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Desenvolvimento de um Veculo Areo No Tripulado
Aplicado Captura de Imagens
Tiago Barrence Crepaldi
Universidade Presbiteriana Mackenzie
Rua Itamb, 45 Prdio 6 - Higienpolis
01239-902 - So Paulo - Brasil
Leonardo Rodrigues da Silva
Universidade Presbiteriana Mackenzie
Rua Itamb, 45 Prdio 6 - Higienpolis
01239-902 - So Paulo - Brasil
Marco Raposo Righi
Universidade Presbiteriana Mackenzie
Rua Itamb, 45 Prdio 6 - Higienpolis
01239-902 - So Paulo - Brasil
Eduardo Sagae Ferreira Ramos
Universidade Presbiteriana Mackenzie
Rua Itamb, 45 Prdio 6 - Higienpolis
01239-902 - So Paulo - Brasil
Marco Stipkovic Filho
Universidade Presbiteriana Mackenzie
Rua Itamb, 45 Prdio 6 - Higienpolis
01239-902 - So Paulo - Brasil
Resumo
Criados inicialmente para fins militares, os Veculos Areos No Tripulados
(VANTs) vem ganhando cada vez mais espao na esfera civil. Por esta razo o objetivo deste trabalho projetar e construir um VANT capaz de atender aos requisitos de uma misso de captura e transmisso de imagens. Para tanto, seguiu-se uma metodologia de
desenvolvimento de aeronaves, que permitiu a determinao das principais caractersticas do prottipo. A metodologia foi explicada no decorrer do trabalho,
apresentando todos os passos necessrios at a sua concluso. A construo do prottipo se deu com o objetivo de validar todos os clculos e estimativas feitas durante a metodologia, para posteriormente possibilitar a execuo do teste de voo. O teste
permitiu avaliar os aspectos e caractersticas de voo da aeronave, utilizando para tanto um sistema eletrnico de captura e transmisso de imagens em tempo real.
Palavras-chave: Veculo Areo No Tripulado (VANT). Metodologia de Projeto. Captura de imagem.
Abstract
Created initially for military proposes, the Unmanned Aerial Vehicles (UAV) are conquering more and more space in the civil sphere. For this reason, the objective of
this work is to design and build an UAV capable of meeting the requirements of a mission to capture and transmit images. There was a development methodology aircraft,
which allowed the determination of the main features of the prototype. The methodology is explained in this work, presenting all the necessary steps to completion of the project. The construction of the prototype was make in order to validate all
calculations and estimates made during the methodology, to further facilitate the implementation of the flight test. The test allowed evaluating the aspects and flight
characteristics of the aircraft, using both an electronic system for capturing and transmitting images in real time.
Keywords: Unmanned Aerial Vehicle (UAV). Project Methodology. Image capture.
1 INTRODUO
VANT (Veculo Areo No Tripulado), traduo da sigla americana UAV (Unmanned Aerial Vehicle), o termo genrico utilizado desde meados de 1990, a fim
de descrever aeronaves que no necessitam de pilotos embarcados para serem guiadas, empregados nas mais diversas atividades, podendo-se citar como exemplo as reas de vigilncia ambiental, segurana, monitoramento e comunicao. Em virtude disso, o
presente documento tem o objetivo de descrever os passos dados na elaborao de um VANT aplicado a captura de imagens, seguindo para tanto uma metodologia para
desenvolvimento de aeronaves.
2 METODOLOGIA APLICADA AO PROJETO
A metodologia seguida, intitulado Desenvolvimento de Aeronaves Leves
Subsnicas, foi proposta por Barros (2001), que a fundamentou em outras j consagradas na indstria aeronutica, e agregou a mesma uma srie de inovaes e modificaes que a tornaram a mais indicada na elaborao de projetos de pequeno
porte, como o caso da aeronave proposta. Esta metodologia divide-se em quatro grupos principais (Requisitos e
Especificaes, Projeto Preliminar, Anteprojeto e Projeto Detalhado) e estes por sua vez, subdivide-se em diversas atividades (passos), que devem ser realizados de forma sequencial e sistemtica, a fim de se evitar o conflito de informaes ao longo do
projeto. Pelo fato desta metodologia tratar da elaborao de aeronaves tripuladas, torna-se
invivel a aplicao da mesma, de forma integral no desenvolvimento de um VANT, sendo necessria a adaptao de alguns de seus passos, a fim de mold-la de forma mais satisfatria e eficiente.
2.1 REQUISITOS E ESPECIFICAES
A primeira etapa de desenvolvimento do projeto tem o objetivo de definir uma
srie de informaes, que guiaram todas as decises tomadas ao longo do projeto. Nela
definiu-se a finalidade da aeronave, restringindo seu campo de atuao e funes, limitando a mesma : captura de imagens; operao em pistas de grama ou asfaltada;
perodo diurno e dias com condies climticas favorveis (boa iluminao natural, baixos ventos e rajadas). A seguir definiu-se a misso tpica da mesma, indicando suas fases de operao, tempos gastos e consumo mdio esperado, como pode ser observado
no Grfico 1 e na Tabela 1.
Grfico 1. Misso tpica
O Grfico 1 apresenta o perfil de misso desenvolvido para o prottipo, possuindo este, todas as etapas fundamentais de voo.
Tabela 1: Etapas da misso
Etapas Misso Tempo gasto
(min) Consumo esperado
(%)
1 Partida e taxiamento 0,12 0,9 2 Decolagem 0,15 1,1 3 Subida at a altitude de operao 2,00 14,9 4 Navegao 10,00 74,5 5 Descida normal 1,00 7,4 6 Pouso e trafego 0,15 1,1
Os ndices existentes no Grfico 1 correspondem as etapas de misso apresentadas na Tabela 1, onde possvel observar, que na Navegao (voo propriamente dito)
onde ocorre o maior consumo. Posteriormente estipulou-se o desempenho almejado, estabelecendo-se as metas
que deveriam ser alcanadas pelo projeto, sendo estas, hierarquizadas em ordem de
importncia, com o intuito de priorizar certas caractersticas. A Tabela 2 apresenta as metas definidas para o projeto desenvolvido.
Tabela 2: Desempenho almejado
Autonomia > 15 min Altitude mxima relativa > 300 m
Alcance mximo > 1,0 km Fator de carga limite +2,5; -1,0
Velocidade de estol < 40 km/h Distncia para pouso < 150 m
Velocidade de cruzeiro > 50 km/h Razo mxima de subida > 3,0 m/s
Distncia para decolagem < 100 m Velocidade nunca excedida < 110 km/h
A Tabela 2 mostra a importncia da autonomia, alcance mximo e baixas velocidades de operao para o projeto desenvolvido.
Em seguida, listaram-se as caractersticas mais gerais do projeto, com o intuito de
formar uma base de informaes que serviram de norteadores das decises tomadas. Desta lista, pode-se destacar: simplicidade construtiva; baixo tempo de construo;
baixo custo de produo; volume mnimo para transporte; praticidade de montagem e desmontagem; dentre outros.
Por fim escolheu-se a filosofia a ser seguida, denominada de soluo mnima,
indicando deste modo que todas as escolhas e decises ao longo do projeto visariam apenas os requisitos mnimos e necessrios para a operao da aeronave.
2.2 PROJETO PRELIMINAR
A segunda etapa rene atividades que buscam determinar as primeiras formas da aeronave, alm dos materiais empregados e os processos utilizados para a sua
construo. Sendo este, iniciado com a gerao de uma lista de prioridades, ordenada em funo da importncia na elaborao do projeto. A Tabela 3 mostra a lista elaborada para o projeto desenvolvido.
Tabela 3: Lista de prioridades do VANT
Facilidade Construtiva Ganhos de
Desempenho Facilidade de
Manuteno Facilidade de
Transporte
Trem de Pouso Fixo Asa reto trapezoidal e empenagens afiladas
Acessibilidade aos componentes internos
Asa e empenagens removveis
Simetria Bilateral Fuselagem com sees
curvilneas Organizao do layout interno
Mnimo volume
Componentes multifuncionais
Perfis com bordos de ataque e fuga
curvilneos
Facilidade de montagem e
desmontagem -
Perfis da asa e fuselagem fabricados
por corte a laser
Configuraes que minimizem o arrasto
de interferncias
Servo motores dispostos
externamente -
Projeto de peas para pr-montagem
Articulao de aileron embutida
- -
Minimizar nmero de processos de fabricao
Mnimo espao interno - -
Utilizao de materiais de fcil manufatura
Materiais de baixo peso especfico
- -
Utilizao de colas de secagem rpida
- - -
Aquisio de equipamentos
eletrnicos embarcados - - -
Peas com geometria simples
- - -
Montagem de peas de forma seriada
- - -
Asa inteiria - - -
A Tabela 3 mostra que o grupo Facilidade Construtiva foi priorizado em detrimento aos demais, apresentando um maior nmero de parmetros crticos que
influenciaram fortemente no desenvolvimento da aeronave. Notou-se tambm que houve um escalonamento natural dos parmetros crticos, influenciado pela priorizao do grupo adotado.
A prxima atividade executada se refere aos mtodos comparativos, que teve a finalidade de determinar por meio de confronto de informaes (fichas tcnicas, tabelas,
grficos, etc.), diversas caractersticas inerentes s aeronaves j existentes e de mesma categoria da que se pretende projetar. Esta atividade foi fundamental para a determinao das propores iniciais do prottipo, sendo estas estimadas a partir dos
dados das aeronaves compilados na Tabela 4.
Tabela 4: Tabela comparativa reduzida
Aeronave W Wp S A b Lf P
(kg) (kg) (m) (m) (m) (hp)
Raven - - 0,24 8,10 1,40 0,90 -
Carcar - - 0,42 6,20 1,60 0,60 -
Dragon eye 3,20 0,50 0,36 3,67 1,14 0,91 -
Desert Hawk III 3,60 0,90 0,33 5,77 1,37 0,90 - Mechane 2012 13,0 9,30 1,10 6,28 2,60 1,84 1,70
Albatroz 2010 12,0 8,50 1,17 6,00 2,65 1,90 1,70 FQM-151 Pointer - - 0,64 11,68 2,74 1,83 0,40
A Tabela 4 relaciona algumas das aeronaves que serviram como base de dados na
determinao do peso mximo de decolagem (W), carga til (Wp), rea da asa (S), alongamento da asa (A), envergadura da asa (b), comprimento total da fuselagem (lf) e
potncia do motor (P) do VANT projetado. O Fluxograma 1, ilustra a lgica de clculo empregada no projeto.
Incio
WpVANT Wp / W
WVANT = WpVANT
Wp / W
WVAZIO = WVANT - WpVANT
W / S
SVANT = WVANT
W / S
PVANT = WVANT . P / W
P / W
bVANT = (SVANT . A)^0,5
A
flVANT = bVANT
b / lf
b / fl
WVAZIO, WVANT, PVANT, SVANT. bVANT, lf VANT
Fim
Fluxograma 1. Clculos de estimativa preliminar
A Tabela 5 mostra os valores adotados para a aeronave desenvolvida.
Tabela 5: Dimenses preliminares do prottipo
2,15 kg 0,30 m
2,50 kg 1,50 m
0,42 hp 1,10 m
A etapa seguinte diz respeito a escolha dos materias e processos utilizados na fabricao dos componentes do prottipo, sendo estes uma mistura de material compsito (fibra de carbono) e madeiras (balsa e caixeta), muito utilizados na indstria
aeronautica.
2.3 ANTEPROJETO
Por ser uma etapa deterministica, o Anteprojeto tem o objetivo de definir a forma
e as propores finais do prottipo, alm de todos os detalhes do projeto. Para que se consiga ter coeso nestas informaes, alguns parmetros devem ser anlisados com o
intuito de validar todas as decises tomadas at este ponto, por este motivo torna-se necessrio a realizao de sucessivas iteraes, com o objetivo de refinar os resultados obtidos.
A primeira atividade realizada nesta etapa diz respeito a elaborao do esboo inicial da aeronave, feito em escala, onde so vistos detalhes construtivos e a harmnia
das propores da aeronave. Posteriormente realizou-se o estudo da forma da asa e as caractersticas de estol1
para a geometria analisada, a fim de se posicionar de maneira segura as superfcies de
controle, utilizando-se para tanto o mtodo sugerido por Quast (1985 apud BARROS, 2001). Este mtodo prope a sobreposio da asa a ser analisada, com uma de forma elptica, ambas com mesma rea alar, estimando assim, o ponto de inicio do estol. A
Figura 1 exemplifica a aplicao deste mtodo e ponto de incio do estol para o VANT.
Figura 1. Previso do incio do estol
Logo aps estimou-se o peso total da aeronave, baseando-se tanto no esboo
inicial, quanto nos materiais empregados na construo do prottipo. O estudo das propores externas teve a funo de definir o valor de uma srie de
parmetros, utilizados nos passos seguintes da metodologia, podendo-se citar: o brao
das empenagens, corda mdia aerodinmica, envergaduras das empenagens, dentre outros. A partir deste, tornou-se possvel realizar as estimativas prvias de estabilidade e
1 Perda abrupta da sustentao e rpido aumento do arrasto. Tal fenmeno causado pela separao do
fluxo de ar do extradorso da asa, ao se atingir um determinado ngulo de ataque.
controle, que buscou definir os parmetros geomtricos das empenagens, apresentadas
na Tabela 6.
Tabela 6: Parmetros geomtricos da empenagem em V
rea ( ) 0,084 m Envergadura ( ) 0,680 m
Corda na raiz ( ) 0,150 m Afilamento ( ) 0,70
Corda na ponta ( ) 0,100 m ngulo do diedro ( ) 30
De posse da estimativa de pesos e das dimenses da asa e da empenagem, realizou-
se a anlise dos perfis utilizados, tanto nas asas quanto nas empenagens, escolhendo-se aps os estudos os perfis USA 35B e Eppler 169 respectivamente.
Em seguida determinou-se o passeio do centro de gravidade, permitindo assim verificar se os limites do mesmo (dianteiro e traseiro) estavam dentro de uma faixa de valor aceitvel.
Todas as etapas citadas foram diversas vezes iteradas at obter a configurao final apresentada na Figura 2.
Figura 2. Esboo da aeronave
2.4 PROJETO DETALHADO
Por ser uma etapa puramente calculista, o projeto detalhado relaciona de maneira
sistemtica, todas as reas de conhecimento, realizando as anlises pertinentes para a
determinao dos diversos parmetros intrnsecos ao desenvolvimento de uma aeronave, alm de garantir a harmonia dos valores obtidos, a funcionalidade e a operacionalidade dos componentes dimensionados.
3 DESENVOLVIMENTO DO PROJETO DETALHADO
Neste capitulo abordado de forma mais detalhada, todas as reas envolvidas no
desenvolvimento de uma aeronave. Cada uma destas reas fornece elementos para as demais, fazendo com que cada modificao que venha a ocorrer resulte numa nova iterao.
3.1 AERODINMICA
a responsvel por determinar a sustentao gerada pela asa, interferncia no
escoamento, caractersticas de estol, polar de arrasto, dentre outros dados, fornecendo
dados essenciais para a determinao de caractersticas de desempenho, cargas, estabilidade e controle. Seu estudo seguiu as orientaes de Rodrigues (2009).
A polar de arrasto a curva que representa a relao entre o coeficiente de sustentao (CL) e o coeficiente de arrasto total da aeronave (CD). A partir dela, possvel obter todas as informaes aerodinmicas necessrias para os clculos de
desempenho. O coeficiente de arrasto total da aeronave pode ser obtido atravs da soma de duas
parcelas de arrasto, onde a primeira o coeficiente de arrasto parasita (CD0) e o segundo representa o arrasto oriundo da produo de sustentao da aeronave (KCL
2). No Grfico 2 apresentado a polar de arrasto obtida para os dados do VANT desenvolvido.
Grfico 2. Polar de arrasto
No Grfico 2 observa-se um ponto especfico, conhecido como ponto de projeto, o qual representa o ponto de mxima eficincia aerodinmica que a aeronave poder obter em voo, ou seja, sua maior relao entre coeficientes de sustentao e arrasto.
3.2 DESEMPENHO
Esta etapa tem como objetivo analisar os parmetros de desempenho do projeto,
em um regime de voo subsnico e em funo dos dados obtidos pela Aerodinmica. Seu
desenvolvimento segue as orientaes de Rodrigues (2009).
3.2.1 Seleo adequada do grupo motopropulsor
A escolha da hlice foi realizada por meio de um ensaio esttico, comparando o
empuxo de cada uma, quando associadas ao motor. O critrio utilizado para esta seleo foi o de mxima trao fornecido pelo grupo moto propulsor. A Tabela 7, apresenta as hlices e resultados obtidos para o prottipo desenvolvido.
Tabela 7: Resultados do ensaio esttico do grupo moto propulsor
Parmetros
(pol)
Hlice A
10,5 x 7,7
Hlice B
9 x 4,5
Hlice C
8 x 6
Rotao (RPM) 10020 11000 10500
Empuxo Esttico (N) 24 12 15,5
Como pode ser observado na Tabela 7, a Hlice A apresentou um maior
empuxo esttico em comparao as demais.
3.2.2 Anlise de trao e potncia
Tanto para a trao, quanto para a potncia, de extrema importncia a
comparao entre atributos disponveis e requeridos. Uma vez que se consegue determinar as caractersticas de velocidade de mximo alcance, mxima autonomia,
dentre outras. O Grfico 3 apresenta as curvas de potncia disponvel e requerida, influenciadas
pela altitude.
Grfico 3. Influncia da altitude nos parmetros de potncia
3.2.3 Resumo de desempenho
Na Tabela 8 so apresentados os principais indicadores de Desempenho que foram
calculados para o prottipo.
Tabela 8: Indicadores de desempenho
Parmetro Valor Unidades
Velocidades Gerais
Velocidade de Estol 10,7 m/s
Velocidade de Cruzeiro 13,9 m/s
Velocidade Mxima 28,0 m/s
Velocidade Mnima 10,6 m/s
Mtodos Grficos (Trao e Potncia)
Velocidade de mximo alcance 13,9 m/s
Velocidade de mxima autonomia 10,6 m/s
Trao disponvel velocidade zero 15,0 N
Desempenho de Subida
Razo de subida mxima 5,9 m/s
Velocidade horizontal referente razo de subida mxima 31,5 m/s
ngulo de ataque para razo de subida mxima 10,8
Voo em planeio (desempenho de descida)
ngulo de planeio de mximo alcance 4,6
Velocidade de planeio de mximo alcance 13,9 m/s
Velocidade de planeio de mxima autonomia 10,5 m/s
Desempenho de Decolagem e Pouso
Coeficiente de sustentao ideal de decolagem 0,2987
Comprimento de pista de decolagem 14,9 m
3.3 ESTABILIDADE E CONTROLE
A rea de estabilidade e controle responsvel por avaliar ainda na fase de projeto todas as caractersticas de voo, equilbrio de foras e controle do prottipo, sinalizando para as reas correlacionadas as alteraes necessrias. Em sua obra, Nelson (1989)
inicia os estudos de estabilidade, verificando se esta condio se apresenta nos trs eixos de movimento da aeronave, ou seja, se h estabilidade longitudinal e latero-direcional.
3.3.1 Estabilidade Longitudinal
Caracteriza-se por ser a mais complexa, por esta razo, costuma-se calcular a influncia dos elementos que contribuem para a estabilidade longitudinal (asa,
fuselagem e empenagem) de forma separada, somando-as posteriormente. O Grfico 4, apresenta as curvas geradas para cada elemento do prottipo e a curva de momentos gerados para a aeronave.
Grfico 4. Estabilidade longitudinal esttica do VANT
Segundo Nelson (1989), para que exista estabilidade longitudinal necessrio que
a curva de momentos da aeronave, possua um coeficiente angular negativo e cruze o eixo das abscissas em um ngulo de ataque positivo.
Analisando o Grfico 4, conclui-se que o VANT desenvolvido apresentou uma
adequada caracterstica de estabilidade longitudinal.
3.3.2 Estabilidade latero-direcional
Segundo Nelson (1989), para que uma aeronave seja considerada estvel latero-
direcionalmente necessrio que os coeficientes angulares das curvas de momento de guinada ( ) e momento lateral (CL), ambas em funo de (ngulo de derrapagem
imposto pela perturbao sofrida), apresentem um valor positivo e negativo; respectivamente.
Aps a sua adequada determinao, obteve-se = 0,00502 e = -0,03931; o
que garante a tendncia estabilizadora nos eixos de guinada e rolagem do projeto.
3.3.3 Controlabilidade
Segundo Rodrigues (2009), o controle de uma aeronave pode ser realizado mediante a deflexo das superfcies de controle, criando assim, um incremento na fora
de sustentao e modifica a atitude de voo. 3.3.3.1 Controle longitudinal
O Grfico 5 apresenta a deflexo do profundor, necessria para o controle do
prottipo em diversas velocidades de voo.
Grfico 5. Deflexo do profundor em funo da velocidade
Observando o Grfico 5, conclui-se que uma deflexo de +0,5 e -4,5 suficiente
para se garantir a estabilidade longitudinal. 3.3.3.2 Controle latero-direcional
O Grfico 6 apresenta a curva de momento ao redor do centro de gravidade por
ngulo de deflexo das superfcies de controle (aileron e leme).
Grfico 6. Controle latero-direcional
Observando o Grfico 6, notamos que ambas as curvas passam pela origem, isto
se deve ao fato do avio apresentar simetria nestes eixos.
3.4 CARGAS
A determinao dos carregamentos que agem sobre a aeronave durante sua
operao, seja em terra ou em voo, de vital importncia para o adequado dimensionamento estrutural de seus componentes. Por este motivo torna-se necessrio o estudo criterioso destes esforos, a fim de garantir uma condio segura de operao.
3.4.1 Diagrama V-n combinado
Com o objetivo de determinar os limites operacionais do prottipo desenvolvido,
elaborou-se o envelope de voo do mesmo, a fim de se determinar o mximo fator de
carga que o mesmo estar sujeito. A Figura 3 ilustra os fatores que a aeronave estar sujeita em funo de sua velocidade e da rajada nela incidente.
Figura 3. Diagrama V-n combinado do VANT em desenvolvimento
Analisando a Figura 3, pode-se verificar o fator de carga mximo igual a 2,7.
3.4.2 Carregamento da asa
A determinao do carregamento deste componente foi feita com o auxlio do
programa XFLR5, que forneceu a distribuio de sustentao ao longo da envergadura da asa, ilustrada no Grfico 7.
Grfico 7. Distribuio de sustentao na asa
De posse desta distribuio realizou-se a discretizao da mesma, a fim de se
gerar cargas pontuais que foram usadas posteriormente no ensaio esttico deste componente. Acrescentou-se tambm o carregamento provocado pela ao dos ailerons
durante a operao da aeronave e que pode ser vizualizado no Grfico 8.
Grfico 8. Distribuio discretizada de sustentao na asa
3.4.3 Carregamento da empenagem
Utilizando-se um processo semelhante ao da asa, a determinao da distribuio de sustentao deste componente se iniciou com o auxlio do programa XFLR5, para
posteriormente se realizar a discretizao da distribuio encontrada. Os Grficos 9 e 10 ilustram estes passos.
Grfico 9. Distribuio de sustentao na empenagem
Grfico 10. Distribuio discretizada de sustentao na empenagem
3.5 ESTRUTURAS
O dimensionamento estrutural do presente projeto foi feito, buscando conciliar da
melhor maneira possvel os parmetros de resistncia, rigidez e funcionalidade, com o intuito de garantir uma estrutura apta a suportar todas as solicitaes impostas a mesma.
3.5.1 Dimensionamento da longarina da asa
Utilizando-se os conceitos da resistncia dos materiais e os carregamentos estimados no estudo de cargas, realizou-se o dimensionamento deste componente, atendendo aos crtrios existentes na norma NBR 7190.
A Figura 4 ilustra uma srie de informaes que diz respeito as propriedades mecnicas e geomtricas do perfil dimensionado, bem como suas dimenses finais e
material empregado.
Figura 4. Propriedades da longarina da asa
3.5.1 Dimensionamento da longarina da empenagem
O dimensionamento deste componente seguiu o mesmo mtodo utilizado na longarina da asa, se diferenciando unicamento em funo do carregamento solicitante. A Figura 5 ilustra as caracteristicas do perfil dimensionado.
Figura 5. Propriedades da longarina da empenagem
Material empregado Madeira balsa
Densidade (g/cm) 0,15
Mdulo de elasticidade (GPa) 3,30
Tenso escoamento a trao (MPa) 14,00
Tenso escoamento a compresso (MPa) 12,00
Tenso mxima de cisalhamento (MPa) 2,00
Momento de inercia de rea (mm) 1,85E+04
Momento de inercia polar (mm) 2,45E+04
Momento esttico (mm) 1,18E+03
Propriedades mecnicas
Propriedades geomtricas
Material empregado Madeira caxeta
Densidade (g/cm) 0,41
Mdulo de elasticidade (GPa) 7,00
Tenso escoamento a trao (MPa) 61,00
Tenso escoamento a compresso (MPa) 30,00
Tenso mxima de cisalhamento (MPa) 5,50
Momento de inercia de rea (mm) 8,64E+02
Momento de inercia polar (mm) 5,94E+02
Momento esttico (mm) 1,08E+02
Propriedades mecnicas
Propriedades geomtricas
3.6 ENSAIOS
Aps a realizao do dimensionamento estrutural, realizaram-se os ensaios
estticos dos componentes confeccionados, tendo como objetivo validar os estudos analticos e verificar a qualidade da construo.
3.6.1 Ensaio da longarina da asa
O ensaio da longarina da asa de grande importncia para se avaliar a rigidez e resistncia da mesma, uma vez que a falta destas caractersticas pode provocar condies desfavorveis de operao (vibraes e retardo de execuo no comando).
Foram realizados testes, submetendo este componente aos fatores de carga 1 e 2,66, representando assim uma condio de voo em estol e de cruzeiro com mxima
rajada. A Fotografia 1 apresenta as condies avaliadas.
Fotografia 1. Ensaio da longarina da asa
Aps a realizao do ensaio, concluiu-se que a longarina da asa atendeu de
maneira satisfatria s solicitaes, uma vez que no apresentou deformao permanente aps o carregamento.
3.6.2 Ensaio da longarina da empenagem
Este elemento foi ensaiado de forma semelhante a longarina da asa, e a Fotografia 2, ilustra este ensaio.
Fotografia 2. Carregamentos do ensaio da longarina da empenagem
Como pode ser observado o elemento estrutural resistiu ao esforo gerado pelo
carregamento mximo.
3.6.3 Ensaio da longarina da fuselagem
Este foi o ltimo ensaio realizado, e seguiu conforme os demais, podendo ser
observado na Fotografia 3.
Fotografia 3. Carregamento realizado na longarina da fuselagem
A deflexo que se apresentou foi considerada satisfatrio, uma vez que este tipo
de solicitao atua em um curto espao de tempo, no prejudicando a atuao das superfcies de controle localizadas na extremidade deste elemento, permitindo assim,
uma resposta rpida da aeronave em um eventual comando do piloto. 3.7 DOCUMENTAO
Esta atividade trata dos memoriais de clculo, folhas de projeto, entre outras, documentaes referentes ao processo de desenvolvimento de uma aeronave. No caso do VANT projetado, esta documentao se resume ao prprio artigo apresentado e a
ilustra sua ficha tcnica, ilustrada na Figura 6.
Imagem 5.14 Ficha tcnica Tubaro Vermelho
Especificaes Tcnicas
Envergadura 1,5 m Afilamento da emp. horiz. 0,7
Comprimento 1,1 m rea da asa 0,60 m
Altura 0,32 m Peso vazio 2,5 kg
Largura da fuselagem 0,11 m Velocidade de cruzeiro 50,0 km/h
Envergadura emp. Horizontal* 0,42 m Autonomia 15 min
Envergadura emp. Vertical* 0,25 m Alcance 1,0 km
Enverg. asa/enverg. horiz. 1,5 m Altitude de operao 300,0 m
Alongamento da asa 7,5 Motor/modelo Eltrico
Afilamento asa 0,68 Nmero de motores Monomotor
Alongamento da emp. horiz. 2,9 Afilamento da empenagem 0,67
* Dimenses equivalentes a uma cauda convencional
3.8 CONCLUSES
A clara compreenso de todos os passos executados at se atingir o objetivo de
desenvolver e construir um VANT foi uma das metas consideradas alcanadas neste trabalho, uma vez que todos os passos necessrios foram explicados detalhadamente.
A importncia da metodologia para o desenvolvimento do VANT proposto foi
confirmada, uma vez que norteou de forma encadeada todas as etapas e atividades ao longo do projeto, contudo, sem engessar qualquer deciso tomada. Por conta disso, foi
possvel o estabelecimento de uma estruturao harmoniosa do projeto. Foram unidos no memorial de clculo diversos conceitos de autores distintos,
possibilitando o desenvolvimento pleno da metodologia adotada.
O teste de voo serviu de avaliao qualitativa para o comportamento da aeronave em operao. Em solo, observou-se uma excelente manobrabilidade, permitindo a
decolagem em condies ideais. A decolagem, por sua vez, ocorreu de forma estvel e controlada. Durante o voo, a aeronave atendeu de forma rpida e precisa aos comandos do operador.
4 REFERNCIAS
ASSOCIAO BRASILEIRA DE NORMAS TCNICAS. NBR 7190: projeto de estruturas de madeira. 1. ed, Rio de Janeiro, ago. 1997.
BARROS, Cludio P. Uma metodologia para o desenvolvimento de aeronaves leves
subsnicas. 2001. 310 f. Trabalho de Concluso de Curso (Doutorado em Engenharia Mecnica) Universidade Federal de Minas Gerais, Minas Gerais.
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