CENTRO UNIVERSITRIO POSITIVO PROJETO AERODINMICO DAS ASAS E CAUDA DE UM AEROMODELO PARA COMPETIO SAE AERODESIGN 2006 CLASSE REGULAR CURITIBA 2006 ELOI LACERDA RODRIGO RICETTI COCHA PROJETO AERODINMICO DAS ASAS E CAUDA DE UM AEROMODELO PARA COMPETIO SAE AERODESIGN 2006 CLASSE REGULAR Monografiaapresentadacomorequisito parcialobtenodograudeEngenheiro pelo curso deEngenhariaMecnica, do Setor deCinciasExataseTecnolgicasdoCentro Universitrio Positivo. Orientador: Prof. Fabio A. Schneider CURITIBA 2006 SUMRIO LISTA DE TABELAS ................................................................................................ iv LISTA DE GRFICOS ............................................................................................... v LISTA DE FIGURAS................................................................................................. vi LISTA DE SMBOLOS............................................................................................ viii 1INTRODUO.................................................................................................... 1 1.1OBJETIVO DO PROJETO............................................................................... 2 1.1.1Objetivos Especficos ................................................................................... 2 1.2RESTRIES DO PROJETO......................................................................... 3 1.2.1Construo da Asa....................................................................................... 3 1.2.2Dimenses ................................................................................................... 3 1.3PREMISSAS.................................................................................................... 3 1.3.1Parmetros Atmosfricos ............................................................................. 4 1.3.2Critrios Baseados no regulamento SAE Brasil AeroDesign 2006............... 4 1.3.3Configurao................................................................................................ 4 1.4COMPETIES SAE AERODESIGN 1999 A 2005 ........................................ 4 1.5MATERIAIS UTILIZADOS NA CONSTRUO DE SUPERFCIES DE SUSTENTAO......................................................................................................... 5 1.5.1Madeira Balsa .............................................................................................. 5 1.5.2Poliestireno Expandido (EPS) ...................................................................... 5 1.5.3Fenolite ........................................................................................................ 6 1.5.4Fibra de Vidro............................................................................................... 6 1.5.5Fibra de Carbono ......................................................................................... 6 1.5.6Oracover, Monocote e Ultracote................................................................... 6 1.5.7Cianoacrilato de Metila................................................................................. 6 2REVISO BIBLIOGRFICA............................................................................... 7 2.1SUPERFCIES DE SUSTENTAO............................................................... 7 2.1.1Efeitos da Geometria da Asa........................................................................ 8 2.1.2Asa de Forma Elptica.................................................................................. 8 2.1.3Asa Retangular............................................................................................. 8 2.1.4Asa Trapezoidal ........................................................................................... 9 ii 2.1.5Asa Enflechada ............................................................................................ 9 2.1.6Efeito da Relao de Aspecto ...................................................................... 9 2.1.7Sustentao da Asa ..................................................................................... 9 2.1.8Enflechamento ............................................................................................. 9 2.1.9Conicidade ................................................................................................. 10 2.1.10Toro........................................................................................................ 10 2.1.11Arrasto........................................................................................................ 11 2.2SUPERFCIES DE CONTROLE.................................................................... 12 3FUNDAMENTAO TERICA........................................................................ 14 3.1PRINCPIOS FUNDAMENTAIS..................................................................... 14 3.2FORAS AERODINMICAS E COEFICIENTES DE FORA E MOMENTO 15 3.3GEOMETRIA DO AEROFLIO..................................................................... 16 3.4GEOMETRIA DA ASA FINITA....................................................................... 16 3.4.1Posicionamento Vertical da Asa................................................................. 19 3.5PROJETO DE CAUDA DE AERONAVES ..................................................... 21 3.5.1Compensao ............................................................................................ 21 3.5.2Estabilidade................................................................................................ 21 3.5.3Controle...................................................................................................... 21 3.5.4Configuraes para a Cauda de Aeronaves .............................................. 22 3.5.5Configurao Convencional ....................................................................... 22 3.5.6Configurao em T..................................................................................... 22 3.5.7Configurao Cruciforme ........................................................................... 23 3.5.8Configurao em H .................................................................................... 23 4ORDEM DO ERRO ........................................................................................... 24 5DEFINIO DA FORMA DA ASA EM PLANTA.............................................. 26 5.1ESCOLHA DOS FORMATOS MAIS UTILIZADOS........................................ 26 5.2DISTRIBUIO DOS COEFICIENTES DE SUSTENTAO........................ 27 5.3CLCULO DA ORDEM DO ERRO DO SOFTWARE TORNADO 1.0............ 30 6DEFINIO DO PERFIL DA ASA.................................................................... 32 6.1PERFIL .......................................................................................................... 32 6.2VIABILIDADE CONSTRUTIVA E NGULO DE INSTALAO DA ASA....... 34 7DEFINIO DAS EMPENAGENS HORIZONTAL E VERTICAL..................... 38 iii 8objetivos atingidos.......................................................................................... 40 8.1ASAS............................................................................................................. 40 8.2EMPENAGENS.............................................................................................. 40 9CONCLUSO ................................................................................................... 41 REFERNCIAS........................................................................................................ 42 ANEXO A - SOFTWARE TORNADO_1.0................................................................ 44 ANEXO B - JAVA FOIL ........................................................................................... 45 ANEXO C - FORMA GEOMTRICA DA ASA......................................................... 46 ANEXO D - COEFICIENTES AERODINAMICOS 2D PARA PERFIS DE ALTA SUSTENTAO ...................................................................................................... 47 iv LISTA DE TABELAS TABELA 1 - EXEMPLO DE DADOS DE ALGUNS MODELOS AERODESIGNS....... 4 TABELA 2 - PARMETROS AERODINMICOS DA ASA TIPO 1........................... 28 TABELA 3 - PARMETROS AERODINMICOS DA ASA TIPO 2........................... 28 TABELA 4 COMPONENTES A SEREM UTILIZADOS NOS CLCULOS............. 31 TABELA 5 - PERFIS COM MAIOR COEFICIENTE DE SUSTENTAO. ............... 33 v LISTA DE GRFICOS GRFICO 1- COMPARATIVO CLENTRE AS ASAS TIPO 1 ETIPO 2 ................. 29 GRFICO 2- COMPARATIVO CLENTRE AS ASAS TIPO 1 E TIPO 2 .................. 29 GRFICO 3- ANALISE JAVAFOIL PARA OS PERFIS DE ALTA SUSTENTAO. 33 GRFICO 4- POLAR DE ARRASTO PARA PERFIS DE ALTA SUSTENTAO ... 34 vi LISTA DE FIGURAS FIGURA 1 - PLANOPHORE....................................................................................... 1 FIGURA 2 - SUPERFCIES DE SUSTENO DE UMA AERONAVE....................... 2 FIGURA 3 - SLIDO IMAGINRIO............................................................................ 3 FIGURA 4 CLULAS DA MADEIRA BALSA.............................................................. 5 FIGURA 5 FORAS NECESSRIAS PARA O EQUILBRIO.................................. 7 FIGURA 6 DIFERENTES EFEITOS NA GEOMETRIA DA ASA.............................. 8 FIGURA 7 - EFEITOS SOBRE A SUSTENTAO DA ASA E SUA RESISTNCIA INDUZIDA................................................................................................................. 10 FIGURA 8 - EFEITOS SOBRE A SUSTENTAO DA ASA E SUA RESISTNCIA INDUZIDA................................................................................................................. 11 FIGURA 9 - GERAO DE FORAS AERODINMICAS ....................................... 12 FIGURA 10 CONTROLES DE ROLAMENTO E GUINADA................................... 13 FIGURA 11 FORAS ATUANTES EM UM AVIO EM VO................................... 15 FIGURA 12 GEOMETRIA DE UM AEROFLIO...................................................... 16 FIGURA 13 - ASA DE UMA AERONAVE EM PLANTA............................................ 17 FIGURA 14 - VRTICE DE PONTA DE ASA........................................................... 18 FIGURA 15 - EFEITO DO ALONGAMENTO (AR) SOBRE A CURVA CL X ALFA... 19 FIGURA 16 - EXEMPLO DE ASA ALTA................................................................... 19 FIGURA 17 - EXEMPLO DE ASA MDIA................................................................ 20 FIGURA 18 - EXEMPLO DE ASA BAIXA................................................................. 20 FIGURA 19 - CONFIGURAES DE CAUDAS COMUMENTE ENCONTRADAS.. 22 FIGURA 20 - ASA TIPO 1 ........................................................................................ 26 FIGURA 21 - ASA TIPO 2 ........................................................................................ 27 FIGURA 22- MALHA 5X5 EXTRADA DO SOFTWARE TORNADO........................ 30 FIGURA 23 - MALHA 10X10 EXTRADA DO SOFTWARE TORNADO................... 30 FIGURA 24- MALHA 20X20 EXTRADA DO SOFTWARE TORNADO.................... 31 FIGURA 25 - PERFIL SELIG S1223 ........................................................................ 35 FIGURA 26 - PERFIL WORTMANN FX74CL5140................................................... 36 FIGURA 28 - PERFIL WORTMANN FX72150A....................................................... 36 FIGURA 29 PERFIL LIEBECK LA203A................................................................. 37 vii FIGURA 27 - PERFIL EPPLER E423....................................................................... 37 viii LISTA DE SMBOLOS ngulo de ataque ARAlongamento da asa aAcelerao bEnvergadura da asa cCorda da asa tcCorda na ponta da asa ocCorda na raiz da asa mcCorda mdia geomtrica DCCoeficiente de arrasto total a DC,Coeficiente de arrasto de atrito p DC,Coeficiente de arrasto de presso DiC Coeficiente de arrasto induzido LCCoeficiente de sustentao DFora de arrasto ) ( y Toro geomtrica da asa FFora LFora de sustentao mMassa nFator de carga ReNmero de Reynolds Srea projetada da asa sSemi-asa ngulo de diedro da asa 4 / CEnflechamento da asa Afilamento da asa GFora da Gravidade ix GC Centro de Gravidade Soluo Analtica EErro Numrico qRazo de Refino fN Nmero de Elementos da Malha Fina gN Nmero de Elementos da Malha Grossa puOrdem do Erro Soluo Numrica sg Soluo Numrica da Malha Super Grossa g Soluo Numrica da Malha Grossa f Soluo Numrica da Malha Fina UErro Embutido MC Coeficiente de Momento HTC Coeficiente de Volume da Empenagem Horizontal VTC Coeficiente de Volume da Empenagem Vertical HTL DistnciaHorizontalentreo GC daAeronaveeo GC da Empenagem HorizontalVTL DistnciaHorizontalentreo GC daAeronaveeo GC da Empenagem Horizontal HTS rea Projetada da Empenagem HorizontalVTS rea Projetada da Empenagem Vertical HTARAlongamento da Empenagem Horizontal VTAR Alongamento da Empenagem Vertical HTb Envergadura da Empenagem Horizontal VTb Envergadura da Empenagem Vertical 1INTRODUO Oaeromodelismosurgiunoinciode1871,comAlphonsePenaud(1850- 1880),queconstruiuoprimeiromodeloaelsticodeumasriequedenominou Planophore,conformeFIGURA1.Possuaumahlicepropulsorasimplesmontada aps"osestabilizadores automticos". Estemodelo voavae estabeleceu as formas bsicasdosmodelosatuais.Penaudfoiaclamadoaodemonstrarovodoseu Planophore em agosto de 1871, em Paris, nos jardins de Tuileries para os membros daSociedadeFrancesadeNavegaoArea.Voou60metrosdedistnciaa20 metros de altura em 13 segundos. Aconstruodeaeromodelosmaisantigaqueadosavies,agrande importnciadessamodalidadesednofatodequeasbasesdeprojetodeum aeromodelo so as mesmas utilizadas na fabricao de aeronaves tripuladas.OProjetoAeroDesign,organizadopelaSociedadedeEngenheirosda Mobilidade-SAEBRASIL,consistedeumacompetiodeengenharia,abertaa estudantesuniversitriosdegraduaoeps-graduaoemEngenharia,Fsicae Cincias Aeronuticas. A competio ocorre a quase duas dcadas nos Estados Unidos, concebida e realizada pela SAE International, sociedade que deu origem SAE BRASIL em 1991 edaqualestaltimaafiliada,sobonomedeSAEAeroDesign,envolvendo representantes de escolas de vrios pases da Europa e das Amricas. A partir de 1999 esta competio passou a constar tambm do calendrio de eventos estudantis da SAE BRASIL. FIGURA 1 - PLANOPHORE FONTE: MALUF (2006) 2 1.1OBJETIVO DO PROJETO O objetivo desse trabalho desenvolver um projeto aerodinmico das asas e cauda(empenagenshorizontalevertical)paraumaeromodelo,atendendoos requisitosestabelecidospelacompetioSAEAeroDesign2006classeregular.As definiessobaseadasemanlisesmatemticasecomparativasentreprojetos apresentados nesta competio em anos anteriores. Aofinaldestetrabalhoforammostradasascaractersticasaerodinmicas necessriasparaaconstruoartesanaldasasaseempenagensdeum aeromodelo que atenda os requisitos citados. 1.1.1 Objetivos Especficos Paraadefiniodosresultadosfinaisdessetrabalho,foramlevadosem considerao os seguintes itens: Definio da forma em planta da asa; Anlise de perfis de alta sustentao para asa atravs do software Javafoil; Verificaodaordemdoerrodo softwareTornado1.1utilizado paradefinio da forma em planta da asa e estimativa do erro numrico; Seleodaconfiguraodoprojetodecauda(empenagenshorizontale vertical); Definio da envergadura e das reas das empenagens horizontal e vertical Na Figura 2 est ilustrado as asas e as empenagens horizontal e vertical. FIGURA 2 - SUPERFCIES DE SUSTENO DE UMA AERONAVE FONTE: EMBRAER (2006) ESTABILIZADOR HORIZONTAL ESTABILIZADOR VERTICAL ASA 3 1.2RESTRIES DO PROJETO Alguns itens podem restringir a execuo total do projeto, portanto devem ser antecipadamente levantados e avaliados. 1.2.1 Construo da Asa Adificuldadedeconstruovaiserutilizadacomoumdoscritriospara escolhadosperfisdesustentaodaaeronave,devidoaoprocessoconstrutivo proposto para competio ser artesanal. 1.2.2 Dimenses Asdimensesdomodelodevemestarcontidasdentrodeumslido imaginrio cujas diagonais so 2,4m x 2,8m e altura 0,7m, conforme Figura 3. FIGURA 3 - SLIDO IMAGINRIO FONTE: SAE BRASIL AERODESIGN (2006) 1.3PREMISSAS Durante a execuo do presente projeto foram levados em considerao itens relevantesparaadefiniodosparmetrosnecessriosparaespecificaras superfcies de sustentao e controle do aeromodelo. 4 1.3.1 Parmetros Atmosfricos AsanlisesaerodinmicasestobaseadasnascondiesdeSoJosdos Campos SP, devido competio AeroDesign ser realizada nesta localidade. - Altitude relativa: 1178 m; - Densidade do ar: 1,0927 Kg/m; - Temperatura ambiente: 30C; - Presso atmosfrica: 95 KPa. 1.3.2 Critrios Baseados no regulamento SAE Brasil AeroDesign 2006 - Motor OS. 61; - Limite de pista de decolagem 61m. 1.3.3 Configurao -Propulso tratora; -Estabilizadores posteriores; - Massa mxima do aeromodelo 13Kg. 1.4COMPETIES SAE AERODESIGN 1999 A 2005 Na TABELA 1 consta o histrico de algumas competies SAE AeroDesign. TABELA 1 - EXEMPLO DE DADOS DE ALGUNS MODELOS AERODESIGNS EQUIPE/UNIVERSIDADEUFRGSJ. BravoIMEAero FloripaCu Azul Ano20012001200120022004 Asa PerfilSellig1223E 423 flapSellig 1223FX76 140Eppler 423 rea0,6400,5870,6390,5880,805 Envergadura2,82,352,52,451,83 Corda na raiz0,240,250,330,240,46 Corda na ponta0,160,250,170,240,38 FONTE: ROSA (2006) 5 1.5MATERIAISUTILIZADOSNACONSTRUODESUPERFCIESDE SUSTENTAO Nestaetapaforambrevementedescritasascaractersticasdosprincipais materiais utilizados para construo de asas em aeromodelos.1.5.1 Madeira Balsa Wagner (2006) cita que a madeira mais leve para uso comercial que existe, adensidadevaria conformeasespciese podeserde48Kg/mat320Kg/m.O motivo de sua baixa densidade est associado ao formato estrutural de suas clulas que so ocupadas pelo ar depois de secas, conforme mostrado na Figura 4. FIGURA 4 CLULAS DA MADEIRA BALSA FONTE: AMARS (2006) 1.5.2 Poliestireno Expandido (EPS) ConformecitadoemAbrapex(2006)asiglaEPSarepresentao internacionaldopoliestirenoexpandido.NoBrasilmaisconhecidocomoisopor , marca registrado pela Knauf Isopor LTDA. O motivodabaixa densidade especifica deste material devido fabricao naformadeespumacommicroclulasfechadas,compostobasicamentede2%de poliestireno e 98% de vazios contendo ar. 6 1.5.3 Fenolite um laminado industrial, feito por aplicao de calor e presso em camadas de celulose impregnadas com resina fenlica. Devidosuaresistnciamecnicaestematerialpodeserutilizadocomo longarina. 1.5.4 Fibra de Vidro um laminado base de tecido de fibra de vidro e resina epxi de alto poder aderente.Devido sua resistncia mecnica e baixa absoro de gua este material pode ser utilizado para revestir e para estruturar o modelo. 1.5.5 Fibra de Carbono Encontra-seemWikipdia(2006)queasfibrascarbnicasoufibrasde carbono so matriasprimasque provm da pirlise de materiaiscarbonceosque produzem filamentos de alta resistncia mecnica usados para os mais diversos fins. Devido sua resistncia mecnica este material pode ser utilizado para revestir e para estruturar o modelo. 1.5.6 Oracover, Monocote e Ultracote Segundo Talhati(2006) so revestimentosde polister, termos-contrteis, de fcil utilizao e que oferecem grande adeso base que se deseja revestir. Depois de aplicado qualquer um desses revestimentos verifica-se uma maior rigidez da pea e menor atrito com o ar. 1.5.7 Cianoacrilato de Metila a substncia contida nos tubos de cola adesiva instantnea. Este produto aplicado em emendas e encaixes, devido sua praticidade e resistncia mecnica. 7 2REVISO BIBLIOGRFICA Nestaetapasoapresentadosparmetrosaerodinmicosutilizadosem aeromodelos. 2.1SUPERFCIES DE SUSTENTAO Umlayoutcomsuperfciedecontroleauxiliarsejatradicionaloucanard,no apresentarestrioquantoaocoeficientedemomentodoperfildeasa,poisestas superfcies podem gerar um momento suficiente para estabelecer o equilbrio. Numa configurao tradicional o equilbrio de momento feito por uma cauda. Conforme mostrado na Figura 5. FIGURA 5 FORAS NECESSRIAS PARA O EQUILBRIOFONTE: ADAPTADO DE ROSA (2006) CANARDTRADICIONAL FORA PESO MOMENTO FORA PESO MOMENTO FORA GERADA PELA CAUDA FORA DE SUSTENTAO FORA DE SUSTENTAO 8 2.1.1 Efeitos da Geometria da Asa Aprojeohorizontaldaasaexerceumagrandeinflunciasobreoseu desempenho,afetandoocoeficientedesustentaolocal.Afetatambmamxima sustentao que pode ser obtida com o perfil. Ascaractersticasdageometriadaasadizemrespeitorelaodeaspecto, enflechamento,conicidade,torogeomtricaoutoroaerodinmica,conforme Figura 6. FIGURA 6 DIFERENTES EFEITOS NA GEOMETRIA DA ASA FONTE: ROSA (2006) 2.1.2 Asa de Forma Elptica AgeometriaelpticaconsideradaidealporterumadistribuiodeCL uniformeemtodaaasa,casonotenhatoro.Nestecasooarrasteinduzidoo mnimo possvel. Devido a geometria no linear, a asa elptica de difcil construo. 2.1.3 Asa Retangular ageometriadeasamaisfcildeserconstruda,comcordaconstanteem todaaextensodaasa.Aseparaodoescoamentotendeaocorrerprimeirona cordaraizdaasa(cordacentraldaasa)esedistribuisubseqentementeparaas outrasregies.Apresentaumesforodeflexonaraizmaiorqueumaasaelptica ou trapezoidal. 9 2.1.4 Asa Trapezoidal Em uma asa trapezoidal a separao do escoamento tende a ocorrer primeiro naextremidadedaasa,ondeareduodesustentaosentidaprimeiraeonde ela tende a estolar. Estruturalmente uma asa trapezoidal sofre menores solicitaes na raiz do que uma retangular, entretanto, sua construo um pouco mais difcil.2.1.5 Asa Enflechada SegundoRosa(2006),asascomenflechamentoparatrs,sousadaspara seobtermaiorestabilidade,porexemplo,emaviescompoucacaudaque deslocamocentroaerodinmicoparatrs,aFigura06mostraestaconfigurao. Grandesenflechamentosaumentamasustentaomximadaasaeoarraste induzido, aumentando tambm a possibilidade de estol de ponta de asa. 2.1.6 Efeito da Relao de Aspecto Rosa(2006),dizquearelaodeaspectodeumaasaarazoentrea envergadura da asa e a sua corda mdia. um dos mais importantes parmetros a serdefinidonoprojetoaerodinmicodaasa.Afetadeformasignificativatodasas caractersticas da asa. 2.1.7 Sustentao da Asa SegundoRosa(2006)conformeaumentaarelaodeaspectooCLdaasa aumenta, tornando assim a asa mais eficiente para gerar a sustentao. Desta forma quanto maior a relao de aspecto maior a eficincia da asa. Acima de uma relao de aspecto de 12 (doze) em geral as diferenas no so muito significativas. 2.1.8 Enflechamento SegundoRosa(2006),osentidopositivodoenflechamentonadireode vo,isto,paratrs.OenflechamentopositivocausaumleveaumentodoCL da asa,enquantoonegativogeraumpequenodecrscimonasustentao,conforme Figura 7 uma grande vantagem do enflechamento o controle que se pode ter sobre o momento da asa, em relao a sua corda raiz, o que ajuda a equilibrar o avio. 10 FIGURA 7 - EFEITOS SOBRE A SUSTENTAO DA ASA E SUA RESISTNCIA INDUZIDA ) (4 / C FONTE: ADAPTADO DE ROSA (2006) 2.1.9 Conicidade SegundoRosa(2006),aconicidadedefinidacomoarelaodacordana ponta da asa e da corda raiz (taper ratio ). O CL de uma asa com = 0,6 cai cerca dedezporcentoemrelaoaasaretangular,emcompensaoocoeficientede arrasto induzido tambm menor. 2.1.10 Toro SegundoRosa(2006),atoronaasacomumenteutilizadaparaevitaro estoldepontadeasa,principalmenteemaviescomasatrapezoidal.umultimo recursoutilizadoparamudarascaractersticasaerodinmicasdaasa.Sendoo sentidopositivodatoroodereduodongulodeataquenapontadeasa, gerandoperdadesustentaoenosentidonegativoexisteumganhona sustentao. Mas a toro negativa aumenta o arrasto induzido, devido ao aumento da sustentao. Anderson (1991), diz que a toro dos aeroflios ao longo da envergadura da asa pode ser geomtrica ou aerodinmica. L(N) 11 Atorogeomtricadefinidacomonguloformadoentreascordasdos perfisdaraizedapontadaasa,conformeFigura8.Atoroaerodinmicaocorre quandoseutilizamperfisdiferentesaolongodaenvergaduradaasa,desdeque estes tenham diferentes ngulos para sustentao nula. FIGURA 8 - EFEITOS SOBRE A SUSTENTAO DA ASA E SUA RESISTNCIA INDUZIDA ) ( FONTE: ADAPTADO DE ROSA (2006) 2.1.11 Arrasto SegundoSimons(1994),oarrastopodeser subdivididoemarrastodeatrito, depresso,deondaearrastoinduzido.Osparmetrosquecaracterizamas superfcies de sustentao devem buscar a reduo do arraste total da aeronave. Arrastodeatrito,associadostensesdecisalhamentodofluidoqueatuam na superfcie da asa, logo funo da rea exposta ao fluxo de ar; Arrastodepresso,quetemorigemnaalteraodaformaefetivado aeroflio, associada ao crescimento da camada limite; Arrasto deonda, associado aos efeitos de compressibilidade. Podem ocorrer ondasdechoquequeproduzemestetipodearrasto,oqualaumentacoma intensidade destas ondas; L(N) 12 Arrasto induzido, o qual est associado gerao de sustentao pela asa e ocorredevidoaoescoamentoobservadonaspontasdaasa,causadospela diferena de presso entre a superfcie superior e inferior.2.2SUPERFCIES DE CONTROLE SegundoRosa(2006),oobjetivodeumasuperfciedecontroledegerar foras de natureza aerodinmica, que altere o equilbrio de vo e assim estabelecer umaalteraodetrajetriadoavio.Comoumasuperfciedeaerodinmicagera forastantonadireodofluxo(arraste),comonadireonormalaeste (sustentao), conforme mostrado na Figura 9, tanto uma fora quanto a outra pode ser usada como fora de controle. FIGURA 9 - GERAO DE FORAS AERODINMICAS FONTE: ADAPTADO DE ROSA (2006) Aempenagemhorizontalestdiretamenteligadaestabilidadelongitudinal, isto , a resposta da aeronave em torno do eixo paralelo a envergadura da asa, que passapeloCG,muitoinfluenciadapelareadaempenagemhorizontalepela distncia desta superfcie aerodinmica ao CG. Enquanto que a empenagem vertical tem grande influncia sobre a estabilidade latero-direcional, que est associada aos movimentosemtornodoseixoslongitudinal(rolamento)evertical(guinada), conforme Figura 10. 13 FIGURA 10 CONTROLES DE ROLAMENTO E GUINADA FONTE: ADAPTADO DE ROSA (2006) 14 3FUNDAMENTAO TERICA Nestecapituloserotratadosassuntosinterelacionados,como:foras, geometriaseconfiguraesdeasaecaudas.Paraodesenvolvimentodotrabalho faz-senecessriaaconsultaadiferentescontedostericos,sejanosprincpios fundamentais bem como das configuraes de asa e cauda.3.1PRINCPIOS FUNDAMENTAIS Conforme a primeira lei de Newton se desconsiderada qualquer fora externa agindo sobre uma partcula, esta permanece em repouso ou continua a mover-se em linha reta com uma velocidade constante, logo, um corpo sempre tende a atingir seu estado de equilbrio. Um aeromodelo voando linearmente, nivelado e em velocidade constanteemumaatmosferalivredeintempries,estemestadodeequilbrioe tende a permanecer neste estado. O mesmo ocorre se um aeromodelo est subindo com velocidade constante e em trajetria reta. AprimeiraleideNewtonouleidainrciapodeserdefinidapor:"Uma partculapermaneceemrepouso,oucontinuaamover-seemlinharetacomuma velocidadeconstante,senoexistirnenhumaforaagindosobreela."(MERIANe KRAIGE 1997, p. 4). A acelerao da partcula proporcional fora resultante agindo sobre ela e possuiamesmadireodessafora,comoestabeleceasegundaleideNewton. Todavezqueseprecisadeumaalteraonoestadodeequilbrio,isto,uma acelerao ou desacelerao, ou ainda uma mudana de direo, precisa-se aplicar umaforacorrespondentenocorpo.AEquao(3.1)mostraasegundaleide Newton. = a m F . (3.1) AsegundaleideNewtonpodeserdefinidapor:Aaceleraodeuma partculaproporcionalforaresultanteagindosobreelaepossuiamesma direo dessa fora. (MERIAN e KRAIGE 1997, p. 4). 15 As forassempreocorrem aospares,sendoestasiguaise opostas.Quando umaeromodeloestemcontatocomosolo,estaplicandoneleumafora proporcionalsuamassa,emcontrapartida,umaforademesmomdulo,porm em sentido oposto exercida pelo solo para manter o equilbrio do aeromodelo. Em um vo, a fora peso do aeromodelo que atua na vertical para baixo oposta fora da reao de sustentao. AterceiraleideNewtonpodeserdefinidapor:Asforasdeaoereao entre dois corpos que interagem entre si so iguais em intensidade, colineares e de sentidos opostos. (MERIAN e KRAIGE 1997, p. 4). 3.2FORAS AERODINMICAS E COEFICIENTES DE FORA E MOMENTO Paramanterumavioemvoniveladonecessriogerarumafora, chamada de sustentao, que contrabalana o peso da aeronave.Sustentao a fora que age perpendicularmente a direo na qual o avio estvoando.Somenteemvoaforadesustentaotemomesmomduloe direo do peso, porm com sentido oposto, conforme mostrado na Figura 11. FIGURA 11 FORAS ATUANTES EM UM AVIO EM VO FONTE: ADAPTADO DE EMBRAER (2006) SUSTENTAO PESO ARRASTO TRAO 16 3.3 GEOMETRIA DO AEROFLIO O desempenho de uma superfcie de sustentao deve ser efetivo tanto para garantiroequilbriodoavioemtodaequalquercondiodevo,bemcomo garantir a estabilidade deste.ANDERSON (1991) mostra diversas relaes para as dimenses do aeroflio, conforme, Figura 12. A reta que liga o bordo de ataque ao bordo de fuga a linha da corda.A distncia do bordo de ataque ao bordo de fuga medida ao longo da linha da corda chamada de corda. Alinhadearqueamentomdioolugargeomtricodospontoseqidistantes dassuperfciesinferioresuperiordoaeroflio,sendoessadistnciamedida perpendicularmente a linha da corda.Ospontosextremosdalinhadearqueamentomdioso:obordodeataque, na parte frontal e o bordo de fuga, na parte traseira do aeroflio.Oarqueamentoamaiordistnciaentrealinhamdiaealinhadacorda, medida perpendicularmente linha da corda.Aespessuradoaeroflioamaiordistnciaentrea suasuperfcie superiore inferior, medida perpendicularmente linha de corda.A regio do bordo de ataque , em geral, circular. FIGURA 12 GEOMETRIA DE UM AEROFLIO FONTE: ADAPTADO DE ANDERSON (1991) 3.4GEOMETRIA DA ASA FINITA SegundoANDERSON(1991),paraclculospreliminaresdeve-seadotara asacomosendoinfinita,poisofluxodearpodeserconsideradobi-dimensionalo BORDO DE ATAQUE ESPESSURA BORDO DE FUGA LINHA DE ARQ. MEDIO CORDA LINHA DA CORDA ARQUEAMENTO 17 queinibeoaparecimentodevrticedepontadeasa,estaconcepodevesero ponto de incio para estimar um valor de arrasto. A Figura 13 mostra que a envergadura a distncia entre os extremos da asa ea semi-asaadistncia entrea linha de centroea pontada asa. A readaasa (S) pode ser entendida como a projeo da asa no plano X-Z. FIGURA 13 - ASA DE UMA AERONAVE EM PLANTA FONTE: ADAPTADO DE ANDERSON (1991) O afilamento () pode ser descrito pela equao: CoCt= (3.2) Onde Ct a corda de ponta de asa e Co a corda da raiz da asa. A corda mdia (Cm) pode ser verificada pela seguinte relao bSCm = [mm](3.3) 18 A partir da envergadura (b) e da rea da asa (S) pode-se obter o alongamento ou razo de aspecto (AR) atravs de: CmbSbAR = =2(3.4) Asposiesrelativasdosperfisdeasaaolongodaenvergaduraso especificadaspeloenflechamentonalinhaaumquartodobordodeataquedaasa (linha de c/4), conforme Figura 13. O alongamento de uma asa um fator de projeto que interfere diretamente no seudesempenho,poralterarosefeitosdevrticedepontadeasa.Osvrtices podem ser considerados essencialmente como mini tornados que se desenvolvem a partir das pontas das asas finitas. A Figura 14 mostra este fenmeno. FIGURA 14 - VRTICE DE PONTA DE ASA FONTE: ROSA (2006) Conforme mostra a Figura 15, quanto maior o alongamento, menor o efeito prejudicialdovrticedepontadeasanocoeficientedesustentao(CL),porm alongamentos elevados aumentam a dificuldade no projeto estrutural, principalmente na raiz da asa que est sujeita aos maiores esforos. 19 FIGURA 15 - EFEITO DO ALONGAMENTO (AR) SOBRE A CURVA CL X ALFA FONTE: ADAPTADO DE ROSKAN (1997) 3.4.1 Posicionamento Vertical da Asa A posio vertical da asa definida com base nas condies de operao da aeronave. 3.4.1.1Asa Alta A asa quando posicionadana parte superior da fuselagem possui o efeito de aumentar a estabilidade. Conforme a Figura 16, a hlice fica afastada do solo no sendo necessrio a instalaodetrensdepousocomgrandesdimenses.Dessemodopodemser utilizados trens de pousos menores e conseqentemente mais leves. FIGURA 16 - EXEMPLO DE ASA ALTA FONTE: ADAPTADO DE ROSKAN (1997) ngulo de Ataque () Coeficiente de Sustentao (CL) AR= 1 AR= AR= 12 AR= 7 AR= 4 HLICE 20 3.4.1.2Asa Mdia Parafuselagensaproximadamentecirculares,estaconfiguraoaque apresentaomenorvalordearrasto,pormdevidoacomplicadaformadefixaras semi-asasnafuselagemoselementosparafixaodevemsermaisreforados, portanto mais pesados, a Figura 17 mostra um exemplo desta configurao. FIGURA 17 - EXEMPLO DE ASA MDIA FONTE: ROSKAN (1997) 3.4.1.3Asa Baixa Aestruturapermitequeafixaodassemi-asasfuselagempassepelo interiordaparteinferiordafuselagem.Comisto,minimiza-seoarrastoepode-se utilizar uma juno asa-fuselagem mais leve, a Figura 18 mostra um exemplo desta configurao. FIGURA 18 - EXEMPLO DE ASA BAIXA FONTE: ADAPTADO DE ROSKAN (1997) HLICE 21 3.5PROJETO DE CAUDA DE AERONAVES Acaudadeumaaeronaveconstitudapelasempenagenshorizontale vertical.Estassuperfciesaerodinmicaspodemserconsideradascomopequenas asase,portanto,todososaspectosanalisadosanteriormentenoprojetodaasa devem ser considerados no caso das empenagens. Agrandediferenaentreumaasaeumaempenagemofatodaasaser projetadaparatrabalharcomvalordeCLrelativamenteelevado.Asempenagens funcionam, na maior parte do tempo, com valores mais baixos de CL. As empenagens possuem trs funes principais: 3.5.1 Compensao Roskan(1997)consideraqueasforasaerodinmicasepropulsivasgeram momentosemtornodoCGdaaeronave.Paraumvoestvelestesmomentos devem ser compensados pelas empenagens. 3.5.2 Estabilidade SegundoRoskan(1997),asrajadaseventosdetravspodemtirara aeronavedesuacondiodeequilbrio,portantoasempenagensdevemser projetadas de maneira que a aeronave retorne a condio de equilbrio, de maneira a facilitar a pilotagem da mesma.3.5.3 Controle Paraqueumaeromodelopossaserpilotadonecessrioqueomesmo possasercontrolado.Pararealizarestecontroleexistemtrssuperfciesbsicas, que so: Ailerons:responsveispelocontrolederolagem.Arolagemempregada principalmenteemcurvas,paraequilibraraforacentrifugapelacomponente horizontal de sustentao; Profundores:instaladosnaempenagemhorizontal,responsveispelo controle do ngulo de ataque da aeronave; Leme:instaladonaempenagemvertical,responsvelpelocontrole direcional. 22 3.5.4 Configuraes para a Cauda de Aeronaves NaFigura19soapresentadasalgumasconfiguraescomumente encontradasparaacaudadeumaaeronave.Asvariaesestobaseadasnas posies relativas entre as empenagens horizontal e vertical. FIGURA 19 - CONFIGURAES DE CAUDAS COMUMENTE ENCONTRADAS FONTE: ADAPTADO DE RAYMER (1999) 3.5.5 Configurao Convencional Paraamaioriadosaviesestaconfiguraosatisfazosrequisitosdescritos anteriormente,comomenorpesopossvel.Paraseterumaidiamelhorda popularidadedestaconfigurao,segundoRaymer(1999)cercadesetentapor cento das aeronaves j produzidas possuem esta configurao. 3.5.6 Configurao em T Umavezqueaempenagemverticalestposicionadaaumadistnciamaior doescoamento que passapelaasae pela fuselagem, esta superfcie aerodinmica operaemumescoamentomenosturbulento.Devidoaisto,suaeficincia aerodinmica maior e, portanto, podem-se reduzir suas dimenses, resultando em menor arrasto e peso deste elemento, porm devido aos reforos que deve ser feito na estrutura da empenagem vertical, de maneira a suportar as cargas geradas pela empenagemhorizontal,estaconfiguraoaindamaispesadasecomparada convencional. 23 3.5.7 Configurao Cruciforme Nesta configurao a empenagem horizontal localizada na regio central da envergadura da empenagem vertical. O peso, a eficincia e as dimenses possuem valores intermedirios quando comparados s duas configuraes acima.3.5.8 Configurao em H Aprincipalcaractersticadestaconfiguraoofatodasempenagens verticais voarem em um escoamento menos turbulentos, fora da influncia da esteira criadapelafuselagem,principalmentequandoaaeronaveassumealtitudescom grandes ngulos de ataque como em mergulhos ou decolagens. Suaprincipal vantagem est no fatodasempenagens serem mais eficientes, devido qualidade do escoamento que incide sobre as mesmas.A utilizao desta configurao de cauda est condicionada a uma anlise da criticidadedopesoprpriodaaeronave,umavezqueaestruturadaempenagem horizontaldeveserreforadapararesistirscargasgeradasnasempenagens verticais. 24 4ORDEM DO ERRO Afinalidadedestecapitulomostrarumaformadeatestaraordemdo softwareutilizadoparaodesenvolvimentodaasaeoerroembutidonosvalores obtidos por este. SegundoSchneidereMarchi(2005)overdadeiroerronumrico(E)deuma variveldeinteresseadiferenaentreaexatasoluoanaltica( )easoluo numrica( ),sendooidealaigualdadeentreasoluonumricaesoluo analtica do problema, isto , que a diferena dessas soluo seja nula.

( ) = E (4.1) consideradoqueumerropodesercausadoporquatromotivos:errode truncamento,errodeiterao,erroporarredondamentoeerrodeprogramao.O erroportruncamentogeradoporaproximaesnumricasusadasparaa discretizaodomodelomatemtico;oerroporiteraoadiferenaentrea soluoexatadasequaesdiscretizadaseaiteraorecebida;oerropor arredondamento devido ao finito nmero de dgitos computacionais; e os erros de programao so provocados por erros de pessoas quando implementam e utilizam um programa computacional. Nesteprojetoestoconsideradossomenteoserrosportruncamento.Nestas circunstncias pode-se considerar que o erro numrico calculado pela Equao (4.1) chamado de erro de discretizao. A definio usual de razo de refino utilizada em malhas de elementos finitos com dimensionamento uniforme pode ser expressa pela Equao (4.2).

gfNNq =(4.2) Onde Nf representaonmerodeelementosdamalhafinaeNgonmerode elementos da malha grossa. 25 A ordem do erro (pu) pode ser representada pela Equao (4.3)

( ) qpuf gg sgloglog= (4.3) onde sg , ge fso solues numricas obtidaspor malhas super-grossa, grossa e fina respectivamente. O erro embutido na resposta (U) pode ser expresso pela Equao (4.4): 1) (=pug fqU (4.4) OvalordeUrepresentaotamanhododesvioqueosoftwareapresenta quando relacionado com algum valor de referncia. Sepu forprximoaovalorunitrio,significaqueosoftwareutilizadode primeiraordemequeesteindicadoparaprojetospreliminares.Quantomaiora ordemdoerromaisoresultadoestprximodoreal,portantomaiselaboradoo programa. 26 5DEFINIO DA FORMA DA ASA EM PLANTA O presente capitulo foi descrito para mostrar definio da forma em planta e a definio das dimenses das asas. 5.1ESCOLHA DOS FORMATOS MAIS UTILIZADOS Paraocalculodaasatomou-secomoexemploumaasaideal,ouseja,no formatoelptico.Comoaconstruodeumaasanestaconfiguraocomplicada devido ao seu formato no linear, podem-se assumir formas semelhantes a uma asa elptica, porm deve-se levar em considerao que esta no ter a mesma eficincia daquela.Nestetrabalhoforamanalisadosos doisformatosdeasamais usuaisnas competies SAE Aerodesign. AsformasdaasaforamdesenhadasnosoftwaregrficoSolidEdge,o primeiropassodesenharoslidoquedeterminaovolumedehangarnoqualo aeromodelodeveestarcontido,aFigura20mostraavistasuperiordohangar,foi introduzida a maior asa elptica possvel nestas dimenses, ento foram traados os doisformatosdeasaqueforamanalisados.AFigura20mostraaprimeiraforma analisada. Esta chamada de Asa Tipo 1. FIGURA 20 - ASA TIPO 1 FONTE: O AUTOR 27 A Figura 21 mostra a segunda forma analisada. Esta chamada de Asa Tipo 2. FIGURA 21 - ASA TIPO 2 FONTE: O AUTOR 5.2DISTRIBUIO DOS COEFICIENTES DE SUSTENTAO A distribuio do coeficiente de sustentao local define o comportamento de umaaeronaveemsituaesconhecidascomopr-estol,ondeoestolinicia-seem algumapequenaregiodaasaeorestantedasuperfcieaindaseencontraem condionormaldesustentao,eestdiretamenterelacionadodistribuiode cargas na asa, estas duas situaes proporcionam a fora de sustentao.Para oestudodadistribuiodoscoeficientesdesustentao localaolongo daenvergaduradaasa,serutilizadoosoftwareTORNADO_1.0,queindicado para os clculos de parmetros aerodinmicos da asa de aeronaves, mais detalhes podem ser vistos no Anexo A. Como comparativo entre as duas formas propostas, foi compilado no software TORNADO_1.0 o perfil NACA 2415 para ambas, a justificativa desta escolha foi que perfil bastante comum e encontram-se facilmente referncias sobre ele. 28 Rosa(2006)propequeparafinsexperimentaisdeve-seutilizadosongulo de ataque igual a 3 e a velocidade relativa do perfil em relao ao ar igual a 15m/s. AsTabelas02e03eosGrficos01e02mostramcomoavariaoda dimensodacordainfluencianosparmetrosaerodinmicoentreosformatosde asa proposto. TABELA 2 - PARMETROS AERODINMICOS DA ASA TIPO 1 Asa Tipo 1 Corda [cm]rea [m]Sustentao (L) [N]Arrasto (D) [N] 801,380469,1891 0,57339 901,518871,4095 0,63825 1001,649472,7360 0,69279 1101,772473,3011 0,7369 1201,887973,2263 0,7709 FONTE: O AUTOR NOTA: DADOS EXTRADOS DO SOFTWARE TORNADO_1.0 TABELA 3 - PARMETROS AERODINMICOS DA ASA TIPO 2 Asa Tipo 2 Corda [cm]rea [m]Sustentao (L) [N]Arrasto (D) [N] 701,398070,77090,57978 751,470572,22360,61573 801,538573,06090,64547 851,601673,84280,67383 901,659074,4253 0,6986 951,709574,44530,71631 1001,751174,47850,73216 1051,776674,0129 0,74011 FONTE: O AUTOR NOTA: DADOS EXTRADOS DO SOFTWARE TORNADO_1.0 29 GRFICO 1- COMPARATIVO CLENTRE AS ASAS TIPO 1 ETIPO 2 SUSTENTAO (NACA 2415)68,069,070,071,072,073,074,075,01,3000 1,4000 1,5000 1,6000 1,7000 1,8000 1,9000 2,0000Area de asa [m]Sustentao [N]Asa Tipo 1Asa Tipo 2 FONTE: O AUTOR NOTA: DADOS EXTRADOS DO SOFTWARE TORNADO_1.0 GRFICO 2- COMPARATIVO CLENTRE AS ASAS TIPO 1 E TIPO 2 L/D(NACA 2415)50,055,060,065,070,01,3 1,4 1,5 1,6 1,7 1,8 1,9 2Area de asa [m]L/DTipo1Tipo2 FONTE: O AUTOR NOTA: DADOS EXTRADOS DO SOFTWARE TORNADO_1.0 Observandoastabelaseosgrficosacimaseverificaqueaasatipo2a melhor nas relaes sustentao x rea de asa e L/D x rea de asa, mostrando que esta geometria de asa mais eficiente quando comparada com a asa tipo 1. A corda 30 de90cmpossuiumasustentaoprximaaomximoconseguidacomesta configurao e tambm apresenta um arrasto intermedirio, portanto a asa do tipo 2 com 90cm decorda foiaescolhida,oprojetodageometriadaasaencontra-seno Anexo C. 5.3CLCULO DA ORDEM DO ERRO DO SOFTWARE TORNADO 1.0 Nestetpicoserverificadaaconfiabilidadedosdadosobtidosatravsdo softwareTORNADO1.0.Tomou-secomoparmetrodeanliseoscoeficientesde sustentao obtidos em trs malhas: FIGURA 22- MALHA 5X5 EXTRADA DO SOFTWARE TORNADO 00.20.40.60.8-1-0.8-0.6-0.4-0.200.20.40.60.8100.020.04Eixo XAsa com malha 5 x 5Eixo YEixo Z FONTE: 0 AUTOR FIGURA 23 - MALHA 10X10 EXTRADA DO SOFTWARE TORNADO 00.20.40.60.8-1-0.8-0.6-0.4-0.200.20.40.60.8100.020.04Eixo XAsa com malha 10 x 10Eixo YEixo Z FONTE: 0 AUTOR 31 FIGURA 24- MALHA 20X20 EXTRADA DO SOFTWARE TORNADO 00.20.40.60.8-1-0.8-0.6-0.4-0.200.20.40.60.8100.020.04Eixo XAsa com malha 20 x 20Eixo YEixo ZFONTE: 0 AUTOR TABELA 4 COMPONENTES A SEREM UTILIZADOS NOS CLCULOS MalhaElementosValor de CLdN Super Grossa5x5 sg = 0,34773 sgN = 5 Grossa10x10 g = 0,32753 - Fina20x20 f = 0,31747 2 fN = 20 Utilizando as equaes 3.6, 3.7 e 3.8 obtiveram-se os seguintes resultados: 2 = q006 , 1 = pu310 981 , 9 = x UOsresultadosprovamqueosoftwaredeprimeiraordemeseuerro embutido prximo a 1%, portanto indicado para projetos preliminares. 32 6DEFINIO DO PERFIL DA ASA Nestecapituloobserva-seaformaqueoperfildaasafoidefinido.Paraa obtenodoscoeficientesaerodinmicosdosperfisaseremanalisados,ser utilizadoosoftwareJAVAFOIL(JAVAFOIL,2006).Maioresdetalhesdossoftwares TORNADO_1.0 e JAVAFOIL encontram-se nos Anexos A e B, respectivamente. Anecessidadedeseutilizardoissoftwaresdistintosparaaanlisedaasa decorredelimitaesimpostaspelosmesmosedodiferentepropsitobsicode cada um dos programas utilizados. OsoftwareTORNADO_1.0analisaadistribuiodesustentaolocalem umaasa3-D,pormpossuiumagrandelimitaoquantoanlisedeperfis aerodinmicos: somente possvel o carregamento e anlise de perfis padro NACA pr-programados.Issorestringeaanlisedoscarregamentossomenteparaperfis no padro NACA. Ento, se faz necessrio a utilizao do software JAVAFOIL, que possibilita a analisa do escoamento ao longo de qualquer perfil aerodinmico 2-D.O softwareJAVAFOILfazcorreesempricasparaoefeito3-Ddoescoamento atravs da informao do alongamento da asa. 6.1PERFIL Operfildaasaumitemdeextremaimportnciaparaoprojetodaasado aeromodelo. Ele deve atender aos requisitos e propsitos inicialmente apresentados. Paraoaeromodelo,necessrioqueoperfilapresentealtasustentaoem operao com nmero de Reynolds baixo. Paraaescolhadoperfilaerodinmicoaserutilizadonaasadoaeromodelo, tomou-seporbaseosperfisdealtasustentao,ouhighLiftqueapresentam grande coeficiente de sustentao em ngulos de ataque de zero grau, esses perfis so propostos por Rosa (2006) e que so apresentados na Tabela 05.Pararealizaraanliseecomparaodosperfisutilizou-sedosoftware JAVAFOIL (JAVAFOIL, 2006).FoiconsideradoocoeficientedesustentaocomosendoCL=1,0parao clculo inicial das velocidades. 33 ParaaanlisedosperfisnoJAVAFOIL,foiconsideradoumnmerode Reynolds mdio de 510 . 1 Re =e o ngulo de ataque variando de10 = a20 = . O resultado mostrado no Grfico 03, os dados podem ser verificados no Anexo D. TABELA 5 - PERFIS COM MAIOR COEFICIENTE DE SUSTENTAO. SELIG: S1223 EPPLER: E423 WORTMANN: FX74CL5140 WORTMANN: FX72150A LIEBECK: LA203A GRFICO 3- ANALISE JAVAFOIL PARA OS PERFIS DE ALTA SUSTENTAO -0,500,511,522,53-15 -10 -5 0 5 10 15 20 25ngulo de Ataque ()CLS1223E423FX74_CL5_140FX 72150ALiebeck LA203AFONTE: O AUTOR 34 GRFICO 4- POLAR DE ARRASTO PARA PERFIS DE ALTA SUSTENTAO -0,500,511,522,530 0,02 0,04 0,06 0,08 0,1 0,12 0,14 0,16 0,18CDCLS1223E423FX74_CL5_140FX 72150ALiebeck LA203A FONTE: O AUTOR ParaosperfisapresentadosnaTabela04disps-seosvaloresde LC e DC emumgrficoquechamadodePolardeArrastoequeestapresentadono Grfico 04. Os dados numricos encontram-se no Anexo D. AanlisedoGrfico04complementarmentecomoGrfico03mostra caractersticascomo,porexemplo,operfilFX72150A,queapresentaumvalorse LC mediano,pormtambmapresentaumgrande DC ,oquenointeressante para as caractersticas desejadas do aeromodelo.6.2VIABILIDADE CONSTRUTIVA E NGULO DE INSTALAO DA ASA OTraodoperfildeextremaimportncianomomentodaconstruoda asa. O trao deve ser executado o mais prximo possvel do terico, para reproduzir corretamente os coeficientes aerodinmicos calculados. Asasdeaeromodelosquesofabricadasartesanalmentepelosprprios aeromodelistas,em casa e com recursosque nogarantem areproduoexatado 35 aeroflio,portanto,perfismuitocomplexosouesbeltos,podemserdedifcil execuonaprtica.Issopodeproporcionarumincrementodearrastodevidoa imprecisesconstrutivas.Asasproduzidascommoldes,emprocessosindustriais tmatendnciadeseremmaisprecisaseviabilizamaconstruodeperfismais complexos. O presente projeto considera a restrio de que o aeromodelo ser construdo deformaartesanaleaviabilidadeconstrutivalevaemconsideraoosrecursos disponveis nestas condies. AFigura25eaFigura26mostramosperfisSeligS1223eWortmann FX74CL5140,respectivamente,estasconfiguraesapresentamaregiodobordo de fuga esbelta e com pequenos detalhes, o que acarreta uma difcil reproduo do perfil no momento da fabricao artesanal da asa. Por este motivo estes perfis foram descartados da anlise.

FIGURA 25 - Perfil SELIG S1223 FONTE: Adaptado de NASG (2006) 36 FIGURA 26 - Perfil Wortmann FX74CL5140 FONTE: Adaptado de NASG (2006) AFigura28eaFigura29mostramosperfisLiebeckLA203AeWortmann FX72150AeconformeoGrfico3eoGrfico4estesperfisapresentasbaixos coeficientes de sustentao quando comparados com os outros trs escolhidos, por este motivo os perfis LA203A e o FX72150A foram descartados da anlise. FIGURA 27 - Perfil Wortmann FX72150A FONTE: NASG (2006) 37 FIGURA 28 Perfil Liebeck LA203A FONTE: NASG (2006) AFigura27apresentaoperfilEpplerE423,estaconfiguraoapresentaum grandecoeficientedesustentaoeumbaixocoeficientedearrastoquando comparadoaosoutrosperfispr-selecionados,tambm.porapresentarumformato maisespesso,quefacilitaaconstruoartesanal,optou-seporestaconfigurao para a definio da asa. FIGURA 29 - Perfil Eppler E423 FONTE: NASG (2006) 38 7DEFINIO DAS EMPENAGENS HORIZONTAL E VERTICAL Nestaetapaencontram-seinformaesedefiniessobreosclculosdas empenagenshorizontalevertical.Paraodimensionamentoinicialdaempenagem deve-serecorreradadosestatsticosedadoshistricosrelevantes,parafacilitar este processo, Raymer (1999) utiliza parmetros chamados de razes de volume de cauda. Parasedeterminarasdimensesdaempenagem,pode-seutilizaromtodo do coeficiente de volume da empenagem: S C S LCmHT HTHT =(7.1) S C S LCmVT VTVT =(7.2) Sendo HTS e VTS asreasdasempenagenshorizontalevertical respectivamente. HTL e VTL soasdistnciashorizontaisentreocentro aerodinmicodaaeronaveeocentroaerodinmicodasempenagenshorizontale vertical, podendo ser expressas pelas equaes.

S S C CLHTHT mHT/=(7.3) S S C CLVTVT mVT/=(7.4) Dentro da competio SAE AeroDesign os valoresHTCvariam de 0,4 a 0,5 e de VTCvariam de 0,04 a 0,07, quanto menor os valores deste ndices menor ser as reas projetas das empenagens. Assim, pr-determinou-se o valor para os coeficientes4 , 0 =HTCe04 , 0 =VTC . 39 Outrofatorquedeveserarbitradolevandoemconsideraoosdados histricosarazoentreareaprojetadadaempenagemhorizontaledaasa ( S SHT/ )queparaaeromodelosdevevariarde8a20%,usualmenteutiliza-se S S S SVT HT/ / = . Para os clculos abaixo apresentados foi utilizado o valor mdio, ou seja,S SHT/ ouS SVT/ =14%. As reas projetadas das empenagens podem ser expressas pelas equaes: HTHT A AHTL C S bS..=(7.5) VTVT A AVTL C S bS..=(7.6) E as envergaduras podem ser representadas por: HT HT HTS AR b.= (7.7) VT VT VTS AR b.= (7.8) Onde HTAR arazodeaspectodaempenagemhorizontal,sendo recomendadoautilizaodeumvaloriguala5e VTAR arazodeaspectoda empenagem vertical, sendo recomendado a utilizao de um valor igual a 1,3. Os valores obtidos foram: 20763 , 0 m SHT =m bHT62 , 0 = 20759 , 0 m SVT =m bVT31 , 0 =Observando os valores das reas e das envergaduras pode-se ento definir a suageometria,tantoparaaempenagemverticalcomoparaaempenagem horizontal. A configurao de cauda em T a recomendada devido restrio de volume do slido imaginrio que o avio deve estar contido. 40 8OBJETIVOS ATINGIDOS Nestecapituloforammostradososobjetivosatingidoscomosclculose escolhas deste trabalho. 8.1 ASAS Optou-se por utilizar asa baixa para conseguir a maior distncia entre a asa e a empenagem horizontal; O perfil escolhido o Eppler 423, conforme Figura 27; A corda na raiz da asa de 90 cm, conforme Anexo C; Acordanapontadaasadeaproximadamente40cm,conforme mostra o Anexo C; A envergadura de aproximadamente 230cm, conforme Anexo C. 8.2EMPENAGENS A rea projetada da empenagem horizontal de 0,0763 m2; A envergadura da empenagem horizontal de 0,62 m; A rea projetada da empenagem vertical de 0,0759 m2; A envergadura da empenagem vertical de 0,31 m. 41 9CONCLUSO O presente projeto pde ser considerado complexo e desafiador, uma vez que envolveuvriasreasdoconhecimento,dedomniodograduandodeEngenharia Mecnica. Otrabalhoiniciou-seporumarevisobibliogrficadosconceitosde aerodinmica e noes de aviao adaptada para aeromodelos.Valelembrarqueaconstruodaasaemmadeirabalsaedeforma artesanal,nogaranteareproduofieldepequenosdetalhesedoperfil aerodinmicoaolongodaenvergaduraenaspontasdaasa.Portanto,amadeira balsa entelada no se mostra satisfatoriamente apropriada para construo de asas de preciso. Porm, de modo geral, o objetivo de projeto aerodinmico das asas e cauda deumaeromodeloparacompetioSAEAeroDesign2006classeregularfoi atingido.Osestudosedefiniesnestetrabalhopodemserutilizadosporfuturas equipesdoAeroDesign,poismesmoquemudeoregulamentoestepodeservisto como material de apoio, porque as bibliografias brasileiras so raras e as traduzidas normalmente possuem seu contedo de uma forma pouco didtica. 42 REFERNCIAS AERODYNAMICSFORMODELAIRCRAFT.JAVAFOIL.Disponvelem: Acesso em: 24 out. 2006. ABRAPEX.AssociaoBrasileiradoPoliestirenoExpandido.Disponvel em: Acesso em 08 set. 2006. ANDERSON,J.D.FundamentalsofAerodynamics.2.ed.NewYork: McGraw-Hill, 1991. ANDERSON,J.D.AircraftPerformanceandDesign.2.ed.NewYork: McGraw-Hill, 1999. EMBRAER.Tucano.Disponvelem Acesso em 08 set. 2006. MH.JavaFoil.Disponvelem:http://www.mh-aerotools.de/airfoils/javafoil.htm Acesso em 08 set. 2006. LENNON,A.BasicsofR/CModelAircraftDesign.USA:ModelAirplane News, 1996. MALUFE.Planophore.Disponvelem: Acesso em 08 set. 2006. MERIAN, J. L.; KRAIGE L.G. Mecnica, Esttica. 4. ed. Rio de Janeiro: LTC Livros Tcnicos e Cientficos, 1997. NASG.NihonUniversityAeroStudentGroup.Disponvelem Acesso em: 07 set. 2006. RAYMER,D.P.AircraftDesign:AConceptualApproach.3.ed.USA: American Institute of Aeronautics and Astronautics, 1999. ROSAE.da.IntroduoaoProjetoAeronutico. SantaCatarina:Triboda Ilha, 2006. ROSKAN,J.AirplaneAerodynamicsandperformance.LaurasLawrence: DAR Corporation, 1997. SAEBRASIL.Aerodesign.Disponvelem Acesso em 08 set. 2006. 43 SCHNEIDER, F. A.; MARCHI, C. H. On the grid refinement ratio for one-dimensional advective problems with nonuniform grids. In: 18th INTERNATIONAL CONGRESS OF MECHANICAL ENGINEERING, 11., 2005, Ouro Preto: COBEM, 2005.SIMONS, M. Model Aircraft Aerodynamics. 3. ed. Hemel Hempstead: Nexus Special Interest, 1994. TALHATI, C. A. Oracover. Disponvel em: Acesso em: 08 set. 2006. UIUC.DepartmentofAerospaceEngineeringofIllinoisUniversity. Disponvel em: Acesso em: 07 set. 2006. WAGNER, J. A. Arvore Balsa. Disponvel em Acesso em: 08 set. 2006. WIKIPDIA. Fibra de Carbono. Disponvel em Acesso em 09 set. 2006. 44 ANEXO A - SOFTWARE TORNADO_1.0 TORNADO_1.0foidesenvolvidocomopartedateseprincipalAVortex LatticeMATLABImplementationforLinearAerodynamicWingApplicationsde Tomas Melin (1999-2000). Tornadoumprogramaqueutilizaateoria3Dvortexlattice,comesteira flexvel.Assadasdoprogramaso:Foras3Dagindoemumpainel,coeficientes aerodinmicosnoscorposeeixosdevo,estabilidadederivativacomrespeitoao ngulodeataque,ngulodedeslizamentolateral,taxasangularesedeflexode leme. TornadoescritoemlinguagemMatlaberequerMatlabverso4.2ou superior.umprogramadecdigoaberto,deacordocomaGNU(GeneralPublic License). Tornadobaseadona'standardvortexlatticetheory,sustentadopelateoria de fluxo potencial. Aesteiraoriginadanoarrastodetodasuperfciedesustentaoflexvele muda sua forma de acordo com a condio de vo. Ele basicamente trabalha com o mesmo principio que o clssico arranjo em ferradura, porm as pernas da ferradura so flexveis e consistem de sete (ao invs de trs) vrtices de igual fora. Obs.:Umadaspremissasfundamentaisparaautilizaodestateoriao baixo angulo de ataque; No so considerados os efeitos da fuselagem sobre a asa; Efeitos compressveis so negligenciados. Tornadopodeserusadoparaoestgiodoprojetoconceitualdeuma aeronave,ouemaprendizagem,suportamulti-asas,quepodemserprojetadas independentementecomenflechamento,diedro,afilamento,especficosparacada elemento de asa. Qualquer numero de asas pode ser utilizado com qualquer numero de superfcies de controle. So possveis de serem implementados Canards, flaps, ailerons, profundores elemes.Winglets,cavernasemontagemdemotorespodemserincorporadosno projeto. 45 ANEXO B - JAVA FOIL Javafoilumprogramadeanliseaerodinmica.escritoemlinguagem Java e se utiliza diversos mtodos tradicionais para anlise de aeroflios. A espinha dorsal do programa baseia-se em dois mtodos: a) The potencial Flow Analysis b) The boundary layer analysis Javafoilumprogramarelativamentesimplesepossuialgumaslimitaes. Elenomodelaaseparaolaminardebolhasouaseparaodofluxoeos resultadospodemserincorretosseestesefeitosocorrerem.Aseparaodofluxo, queocorrenoestol,modeladacomalgumascorreesempricasparaquea mxima sustentao possa ser prevista para aeroflios convencionais. Aps o estol, os resultados podem ser imprevisveis.Para que o modelo matemtico proposto pelo software javafoil se aproxime do modelo real, deve-se usar uma quantidade de pontos maior que 50 para o aeroflio. Estes pontos devem ser mais densos nas regies onde os gradientes de velocidade mostram grandes variaes. Maiores detalhes na referncia JAVAFOIL (2006). 46 ANEXO C - FORMA GEOMTRICA DA ASA 47 ANEXO D - COEFICIENTES AERODINAMICOS 2D PARA PERFIS DE ALTA SUSTENTAO E423 CLCdCmCL/CD -100,0630,06856-0,0930,917 -90,1460,06183-0,0912,358 -80,2390,0552-0,0954,326 -70,340,04938-0,16,876 -60,4510,04197-0,14210,737 -50,5760,0321-0,17617,931 -40,7050,02494-0,19528,283 -30,9530,01006-0,25194,724 -21,0790,01004-0,253107,515 -11,1990,01023-0,255117,232 01,3190,01042-0,257126,552 11,4340,01065-0,259134,68 21,5520,01112-0,261139,539 31,6680,01176-0,263141,828 41,7830,01232-0,265144,666 51,8960,0131-0,267144,786 62,0080,01401-0,269143,344 72,1160,01506-0,272140,494 82,2210,01635-0,274135,801 92,320,01778-0,276130,496 102,4110,01966-0,279122,639 112,4950,02276-0,281109,624 122,5640,02693-0,28395,228 132,5920,03215-0,28580,622 142,5720,03768-0,28768,258 152,4990,04422-0,28656,524 162,3920,05197-0,28546,029 172,250,06418-0,28235,067 182,0870,07979-0,27926,155 191,9250,09139-0,27721,063 201,7570,10676-0,27616,455 FX 74CL5140 CLCdCmCL/CD -100,1170,06502-0,0971,8 -90,1930,05856-0,0973,293 -80,2820,05328-0,0955,288 -70,3720,05718-0,0936,506 -60,450,04958-0,0929,08 -50,530,0452-0,09111,732 -40,6120,04098-0,09114,935 -30,6960,03841-0,08918,11 -20,7810,03666-0,08921,307 -10,8680,03578-0,0924,263 00,9570,03573-0,09226,79 11,2970,01189-0,096109,122 21,410,0134-0,255105,259 31,5250,01435-0,258106,252 41,6410,01492-0,261109,978 51,7590,01575-0,264111,663 61,8780,01674-0,266112,166 71,9970,01765-0,269113,133 82,1150,01869-0,272113,177 92,2330,01982-0,275112,679 102,3660,03428-0,27969,034 112,4730,03791-0,28265,226 122,4640,04178-0,28558,978 132,4060,04647-0,28551,775 142,2920,05259-0,28543,587 152,1410,06095-0,28335,127 161,9720,07175-0,28127,481 171,7960,08464-0,27821,218 181,6230,09964-0,27616,284 191,4570,11552-0,27412,615 201,2960,13559-0,2719,561 48 S1223 CLCdCmCL/CD -100,2380,06637-0,1283,579 -90,3350,05892-0,1315,678 -80,4380,05205-0,1328,413 -70,5450,04605-0,13211,836 -60,6530,04451-0,13114,68 -50,7610,04081-0,13318,653 -40,8670,03856-0,13522,492 -30,9690,03638-0,1426,624 -21,3220,01036-0,319127,569 -11,4370,01088-0,32132,024 01,5510,0121-0,32128,194 11,6610,0126-0,321131,853 21,7730,01268-0,322139,8 31,8830,01332-0,323141,359 41,9920,01473-0,323135,255 52,0980,01489-0,324140,893 62,20,0157-0,324140,15 72,2940,0177-0,325129,61 82,3830,01931-0,325123,398 92,4650,02062-0,326119,553 102,5390,02248-0,327112,931 112,6060,02597-0,327100,353 122,6650,03347-0,32879,628 132,7090,0389-0,32869,626 142,670,04306-0,32961,998 152,5880,04719-0,32854,837 162,4180,05482-0,31944,117 172,2350,06639-0,30933,666 182,0210,10067-0,29320,078 191,8480,12109-0,28515,265 201,6840,14182-0,2811,875 FX 72150A CLCdCmCL/CD -10-0,0620,06883-0,078-0,902 -90,0070,06182-0,0790,12 -80,0880,05563-0,0781,587 -70,1780,05023-0,0783,544 -60,2740,04603-0,0785,96 -50,3750,04203-0,0788,926 -40,4780,03854-0,07812,412 -30,5820,03552-0,07916,391 -20,6850,0341-0,0820,095 -10,7850,03373-0,08423,269 01,0930,01133-0,21696,458 11,2060,01146-0,218105,197 21,3220,01137-0,22116,296 31,4360,01176-0,222122,084 41,550,01243-0,225124,735 51,6610,01293-0,226128,457 61,7850,02026-0,2388,107 71,8880,0215-0,23387,829 81,9730,0245-0,23580,566 92,0420,02676-0,23776,317 102,0940,02945-0,23971,101 111,7240,06732-0,08125,605 121,7360,07645-0,08222,706 131,7310,08594-0,07820,137 141,7090,09662-0,07817,683 151,6710,10859-0,07915,387 161,620,12197-0,08113,279 171,5570,13643-0,08211,413 181,4860,1534-0,0849,687 191,4090,16654-0,0858,46 201,520,10605-0,2414,332 49 Liebeck LA203A CLCdCmCL/CD -10-0,2270,06867-0,083-3,31 -9-0,1420,06-0,085-2,375 -8-0,0530,05403-0,086-0,976 -70,0410,04757-0,0890,862 -60,1380,04249-0,0923,244 -50,2390,03736-0,1056,388 -40,4140,01161-0,17535,604 -30,5380,01169-0,17746,003 -20,6620,01105-0,17859,911 -10,7850,01078-0,1872,809 00,9060,01067-0,18284,883 11,0260,01089-0,18394,16 21,1450,01014-0,185112,958 31,2640,01081-0,186116,935 41,3820,01087-0,188127,118 51,4970,01204-0,19124,339 61,6060,01272-0,191126,245 71,7110,02043-0,19383,749 81,8070,02192-0,19582,438 91,8950,02405-0,19778,765 101,9730,02598-0,19875,956 112,0380,02992-0,19968,121 122,0790,03308-0,19962,855 132,0980,03754-0,19855,898 142,1060,04311-0,19748,865 152,10,04985-0,19642,123 162,0930,05399-0,19638,765 172,0620,06577-0,19531,347 182,0290,07491-0,19427,09 191,9910,07829-0,19525,431 201,9330,09652-0,19320,032