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RELATÓRIO DO PROJETO TENPEST AERODESIGN
16ª COMPETIÇÃO SAE BRASIL AERODESIGN
Tenpest Aerodesign – Número 223 Integrantes Alex Carvalho dos Santos Aline Pessôa e Silva Danielle Mariano Espíndola da Silva Eduardo Emery Cavalcanti Santos Victor Hugo de Carvalho Barros Vítor Raposo Silvino Rêgo Vinícius Macedo Bezerra Wesley Augusto Oliveira Gomes
Orientador Francisco Gilfran Alves Milfont
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Sumário
1.
Introdução ................................................................................................................................................... 5
2.
Formulação do projeto ............................................................................................................................... 5 2.1
Visão global ......................................................................................................................................... 5
3.
Objetivos ..................................................................................................................................................... 5
4.
Metodologia................................................................................................................................................. 6
5.
4.1
Metodologia de Projeto........................................................................................................................ 6
4.2
Metodologia de Trabalho .................................................................................................................... 6
Software....................................................................................................................................................... 7 5.1
6.
Formulação.......................................................................................................................................... 7
5.1.1
Ferramentas Utilizadas ......................................................................................................... 8
5.1.2
O Funcionamento do Programa ........................................................................................... 8
5.1.3
Compilação e Distribuição .................................................................................................... 8
Projeto Aerodinâmico ................................................................................................................................ 9 6.1
Determinação do perfil da asa ............................................................................................................ 9
6.2
Determinação dos perfis da empenagem .......................................................................................... 11
6.3
Parâmetros considerados durante a determinação das dimensões da aeronave e do seu
desempenho ................................................................................................................................................... 12 6.4
Cálculo das dimensões e da estabilidade da aeronave .................................................................... 13
6.5
Escolha do grupo motopropulsor e cálculos do desempenho da aeronave (Através de um
programa desenvolvido pela equipe) ............................................................................................................. 18 7.
Eletrônica .................................................................................................................................................. 22 7.1
Determinação do Motor ................................................................................................................... 22
7.2
Determinação da Bateria para o Motor ........................................................................................... 24
7.3
Determinação do ESC ...................................................................................................................... 26
7.4
Determinação dos Servos ................................................................................................................. 26 2
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Bateria do Receptor .......................................................................................................................... 26
7.6
Controle e Receptor .......................................................................................................................... 27
7.7
Voltwatch .......................................................................................................................................... 27
7.8
Procedimentos Experimentais .......................................................................................................... 28
7.8.1
Bateria............................................................................................................................... 28
7.8.2
Motor ................................................................................................................................. 29
8.
Estrutura ................................................................................................................................................... 29
9.
Projeto ....................................................................................................................................................... 30
10. Diagrama V-n de manobra de rajada ..................................................................................................... 30 11. Trem de pouso .......................................................................................................................................... 31 11.1
Posicionamento do trem de pouso..................................................................................................... 33
11.2
Controle no chão ............................................................................................................................... 33
11.3
Estabilidade no chão ......................................................................................................................... 34
11.4
Cargas para pouso em três rodas ...................................................................................................... 35
12. Fuselagem e compartimento de caras ..................................................................................................... 37 13. Asa ............................................................................................................................................................. 38 14. Conclusão .................................................................................................................................................. 39 15. Referências Bibliográficas ....................................................................................................................... 41
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Lista de Símbolos
As – área lateral
nmáx – fator de carga máximo
b – distância entre eixos
nneg – fator de carga negativo
C – ângulo de estol da aeronave
npos – fator de carga positivo
c – fator de carga no solo
nult – fator de carga limite
Cd – coeficiente de arrasto
T – bitola
Cds – coeficiente de arrasto lateral
Va – velocidade de manobra
Cl – coeficiente de sustentação
Vc – velocidade de cruzeiro
CM.0 – Coeficiente de momento torço
VD – velocidade de mergulho
máximo
Vlo – velocidade de lift-off
c.s – Coeficiente de segurança
Vmáx – velocidade máxima
Fc – força centrípeta
Vstall – velocidade de estol
Fl – força de lifting
Vv – velocidade vertical durante o pouso
Fw – força exercida pelo vento
Vw – velocidade do ar
Hc – altura do centróide de área
W – carga total
Hcg – altura do cento de massa
Yot – distância de overturn
h – altura de queda do avião
ρ – densidade do ar
n – fator de carga vertical
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1. Introdução A equipe Tenpest Aerodesig-Team da Universidade de Pernambuco, formada por estudantes de engenharia da Escola Politécnica de Pernambuco, foi fundada em Março de 2014 com a intenção de incentivar os discentes da mesma universidade a se integrarem a projetos de engenharia através da competição SAE Aerodesign Brasil. Esta competição divide-se em três categorias: micro, regular e avançada. Por ser o primeiro ano de competição da equipe, a classe micro foi escolhida por ser uma categoria mais simples e barata. Na classe micro, o principal objetivo é levantar uma carga paga padrão com a aeronave mais leve o possível. Além do objetivo de peso, há os critérios de decolagem, pouso, segurança, apresentação de relatório etc. Este relatório foi desenvolvido com a intenção descrever o projeto do aeromodelo de forma que o mesmo atenda aos requisitos da competição e atingir os objetivos predeterminados.
2. Formulação do projeto 2.1
Visão global A competição SAE aerodesign é dividida em três categorias das quais a micro foi escolhida pela equipe, como dito na introdução.
Projetar, desenvolver e construir um aeromodelo monomotor elétrico para levantar uma carga paga de 2,3 kg;
Desenvolver um aeromodelo para decolar numa distância máxima de 61 m e pousar numa distância máxima de 122 m;
Levantar a carga paga com o avião mais leve possível;
Cumprir todas as normas técnicas e de segurança do SAE;
Desenvolver um ambiente que favoreça o aprendizado e trabalho em equipe.
3. Objetivos A equipe tem como objetivos participar da Competição SAE Brasil Aerodesign pela primeira vez e, assim, ganhar experiência sobre como montar um aeromodelo em escala, aprender a manusear os principais materiais de construção e desenvolver conhecimentos relacionados à
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4. Metodologia 4.1
Metodologia de Projeto O projeto foi desenvolvido através de um programa desenvolvido pelos participantes responsáveis pela aerodinâmica e programação, onde cálculos analíticos baseados em referencial bibliográfico especializado foram utilizados para o cálculo dimensional do avião. Este cálculo toma como base os fatores aerodinâmicos, estabilidade do avião, peso, distância máxima de pouso e decolagem etc. Focando na Engenharia Auxiliada por Computação, em adição ao software desenvolvido, o projeto mecânico e as simulações aerodinâmicas foram desenvolvidos através dos softwares CATIA® e SolidWorks®.
4.2
Metodologia de Trabalho A equipe foi dividida em equipes responsáveis pelas seguintes áreas: estrutura, aerodinâmica, eletrônica, simulação e programação. Cada equipe é constituída por um líder que tem como obrigação dividir e delegar as tarefas de acordo com o potencial dos respectivos integrantes. Foi definida uma matriz de relações, Tabela 1, de modo a deixar claro o papel de cada participante ao longo do projeto. Tabela 1 - Matriz de relações
Atividades Líderes Simulação Estrutura Eletrônica Programação Aerodinâmica
Projeto
Montagem
Compras
Burocracia
- Responsabilidade Forte - Responsabilidade Média - Responsabilidade Fraca 6
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De modo a guiar melhor o trabalho e focar nas atividades mais importantes de acordo com um critério cronológico, foi definido um cronograma de trabalho baseado no gráfico de Gantt. Este cronograma tentou ser o mais fiel possível esquematizado a seguir:
Figura 1 - Cronograma de atividades
5. Software Todo ano, a Sociedade de Engenharia Automotiva (SAE) dá oportunidade aos estudantes de engenharia e de física de enfrentar problemas reais da engenharia. Dentre esses problemas, a otimização do tempo investido nas atividades básicas e complexas do grupo no projeto é fundamental.
Visando a otimização do tempo utilizado para o dimensionamento do projeto aerodinâmico, a equipe Tenpest resolveu desenvolver uma rotina computacional que reduzisse o tempo gasto em cálculos matemáticos corriqueiros durante a escolha de parâmetros do avião tais como o tamanho da corda da asa, o ângulo de ataque absoluto e o peso de diversos componentes do avião. Dessa forma, seria possível gerar diferentes resultados de forma rápida e com menor probabilidade de erro nos cálculos, garantindo a eficácia do projeto e permitindo que vários modelos fossem elaborados de forma rápida de modo a comparar e definir quais os melhores parâmetros a serem utilizados.
5.1
Formulação O objetivo deste projeto foi criar um programa de cálculos matemáticos que pudesse reduzir o
tempo investido pela equipe na execução dos mesmos durante o processo de desenvolvimento do aeromodelo, visto que este é alterado frequentemente para se ajustar melhor às condições impostas pelo ambiente, pela missão e pelas regras da competição. 7
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5.1.1 Ferramentas Utilizadas Para fazer um computador entender e usar as fórmulas matemáticas desenvolvidas era preciso uma linguagem de programação com uma plataforma gráfica, para que o programa não apenas calculasse os resultados, mas também os mostrasse de forma amigável e atraente para o usuário. Assim, por ser largamente utilizada nos dias de hoje e por possuir uma interface gráfica de simples utilização, a TKinter, Python foi a linguagem escolhida para o desenvolvimento do programa. Python é uma linguagem multiplataforma (imperativa, orientada a objetos e funcional), interpretada e de alto nível criada por Guido van Rossum em 1991. O seu desenvolvimento é comunitário, aberto e gerenciado por uma organização sem fins lucrativos. E o Tkinter é sua plataforma gráfica padrão e mais usada.
5.1.2 O Funcionamento do Programa O programa funciona usando uma série de funções que recebem dados em números reais enviados pelo usuário em forma de uma corda de caracteres ou dados já calculados por outras funções. O formato dos dados entrados pelo usuário é checado, se incorreto, o programa exibe uma mensagem de erro e volta para o início. Se correto, o programa transforma a corda de caracteres em números reais e os usa como valores de entrada nas funções pré-estabelecidas que, por sua vez, gera dados de saída que poderão ser utilizados como valores de entrada para outras funções ou como resultados finais. Por fim, os dados finais são mostrados no painel, como mostrado na Figura 2, junto com as informações entradas pelo usuário. Cada vez que o usuário precisar alterar o valor de algum parâmetro, basta ele fazer a alteração e clicar no botão “Calcular” que, por sua vez, irá refazer todo o processo de análise das entradas até a impressão destas no monitor do usuário.
5.1.3 Compilação e Distribuição Python, por ser uma linguagem interpretada, precisa de um interpretador na máquina que o programa estiver para que este possa ser executado devidamente. Por isso, após finalizar a construção do programa por completo, a equipe utilizou a extensão de distribuição do Python (Distutils) chamada py2exe que converte scripts da linguagem em programas executáveis para sistemas operacionais Windows. Em outras palavras, após o uso dessa extensão, o programa ficou capaz de executar em qualquer máquina Windows sem a instalação prévia de um interpretador Python. 8
UNIVERSIDADE DE PERNAMBUCO – UPE ESCOLA POLITÉCNICA DE PERNAMBUCO – POLI Mesmo após a conclusão do programa, a equipe continua a fazer atualizações naquele para melhor cumprir com o objetivo inicial de facilitar e otimizar o tempo da equipe, adicionando botões para salvamento de todos os valores de entrada e saída do programa e para armazenamento destes em um formato de texto, que pode ser utilizado em relatórios e como dados para outras pesquisas.
Figura 2 - Layout do programa desenvolvido pela equipe
6. Projeto Aerodinâmico 6.1
Determinação do perfil da asa A principal missão designada para um avião participante da Classe Micro no ano de 2014 é a
de carregar 40 bolas de tênis de uma forma segura e eficiente. Tendo isso em mente, foi necessário projetar um avião onde ele fosse capaz de carregar uma alta carga, tendo um baixo peso próprio. Dentro do universo da engenharia aeronáutica, existem diversos tipos de perfis de asas, sendo cada um deles projetados para um tipo especifico de missão do avião. Existem perfis desenvolvidos para aeronaves que voam em voos subsônicos, sendo estes classificados em dois grupos:
Perfis para um voo em fluido praticamente incompressível, que se caracterizam por terem um “Mach Number” inferior a 0.3 (low subsonic flights);
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Perfis para um voo em fluido compressivel, que se caracterizam por terem um “Mach Number” superior a 0.3 e inferior a 1 (high subsonic flights); Ainda existem os perfis para voos supersônicos, onde o mach number é maior que 1, e perfis
para voos hipersonicos, onde o mach number é normalmente maior que 5. Levando em consideração as informações acima, a equipe analisou as características de alguns perfis visando a escolha daquele que melhor se adequasse ao projeto, Tabela 2 e Tabela 3. Tabela 2 - Coeficientes aerodinâmicos de diferentes perfis de asas
Airfoil S1223 E214 NACA 2412 NACA 4412 CLARK Y FX 63-137 GOE 233 E423 FX 74-CI5-140 E421
(CL/CD)@CLmax 57.42 35.06 35.77 32.76 36.1 23.43 32.32 73.19 106.9 77.22
CLmax 2.404 1.5772 1.582 1.6706 1.524 1.9835 1.907 2.0391 2.2117 2.0686
CD@CLmax 0.04186 0.04499 0.04423 0.05099 0.04222 0.08464 0.05901 0.02786 0.02069 0.02679
CM@CLmax -0.2079 -0.068 -0.0069 -0.0443 -0.0305 -0.1381 -0.1392 -0.1727 -0.2272 -0.1255
Alpha@CLmax 14.5 14.25 16.5 16.25 14.75 17.5 14.75 12.5 11 14.25
Tabela 3 - Tabela comparativa de perfis aerodinâmicos
Airfoil S1223 E214 NACA 2412 NACA 4412 CLARK Y FX 63-137 GOE 233 E423 FX 74CI5-140 E421
(CL/CD)max CL@(CL/CD)max CD@(CL/CD)max CM@(CL/CD)max Alpha@(CL/CD)max 121.4 1.783 0.01469 -0.2709 5.25 145.9 1.017 0.00697 -0.136 4 101.4 0.7624 0.00752 -0.0549 4.5 129.4
1.052
0.00813
-0.0995
5.25
114.8 151.5 146.8 156.5 152.6
1.109 1.266 1.401 1.615 1.719
0.00966 0.00836 0.00954 0.01032 0.01127
-0.0763 -0.2109 -0.2102 -0.2235 -0.2596
6.75 3 4.25 5.25 4.5
1.636 0.0116 -0.1653 All data is from http://www.airfoiltools.com/ All data is for Re = 1,000,000 & M = 0 & Ncrit = 9
7.25
141.1
Dentro de uma imensa gama de perfis aerodinâmicos a serem escolhidos, focou-se principalmente em se obter um perfil com um alto coeficiente de sustentação e com um baixo 10
UNIVERSIDADE DE PERNAMBUCO – UPE ESCOLA POLITÉCNICA DE PERNAMBUCO – POLI coeficiente de momento. De nada adiantaria escolher um perfil que provesse uma altíssima sustentação ao preço de um alto momento gerado pelas asas. Altos valores de momentos providos pela asa principal do avião implicam em grandes áreas de cauda e em grandes distâncias entre a asa e cauda do avião, o que faz com que o peso total do avião seja aumentado de forma considerável. Analisando a tabela acima e visando um equilíbrio entre CL Vs. CM, foi escolhido o seguinte perfil de asa: Eppler 421. Esse perfil provê um altíssimo coeficiente de sustentação, e quando comparado com os outros perfis mostrados acima, ele apresenta um dos menores coeficiente de momento. Dessa forma, pode-se ter um avião que sustente uma alta carga, e que seja a mesmo tempo mais leve e mais compacto. 6.2
Determinação dos perfis da empenagem A empenagem de uma avião é composta pelo estabilazador horizontal e pelo estabilizador
vertical. A função deles é a de prover a estabilidade direcional das aeronaves, estabilizando assim os movimentos de “row”, “pitch” e “yaw”, fazendo com que o avião possa se manter estável durante a decolagem, manobras de voo, voo de cruzeiro e pouso. Uma das principais características da empenagem é a de fazer com que mesmo ocorrendo um stall das asas do avião, o piloto possa usá-la para trazer o avião para uma posição estável. Para que isto seja possível, o estabilizador horizontal deve entrar em stall em uma ângulo de ataque muito maior que o ângulo de stall da asa, fazendo com que seja necessário o uso de um aerofólio diferente para o estabilizador horizontal. Devido a esta necessidade de um alto ângulo de stall, foi necessário se escolher um aerofólio simétrico, pois estes devido ao seu design possuem um ângulo de stall maior que aerofólios com um alto camber. Levando em consideração apenas os aerofólios simétricos, foi feita uma busca visando encontrar o aerofólio com o maior ângulo de stall. Após uma ampla pesquisa, o seguinte aerofólio foi encontrado:
Eppler 61012 Por necessidade de manter o avião estável quanto ao movimento de yaw, o estabilizador
vertical também deve ser projetado com um desgin simétrico. Assim sendo, o Eppler 61012 foi definido para ser usado tanto no estabilizador horizontal, como no estabizador vertical.
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UNIVERSIDADE DE PERNAMBUCO – UPE ESCOLA POLITÉCNICA DE PERNAMBUCO – POLI 6.3
Parâmetros considerados durante a determinação das dimensões da aeronave e do seu
desempenho Para que as dimensões da aeronave pudessem ser determinadas, alguns fatores determinados pela comissão técnica da competição tiveram que ser seguidos. Os principais parâmetros levados em consideração foram os seguintes:
Carregar 40 bolas de tênis (aproximadamente 2,3 kg);
Caber numa caixa de 0,175 m³ de volume;
Decolar em 61 m;
Pousar em 122 m. Em adição a estes parâmetros pré-estabelecidos pela competição, o projeto do aeromodelo foi
desenvolvido para atender a excelentes princípios de aerodinâmica e desempenho, tomando como referência principal os conhecimentos contidos em alguns dos livros de “Daniel Raymer” e “John D. Anderson Jr”:
Introduction to Flight. 7ª Edição (Anderson)
Fundamentals of Aerodynamics. 5ª Edição (Anderson)
Aircraft Design: A conceptual Approach (Raymer)
Simplified Aircraft Design for Homebuilders (Raymer) Baseando-se nas informações contidas nestes livros, podemos visualizar a seguir os passos
que foram executados em suas respectivas ordens para satisfazer estes parâmetro sugeridos pelos autores: i.
Escolha dos perfis aerodinâmicos a serem usados;
ii.
Capacidade de sustentar todo o peso próprio + bolas de tênis;
iii.
Alta eficiência aerodinâmica das asas;
iv.
Aceitáveis padrões de estabilidade;
v.
Pequeno valor do somatório das dimensões do avião, visando à sua inserção a na caixa de 0,175 m³;
vi.
Redução da área molhada do avião, objetivando um menor coeficiente de arrasto parasita, obtendo-se assim uma melhor relação
vii.
Baixa velocidade de stall;
viii.
Necessidade de um curto comprimento de pista para decolar e pousar, visando o uso de um motor com menos potência e, portanto menos peso. 12
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Outro fator a ser considerado, é que devido a este ano de 2014 ser o ano de estreia da equipe na competição, o grupo não possui nenhum background de quanto seria aproximadamente o peso da aeronave em vazio, informação esta que é de vital importância para que se possa começar a dimensionar o aeromodelo. Assim sendo, a equipe consultou os resultados dos anos anteriores da competição, e verificou que a media de peso das aeronaves em vazio estava em torno de 1,0 kg. Apesar de 1 kg ser a média de peso das equipes mais experientes, a equipe Tenpest decidiu ter como meta construir uma aeronave com aproximadamente 1,2 kg de peso em vazio. A escolha de 1,2 kg foi feita devido à falta de experiência do grupo em construir e montar aeronaves, sendo assim ter uma meta 1,2 kg torna-se um valor aceitável para este ano inicial. Porém apesar de o peso em vazio do avião ter sido estimado em 1.2 kg e a carga paga em 2.3 kg, dando um total de 3.5 kg, a carga total do avião foi dimensionada com um fator de segurança de 1.15. Com este fator de segurança, chegou-se ao valor final para qual o avião foi projetado para sustentar: Carga Total (W) = 4kg
6.4
Cálculo das dimensões e da estabilidade da aeronave Como se sabe, o design de um avião é um processo iterativo, onde devido ao alto número de
variáveis a serem calculadas, e devido principalmente ao fato de cada uma delas estarem interligadas umas com as outras através de diversas equações matemáticas, tornar-se muito difícil e moroso atender a todos estes requisitos mencionados acima através de cálculos feitos manualmente. Visando tornar o processo de design da aeronave mais preciso, rápido e dinâmico, a equipe desenvolveu um software, onde este programa continha todas as equações necessárias para o projeto aerodinâmico e de desempenho. Através deste programa foi possível analisar e entender como todos os parâmetros de uma aeronave estão interconectados, fazendo com que fosse possível obter um alto índice de otimização em cada uma das partes do aeromodelo. Através deste programa criado pela equipe, foram obtidos os seguintes valores para o aeromodelo da equipe Tenpest:
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UNIVERSIDADE DE PERNAMBUCO – UPE ESCOLA POLITÉCNICA DE PERNAMBUCO – POLI Tabela 4 - Características da asa EPPELER 421
Caracteristicas da Asa - EPPELER 421 Corda da asa na raiz Corda da asa na extremidade Taper Ratio Comprimento da asa Área da asa Corda aerodinâmica média Distância da corda aerodinâmica média para a raiz da asa Aspect Ratio Coeficiente de arrasto induzido Eficiência da asa Infinite Wing Slope Finite Wing Slope Pitching moment coefficient em relação ao centro aerodinâmico Posição do centro aerodinâmico em relação ao bordo de ataque Ângulo de Cl=0 Máximo ângulo de ataque Máximo ângulo absoluto de ataque Ângulo absoluto de ataque
0.24 0.16 0.67 1.30 0.26 0.20 0.30 6.50 0.02 0.98 0.11 0.08 -0.18 0.25 -8.42 14.25 22.67 8.42
m m m m² m m
1/grau 1/grau % grau grau grau grau
Tabela 5 - Características do estabilizador horizontal EPPELER 61012
Características do Estabilizador Horizontal - EPPELER 61012 0.11 Corda do estabilizador na raiz 0.11 Corda do estabilizador na extremidade 1.00 Taper Ratio 0.40 Comprimento do estabilizador 0.04 Área do estabilizador 0.11 Corda aerodinâmica média 3.64 Aspect Ratio 0.0055 Coeficiente de arrasto induzido 0.96 Eficiência do estabilizador 0.10 Infinite Wing Slope 0.07 Finite Wing Slope Pitching moment coefficient em relação ao centro aerodinâmico 0.25 Posição do centro aerodinâmico em relação ao bordo de ataque Ângulo de Cl=0 18.25 Máximo ângulo de ataque 18.25 Máximo ângulo absoluto de ataque 5.00 Tail setting angle 3.42 Ângulo absoluto de ataque 0.80 Volume de cauda horizontal
m m m m² m
1/grau 1/grau % grau grau grau grau grau
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UNIVERSIDADE DE PERNAMBUCO – UPE ESCOLA POLITÉCNICA DE PERNAMBUCO – POLI Tabela 6 - Características do estabilizador vertical EPPELER 61012
Caracteristicas do Estabilizador Vertical - EPPELER 61012 0.11 Corda do estabilizador na raiz 0.06 Corda do estabilizador na extremidade 0.50 Taper Ratio 0.21 Comprimento do estabilizador 0.02 Área do estabilizador 0.09 Corda aerodinâmica média 2.55 Aspect Ratio 0.0055 Coeficiente de arrasto induzido 0.99 Eficiência do estabilizador 0.10 Infinite Wing Slope 0.06 Finite Wing Slope Pitching moment coefficient em relação ao centro aerodinâmico 0.25 Posição do centro aerodinâmico em relação ao bordo de ataque Ângulo de Cl=0 18.25 Máximo ângulo de ataque 18.25 Máximo ângulo absoluto de ataque 0.05 Volume de cauda vertical
m m m m² m
1/grau 1/grau
% grau grau grau
Nas tabelas acima foram definidos todos os parâmetros da asa, do estabilizador horizontal e do estabilizador vertical. Com estes dados em mãos é possível fazer os cálculos da estabilidade da aeronave, e então verificar se ela se encontra dentro de condições satisfatórias de voo. Na próxima tabela pode-se observar que todos os parâmetros de estabilidade foram satisfeitos para a aeronave em condições de cruzeiro:
Para uma condição de Cl = 0, o pitching moment coefficient (momento torsor), CM.0, é maior do que zero;
O declive da curva do coeficiente de momento da aeronave é negativa;
Margem estática dentro de parâmetros aceitáveis;
O “total pitching moment coefficient” em relação ao centro de gravidade aeronave é zero, mostrando assim que a aeronave está devidamente em equilíbrio.
Tabela 7 - Parâmetros de estabilidade
Parâmetros de Estabilidade em um Ângulo de Cruzeiro (ângulo absoluto de ataque = 8.42° ) 0.087051156 Pitching Moment Coefficient para Cl = 0 (CM0) -0.010338617 Declive da curva de “ Total Pitching Moment Coefficient” 0.124542422 Margem estática 0 “Total Pitching Moment Coefficient” em relação ao centro de gravidade (CMcg) 15
UNIVERSIDADE DE PERNAMBUCO – UPE ESCOLA POLITÉCNICA DE PERNAMBUCO – POLI 0.105 0.958 0.9855
Distância do centro aerodinâmico da asa para o CG Distância do centro aerodinâmico do estabilzador horizontal para o CG Distância do centro aerodinâmico do estabilzador vertical para o CG
m m m
No gráfico abaixo se pode visualizar o “Total Pitching Moment Coefficient” em relação ao centro de gravidade da aeronave” Vs. ângulo absoluto de ataque do avião, onde de acordo com o gráfico mostrado na Figura 3, o avião se encontra estável para condições de voo em cruzeiro a um ângulo de ataque de 8,42°.
Total Pitching Moment Coefficient da Aeronave
0.1
0.05
2.2E-16 0
2
4
6
8
10
12
14
16
18
20
-0.05
-0.1
Ângulo absoluto de ataque da aeronave (graus)
Figura 3- Total Pitching Moment Coefficient em relação ao centro de gravidade da aeronave vs. ângulo absoluto de ataque do avião
Após a empenagem vertical ter sido dimensionada com o objetivo de se controlar o movimento yaw, e da empenagem horizontal ter sido dimensionada visando o controle do movimento de pitch, foi necessário desenvolver as superfícies controladoras do movimento de row (rolagem). Diferentemente dos movimentos de yaw e pitch, cujas superfícies controladoras se encontram na parte traseira do avião, a superfície de comando do movimento de row se encontra na própria asa da aeronave. Estas superfícies são chamadas de Ailerons e quando acionadas em sentidos contrários geram um momento no eixo axial do avião, fazendo com que ele possa fazer curvas. Para o dimensionamento dos Ailerons, foi tomado com base o gráfico mostrado na Figura 3 contido no livro Simplified Aircraft Design for Homebuilders – Daniel Raymer:
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Figura 4 - Gráfico contido no livro Simplified Aircraft Design for Homebuilders – Daniel Raymer
Após a análise deste gráfico, foi decidido que a melhor geometria de Ailerons para a aeronave que está sendo apresentada neste projeto é: Comprimento = 300 mm Largura = 40 mm 17
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6.5
Escolha do grupo motopropulsor e cálculos do desempenho da aeronave (Através de um
programa desenvolvido pela equipe) Através dos cálculos do projeto aerodinâmico, ficou comprovado que as dimensões determinadas para a aeronave atendem aos requisitos de sustentação da carga paga + carga em vazio e também atendem a parâmetros seguros de estabilidade em voo. Tendo estas dimensões sido determinadas, assim como um conhecimento aproximado do peso total do avião, foi necessário determinar o grupo motopropulsor do aeromodelo. Para dimensões mencionadas acima, e para uma carga total de 4 kg, chegou-se aos seguintes valores de velocidade de stall e de decolagem: Tabela 8 - Velocidades de projeto
Velocidade Vstall Vlo 0.7Vlo
m/s 12.5005 15.0006 10.5004
Através destas velocidades, é possível determinar as distâncias de colagem e pouso da aeronave, onde deve-se atender aos seguintes parâmetros:
Distância de decolagem < 61 m;
Distância de pouso < 122. Através das velocidades encontradas acima, e sabendo-se da necessidade de decolar em 61 m,
foi possível gerar um gráfico através do programa desenvolvido pela equipe, onde pode se visualizar como a distância de decolagem varia em função da tração requerida a 0.7 Vlo:
18
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Distância de decolagem Vs. Tração requerida em 0.7 Vlo
Distância de decolagem (m)
100 95 90 85 80 75 70 65 60 55 50 0.6
0.65
0.7
0.75
0.8
0.85
0.9
0.95
1
1.05
Tração requerida em 0.7 Vlo (kg)
Figura 5- Distância de decolagem vs. tração requerida em 0.7 Vlo
No gráfico acima, Figura 5, é possível visualizar a tração requerida em 0.7 Vlo para que o avião decole em 61 m é:
Tabela 9 - Tração requerida
0.7 Vlo Tração em 0.7 Vlo
10.5 0.9
m/s kg
Através deste valor de tração encontrado, foi necessário encontrar uma hélice e um motor que fossem capazes de gerar está tração requerida. Visando uma otimização no processo de escolha, foi feitos um gráfico mostrando a relação entre a Tração Requerida Vs. Tração Disponível (de uma determinada hélice) e outro mostrando a Potência Requerida Vs. Potência Disponível (de uma determinada hélice). Todos os dados referentes a tração e velocidade das hélices foram retirados do web site da fabricante de hélices APC a uma rotação de 12000 rpm, pois de acordo com dados históricos esse é um valor razoável para o funcionamento de um motor elétrico de uma aeromodelo. A seguir pode-se visualizar como estas hélices se comportam:
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Tração Requerida Vs. Tração Disponível 5
Tração (kg)
4
Tracao requerida (kg)
3
APC 9x6
2
APC 10x5 APC 10x6
1
APC 11x7
0
APC 12x6 0
20
40
60
Velocidade (m/s)
Figura 6 - Tração requerida vs. tração disponível
Potência Requerida Vs. Potência Disponível (pela hélice) 0.7 Potência (hp)
0.6 0.5 0.4 0.3 0.2 0.1 0 0
10
20
30
40
50
60
Velocidade (m/s)
Potência Requerida (Hp) Potência Disponível APC 9x6 Potênica Disponível APC 10x5 Potência Disponível APC 10x6 Potência Disponível APC 11x7 Potência Disponível APC 12x6
Figura 7 - Potência requerida vs. potência disponível (pela hélice)
Após analisar estes gráficos acima, Figura 6 e Figura 7, foi decidido que a hélice a ser usada no aeromodelo seria a APC 10x6. É importante observar que as potências apresentadas pelas hélices acima são diferentes das potências fornecidas pelo motor devido a eficiência das hélices. Devido ao elevado grau de complexidade para se calcular a eficiência de uma hélice, foi assumido um valor médio da eficiência da hélice de 50%, que é tido como um valor razoavelmente aceitável. Analisando o desempenho da hélice 10x6 e considerando o seu rendimento de 50%, podese determinar a potência necessária que o motor da aeronave deveria possuir: Potência do motor = 0.6 hp 20
UNIVERSIDADE DE PERNAMBUCO – UPE ESCOLA POLITÉCNICA DE PERNAMBUCO – POLI Sabendo-se da potência exigida pelo motor, foi feita uma busca por um motor comercialmente viável que atendesse a estes parâmetros. O processo de escolha desse motor será mostrado detalhadamente na Seção 7.1. Resumindo os dados apresentados acima, têm-se as seguintes informações dispostas na Tabela 10: Tabela 10 - Características técnicas do avião
Motor Hélice Vstall Vmáx Distância para decolar Distância para pousar
Turnigy D3542 APC 10x6 12.5 35 59.06 121.56
m/s m/s m
m
Após definição de todos os parâmetros mencionados anteriormente, foi possível traçar um gráfico onde é mostrado como a carga paga do avião varia em função da altitude, representado epla Figura 8, considerando-se um avião com um peso em vazio de 1.2kg:
Carga paga para um peso em vazio de 1.2 kg 2.9
Carga Paga (kg)
2.7 2.5
y = -0.0004x + 2.8
2.3 2.1 1.9 1.7 1.5 0
500
1000
1500
2000
2500
3000
3500
Altitude (m)
Figura 8 - Carga paga vs. altitude
O gráfico mostra como o avião é capaz de decolar com os 2.3 kg de carga para e fazer um voo com uma ampla margem de segurança em São José dos Campos, cuja altitude é de 660m.
21
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7. Eletrônica Ulitizou-se dos seguintes componentes para a elaboração do projeto eletrônico da aeronave: Tabela 11 - Componentes eletrônicos utilizados
Componente Bateria NiMH
7.1
Quantidade 1
Modelo Gens Ace 1600 4.8V 1600mAh Zippy Flightmax 2100 mAh 3S1P 30 C LiFePo Pack
Bateria LiFePo4
1
Voltwatch 1
1
Hobbico Voltwatch 2
Voltwatch 2
1
Medidos de Bateria Buzzer 1-8 Células
Receptor
1
HK-TR6A V2
Servo
4
Turnigy TGY-9018MG
Motor
1
ESC
1
Função Alimentação dos Servos
4
Turnigy D3542/4 1450KV Brushless Outrunner Motor HobbyKing Red Brick 60 A (Opto)
Alimentação do Motor Medir Carga Elétrica da Bateria NiMH Medir Carga Elétrica da Bateria LiFePo4 Receptor do Sinal de Rádio. Controle do Profundor, Ailerons e Leme de Direção Propulsor da Hélice Controle de Velocidade do Motor
Determinação do Motor Como demonstrado na seção 1.5 do presente relatório, de acordo com a análise da equipe de
aerodinâmica, observou-se a necessidade de um motor que entregasse uma potência de 0.6 hp. Na escolha do sistema de propulsão e motor é, primeiramente, observado o tipo de hélice que será necessário para um bom desempenho do avião. Em seguida, é feita a seleção de um motor que suporte essa hélice com a potência necessária, garantindo assim a decolagem e condições de voo, bem como que atenda às devidas margens de segurança para não queimá-lo. Só então é definida uma bateria que possa alimentar e garantir um adequado voo do aeromodelo. Segundo o regulamento da competição, a aeronave deve transportar uma carga de 2,28 Kg, então se fez imprescindível um projeto mais leve possível, pois garantiria uma menor exigência do motor. Foi optado por uma bateria com um peso vantajoso (quando comparado a outros modelos), respeitando os limites financeiros, para diminuir o peso total do projeto, o que significou trabalhar 22
UNIVERSIDADE DE PERNAMBUCO – UPE ESCOLA POLITÉCNICA DE PERNAMBUCO – POLI com uma menor quantidade de células e, consequentemente, uma tensão de alimentação menor. Tendo em vista que existem motores no mercado que trabalham bem com uma tensão menor, mesmo não utilizando de toda a sua potência, foi necessário escolher um que, mesmo a baixa ddp, entregasse a potência requerida de 447.42 watts (0.6hp) para o motor. Utilizando de uma tensão de 9.9V como referência, foi possível saber quanto cada motor entrega de potência, já que se conhece a potência máxima (especificada no manual de cada fabricante). O motor também precisou de uma expressiva quantidade de kV para poder compensar a alimentação de apenas 9.9 V, gerando um bom RPM mesmo à baixa ddp, correspondendo a ideia citada anteriormente da potência. O motor mais adequado disponível no mercado foi o Turnigy D3542/4 1450 kv Brushless Outrunner. Especificamente o “outrunner”, pois o mesmo apresenta maior torque, tornando-se mais simples na implementação, pois não precisa de caixa de redução (necessária aos motores inrunner). Esse motor pode trabalhar até 14.8 V, no entanto, a uma diferença de potencial de 9.9 V gera o RPM mostrado na Tabela 12 a seguir:
Tabela 12 - Tensão vs. torque
Tensão Fornecida 14.8 V 9.9 V
RPM Gerado 21.460 14.355
Considerou-se nos cálculos, para efeitos de margem de segurança, um RPM máximo de 12000. De acordos com os testes realizados na hélice, como demonstrado na seção 7.8.2, foi observado que com o uso da hélice 10x6 o motor Turnigy D3542 apresenta desempenho satisfatório. Com o RPM de 12000, fornece uma potencia mais do que o suficiente para o avião voar, já que a potência máxima do motor é de 690 watts quando ele está em seu melhor desempenho, ou seja, quando tem a alimentação máxima de 14.8 V. Portanto, o motor vai entregar uma potência de 461.55 watts, proporcionais aos 9.9 V de entrada. A seguir, a Figura 9 tem ilustrada o datasheet do motor:
23
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Figura 9 - Datasheet do motor
7.2
Determinação da Bateria para o Motor De acordo com regulamento da competição, as equipes estão autorizadas apenas a utilizar as
seguintes baterias:
NimH
NiCa
LiFePO
4
Dentre as baterias apresentadas acima, a “Fosfato de Ferro de Lítio” (LiFePO ) é a que possui 4
uma maior capacidade de descarga de energia, fornecendo desta maneira uma maior corrente elétrica para um determinado instante de tempo. Esta superior capacidade de descarga elétrica é de significativa importância durante a decolagem da aeronave, pois o motor do avião é acionado em sua potência máxima devido à necessidade de se atingir a velocidade mínima para decolagem. Assim sendo, o uso deste tipo de bateria é o mais aplicável para as necessidades apresentadas acima.
24
UNIVERSIDADE DE PERNAMBUCO – UPE ESCOLA POLITÉCNICA DE PERNAMBUCO – POLI Após ter sido definida a característica química da bateria que iria ser usada, foi necessário se fazer uma busca por uma bateria que atendesse às necessidades de voltagem e corrente exigidas pelo motor do aeromodelo, então foi discutida acerca da quantidade de células. Tendo em vista que duas células (2S) seriam insuficientes para alimentar o motor no momento da decolagem devido a uma quantidade de descarga muito baixa, e que quatro células (4S) possuíam um peso muito elevado (em torno de 500g a mais leve achada no mercado), foi adotada a LiFePO4 contendo três células (3S). A bateria Zippy Flightmax de 3 células foi escolhida por fornecer uma ddp de, aproximadamente, 9.9V, uma tensão razoável para o funcionamento de motores elétricos para aeromodelos, em específico o D3542 selecionado pela equipe. Esse motor possui uma corrente máxima de operação de 48 ampéres que será utilizada somente no momento da decolagem, sendo necessário mantê-la por 8,1 segundos. A seguir, pode-se visualizar a relação entre corrente e tempo na Tabela 13: Tabela 13 - Corrente necessária vs. tempo
Corrente Necessária 48 A 0,108 A
Tempo 8,1 segundos 3600 segundos
Segundo a tabela demonstrada anteriormente, há necessidade de uma bateria de 108 mAh teóricos somente para o momento da decolagem. Mesmo que se utilizasse a potência máxima durante toda a bateria de voo, precisaria de uma bateria com uma energia de 1000 mAh para alimentar o motor durante todo o circuito, considerando um tempo aproximado de 1 minuto e 15 segundos. Baseando-se nesta necessidade, foi escolhida a Zippy Flightmax 2100 mAh devido a sua capacidade de energia, mais do que o suficiente para a bateria de vôo da competição. Prezando uma maior segurança e confiabilidade durante o voo, relações matemáticas foram realizadas, obtendo os valores ilustrados na Tabela 14:
Tabela 14 - Corrente vs. duração
Corrente 2,1 A 48 A
Duração 60 minutos ≅ 2 minutos e 37 segundos
25
UNIVERSIDADE DE PERNAMBUCO – UPE ESCOLA POLITÉCNICA DE PERNAMBUCO – POLI 7.3
Determinação do ESC O ESC é um equipamento eletrônico que tem como função controlar a velocidade e a potência
cinética de um motor elétrico, seja variando a corrente (para o caso de motores com escovas) ou então variando a transição entre as diversas fases de um motor (para o caso de motores brushless). Assim, para a escolha do ESC, primeiramente foi necessário estar definido o tipo de motor, o brushless Turnigy D3542,como mencionado na seção 7.1. Embora as especificações do motor sugiram um ESC de 70 A, foi observado que a corrente máxima que ele puxa da bateria é 48A, sendo esses 70 A sugeridos uma margem de segurança. Como a bateria escolhida fornecerá apenas 9.9 V, nem mesmo a corrente máxima do motor será atingida, pois a bateria não fornecerá tensão suficiente para tal. Portanto, um ESC de 60 A ainda daria uma satisfatória margem de segurança para a corrente que vai alimentar o motor, o que influenciou na escolha do ESC de 60 A OPTO Red Brick da HobbyKing. 7.4
Determinação dos Servos Foi escolhido o servo TGY-9018MG que funciona com a alimentação na faixa de 4.8 – 6 V,
limitando assim a escolha da bateria para o receptor, como será explicado posteriormente.
Seu
torque é de 2,3Kg*cm e, de acordo com pesquisas em fóruns e sites de aeromodelismo, esse torque seria mais do que suficiente para manobrar qualquer superfície de comando de um avião à baixa velocidade.
Visando transportar uma determinada carga com o avião mais leve possível, não
importando a velocidade, os servos utilizados têm torque suficiente para controlar o aeromodelo e suas posições estão mostradas na Figura 7. 7.5
Bateria do Receptor Através da especificação dos servos pelo Datasheet, foi observado que o Turnigy TGY
9018MG opera com uma corrente de 200 mA para 4.8 V, tensão escolhida para alimentação do receptor. Tal tensão foi escolhida devido a estar dentro da faixa de operação de funcionamento dos servos, sendo a mais conveniente porque uma bateria de 6 V teria maior peso, contrariando a ideia de um projeto leve. Por conseguinte, considerando que todos os cinco servos sejam utilizados integralmente durante as baterias de voo, teria 200 mA de corrente constante para cada servo, dando um total de 1 A contínuo. Sendo assim, uma bateria de 1000 mAh seria o suficiente, teoricamente, para 1 hora de voo contínuo. Optou-se então pela bateria de NiMH de tensão 4.8 V e carga de 1600 mAh, o que garante um coeficiente de segurança mínimo de 1,6.
26
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Figura 10 - Posicionamento dos servos
7.6
Controle e Receptor Optou-se pelo controle HK-T 6 A da Hobbyking por ter canais a mais que podem ser
utilizados em alguma eventual modificação do projeto do avião em competições futuras. Esse controle segue o requisito da competição, que é a frequência em espectro de 2.4Ghz. Tornou-se o melhor custo benefício, pois a equipe não dispunha de apoio financeiro suficiente para um controle melhor. O receptor do controle já vem com o mesmo na compra e possui 6 saídas para os servos e uma entrada para alimentação pela bateria.
7.7
Voltwatch É obrigatória para todas as classes da competição a instalação na aeronave de um medidor de
tensão para que a carga da bateria seja verificada imediatamente antes de todas as decolagens, assim proporcionando uma maior segurança durante o voo. O voltwatch utilizado mais comum nas competições é o “Hobbico voltwatch 2”, o qual foi adotado também pela equipe Tenpest para medir a tensão da bateria NiMH do receptor. Este medidor 27
UNIVERSIDADE DE PERNAMBUCO – UPE ESCOLA POLITÉCNICA DE PERNAMBUCO – POLI possui peso de 6 gramas, o mais leve encontrado, garantindo uma menor influência na estrutura e no desempenho do avião. Já para verificar a carga da LiFePO , utilizou-se o medidor de bateria Buzzer 4
de 1-8 células, com apenas 12 gramas.
7.8
Procedimentos Experimentais
7.8.1
Bateria A fim de tomar conhecimento do tempo de duração que a bateria teria utilizando a máxima
potência do motor, foram realizados alguns experimentos práticos apenas para fins qualitativos, de maneira a se verificar a teoria. Construiu-se uma bancada de testes, em que foi preciso enumerar antes suas características essenciais. São elas: i.
Espaço para hélice poder girar;
ii.
Peso e formato para manter a bancada sempre estável;
iii.
Espaço livre para o escoamento de ar;
iv.
Visibilidade dos dados a serem estudados.
Em seguida, fixou-se o motor na bancada, Figura 11, e foi utilizado um cronômetro como ferramenta para auxiliar na medição de tempo em que a bateria suportaria se o motor tivesse atuando na sua potência máxima, Figura 12.
Figura 11 - Bancada de testes
Figura 12 - Cronometragem
O experimento foi satisfatório em atingir seus objetivos, sendo assim, foi possível confirmar os desempenhos calculados, como a possibilidade, em questões de tempo, do desenvolvimento de todo o percurso da competição. De acordo com os testes, utilizando o motor a potência máxima em 28
UNIVERSIDADE DE PERNAMBUCO – UPE ESCOLA POLITÉCNICA DE PERNAMBUCO – POLI tempo corrido, o tempo médio de duração da carga da bateria foi de 2 minutos e 40 segundos, correspondendo com os valores citados na Tabela 14. 7.8.2 Motor A mesma bancada de testes para a bateria foi utilizada para medir o empuxo máximo do motor, fixando o motor e acoplando uma balança. Em seguida, a maior preocupação era fazer com que a bancada coubesse em cima de uma balança sem que, mesmo com o motor ligado na potência máxima, houvesse desestabilidade do conjunto. A ideia foi colocar a bancada com o motor fixado nela em cima da balança, Figura 13, de forma que não prejudicasse o escoamento de ar, e medir o peso do conjunto (que premeditadamente não perderá o contato com a balança, mesmo estando o motor ligado em potência máxima); logo após foi ligado o motor (com a hélice acoplada nele) em potência máxima e foi medida a variação de peso registrada na balança. A hélice foi acoplada no motor de forma que ela jogasse o vento para cima fazendo com que o esforço sobre a balança aumentasse, Figura 14, pois assim a bancada fica mais estável na balança e daria um resultado mais preciso. A variação de peso registrada na balança é o empuxo máximo do motor.
Figura 13 - Motor desligado (2,934 kg)
Figura 14 - Motor ligado (4,305 kg)
O experimento também foi satisfatório, já que foi obtido um empuxo máximo do motor com, base na variação de peso registrada na balança, de 1,4 kg. Este empuxo está de acordo com as especificações técnicas esperadas, garantindo a conformidade do motor com as necessidades de projeto.
8. Estrutura O desenvolvimento estrutural do aeromodelo teve como meta a obtenção do menor peso possível em conjunto com fatores como: disponibilidade de matéria prima, custos e facilidade de ser 29
UNIVERSIDADE DE PERNAMBUCO – UPE ESCOLA POLITÉCNICA DE PERNAMBUCO – POLI trabalhado. Assim, com o limite máximo de peso em 4 kg, o projeto buscou a otimização da aeronave, dentro das possibilidades financeiras, atingindo uma carga total estimada de acordo com a Tabela 15. Tabela 15 - Componente vs. peso
Estrutura Mecânica
Componentes Eletrônicos
Componente Asa Profundor Nariz Trem de pouso Hélice Eixo estrutural Entelagem Componentes estruturais Compartimento de cargas Carga paga Servos Receptor Bateria do motor Bateria dos servos Motor Voltwatch
Total
Peso [g] 180 85 65 80 30 171 120 100 200 2280 88 5 190 90 130 18 3835
9. Projeto O projeto físico da aeronave foi todo desenvolvido, primeiramente, usando o software Solidworks
®
de modo a simular toda a montagem da aeronave e verificar possíveis interferências,
peso (apesar de não haver todos os materiais e suas propriedades) e resistência mecânica de componentes estruturais como nervuras, longarinas e empenagem. Desenvolveu-se, também, um software para auxiliar no cálculo de padrões aerodinâmicos, de modo a facilitar as interações durante o projeto analítico. Em adição a simulação estrutural, desenvolveu-se a simulação aerodinâmica, a fim de testar os resultados analíticos através da simulação computacional.
10. Diagrama V-n de manobra de rajada
A determinação do envelope de vôo em função dos respectivos fatores de carga é um importante recurso para o dimensionamento mecânico dos componentes estruturais de uma aeronave. Para o correto dimensionamento, utiliza-se o diagrama V-n para a análise de esforços e obter os fatores de
30
UNIVERSIDADE DE PERNAMBUCO – UPE ESCOLA POLITÉCNICA DE PERNAMBUCO – POLI carga durante o vôo. O fator de carga limite depende da categoria da aeronave, (Raymer, 1992) sugere os valores de n mostrados na Tabela 16:
Tabela 16 - Fatores de carga em função da categoria do avião
Categoria do avião Pequeno porte Acrobático Transporte civil Caças militares
npos 2,5 ≤ n ≤ 3,8
nneg -1 ≤ n ≤ -1,5
6
-3
3≤n≤4 6,5 ≤ n ≤ 9
-1 ≤ n ≤ -2 -3≤ n ≤ -6
Levando em conta um aeromodelo, a categoria que mais se adequaria ao projeto seria a de um avião de pequeno porte. Assim, foram definidos como fatores de carga limite positivo e negativo, respectivamente npos = 3,2 e nneg = -1,2. Como prática de segurança, foi determinado que nult = 1,5.nlim. As velocidades de projeto são mostradas na Tabela 17:
Tabela 17 – Condições para a determinação de velocidades
Condição 1
Condição 2
Velocidade de cruzeiro (VC) Velocidade nunca excedida em mergulho (VD) Velocidade de manobra (Va)
11. Trem de pouso Levando em conta as condições de projeto aerodinâmico, montagem e estabilidade, foi escolhido o arranjo triciclo com trem de pouso de nariz. Neste arranjo, um par de rodas fica próximo ao centro de gravidade da aeronave e outra próximo ao nariz. Tendo em vista que um trem de pouso deve ter como principais características: i.
Amortecedor do choque durante o pouso;
ii.
Resistências à rolagem durante a aceleração desprezível;
iii.
Reduzida oscilação horizontal durante a decolagem;
iv.
Baixo peso
31
UNIVERSIDADE DE PERNAMBUCO – UPE ESCOLA POLITÉCNICA DE PERNAMBUCO – POLI Para o dimensionamento do trem de pouso, foi utilizado o fluxograma abaixo para guiar a metodologia de projeto: Seleção da configuração do trem de pouso
Fixo ou Retrátil
Determinar o peso do trem de pouso
Determinar a distância do eixo principal ao centro de gravidade
Determinar a distância entre eixos (b)
Determinar a distância da trilha - Bitola (T)
Determinas a carga em cada eixo
O trem de pouso satisfaz as
Não
necessidades de projeto?
Sim Projetar/determinar mecânica de funcionamento, sistema de amortecimento etc
Otimização 32
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11.1
Posicionamento do trem de pouso Seguindo a ordem do fluxograma, foi definido um trem de pouso tricículo com o trem de
pouso de nariz fixo. O peso estimado do trem de pouso de nariz somado ao eixo principal é de 80 g. Após a definição do peso do trem de pouso, estipulou-se uma distância de 80 mm do eixo principal para o centro de gravidade do avião, de modo que o avião não toque a cauda o ângulo B deve ser maior que o ângulo de estol da aeronave e B < C, onde C = 19,79º e B (Figura). A distância entre eixos (b) foi definida como 0,3 m.
Figura 15 - Ângulo C
11.2
Controle no chão Para o controle do avião no chão, a trilha do avião deve ser suficiente para que o avião na
gire sobre seu eixo axial devido à ação da força centrípeta. Assim, levando em conta a análise do momento em torno do eixo em contato com o chão:
Onde: W = peso total do avião [N]; Yot = metade da trilha [m]; Fc = força centrípeta [N] e Hcg = altura do centro de gravidade [m]. Logo, levando em conta uma velocidade máxima de taxi 13 m/s e raio de giro de 30 m, tem-se que Yot = 0,109 m. Dessa forma, tem-se que a distância de trilha (T) é de 0,218 m. Levando o 33
UNIVERSIDADE DE PERNAMBUCO – UPE ESCOLA POLITÉCNICA DE PERNAMBUCO – POLI esquema representado na Figura 16, o trem de pouso foi construído com T = 0,236 m de modo a conferir uma margem de segurança.
Figura 16 - Parâmetros geométricos do trem de pouso
11.3
Estabilidade no chão Para a estabilidade no chão, deve-se vencer o efeito que as rajadas de vento geram sobre a
fuselagem do avião. A pior condição é quando o vento bate perpendicularmente à lateral da aeronave. A força causada pelo vento cruzado gera um momento que tende a capotar o avião em torno de seu eixo axial. Esta força pode ser modelada como uma arrasto e é calculada de acordo com a eq.02.
Onde: = densidade do ar [kg/m³]; Vw = velocidade do vento [m/s]; As = área lateral do avião [m²] e Cds = coeficiente de arrasto lateral [-]. O coeficiente de arrasto lateral está definido na literatura na faixa de 0,3 a 0,8. Considerando uma velocidade do vento de 5 m/s razoável e que Cds = 0,5, tem-se que a força lateral é de
. Tomando o momento em torno de uma das rodas do trem de pouso
lateral, tem-se que:
Assim,
. Onde a condição
. Para o comprimento de T = 0,236 m esta
condição é atendida, garantindo a estabilidade do avião no chão.
34
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Figura 17 - Representação da área lateral do avião
11.4
Cargas para pouso em três rodas Para a determinação das cargas de pouso, alguns critérios foram adotados conforme a FAR-
PART 23, sendo eles:
Tabela 18 – Condições dinâmicas para dimensionamento do trem de pouso
Parâmetros
Equações
A velocidade vertical durante o pouso A altura de queda da aeronave Fator de carga de vertical Força de sustentação durante o pouso Fator de carga no solo
Para o dimensionamento do trem de pouso, três situações de carregamento podem ocorrer:
i.
Pouso realizado sobre três rodas com 15% da carga atuando no nariz
ii.
Pouso sobre as duas rodas do trem principal;
iii.
Pouso em uma das rodas do trem principal.
Como a condição mais crítica é a iii, esta foi tomada como base para o dimensionamento do trem de pouso. Dessa forma, tomando o fator de carga vertical como n = 2,67, com respectivo fator 35
UNIVERSIDADE DE PERNAMBUCO – UPE ESCOLA POLITÉCNICA DE PERNAMBUCO – POLI de carga horizontal em 40% de n, tem-se que nh = 1,07. Assim, os resultados dos esforços nos eixos para o dimensionamento do trem de pouso podem ser vistos na Tabela 19.
Tabela 19 - Situações possíveis para contato das rodas durante o pouso
Situação Três rodas Duas rodas Uma roda
Esquerda Vertical Horizontal 20,16 N 8,08 N 52,38 N 20,99 N 104,77 N 41,98 N
Direita Vertical Horizontal 20,16 N 8,08 N 52,38 N 20,99 N -
Vertical 64,45 -
Nariz Horizontal 25,83 N -
Adotando o a situação mais crítica, pouso sobre uma roda do trem de pouso principal, o resultado da simulação computacional usando o software SolidWorks® forneceu como resultado as tensões mostradas na Figura 18.
Figura 18 - Simulação de esforços durante o pouso
Testando o pouso com três rodas para o trem de pouso do nariz, considerando um coeficiente de segurança igual a dois, observa-se que a haste superior necessita de uma atenção especial, entretanto, a análise de esforços mostra que o escoamento não é atingindo durante o pouso sob as condições especificadas.
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Figura 19 - Simulação de esforços no trem de pouso de nariz
Como mostrado na Figura 19, as tensões obtidas para o trem de pouso de nariz, considerando o material como alumínio, por suas características mecânicas e propriedades físicas, mostra que o trem de pouso não atinge o escoamento sob as condições de contorno impostas pelo projeto, apresentando um c.s = 3,7.
12. Fuselagem e compartimento de caras O compartimento de cargas foi projetado visando a compactação da carga em camadas semelhantes ao encontrado no empacotamento hexagonal simples, como ilustrado na Figura 20. Dessa forma, mesmo possuindo um fator de empacotamento, pela estrutura desejada, seria necessário apenas seis camadas com sete bolas cada, conforme a Figura 21, necessitando assim de um compartimento de cargas com 390 mm.
Figura 20 - Estrutura cristalina hexagonal simples
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Contudo, com o objetivo de levar o menor tempo possível, foi possível detectar que a organização desejada das bolas seria um processo ineficiente. Assim, foram feitos testes (Figura 22) simulando o carregamento do compartimento de cargas e, assim, pôde-se observar que um compartimento de 450 mm seria o ideal para compensar o arranjo aleatório das bolas.
Figura 21 - Configuração esquemática do compartimento de cargas
Figura 22 - Simulação de carregamento do compartimento de cargas
13. Asa A asa do avião foi construída com sua longarina em madeira balsa, nas dimensões de 1300 x 20 x 10 mm. A asa foi submetida a uma distribuição de pressão uniforme de modo a submetê-la a condições críticas, principalmente aumentando o momento fletor atuante em sua base, como pode ser observado na Figura 23.
Figura 23 - Simulação de esforços na longarina
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Para testar sua integridade real, foram feitos testes de carga, submetendo a longarina a um carregamento equivalente ao peso da carga paga e componentes eletrônicos (2,8 kg) (Figura 24).
Figura 24 - Teste de carregamento da longarina
14. Conclusão O projeto se mostrou como uma ferramenta de extrema importância para a prática de engenharia dentro da universidade. Além de lidar com um problema técnico, os participantes tiveram que lidar com questões financeiras, logísticas e burocráticas, além de ter que trabalhar em equipe em torno de um objetivo comum. Por ser o primeiro ano da equipe na competição SAE Brasil Aerodesign, vários fatores limitaram o trabalho e o desenvolvimento de um projeto com todas as características desejadas. Dentre os principais problemas encontrados pela equipe, a questão financeira foi o maior gargalo produtivo, já que praticamente todo o material utilizado para a construção da aeronave foi adquirido através da verba interna da equipe. Outro problema foi a burocracia, que atrasou o cronograma de trabalho em um mês. A falta de experiência na competição e no manuseamento das ferramentas de trabalho também interferiu na velocidade de trabalho. Contudo, apesar de todos os desafios enfrentados, o saldo do trabalho realizado ao longo do ano de 2014 é extremamente positivo devido a todo conhecimento utilizado e aprendido no desenvolvimento prático de um aeromodelo, além do ambiente de trabalho formado por participantes dos mais diversos ramos da engenharia que se mostrou extremamente prolífico. 39
UNIVERSIDADE DE PERNAMBUCO – UPE ESCOLA POLITÉCNICA DE PERNAMBUCO – POLI Como consideração final, vale ressaltar que o maior objetivo da criação da equipe foi atingido: o de instigar os estudantes de engenharia, desde o início do curso, a trabalharem em projetos reais de modo e lidar com os problemas práticos e simular um ambiente de trabalho onde a inventividade deve ser usada para lidar com a falta de recursos físicos e financeiro, atividade pela qual o profissional de engenharia será constantemente requisitado.
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15. Referências Bibliográficas 1 ABBOTT, I. H.; DOENHOFF, A. E. V. (1949). Theory of Wing Sections. 180 Vatick Street, New York, N.Y. 10014: Pan American, 1959. 2 ANDERSON, J, D. Aircraft performance and design, McGraw-Hill, New York, 1999. 3 ANDERSON, J. D. Jr. (1984). Fundamentals of Aerodynamics. 5ª Edição. 1221 Avenue of the Americas, New York, N.Y. 10020: McGraw-Hill, 2011. 4 ANDERSON, J. D. Jr. (1989). Introduction to Flight. 7ª Edição. 1221 Avenue of the Americas, New York, N.Y. 10020: McGraw-Hill, 2012. 5 ANDERSON, J. D., Introduction to Flight, 5th ed. United States: McGraw-Hill College, 2005. 6 European Aviation Safety Agency Certification Specification for Very Light Aircraft.CS-VLA, USA. [s.n.]. 7 FEDERAL AVIATION REGULATIONS, Part 23 Airwothiness standarts: normal, utility, acrobatic, and commuter category airplanes, USA. 8 MEGSON, T. H. G. (1988). An Introduction to Aircraft Structural Analysis. 4ª Edição. 30 Corporate Drive, Suite 400, Burlington, MA 01803, USA: Butterworth-Heinemann. 2007. 9 RAYMER, D. P. (1989). Aircraft Design: A conceptual Approach. 370 L’Enfant Promenade, S.W., Washington , D.C.20024: American Institute of Aeronautics, Inc. 10 RAYMER, D. P. (2002). Simplified Aircraft Design for Homebuilders. Design Dimension Press. 11 RAYMER, D. P. Aircraft Design: A Conceptual Approach. Washington: American Institute of Aeronautics and Astronautics, 1992. 12 ROSKAM. JAN, Airplane aerodynamics and performance, DARcorporation, University of Kansas, 1997.
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