Para tanto, é necessário definir um sistema de referência que permita a localização de cada um dos elementos de forma harmoniosa. Na figura é mostrado o sistema de referencia adotado neste trabalho. A origem do sistema está no plano transversal que passa pelo eixo do motor, na base do spinner. O eixo X passa pelo centro da fuselagem, definido na região frontal da mesma, na qual as seções transversais não variam. O cone de cauda não é levado em consideração para a definição do eixo X. Os eixos Y e Z são definidos conforme mostrado na figura Para facilitar a leitura, na tabela 2.1 é fornecida uma lista de símbolos empregados neste capítulo.

2 X Z Y X Figura 2.1: Definição do sistema de referência adotado neste trabalho.

3 Proposição da Configuração Divisão de Engenharia Aeronáutica Para se chegar na configuração de uma aeronave é interessante seguir as etapas descritas abaixo: 1. Projeto dos aerofólios. 2. Projeto da asa. 3. Empenagens horizontal e vertical. 4. Fuselagem. 5. Trem de pouso 2.2 (a) Considerações para a especificação de aerofólios Camber Arqueamento Chord Corda Chord Line Linha da corda - Leading Edge- Bordo de ataque Mean Camber Line Linha de arq. médio Thickness Espessura Trailing Edge Bordo de fuga Características do aerofólio: Para desempenho em pista (operações de pouso e decolagem) (i) (ii) possuir alto valor para o coeficiente de sustentação máximo (Clmax) e valor elevado do parâmetro (CL / CD) associado ao valor de coeficiente de sustentação, especificado para a etapa de rolamento na pista de decolagem. Ambas características resultam em menor comprimento de pista na decolagem. Para a etapa de vôo de cruzeiro Mínimo de arrasto possível associado ao valor de CL de cruzeiro NOTA: limitar o valor do coeficiente de momento de arfagem. Caso contrário, pode ser necessário aumentar a área da empenagem horizontal, pois uma de suas finalidades é compensar o momento de arfagem gerado pela asa. Um incremento desta área acarreta aumento de peso e arrasto, prejudicando o desempenho da aeronave.

4 2.2 (b) Projeto de Asa y Cr C t b (a) Vista em Planta b y (b) Vista Traseira (i) Alongamento ("aspect ratio") é definido através de 2 b A S S é a área da asa, a qual pode ser expressa por Cr S 2 Ct b (ii) Afilamento ("taper ratio") é definido por Ct Cr Corda na raiz Cr 2. S b 1

5 Figura 4.39: Definição da torção geométrica ao longo da semi-envergadura. Figura 4.40: Asa de referência e seus parâmetros geométricos Figura : Método gráfico para a determinação da corda média aerodinâmica (dimensão e posição ao longo da envergadura).

6 Escoamento sobre uma Asa A asa de uma aeronave tem como função primária a geração da força que equilibra o peso da aeronave. Tendo isto em mente, fica claro que o projetista deve procurar uma configuração que minimize o arrasto total. Este arrasto é constituído por várias parcelas, tais como: (i) (ii) (iii) arrasto de atrito, associado as tensões de cisalhamento que atuam na superfície da asa e, portanto, é função da área exposta ao fluxo de ar (área molhada), arrasto de pressão (ou forma), que tem origem na distribuição de pressão na superfície do aerofólio e é associado indiretamente ao arrasto de atrito e, também, a presença de esteira, quando ocorre descolamento, como explicado no capítulo 1. arrasto induzido, o qual está associado à geração de sustentação pela asa e ocorre devido ao escoamento observado nas pontas da asa, causados pela diferença de pressão entre as superfícies superior e inferior. Devido a isto, o escoamento sobre a asa tem característica tridimensional, principalmente na região da ponta da asa, onde surgem vórtices, como mostrado na figura X. (a) (b) Figura X: Vórtices de ponta de asa: (a) esquema do escoamento vista em perspectiva e (b) visualização do escoamento que flui sobre uma asa finita.

7 Definição das características da asa Alongamento Figura 4.41: Efeito do alongamento sobre a curva CL x 1.5 Asas Retangulares: Enfl. = 0 Graus Afilamento = 1; Perfil Simétrico Coeficiente de Sustentação ( Clt ) Along. = 2 Along. = 4 Along. = Coeficiente de Arrasto ( Cd ) Figura 4.42: Variação da polar de arrasto devido a variação do alongamento. Resultados numéricos

8 Tabela 4.2: Informações históricas relativas ao alongamento (A) Enflechamento A função principal do enflechamento de uma asa é reduzir os efeitos de compressibilidade (arrasto de onda, resultante do aparecimento de ondas de choque) nos regimes alto subsônico (transônico) e supersônico. M cos LE M Cr L E Ct Figura 4.43: Enflechamento e seu efeito na redução do número de Mach efetivo. b/2

9 Figura 4.31: Variação do coeficiente de sustentação máximo (Cl max ) em função do enflechamento da asa, para vários tipos de dispositivo de hipersustentação. Afilamento Para minimizar o coeficiente de arrasto induzido de uma asa deve-se ajustar a distribuição de sustentação ao longo da envergadura (carregamento) de maneira que esta tenha uma forma elíptica. Uma distribuição de carregamento muito próxima da ideal também pode ser obtida com uma asa trapezoidal, através de uma variação do afilamento (). Antes de se adotar algum valor para o afilamento é interessante conhecer alguns dados que mostram o impacto que este parâmetro tem sobre o desempenho da aeronave: (a) A asa retangular ( = 1) é mais fácil de ser construída e mais barata. No entanto, o arrasto induzido, desta asa, é 7% maior que uma asa elíptica, com mesmo alongamento. (b) Uma asa sem enflechamento, porém, com afilamento = 0.45 possui arrasto induzido apenas 1% maior que uma asa elíptica. (torção nula)

10 Torção A torção dos aerofólios ao longo da envergadura da asa pode ser de dois tipos: (i) geométrica ou (ii) aerodinâmica. A torção tem a função de alterar a distribuição de carregamento ao longo da envergadura da asa. Ângulo de Diedro O ângulo de diedro é implementado para ajustar a estabilidade latero- direcional da aeronave. (i) Diedro positivo: estabilizante (ii) Diedro negativo: desestabilizante O enflechamento também tem efeito na estabilidade latero-direcional: (i) Enflechamento positivo: (ii) Enflechamento negativo: estabilizante desestabilizante Outro aspecto que tem influência sobre a estabilidade latero-direcional é a posição relativa da asa na fuselagem: A asa posicionada na parte superior da fuselagem (asa alta) possui um efeito de aumentar o estabilidade A asa posicionada no meio da fuselagem (asa média) tem efeito neutro A asa na parte inferior da fuselagem (asa baixa) tem efeito de reduzir a estabilidade. Tabela 4.5: Valores de ângulo de diedro em função do enflechamento e da posição relativa da asa na fuselagem. Configuração da Asa Posição relativa da asa na fuselagem Asa baixa Asa média Asa alta Não Enflechada 5 a 7 2 a 4 0 a 2 Asa Enflechada (subsônico) 3 a 7-2 a 2-5 a 2 Asa Enflechada (supersônico) 0 a 5-5 a 0-5 a 0

11 Posição vertical da asa em relação a fuselagem Características da Asa Alta Divisão de Engenharia Aeronáutica Características da Asa Média Características da Asa Baixa

12 2.2 (c) Projeto da Cauda Pode-se dizer que as empenagens possuem três funções: Compensação ( trim ): As forças aerodinâmicas e propulsivas geram momentos em torno do centro de gravidade (CG) da aeronave. Para que o avião possa voar equilibrado, estes momentos devem ser compensados, sendo isto realizado pelas empenagens. Como estas superfícies aerodinâmicas estão posicionadas a uma maior distância em relação ao CG, as forças aerodinâmicas necessárias para equilibrar a aeronave devem ser mais baixas. Estabilidade: Rajadas e ventos de través podem tirar a aeronave de sua condição de equilíbrio. Para a aviação civil, as empenagens devem ser projetadas de maneira que a aeronave retorne a condição de equilíbrio, para facilitar a pilotagem da mesma. Controle: Para que uma aeronave possa cumprir sua missão básica é necessário que a mesma possa ser controlada. Para realizar este controle existem 3 superfícies primárias, que são: (i) os ailerons, responsáveis pelo controle de rolamento, (ii) os profundores, instalados na empenagem horizontal, responsáveis pelo controle do ângulo de ataque da aeronave (movimento de arfagem) e (iii) o leme, instalado na empenagem vertical, responsável pelo controle direcional. Configurações para a cauda de aeronaves (a) Empenagens localizadas atrás da asa Figura 4.55: Configurações para o projeto da cauda de uma aeronave.

13 (a) (b) (a) (b) Figura: (a) (b) Global Hawk Posição da cauda em relação a asa - Configuração convencional Figura 4.56: Posição da cauda em relação a asa.

14 Empenagem horizontal localizada a frente da asa - Configuração canard Figura 4.58: Aeronaves sem cauda localizada atrás da asa. Definição das características geométricas da cauda Tabela 4.11: Valores típicos encontrados em aeronaves já construídas Tipo de Aeronave Empenagem horizontal Empenagem vertical A A Avião militar de caça Planadores Outros Aeronaves c/ cauda em T

15 2.2 (d) Projeto de Fuselagem A fuselagem tem a função de acomodar a tripulação, os passageiros e a carga transportada pela aeronave. Esta função deve ser cumprida de maneira que o peso estrutural e o arrasto produzido pela fuselagem sejam o mínimo possível. (a) (b) (a) (b) Arrasto de forma da fuselagem 10 [ /(Lf/df)** (Lf/Df) ] Esbeltez da fuselagem (Lf / df )

16 2.1 (e) Grupo moto-propulsor Aerosonde

17 Figura : Posição do grupo moto-propulsor (a) Centurion (b) Darkstar

18 2.2 (f) Trem de Pouso Existem várias maneiras de se realizar a decolagem e pouso de uma aeronave, a saber: (i) utilização de catapulta para decolagem e rede para o pouso, (ii) utilização e paraqueda para o pouso, (iii) trem de pouso tipo triciclo, que é uma configuração que fornece maior estabilidade durante a rolagem na pista e (iv) outras configurações. (a) (b) (c)

19 Tabela 2.2: Informações sobre a configuração proposta inicialmente neste trabalho Característica da Configuração Especificação Alongamento 7 Afilamento 1 Asa Enflechamento 0 Aerofólio (t/c) 0,12 Diedro 0 Alongamento 4 Afilamento 1 Empenagem Horizontal Enflechamento 0 Aerofólio (t/c) 0,12 Diedro 0 Alongamento 3 Empenagem Vertical Afilamento 0,4 Enflechamento Necessário p/ ajuste do leme Aerofólio (t/c) 0,12 Posição da Asa na Fuselagem Alta Tipo de cauda Convencional Tipo de grupo moto-propulsor Motor a pistão e hélice Localização do grupo moto-propulsor Nariz da fuselagem Localização do tanque de combustível Na fuselagem Tipo de Trem de Pouso Triciclo Imageamento Rádio controle Sistemas Embarcados Piloto automático Recuperação (para-queda) Ensaio em vôo Geração de energia elétrica

20 Desenhos da Aeronave, sem dimensões Divisão de Engenharia Aeronáutica (a) (b) Figura 2.5: Configuração proposta. Vistas: (a) em perspectiva e (b) em planta. (a) (b) Figura 2.6: Configuração proposta. Vistas: (a) frontal e (b) lateral.

21 Etapa # 1 Dimensionamento da Aeronave Estimativa Inicial de Peso, Wo Estimativa Inicial de CL Dimensionamento: Asa e Fuselagem Dimensionamento: Emp. Hor. Emp. Vert. Dimensionamento: Superf. de controle Estimativa: C HT e C VT Estimativa: C cs /C ; b cs /b A1 Dimensionamento: Trem de Pouso Cálculo de Desempenho Estimativa: Polar de arrasto Variação de CL Não Requisitos Satisfeitos? Sim Cálculo da Potência requerida Variação de Wo Não Motor Disponível? B Sim

22 4.2 Estimativas Inicias para carga alar (Wo/S) e para a relação peso potência (Wo /Pe) A carga alar é uma relação entre o peso da aeronave (W) e a área da asa (S). Estes dois parâmetros estão ligados através da expressão que define o coeficiente de sustentação (CL), mostrada abaixo Cl 1 q L S Na equação acima q é a pressão dinâmica, definida como (½)V 2. Durante quase todas as etapas do vôo de uma aeronave a sustentação gerada pela asa da aeronave (L) deve ser igual ao peso da mesma (W). Desta forma, a equação acima pode ser reescrita na forma Cl 1 q W S onde W/S é a carga alar durante a etapa do vôo que esta sendo considerada. Nestas tabelas, a relação peso-potência (Wo/Pe) é dada de maneira indireta através da relação peso cilindrada (Wo/Cil). A cilindrada é o volume de ar succionado pelo movimento do pistão dentro do cilindro do motor. Devido a isto, quanto maior a cilindrada do motor maior é sua potência. Tabela: Aeronave da classe acrobática: Carga alar (Wo/S), relação entre peso máximo de decolagem e cilindrada do motor (Wo/CIL) e Velocidade de pouso para aeronaves radio controladas (R/C). Aeronave (Wo/CIL) [kgf/cid] (Wo/S) [kgf/m 2 ] Veloc. de Pouso [mph] 1 5,04 9, ,36 7, ,67 6, ,95 6, ,29 5,61 26

23 Tabela: Aeronave classe convencional: Área da asa (S), Peso bruto de decolagem (Wo), Carga alar (Wo/S), relação entre Wo e cilindrada do motor (Wo/CIL) e Velocidade p/ CL = 2 para aeronaves radio controladas (R/C) em função da cilindrada do motor. Cilindrada Área (S) Peso Bruto (Wo) [kgf] (Wo/CIL) Carga Alar (Wo/S) [kgf/m2] Veloc. p/ CL=2 [mph] [CID] [m2] [kgf/cid] 0,10 0,194 0,822 8,2 4,3 42 0,15 0,210 0,964 6,4 4,6 44 0,25 0,290 1,502 6,0 5,2 46 0,35 0,355 2,070 5,9 5,8 48 0,40 0,387 2,240 5,6 5,8 48 0,45 0,452 2,750 6,1 6,1 49 0,50 0,484 2,950 5,9 6,1 49 0,60 0,516 3,150 5,2 6,1 49 Tabela: Aeronave p/ competição Aerodesign: Área da asa (S), Peso bruto de decolagem (Wo), Carga alar (Wo/S), relação entre Wo e cilindrada do motor (Wo/CIL) e para aeronaves radio controladas (R/C). Equipe Ano Carga Alar (Wo/CIL) Configuração (Wo/S) [kgf/m2] [kgf/cid] AER ,18 19,57 Monoplano AER ,69 21,20 Monoplano Herdeiros de Prandt ,03 20,39 Monoplano Leviatã ,66 28,05 Monoplano 15-BIS ,17 19,57 Biplano Leviatã ,75 22,67 Monoplano Montenegro ,88 22,02 Monoplano Team Leviathan ,01 25,28 Monoplano Montenegro ,47 23,16 Monoplano Leviatã ,13 29,19 Monoplano 100 Limites ,61 22,84 3 superfícies Hovergama ,18 26,59 Biplano 100 Limites ,44 24,47 Monoplano slat e flap 100 Limites ,66 23,33 Monoplano 1/2 pista Wo é uma estimativa de projeto.

24 Tabela: Aeronaves de classes diferentes: área da asa (S), peso máximo de decolagem (Wo), relação peso por cilindrada (Wo/Cil) e carga alar (Wo/S) de aeronaves rádio controladas (R/C). Aeronave Tipo Área (S) [m 2 ] (Wo) [kgf] (Wo/CIL) [kgf/cid] (Wo/S) [kgf/m 2 ] Plover Planador 0,327 0,91-2,8 Dove Moto-planador 0,388 1,56 10,4 4,0 Swift Esporte 0,387 2,61 5,7 6,7 Snowy Owl Esporte 0,415 2,78 7,0 6,7 Sparrowhawk Esporte 0,161 1,08 7,2 6,7 Seahawk Esporte/Hidroavião 0,423 3,12 6,8 7,4 Osprey Esporte /Hidroavião 0,496 3,20 7,1 6,4 Flamingo Hidroavião 0,323 2,10 6,0 6,5 Sea Loon Hidroavião 0,161 1,13 7,5 7,0 Seagull Hidroavião 0,448 3,17 7,0 7,1 Canadá Goose Canard 0,287 2,13 6,1 7,4 Swan Canard 0,432 3,26 6,0 7,6 Wasp Asa em tandem 0,194 1,02 6,8 5,3 Wild Goose Proj c/ 3 superfícies 0,145-Asa diant 0,290-Asa trás 2,75 6,0 6,3 0,072-Emp hoz Crow STOL 0,323 2,50 5,4 7,8 Tabela: Aeronaves de diversas classes: Carga alar (Wo/S) e relação entre peso máximo de decolagem e cilindrada do motor (Wo/CIL) para aeronaves radio controladas (R/C). Tipo de Aeronave (Wo/CIL) Carga Alar (Wo/S) [OZ./cid] Kgf/cid [OZ./ft2] Kgf/m2 Alta velocidade e manobrabilidade ,6 7, ,6-7,1 Velocidade moderada - esporte ,1 8, ,9 6,7 Treinador de baixa velocidade Maior que 300 Maior que 8, ,7 4,9 Planadores (Slope gliders) ,7 4,3 Planadores (Soaring Gliders) ,4 3,7

25 Tabela: Aeronaves tripuladas: Carga alar (Wo/S) e relação entre peso - potencia (Wo/Pe) para diversas classes. Tipo de Aeronave (Wo/Pe) [kgf/hp] Carga Alar (Wo/S) [kgf / m2] Planador 11,3 29,3 Homebuilt 5,4 53,7 Aviação geral monomotor 6,3 83,0 4.3 Estimativas do peso máximo de decolagem (Wo), da área da asa (S) e da potência do motor (Pe) Motor, isto é, a cilindrada (Cil) é especificada. Esta variável de projeto é conhecida quando o projetista possui um motor e quer projetar uma aeronave com aquele motor. Este é o caso da competição AERODESIGN, no qual o regulamento da competição especifica que todas as aeronaves devem utilizar motor com 0,6 cilindradas. Como mostrado na figura X: (a) a combinação da relação peso-cilindrada (Wo/Cil) com o valor conhecido da cilindrada do motor disponível permite o cálculo do peso máximo de decolagem (Wo), que a aeronave com o motor especificado poderá ter. (b) a combinação da carga alar com Wo permite o cálculo da área da asa e, portanto, a determinação do dimensionamento de todos os elementos que constituem a aeronave (asa, fuselagem, empenagens e etc). Especificação do motor Cil Wo/S Wo S Wo/Cil Dimensionamento de toda a aeronave Uma vez que o peso máximo de decolagem (Wo), a área da asa (S) e a cilindrada do motor (Cil) tenham sido determinados por um dos três procedimentos descritos acima, é possível passar para a fase de dimensionamento de cada um dos elementos que constituem a aeronave, isto é, a asa, a fuselagem, as empenagens horizontal e vertical, o motor (quando for o caso), o trem de pouso e as superfícies de controle primárias (aileron, leme e profundor).

26 4.4 Dimensionamento da Asa Como é sabido, o alongamento é definido pela equação () 2 b A (2.4) S Uma vez que S e A tem valores conhecidos, fica fácil determinar o alongamento (b) da asa, através da expressão b AS Em seguida, uma vez que, S e b são conhecidos, as equações (), que define o afilamento, e (), que fornece a área de uma asa trapezoidal, formam um sistema de 2 equações e 2 incógnitas, que são as cordas na raiz (Cr) e na ponta (Ct). C t (2.5) Cr C r Ct S b (2.6) 2 A solução deste sistema fornece as seguintes expressões C r 2S AS 1 1 C t 2S AS 1 Com o dimensionamento da asa é importante calcular o valor da corda média aerodinâmica (C). Este parâmetro depende da forma em planta da asa, porém, para uma forma em planta trapezoidal, a corda média aerodinâmica pode ser calculada através da expressão C 2 3 C r As variáveis de projeto Cr, Ct e b, calculados acima, e o enflechamento da asa (definido no capítulo 3), permitem que a asa seja desenhada e que suas cotas sejam inseridas no desenho. Com isto, fica concluída a tarefa de dimensionamento da asa da aeronave que esta sendo projetada.

27 4.5 Dimensionamento da Fuselagem Antes de passar para o dimensionamento das empenagens é necessário determinar o comprimento da fuselagem (Lf), tendo em vista que a distância entre o CG da aeronave e os centros aerodinâmicos das empenagens horizontal (L HT ) e vertical (L VT ) são funções de Lf (vide figura ). Como será visto mais a frente, o cálculo das áreas das empenagens (S H e S V ) só é possível de ser realizado se L HT e L VT forem conhecidos. L HT X CG L VT CG X L f Figura : Definição dos parâmetros de uma fuselagem. Figura : Aeronave de transporte de passageiros ERJ 145, desenvolvido pela EMBRAER, para 45 passageiros. Estimativa inicial da posição do CG da aeronave (X CG ) e das distâncias deste ponto até os centros aerodinâmicos das empenagens horizontal (L HT ) e vertical (L VT ), como pode ser visto na figura. Estas duas distâncias podem ser definidas pelas equações L K L (2.7) VT V f L K L (2.8) HT H f

28 onde K H e K V são parâmetros adimensionais a serem estimados. Divisão de Engenharia Aeronáutica Tabela: Distâncias características (vide definição na fig. ) para diversos tipos de aeronaves rádio controladas (R/C). Aeronave L HT / C L VT / C X CG / L f L f /b Convencional (Motor no nariz) 2,5-3,0 2,5-3,0 0,30 0,75-0,73 Hidroavião (Motor no CG) 2,6 2,6 0,47 0,94 Planador 3,0 3,5 4,0 3,0 3,5 4,0 0,29 0,67 0,65 0,63 Acrobático (Motor no nariz) 2,5 2,5 0,31 0,71 Tabela : Informações sobre comprimento de fuselagem e as distâncias até a cauda Parâmetro Posição do Motor Definição do Parâmetro Adimensional Nariz Asa Cauda Adimensional K f 0,6 até 1,0 L f = K f b K H 0,50 até 0,65 0,45 até 0,55 0,40 até 0,50 L HT = K H L f K V 0,50 até 0,65 0,45 até 0,55 0,40 até 0,50 L VT = K V L f 4.6 Dimensionamento das Empenagens Horizontal e Vertical De maneira análoga a asa, todas as dimensões das empenagens são funções de suas áreas. Para se fazer o cálculo das áreas das empenagens horizontal (S HT ) e vertical (S VT ) utiliza-se o conceito de coeficiente de volume de cauda, definido pelas expressões: C HT LHT S HT (2.9) C S L S C VT VT VT bs (2.10) onde C HT e C VT são os coeficientes de volume das empenagens horizontal e vertical, respectivamente, L HT e L VT são as distâncias entre o centro de gravidade da aeronave (CG) e o centro aerodinâmico das empenagens horizontal e vertical, C e b são a corda média aerodinâmica e a envergadura da asa, respectivamente.

29 Tabela : Valores típicos para coeficiente de volume de cauda e para os parâmetros geométricos definidos na figura acima para aeronaves rádio controladas (R/C) Aeronave tipo: L HT / C C HT L VT /b C VT Convencional (Motor no nariz) 2,5-3,0 0,55-0,54 0,43-0,5 0,036 Hidroavião (Motor no CG) 2,6 0,52 0,43 0,065 Planador 3,0 3,5 4,0 0,51 0,52 0,52 0,43 0,41 0,40 0,034 0,029 0,024 Acrobático (Motor no nariz) 2,5 0,50 0,42 0,036 Tabela : Valores típicos para coeficiente de volume de cauda para aeronaves tripuladas Classe Coef. de Volume de Empenagem Horizontal, C HT Vertical, C VT Planador 0,50 0,02 Homebuilt 0,50 0,04 Aviação geral monomotor 0,70 0,04 Aviação geral - bimotor 0,80 0,07 Aeronave agrícola 0,50 0,04 Turboprop bimotor 0,90 0,08 Hidroavião 0,70 0,06 Jato de treinamento 0,70 0,06 Jato caça 0,40 0,07 Cargueiro/Bombardeiro militar 1,00 0,08 Jato de transporte 1,00 0,09 Uma vez que os coeficientes de volume de cauda tenham sido escolhidos, as áreas das empenagens horizontal (S HT ) e vertical (S VT ) são calculadas através das equações () e () abaixo. S HT CHTC L HT S CVT bs SVT L VT

30 4.6.2 Cálculo das Cotas das Empenagens Horizontal e Vertical Uma vez que as áreas das empenagens horizontal (S HT ) e vertical (S VT ) tenham sido determinadas, as demais dimensões destas superfícies sustentadoras podem ser calculadas utilizando A H 2 H b (2.4) S H C Ht H (2.5) CHr S H C C Hr Ht bh (2.6) 2 Y h Chr Cht b h A V 2 V b (2.4) S V C Vt V (2.5) CVHr S V C C Vr Vt bv (2.6) 2

31 A solução deste sistema fornece as expressões mostradas na tabela X. Na mesma tabela também é registrada a expressão para o cálculo da corda média aerodinâmica (C V ) da empenagem vertical. Tabela X: Expressões para o cálculo das variáveis de projeto das empenagens horizontal e vertical, utilizadas para o dimensionamento destas superfícies sustentadoras. Variável de projeto Empenagem Horizontal Empenagem Vertical Envergadura b bh AH S H V V V A S Corda na raiz Corda na ponta Corda média aerodinâmica C C Hr Ht 2S A A H 2S H H S H S H H 1 1 H H C H C Hr 3 1 H H H 2 H C C Vr Vt 2S A A V 2S V V S V S V V 1 1 V V V C V C Vr 3 1 V V 2 V O desenho da empenagem vertical só pode ser feito após a definição do valor do enflechamento do bordo de ataque ( ). Ajuste deste parâmetro pode ser feito com base V nas seguintes considerações: (i) (ii) (iii) fornecer um conjunto de valores para o alongamentos (A V ), para o afilamento ( V ) e para o enflechamento ( V ). Neste caso, a forma em planta é definida sem vínculos entre os parâmetros acima, como na figura X(a). Fornecer um conjunto de parâmetros adimensionais, vinculados de tal maneira que o bordo de fuga da empenagem seja alinhado com o eixo vertical da aeronave, como pode ser visto na figura X(b). Neste caso, o enflechamento do bordo de ataque é dado pela equação () CVR CVT tg BA bv A terceira alternativa é impor que o eixo de articulação do leme esteja alinhado com o eixo vertical da aeronave, como mostrado na figura Y. Para tanto, é necessário conhecer a razão entre as cordas do leme e da empenagem vertical (RC V ). Neste caso, o enflechamento do bordo de ataque deve ser calculado através da equação (). tg BA C C 1 RC VR VT b V V

32 v C vt v Cvt bv b v Cvr Cvr (a) (b) Figura : Empenagem vertical com formas distintas: (a) Sem vinculo entre as variáveis de projeto e (b) com o bordo de fuga alinhado com o eixo vertical da aeronave C Vt W4 W5 V b V W1 W2 W3 C Vr Figura 2.4: Forma em planta da emp. vertical, com eixo de articulação na vertical.

33 4.6.3 Posição Relativa das Empenagens Horizontal e Vertical Uma vez finalizado o dimensionamento das empenagens horizontal e vertical, deve-se analisar a posição relativa das mesmas, como mostrado na figura abaixo L VT L HT L Figura 2.5: Distância relativa (L) entre os centros aerodinâmicos das empenagens horizontal e vertical. 4.7 Dimensionamento das Superfícies de Controle Primárias O controle primário da aeronave é feito através da deflexão de três superfícies localizadas na asa e nas empenagens, que são: (i) aileron, localizado na asa, tem a função de promover o rolamento da aeronave em torno do seu eixo longitudinal. Quando o aileron da asa direita é defletido para baixo o da esquerda é defletido para cima. (ii) profundor, localizado na empenagem horizontal, tem a função de alterar o ângulo de ataque da aeronave. Quando o profundor é defletido para baixo a aeronave sofre uma rotação no sentido de abaixar o nariz e vice-versa. (iii) leme de direção, localizado na empenagem vertical, promove a mudança de direção da aeronave. A deflexão do leme para a direita promove uma rotação no sentido horário em relação ao eixo vertical da aeronave, isto é, a aeronave faz uma curva para a direita.

34 4.7.1 Dimensionamento do Aileron y C Ca Ye Yi b b a /2 Figura : Asa e sua superfície de controle (aileron): Alternativa (a) Alternativa (b) Figura : Relação entre a corda (C a ) e a envergadura (b a ) do aileron.

35 Tabela Configuração do aileron C a /C b a /b S a /S Extremidades do aileron Int. (2Yi / b) Ext. (2Ye / b) Alternativa (a) 0,18 0,52 0,094 0,38 0,90 Alternativa (b) 0,30 0,35 0,105 0,55 0, Dimensionamento do Profundor e do Leme De uma maneira geral, as condições críticas para o controle de uma aeronave são: (a) Relativas a empenagem horizontal ou canard Decolagem da bequilha: Neste condição de operação, a aeronave possui velocidade relativamente baixa e a empenagem horizontal (ou canard) deve fornecer uma força suficientemente grande para girar o avião em torno do trem de pouso principal. Vôo em baixa velocidade com flaps defletidos: Esta é a condição típica do pouso e decolagem, sendo a condição de pouso a mais crítica, devido ao fato dos flaps estarem defletidos com ângulo maior e, portanto, gerarem maiores valores de momento de arfagem. (b) Relativas a empenagem vertical Vôo sem um dos motores em velocidade baixa: Nesta situação a pressão dinâmica é baixa e, portanto, a força gerada pela superfície aerodinâmica possui valor reduzido. Como a empenagem é feita para voar com sustentação nula, toda a força para compensar o momento gerado pela falha do motor deve ser fornecido pela deflexão da superfície de controle (leme de direção). Razão máxima de rolamento: Recuperação de parafuso: Quando a aeronave entra em parafuso, o escoamento sobre as asas e sobre a empenagem horizontal está descolado e o avião cai girando em torno do eixo vertical. Para recuperar a condição de vôo normal o piloto deve fazer a aeronave parar de girar. Neste caso, é fundamental que o controle da empenagem vertical esteja efetivo e que seja capaz de produzir um momento restaurador com valor suficiente para retirar o avião desta condição.

36 Y h C h C e b e b h Figura Empenagem Horizontal e sua superfície de controle: Definição das variáveis de projeto do profundor. v C vt C v b r b v Cr C vr Figura : Empenagem Vertical e sua superfície de controle: Definição das variáveis de projeto do leme.

37 Tabela: Dados históricos para as relações entre cordas da superfície de controle e a respectiva superfície sustentadora (empenagem), para aeronaves rádio controladas (R/C) Elemento da cauda Relação de Cordas: sup. de controle / empenagem Observação Empenagem Horizontal Empenagem Vertical 0,3 0,35 Asa sem flap 0,40 Asa com flap 0,30 Aeronave classe esporte 0,50 Planadores c/ alto alongamento 4.8 Projeto de Trem de Pouso (Triciclo) Como mencionado anteriormente existem diferentes configurações de trem de pouso que podem ser utilizados em uma aeronave. Na metodologia para projeto do sistema de trem de pouso o primeiro passo é localizar o trem de pouso principal. Em seguida, o trem de pouso do nariz é projetado considerando-se a distribuição de carga estática e a atitude que a aeronave deve rolar na pista durante a decolagem. Na figura abaixo são definidos os principais parâmetros necessários para o projeto do trem de pouso. X CG Z X H T X N X M X T Figura 2.11: Esquema para o projeto do sistema de trem de pouso

38 2.6(a) Trem Principal Posição Longitudinal O posicionamento longitudinal e vertical (eixos X e Z, respectivamente) é determinado de maneira que o centro de gravidade, na sua posição mais atrás (condição mais crítica), não fique atrás da roda do trem principal, de maneira a garantir que a aeronave não tenha a tendência de encostar a cauda na pista durante a decolagem da bequilha (trem do nariz). Posição Lateral A determinação da posição lateral das rodas do trem de pouso principal é feita de maneira a permitir que a aeronave realize curvas no solo com raio adequado e para dar estabilidade no momento do pouso. Manobras no solo são facilitadas quando o ângulo é menor que 63 graus. Este ângulo é definido no plano normal a reta que liga as rodas do trem principal e do nariz da aeronave, como mostrado na figura Y B Y M N X C H C Figura 2.12: Esquema para a localização lateral da roda do trem principal. 2.6(b) Trem do Nariz A posição longitudinal da roda do trem de pouso do nariz (X N vide fig. 2.12) é determinada com base na carga estática relativa que este trem deve suportar. Este carregamento pode estar entre 5 e 20% do peso da aeronave. Idealmente deve estar entre 8 e 15%, devido a variação da posição do CG da aeronave, isto é, M 8% CG na posiçãotraseira B M B A F 15% CG na posiçãofrontal C (2.35)

39 onde M é a distância entre o CG e a roda do trem de pouso principal e B é a distância longitudinal entre as rodas dos trens principal e do nariz. Tabela: Correlação entre o diâmetro da roda (trem de pouso) e Área da asa (S), Peso bruto de decolagem (Wo), e cilindrada do motor para aeronaves radio controladas (R/C) da classe convencional. Cilindrada [CID] Área (S) [in 2 ] Peso Bruto (Wo) [OZ.] Diâmetro de roda [in] 0, ,75 0, ,75 0, ,0 0, ,0 0, ,25 0, ,5 0, ,5 0, ,0

40 Peso Total da Aeronave Determinação do CG B Etapa # 2 Propulsão Estruturas Aerodinâmica Sistemas Peso e dimensão: motor tanque hélice combustível Pesos: Asa, Fuselagem, Emp.Hor. Emp. Vert. Trem de pouso Aerofólios: Asa, Empen. Hor. Empen. Vert. Pesos: Câmera Vídeo Rádio-Controle Auto-Piloto Para-queda Cálculo: Peso Total da Aeronave (W 1 ) A1 Não W 1 Wo < Sim Dimensionamento Revisão #1 C

41 2.7 Cálculo do Peso Máximo de Decolagem e do CG da Aeronave Abaixo são fornecidas informações que permitem que a equipe de projeto possa fazer estimativas de peso mais exatas em função das dimensões dos elementos estruturais (asa, fuselagem, empenagens e trem de pouso). Além disto, são fornecidas (sempre que possível) as dimensões e os pesos dos demais elementos da aeronave, que constituem o grupo moto-propulsor (motor, hélice, tanque de combustível e o próprio combustível) e o sistema de controle, que deve ser embarcado na aeronave (receptor, servos e bateria). Utilizando as informações mencionadas acima é possível fazer uma estimativa mais exata do peso total da aeronave (carga paga também deve ser considerada), assim como, a posição do centro de gravidade da aeronave. Para tanto, a equipe de projeto deve analisar e definir o posicionamento dos diversos elementos que devem ser embarcados na aeronave. Em geral, é necessário fazer ajustes da posição do CG da aeronave, de maneira a modificar a margem estática. Sempre que possível este ajuste do CG pode ser feito modificando as posições dos elementos embarcados. Tabela: Relação entre o peso e a área em planta de asas de aeronaves rádio controladas, para diferentes métodos de construção. Aeronave Peso / Área Observações (Kgf / m2) AER ,64 Construção feita de isopor (núcleo da asa), revestida com folha de madeira cedro AEROLOVERS 1,67 Construção feita de isopor (núcleo da asa), revestida com folha de madeira cedro Leviatã ,78 Construção feita de isopor (núcleo da asa), revestida com folha de madeira cedro Leviatã ,30 (Estimado) Estrutura de madeira, feita com longarina e nervuras e revestimento de monokote Montenegro 1,19 Estrutura de madeira, feita com longarina e nervuras e revestimento de monokote UAV - ITA 1,8 Estrutura de madeira, feita com longarina e nervuras e revestimento de madeira (balsa e compensado) Tabela: Peso e dimensões de componentes do sistema de controle da aeronave. Item Compr. Largura Altura Peso Observação (mm) (mm) (mm) (gr) Receptor R127 DF 64,3 35,8 21,0 41 RC para 7 canais Receptor R 124 F 33,2 16,2 15,7 8,5 RC para 4 canais Bateria Nicd 50,5 28,3 28,3 97 Voltagem: 4,8 V Capacidade: 500 mah Bateria Nicd 150 Voltagem: 6,0 V

42 Capacidade: 500 mah Tabela: Sevo-motores da marca Hobbico Classe Especificação Torque p/ 4,8 V HCAM 0090: CS-5 Hi Speed Nano Modelos muito pequenos (elétricos) HCAM 0110: CS-12 Hi Speed Micro Servo Modelos pequenos (elétricos), planadores HCAM 0111: CS-12MG Hi Speed Micro Idem ao CS-12 c/ engrenagens metálicas HCAM 0120: CS-35 Mini servo Hi Torque Aplicações c/ espaço restrito p/ o servo HCAM 0121: CS-35MG Mini servo Hi Torque Idem ao CS- 35 c/ engrenagens metálicas 16,7 oz.in 1,2 kgf.cm 35,0 oz.in 2,5 kgf.cm 36,1 oz.in 2,6 kgf.cm 54,6 oz.in 3,9 kgf.cm 55,0 oz.in 3,9 kgf.cm Veloc. P/ 4,8 V (seg/60 o ) Peso (gr) Dimensões LxWxH (mm) 0,11 10,0 22 x 11 x 20 0,11 18,0 30 x 13 x 28 0,11 19,0 30 x 13 x 28 0,14 27,0 33 x 18 x 31 0,14 31,0 33 x 18 x 31 HCAM 0130: CS-55 Standard Deluxe Modelos de avião e helicópteros HCAM 0149: CS-60 Servo Standard Sport Servos padrão p/ inúmeras aplicações HCAM 0165: CS-64 Servo Hi Torque BB Servo padrão p/ aplicações c/ alto torque HCAM 0170: CS-65 Servo Hi Torque Sta. BB Servo padrão p/ competição e uso geral HCAM 0180: CS-67 Servo Standard 2 BB Aplic. onde precisão e op. suave são requerido HCAM 0140: CS-59 Servo Low profile Modelos grandes usado em ailerons HCAM 0160: CS-63 Servo Low Profile p/ retr. Alto torque p/ trem retrátil (resina ou metal) HCAM 0191: CS-70MG Servo Metal BB Modelos Giant Alto torque HCAM 0205: CS-73 Servo p/ ¼ escala 2BB Modelos grandes HCAM 0210: CS-80 Servo BB Giant Scale Servo extra potente carros, barcos e aviões 42,6 oz.in 3,1 kgf.cm 42,0 oz.in 3,0 kgf.cm 69,4 oz.in 5,0 kgf.cm 77,0 oz.in 5,5 kgf.cm 42,6 oz.in 3,1 kgf.cm 61,1 oz.in 4,4 kgf.cm 90,8 oz.in 6,6 kgf.cm 107 oz.in 7,7 kgf.cm 153 oz.in 11 kgf.cm 275 oz.in 20 kgf.cm 0,20 46,0 41 x 20 x 36 0,19 49,0 41 x 20 x 36 0,18 50,0 41 x 20 x 39 0,16 49,0 41 x 20 x 38 0,20 46,0 41 x 20 x 36 0,18 35,0 43 x 23 x 25 0,50 35,0 43 x 23 x 25 0,24 60,0 41 x 20 x 38 0,28 110,0 59 x 29 x 50 0,19 152,0 66 x 30 x 58

43 Figura : Dimensões que aparecem na especificação do servo Futaba - S136G: 45,2 x 22,7 x 25,4 mm. Esta informação indica os valores do comprimento (L) x largura (W) x altura (H), como pode ser observado acima. Tabela: Sevo-motores da marca Futaba Classe Especificação Torque p/ 4,8 V FUTM047: S3111 Micro Servo J FUTM0037: S3103 Micro Mini FUTM0034: S3102 Aircraft Micro 8,3 oz.in kgf.cm 17,0 oz.in kgf.cm 51,4 oz.in kgf.cm Veloc. P/ 4,8 V (seg/60 o ) Peso (oz) Dimensões LxWxH (mm) 0,12 0,23 23 x 10 x 20 0,11 0,3 23 x 10 x 20 0,26 0,7 25 x 13 x 31 FUTM0029: S3001 Standard FUTM0030: S3002 Mini FUTM0031: S3003 Standard FUTM0043: S3010 Standard FUTM0036: S3104 ¼ Scale FUTM0115: S9206 Heli/Airplane High Torque FUTM0051: S5301 High-Torque ¼ Scale 44,4 oz.in kgf.cm 52,7 oz.in kgf.cm 44,4 oz.in kgf.cm 72,2 oz.in kgf.cm 127,7 oz.in kgf.cm 131,7 oz.in kgf.cm 233,2 oz.in kgf.cm 0,23 1,6 41 x 20 x 36 0,26 1,2 31 x 15 x 31 0,23 1,3 41 x 20 x 36 0,20 1,4 41 x 20 x 38 0,21 3,4 61 x 31 x 51 0,19 1,9 41 x 20 x 38 0,29 4,4 61 x 31 x 51

44 Tabela: Peso e dimensões de componentes do sistema de pilotagem automática. Item Compr. Largura Altura Peso Observação (mm) (mm) (mm) (gr) MP2028g Piloto Automático c/ sensor de pressão incluso MP2028g AGL Altímetro ultrasônico (h < 16 ft) MP-Servo Placa p/ conexão de servos MP-ANT Antena de GPS Tabela: Peso e potência de motores utilizados em aeronaves rádio controladas. Marca Modelo Potência Peso Observação (Hp) (kgf) Moki 22cc 3,5 0,8 Ignição eletrônica; 1 cilindro Moki 30cc 4,0 1,3 Ignição eletrônica; 1 cilindro Moki 45cc 4,9 1,7 Ignição eletrônica; 1 cilindro Moki AW 60 6,5 2,2 Ignição eletrônica; 2 cilindro OS 61 FX 1,9 0,55 1 cilindro OS 1.4 RX 3,5 0,84 1 cilindro Zenoah G230PUH 1,8 1,63 Gasolina; 1 cilindro Zenoah G 45 3,3 2,1 Gasolina; 1 cilindro Zenoah G 62 4,75 2,4 Gasolina; 1 cilindro K&B PN ,8 0,62 Tabela: Pesos de hélices para motores de aeronaves rádio controladas. Hélice: N O Marca - Modelo Diâmetro - Passo Pêso (gr.) 1 APC C2 11 x APC C2 11 x APC C2 11 x APC C2 11 x APC C2 12 x APC C2 12 x APC C2 12 x APC C2 12 x APC C2 12,25 x 3, APC C2 13 x APC C2 13 x Bolly Club Man 12,5 x APC C2 14,32 x APC C2 16 x Top Flite 14 x 4 28

45 16 JC Super 13,5 x 3, JC Super 14 x JC Super 14 x 3, JC Super 14 x 3, JC Super 14,5 x Windsor Propeller 10 x Windsor Propeller 10 x 6 22 Tabela: Volume e dimensões de tanques de combustível utilizados em aeronaves rádio controladas (Marca DUPRO) Modelo Volume (oz/cc) Dimensões (pol) C x L x A 402 2/59 1 5/16 x 1 13/16 x 2 3/ / /8 x 2 3/16 x 3 7/ /355 2 ¼ x 2 9/16 x 5 3/ / /8 x 2 11/16 x 5 3/ /591 2 ½ x 3 1/16 x /946 3 x 3 11/16 x 7 3/ / ¼ x 4 x / ½ x 4 3/8 x 8 3/8 Tanque de combustível Marca Dupro Tabela: Massa específica de tipos de combustível utilizados em aeronaves rádio controladas. Tipo de Combustível Massa específica (kg/m 3 ) Gasolina 740 Tabela: Combustível Glow combustível, muito usado em aeromodelos, que tem como base o metanol e inclui nitrometano em sua mistura. Muitas vezes conhecido pela porcentagem de nitrometano incluída, ou seja, 10% de nitro, 25% de nitro etc.. Metanol Nitrometano (%) (%) Densidade (g/cm 3 ) , , , , , , , , , ,96

46 , , , , , , , , ,13 Divisão de Engenharia Aeronáutica

47 2.8 Grupo Moto-Propulsor Motor com Hélice T Pe Pe Wc Definição de consumo Específico C bhp = Wc / Pe Definição de Eficiência de hélice = (T V ) / Pe T To V Figura: Variação da tração com a velocidade de vôo

48 2.9 Escolha dos Aerofólios da Asa e das Empenagens Divisão de Engenharia Aeronáutica A escolha (ou projeto) de um aerofólio deve levar em conta os requisitos requeridos nas diversas fases de operação da aeronave. Inicialmente são consideradas as operações de pouso e decolagem e a de vôo de cruzeiro. O aerofólio escolhido para equipar a asa de uma aeronave devem ser uma solução de compromisso, de maneira que os requisitos para vôo em cruzeiro e para as operações de pouso e decolagem sejam satisfeitos. Pode-se escolher um conjunto de perfis que podem ser aplicados no projeto e, através da comparação de suas curvas características (C l x, C l x C m e polar de arrasto), pode-se escolher aquele que tenha características mais apropriadas para satisfazer os requisitos estabelecidos no início do projeto. Na figura 4.33 são mostradas as polares de arrasto de perfis diferentes, para mostrar que dependendo do valor de Cl da asa (ou de outra superfície sustentadora), pode ser mais conveniente escolher um perfil ou outro. FORMAS DOS PERFIS SIMÉTRICOS 1 - NACA 0009 (t/c = 9%)

49 2 NACA 0012 (t/c = 12%) Divisão de Engenharia Aeronáutica 3 NACA 0015 (t/c = 15%)

50 Polar de arrasto Perfis NACA simétricos Nota: Polar obtida com o software XFOIL versão 6.94, Re=3x10 5.

51 FORMAS DOS PERFIS ARQUEADOS 1 - NACA 2414 (t/c = 14%) 2 Eppler E374 (t/c = 10,9%)

52 3 Selig S1223 (t/c = 12%) 4 Selig SD7062 (t/c = 14%)

53 5 Selig 1210 (t/c = 12%) Tabela: Informações sobre os aerofólios, relativas as curvas CL x α e Cm x α (Fonte: UIUC. Re=3x10 5 ) Perfil CM0 α 0 ( ) E ,1 NACA ,6 S ,0 S ,6 SD ,3

54 Polar de arrasto Perfis arqueados Divisão de Engenharia Aeronáutica Nota: Resultados experimentais, Re=3x10 5. Fonte: UIUC (

55 2.10 Desempenho da Aeronave Determinação da Potência Requerida L T D W Figura : Aeronave em vôo de cruzeiro T L D W Figura : Aeronave em vôo de subida L W Figura : Aeronave realizando uma curva

56 2.10 (a) Estimativa da Polar de Arrasto da Aeronave Divisão de Engenharia Aeronáutica Para a faixa de ângulos de ataque onde não se observa descolamento do escoamento, a polar de arrasto pode ser descrita matematicamente através de uma parábola, Cd 2 Cl Cd 0 Ae (2.10) onde C Do é o coeficiente de arrasto para sustentação nula e a segunda parcela é o coeficiente de arrasto induzido (CDi), associado a geração de sustentação. A expressão para o C D da aeronave completa. C D f h v tp C D C D C D C D C D C D out w f S S S S h S S v tp S S Para a determinação do coeficiente de arrasto de cada um dos elementos da aeronave é adotada uma metodologia onde o C D é dividido em duas parcelas: (i) arrasto para sustentação nula (C Do ) e (ii) arrasto associado a geração de sustentação (CDl). Por exemplo, para um elemento genérico X, tem-se C D x C Do x C Dl x (i) Coeficiente de Arrasto da Asa (CDw) Elemento Arrasto Parasita Arrasto Induzido Arrasto Total 2 CLw Asa C D 0 w C do w C Dl w C D Do Ae w C w C w Emp. 2 CLh Horizontal C D 0 h C do h C Dl h C D Do Ae h C h C h Emp. Vertical 2 CLv C D 0 v C do v C Dl v C D Do Ae v C v C v Coef. de C 1. 05C C 0. 05C C 0 Sustentação L w L L h L Dl w Dl h Dl v Fuselagem Área Molhada Muito pequeno - Trem de Pouso Arrasto parasita ver figuras abaixo Outros Arrasto parasita adicionar 10% ao C D0 da aeronave L v

57 Figura X: Influência do número de Reynolds sobre o coeficiente de arrasto do aerofólio. (ii) Coeficiente de Arrasto da Fuselagem (C Df ) O coeficiente de arrasto parasita gerado pela passagem do fluxo de ar pode ser calculado através da equação 10 Cd 0 l C 60 f l f d f f d f S S wet f [ /(Lf/df)** (Lf/Df) ] (a) Esbeltez da fuselagem (Lf / df ) (b)

58 Figura : Metodologia para a estimativa da área molhada (Swet) da fuselagem. (iii) Coeficiente de Arrasto do Trem de Pouso (CDtp) Figura : Efeito de tipos diferentes de carenagem no coeficiente de arrasto da roda de um trem de pouso.

59 Estrutura tubular: C Dt = 2,56 Tubos carenados: C Dt = 1,11 Junções carenadas: C Dt = 0,85 Área de Referência S t = D t x b t (a) (b) Figura : Configurações para o trem de pouso de uma aeronave: (a) Suporte do trem de pouso com 6 elementos (b) com 4 elementos. Trem de pouso c/ suporte aerodinâmico C Dt = 1,05 (a) (b) Figura : Configurações de trem de pouso com 2 elementos no suporte, com forma aerodinâmica: (a) vista frontal e (b) vista lateral.

60 (iv) Coeficiente de Arrasto gerado por Outros fatores (CDout) O fluxo de ar que passa por qualquer componente da aeronave produz uma força de arrasto (a sustentação pode ser nula, porém, o arrasto sempre é diferente de zero). Nas sub-seções acima foram apresentadas metodologias aproximadas para os maiores elementos que constituem uma aeronave: asa, fuselagem, empenagens horizontal e vertical e trem de pouso. Estes elementos tem uma contribuição muito grande no coeficiente de arrasto total de uma aeronave. Entretanto, outros elementos, detalhes associados a manufatura e interferências entre os elementos mencionados acima também geram arrasto, a saber: (i) (ii) (iii) (iv) (v) (vi) (vii) Antenas, utilizadas pelo sistema de controle da aeronave e para a eventual transmissão de imagens aéreas. O sistema de refrigeração do motor, constituído por aletas que transferem o calor gerado pela combustão para o ar que flui pela aeronave. O escape dos gases do motor também gera arrasto devido a interação com o fluxo de ar que passa pela aeronave, na região do escape dos gases A interferência entre os escoamentos que passam pela asa e fuselagem, que ocorre quando estes dois elementos são integrados. Interferências entre o cone de cauda e as empenagens horizontal e vertical, associados ao mesmo problema relatado no item anterior. Cabeça de parafuso ou porca, utilizados para a integração dos diversos elementos, como no caso da montagem do trem de pouso na fuselagem ou ainda, na montagem da asa na fuselagem. Estes arrastos podem ser minimizados projetando um esquema de montagem onde os parafusos e porcas estejam embutidos e portanto não tenham interferência com o fluxo de ar. Outros fatores, específicos de cada aeronave, que a equipe de projeto deve tentar minimizar. O cálculo do arrasto gerado por todos os fatores mencionados acima é possível de ser realizado, porém, esta fora do escopo do presente trabalho. Entretanto, para que a polar de arrasto não fique sub-dimensionada, o coeficiente de arrasto devido a outros fatores (C Dout ) é estimado com base no coeficiente de arrasto parasita (C Do ) dos maiores elementos da aeronave.

61 2.10 (b) Desempenho em Vôo de Cruzeiro Divisão de Engenharia Aeronáutica Para a etapa de vôo de cruzeiro a aeronave tem velocidade constante e esta nivelada. Neste caso, existe um equilíbrio das forças peso e sustentação, assim como, da força de arrasto com a tração gerada pelo grupo moto-propulsor. Coeficiente de Sustentação em Cruzeiro (CL) Veículo Aéreo Não Tripulado p/ Inspeção de linhas de transmissão Velocidade de cruzeiro (projeto)=120 km/h CL (projeto) = 0,6 Área da Asa = 0,8 m Velocidade (km/h) Figura 2.2.6: Variação da velocidade de cruzeiro da aeronave (V). Potência de Eixo Requerida em Cruzeiro (hp) Veículo Aéreo Não Tripulado p/ Inspeção de linhas de transmissão Velocidade de cruzeiro (projeto)=120 km/h CL (projeto) = 0,6 Área da Asa = 0,8 m2 Cd 0 =0,030 Cd 0 =0,050 Cd 0 =0, Velocidade (km/h) Figura 2.2.7: Potência requerida em função da velocidade de cruzeiro da aeronave

62 2.10(c) Desempenho para Vôo em Curva Sustentada Na figura é mostrada uma vista frontal de uma aeroave durante uma manobra conhecida como curva sustentada. Durante esta manobra a componente vertical da sustentação (L) deve ter o mesmo valor que o peso da aeronave (W). A componente na direção horizontal é a força centrípeta, a qual esta associada ao raio da curva (R), a velocidade da aeronave (V) e, também, a massa da mesma (m). W L Fc W Figura 2.2.8: Esquema de uma aeronave efetuando uma manobra de curva sustentada. O conceito de fator de carga (Nz), que é definido através da equação (2.2.26) L Nz (2.26) W Durante a curva, a aeronave permanece com um ângulo de inclinação () em relação à direção vertical.

63 5 Variação do CL da Aeronave em uma Curva Sustentada Coeficiente de sustentação Peso da aeronave = 30 kgf Raio da curva = 30 m Área da Asa S = 0,80 m 2 S = 0,88 m 2 S = 0,96 m 2 S = 1,07 m 2 S = 1,20 m Velocidade da Aeronave (km/h) Figura 2.2.9: Vôo em uma curva sustentada: Variação do CL da aeronave em função da velocidade para vários valores de áreas da asa. 8 6 Variação do CL da Aeronave em uma Curva Sustentada Peso da aeronave = 30 kgf Raio da curva = 30 m Fator de carga (Nz) Inclinação da Aeronave 40 0 Fator de Carga Inclinação Velocidade da Aeronave (km/h) 30 Figura : Vôo em uma curva sustentada: Variação do fator de carga (Nz) e do ângulo de inclinação da aeronave em função da velocidade.

64 2.10(d) Desempenho em Decolagem A fase de decolagem é composta por duas partes: V = Vd To V = 0 Xr Figura : L t T D N n (F at ) n W Np (F at ) p Figura : Forças que atuam na aeronave durante o rolamento na pista de decolagem O rolamento na pista seja realizado o coeficiente de sustentação dado pela expressão (X). Este valor é muito importante para determinar o ângulo de ataque da aeronave durante a corrida e, portanto, as alturas relativas dos trens de pouso principal e do nariz. C L a1max R k1 (2.10) 2k

65 Ajuste da margem estática da aeronave Etapa # 3 C Aerodinâmica Estruturas Mec. do Vôo D Cálculo: Centro Aerodinâmico (X CA ) Cálculo: Centro de Gravidade (X CG ) Estimativa: Margem Estática (MEst) Ajuste da posição e comprimento da fuselagem Não (X CA - X CG ) = MEst Sim Dimensionamento Revisão #2 Projeto Preliminar Figura 2.3: Fluxograma da Etapa # 3: Ajuste da margem estática da aeronave

66 2.11 Cálculo do Centro Aerodinâmico da Aeronave Divisão de Engenharia Aeronáutica As diversas partes de uma aeronave (asa, fuselagem e empenagem horizontal) geram sustentação e produzem uma resultante, como mostrado na figura abaixo. O ponto de aplicação desta força é chamado de centro de pressão. Existe um ponto particular, no qual o momento não varia com o ângulo de ataque. Este ponto é chamado de centro aerodinâmico (X ca ) e o momento em torno deste ponto é denotado por Mo. O momento de arfagem em um ponto genérico (por exemplo, o CG da aeronave) pode ser expresso através da equação M CG ca cg Mo L X X (2.10) A expressão acima é muito interessante porque o momento em torno do CG da aeronave depende apenas do valor de sustentação gerada (função de ), uma vez que Mo e X ca não variam com o ângulo de ataque. Deve-se lembrar que para um certo instante da trajetória da aeronave o CG é fixo, pois este parâmetro varia apenas com o consumo de combustível. Em outra seção do capítulo foi mostrado que a posição relativa entre o CG e o centro aerodinâmico (CA) da aeronave tem influencia fundamental na estabilidade e na resposta dinâmica (qualidade de vôo) da aeronave. Devido a isto, a determinação destas duas posições deve ser feita da melhor maneira possível para se projetar uma aeronave segura e com boa controlabilidade. L b M CG A determinação da posição do centro aerodinâmico da aeronave foi feita então segundo a formulação expressa em Roskam (1985). A expressão utilizada é x x ca A ca wf C L C L wf x ca h h C C L L h d S 1 d S h,

67 A ca x é a posição do centro aerodinâmico da aeronave; wf ca Divisão de Engenharia Aeronáutica x é a posição do centro aerodinâmico da combinação asa-fuselagem; h ca x é a posição do centro aerodinâmico da empenagem horizontal; C é a inclinação da curva C L x α da aeronave; L L wf L h C é a inclinação da curva C L x α da combinação asa-fuselagem; C é a inclinação da curva C L x α da empenagem horizontal; é a razão entre a pressão dinâmica incidente na emp. Horiz. e na asa; h d é a derivada em relação a α do downwash da asa na empenagem horizontal; d S h é a área de referência da empenagem horizontal; S é a área de referência da asa (a) Estimativa dos centros aerodinâmicos das partes da aeronave Para o cálculo do centro aerodinâmico, a coordenada X tem origem no bordo de ataque da corda média aerodinâmica da asa (Cw), como mostrado na figura abaixo. As coordenadas X mostradas na figura abaixo são adimensionalizadas pela corda média aerodinâmica, para obter os parâmetros que são observados na equação: X CAA X CAA (2.10) Cw X CAW X CAW Cw/4 (2.10) Cw X CAh X CAh (2.10) C w X CG CG (X CA ) w (X CA ) h X

68 Uma boa estimativa para a posição dos centros aerodinâmicos de superfícies sustentadoras (asa e empenagem horizontal) é ¼ da corda média aerodinâmica, a partir do bordo de ataque. Para o caso da fuselagem é necessário fazer o cálculo do coeficiente de momento gerado pela fuselagem, submetida ao escoamento gerado pela asa. Este cálculo pode ser feito com base em metodologia descrita por Roskam (1985), porém, não será apresentado neste texto (b) Cálculo do CL das partes da aeronave As inclinações das curvas C L x α para a asa e a empenagem horizontal são obtidas utilizando os métodos relatados em Roskam (1985). Como exemplo, a equação utilizada para a asa é C L w A C l perfil 2A 2 tan 1 2 c c / 2 4, (2.5.4) onde A é o alongamento, β c é dado por (1 M 2 ) 0,5, e Λ c/2 é o enflechamento da linha de metade da corda. Como os efeitos de compressibilidade são desprezáveis devido a velocidade baixa da aeronave considerada neste trabalho (β c é muito pequeno), a equação (2.5.4) se reduz a C L w 2 C A l 2 perfil 2A 2 1 tan 4 c / 2 (2.5.5) A inclinação da curva da empenagem horizontal é determinada de forma análoga, considerando os valores para o alongamento, o enflechamento e o C l do perfil usado nesta superfície sustentadora.

69 2.11 (c) Cálculo do C L da aeronave completa Divisão de Engenharia Aeronáutica A inclinação da curva CL x da aeronave completa é obtida considerando a contribuição dos elementos isolados considerados acima, a saber: (i) asa, (ii) empenagem horizontal e (iii) fuselagem (vide figura abaixo). Assim, a sustentação total (L) gerada pela aeronave é dada por L Lw L f Lh (2.10) L h L w Figura: Forças geradas pela superfícies sustentadoras. Todos os termos da equação anterior são adimensionalizados pela pressão dinâmica (q) e pela área de referencia (S). Após manipulações algébricas pode-se obter o valor de C Lα da aeronave, dado pela equação (2.5.6). C d S d S C h C 1, L L wf h L h (2.5.6) Figura : Escoamento gerado pela asa, associado a criação da sustentação da aeronave.

70 Figura x: Posição relativa entre a asa e a empenagem horizontal Estimativa do ângulo de downwash Ajuste da Margem Estática da Aeronave Como discutido no capítulo 1, o valor especificado para a margem estática (X CA - X CG ) possui importância muito grande nas características dinâmicas da aeronave: (i) O sinal da margem estática indica se aeronave vai ser estável (positivo) ou instável (negativo). Como visto no capítulo 1, o referido sinal esta associado a inclinação da curva C M x, a qual indica o comportamento da aeronave após ter sido perturbada por uma rajada na direção vertical. (ii) Como pode ser visto na equação abaixo, a magnitude da margem estática é diretamente proporcional a variação do coeficiente de momento de arfagem (C Mcg ), em relação ao CG, quando uma rajada na vertical provoca uma variação do ângulo de ataque () na aeronave. Dependendo da magnitude de C Mcg, o retorno da aeronave à posição de equilíbrio (antes da incidência da rajada) pode ser muito lento ou muito rápido, apresentando, inclusive, um movimento oscilatório que torna o vôo desagradável. Tendo por base a análise precedente, para uma aeronave ser estável (segurança no vôo) a margem estática deve ser positiva, isto é, o CG deve estar mais próximo do nariz da aeronave que o CA (vide figura X). Além disto, o X CA - X CG deve ter um valor apropriado para que a aeronave tenha boa qualidade de vôo. Não existe um valor exato aplicável a todas as aeronaves, porém, como regra geral a margem estática deve ser maior que 10% da corda média aerodinâmica da asa.

71 CMcg = CMo - CL (Xca - Xcg) (2.22) Até este ponto da metodologia de projeto conceitual não houve qualquer preocupação com o ajuste das posições relativas do CG e do CA da aeronave. O CG depende dos pesos e das posições relativas dos diversos elementos da aeronave. O CA também depende das posições relativas da asa, da fuselagem e da empenagem horizontal, assim como das características do aerofólio utilizado na asa. No primeiro ciclo do projeto, estas posições relativas entre os diversos elementos foram estabelecidas com base em informações de aeronaves semelhantes (dados históricos) e, portanto, seria muita sorte ter uma margem estática com valor adequado, como discutido anteriormente. Devido a isto, é necessário fazer um ajuste da margem estática, o qual pode ser realizado através de um dos procedimentos abaixo: Procedimento # 1: (a) Inicialmente, as posições relativas entre asa e empenagens horizontal (L HT ) e vertical (L HT ) devem ser mantidas fixadas e estes elementos devem ser tratados como se fosse um único elemento. Este aspecto é importante para não alterar os coeficientes de volume de cauda, os quais tem grande influencia nas características de qualidade de vôo da aeronave. (b) Em seguida, a fuselagem deve ser movimentada em relação ao elemento asaempenagens. Com isto, altera-se tanto o CG quanto o CA da aeronave. (c) Como as distâncias entre asa e empenagens são fixadas, o comprimento da fuselagem deve ser alterado, modificando o peso deste elemento e também o seu centro aerodinâmico (vide figura X). (d) Para que a margem estática não varie em função do consumo de combustível, o tanque de combustível deve estar localizada próximo ao CG. Desta forma, a modificação do CG altera a posição do tanque no interior da fuselagem e isto também provoca uma alteração do CG. (e) Outros elementos na fuselagem também tem suas posições alteradas, devido ao deslocamento do tanque de combustível, acarretando modificações adicionais da posição do CG. (f) Por fim, após o ajuste do comprimento da fuselagem e da localização dos componentes no interior da mesma, a nova configuração deve ser re-analisada pela equipe de projeto, de maneira a determinar novos valores para o X CA e X CG. Este procedimento iterativo deve prosseguir até alcançar a convergência, isto é, até que a margem estática tenha o valor estabelecido pela equipe. Procedimento # 2: (a) Se a diferença entre o CG e o CA não é muito elevada, o ajuste da margem estática pode ser feito modificando a posição relativa de elementos no interior da fuselagem. Por exemplo, um deslocamento do equipamento responsável pelo controle da aeronave pode alterar o CG, sem qualquer variação na configuração geométrica. Neste caso, o CA da aeronave não é modificado.

72 (b) A alteração do CG, devido à modificação mencionada no item anterior, provoca uma mudança na posição do tanque de combustível, a qual acarreta nova alteração do CG. (c) As modificações de posição dos elementos internos a fuselagem devem prosseguir até que haja uma convergência da posição do CG. (d) É importante lembrar que a posição do trem de pouso principal é influenciada de maneira significativa pela posição do CG. Neste caso, no processo iterativo descrito acima, a posição do trem de pouso também deve ser variada. Procedimento # 3: Uma terceira alternativa é utilizar os procedimentos anteriores em conjunto, de maneira a facilitar a convergência do processo de ajuste da margem estática. L HT L VT CG CA X X CG X CA L f L HT L VT CG CA X X CG X CA L f

73 2.13 Determinação das Incidências da Asa e da Empenagem Horizontal Na figura abaixo são mostrados os ângulos de incidência da asa (iw) e da empenagem horizontal (ih). Estes ângulos são relativos ao eixo de referencia da aeronave (coincidente com o eixo da fuselagem), o qual também é utilizado para definir o ângulo de ataque da aeronave (). A definição das incidências da asa e da empenagem horizontal tem importância fundamental na integração destas duas superfícies sustentadoras nas demais partes da aeronave. Isto é, i w e i h são utilizados na prática para a montagem da asa na fuselagem e para a montagem da empenagem horizontal na fuselagem (ou na empenagem vertical). i h i w Figura : Definição dos ângulos de incidência da asa e da fuselagem. Para uma aeronave em equilíbrio, o peso (W) deve ser igual a sustentação (L) e o momento em torno do centro de gravidade deve ser nulo. Neste caso, 1 W q S h C C L wf h L h S S C X mo wf L wf S h X C X C CA wf CG h L h S X 0 No sistema constituído pelas duas equações acima, as únicas incógnitas são os coeficientes de sustentação do conjunto asa-fuselagem (CL)wf e da empenagem horizontal (CL)h. Todos os demais parâmetros podem ser determinados. Resolvendo-se o sistema constituído pelas equações acima obtem-se os valores para os coeficientes de sustentação do conjunto asa-fuselagem (CL)wf e da empenagem horizontal (C L ) h. Para se determinar as incidências da asa e da empenagem horizontal é CA h CG

74 necessário considerar a relação entre o coeficiente de sustentação e o ângulo de ataque local de cada uma das superfícies sustentadoras, dadas pelas expressões abaixo K C i CL wf wf L w w 0 (2.10) C C i L h L h h 0 h (2.10) Considerando as duas equações acima, verifica-se que o ângulo de ataque () e as incidências da asa (i w ) e da empenagem horizontal (i h ) não são conhecidos. Para realizar um projeto otimizado é importante minimizar o arrasto da aeronave. Para tanto, no ponto de projeto as superfícies de controle devem estar com ângulo de deflexão nulo ( e = 0, para o profundor) e o escoamento deve estar alinhado com a referencia da aeronave ( = 0), pois nesta condição o arrasto gerado pela fuselagem é minimizado. Assim, considerando o ponto de projeto, C L wf w C (2.10) iw 0 K wf L w C L h h h C 0 ih 0 (2.10) L h onde Para calcular a incidência da empenagem horizontal é necessário determinar o ângulo de downwash (oh), induzido pela asa na região da empenagem horizontal. h w

75 2.14 Resultados Gerados durante o Projeto Conceitual Divisão de Engenharia Aeronáutica Tabela 1: Informações sobre a configuração proposta para a aeronave Característica da Configuração Especificação Alongamento 7 Afilamento 1 Asa Enflechamento de c/4 0 Aerofólio (t/c) 0,12 Diedro 0 Alongamento 4 Afilamento 1 Empenagem Horizontal Enflechamento de c/4 0 Aerofólio (t/c) 0,12 Diedro 0 Alongamento 3 Empenagem Vertical Afilamento 0,4 Enflechamento de c/4 Necessário p/ ajuste do leme Aerofólio (t/c) 0,12 Posição da Asa na Fuselagem Alta Tipo de cauda Convencional Tipo de grupo moto-propulsor Motor a pistão e hélice Localização do grupo moto-propulsor Nariz da fuselagem Localização do tanque de combustível Na fuselagem Tipo de Trem de Pouso Triciclo Imageamento Rádio controle Sistemas Embarcados Piloto automático Recuperação (para-queda) Ensaio em vôo Geração de energia elétrica

76 Tabela 2: Parâmetros Geométricos e Potência Requerida Divisão de Engenharia Aeronáutica Elemento Parâmetro Geométrico Valor Unid. Área (S) 0,883 m 2 Envergadura (BW) 2,486 m Corda média aerodinâmica (CW) 0,355 m Início do aileron, relativo à envergadura 60 % Final do aileron, relativo à envergadura 90 % Asa Relação entre as cordas do aileron e asa 20 % Envergadura de cada aileron (BA) 0,373 m Corda média do aileron (CA) 0,071 m Distância entre o bordo de ataque da raiz da asa e o nariz da fuselagem 0,510 m Ângulo de incidência da asa na fusel. (Iw) Graus Área (Sh) 0,202 m 2 Distância entre o CG e o BA da raiz da 1,183 m Empenagem Horizontal Empenagem Vertical Fuselagem Motor empenagem horizontal Envergadura (Bh) 0,840 m Corda (Ch) 0,240 m Envergadura do profundor (Bp) 0,840 m Corda do profundor (Cp) 0,120 m Relação entre as cordas Cp/Ch 50 % Ângulo de incidência da empenagem (Ih) Graus Área (Sv) 0,098 m2 Distância entre o CG e o BA da raiz da 0,990 m empenagem vertical Envergadura (Bv) (distância entre a seção 0,313 m da raiz e a seçã da ponta) Corda na raiz (Crv) 0,422 m Corda na ponta (Crv) 0,204 m Enflechamento do bordo de ataque 26 graus Envergadura do leme (Bl) 0,313 m Corda média do leme (Cl) 0,094 m Relação entre as cordas Cl/Cv 30 % Ângulo de incidência da empenagem (Iv) 0,0 Graus Comprimento total (Lf) 2,055 m Altura máxima (Hf) 0,300 m Largura máxima (Bf) 0,250 m Comprimento do cone de cauda (Lc) 0,905 m Altura da base (Hb) 0,300 m Largura da base (Bb) 0,250 m Potência Nominal 2,65 Hp Potência Efetiva Eficiência da hélice

77 Trem de pouso Posição longitudinal do eixo das rodas m Principal Distância lateral das rodas m Distância vertical do solo a barriga da fus. m Trem de pouso Posição longitudinal do eixo da roda m do nariz Distância vertical do solo a barriga da fus. m Tabela 3: Perfis aerodinâmicos Superfície Perfil C M0 α 0 ( ) C Lmax Asa Empenagem horizontal Empenagem vertical Tabela 4: Parâmetros usados no dimensionamento da aeronave Parâmetro de projeto Valor Dimensão Carga Alar (W/S) kgf / m 2 Relação Potencia peso (Pe / W) Coeficiente de volume de Empenagem Horizontal - Coeficiente de volume de Empenagem vertical - Distância entre o quarto da corda média aerodinâmica da asa e o CG da aeronave m Distância entre o quarto da corda média aerodinâmica da empenagem horizontal e o CG da aeronave m Distância entre o quarto da corda média aerodinâmica da empenagem vertical e o CG da aeronave m Figura 1: Configuração (Convencional): Vista lateral. Cotas em mm.

78 Figura 2: Configuração (Convencional): Vistas em planta. Cotas em mm. Tabela 5(a): Peso e localização dos elementos da aeronave - Configuração A 3-2 (1º Caso: Tanque cheio; Peso extra: 4 kg em x=0,893m) coordenadas do CG do Peso dimensões (paralelepípedo) Componente componente (m) (kgf) Lx Ly Lz x y z asa 1,40 0,355 2,486 0,025 0,662 0,000-0,159 fuselagem 2,30 1,150 0,250 0,300 0,575 0,000 0,000 Cone de cauda 0,35 0,783 0,150 0,175 1,451 0,000 0,000 emp hor. 0,22 0,240 0,840 0,017 1,933 0,000 0,000 emp. vert. 0,11 0,313 0,001 0,313 1,842 0,000 0,104 pouso princ dir 0,16 0,000 0,000 0,000 0,814 0,300 0,300 pouso princ esq 0,16 0,000 0,000 0,000 0,814-0,300 0,300 bequilha 0,14 0,000 0,000 0,000 0,220 0,000 0,300 motor+hélice 3,60 0,160 0,240 0,150 0,100 0,000-0,075 combustível+tanque 2,60 0,100 0,180 0,180 0,500 0,000 0,000 câmara+suporte 2,00 0,233 0,233 0,233 0,630 0,000 0,075 pára-quedas 2,00 0,070 0,070 0,300 0,250 0,000 0,000 equip. guigem 2,00 0,300 0,250 0,300 1,300 0,000 0,000 extra 1 4,00 0,300 0,250 0,300 0,893 0,000 0,000 extra 2

79 Tabela 5(b):Distribuição de Peso - Configuração A 3-2 Peso Máximo de Decolagem (kgf) Estrutura: 4,83 Propulsão 6,20 Carga Paga 10,00 Total: 21,03 Divisão de Engenharia Aeronáutica Tabela 5(c): Posição do CG - Configuração A 3-2 CG (m): x y z 0,630 0,000-0,009 Tabela 5.1(d): Momentos de Inércia - Configuração A 3-2 Inércias (kg.m 2 ) Ixx Iyy Izz Ixz 1,050E+00 3,881E+00 4,512E+00 1,497E-01 Tabela 6: Parâmetros Aerodinâmicos da aeronave Informações sobre a Aeronave Completa Parâmetro Valor Posição do Centro Aerodinâmico (Xac) - m 0,694 Posição do Centro de Gravidade (Xcg) - m Margem estática (Xac - Xcg) - m Margem estática (Xac - Xcg) - % da corda média aerodinâmica Coeficiente de sustentação em cruzeiro (CLcru) 0,4 Coeficiente de sustentação p/ = 0 (CLo) 0,3606 Coeficiente de sustentação máximo (CLmax) 1,46 Coeficiente de momento de arfagem p/ = 0 (Cmo 1 ) -0,0062 Coeficiente de momento de arfagem p/ CL = 0 (Cmo 2 ) -0,0744 Polar de arrasto da aeronave limpa Cd = Cdo + k 1 CL + kcl 2 Cdo k Eficiencia Aerodinamica - (L/D) máximo Altitude em relação ao nível do mar (H) - m 0 Densidade () kg/m 3 1,225 Velocidade de cruzeiro (Vc) m/s 33,3 Número de Reynolds da aeronave (Re) 7,2 x 10 5 k 1

80 Tabela 7: Parâmetros relativos ao desempenho da aeronave Parâmetro Valor Unid. Comprimento de pista de rolamento em decolagem 9.70 m Ângulo de ataque de rolamento 2.15 graus Ângulo máximo de subida graus Velocidade de stall m/s Ângulo de stall graus Velocidade máxima de cruzeiro m/s Tabela 8: Derivadas de estabilidade longitudinais da aeronave Parâmetro Valor C Lα 9.70 C Lq C 2.15 L C Lδp Cmα Cmq C m Cmδp Tabela 9: Parâmetros relativos à qualidade de vôo da aeronave Decolagem Cruzeiro Pouso Período Curto... Fugoidal... Período Curto... Fugoidal... Período Curto... Fugoidal... NOTA: Preencher o nível de qualidade de vôo dos movimentos fugoidal e de período curto, utilizando 1, 2, 3 ou UN (1 Bom, 2 Aceitável, 3 Pobre, UN Inaceitável)

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