2° Relatório

7/21/2019 2° Relatório

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Universidade Estadual do Oeste do Paraná – UNIOESTE

AeroDesign

Jhennyfer Caroline da Silva

Análise de Estabilidade Longitudinal Estática

Foz do Iguaçu – PR

Maio/2015



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SUMÁRIO

LISTA DE SÍMBOLOS 3

LISTA DE EQUAÇÕES 5

LISTA DE FIGURAS 6

1. Introdução 7

2. Análise de Estabilidade 8

3.

Cálculos para verificar a condição de estabilidade da aeronave 13

4. Conclusão 21

5. Referências Bibliográficas 22



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LISTA DE SÍMBOLOS

= Ângulo de ataque geométrico;

= Ângulo de ataque geométrico para sustentação nula na asa;

= Ângulo de ataque geométrico para a aeronave;

c = Corda média aerodinâmica;

= Coeficiente de momento em torno da empenagem;

= Coeficiente de momento em torno da aeronave completa;

= Coeficiente de momento em torno da asa;

= Coeficiente de momento em torno do centro aerodinâmico;

= Coeficiente de momento em torno da aeronave para ângulo de ataque nulo;

= Coeficiente de momento em torno da empenagem para ângulo de ataque nulo;

= Coeficiente de momento em torno da fuselagem para ângulo de ataque nulo;

= Coeficiente de momento em torno da asa para ângulo de ataque nulo;

= Coeficiente angular da curva do momento gerado em torno da empenagem;

= Coeficiente angular da curva do momento gerado em torno da asa;

= Coeficiente angular da curva do momento gerado em torno da fuselagem;

= Coeficiente angular da curva do momento gerado em torno da aeronave;

= Coeficiente de sustentação gerado em torno da empenagem;

= Coeficiente de sustentação gerado em torno da asa;

= Coeficiente de momento em torno da fuselagem para ângulo de ataque nulo;

= Centro de gravidade da aeronave;

= Centro aerodinâmico da asa;

= Posição do centro de gravidade na corda da asa;

= Posição do ponto neutro na corda da asa;

= Ângulo de incidência da fuselagem;



4

= Ângulo de incidência da asa;

= Ângulo de incidência da empenagem;

= Ângulo de downwash para ângulo de ataque nulo;

η = Eficiência da cauda;

= Margem estática;

= Volume da empenagem vertical;

= Área da asa;

= Largura do corpo da fuselagem;



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LISTA DE EQUAÇÕES

1 – Coeficiente de momento gerado em torno da asa;

2 – Coeficiente de momento gerado em torno da empenagem;

3 – Coeficiente angular da curva do momento gerado em torno da empenagem;

4 – Coeficiente de momento para um ângulo de ataque nulo em torno da empenagem;

5 – Coeficiente de momento para um ângulo de ataque nulo em torno da fuselagem;

6 – Coeficiente angular da curva do momento gerado em torno da fuselagem;

7 – Coeficiente de momento gerado em torno da aeronave;

8 – Coeficiente de momento para um ângulo de ataque nulo em torno da aeronave;

9 - Coeficiente angular da curva do momento gerado em torno da aeronave;

10 – Posição do centro de gravidade em relação à corda da asa;

11 – Posição do ponto neutro em relação à corda da asa;

12 – Posição do ponto neutro em relação à corda da asa;

13 – Margem estática;



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LISTA DE FIGURAS

Figura 1: Gráfico do perfil 1 do estabilizador obtido através do software Profili;

Figura 2: Gráfico do perfil 2 do estabilizador obtido através do software Profili;

Figura 3: Posição do CG em função de uma porcentagem da corda na raiz da asa;

Figura 4: Análise do gráfico da contribuição de diversas partes da aeronave naestabilidade;



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1. Introdução

Pode-se entender por estabilidade a tendência de um objeto retornar a sua posição de equilíbrio após qualquer perturbação sofrida. Para uma aeronave possuir

estabilidade estática longitudinal, é preciso o auxilio de um momento restaurador quetende colocar a aeronave novamente em sua posição de equilíbrio após qualquer

perturbação.

Neste relatório o objetivo principal é demonstrar quais são os principais critériosque uma aeronave destinada a participar da competição AeroDesign deve atender, paragarantir a estabilidade longitudinal estática durante o voo.



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2. Análise de Estabilidade

2.1. Determinação dos Perfis

O perfil do estabilizador, assim como o do leme e o da asa, são necessários para gerar asustentação para a aeronave. O profundor necessita de um perfil que gere o menorarrasto possível e tenha a capacidade de estabilizar o momento gerado pela asa.

Na primeira etapa da análise, foram selecionados dois perfis, escolhidos de acordo comos resultados fornecidos pelo software Profili, sendo analisados criteriosamente,verificando-se os coeficientes de sustentação, arrasto e a relação entre os mesmos. Os

perfis selecionados são: NACA 0012 (perfil 1) e Eppler169 (perfil 2).

Ambos os perfis possuem baixa sustentação, devido a isso o arrasto gerado é mínimo,

contribuindo positivamente na estabilidade longitudinal estática da aeronave.

Figura 1: Gráfico do perfil 1 do estabilizador obtido através do software Profili.



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Figura 2: Gráfico do perfil 2 do estabilizador obtido através do software Profili.

2.2. Determinação do CG

Para a primeira análise é necessário saber onde se encontra o centro de gravidade (CG)da aeronave, tal fator é determinado através da soma dos momentos gerados em tornoda mesma divididos pelo peso total da mesma. Para isso, foi utilizado o auxílio doSoftware Matlab, não somente para esta parte da análise, mas para os cálculos deanálises de toda a aeronave.

A princípio, como não temos os pesos da aeronave de 2015, tomamos como base osresultados obtidos para a aeronave do ano anterior. Essas variáveis foramcuidadosamente colocadas no programa, de modo que, quando obtivermos o peso exato

de cada estrutura da aeronave será possível obter rapidamente novos resultados para aaeronave atual.

Através dessa parte da análise podemos obter também qual será a porcentagem do CG,variável que relaciona a diferença entre as distâncias do bordo de fuga da asa e o CG,em relação a linha de referência com a corda na raiz da asa, resultado em uma posiçãodo CG em uma porcentagem na corda.



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Figura 3: Posição do CG em função de uma porcentagem da corda na raiz da asa.

Em geral, as aeronaves que participam da competição, devem ter essa porcentagemcompreendida entre 20% e 35%, para que o avião possa ser estável e facilmente

controlado.2.3. Verificação da contribuição de cada componente da aeronave

na estabilidade estática longitudinal

Contribuição da asa: Primeiramente deve-se levar em consideração que a asa é asuperfície que gera o maior momento em torno da aeronave. Para avaliar suacontribuição é necessário que já sejam conhecidos os momentos gerados em cadacomponente do avião, além disso, deve-se considerar também o momento em torno docentro aerodinâmico da asa (CA). Após estas considerações, através de algumas

relações envolvendo o momento gerado pela asa, podemos concluir que a contribuiçãoda asa se dá através da análise da seguinte equação:

- (1)

Analisando a equação (1) é possível observar que para o coeficiente angular sernegativo e, portanto, contribuir positivamente para a estabilidade longitudinal estáticada aeronave, é necessário que o centro de gravidade esteja localizado a frente do centroaerodinâmico, porém, geralmente, em aeronaves convencionais não é isto que ocorre e,

portanto, a asa isolada se caracteriza por um componente desestabilizante na aeronave, e

daí a importância da presença da superfície horizontal da empenagem.

Contribuição da Empenagem: Basicamente, a contribuição da superfíciehorizontal da empenagem deve ser calculada de maneira precisa para se garantir ocorreto balanceamento da aeronave durante o vôo. A adição da empenagem na aeronavecontribui significativamente para a obtenção de um coeficiente de momento CM0 resultante da aeronave positivo, esta condição pode ser obtida através do ajuste doângulo de incidência do estabilizador horizontal it.



11

Onde,

– (4)

Importante salientar que quando o estabilizador é montado com um ângulonegativo em relação a linha de referência da fuselagem, este contribui de maneira

positiva para a obtenção de um CM0 positivo para a aeronave e um Cmα negativo o quegarante a estabilidade longitudinal estática.

Contribuição da Fuselagem: A fuselagem consiste em um compartimentoutilizado para levar cargas no voo; deve ser projetada com as menores dimensões

possíveis, pois desse modo é possível se reduzir o arrasto parasita do avião e também o peso estrutural.

Para a determinação do coeficiente de momento da fuselagem na condição deângulo de ataque nulo utilizamos a seguinte equação:

∫

( )

E para determinar o coeficiente de momento da fuselagem para qualquer ângulode ataque utilizamos a equação abaixo:

∫

Devido ao fato da fuselagem não possuir um formato aerodinâmico, suacontribuição para a estabilidade é negativa, com isso o Cmαf, que para uma condiçãoestável deve ser negativo, tona-se positivo. No entanto, a empenagem é suficiente paraque essa instabilidade seja compensada, criando um momento restaurador em torno daaeronave, fazendo com que essa contribuição negativa não influencie na estabilidade

estática longitudinal da aeronave.

2.4. Estabilidade longitudinal estática da aeronave completa

Após analisar a contribuição na estabilidade de cada elemento, podemos entãoverificar a estabilidade longitudinal estática completa da aeronave através da equaçãofundamental do momento de arfagem ao redor do CG da aeronave.

Onde,



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Para se garantir a estabilidade longitudinal estática

sendo

CM0a > 0, após a análise da curva CMCGa podemos determinar qual o ângulo de ataquenecessário para se trimar a aeronave αtrim, este representa o ângulo necessário para semanter a aeronave em condições de equilíbrio estático (Σ MCG = 0) quando livre dequalquer perturbação.

2.5. Determinação do ponto neutro

Uma aeronave possuirá estabilidade estática longitudinal estática enquanto ocentro de gravidade estiver localizado antes da posição do ponto neutro. As notaçõeshCG e hPN são utilizadas para indicar a posição em relação à corda média aerodinâmica,

sendo assim, temos:

Portanto, o ponto neutro de uma aeronave é definido como o ponto após o CG

no qual a empenagem ainda consegue manter o equilíbrio da aeronave, podendo sercalculado através da seguinte equação.

[

]

2.6. Determinação da margem estática (ME)

A margem estática (ME) representa a distância entre o ponto neutro e o CG da

aeronave, e pode ser determinada analiticamente a partir da seguinte equação:

Basicamente, a margem estática representa uma medida direta de estabilidadelongitudinal estática de uma aeronave e como forma de se atender os critérios CM0a > 0e CMαa < 0, a margem estática deve ser sempre positiva, indicando que o CG está

posicionado antes do ponto neutro.

Bons resultados para margem estática estão compreendidos entre 10% e 20%, pois assim, garante-se que a aeronave possui bons resultados quanto a manobrabilidadee a estabilidade.



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3. Cálculos para verificar a condição de estabilidade da aeronave

3.1. Código desenvolvido no software Matlab

%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% % PROGRAMA ESTABILIDADE - Dimensionamento Estabilizador % %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%

clear all clc time = cputime;

%----------------------------------------------------- %Constantes Utilizadas durante a programação

%pesos em Newton(N), utilizamos dados do aero 2014. diametrobolas= 0.065; ro1=1.225;d_motor = 0.03; p_motor = 0.637; d_bico = 0.05; p_bico = 0.001; d_eletronicos = 0.1; p_eletronicos = 2.4525; d_asa = 0.042; p_asa = 1.96; d_fuselagem = 0.42;

p_fuselagem = 1.274+27.46614; p_empenagem = 0.6;d_leme = 0.85; p_leme = 0.49; xw = (0.225:0.02:0.525); N = 1;it = 0; Swet=5.4;bolas=43;massa_vazio=0.7;e=0.988; ro2=1.100; %densidade de SJC Cf= 0.0055;g=9.81;

viscosidade_dinamica_do_ar = 1.7894*0.00001; mi=0.1;k=0; q=0; contador=0;

%%%%%%%% INÍCIO DOS CÁLCULOS %%%%%%%%%% ARQUIVO_ESTABILIDADE= xlsread('TABELAESTABILIDADE.xlsx'); ARQUIVO_ASA= xlsread('TABELAASA.xlsx'); ARQUIVO_MOTOR= xlsread('TABELAMOTORES.xlsx'); for aux_11=2:2

%ARQUIVO_MOTORTESTE=xlsread('TABELASMOTORESTESTE.xlsx'); % importeias tabelas de motor



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vet_Td=ARQUIVO_MOTOR(:,aux_11); vet_vel=ARQUIVO_MOTOR(:,1);

vet_alfa = ARQUIVO_ASA(:,1);

vet_bw = ARQUIVO_ASA(:,2);

vet_bt = ARQUIVO_ESTABILIDADE(:,2);

vet_Tr1=ARQUIVO_MOTOR(:,2);

Peso_Carga_Util=(bolas*57/1000)*g; Peso_Vazio= massa_vazio*g; Peso_Total=34.88064; e0=0.75*e;

%%%%%% INÍCIO DAS INTERAÇÔES %%%%%%%%%

cont_2 =2;

for aux_1 = 1:10; %%% Abrindo o local do armazenamento de resultados fn = ['resultados' num2str(aux_1) 'txt']; fid = fopen(fn, 'wt'); cont_2 = cont_2 + 1; cw = ARQUIVO_ASA(1,cont_2); vet_Sw = cw.*vet_bw; fprintf(fid, 'CORDA ASA: %f\n', cw);

for aux_2 = 1:2;

cont_2 = cont_2 + 1; vet_clw = ARQUIVO_ASA(:,cont_2); cont_2 = cont_2 + 1;

vet_cdw = ARQUIVO_ASA(:,cont_2); cont_2 = cont_2 + 2; vet_cmw = ARQUIVO_ASA(:,cont_2);

Cmac = ((vet_cmw(10)-vet_cmw(1))/(vet_alfa(10)-vet_alfa(1)));

a0graus=(vet_clw(11)-vet_clw(5))/(vet_alfa(11)-vet_alfa(5));alfa_clzero=-(vet_clw(1))/(a0graus); clwmax=max(vet_clw); vet_AR=vet_bw./cw; vet_a=(a0graus)./(1.+(57.3*a0graus./(pi*e.*vet_AR))); vet_k=1./(pi*e0.*vet_AR); vet_Cd0=(Swet./vet_Sw).*Cf;

for aux_3=1:length(vet_bw);

vet_CL=vet_a(aux_3).*(vet_alfa-alfa_clzero); vet_Cd=(vet_CL.^2).*vet_k(aux_3); vet_CD=vet_Cd0(aux_3)+vet_Cd; CL_alfazero = vet_CL(1);

porcentagem=vet_a(aux_3)*100/a0graus; CLMAX=(porcentagem/100)*clwmax; velestol=sqrt((2*Peso_Total)/(ro2*(vet_Sw(aux_3))*CLMAX)); vlo=1.2*velestol;

CLlo=(pi*e0*vet_AR(aux_3)*mi)/2;



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iw=(CLlo-CL_alfazero)/vet_a(aux_3); Llo=(0.5*ro2*((0.7*vlo)^2)*vet_Sw(aux_3)*CLlo);

Dlo=(0.5*ro2*((0.7*vlo)^2)*vet_Sw(aux_3)*(vet_Cd0(aux_3)+(vet_k(aux_3)*(CLlo^2))));

aux_10=round((vlo*0.7));

Tdlo=vet_Tr1(aux_10);

Slo=(1.44*((Peso_Total)^2))/(g*ro2*vet_Sw(aux_3)*CLMAX*(Tdlo-(Dlo+(mi*(Peso_Total-Llo)))));

if ((Slo>20)&&(Slo<70));

E = (2*vet_CL.*57.3)./(pi*(vet_bw(aux_3)/cw));dEda = (2*a0graus.*57.3)./(pi*(vet_bw(aux_3)/cw));

Eo = (2*vet_CL(1)*57.3)./(pi*(vet_bw(aux_3)/cw)); cont_1 = 2; for aux_4 = 1:4;

cont_1 = cont_1 + 1; ct = ARQUIVO_ESTABILIDADE(1, cont_1); St = ct.*vet_bt;

for aux_5 = 1:3;

cont_1 = cont_1 + 1; vet_clt = ARQUIVO_ESTABILIDADE(:,cont_1); cont_1 = cont_1 + 1; vet_cdt = ARQUIVO_ESTABILIDADE(:,cont_1); cont_1 = cont_1 + 1; vet_cmt = ARQUIVO_ESTABILIDADE(:,cont_1);

Clat = (vet_clt(20)-vet_clt(1))/(vet_alfa(20)-vet_alfa(1)); %aqui

Vol = (0.35:0.05:0.5); for aux_6 = 1:length(Vol); for aux_8 = 1:length(St);

at = Clat/(1+((57.3*Clat)/(pi*e*(vet_bt(aux_8)/ct)))); %aqui %%% Análise da contribuição da empenagem %%%%%% Cm0t = N*Vol(aux_6)*at*(Eo + iw - it);Cmat = -N*Vol(aux_6)*at*(1-dEda); Cmcgt = Cm0t + Cmat.*vet_alfa; %_________________________________________ end;

lt = (Vol(aux_6)*vet_Sw(aux_3)*cw)/St(aux_8); if lt>0.6 %%%%%% Cálculo do CG; %%%%%%% for aux_7 = 1: length(xw);

d_l = lt+xw(aux_7) + (0.25*cw)-0.1; contador = contador + 1;

[x_cg, p_total, porcentagem_cg] = Aux_CG(d_motor,p_motor,d_bico, p_bico, d_eletronicos, p_eletronicos,



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xw(aux_7)+(0.25*cw), p_asa, d_fuselagem, p_fuselagem, lt+xw(aux_7) +(0.25*cw), p_empenagem,d_l, p_leme, xw(aux_7), cw); if ((porcentagem_cg>=0.2)&&(porcentagem_cg<=0.35));

x_ac = (0.25.*cw) + xw(aux_7);y = (x_cg - x_ac)/cw;

%%% Análise da contribuição da asa %%%%%%Cm0w = Cmac + vet_CL(1)*y; Cmaw = vet_a(aux_3)*y; Cmcgw = Cm0w + Cmaw.*vet_alfa;

%_________________________________________ end;

%Análise Fuselagem - valores pré-supostos poderá ser analisada somente %quando finalizarmos o projeto geral.

alfa_cl0 = -(vet_CL(1)/vet_a(aux_3)); aux = (xw(aux_7)+(0.25*cw)+lt-0.75);

%%% Análise da contribuição da asa %%%%%%Cm0f1 =

(0.83/(36.5*vet_Sw(aux_3)*cw))*0.13*0.13*alfa_cl0*0.65; Cm0f2 =

(0.87/(36.5*vet_Sw(aux_3)*cw))*0.095*0.095*(alfa_cl0 +(atan(0.13/aux)))*aux;

Cm0f = Cm0f1 + Cm0f2; Cmaf1 =

(1/(36.5*vet_Sw(aux_3)*cw))*0.13*0.13*1.5*0.1; Cmaf2 =

(1/(36.5*vet_Sw(aux_3)*cw))*0.13*0.13*3*xw(aux_7); Cmaf3 =

(1/(36.5*vet_Sw(aux_3)*cw))*0.13*0.13*1.2*(xw(aux_7)+(0.25*cw)+lt-0.75+cw);

Cmaf = Cmaf1 + Cmaf2 + Cmaf3; Cmcgf = Cm0f + Cmaf.*vet_alfa;

%_________________________________________end;

%#### ANÁLISE DA AERONAVE COMPLETA ############Cm0aero = Cm0w + Cm0t + Cm0f; Cmaaero = Cmaw + Cmat + Cmaf; Cmcgaero = Cm0aero + Cmaaero.*vet_alfa;

%_________________________________________

end;

%%% Verificação do ponto neutro e margem estática(ME)

x_np = cw*((x_ac/cw)-(Cmaf/at)+N*Vol(aux_6)*(at/vet_a(aux_3))*(1-dEda));

ME = ((x_np/cw) - (x_cg/cw));

alfatrim = -(Cm0aero/Cmaaero); Cltrim = CL_alfazero +

vet_a(aux_3)*alfatrim; Ltrim = Peso_Total;



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Vtrim =((2*Ltrim)/(ro1*vet_Sw(aux_3)*Cltrim))^(1/2);

if ((ME>=0.1)&&(ME<=0.2));

fprintf(fid,'\n'); fprintf(fid, ' Perfil Asa: %i\n', aux_2); fprintf(fid, ' Envergadura: %f\n', vet_bw(aux_3));fprintf(fid, ' Corda Estabilizador: %f\n', ct); fprintf(fid, ' Perfil Estabilizador: %i\n',

aux_5); fprintf(fid,' Envergadura Estabilizador: %f\n',

vet_bt(aux_8));fprintf(fid,' Volume: %f\n', Vol(aux_6)); fprintf(fid,' ângulo de incidência da asa:

%f\n', iw); fprintf(fid,' Distância CG até CA: %f\n', lt); fprintf(fid,' Cm0t: %f\n',Cm0t); fprintf(fid,' Cmat: %f\n',Cmat); fprintf(fid,' Cm0w: %f\n', Cm0w); fprintf(fid,' Cmaw: %f\n',Cmaw); fprintf(fid,' Cm0f: %f\n',Cm0f); fprintf(fid,' Cmaf: %f\n',Cmaf); fprintf(fid,' CG: %f\n',x_cg); fprintf(fid,' Peso(N): %f\n',p_total); fprintf(fid,' Porcentagem:

%f\n',porcentagem_cg); fprintf(fid,' Cm0 (Aeronave completa -

positivo): %f\n',Cm0aero); fprintf(fid,' Cma (Aeronave Completa -

negativo): %f\n',Cmaaero); fprintf(fid,' Angulo de trimagem:

%f\n',alfatrim); fprintf(fid,' Velocidade de trimagem:

%f\n',Vtrim); fprintf(fid,' Margem Estática: %f\n', ME); fprintf(fid,' Comprimento de pista: %f\n',Slo);

end;end; end; end;end; end; end; end; end; end; end; fclose(fid); end; end; cputime = time;

3.2. Análise do código desenvolvido



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O código desenvolvido no software Matlab gera um arquivo .txt para cadacombinação possível de aeronave, essas combinações estão sendo filtradas e analisadascriteriosamente para verificar os critérios de estabilidade. As curvas do momento geradoem torno da aeronave e de cada componente da aeronave serão reproduzidas nosoftware Origin, esse software será uma das ferramentas utilizadas para facilitar a

análise das curvas geradas pelo código.

3.3. Análise dos resultados

Cada vez que o código é compilado pelo programa, obtemos um banco de dados daseguinte forma em um arquivo .txt.

CORDA ASA: 0.230000Perfil Asa: 1

Envergadura: 1.735000Corda Estabilizador: 0.120000

Perfil Estabilizador: 3Envergadura Estabilizador: 0.540000Volume: 0.500000ângulo de incidência da asa: 0.509553Distância CG até CA: 0.708191Cm0t: 0.151443Cmat: -0.016939Cm0w: -0.039475Cmaw: -0.003953

Cm0f: -0.036913Cmaf: 0.009978CG: 0.411312Peso(N): 34.880640Porcentagem: 0.201356Cm0 (Aeronave completa - positivo): 0.075055Cma (Aeronave Completa - negativo): -0.010914Angulo de trimagem: 6.877093Velocidade de trimagem: 10.112666

Margem Estática: 0.107030Comprimento de pista: 32.444158

Através desses resultados poderemos analisar se a combinação dos perfis asa eempenagem, corda e envergaduras são suficientes para propiciar um voo reto e niveado.

Analisando os resultados obtidos para esta configuração de aeronave, pode-severificar que apesar de possuir resultados aceitáveis para porcentagem do CG e ME,talvez não seja a melhor opção, por diversos fatores, como por exemplo, o comprimento

de pista que a aeronave irá percorrer até o momento da decolagem sendo de apenas32m, enquanto o recomendado pela competição é 70m.



19

Vale ressaltar que o código ainda está em desenvolvimento, pois o objetivo finalda equipe é montar um único código para todos os subsistemas da aeronave.

3.4. Análise dos gráficos

Os gráficos para a análise dos resultados serão gerados com o auxílio dosoftware Matlab.

Figura 4: Análise do gráfico da contribuição de diversas partes da aeronave na

estabilidade;

Para essa configuração de aeronave concluímos que a contribuição daempenagem é alta, no entanto, devido à contribuição da asa e da fuselagem oscoeficientes de momentos gerados em torno da aeronave não contribuemsignificativamente para garantir um voo reto e nivelado, pois seu coeficiente angular émuito menor do que o necessário para se trimar a aeronave com mais facilidade quandohouver a deflexão do profundor.

No caso acima verificamos também que o ângulo de trimagem da aeronave érelativamente alto, e por esse motivo a aeronave não terá uma velocidade aceitáveldentro das condições de estabilidade.

3.5. Exatidão das informações obtidas através da programação

Atualmente a equipe está trabalhando no final do desenvolvimento do código, possivelmente ainda há erros no código atual, no entanto, através de muito esforço etrabalho em equipe estamos verificando cada linha do código para que não haja

falhas. A próxima etapa será composta pela comprovação dos cálculos



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desenvolvidos no código através de cálculos manuais de diversas configuraçõesaleatórias.



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4. Conclusão

Através do trabalho desenvolvido até o momento, pode-se concluir que aestabilidade de modo geral é um fator decisivo para a finalização do projeto de uma

aeronave. E também que as verificações do momento gerado em torno de cadacomponente do avião são de fundamental importância para uma análise adequadadas características de estabilidade de uma aeronave.



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5. Referências Bibliográficas

1 - RAYMER D. P. Aircraft Design: A conceptual Approach. Washington: AmericanInstitute of Aeronautics and Astronautics, Inc., 1992. 745 p.

2 – NELSON, ROBERT. C., Flight Stability and Automatic Control, 2ª Ed,McGraw-Hill, Inc. New York 1998.

3 – MIRANDA L. E. Fundamentos da Engenharia Aeronáutica Aplicações aoProjeto AeroDesign. 1. ed rev. – Instituto Federal de Educação, Ciência e Tecnologiade São Paulo, São Paulo, 2011.

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