UNIVERSIDADE ESTADUAL DE CAMPINAS FACULDADE DE ENGENHARIA MECÂNICA

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1 UNIVERSIDADE ESTADUAL DE CAMPINAS FACULDADE DE ENGENHARIA MECÂNICA Primeiro Relatório Final Trabalho de Conclusão de Curso Desenvolvimento de um Veiculo Aéreo Não Tripulado Autor: Túlio Rodarte Ricciardi Orientador: Prof. Dr. Kamal Abdel Radi Ismail Campinas, junho de 2013 i

2 UNIVERSIDADE ESTADUAL DE CAMPINAS FACULDADE DE ENGENHARIA MECÂNICA Primeiro Relatório Final Trabalho de Conclusão de Curso Desenvolvimento de um Veiculo Aéreo Não Tripulado Autor: Túlio Rodarte Ricciardi Orientador: Prof. Dr. Kamal Abdel Radi Ismail Curso: Engenharia Mecânica Trabalho de Conclusão de Curso apresentado à Comissão de Graduação da Faculdade de Engenharia Mecânica, como requisito para a obtenção do título de Engenheiro Mecânico. Campinas, 2013 S.P. Brasil ii

3 Agradecimentos Este trabalho não poderia ser terminado sem a ajuda de diversas pessoas às quais presto minha homenagem: Meus pais, Kátia Rodarte da Silve e Telmo Ricciardi Prof. Dr. Kamal Abdel Radi Ismail pela supervisão e apoio Ao pessoal da Urubus Aerodesign Ao pessoal de Brasília iii

4 Índice Resumo 1 Lista de Figuras 2 Lista de Tabelas 3 Nomenclatura 4 Abreviações e Siglas 4 Capítulo 1 Introdução 5 Capítulo 2 Revisão Bibliográfica 6 Capítulo 3 Metodologia de Pesquisa Finalidade Missão Características pretendidas e lista de prioridades Meta da aeronave Projeto Conceitual Formulação básica 16 Capítulo 4 Projeto Preliminar Estudo de aerofólios Estudo aerodinâmico da fuselagem Estudo aerodinâmico da aeronave Análise de vôo Resultados Obtidos 27 iv

5 Capítulo 5 Dispositivos de controle Controle Longitudinal Controle Lateral Controle Direcional 34 Capítulo 6 Conclusão 35 Referências Bibliográficas 36 v

6 Resumo Ricciardi, Túlio Rodarte, Desenvolvimento de um Veículo Aéreo não Tripulado, Faculdade de Engenharia Mecânica, Universidade Estadual de Campinas, Trabalho de Conclusão de Curso, (2013) Neste projeto será apresentado o projeto conceitual de uma aeronave não tripulada para diversas finalidades, tanto civis como militares, visando o máximo de desempenho. Foram obtidas as metas da aeronave, como MTOW de 35kg e velocidade máxima de vôo em 100knots. Com base na meta a ser alcançada, nos diversos perfis pesquisados e criados, determinou-se a geometria da aeronave no projeto preliminar, com 3.4m de envergadura, 650mm de corda na raiz e 370mm na ponta. As curvas de aerodinâmica do avião são apresentadas, assim como diversos mecanismos de controle da aeronave nos eixos de vôo, ao final deste relatório. Palavras Chave: VANT, UAV, Asa voadora, Monitoramento Remoto 1

7 Lista de Figuras Figura 1 Esboço da aeronave 14 Figura 2 eixos de referência da aeronave 16 Figura 3 Método de discretização do programa utilizado para cálculos 17 Figura 4 Distribuição de pressão em um perfil reflex 19 Figura 5 Distribuição de pressão em um perfil convencional 19 Figura 6 Comparativo do coeficiente de sustentação dos perfis analisados 22 Figura 7 Comparativo do coeficiente de arrasto dos perfis analisados 23 Figura 8 Comparativo do coeficiente de momento dos perfis analisados 23 Figura 9 Vista lateral da fuselagem 24 Figura 10 Vista tridimensional da fuselagem 24 Figura 11 Gráfico da sustentação pelo ângulo de ataque 29 Figura 12 Gráfico do momento da asa pelo ângulo de ataque 29 Figura 13 Eficiência aerodinâmica do avião 30 Figura 14 Polar de arrasto do avião 30 Figura 15 Estolamento da asa 31 Figura 16 Controle longitudinal da aeronave 32 Figura 17 Controle lateral da aeronave 33 Figura 18 Controle direcional da aeronave 34 2

8 Lista de Tabelas Tabela 1 Comparativo de VANTs existentes atualmente com MTOW de 20 a 50kg Tabela 2 Vantagens e desvantagens da configuração de Asa Tabela 3 Comparativo entre perfil convencional e reflex Tabela 4 Aerodinâmica da fuselagem Tabela 4 Geometria da aeronave Tabela 5 Desempenho preliminar da aeronave 3

9 Nomenclatura Letras Latinas B V S MAC W CL CM CD envergadura velocidade área da superfície corda média aerodinâmica peso coeficiente de sustentação coeficiente de momento coeficiente de arrasto [m] [m/s] [m²] [m] [N] Letras Gregas α λ viscosidade cinemática ângulo de ataque densidade do ar afilamento [kg/ms] [graus] [kg/m³] Subscritos w h v asa estabilizador horizontal estabilizador vertical Abreviações NACA UAV VANT MTOW Comitê Nacional para Aconselhamento sobre Aeronáutica Unmanned Aerial Vehicle Veículo Aéreo Não Tripulado Peso Máximo de Decolagem Siglas CG CA Centro de Gravidade Centro Aerodinâmico 4

10 Capítulo 1 Introdução O desenvolvimento de aeronaves não tripuladas, VANTs, teve grande aumento num passado recente. As grandes vantagens são o reduzido custo de desenvolvimento, produção, manutenção e operação. Vantagens adicionais como decolagem facilitada por não precisar de um aeroporto ou operação em pistas muito mais curtas. Diversas opções de decolagem de VANTS existem, podendo citar lançamento manual, catapultas e decolagem a partir do teto de carros. Estas aeronaves são controladas remotamente, com o operador em solo, e qualquer acidente não causa vítimas. Devido ao reduzido custo estas aeronaves estão sendo amplamente utilizadas para fins civis como apoio a agricultura ou monitoramento de desmatamento, e também utilizadas para fins militares, tanto de ataque como para espionagem. Para o projeto em questão, inicialmente fez se a opção por asa voadora, cujas razões pela escolha serão apresentadas ao longo do projeto, visando sempre uma aeronave com melhor desempenho do que as já existentes. 5

11 Capítulo 2 Revisão Bibliográfica Para guiar o projeto, foram pesquisadas diversas referências e aplicar a teoria por elas apresentadas. As literaturas clássicas de aeronáutica têm a desvantagem do enfoque ser aeronaves convencionais, isto é, que apresentam uma fuselagem de grandes proporções e um conjunto de estabilizadores na cauda, porém quando conveniente, serão pesquisadas. Assim o livro A conceptual Approach, escrito por Daniel Raymer e o livro Aircraft Performance and Design de John Anderson. Visando melhor adequação ao projeto, foram pesquisadas referências disponibilizadas pela NACA, órgão antecessor a atual NASA, e também pela Royal Aeronautical Society, órgão inglês de estudos aeronáuticos. As referências utilizadas serão apresentadas ao longo do trabalho completo. Utilizou-se também uma metodologia de projetos aeronáuticos genéricos, proposta por Cláudio Barros, com alterações para melhor adequação do projeto em questão. Para o futuro cálculo de desempenho da aeronave será utilizado o livro Introduction to Flight também de John Anderson, para avaliar a competitividade da aeronave projetada com modelos já existentes. Para auxiliar a obtenção de do valor do peso vazio da aeronave, serão utilizados os métodos propostos tanto por Pazmany e Raymer. 6

12 Capítulo 3 Metodologia de Pesquisa 3.1 Finalidade da aeronave Iniciando a metodologia proposta por Barros [1], deve-se definir a finalidade da aeronave. Como apresentado na introdução, o principal foco desta aeronave é o monitoramento com utilização de câmeras. Este monitoramento pode servir tanto para fins civis como para fins militares. Para uso civil, esta aeronave pode fazer mapeamento de plantações; acompanhar desmatamentos e detectar cortes corte ilegal de madeira; erosões no solo; explorações em locais de difícil acesso de pessoas; procura por desaparecidos em regiões de difícil movimentação, como mar, florestas ou montanhas. Tal aplicação pode ser utilizada sem a necessidade de a aeronave voar na máxima velocidade, aumentando ao máximo o tempo de vôo e o alcance. Para aplicação militar, pode-se empregá-la como batedor a frente de comboios e vigilância de fronteiras observando a movimentação de veículos ou pessoas. Tal função visa inibir imigração ilegal no país de produtos ilícitos ao antecipar a identificação e facilitar a abordagem de eventuais infratores. A aplicação militar então se divide em duas possíveis missões: uma de abordagem, onde a aeronave precisa chegar o mais rápido possível ao local de destino, utilizando assim máxima potencia e baixo peso, sacrificando numero de baterias e tempo de vôo; e uma missão carregando maior número de baterias para fornecer o máximo possível de permanência no ar e fazer monitoramento constante de uma determinada região, em altas altitudes para passar despercebida. 7

13 3.2 Missão Seguindo a metodologia proposta, o próximo passo é determinar como serão os passos do vôo para cada finalidade da aeronave. Tal procedimento visa à posterior determinação do tempo de vôo e alcance de cada uso. Utilizando as finalidades apresentadas na seção 3.1: Uso civil: - Decolagem - Subida até a altitude de operação - Navegação - Descida normal - Pouso Interceptação e vôo de reconhecimento curto - Decolagem - Subida até a altitude de operação - Navegação - Descida normal - Pouso Monitoramento de região especifica - Decolagem - Subida até uma altitude de vôo com menor gasto de potencia - Navegação até o ponto desejado - Subida até uma altitude mais elevada - Navegação em alta altitude - Descida até uma altitude de vôo com menor gasto de potencia - Retorno até o ponto de recuperação da aeronave - Pouso 8

14 3.3 Características pretendidas e lista de prioridades Para um projeto com bom desempenho, de acordo com ANDERSON [2, 9], visa-se reduzir o arrasto da aeronave e seu peso vazio, que indiretamente contribui para o aumento do arrasto da aeronave. A facilidade de construção e de manutenção são importantes para a redução de custos de aquisição e uso da aeronave. Por se tratar de uma aeronave com aplicações militares, algumas outras características, como dificuldade de detecção por radar e baixa emissão de ruídos são importantes. 3.4 Meta da aeronave Para guiar a concepção de propriedades físicas de uma aeronave, é recomendada a confecção de uma tabela comparativa de diversas aeronaves semelhantes ou a obtenção das fichas técnicas das aeronaves. Diferentemente de aeronaves tripuladas, sejam elas de pequeno ou grande porte, em que as restrições são bem definidas e as aeronaves têm aspectos muito semelhantes, para aeronaves UAV cada projeto pode diferir muito dos demais. No caso de aeronaves não tripuladas, as divisões de classes são definidas através do peso vazio, tempo de vôo e alcance, carga alar e altitude máxima. Cada aplicação leva a aeronaves muito diferentes e especificas e assim a comparação é muito vaga. Assim a concepção da aeronave será feita de maneira mais arbitraria, mais focada na opção do projetista do que por mera comparação entre projetos já existentes. Apesar da tabela 1 não ser ter sua função principal atendida, ela servirá como base de comparação da aeronave proposta com aeronaves já existentes. A aeronave proposta terá como meta um peso máximo de decolagem de 35kg, velocidade máxima de vôo de 50m/s (100knots) e velocidade de cruzeiro de 30m/s (60 knots) e tempo máximo de vôo de 6 horas. 9

15 N Tabela 1 Comparativo de VANTs existentes atualmente com MTOW de 20 a 50kg b [m] L [m] MTOW [kg] Peso Vazio [kg] Carga Máxima [kg] Tempo de vôo [h] Velocidade Máxima [m/s] Velocidade de Cruzeiro [m/s] Lançamento Motor Potência [hp] Altitude [km] T-16XL (9kg) Catapulta Combustão - - T Catapulta Combustão - - Jabiru Catapulta Carro AG Plane Elétrico - - Neptune Combustão Dragon Drone Catapulta Combustão Finder Combustão LUNA Aeronave Proposta

16 3.5 Projeto Conceitual Para facilitar e agilizar o projeto preliminar da aeronave, deve-se limitar as opções possíveis para que o dimensionamento e seleção das configurações que não forem eliminadas nesta etapa possam ser feitas posteriormente. Esta etapa é a delimitação do protótipo, onde as principais características geométricas são determinadas. Os principais itens a serem estudados nesta etapa estão indicados abaixo: Configuração externa Como citado na introdução, a configuração externa da aeronave será do tipo asa voadora. Uma tabela apresentando as principais vantagens e desvantagens desta geometria está apresentada abaixo, na tabela 2. Os principais fatores que levaram a esta opção foram a redução da área molhada e o número de componentes da aeronave. Com isto a aeronave apresenta menor arrasto parasita e de interferência, por eliminar os estabilizadores de cauda e parte da fuselagem, e redução de peso vazio por não ter estes componentes, permitindo maior carga útil transportada. A redução do número de peças leva a uma construção mais simples e rápida, reduzindo custos de produção. Apesar da reduzida estabilidade, diversos exemplos de sucesso desta configuração voam atualmente ou já foram utilizadas no passado, indicando que este déficit não é critico para a aeronave, apenas reduzindo o desempenho da aeronave em condições não ideais, como fortes turbulências ou vento de través Restrições da aeronave Para limitar o número de opções criados, o alongamento deve ser inferior a 7.5 e superior a 5. Maiores alongamentos estão relacionados a problemas estruturais, como maiores esforços e longarina mais pesada devido à menor altura interna do perfil. Alongamentos pequenos apresentam maior arrasto induzido, piorando o desempenho da aeronave e reduzindo o tempo de vôo. O afilamento também foi limitado a 0.5, visto que a redução do afilamento pode levar a perda de controle lateral em elevado ângulos de ataque. A velocidade máxima desejada no projeto é de 50m/s e a velocidade de estolamento não maior do que 15m/s para a carga máxima ao nível do mar. 11

17 O tempo mínimo de vôo desejado, voando em velocidade máxima e baixa carga, isto é, missão de interceptação, é de 1h. Para vôos de monitoramento, deseja-se um tempo de vôo superior a 5h Trem de pouso Devido ao enflechamento, presente em quase todos os exemplos de asa voadora, o trem de pouso deve ser alto para evitar colisão da asa com o solo. Este será do tipo triciclo, pois é mais simples comparado ao trem de pouso convencional em asas voadoras Dispositivos de hipersustentação A princípio não será utilizado dispositivo de hipersustentação, pois estes aumentam fortemente o momento da aeronave e com isso a aeronave pode não rotacionar e decolar, indo diretamente para o chão. Pretende-se no próximo relatório apresentar um estudo mais detalhado sobre flaps que poderão ser utilizados caso o resultado seja vantajoso Dispositivos de ponta de asa Apesar de permitir maior eficiência aerodinâmica da asa, componentes instalados na ponta da asa aumentam a aera molhada da aeronave, comprometendo a característica furtiva da aeronave. O acréscimo de peças a aeronave aumenta a dificuldade construtiva e o peso vazio da aeronave. Grandes dispositivos de ponta de asa, como winglets ou endplates também fornecem maior área lateral que pode comprometer a estabilidade e o controle lateral da aeronave Motorização Para a tração da aeronave, será escolhida motorização elétrica, pois motores a combustão apresentam maior temperatura de operação e assim são facilmente identificados por câmeras de infravermelho. Mais especificamente, serão utilizados motores acoplados a Ducted Fans, isto é, hélices de diâmetro reduzido no interior de dutos cilíndricos. Tal opção vem do fato apresentado na tabela de Vantagens e Desvantagens, onde asas voadoras podem ter problemas com a altura da hélice ao chão. Esse tipo de motorização reduz as dimensões e esconde a hélice, reduzindo o ruído e o número de peças expostas da aeronave, dificultando a sua detecção. 12

18 Motores elétricos podem ser facilmente adaptados posteriormente para a utilização de células fotovoltaicas para aproveitamento da energia solar e com isso reduzir o consumo das baterias, e aumentado o tempo de vôo. A utilização de fuselagem central facilita a alocação de um número par de motores. Por não haver interferência do ar do motor com a fuselagem, caso de monomotores de hélice externa, o sistema propulsivo apresenta maior eficiência e a fuselagem não terá a incidência de ar altamente turbulento saindo da hélice, havendo com isso menor arrasto. Os motores devem ser alocados no intradorso da asa, já que a possibilidade de não entrada de ar em situação de parafuso ou no estolamento pode levar a não recuperação da aeronave, ocasionando a queda Passeio do CG Desprezou-se inicialmente o passeio do CG pela flexibilidade de se alocar equipamentos na asa devido ao grande volume interno. A utilização de motores elétricos não altera a massa da aeronave em vôo, de modo que o passeio do CG é dado exclusivamente pela distribuição da carga em solo Parametrização do peso vazio Será utilizada a parametrização de peso proposta por RAYMER [3] e por PAZMANY [4] para a obtenção do peso vazio da aeronave. O cálculo é feito com base nos dados geométricos e de vôo da aeronave Decolagem Para a decolagem, a opção preferível é a realizada com o auxílio de um automóvel, pois as modificações necessárias no veículo são mais simples do que a construção e projeto de uma catapulta. Estas também necessitam de transporte viário, realizado por carros, logo o mais direto é a utilização do automóvel para o lançamento e não para o transporte da catapulta, eliminando assim passos intermediários. A decolagem por meios próprios não é descartada, porém nem sempre é possível ter uma pista minimamente satisfatória para a segurança da aeronave. Os principais problemas são a possibilidade de ocorrência de danos no rotor pela sucção de objetos do chão ou avarias no trem de pouso por irregularidades na superfície. 13

19 Figura 1 Esboço da aeronave 14

20 Tabela 2 Vantagens e desvantagens da configuração de Asa Voadora Aerodinâmica Estrutural Geral Stealth Estabilidade Vantagens A redução da área da área molhada reduz o atrito do ar com a aeronave reduzindo o arrasto. Eliminação do arrasto induzido da cauda e arrasto de interferência da fuselagem com as empenagens. A redução de sistemas simplifica o projeto estrutural e reduz peso por apresentar menor quantidade de peças. A asa apresenta maior corda na raiz e thickness se comparada às aeronaves convencionais, o que torna mais eficiente a longarina da asa. Maior espaço interno na asa, útil para melhor alocação da carga. Redução do arrasto da aeronave requer menor potencia do motor, aumentando o tempo em vôo e alcance. Elimina interferência dos motores na cauda. Menor número de componentes utilizados na aeronave facilita a construção. Redução da área molhada da aeronave que dificulta detecção por radares. Pequena seção transversal. Menor número de superfícies para refletir sinais de radar. Rajadas laterais influenciam muito pouco a estabilidade lateral. Desvantagens Menor CL máximo. Parte do perfil serve para gerar sustentação negativa. Longarina deve agüentar todos os esforços da aeronave, e não apenas esforços de sustentação da asa. Ângulo de rotação pode ser insuficiente dependendo do enflechamento da asa Possível choque da hélice com o chão durante a decolagem com motor Pusher. Condições climáticas afetam a capacidade stealth da aeronave. Elevada área exposta durante curvas. Necessita de maiores superfícies para controle longitudinal por apresentar menor distância em relação ao CG. O acoplamento nos eixos latero-direcional dos controles dificulta o controle. Dificuldade para recuperação em situações de parafuso 15

21 3.6 Formulação básica Para facilitar o entendimento das fórmulas, deve-se evidenciar que momentos positivos atuam de maneira a aumentar o ângulo de ataque da asa e momentos negativos reduzem o ângulo. Forças positivas no eixo vertical estão a favor da gravidade e forças negativas no sentido da sustentação. No eixo horizontal, a resistência ao vôo tem sentido negativo e a tração tem sentido positivo. A figura 1 abaixo ilustra os eixos adotados: Figura 2 eixos de referência da aeronave dcl dα < 0 e CM = 0 (3.1) Dado o critério de estabilidade estática, equação 3.1, que deve ser atendido para se obter uma aeronave estável. Para ângulos menores do que o de vôo a aeronave terá um momento positivo e para ângulos superiores o momento será negativo, restaurando o ângulo de vôo para o qual a aeronave foi projetada. Isto leva a necessidade do que o CM (para CL = 0) seja positivo para asas não enflechadas (planked ou unswept wings) e próximo ou maior do que zero para asas enflechadas (swept wings). A utilização de asa enflechada com perfil com momento positivo em sustentação nula tem o benefício de apresentar maior estabilidade longitudinal. As equações (3.2) a (3.7) demonstram como funciona a estabilidade destas asas: 16

22 Afilamento = λ = corda da ponta corda da raiz (3.2) MAC = 2 3 corda da raiz 1 + λ + λ2 1 + λ [m] (3.3) Em que λ é o afilamento dado pela equação (3.2) Sustentação = 0.5 ρ S W CL V 2 Arrasto = 0.5 ρ S W CD V 2 Momento = 0.5 ρ S W CM V 2 MAC [N] (3.4) [N] (3.5) [N.m] (3.6) Em que ρ é a densidade do ar; S W a área alar; CL, CD e CM são respectivamente os coeficientes de sustentação, arrasto e momento da aeronave; V é a velocidade instantânea de vôo em relação ao ar; e MAC é a corda média aerodinâmica dada pela equação (3.3). x,y m,n=1 Sustentação(m, n) Distância(m, n) [N.m] (3.7) Aonde os valores de m e n variam, respectivamente, até os valores máximos prédefinidos de x e y e checa-se a estabilidade da aeronave. O cálculo da sustentação em cada elemento e a distância ao CG, indicado pela linha vermelha, é feito pelo software XFLR5 [5], e permite saber se a aeronave estará estável ou não pela equação (3.7). Figura 3 Método de discretização do programa utilizado para cálculos 17

23 A posição longitudinal do centro de gravidade - CG - exerce forte influência para as asas voadoras enflechadas. Isso ocorre por que a estabilidade é alcançada de modo que a sustentação gerada atrás do CG gera um momento negativo e a sustentação a frente gera um momento positivo que devem se anular para equilibrar a aeronave, ou seja, o resultado da equação 3.7 deve ser nulo. Assim a margem estática de asas voadoras é extremamente limitada, porém este problema é reduzido pelo fato da asa apresentar maior facilidade de distribuição interna da carga, que facilita a correta posição do CG. No caso de VANTs, onde a carga é prédeterminada, o passeio do CG pode ser inexistente, já que a principal causa de variação do CG é a alocação da carga ou passageiros. A torção da asa também auxilia no equilíbrio, pois aumenta (wash-in) ou reduz a sustentação (wash-out) da parte posterior ao CG, sobretudo da ponta da asa. Outra influência relacionada à força de sustentação que colabora para a estabilidade é o afilamento, dado pela equação 3.2, que pode alterar tanto o valor da MAC, ou seja, alterando diretamente a posição do CG, como altera também a distribuição de sustentação na asa, concentrando mais ou menos força na raiz. O enflechamento também apresenta grande influência no equilíbrio, pois a alteração no ângulo do bordo de ataque altera a distância e conseqüentemente o somatório de momentos em relação ao CG. A teoria apresentada nos últimos quatro parágrafos é descrita por HEPPERLE [6]. O formato dos aerofólios de asas voadoras, denominados reflex (figura 3), também facilita a estabilidade, pois a distribuição de pressão é diferente dos perfis convencionais (figura 4). Em mente que vetores azuis estão a favor da sustentação e vetores vermelhos contra, é visualmente possível perceber que os vetores, tanto no extradorso quanto no intradorso, do bordo de fuga interferem fortemente no somatório de momentos em torno do centro aerodinâmico - CA. Este ponto, geralmente em torno de 25% da corda, é amplamente usado por apresentar CM constante independente do ângulo de ataque. 18

24 Figura 4 Distribuição de pressão em um perfil reflex Figura 5 Distribuição de pressão em um perfil convencional Como resultado desta diferença geométrica entre os aerofólios, a tabela 3 abaixo apresenta a diferença entre um perfil convencional de baixo camber (NACA 2512) e um perfil reflex criado durante este projeto. Tabela 3 Comparativo entre perfil convencional e reflex CL CM Perfil Reflex TR_ Perfil Convencional NACA

25 A velocidade de estolamento influencia fortemente a decolagem. Aeronaves com maior velocidade de decolagem precisam de maior pista para sair do solo ou, como muitos UAVs iniciam o vôo, de uma catapulta mais forte. Como explicado no projeto conceitual, para esta aeronave a decolagem será feita preferencialmente de um automóvel. Apesar de alcançar facilmente a velocidade de decolagem em locais pavimentados ou estradas planas, nem sempre serão possíveis estas condições. Assim deve-se reduzir a velocidade de estolamento para a aeronave poder iniciar facilmente o vôo. A expressão para o cálculo deste parâmetro é dado abaixo: Carga Alar = W S [N/m²] (3.8) V stall = Carga Alar [m/s] (3.9) 0.5 ρ CL max 20

26 Capitulo 4 Projeto Preliminar Após feitas as restrições físicas da aeronave, é necessária a criação de aeronave até que todas as metas de desempenho sejam atendidas. Como a performance da aeronave é fortemente dependente da geometria, diversas configurações e geometrias diferentes poderão ser avaliadas até a obtenção de uma opção viável. Caso haja restrições muito severas, pode não ser realista atender a todas, portanto poderá haver uma revisão das imposições e restrições adotadas. O primeiro passo é fazer um estudo de aerofólios que serão utilizados no projeto da aeronave. Posteriormente é feito uma análise preliminar de desempenho da aeronave, sempre obedecendo às restrições físicas e levando-se em conta também a filosofia do projeto. Para satisfazer os requisitos de desempenho, deve-se avaliar algumas etapas do vôo da aeronave, entre elas a decolagem e o vôo de cruzeiro, que é a maior fração do tempo de vôo. Na decolagem pode-se avaliar a distância de decolagem e a velocidade de estolamento. No vôo de cruzeiro, avalia-se a velocidade de vôo e o tempo total de vôo para as diversas cargas da aeronave. A avaliação do vôo da aeronave depende de uma análise preliminar de aerodinâmica dos componentes isoladamente para então avaliar todo o conjunto. Os tópicos a seguir explicarão de maneira mais detalhada a avaliação dos diversos componentes para a posterior apresentação da obtenção da geometria da aeronave. 4.1 Estudo de aerofólios Com a descrição feita na seção 3.6 sobre os aerofólios, deve-se agora encontrar o perfil que será selecionado para o projeto em estudo. Comparou-se os principais perfis existentes, disponibilizados no site da Universidade de Illinois [7], sobretudo os das famílias Eppler E320 ao E344 e os da família Martin Hepperle [6] MH60 e do MH78 ao MH84. Os melhores perfis selecionados foram os perfis MH80 e o MH60, por apresentarem principalmente um estolamento mais suave do que os outros perfis analisados. 21

27 Foi criado um novo perfil (TR_1), que apresentasse maior espessura relativa a corda (thickness) para maior eficiência da estrutura primária da asa, a longarina. Para compensar a perda de sustentação por defletir mais para cima o bordo de fuga do perfil, foi necessário aumentar o abaulamento (camber) do perfil. Criou-se também uma segunda opção, TR_2, com menor camber e menor deflexão do bordo de fuga. Assim será possível criar diferentes configurações e compará-las para se obter uma aeronave com melhor desempenho, isto é, menor arrasto, porém com sacrifício de estabilidade longitudinal. Do ponto de vista aerodinâmico, procurou-se aumentar o CL máximo de ambos os novos perfis para reduzir a velocidade mínima de vôo da aeronave (velocidade de estolamento) e suavizar a curva de CM pelo ângulo do perfil. As curvas dos coeficientes aerodinâmicos estão apresentadas na figura 5, 6 e 7 abaixo, comparando-se os quatro perfis: MH60, MH80, TR_1 e TR_2. Figura 6 Comparativo do coeficiente de sustentação dos perfis analisados 22

28 Figura 7 Comparativo do coeficiente de arrasto dos perfis analisados Figura 8 Comparativo do coeficiente de momento dos perfis analisados 23

29 4.2 Estudo aerodinâmico da fuselagem O arrasto do compartimento de carga, onde irá o sistema embarcado da aeronave, como câmeras e sistema de controle, é dado por FOX [X], para um corpo aerodinâmico, isto é, um corpo dotado de 3 seções: uma semi-esfera na porção anterior, um cilindro constituindo o corpo principal e uma seção posterior constituída de um cone. Os valores iniciais utilizados para o cálculo do arrasto são dados na tabela 4: Tabela 4 Aerodinâmica da fuselagem CDfus Diâmetro Área frontal Sfus mm 157cm² Figura 9 Vista lateral da fuselagem Figura 10 Vista tridimensional da fuselagem 24

30 4.3 Estudo aerodinâmico da aeronave A sustentação gerada pela asa depende do peso da aeronave, da condição atmosférica local, ρ, e da velocidade de vôo, V, como apresentado na equação (3.4). Sustentação = 0.5 ρ S W CL V 2 [N] (3.4) Em vôo nivelado o peso é igual à sustentação da aeronave, possibilitando obter o coeficiente de sustentação para cada velocidade de vôo e para cada carga: CL = Peso 0.5 ρ V 2 S W (4.1) Esta equação permite obter a coeficiente de sustentação para todo o intervalo de vôo, desde o estol até a velocidade máxima da aeronave. O arrasto da asa é dado pela soma do arrasto parasita e do induzido. O arrasto induzido é proveniente da geração de sustentação, que devido a diferença de pressão entre o intradorso (maior pressão) e o extradorso (menor pressão), em que vórtices aparecem na ponta das asas. Seu valor é obtido por: CDi = CL 2 π e AR (4.2) Em que AR é o alongamento. O alongamento, ou razão de aspecto é um valor que descreve a proporção entre a envergadura da asa e a corda média geométrica, c. Não deve ser confundida com a corda aerodinâmica MAC: AR = b c = b2 S w (4.3) O fator de eficiência de Oswald e é uma comparação entre a eficiência de uma asa qualquer com uma asa elíptica. Como apresentado por ANDERSON [2, 9], este valor é de cerca de 0.95 a 1, tendo portanto uma influência muito pequena, que pode ser confirmado pelo fato de poucas aeronaves apresentarem asa elíptica. O arrasto parasita, CDp, é proveniente da pressão exercida pelo ar contra o movimento da aeronave e também devido ao atrito do ar com a superfície exposta da aeronave. Alguns outros fatores influenciam o aumento deste arrasto, como a presença de frestas nas superfícies de comando ou as interferências fuselagem-asa-trem de pouso. De acordo com ROSKAN [10], será dado um acréscimo de 5% no arrasto da fuselagem devido à interação com a asa e um aumento de 12% no arrasto parasita da asa devido à presença das diversas superfícies de controle na asa. 25

31 O trem de pouso será retrátil, portanto não irá gerar arrasto nem causar interferência nos demais componentes. Assim, o coeficiente de arrasto da aeronave será dado por: CD = 1.12 CDp + CDi CDfus Sfus S W (4.4) A grandeza potência é definida genericamente por: Potência = F V [W] (4.5) Como a força a ser vencida é o arrasto, substitui-se a variável genérica F da força pela força de arrasto, dada pela equação (3.5), para se obter a potência requerida para a manutenção do vôo: Arrasto = 0.5 ρ S W CD V 2 Potência Requerida = 0.5 ρ S W CD V 3 [N] (3.5) [W] (4.6) 4.4 Análise do vôo Criou-se uma rotina no Matlab [11] que analisa o vôo da aeronave para as diversas missões propostas, considerando o peso total, a velocidade de vôo, a densidade do ar para a altitude de vôo e o arrasto total da aeronave. Com isso obtém-se o coeficiente de vôo nivelado da aeronave, equação (4.1), a velocidade de estolamento, equação (3.9) e a potência requerida dos motores, equação (4.6). Uma pesquisa em diversos fornecedores de baterias de aeromodelismo demonstrou que baterias de Litio-Polímero (LiPo) são as mais indicadas para o uso em motores elétricos, por apresentarem boa capacidade e boa corrente de descarga. Assim foi possível estimar o peso de cada bateria, da ordem de 600g cada. Para saber o tempo de vôo de cada missão, é necessário saber a quantidade de baterias embarcadas. Procurou-se seguir a parametrização de peso descrita por RAYMER e por PAZMANY para obter a massa da aeronave vazia, porém os resultados deram incoerentes. Assim num primeiro momento será assumido um peso estrutural correspondente a 8kg. Assumindo também inicialmente um peso de equipamentos em 6kg, é possível obter o máximo peso possível das baterias em cada configuração, e assim a quantidade destas. Pelo fato de ser um avião bimotor, o número de baterias de cada motor será metade do total: Número de baterias por motor = 0.5 peso (4.7) 26

32 A potência fornecida pelas baterias é maior do que a potência requerida da aeronave, visto que há perdas de potência nos motores da aeronave e as hélices apresentam eficiência menor do que um para empurrar o ar admitido. Assim: Potência Fornecida = P REQ ηmotor η HÉLICE [W] (4.8) A potência fornecida pelas baterias é o produto da corrente de descarga i pela tensão U entre os terminais: Potência Fornecida = i U [W] (4.9) A tensão entre os terminais é dada pela quantidade de células de cada bateria. No caso das LiPo, cada célula tem tensão de 3.7V. Utilizando-se baterias com seis células, tem-se uma tensão de 22.2 Volts, e portanto é possível conhecer a corrente fornecida por cada bateria e assim o tempo de vôo para cada configuração. Utilizando-se uma carga de 6000mAh, ou 6Ah, a duração do vôo é aproximadamente dada por: Tempo de voo = # baterias 6Ah i [h] (4.8) Assim, apenas com geometrias aleatórias propostas para a aeronave, era possível checar se a aeronave atenderia todos os requisitos impostos. Após algumas tentativas, chegou-se a uma aeronave muito próxima da meta proposta. Após a análise preliminar no Matlab [11], fez-se necessário um estudo da viabilidade no XFLR5 [5] da aeronave proposta. 4.5 Resultados obtidos Apesar do perfil MH 60 apresentar maior eficiência aerodinâmica, foi escolhido o perfil TR 1, que por apresentar momento positivo, reduz o enflechamento favorecendo a rotação da aeronave em solo; reduz a velocidade de estol; apresenta maior espessura relativa à corda; e reduz a torção geométrica, permitindo maior sustentação para o mesmo ângulo de ataque. Para finalizar a geometria da aeronave, determinou-se o enflechamento e a torção geométrica da asa, de modo que a aeronave apresente uma estabilidade longitudinal satisfatória. A asa está dividida em duas seções, como é possível visualizar nos esboços: a primeira apresenta o bordo de fuga perpendicular à direção de vôo, de modo que facilita a fixação do profundor que auxilia a rotação no eixo longitudinal; e a segunda, maior porção da asa, que apresenta enflechamento no bordo de fuga devido às necessidades de estabilidade das asas voadoras, como já explicado. 27

33 Tabela 5 Geometria da aeronave Envergadura Área Total Corda Raiz Envergadura Corda Afilamento Seção 1 Transição Seção 1 Área da Seção 1 3.4m 1.683m² 0.65m 0.6m 0.57m m² Corda Ponta Afilamento Área da Torção Enflechamento do MAC Seção 2 Seção 2 geométrica Bordo de Ataque Alongamento m Tabela 6 Desempenho preliminar da aeronave Missão 1 Missão 2 Missão 3 Massa [kg] Altitude [m] Velocidade [m/s] Velocidade de stall [m/s] CL de vôo Potência Requerida por motor [W] Corrente [A] Número de Baterias Tempo de vôo [h]

34 Com a determinação da geometria, o software XFLR5 [5] forneceu os valores das curvas de sustentação e de momento da asa pelo ângulo de ataque da aeronave, cuja referência é a área em planta da asa: Figura 11 Gráfico da sustentação pelo ângulo de ataque Figura 12 Gráfico do momento da asa pelo ângulo de ataque 29

35 Foi possível obter também a eficiência aerodinâmica e a polar de arrasto, da aeronave completa, isto é, levando em consideração a fuselagem e a asa: Figura 13 Eficiência aerodinâmica do avião Figura 14 Polar de arrasto do avião 30

36 Além de cumprir as metas, deve ser avaliado desde o principio do projeto a localização ao longo da envergadura da asa que o estol irá iniciar. Este depende do perfil, do afilamento utilizado, do enflechamento e da torção geométrica. Asas retangulares tendem a estolar primeiro na raiz, enquanto asas fortemente afiladas ou enflechadas tendem a estolar primeiro na ponta. Isto leva a uma perda de controle da aeronave, que pode ser crítico para a recuperação da aeronave, sobretudo em baixas altitudes e velocidades. Utilizando o método proposto por ABBOTT [12], em que a asa estola no momento que a primeira seção desta atingir o maior valor de CL possível do perfil, plotou-se a vista superior da asa juntamente com a distribuição de CL no estol. O estol inicia aproximadamente em 700mm, portanto longe da ponta. Assim não são necessárias modificações na aeronave proposta. Figura 15 Estolamento da asa 31

37 Capitulo 5 Dispositivos de controle Por não apresentar leme ou profundor, o controle de uma asa voadora é feita de maneira diferente de aeronaves convencionais. Conceitualmente, fez-se a seleção dos componentes que controlarão a aeronave nos três eixos. Nas próximas etapas deste projeto, pretende-se fazer cálculos para o dimensionamento das diversas superfícies utilizadas no controle. 5.1 Controle Longitudinal Para o controle longitudinal, a deflexão de uma superfície central, semelhante a um aileron convencional, irá aumentar ou reduzir o momento da aeronave em torno do CG, de modo que o ângulo de ataque varie de acordo com a deflexão desta superfície. A deflexão para baixo reduz o coeficiente de momento, reduzindo o ângulo de ataque, enquanto a deflexão para cima leva ao aumento do ângulo. Figura 16 Controle longitudinal da aeronave 32

38 5.2 Controle Lateral O controle lateral será feito pela utilização de spoiler, superfície no intradorso que deflete para cima, reduzindo a sustentação e aumentando o arrasto na semi-asa de atuação deste componente. Portanto não há guinada adversa nem há necessidade de correção da direção da aeronave ao haver rotação lateral. Uma das desvantagens deste modo de controle é que caso a aeronave estole em baixa velocidade e altitude, para recuperar a aeronave, seria necessária a redução da sustentação na asa não estolada, o que não é desejável. Assim pelo fato da asa não estolar a ponta da asa como apresentado na figura 15, será utilizado aileron em baixas velocidades e spoiler em altas velocidades. Figura 17 Controle lateral da aeronave 33

39 5.3 Controle Direcional Para o vôo circular, que seria o caso de observação de uma determinada região, o controle direcional pode ser feito por diferencial de tração, onde um motor realiza maior força do que outro. Assim a aeronave realiza curvas sem deflexão de superfícies externas, não aumentando o arrasto e garantindo maior eficiência no vôo. Para maior efetividade, os motores devem estar o mais distante possível do plano de simetria do avião. Em casos em que há necessidade de ambos os motores operando em potência máxima, ou seja, não pode haver redução da tração de um motor, o controle direcional é feito por diferencial de arrasto na ponta das asas. Nestes casos, há a deflexão de uma superfície para cima no extradorso e outra superfície deflete para baixo no intradorso, de modo que o arrasto aumenta em uma semi-asa e permanece constante na outra. Devido à possibilidade de redução da sustentação pela deflexão das superfícies, pode ser conveniente a instalação de flaps na porção interna da asa. A deflexão destes também colabora para o aumento de arrasto, portanto colaborando com o diferencial de arrasto original. Figura 18 Controle direcional da aeronave 34

40 Capítulo 6 Conclusões Com o encerramento do projeto conceitual, em que diversas restrições e escolhas foram feitas para o andamento do projeto, foi possível iniciar o projeto preliminar. Neste, foi feito o estudo dos aerofólios e a aerodinâmica da fuselagem e da asa. Diversas aeronaves foram criadas aleatoriamente, até se obter uma aeronave de desempenho próximo à meta do projeto. Alguns aspectos não foram totalmente cumpridos inicialmente, assim após uma analise mais refinada de desempenho a ser feita no próximo relatório, será avaliado a necessidade ou não do refinamento da geometria da aeronave. Com a obtenção da aeronave preliminar, foram obtidos os coeficientes aerodinâmicos do avião como um todo, faltando apenas o estudo da motorização para ser possível iniciar a análise detalhada de desempenho e a análise de estabilidade da aeronave. Foi possível obter também a curva de momento longitudinal da aeronave, que demonstra que a aeronave proposta é estável estaticamente neste eixo. A análise detalhada de estabilidade poderá levar a futura modificação das dimensões da aeronave, visando aumentar a qualidade do vôo desta. Pretende-se também, nos próximos relatórios, apresentar o dimensionamento das superfícies de controle nos eixos de vôo da aeronave, que neste relatório foram apresentadas apenas de maneira ilustrativa. 35

41 Referências Bibliográficas [1] BARROS, Claudio P; Utsch, Ricardo P.; Iscold, Paulo O.. Uma Metodologia Para o Desenvolvimento de Projeto de Aeronaves Leves Subsônicas. Belo Horizonte: Escola de Engenharia da UFMG, [2] ANDERSON, John D. Introduction to Flight.WCB/McGraw-Hill, [3] RAYMER, Daniel P. Aircraft Design: A Conceptual Approach. 2nd Edition. Washington: AIAA 1992 (AIAA Education Series). [4] PAZMANY, L. Light Airplane Design, 3rd Edition, San Diego, 1963 [5] Software XFLR5, [6] HEPPERLE, Martin [7] University of Illinois at Urbana-Champaign [8] FOX, Robert W. Introduction to Fluid Mechanics. 6th Edition. John Willey & sons Inc [9] ANDERSON, John D. Aircraft Performance and Design. WCB/McGraw-Hill, [10] ROSKAM, Jan. Airplanes Aerodynamics and Performance, 1st Printing, University of Kansas Lawrence, 1997 [11] Software Matlab [12] ABBOTT, Ira H; Von Doenhoff, Albert E. Theory of Wing Sections, 2nd Edition. Nova York