Projeto UAV Motorização a Combustão

Universidade Estadual de Campinas - UNICAMP Faculdade de Engenharia Mecânica FEM Projeto UAV Motorização a Combustão Relatório Final Dimensionamento e projeto de UAV com motorização mecânica para inspeção e vigilância Orientador: Prof. Dr. Kamal Abdel Radi Ismail Bolsista: Felipe Moreira Vizentim RA 122548 Vigência: janeiro de 2013 a julho de 2013

Índice 1 Introdução e Objetivo 2 2 Procedimento 3 3 Características básicas pretendidas 5 4 Avaliação das características do UAV 6 5 Definição e analise dos aerofólios da asa do UAV 9 6 Definição do layout preliminar do UAV 13 7 Conclusão 13 8 Referências bibliográficas 14 9 Perspectiva de continuação do projeto 15 10 Atividades 15 11 Apoio 15 12 Agradecimentos 15 Anexo 1 16 Anexo 2 17 Anexo 3 18 1

1. Introdução e objetivo: Os UAV são aeronaves não tripuladas (do inglês, Unmanned Aerial Vehicle ou veículo aéreo não tripulado), que podem ser projetados em tamanhos real, similar ao de um LSA (Light-sport Aircraft), ou em miniatura. A maioria tem aplicações militares, embora possa ser projetado para aplicações civis também. Na área militar os UAV podem ser usados para reconhecimento de território, localização de inimigos, levar armamentos, comida e medicamentos para o exército, e até mesmo servir como uma arma, no caso de acoplamento de uma bomba ao UAV. Dentro da parte de aplicações civis, o UAV pode ser usado, por exemplo, para a dispersão de defensivos agrícolas em plantações grandes, o que diminui bastante o tempo de operação e a quantidade de funcionários necessária para a realização da tarefa, diminuindo possíveis falhas, consequentemente aumentando a eficiência desta tarefa. Na pesquisa bibliográfica foi elaborada uma tabela comparativa entre alguns UAV conhecidos, e dentre eles há tanto aviões em tamanho real quanto microaviões. Os maiores geralmente são equipados com armamentos para a guerra ou com sistemas muito complexos de captação de dados. Portanto, como o objetivo deste projeto é o dimensionamento de um UAV para inspeção e vigilância apenas, um avião de grande porte não é interessante, pois além das dificuldades e maior valor de construção, tornarse-ia mais difícil de camuflá-lo para a realização das operações que dele fossem requeridas. O objetivo escolhido para o micro-avião, como já citado, foi o de inspeção e vigilância, atuando, por exemplo, no monitoramento de fronteiras, com o intuito de ajudar na fiscalização e impedir contrabando de animais, plantas, armas, drogas, pessoas e até a exploração ilegal de florestas brasileiras. 2

2. Procedimento 2.1 Tabela Comparativa Como forma de melhor apresentar os dados pesquisados sobre outros UAV já construídos e para melhor comparação entre eles, as informações recolhidas serão apresentados numa tabela comparativa, dividida em duas partes para melhor visualização: Envergadura Comprimento Peso (kg) Potência Avião (m) (m) (hp) Velocidade (km/h) Vazio Máximo Cruzeiro Máxima Global Hawk 35.4 13.5 3850 10400-650 800 Predator A 11.8 8.23 513 1020-150 222 Predator B 20.11 11 2223 4760-580 893 Aerosonde 2.9 1,7 13.1 1.74-140 HAES 400 1.9 1.35 19 21,5 - - 400 ZALA 421-08 0.8 0.41 1.7 1.7-65 150 ZALA 421-12 1.6 0.62 3.9 3.9-65 120 RQ 11 Raven 1.3 1.09 1.9 - - 56 - AAI RQ-2 Pioneer 5.2 4 - - 38 200 - RQ-14 Dragon Eye 1.1 0.9 2.7 - - 65 - Bayraktar B 1.9 1.2 4.5 4.5-55 - Avião Altitude (m) Alcance (km) Autonomia (h) Cauda Posição da Asa Global Hawk 20000 25000 34 V Baixa Predator A 8000 40 V invertida Baixa Predator B 15000 1800 14 Y Média Aerosonde 4500 3000 - Boom duplo V invertida Alta HAES 400 3000 30 - Sem cauda Média ZALA 421-08 3600 - - Asa voadora Média ZALA 421-12 3600 - - Asa voadora Média RA 11 Raven 150-4500 10 1.5 Convencional Alta AAI RQ-2 Pioneer 4600-5 Boom Duplo Alta RQ-14 Dragon Eye 90-150 5 1 Sem cauda Alta Bayraktar 900-1.5 V Alta Tabela 1: Tabela comparativa entre UAV já construídos a partir de pesquisas [1]. 3

2.2 Comparação de dados Os aviões Global Hawk, Predator A e Predator B são aviões de grande porte, usados para fins de guerra, portanto não servem como parâmetro de dimensões para o UAV deste projeto. Os aviões cujas características mais parecem servir ao propósito estipulado são: Bayraktar, RQ-14 Dragon Eye e RQ- 11 Raven. A característica comum a esses modelos que não é interessante para o UAV desejado é a autonomia, todas entre uma hora e uma hora e meia. São interessantes quanto à facilidade de construção por ser de tamanho reduzido, e de baixo custo de construção em relação a um avião de médio e grande porte. As fotografias e dados gerados são captados por câmeras e computadores instalados no avião e transmitidos a algum computador em terra para futura análise. Figura 1 Imagens dos três UAV tomados para comparação para o projeto 4

3. Características básicas pretendidas 3.1 Considerações Iniciais Tendo em vista a grande preocupação com a biopirataria, desmatamento ilegal e contrabandos ligados à Amazônia, assunto polêmico e alvo até de debate entre candidatos a presidência da república nas últimas eleições, o projeto visará principalmente à fiscalização dessa floresta e suas fronteiras no Brasil. Visto que aproximadamente 3.300.000 km² desta floresta estão no Brasil, seria impossível fiscalizar toda a floresta em tempo real todos os dias, porém seria interessante que a autonomia do UAV seja a maior possível, podendo assim percorrer uma maior área antes de ter que reabastecer. 3.2 Definição das Características básicas Será assumido cerca de 3 a 4 horas (mais que o dobro da autonomia dos UAV citados), pois combinando isso a uma velocidade de cruzeiro inicialmente estipulada, com base nas velocidades médias desses UAV destacados, de 60 km/h, o avião seria capaz de percorrer de 180 a 240km sem ter que parar para reabastecer. Esse alcance é bem razoável tendo em vista que para um rádio com alcance de 10 km, o avião consegue voar dentro de uma área de aproximadamente 314km². A velocidade de cruzeiro geralmente se dá com a atuação de 65 a 75% da potência do motor. Utilizandose a média (70%) e o valor estipulado de 60km/h para a velocidade de cruzeiro, podemos estimar a velocidade máxima como sendo. Portanto, a velocidade máxima é de aproximadamente 86km/h. A potência real do motor é de 1.1hp. Os três UAV usados para comparação são elétricos, o que permite essa expansão da autonomia, visto que um motor a combustão tem autonomia muito maior. As distâncias de decolagem e aterrissagem devem ser as menores possíveis, portanto a princípio o UAV será lançado com a mão e o pouso dar-se-á com o auxílio de um paraquedas instalado no avião. Assim o avião não precisará de pista para taxiar, decolar nem pousar, nem haverá a necessidade de trem de pouso para a corrida de pista, o que diminui o peso, o custo e a segurança do voo. Para que seja viável, será utilizado flap na asa para aumentar o CL máx (máximo coeficiente de sustentação da asa), diminuindo a velocidade de estolamento, tornando plausível e mais fácil a decolagem com o arremesso. Assumindo um CL máx de 2.2 (com flap), podemos calcular a velocidade de estolamento usando a fórmula de sustentação: (g=9.81m/s², m = 6kg) ; 5

a nível do mar (decolagem) é igual a 1.225kg/; CL máx = 2.2; S = 1m²; Substituindo, chegamos à conclusão que V estol = 6.6m/s = 24km/h. O MTOW de projeto é de 6kg. Este valor foi estimado tendo em vista os pesos vazios dos UAV, com um certo acréscimo para sistemas de transmissão de dados e paraquedas. Após análises futuras, checaremos se o peso final será o mesmo, ou se serão necessárias alterações, de acordo com o peso dos equipamentos de registro e transmissão escolhidos, motorização e materiais de construção disponíveis. 4. Avaliação das características do UAV De acordo com RAYMER[2], base utilizada para a análise das possíveis geometrias da aeronave, a asa escolhida para o avião foi a retangular, na posição de asa alta e a cauda foi a cauda em V. 4.1 Características Geométricas A escolha da asa retangular foi devido à facilidade de construção e análise, além de redução dos custos de fabricação e o estol se iniciar na raíz. A escolha da posição asa alta foi devido, além de proporcionar maior estabilidade lateral e longitudinal ao avião, reduzir a força necessária no estabilizador horizontal e possibilitar uma menor distância de decolagem. A escolha da cauda em V foi devido à redução da área molhada e consequente redução da quantidade de material para a construção, e por apelo estético. Figura 2 Asa Retangular Tridimensional Fórmula da C.M.A ( ) 6

Fórmula da razão de afilamento A área alar (S) se dá pela envergadura (b) multiplicado pela corda (c). Assumindo uma envergadura de 2.5m e uma corda de 0,4m, conseguimos uma área alar de 1m². A razão de afilamento se dá pela razão entre a corda na ponta da aza (c t ) e a corda na raiz (c r ). Como a asa é retangular, as cordas na raiz e na ponta são as mesmas, e, portanto = 1. Com c r e conseguimos calcular a corda média aerodinâmica (C.M.A.) através de sua fórmula ( = 0.4), para estimar o número de Reynolds a ser usado nas análises. Para dimensionar a empenagem, utilizar-se-á a aproximação que RAYMER[2] usa para os volumes de cauda. Segundo RAYMER[2] o volume da empenagem horizontal deve estar entre 0.4 e 0.6, e o da empenagem vertical deve estar entre 0.04 e 0.06. Com isso, podemos estimar a área das empenagens, e então calcular a angulação da empenagem. Para tal, utilizaremos as fórmulas: V eh e V ev são respectivamente o volume da empenagem horizontal e o volume da empenagem vertical, S eh e S ev respectivamente a área da empenagem horizontal e a área da empenagem vertical, z é a distância entre o CG (¼ da corda da asa) e ¼ da corda da empenagem vertical, S w é a área da asa e é a corda média aerodinâmica. Assumindo V eh = 0.5 e V ev = 0.05 (valores médios), conseguimos encontrar S eh = 0.19m² e S ev = 0.12m². Com isso conseguimos encontrar o ângulo entre a horizontal e a empenagem, = 51º. 4.2 Cálculo do número de Reynolds: A fórmula para se calcular o coeficiente de Reynolds em voo de cruzeiro é:, onde v representa a velocidade do escoamento (16.7 m/s), é a densidade do ar de altitude 3000m (0.905 kg/.), μ a viscosidade dinâmica do ar (17.4 10 6 ) e a corda média aerodinâmica do perfil. Substituindo e fazendo as contas encontramos R e = 347436. Um número razoavelmente baixo perto do de aviões 7

comerciais, porém o teto de voo é baixo e a velocidade de voo também (comparado ao de aviões de grande porte), o que torna esse resultado plausível. Este coeficiente serve para as análises da escolha do perfil aerodinâmico da asa, o que será abordado na seção 5. 4.3 Cálculo do CL Requerido Agora, para calcular o CL (coeficiente de sustentação) requerido pelo avião em voo de cruzeiro, utilizaremos a fórmula da sustentação: A força de sustentação (L), em voo de cruzeiro, pode ser substituída pelo peso (W), visto que a sustentação e o peso são as únicas forças atuantes no avião no eixo vertical e são, portanto, iguais. (g = 9.81m/s², m = 6kg) ; a 3000m de altitude é igual a 0.905kg/; V = 60km/h = 16.7m/s; S = 1m²; Substituindo, chegamos à conclusão que CL req = 0.446. 4.4 Determinação da Carga Paga e do Peso Vazio A carga paga do avião está estimada em 2.5kg, restando assim 3.5kg para o avião vazio para totalizar os 6kg do MTOW. O valor do peso vazio foi estimado com base no histórico de projeto e construção que o aluno apresenta devido aos anos em que participou da atividade extracurricular Aerodesign, na qual o avião projetado tinha dimensões parecidas com o UAV deste projeto. A carga paga será formada pelos equipamentos carregados pela aeronave, tais como computador para a recepção e envio de dados e fotografias captados, câmera de alta resolução, câmera infravermelho, aparelho de GPS e de telemetria. A procedência e utilidade dos equipamentos que formam a carga paga, bem como suas otimizações, não serão abordados neste relatório. 8

5. Definição e analise dos aerofólios da asa do UAV 5.1 Pesquisa de aerofólios Com a geometria preliminar do UAV pré-definida, pode-se começar a estudar qual o melhor perfil aerodinâmico para a asa. Não foram encontrados os perfis usados nos 3 UAV previamente utilizados para comparação, portanto será feita uma busca em perfis pré-existentes na internet, principalmente na UIUC Airfoil Coordinates Database[3], boa base de dados de perfis aerodinâmicos. O CL Max estimado para os cálculos iniciais foi de 2.2 com flap. Tendo em vista que o flap aumenta de 30 a 50% o valor do CL Max, a busca será procurando, se possível, um valor próximo de 1.6 para o CL Max, e depois utilizando o software xflr5[4] pode-se estudar o uso de flaps, o Cm (coeficiente de momento) e o CD (coeficiente de arrasto) do perfil, em função de ângulo de ataque do avião). Os quatro melhores perfis selecionados foram: MH115, CLARK-Y Smoothed, NACA 2412 e RAF 32 modificado. Figura 3 Perfis Analisados 5.2 Análises computacionais Estes foram analisados no software xflr5, com 200 pontos para cada perfil, para se obter um melhor resultado, e através dos gráficos de CL x CD, CL x Alpha, CD x Alpha e Cm x Alpha foi possível comparar os perfis e encontrar o melhor para o UAV. Como as figuras 5 a 9 à seguir mostram, o melhor foi o perfil MH115. Figura 4 Legenda para os gráficos de análise 9

Figura 5 Gráfico de CL x CD dos perfis Figura 6 Gráfico de CL x Alpha Figura 7 Gráfico de CL/CD x Alpha Figura 8 Gráfico de CM x Alpha Figura 9 Gráfico de CD x Alpha 10

Podemos observar na figura 10 a seguir, apenas do perfil escolhido, que ele atende ao requisito estar próximo de 1.6 para que, com flap possa atingir o CL de 2.2 estimado para que o UAV consiga ser lançado da mão sem estolar. Figura 10 Gráfico CL x Alpha para o perfil escolhido Para uma análise inicial com flap, não se conseguiu chegar exatamente em 2.2, mas a algo próximo disto, sendo que os dois melhores resultados para CL tinham um aumento considerável no CD, como mostra a figura 11. Figura 11 Gráfico CL x CD para o perfil com diferentes flaps. 11

Feita esta análise, pode-se obter o perfil do flap, apresentado na figura 12. Foi escolhido o melhor perfil segundo o gráfico, pois seu CL chega mais próximo de 2.2, que é o valor de projeto previamente definido na seção 5.1. Figura 12 Perfil do flap Tendo definido o CL Max com flap, podemos recalcular a área alar necessária a partir da fórmula de sustentação, considerando o CL Max 2.1. Substituindo os valores, encontramos S = 1.05m², o que é bem próximo da área de projeto de 1m², portanto podemos prosseguir com a área de projeto sem grandes alterações. As tabelas 2 e 3 a seguir explicita as principais informações estabelecidas para o UAV até o fim deste projeto: Potência V cruzeiro V estol V máx MTOW Envergadura Corda Área Alar 1.1 hp 60 km/h 24 km/h 86 km/h 6 kg 2.5 m 0.4 m 1.05 m² Tabela 2: Parâmetros definidos do UAV parte 1 Afilamento S eh S ev CL req CL máx 1 0.5 0.05 0.19 m² 0.12 m² 0.446 2.1 Tabela 3: Parâmetros definidos do UAV parte 2 12

6. Definição do layout preliminar do UAV A partir das definições geométricas da asa, cauda e fuselagem foi possível fazer um esboço preliminar do UAV. Os esboços estão anexos no final deste relatório, em 3 vistas principais, frontal, lateral e de planta. O motor ainda não foi desenhado nas vistas, pois não foi dimensionado nem analisado. Também foi feito um esboço tridimensional dos principais componentes analisados do UAV neste relatório no programa Creo Elements 5.0[5], e está apresentado também em anexo. A geometria da fuselagem ainda não foi analisada quanto à geração de arrasto da mesma. Foi feita baseada nos UAV estudados, porém há sobra grande de potência do motor, permitindo uma flexibilidade para alterações estéticas da fuselagem de modo a torná-la mais atrativa. 7. Conclusão Após as comparações iniciais entre outros UAV com layout que permitem ser aplicados nos objetivos propostos na introdução, pôde-se estudar e analisar as definições preliminares e ver o projeto, bem como a aeronave, tomando forma. Primeiro, definiu-se as características geométricas básicas, para depois buscar coeficientes aerodinâmicos mais específicos para o UAV. Este relatório serve como base para o início de um projeto maior e mais específico de um UAV. Deu-se foco maior em aerodinâmica, deixando, portanto, de estudar partes de estruturas, estabilidade e desempenho. O projeto é teórico, portanto não foram realizados ensaios estruturais ou aerodinâmicos, visto que para sair do papel é necessário investimento. 13

8. Referências bibliográficas: [1] Lista de UAV construídos http://en.wikipedia.org/wiki/list_of_unmanned_aerial_vehicles#united_states [2] RAYMER, D. P. Aircraft Design: A Conceptual Approach. California. 1992 [3] UIUC Airfoil Database http://www.ae.illinois.edu/mselig/ads/coord_database.html [4] XFLR5 Software de análise de perfis, asas e aviões - http://www.xflr5.com/xflr5.html [5] CREO ELEMENTS http://en.wikipedia.org/wiki/creo_elements/pro 14

9. Perspectiva de continuação do projeto O projeto tem perspectiva de continuação para a elaboração do projeto executivo mais detalhado, análise de motorização, definições mais detalhadas de aerodinâmica da asa e da fuselagem, análise do perfil das empenagens, análise estrutural, pesquisa de materiais possíveis para fabricação, e elaboração de parâmetros de estabilidade e desempenho. 10. Atividades Desde 2011 até o período atual, incluindo o período vigente de bolsa, o bolsista participou da atividade extra-curricular de Aerodesign, onde estudantes projetam, analisam, constroem, ensaiam e testam um avião, elaboram um relatório e uma apresentação oral que são apresentados a juízes durante a competição de voo. Os dois primeiros anos de participação do bolsista foram também os dois melhores resultados da equipe em sua história (6º e 4º lugares respectivamente, entre mais de 70 equipes), e ao longo de 2013, o bolsista foi um dos três capitães da equipe. 11. Apoio Agradecimento especial à PIBIC - CNPq, que concedeu seis meses de bolsa como incentivo à elaboração deste projeto. 12. Agradecimentos Agradecimentos ao orientador professor Dr. Kamal Abdel Radi Ismail, por proporcionar a oportunidade de realizar este projeto. 15

Anexo I Esboço preliminar do UAV Vista frontal em corte, vista de planta em corte e vista lateral Figura 13 3 Vistas do UAV 16

Anexo 2 Vistas tridimensionais do UAV Figura 14 Vista 1 tridimensional do UAV Figura 15 Vista 2 tridimensional do UAV 17

Anexo 3 Figura 15 Vista tridimensional do UAV 18