Projeto Conceitual e Preliminar de Aeronaves Destinadas à Competição Sae Aerodesign

8/12/2019 Projeto Conceitual e Preliminar de Aeronaves Destinadas Competio Sae Aerodesign

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PAULO MIGUEL MOREIRA E OLIVEIRA

PROJETO CONCEITUAL E PRELIMINAR DE AERONAVESDESTINADAS COMPETIO SAE AERODESIGN

Monografia apresentada ao Departamento deEngenharia Eltrica do Centro de CinciasExatas e Tecnolgicas da UniversidadeFederal de Viosa, para a obteno doscrditos da disciplina ELT 490Monografiae Seminrio e cumprimento do requisito

parcial para obteno do grau de Bacharel emEngenharia Eltrica.Orientador: Prof.Ms. Paulo Czar Bchner.

VIOSA2012


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PAULO MIGUEL MOREIRA E OLIVEIRA

PROJETO CONCITUAL E PRELIMINAR DE AERONAVESDESTINADAS COMPETIO SAE AERODESIGN

Monografia apresentada ao Departamento de Engenharia Eltrica do Centro de CinciasExatas e Tecnolgicas da Universidade Federal de Viosa, para a obteno dos crditos da

disciplina ELT 490 Monografia e Seminrio e cumprimento do requisito parcial paraobteno do grau de Bacharel em Engenharia Eltrica.

Aprovada em 06 de setembro de 2012.

COMISSO EXAMINADORA

Prof.Ms. Paulo Czar Buchner - OrientadorUniversidade Federal de Viosa

Prof. Dr. Denilson Eduardo Rodrigues - MembroUniversidade Federal de Viosa

Prof.Ms. Geice Paula Villibor - MembroUniversidade Federal deViosa


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No se espante com a altura do vo. Quanto mais alto, mais longe do perigo. Quanto mais

voc se eleva, mais tempo h de reconhecer uma pane. quando se est prximo do solo que

se deve desconfiar.

(Alberto Santos Dumont)


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Dedicado aos alunos da UFV entusiastas das Cincias Aeronuticas, e a todos a

quem este trabalho possa ser til.


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Agradecimentos

Agradeo a todos os integrantes que passaram pela equipe Skywards de Aerodesign nos

ltimos anos, pois cada um deles contribui de alguma forma para este trabalho.

Agradeo tambm ao professor Paulo Cezar Bchner por acolher nosso projeto desde o incio,

e ao professor Ricardo Capcio, por orientar a bolsa de iniciao da qual esta monografia se

originou.

Por fim, agradeo ao CNPq por financiar a bolsa de iniciao que originou este projeto, e a

FAPEMIG, por financiar o projeto Aerodesign da UFV nos ltimos trs anos.


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Resumo

Ao longo deste trabalho, pretende-se desenvolver um compendio sobre os trs anos de

experincia em projeto de aeronaves na equipe Skywards de Aerodesign da UFV. Ser

descrita e testada uma metodologia para o projeto conceitual e preliminar das aeronaves da

equipe. Tal metodologia utiliza conceitos de projeto baseados tanto na bibliografia genrica

para projeto de mquinas como tambm bibliografias especficas da engenharia aeronutica,

tanto genricas quanto as voltadas para a competio Aerodesign. Dessa forma, aps uma

anlise dos requisitos de projeto, utilizando ferramentas como o QFD e listas de requisitos,

sero propostas solues para o formato conceitual da aeronave, que sero valoradas a fim dedefinir qual a melhor soluo para o projeto. A seguir ser proposto um mtodo para o projeto

preliminar de aeronaves, avaliando as melhores solues geomtricas para as formas

propostas pelo projeto conceitual. Por fim, conclui-se que as aeronaves geradas por este

mtodo conseguem o objetivo de cumprir os requisitos da aeronave na competio, alm de

abrir novas possibilidades para a efetivao deste projeto.


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Abstract

Throughout this work, is intended the development of a compendium concerning three years

of experience in aircraft design by the Skywards Aerodesign team of the UFV. A

methodology will be described and tested for the conceptual and preliminary design of the

aircraft. This methodology uses design concepts based both on literature for generic machine

design as well as bibliographies of specific aeronautical engineering, including the generic

ones as those facing the Aerodesign competition. Thus, after an analysis of design

requirements, using tools such as QFD and lists of requirements, solutions will be proposed

for the conceptual format of the aircraft, which will be valued in order to define the bestsolution for the project. In the sequence, will be proposed a method for the preliminary design

of aircraft, evaluating the best solutions to geometric forms proposed by the conceptual

design.Finally, it is concluded that the aircraft generated by this method can in order to meet

the requirements of the aircraft in the competition, besides opening new possibilities for the

realization of this project.

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Sumrio

Sumrio

1. Introduo .................................................................................................... 141.1. Objetivo ................................................................................................................... 15

2. Reviso Bibliogrfica .................................................................................. 162.1. Nomenclatura Aeronutica ...................................................................................... 162.2. Projeto de Aeronaves ............................................................................................... 212.3. Projeto Conceitual de Aeronaves ............................................................................ 222.4. Projeto Preliminar de Aeronaves ............................................................................. 232.5. Projeto Detalhado de Aeronaves ............................................................................. 242.6. Metodologia da Equipe Skywards de Aerodesign ................................................... 25

3. Materiais e Mtodos .................................................................................... 283.1. Proposta de projeto a ser executado ........................................................................ 283.2. Materiais utilizados ................................................................................................. 283.3. Testes da aeronave ................................................................................................... 28

4. Desenvolvimento da Aeronave ................................................................... 294.1. Execuo do projeto conceitual ............................................................................... 294.1.1. Misso e Desempenho almejado ......................................................................... 294.1.2. Estudos preliminares ........................................................................................... 294.1.3. Delimitao do Prottipo ..................................................................................... 324.2. Projeto preliminar da aeronave ................................................................................ 37

5. Resultados e discusso ................................................................................ 415.1. Anlises aerodinmicas da aeronave ....................................................................... 415.2. Anlises de desempenho e estabilidade da aeronave............................................... 43

6. Concluso .................................................................................................... 486.1. Consideraes Finais ................................................ Erro! Indicador no definido.

7. Bibliografia ................................................................................................. 49


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L ista de F iguras

Figura 1 - Anatomia bsica de uma aeronave(Roskam J. , 1985) 16Figura 2 - Eixos do corpo (a) e de estabilidade (b)(Roskam & Lan, 1985) 17Figura 3 - Eixos do vento(Roskam & Lan, 1985) 18Figura 4 - Planta em 3 vistas de uma asa genrica(Pullin, 1976) 18Figura 5 - Alguns conceitos de aeronave 21Figura 6 - Exemplos de projetos conceituais (TU Delft) 23Figura 7 - Detalhes do projeto preliminar da aeronave 24Figura 8 - Projeto detalhado da fuselagem da aeronave 2012 da equipe Skywards 25Figura 9 - Sequncia de projeto (Barros, Uma metodologia para o desenvolvimento de

aeronaves leves subsnicas, 2000) 26Figura 10 - Funo Global da Aeronave 32Figura 11 - Estrutura de funes de uma aeronave radio-controlada 33Figura 12 - Perfis Eppler 423 (esq) e NACA 0009 (direita) 37Figura 13 - Fluxograma de deciso para a avaliao de uma aeronave 38Figura 14 - Planta em 3 vistas da aeronave desenvolvida 40Figura 15 - Modelo tridimensional da aeronave 41Figura 16 - Distribuio das foras de sustentao ao longo da asa 42Figura 17 - Polar de arrasto da aeronave 43Figura 18 - Modelo da aeronave em decolagem(Roskam & Lan, 1985) 44Figura 19 - Grfico de distncia de decolagem 44Figura 20 - Distncia de pouso x peso 45Figura 21 - Posies de equilbrio de um balde e de uma bola 46Figura 22 - Grficos que representam uma aeronave estvel, neutra e instvel. 47Figura 23 - Coeficiente de momento x angulo de ataque 47
http://c/Users/Paulo%20M/Desktop/UFV/Monografia/TCC-final.docx%23_Toc336783357http://c/Users/Paulo%20M/Desktop/UFV/Monografia/TCC-final.docx%23_Toc336783357http://c/Users/Paulo%20M/Desktop/UFV/Monografia/TCC-final.docx%23_Toc336783357


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L ista de Tabelas

Tabela 1- Configuraes possveis para uma aeronave ............................................................ 20Tabela 2 - Requisitos conceituais propostos............................................................................. 31Tabela 3-Requisitos tcnicos propostos ................................................................................... 31Tabela 4Esquema classificatrio das possveis solues de cada subfuno da aeronave ... 34Tabela 5 - Caractersticas Analisadas ....................................................................................... 35Tabela 6 - Variante de soluo adotada .................................................................................... 36Tabela 7 - Clculo de peso e posio do CG ............................................................................ 39Tabela 8 - Dados aerodinmicos da aeronave .......................................................................... 43


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1. Introduo 15

metodologia que contempla fases, ferramentas, fluxo de informao, processo de tomadas de

decises, dentre outras etapas do projeto da aeronave, tendo como base as bibliografias

aeronuticas comumente utilizadas pela equipe, associadas metodologia de projeto de

mquinas. Esta metodologia, porm, ainda no foi aplicada completamente em uma aeronave

pela equipe, tendo sua eficcia testada nas diversas etapas do projeto. Desta forma, prope-se

aqui a descrio desta metodologia, bem como a verificao da aeronave desenvolvida atravs

de ferramentas computacionais comumente utilizadas na competio, visto que os projetos da

equipe sempre foram realizados com um forte embasamento terico e se mostraram

competitivos, porm, devido falta de um documento que compreendesse todos estes

mtodos, ocorriam atrasos no projeto, o que prejudicava a construo da aeronave, atrasando

e prejudicando seus resultados em voo.

1.1. Objetivo

Este trabalho tem por objetivo descrever e testar os mtodos desenvolvidos ao longo

dos ltimos trs anos pela equipe de Aerodesign da UFV para realizar seu projeto conceitual e

preliminar.

Sero descritos aqui os mtodos empregados, bem como o embasamento terico do

projeto, visando detalhar o conhecimento armazenado, permitindo um rpido treinamento de

novos membros, o que resultar em maior rapidez para a aquisio de conhecimentos mais

avanados na rea.

Dentre os objetivos especficos, destacam-se:

Aplicar a metodologia desenvolvida para o projeto conceitual e preliminar daaeronave;

Verificar, por meio de simulaes computacionais, se a aeronave desenvolvida atravsdesta metodologia possui caractersticas satisfatrias de voo, sendo estvel e

controlvel, e cumprindo seus requisitos de projeto.


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2.Reviso Bibliogrfica

2.1. Nom enc latu ra Aeronut ica

A ttulo de esclarecimento so apresentadas as nomenclaturas da aeronutica, as quais

sero utilizadas ao longo do presente texto.

A anatomia bsica de uma aeronave convencional composta, segundo (Torenbeck,

1981) por cinco subsistemas principais: asa, fuselagem, empenagem, motor, e trem de pouso,

como dispostos na Figura 1.

Figura 1 - Anatomia bsica de uma aeronave(Roskam J. , 1985)

Na asa, superfcie responsvel por gerar a fora de sustentao que ir fazer com que a

aeronave voe, so encontrados dispositivos (superfcies mveis), segundo (Barros, Introduo

ao Projeto de Aeronaves Leves, 1989), com diferentes funes: flaps e slats so elementos

denominados hipersustentadores, pois auxiliam a decolagem e o pouso, que ocorrem embaixas velocidades, aumentando a sustentao atravs de mecanismos de aumento do

arqueamento do perfil da asa e retardamento do descolamento da camada limite na asa,

enquanto os ailerons so superfcies de controle que defletem assimetricamente (exemplo:

aileron esquerdo para baixo e aileron direito para cima) para controlar o rolamento da

aeronave. A fuselagem, em geral, abriga a carga a ser transportada e integra os demais

subsistemas. A empenagem um conjunto de superfcies aerodinmicas responsveis por

estabilizar e controlar a aeronave longitudinal e direccionalmente. A empenagem vertical composta por uma parte fixa (estabilizador vertical) e uma parte mvel (leme) que controla a


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2. Reviso Bibliogrfica17

guinada. A empenagem horizontal composta por uma parte fixa (estabilizador horizontal) e

outro mvel (profundor) que controla a arfagem. O motor propulsiona a aeronave, e em

geral envolto por uma carenagem aerodinmica denominada nacele, que quando integrada

asa, feita atravs de uma estrutura chamada pilone. Por fim, o trem de pouso composto por

um componente principal, sobre o qual se apoia a maior parte do peso da aeronave, e outra

secundria responsvel pelo controle direcional em solo.

O movimento do avio pode ser representado por um modelo de corpo rgido,

definindo-se trs eixos e suas correspondentes foras e momentos, segundo (Roskam & Lan,

1985). Quando esses eixos so solidrios ao avio e a origem do sistema de coordenadas est

no centro de gravidade da aeronave, so chamados eixos do corpo (Figura 2a): eixo X sai do

nariz, eixo Y da asa direita, e eixo Z para baixo da fuselagem. Como as foras e momentosexperimentados pelo avio possuem origem aerodinmica comum se definir outro sistema

de eixos chamados de eixos de estabilidade (Figura 2b), usualmente adotados pela mecnica

de voo, obtidos pela rotao dos eixos do corpo em torno do eixo Y de (ngulo de ataque),

respectivamente associados aos coeficientes adimensionais de fora CX, CY, CZ e momento

CR, CM, CN.

Figura 2 - Eixos do corpo (a) e de estabilidade (b)(Roskam & Lan, 1985)

Um terceiro sistema de eixos utilizado em aerodinmica possui referncia no vento

(escoamento), chamado eixos do vento (Figura 3), obtido atravs de uma rotao de (ngulo

de derrapagem) em torno do eixo Z a partir dos eixos de estabilidade. Nos eixos do vento, os

coeficientes de fora de arrasto CD (paralelo ao vetor velocidade), de fora lateral CY, e fora

de sustentao CL (perpendicular ao vetor velocidade) sero iguais aos coeficientes de fora

CX, CY, e CZ sempre que o ngulo de derrapagem for nulo.


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Figura 3 - Eixos do vento(Roskam & Lan, 1985)

As principais caractersticas geomtricas de um avio so descritas primordialmente

pelas caractersticas geomtricas de suas superfcies aerodinmicas (asas, empenagem

horizontal, e empenagem vertical). Um desenho em trs vistas de uma asa genrica est

disposto na Figura 4 para ilustrar a terminologia que descreve sua geometria.

Figura 4 - Planta em trs vistas de uma asa genrica(Pullin, 1976)

Segundo (Pullin, 1976), a envergadura b a distncia medida de uma ponta outra da

asa. A rea S aquela projetada no plano horizontal, e inclui as pores onde possa haver

superposio entre a asa e fuselagem, por exemplo. O comprimento de uma seo transversal

qualquer da asa denominado corda c, e de grande interesse em trs posies principais: a

corda na raiz da asa cr, a corda na ponta ct, e a corda mdia aerodinmica MACou, cuja


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posio est entre a raiz e a ponta. O ngulo de enflechamento medido entre o bordo de

ataque e uma linha reta de referncia. O ngulo de diedro medido entre a semi-

envergadrura e o plano horizontal. Existem ainda outros parmetros geomtricos de interesse

derivados dos parmetros definidos anteriormente que sero base para descrever importantes

propriedades aerodinmicas mais adiante. O alongamentoAR definido pela razo da rea do

quadrado de lado igual a envergadura sobre a rea da asa (AR = b/S). O afilamento

definido pela razo da corda na ponta sobre a corda na raiz ( = ct/cr) . E finalmente, a corda

mdia aerodinmica MAC a corda que uma asa retangular de mesma rea teria (MAC =

S/b).

O conceito da aeronave apresentada nas figuras anteriores chamado convencional, e

um de inmeros conceitos possveis para uma aeronave. Apesar desta grande variedade, osprincipais subsistemas apresentados nestas figuras esto presentes na maioria dos casos. A

ttulo de exemplo, a Tabela 1 apresenta vrias configuraes possveis por subsistema e a

Figura 5, exemplos de alguns conceitos.


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Tabela 1- Configuraes possveis para uma aeronave

Pode-se observar que a tabela com o resumo das vrias configuraes de subsistemas

de um avio pode ser combinada para formar diversos conceitos de aeronaves diferentes,

como os seis conceitos apresentados na Figura5.


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Figura 5 - Alguns conceitos de aeronave

Para que uma dada configurao seja uma soluo tima para as especificaes erequisitos da aeronave desejada, necessrio que seja realizado um projeto eficiente, baseado

em uma metodologia bem fundamentada, que ser apresentada a seguir.

2.2. Projeto de Aeronaves

Para que se possa projetar uma aeronave, bem como qualquer produto a ser

desenvolvido, necessrio especificar a funo a que se destina o projeto. No caso das

aeronaves, esta funo denominada misso. As especificaes da misso de uma aeronave

vm em diferentes formas, dependendo do tipo de aeronave, do fabricante, e at mesmo do

cliente ao qual o produto destinado (Roskam & Lan, 1985).

Este projeto, comumente chamado de design de aeronaves, no apenas um

desenvolvimento de uma forma especfica de uma aeronave, e sim, da escolha de um formato

de aeronave adaptado s necessidades, bem como todo o processo analtico para determinar

tal formato, quais solues devero ser desenvolvidas, e quais as modificaes devero ser

feitas ao longo do projeto para atender aos requerimentos e especificaes (Raymer, 1992).

Ao longo deste processo diversas ideias surgem, dando fluidez criao e propiciando

aos projetistas grandes oportunidades de desenvolverem solues que, se no aplicveis no

projeto atualmente em desenvolvimento, podem ser utilizadas em outras oportunidades,

gerando um intenso ciclo de produtividade que engloba as diversas reas envolvidas no

projeto de uma aeronave.

Para que tal processo acontea, faz-se necessria a utilizao de uma metodologia deprojeto condizente com as necessidades de cada tipo de aeronave, empresa ou at mesmo de


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cliente, o que possibilita um projeto gil e lucrativo, tanto do ponto de vista financeiro como

cientfico.

Um tipo especfico de aeronave a ser projetado so as aeronaves leves subsnicas, que

so, mais especificamente, pequenas aeronaves monomotoras, como aeronaves de

treinamento, aeronaves agrcolas e aeronaves no tripuladas de pequeno porte, as quais

obedecem a uma mesma metodologia de projeto e tambm s mesmas normas

regulamentadoras (FAA, 1996). Tais aeronaves, por serem de fcil construo e com larga

aplicabilidade, so muito teis para validao de conceitos cientficos que podem ser

aplicados a aeronaves maiores, bem como a outras cincias.

Desta forma, o projeto de uma aeronave, mesmo em escala reduzida, representa um

grande desafio, e a Equipe Skywardsde Aerodesign da UFV tem como objetivo realizar umprojeto nestes moldes, conforme proposto pela competio SAE Aerodesign.

2.3. Projeto Conceitual de Aeronaves

O projeto de aeronaves, segundo (Raymer, 1992), inicia-se pelo projeto conceitual,

onde so definidas as caractersticas externas bsicas da aeronave. Para (Barros, Uma

metodologia para o desenvolvimento de aeronaves leves subsnicas, 2000), esta etapa se

divide em duas, sendo que na primeira so definidas especificaes e requisitos para a

aeronave, e em seguida, so realizados estudos preliminares, a fim de delimitar o prottipo da

aeronave.

Para a etapa de especificaes e requisitos, definida a finalidade da aeronave, qual

o desempenho almejado pela mesma, suas misses tpicas a serem realizadas, ou seja, o

conjunto de manobras a que ela se destina (como pouso, decolagem, possveis acrobacias, etc)

e suas caractersticas desejveis, a fim de elaborar uma lista de requisitos, que serve de base

para a realizao dos estudos prelimares, que culminaro com a delimitao de um esboo

inicial de projeto (Barros, Introduo ao Projeto de Aeronaves Leves, 1989).

Para a delimitao deste esboo, utilizam-se mtodos comparativos entre as diversas

aeronaves existentes para identificar caractersticas essenciais e desejveis para a aeronave a

se projetar. No Aerodesign, como estes dados so muitas vezes restritos, utilizam-se diversas

estimativas, obtidas tanto da anlise de fotografias de outras aeronaves, como observaes

feitas em apresentaes orais de projeto de outras equipes. Uma fonte comumente usada a

pontuao do ano anterior, da qual possvel observar caractersticas de carga paga (peso dacarga transportada internamente pela aeronave e que no responsvel pelo seu


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funcionamento), peso vazio, bonificaes, dentre outras caractersticas que permitem avaliar

se aquele formato de aeronave possui caractersticas desejveis ou no.

Utilizando essas observaes, possvel elaborar uma lista de prioridades para a

aeronave, que permite a avaliao das diversas caractersticas da mesma, de forma a definir

um prottipo, estimando suas caractersticas externas bsicas, como posicionamento de asas,

motor e empenagens e parmetros bsicos de desempenho, como estimativas de peso

desejado, possvel rea alar e envergadura da asa (Barros, Uma metodologia para o

desenvolvimento de aeronaves leves subsnicas, 2000).Com base nestes dados, escolhe-se o

propulsor para a aeronave, estimam-se suas caractersticas de potencia, e inicia-se a etapa de

projeto preliminar da mesma.

A Figura (6) abaixo nos mostra exemplos de projetos conceituais de aeronaves, cadauma sendo gerada a partir da variao de quatro elementos constituintes, visando o mesmo

objetivo de transportar um elevado nmero de passageiros, cada um contemplando um

aspecto diferente, como maior velocidade, capacidade de carga, dificuldade de produo e

manuteno, dentre outros:

Figura 6 - Exemplos de projetos conceituais (TU Delft)

2.4. Projeto Prel imin ar de Aeronaves

Para dar prosseguimento ao projeto, realizada a etapa de projeto preliminar da

aeronave.(Raymer, 1992)define esta etapa como sendo a que se inicia quando no h mais

mudanas profundas a serem feitas no esboo da aeronave, sendo que aqui so realizadas

definies geomtricas mais precisas e fundamentadas na bibliografia de projeto

aeronutico.(Roskam J. , 1985) e (Torenbeck, 1981) indicam um mtodo baseado em

equacionamentos e levantamentos estatsticos de aeronaves existentes para que esta parte seja


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concluda, mas que no aplicvel ao Aerodesign. (Barros, Uma metodologia para o

desenvolvimento de aeronaves leves subsnicas, 2000), por sua vez, introduz uma etapa

chamada Anteprojeto, na qual o esboo inicial tem sua forma em planta da asa definida, bem

como suas caractersticas de estol, ou seja, a distribuio de sustentao ao longo da asa. A

seguir, feita uma estimativa dos pesos da aeronave, como carga paga e peso vazio, para que

sejam feitas estimativas de estabilidade e controle da mesma, para que sejam selecionados os

perfis de asas, dimenses de empenagens e suas perfilagens. A seguir, o centro de gravidade,

importante para o equilbrio da aeronave, estimado, para que se possa definir um modelo

geomtrico final da mesma, a ser estudado em um posterior projeto detalhado. A Figura (7)

abaixo exibe os resultados do projeto preliminar final da aeronave 2011 da equipe Skywards

de Aerodesign, e contm o detalhamento das dimenses da aeronave, bem como algunsgrficos que mostram caractersticas bsicas da aeronave, como desempenho e estabilidade

em voo:

Figura 7 - Detalhes do projeto preliminar da aeronave

2.5. Projeto Detalhado de Aero naves

Para finalizar o projeto, realizada a etapa de projeto detalhado da aeronave, em que

so realizados os clculos finais que garantem que a aeronave cumpre seus requisitos, alm de

serem desenhadas e fabricadas as peas constituintes da aeronave, bem como so definidos os

processos de fabricao, teste e validao da aeronave, segundo (Raymer, 1992). Para

(Barros, Introduo ao Projeto de Aeronaves Leves, 1989), esta etapa se traduz em Projeto,onde so realizados os clculos de aerodinmica, estabilidade e controle e desempenho. A


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partir destes, as cargas na aeronave so definidas e seus componentes estruturais so

dimensionados. A seguir vem a etapa de fabricao, na qual a aeronave construda de acordo

com suas especificaes, sendo em seguida realizados testes em solo, como ensaios de

estruturas, motores, componentes eletro-eletrnicos, hidrulicos, dentre outros. Por fim,

considerando-se que a aeronave est apta ao voo, so realizados os testes de voo, para definir

as caractersticas finais de desempenho da aeronave.

A ttulo de exemplo, exibe-se na Figura 8 a seguir o desenho detalhado para a

fabricao da fuselagem da aeronave 2012 da aeronave da equipe Skywards, em que so

exibidas dimenses, materiais e instrues de fabricao.

Figura 8 - Projeto detalhado da fuselagem da aeronave 2012 da equipe Skywards

2.6. Metodolo gia da Equipe Skywards de Aerod esign

A metodologia adotada usualmente pela equipe de Aerodesign da UFV a

metodologia proposta por (Barros, Introduo ao Projeto de Aeronaves Leves, 1989),

ilustrada na Figura (9) abaixo, porm ajustada as necessidades e limitaes da equipe, visto

que algumas limitaes so impostas devido inexperincia e ao fato de informaes de

outras aeronaves serem pouco disponibilizadas pelas equipes.


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Figura 9 - Sequncia de projeto (Barros, Uma metodologia para o desenvolvimento de aeronaves levessubsnicas, 2000)

Desta forma, o projeto se inicia com a anlise da documentao da competio, queconsiste no regulamento oficial da competio, bem como dos registros relativos

participao da equipe em anos anteriores, como materiais utilizados, metodologias de

projeto, memrias de clculo, dentre outros, bem como a anlise das outras equipes

concorrentes, criando um banco de dados til para a definio dos objetivos da equipe. Tais

objetivos, associados anlise comparativa com elementos e dados conhecidos de aeronaves

de destaque no ano anterior, so transformados em requisitos de projeto, sintetizados no

mtodo QFD que, segundo (Pahl & Beitz, 2005), til para o planejamento do produto e do

processo, e voltado para preencher os requisitos do cliente, que so convertidos em

caractersticas do produto, e essas, novamente, em sequenciamentos de fabricao e

exigncias de produo, que aqui utilizado com eficcia para escalonar as prioridades da

equipe, visando no apenas a delimitao do prottipo, mas tambm como ferramenta de

tomada de decises no decorrer do projeto, para que a equipe obtenha a maior pontuao

possvel.

A principal ferramenta deste mtodo, que visa integrar todas as sub-etapas do processo

de criao de um produto, a chamada casa da qualidade, a qual permite converter as

vontades do cliente, usualmente descritas de forma vaga, em caractersticas de qualidade do

produto a ser desenvolvido, e suas principais qualidades esto relacionadas uma melhor

elaborao da lista de requisitos do projeto; identificao das funes crticas do projeto, bem

como definio das exigncias tcnicas crticas (Pahl & Beitz, 2005).

Desta forma, utilizando os dados e concluses obtidos do QFD, desencadeado um

processo criativo orientado, utilizando a metodologia proposta por (Pahl & Beitz, 2005), que

consitste na elaborao de uma lista de requisitos tcnicos desejados, utilizados para definir

uma funo global para a aeronave, bem como as subfunes a serem realizadas pela mesma,


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que descrevem as interaes entre os diversos componentes da aeronave, e as relaes

entrada-sada de materiais, energia e sinais da mesma. Para realizar estas funes, como

controlar e estabilizar o voo, apoiar a aeronave no solo, dentre outras, propem-se solues

para cada uma delas. Tais solues so valoradas seguindo um processo metdico, que

culmina emum esboo externo da aeronave, contendo posicionamento de motor, asa, trem de

pouso, bem como indicaes sobre formato de asa e empenagens. Esta etapa anteriormente

descrita chamada projeto conceitual (Raymer, 1992). A partir destes detalhes, inicia-se a

busca por formatos e dimenses da aeronave, como rea, dimenso e formatos de asa, e suas

respectivas posies na aeronave, visando gerar uma aeronave estvel, controlvel e que

cumpra os requisitos da competio, levantando a maior carga possvel, num processo

denominado projeto preliminar.Aps a definio do projeto preliminar e concluso do projeto detalhado, etapa onde as

caractersticas aerodinmicas, estruturais, de estabilidade e de desempenho da aeronave so

detalhadas e definidas, so realizados testes em voo e solo, a fim de certificar que a aeronave

atende os requisitos propostos, e para corrigir eventuais problemas no previstos no decorrer

do projeto, obedecendo a rgido cronograma, no chamado projeto detalhado.

Ao longo do projeto da aeronave tambm e produzida documentao conforme

orientao de (Barros, Uma metodologia para o desenvolvimento de aeronaves levessubsnicas, 2000), associada metodologia proposta por (Pahl & Beitz, 2005), baseada em

listas de requisitos, estruturas de funes e demais ferramentas, a fim de facilitar a

comunicao interna da equipe e confeco deste relatrio, bem como garantir uma gesto do

conhecimento eficiente.


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3.Materiais e Mtodos

3.1. Propo sta de projeto a ser executado

Este trabalho aplicar a metodologia desenvolvida pela equipe em seus trs anos de

experincia na competio SAE Aerodesign na realizao do projeto da aeronave de 2012,

utilizando o regulamento da competio, e as restries para o mesmo. Para isto, sero

delimitados os objetivos da equipe, e, baseado nestes objetivos, sero definidos os requisitos

para a aeronave, sendo realizado seu projeto conceitual e preliminar.

3.2. Materiais uti l izados

Para a realizao deste trabalho, foram utilizados os softwares Microsoft Excel e

Microsoft Word, que permitiram uma fcil documentao do processo de produo, atravs

de suas tabelas e ferramentas grficas que permitiram uma melhor visualizao do projeto

proposto.Tambm foram utilizados os softwares Matlab, para realizao de clculos

avanados, como integraes realizadas nas simulaes de decolagem, e o software XFRL5,

que um software de cdigo aberto que permite clculos aerodinmicos e de estabilidade da

aeronave projetada com acurcia comprovada para aeronaves de pequeno porte como as

utilizadas na competio SAE Aerodesign.

3.3. Testes da aeronave

Para verificar a validade deste trabalho, sero realizados clculos aerodinmicos, de

desempenho e estabilidade para testar se os seguintes critrios de projeto foram verificados

pela aeronave desenvolvida utilizando a metodologia apresentada:

Respeito s restries geomtricas da competio; Decolagem em 50 m de pista; Aeronave com peso mximo de decolagem superior a 14,5 Kg;

Pouso em 100 m de pista; Aeronave estvel e controlvel;


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4.Desenvolvimento da Aeronave

4.1. Execuo do pr o jeto co ncei tu al

4.1.1. Mis so e Desem penho almejado

Conforme descrito anteriormente, a misso da aeronave realizar um circuito de voo

de 360, decolando em 50m e, se possvel, pousando na mesma distncia, carregando a maior

carga possvel, visando obter a maior pontuao possvel. Alm de obter a maior pontuaopossvel utilizando o conhecimento e recursos disponveis para a equipe, espera-se tambm

um desenvolvimento dos conhecimentos da rea aeronutica.

A equipe espera, como desempenho almejado, que a pontuao obtida (adotada como

medida de desempenho da aeronave) coloque o projeto entre os 20 primeiros da competio,

desempenho esperado para uma equipe que caminha para a terceira competio. Tal resultado

garante maior destaque para a equipe, trazendo retorno a nossos patrocinadores e

reconhecimento nossa universidade.

4.1.2. Estudos prel imin ares

Incialmente realiza-se uma anlise aprofundada do regulamento da competio do ano

corrente, buscando por alteraes que facilitem o projeto, ou que indiquem a necessidade de

ateno a pontos crticos no existentes em anos anteriores, como alteraes profundas nas

restries dimensionais ou motorizao da aeronave.

De posse destes dados, inicia-se a anlise do banco de dados da equipe, que contm os

registros relativos participao da equipe em anos anteriores, como materiais utilizados,

metodologias de projeto, memrias de clculo, dentre outros,

Tambm e contemplada neste banco de dados a anlise das caractersticas de outras

equipes concorrentes, o que permite a equipe entender quais sero as dificuldades que ela

enfrentar ao longo do projeto como, por exemplo, a necessidade de desenvolver um

componente da aeronave para se adequar ao regulamento que ainda no havia sido

desenvolvido anteriormente, com materiais nunca antes utilizados pela equipe, bem como

identificar tendncias de projeto que sero teis na elaborao e validao de solues.


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4. Desenvolvimento da Aeronave 30

A ttulo de exemplo, no ano de 2012, foi introduzida uma restrio geomtrica que

exigia aeronaves com dimenses totais (soma das envergaduras de asas e empenagens,

comprimento total e altura) 700mm menores que no ano anterior, e com compartimentos de

carga que obedeciam a uma restrio de densidade que os tornava at 40 % maiores, o que

dificultava o projeto em todas as suas caractersticas bsicas, como menor peso mximo de

decolagem, maior pista de decolagem, aumento do arrasto, dentre outras caractersticas que

exigiram solues cada vez mais avanadas na busca de uma aeronave vencedora.

Ento, a fim de delimitar algumas caractersticas da aeronave, alguns estudos

comparativos utilizando os dados obtidos na etapa anterior foram iniciados. Devido falta de

dados geomtricos precisos, a anlise comparativa recaiu primeiramente sobre a pontuao do

ano anterior, que possua um regulamento mais prximo ao deste ano. A perda de 700 mm no

somatrio de dimenses e a alterao da pontuao de carga paga tambm ser considerada.

Para que a aeronave se situe entre as 20 primeiras equipes da competio, observamos

que as mdias para peso vazio e peso mximo de decolagem (considerando-se 228 g de

combustvel) foram 3,55 e 13,78 kg, respectivamente. Para essa condio mdia, a carga

transportada seria de 10 Kg, valor considerado baixo pela experincia da equipe. Dessa forma,

consideramos que uma relao entre a carga transportada e o peso vazio da aeronave de trs

seria mais adequada, pois poucas equipes (oito entre as 20 primeiras) conseguiram superar

este valor. Logo, iniciamos nossa busca por uma aeronave de aproximadamente 14,5 kg de

peso mximo de decolagem, e 3,55 kg de peso vazio.

Observando as apresentaes das demais equipes, bem como fotografias, pode-se

notar tambm que havia uma convergncia para valores de relao de aspecto, envergaduras,

e valores de volume de cauda horizontal e vertical (relao entre a rea das empenagens e a

rea da asa, o que nos d uma relao de dimenses til para os clculos iniciais). Tais

aspectos foram condensados em um uma linha mestra de projeto, contendo as caractersticas

conceituais essenciais e desejveis para a aeronave, englobando fatores como restries

geomtricas e dinmicas, consideraes sobre segurana, produo e operao da aeronave,

bem como observaes sobre custos, prazos e reciclagem do material, sendo que os principais

tpicos para esta etapa de projeto so exibidos abaixo na Tabela 2 a seguir:


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Tabela 2 - Requisitos conceituais propostos

Leve Fcil retirada de carga Decolagem em 50 mGrande CP Robustez ao vento e clima Pouso em 100 m

Fcil construo Baixo Arrasto e Atrito Pouso em 50 mManobrvel Rapidez de montagem ResistenteCompacta Baixo Custo Rapidez de projeto

Posteriormente, elaborou-se uma matriz QFD, que relacionou estas caractersticas

conceituais com valores e conceitos tcnicos passveis de serem valorados e mensurados,

descritos a seguir na Tabela 3, e que possibilitam uma delimitao da lista de prioridades da

aeronave.

Tabela 3-Requisitos tcnicos propostos

Requisito QuantificaoRelao de aspecto 5


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custo, associados facilidade construtiva, o que permite a fabricao de mais aeronaves,

aumentado nossas tentativas na competio de voo em caso de quedas. Para evitar tais quedas,

a robustez ao vento e demais condies adversas tambm ser priorizada, visando aumentaro

nmero de tentativas de voo de nossas aeronaves, alm do que tais condies (vento forte e

alta humidade) usualmente permitem que a aeronave carregue mais peso, aumentando sua

pontuao. Sendo assim, iniciamos a delimitao do prottipo.

4.1.3. Del im it ao do Pro tt ip o

Para Pahl e Beitz (2005), os requisitos de um equipamento determinam a funo que

representa as relaes entre a entrada e a sada de um sistema. Portanto se houver uma

definio do ncleo da tarefa, podemos indicar uma funo global para o problema. Para

esclarecer esta funo global, proposta a utilizao de um diagrama de blocos que representa

as interaes entre as variveis de entrada e sada do sistema, fazendo referncia s

converses de energia, material e sinais presentes no sistema. Tais relaes devem, ainda, ser

especificadas da forma mais concreta possvel. Em busca deste objetivo, foi proposta uma

funo global para aeronave, que inclua as entradas e sadas do projeto, conforme mostra a

Figura 10.

Figura 10 - Funo Global da Aeronave

A seguir, tal funo foi desdobrada em subfunes, devido complexidade da tarefa a

ser desenvolvida, aumentando a transparncia das relaes de entrada e sada. Tal diviso

traz diversos benefcios, sendo os principais a diviso e simplificao do problema de busca

de solues, bem como a possibilidade de desdobrar tais funes em novas subfunes, o que

facilita solues para problemas subsequentes que possam surgir ao longo do processo, dando


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fluidez ao projeto. De posse das diversas estruturas de funes estudadas, foi escolhida uma

que melhor se ajustava aos objetivos do projeto conceitual, exibida a seguir, na Figura 11.

Figura 11 - Estrutura de funes de uma aeronave radio-controlada


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Utilizando uma matriz (Tabela 4) que permitia classificar os princpios de trabalho

possveis para solucionar as subfunes descritas na estrutura de funes da aeronave, foram

elaboradas variantes de soluo, ou seja, conjuntos destas propostas de solues que

combinavam diversas estruturas de funcionamento diferentes para aeronave (Tabela 5).

Tabela 4Esquema classificatrio das possveis solues de cada subfuno da aeronave

Tabela 5-Variantes de Soluo Adotadas


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Tais variantes foram valoradas utilizando uma rvore de objetivos, ferramenta

proposta por (Pahl & Beitz, 2005) na qual cada um dos objetivos de projeto subdividido em

uma ordem hierrquica, definida por setor ou importncia (principais e secundrias), num

procedimento que facilita ao projetista julgar se foram includas todas as metas relevantes

para a tomada de deciso. Tais caractersticas so valoradas atravs da definio de um peso

para cada uma das diversas caractersticas necessrias e desejveis para a aeronave, baseando-

se no QFD e na Lista de Requisitos do projeto. Uma tabela que resume a rvore de objetivos,

constando o peso relativo de cada caracterstica (entre 0 e 1) exibida na Tabela (6) a seguir.

Tabela 6 - Caractersticas Analisadas

1 nvel Peso 2 nvel Peso 3 nvel Peso

Cumprir osrequisitos dacompetio

1

Alta capacidade decarga

0,3Alta relao LD 0,12

Leve 0,18

Fcil construo eoperao

0,5

Baixo custo 0,075

Rapida Montagem 0,225

Peas Padronizadas 0,025

Facilmentesubstituvel 0,15

Reaproveitvel 0,025

Manobrvel eestvel

0,2

Noprejudica a estabilidade 0,06

Baixainfluncia do vento 0,04

Fcilposicionamento do CG 0,1

Desta forma, cada uma destas caractersticas foi avaliada nas variantes de solues

desenvolvidas, e receberam notas de 0 (insatisfatria) a 4 (muito boa ou ideal), de acordo com

a diretriz VDI 2225 exibida por (Pahl & Beitz, 2005), e estes valores foram multiplicados pelo

peso definido na rvore de critrios. Atravs da soma destes valores, foi possvel obter uma

nota global para cada variante de soluo, alm de se poderem identificar pontos fracos e

fortes em cada uma delas, visando sempre obter uma soluo tima para a aeronave. Ao fim

desta valorao, podemos ento definir uma soluo base que finaliza o projeto conceitual da

aeronave.Ento, conclumos que a configurao externa da aeronave ser adotada

primeiramente como monoplano por, segundo (Barros, 2000), esta configurao apresentar


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maior eficincia aerodinmica e construo mais fcil. A asa alta ser adotada, visando

facilidade construtiva e um bom aproveitamento do efeito solo, alm da minimizao do risco

de contato com o solo, fator importante para aeronaves sensveis ao vento como as da

competio. O motor ser o OS.61 FX, por possuir uma boa relao peso-potncia e ser

largamente utilizado na competio, em configurao tratora, para que o mesmo recebe um

fluxo de ar limpo e tenha sua refrigerao propiciada pelo fluxo da hlice, alm de facilitar o

ajuste do CG, que este ano no ser ajustado com lastros. O trem de pouso ter a configurao

triciclo, por propiciar uma maior estabilidade no solo. Visando a facilidade construtiva, mas

mantendo a eficincia aerodinmica, adotaremos a asa trapezoidal, bem como descartaremos

o enflechamento e o diedro, pois acarretam dificuldade construtiva. Tambm descartaremos o

uso de BWB (blended wing body), pois ele acarreta, alm de dificuldade construtiva,dificuldade para o posicionamento do CG, devido s atuais restries de densidade.

Adotaremos tambm, devido reduo de peso e a um grande uso na competio, o uso de

empenagens horizontais completamente mveis. Esta soluo adotada est resumida na tabela

7 a seguir:

Tabela 7 - Variante de soluo adotada

Subfunes V1 Subfunes V1

AArmazenar Energia

Eltrica BateriaNi-Cd

H ProverEstrutura

Corpo de fuselagemtreliado

B MecnicaTanque

plsticoI

Sustentaoauxiliar

Semhipersustentador

C Fixar motor naestruturaMotor

DianteiroJ

Apoiar aaeronave no

soloTrem triciclo

DConverter energia Mecnica em

EmpuxoHlice 2

psK

Reter aaeronave em

soloSem freios

E Modelos de motor OS FX 61 L ProcessarSinal Radio 2.4 GHz

F Associar ar e energia Asa Alta MAplicar

ComandosHbrido (links

rgidos e flexveis)

Definida a configurao externa da aeronave, iremos dar incio ao projeto preliminar

da aeronave.


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4.2. Projeto prelim inar da aeronave

Para o inicio do projeto preliminar da aeronave, definimos uma geometria para a asa

que melhor se encaixe no objetivo da equipe, visto que seu posicionamento j foi definido.Fatores como dificuldade contrutiva e caractersticas desejveis como uso de disposivos como

flaps e slats influenciam nessa deciso. A seguir, baseado nas caractersticas de peso mximo

de decolagem e restries geomtricas da competio, so criadas diversas geometrias do

conjunto asa empenagem, levando em conta fatores como Relaes de Aspecto usuais, sobras

dimensionais para o posicionamento do motor e altura da fuselagem e empenagem vertical.

Tais geometrias so analisadas em um software, XFRL5, que permitem que estas anlises

sejam feitas de forma rpida. Para esta anlise, recomenda-se o uso dos perfis E423 na asa eNACA 0009 na empenagem horizontal, visto que os mesmos apresentam boas caractersticas

de sustentao e momento, o que permite um equilbrio mais refinado das foras atuantes na

aeronave. Estes perfis no necessitam ser definitivos, mas por serem calculados pelo XFRL5

com maior acurcia, permitem definir de forma confivel se a geometria estudada possui

caractersticas promissoras para atingir os objetivos desejados. A geometria destes perfis

exibida na Figura 12 abaixo:

Figura 12 - Perfis Eppler 423 (esq) e NACA 0009 (direita)

A definio sobre uma geometria ser promissora ou no recai sobre uma anliseconjunta entre o XFRL5, que nos d as caractersticas de sustentao e arrasto da aeronave,

bem como garante se a mesma ser estvel, e um algoritmo desenvolvido no ambiente

Matlab, que permite, atravs de uma integral proposta por (Roskam & Lan, 1985), descobrir

se a aeronave consegue decolar na distncia estabelecida pelo regulamento da competio.

Dessa forma, aps estudar diversas geometrias, podemos encontrar uma geometria que possa

garantir no so que os requisitos de elegibilidade para a competio sejam atendidos, bem

como os requisitos de desempenho almejado para a equipe, atravs de um processo orientado


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por passos, sendo que o aumento gradual da envergadura da asa a base para indicar uma

direo de melhoria.

Ento, inicia-se a busca por uma aeronave de aproximadamente 14,5 kg de MTOW (Peso

Mximo de Decolagem), e 3,55 kg de peso vazio, com relao de aspecto entre 5 e 7, e

envergaduras prximas de 2,5 m. Para as asas geradas com o perfil E423, devido ao seu

menor momento, foram geradas 12 geometrias de asa para cada perfil, contemplando

diferentes valores de AR e b, e tendo suas empenagens desenvolvidas para que fosse possvel

estabelecer critrios mnimos de estabilidade longitudinal esttica (10%


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aceitvel para os objetivos de carga paga a ser levada pela equipe. Nesta etapa, tambm

podemos verificar se o centro de gravidade da aeronave, cuja localizao para garantir a

estabilidade da aeronave pode ser obtida anteriormente, de certa forma praticvel, o que

garante, finalmente, que a aeronave est apta para ter seus clculos detalhados iniciados.

Observando a tabela de pesos da aeronave anterior, efetua-se a substituio de

estruturas e materiais a fim de obter uma tabela de pesos para a aeronave, bem como uma

estimativa do seu centro de gravidade. Considerando a carga paga de aproximadamente 12 kg,

pode-se estimar as dimenses da fuselagem para uma relao de esbeltez (comprimento

dividido pela rea frontal) de 4,5, considerada pela equipe satisfatria. Utilizando o mtodo

proposto por (Iscold, 2002),no qual o bico da aeronave considerado a cordenada X= 0, e a

partir da so calculados os momentos de cada componente de acorodo com a Equao (1),

( 1 )

Aonde representa o momento de cada componente, X representa sua coordenada e m sua

massa, possvel, utilizando a Equao (2),

( 2 )

Aonde Xcg representa o centro de gravidade da aeronave, representa o somatrio de

momentos e a massa total da aeronave, no permite encontrar o centro de gravidade da

aeronave, conforme descrito na Tabela (8).

Tabela 8 - Clculo de peso e posio do CG

SW-04 Taurus CG a 14 cm do BA ME=8%

Item Peso(Kg) Brao(m) Momento

Boom 0,113 1,08 0,12204

Leme 0,08 1,475 0,118

Empenagem Horizontal 0,17 1,475 0,25075Fuselagem 0,7 0,32 0,224

Trem de pouso 0,124 0,42 0,05208

Conjunto motriz 0,81 0,02 0,0162

Bateria 0,093 0,14 0,01302

Rdio 0,011 0,14 0,00154

Tanque 0,295 0,14 0,0413

Bequilha+Servos (M & B) 0,17 0,14 0,0238

Servos Emp 0,03 1,5 0,045

Asa 1,2 0,32 0,384

Total 3,796 1,29173

CG (Base no nariz) 0,340287144 CG 0,000287144


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Analisando a aeronave com o tanque cheio, seu peso passa de 0,065 para 0,295 kg,

ocasionando um passeio de 2 cm no centro de gravidade da aeronave. Desta forma, sugere-se

alocar a carga em 13 cm do bordo de ataque, aumentando a margem esttica da aeronave. O

peso vazio 240g superior ao desejado (3,55 Kg), o que considerado satisfatrio, pois este

peso pode ser reduzido ao longo do projeto. Dessa forma, consideramos que a aeronave est

apta para iniciarmos os clculos que definiram quais so os resultados obtidos por essa

aeronave. A seguir, exibido na Figura 14 o desenho da aeronave em trs vistas, mostrando

suas principais dimenses.

Figura 14 - Planta em 3 vistas da aeronave desenvolvida


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5.Resultados e discusso

5.1. Anlis es aerod inm icas da aeron ave

Atravs do projeto preliminar, obteve-se a configurao externa da aeronave,

incluindo a forma em planta da asa e das empenagens, bem como suas perfilagens. Para

analisar a configurao, a fim de obter os coeficientes aerodinmicos, foram utilizados dois

mtodos: Painis 3D, utilizando o software XFLR5, e o mtodo de Anderson, descrito em

(Anderson, 1999), visto que, baseado na experincia da equipe e no contato com outrasequipes, apenas os dados fornecidos pelo XFRL5, no se mostraram suficientemente

confiveis. Para a anlise 3D, os elementos de singularidade do programa so dipolo e

sorvedouro constantes e as condies de contorno so as de Dirchlet. Todos os painis so

planos e os coeficientes so calculados atravs do plano de Trefftz. Para tais anlises, foi

utilizada uma malha composta de 1360 painis, que foram considerados satisfatrios. A

seguir, na Figura 15, exibido o modelo da aeronave e 3 dimenses elaborado no software

XFRL5:

Figura 15 - Modelo tridimensional da aeronave

Visando a realizao de anlises confiveis de decolagem para a aeronave, iniciou-se o

processo do clculo dos coeficientes de sustentao. Para a velocidade de decolagem de 11,6

m/s o Cl de estol de 1,825, e o de decolagem 0,966, ambos utilizando as condies crticas

e o MTOW de 14,5 Kg. Para verificar se seria possvel atingir tais condies foram realizadas


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5. Resultados e Discusso 42

anlises nos dois mtodos propostos anteriormente para um refinamento de malha

considerado satisfatrio, visto que, a equipe no dispe de tnel de vento nem equipamentos

que permitam uma comprovao experimental dos clculos.

Dados experimentais do perfil E423 tambm foram utilizados. Para todos os mtodos,

o ngulo de estol da asa foi aproximadamente 18,0. Para o conjunto asa fuselagem esse

ngulo caiu para 16,0, com um Cl mximo de 1,825. Pelo grfico da Distribuio da

Sustentao ao longo da semi-envergadura (Figura 16) verificou-se que, pelo mtodo de

Anderson, o estol inicia a 40 cm da raiz enquanto pelo mtodo Painis 3D este inicia a 60 cm

da raiz. Logo, os dois mtodos indicam que o estol se inicia afastado da posio onde se

encontram os ailerons, o que satisfatrio para garantir a controlabilidade da aeronave.

Figura 16 - Distribuio das foras de sustentao ao longo da asa

Para a empenagem horizontal verificou-se ainda que, para os ngulos de ataque

provveis de operao da aeronave (-7 at 9), o perfil escolhido, NACA 63012A, foi

selecionado por trabalhar em seu balde laminar em pelo menos 80% da envergadura, o que

de grande valia na reduo de arrasto e aumento da sustentao da empenagem.

Por fim a determinao da polar de arrasto foi feita atravs de dois mtodos; painis

3D, utilizando o software XFLR5 e o mtodo descrito por (Anderson, 1999), visto que,

baseado na experincia da equipe e no contato com outras equipes, apenas os dados

fornecidos pelo XFRL5 no se mostraram suficientemente confiveis. Desta forma considera-

se que a aeronave, do ponto de vista aerodinmico, est apta a realizar suas metas.


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Figura 17 - Polar de arrasto da aeronave

Por fim, exibimos a Tabela 9 na qual so exibidos os principais dados obtidos no

projeto aerodinmico, teis para assegurar o desempenho e a estabilidade da aeronave.

Tabela 9 - Dados aerodinmicos da aeronave

5.2. Anlises de desempenho e estab il idade da aeronave

Incialmente realizada a anlise de decolagem da aeronave, que um fator muito

importante visto que na competio as equipes tm como uma das restries o comprimento

de pista. O mtodo utilizado foi o proposto por (Roskam & Lan, 1985) baseado no princpio

fundamental da dinmica (2 lei de Newton). Foi adotada uma velocidade de decolagem 20%

maior que a velocidade de estol devido norma (FAA, 1996) por motivos de segurana.

Segundo (Roskam & Lan, 1985), as foras atuantes na aeronave em decolagem

(Figura 18) so o arrasto (D), sustentao (Lg), trao dos motores (T) e a gravidade (W), que

provoca a reao normal (Nn (trem de pouso dianteiro) e Nm (trem traseiro)), sujeitos

constante de atrito dinmico () nos do o modelo abaixo, para uma pista com inclinao

constante ():


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Figura 18 - Modelo da aeronave em decolagem(Roskam & Lan, 1985)

Desta forma, podemos atravs de integrao, conhecendo a velocidade de decolagem

Vlof, e a velocidade do vento Vw, definir qual a distncia de decolagem da aeronave Sto, de

acordo com Equao (3) abaixo, proposta por (Roskam & Lan, 1985):

(3)

Nela o arrasto descrito em funo do coeficiente de arrasto CDg, e a sustentao

descrita atravs do coeficiente de sustentao CLg.O valor de corresponde presso

dinmica, descrita por

, aonde a densidade do ar. Para a densidade do ar mdia de

1,11 Kg/m foi calculada para cada peso em anlise a distncia percorrida em funo da

velocidade. As linhas horizontais representam as velocidades de decolagem de seus

respectivos pesos. Quando estes atingem essa velocidade a decolagem efetivada. Atravs da

Figura 19, podemos constatar que o avio, com peso de decolagem de 14,5 kg (148 N),

decolar antes dos 50 m permitidos.

Figura 19 - Grfico de distncia de decolagem


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No pouso no h trao disponvel, o coeficiente de sustentao iguala-se ao da

decolagem, e o efeito solo atua na fora de arrasto da aeronave. A equipe seguiu a

recomendao da norma (FAA, 1996) e adotou uma velocidade de aproximao de 30%

maior que a velocidade de estol. Considerando o peso mximo total calculado de 148N para o

projeto, o resultado do comprimento necessrio para pista de pouso foi 69,72m para um valor

de densidade do ar de 1.1117 (Kg/m), respeitando o limite estipulado pelo regulamento da

competio. A Figura 13 representa o comprimento de pista de pouso necessrio para os pesos

em diferentes altitudes (800m, 1000m e 1300m). Dentro das especificaes de peso deste

projeto, 148N, a aeronave no ter problemas quanto ao pouso.

O projeto na rea de estabilidade e controle tem por objetivo conseguir uma aeronave

estvel e facilmente controlada pelo piloto. O principal requisito desta analise a margem

esttica pr-definida. Esta foi adotada de 10% para o projeto preliminar, a qual garante uma

boa controlabilidade alm de garantir a estabilidade do avio. Os dados necessrios foram

retirados do programa XFRL5 e XFOIL, e os clculos foram feitos em MATLAB. O conceito

de estabilidade esttica vem da tendncia de um sistema em recuperar sua condio de

equilbrio, dada uma perturbao. Uma aeronave pode ser estvel, neutra, ou instvel

estaticamente. Em geral, o estudo de estabilidade subdividido em dois grupos: longitudinal e

ltero-direcional, pois a hiptese de desacoplamento do movimento da aeronave nesses dois

eixos vlida na maioria dos casos de estudo.

Os clculos de estabilidade esttica foram feitos atravs dos mtodos propostos por

(Anderson, 1999), calculando a contribuio da asa, empenagem horizontal, empenagem

vertical e fuselagem.

Figura 20 - Distncia de pouso x peso


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Para se entender o conceito de estabilidade esttica, a Figura (21) abaixo de grande

auxlio:

Figura 21 - Posies de equilbrio de um balde e de uma bola

Observando a figura, os objetos que possuem estabilidade esttica positiva possuem

um movimento estabilizador contrrio fora que o originou, fazendo o objeto retornar sua

posio original. Para objetos com uma estabilidade esttica neutra, eles iro se deslocar para

uma posio diferente da original, at que sua energia se dissipe. Por fim, um objeto comestabilidade esttica negativa ir ganhar energia ao ser iniciado qualquer movimento,

indicando sua instabilidade de movimento.

Para uma aeronave, isto ocorre quando a mesma atingida por uma fora como um

comando do piloto ou uma rajada de vento. Desta forma, se a mesma for estvel, ela ir

retornar posio original. Ou seja, se seu nariz for apontado para cima ou para baixo, e o

comando cessar, a mesma deve voltar posio original.

Isto pode ser traduzido no seguinte grfico de fora, representada pelo coeficiente demomento da mesma, pelo deslocamento, representado pelo ngulo de ataque, e exibido na

Figura (22) a seguir:


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Figura 22 - Grficos que representam uma aeronave estvel, neutra e instvel.

Inicialmente pode-se concluir que o avio estvel longitudinalmente, pois o

coeficiente de momento para o ngulo de ataque nulo, Cm0a = 0,0486, positivo, e a derivada

do coeficiente de momento em relao ao ngulo de ataque, Cma= -0,0078 Graus-

negativo, atendendo assim os dois requisitos para a estabilidade neste eixo. A partir desta

analise longitudinal, obtm-se o seguinte grfico da Figura 14 abaixo.

Figura 23 - Coeficiente de momento x angulo de ataque

A estabilidade esttica direcional garantida atravs do valor positivo do coeficiente

Cn= 0,0037 Graus-, o qual obtido com a contribuio da empenagem vertical, pois esta

possui um valor tambm positivo, ao contrario da contribuio do conjunto asa-fuselagem.

J para a estabilidade lateral, podemos considerar que Cl praticamente nulo, devido

a inexistncia do ngulo de diedro da asa. E como a aeronave Taurus possui asa alta e o CG se

encontra localizado abaixo dela, podemos considerar que isto j proporciona estabilidade aoavio.


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6.Concluso

6.1. Conc lu so

O projeto Aerodesign, por si s, caracterizou um enorme aprendizado para o autor ao

longo dos trs anos em que participou do projeto, e este presente trabalho, sendo um

compndio da experincia adquirida e tcnicas desenvolvidas, cumpriu o objetivo principal de

sedimentar as bases dos conhecimentos tcnicos adquiridos no s na competio, como

tambm no curso de engenharia eltrica da Universidade Federal de Viosa. As frentes demaior enfoque, a reiterar, projeto preliminar, conceitual, aerodinmica e mecnica de voo

foram estudadas e aprofundadas de maneira vasta, exemplificado pela aeronave projetada ao

longo deste trabalho, que teve suas caractersticas projetadas, verificadas e aprovadas ao

longo deste projeto. O resultado final do trabalho uma metodologia consistente de projeto de

aeronaves, capaz de analisar sensibilidades mltiplas entre parmetros.

Desta forma, considera-se que os objetivos propostos no incio deste projeto foram

todos cumpridos, rendendo elevado grau de aprendizado e desperto para aprofundar os

estudos em aerodinmica, mecnica de voo, e projeto de aeronaves.

6.2. Consi deraes finai s

Dentre os pontos fracos do projeto em questo esto o fato de que, como o foco do

trabalho no est no clculo estrutural, possvel que a rotina de estimao de peso da

aeronave no estivesse bem representativa, o que faria os resultados da rotina de desempenho,

principalmente no tocante ao clculo da potncia requerida que varia com o peso vazio

elevado a 1,5, perder credibilidade. Para sanar este possvel problema, as estimativas de peso

vazio da aeronave foram feitas de maneira conservadora e baseando em dados histricos de

outras aeronaves e peas j construdas ou adquiridas pela equipe, variando cada uma das

caractersticas geomtricas da asa (rea, envergadura, enflechamento, diedro, etc). Mesmo

possuindo um clculo conservador para o peso, ainda necessrio conceber uma estrutura

igualmente eficiente a das aeronaves nos quais as correlaes de estimao de peso foram

baseadas, o que por si s, j representa um enorme desafio de engenharia.


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7.Bibliografia

Anderson, J. (1999).Aircraft Performance and Design.New York: McGraw-Hill.Barros, C. (1989).Introduo ao Projeto de Aeronaves Leves.Belo Horizonte: UFMG.Barros, C. (2000). Uma metodologia para o desenvolvimento de aeronaves leves subsnicas.

Frum SAE.Da Rosa, E. (2005).Introduo ao Projeto Aeronutico.Florianpolis: UFSC.FAA, F. A. (1996).FAR, Federal Aviation Regulations, Part 23.USA: FAA.Iscold, P. H. (2002).Introduo s cargas nas aeronaves.Belo Horizonte: UFMG.Pahl, G., & Beitz, W. (2005).Projeto na Engenharia: Fundamentos do Desenvolvimento

Eficaz de Produtos. Mtodos e Aplicaes.Alemanha: Blucher.Pullin, D. (1976).Apostila de Aerodinmica do Avio.Belo Horizonte: UFMG.

Raymer, D. (1992).Aircraft Design - A conceptual approach.Reston, EUA: AIAA EducationSeries.Roskam, J. (1985).Airplane Design.DAR Corporation.Roskam, J., & Lan, C. (1985).Airplane Aerodynamics and Perfomance.DAR Corporation.Torenbeck, E. (1981). Synthesis of Subsonic Airplane Design.Delft.

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Projeto Conceitual e Preliminar de Aeronaves Destinadas à Competição Sae Aerodesign