Relatório - 2003 - Aerodesign

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Relatório da equipe 2HARS para a competição de 2003

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CENTRO FEDERAL DE EDUCAO TECNOLGICA DO PARAN

SAE AERDESIGN 2003

EQUIPE 2HARS

CEFET-PR

Nr. 51

CENTRO FEDERAL DE EDUCAO TECNOLGICA DO PARAN

Departamento de Engenharia Ind. Mecnica - DAMEC

Equipe 2HARS - SAE Aerodesign 2003

RELATRIO TCNICO

Sntese do Projeto

EQUIPE Nr. 51

JULHO - 2003

NDICE31.APRESENTAO

42.CARACTERSTICAS DO AEROMODELO 2HARS

53.PROJETO PRELIMINAR

53.1.Apresentao

53.2.Requisitos de Projeto

63.3.Dimensionamento do Sistema Moto-Propulsor

63.3.1.Motor

63.3.2.Hlice

83.4.Determinao Inicial da Configurao do Aeromodelo

83.4.1.Configurao da Asa

83.4.2.Parametros Gerais

93.4.3.Anlise

123.4.4.Efeito Solo

123.4.5.Velocidade e Distncia de Decolagem

143.4.6.ngulo de Instalao da Asa(() e Carga Alar(W/S)

153.5.Configurao da Empenagem

153.5.1.Profundor

153.5.2.Balano de Momentos

183.5.3.Downwash

183.5.4.Estabilizador Vertical

193.6.Controles

193.6.1.Aileron

203.6.2.Profundor e Leme

203.6.3.Dispositivos Hipersustentadores

203.7.Estrutura

213.7.1.Dimensionamento das Longarinas

233.7.2.Posio do Centro de Gravidade

253.7.3.Pontos de Fixao

263.7.4.Trem de Pouso

274.ANLISE DE DESEMPENHO E CURVA DE CARGA TIL

285.CONFORMIDADE COM OS REQUISITOS

296.CONCLUSO

307.BIBLIOGRAFIA

NDICE DE FIGURASFigura 3.1 - Curva Trao x Velocidade das Hlices7

Figura 3.2 - Curva Potncia Absorvida x Velocidade das Hlices7Figura 3.3 - Curvas Cl e Cd para perfil Selig 12238

Figura 3.4 - Efeito de ponta de Asa9

Figura 3.5 - Anlise e escolha da corda10

Figura 3.6 - Comparao das Configuraes Biplano x Monoplano10

Figura 3.7 - Campo de Presses no Aeroflio Selig1223 para Biplano11Figura 3.8 - Parmetros de configurao Relativa das asas11Figura 3.9 - Anlise do ngulo de instalao da asa no Avio14Figura 3.10 - Curvas Cl e Cd para perfil NACA 441516Figura 3.11 - Balano de momentos17Figura 3.12 - Efeito do fluxo turbulento - Downwash18Figura 3.13 - Distribuio de Cargas nas asas21Figura 3.14 - Tabela de equipamentos para clculo do CG24Figura 3.15 - Variaes de posio de CG e diferenas com mx. e mn carregamentos24Figura 3.16 - Curva de Variao de Capacidade de Carga em funo da Altura.271. APRESENTAOO Projeto AeroDesign um programa de fins educacionais, realizado pela SAE BRASIL, atravs de sua Seo So Jos dos Campos, e cujo principal objetivo propiciar a difuso e o intercmbio de tcnicas e conhecimentos de engenharia aeronutica entre estudantes e futuros profissionais deste importante segmento da mobilidade, atravs de aplicaes prticas e da competio entre equipes. Como decorrncia do trabalho em equipe, voltado para o desenvolvimento e materializao de seus projetos, os estudantes tm a oportunidade de exercitar disciplinas que usualmente no fazem parte dos currculos acadmicos e que, no obstante, se revelam preciosas para o sucesso dos modernos profissionais da engenharia em um mundo sempre mais competitivo: esprito de equipe, liderana, planejamento, capacidade de vender idias e projetos.

Os objetivos so projetar, documentar, construir e alar vo um aeromodelo rdio controlado, visando carregar a maior carga til possvel. Para isto devero ser respeitados o espao limite de decolagem e a mxima envergadura alm de utilizar o motor padro para a competio e o combustvel fornecido pela organizao.

As restries impostas pelo regulamento da competio obrigam as equipes a buscarem solues que maximizem a carga til, diminuam o peso, reduzam as perdas sem comprometer a estrutura mecnica do aeromodelo. Estes esforos devem ainda ser economicamente viveis, pois a busca dos recursos financeiros mais um dos desafios da competio.2. CARACTERSTICAS DO AEROMODELO 2HARSO aeromodelo tem como caracterstica fundamental ser um Avio de carga, construdo em escala reduzida e no tripulado. A matriz morfolgica foi o ponto de partida para buscar solues e decidir a forma de abordar os problemas do projeto. As principais funes do aeromodelo foram identificadas e uma busca e anlise das solues existentes para cada funo foram feitas para identificar os princpios de soluo normalmente utilizados nesse tipo de produto. Os principais elementos do aeromodelo so descritos a seguir.

Quanto asa, a escolha do perfil um fator determinante, pois est diretamente relacionado com a sustentao do avio. O perfil escolhido cncavo-convexo, que possui alta sustentao a baixas velocidades. Com a envergadura restrita, a configurao biplano normal com asa retangular foi escolhida. No h decalagem, enflechamento e nem diedro.

Quanto aos dispositivos de controle, a deriva possui leme de direo, que auxilia na realizao das curvas. O estabilizador transversal composto apenas pelo profundor e tem movimento no sentido transversal do avio. O aileron do tipo convencional, uma vez que a manobrabilidade no uma caracterstica fundamental para um avio de carga.

A fuselagem tem estrutura de alumnio dobrada em chapa nica, o que proporciona maior rigidez, revestida com monocote para garantir boa aparncia.

Para as caractersticas apresentadas acima temos como inteno levantar aproximadamente 10 kg de carga til e o projeto ser conduzido visando essa meta.

3. PROJETO PRELIMINAR

3.1. Apresentao

A partir das limitaes impostas pela SAE-BR, definiu-se a envergadura da asa de 1,82m e achou-se o tamanho de corda associado com o perfil que teve uma tima sustentao. O projeto da estrutura teve incio a partir do volume do compartimento de carga e levou em considerao o posicionamento relativo entre o centro de gravidade(CG) do aeromodelo e o centro de presso (Cp) da asa. A definio do sistema moto-propulsor iniciou-se com os motores pr-definidos pela organizao do evento e a escolha da hlice foi feita de modo que o conjunto fornea um bom empuxo para o aeromodelo.

3.2. Requisitos de ProjetoOs requisitos do projeto Aerodesign so de carter mandatrio e o no cumprimento destes acarreta em perda de pontos ou desclassificao da equipe. So eles os seguintes:Tabela 3.1 Requisitos do projeto AerodesignHlicesHlices mltiplas, hlices envolvidas e ducted fans so permitidas

Spinner ou porca de segurana de uso obrigatrio.

Tanque de CombustvelO tanque de combustvel deve ser acessvel para determinar seu contedo durante a inspeo;

O combustvel Ter 10% de nitro-metano e ser fornecido pela SAE BRASIL.

Carga tilDeve ser homognea de maneira que a localizao horizontal do centro de gravidade (CG) de todo o conjunto coincida com o centro geomtrico do compartimento de carga

A carga til e o suporte de carga no podem contribuir na estabilidade estrutural do avio

Compartimento de CargaO volume interno do compartimento deve ser suficiente para envolver completamente um paraleleppedo imaginrio com um volume de 4800 cm.

EnvergaduraA mxima envergadura permitida de 1,83m.

Motor RequeridoO motor deve ser da marca K&B .61 RC/ABC (PN 6170) ou O.S. .61 FX, originais, tipo glow e escapamento original do motor.

GiroscpiosO uso de giroscpios de qualquer tipo no ser permitido.

3.3. Dimensionamento do Sistema Moto-Propulsor

O sistema de propulso responsvel pela produo da fora de trao atuante na aeronave. Os principais elementos geradores desta fora so o motor e a hlice. A escolha destes dois componentes fundamental na determinao da fora gerada pelo sistema.

3.3.1. MotorO motor a ser utilizado foi definido atravs das opes oferecidas pela SAE, abaixo a tabela com as duas opes de motor e o comparativo entre eles:

Tabela 3.2 Comparativo entre as opes de motor para a competioMotorDeslocamento (in)Faixa de rotao (rpm)Potncia (HP)Peso (Kg)

O.S.61 FX0,6072.000 17.0001,90,55

K&B PN 61700,6102.000 14.0001,80,62

O motor O.S.61 FX foi o escolhido devido sua maior potncia, menor peso e maior faixa de rotaes e por oferecer maior confiabilidade tendo como base competies aerodesign anteriores

3.3.2. HlicePara a escolha da hlice levou-se em conta a velocidade e a rotao do motor. Durante a decolagem, a velocidade baixa e supondo pouca variao da rotao da hlice, a taxa de avano da mesma bastante reduzida. Neste regime, hlices de passo pequeno tm maior rendimento que as de passo maior. A curva de rendimento da hlice em funo da taxa de avano (figuras 3.1 e 3.2) nos mostra que hlices de passo pequeno atingem seu ponto mximo antes de uma hlice de passo maior. Assim, regulando o passo na medida em que a velocidade da aeronave varia, torna-se possvel um controle do rendimento da hlice de forma que esta opere de maneira mais prxima ideal durante o vo da aeronave, tal recurso conhecido como o passo de hlice varivel. No caso do aeromodelo em questo no h mecanismo vivel para se utilizar hlice com passo varivel, logo, deve-se escolher uma hlice de passo fixo e com um bom desempenho em baixa velocidade.

Para obter o mximo rendimento recomenda-se hlice de maior dimetro possvel, pois para aeronaves com velocidade de cruzeiro relativamente baixa aplica-se, geralmente, uma hlice com grande dimetro e com um pequeno passo. Dimetros maiores fornecem mais trao (caracterstica desejada em avies de carga) e passos menores fornecem maior acelerao na decolagem (fator fundamental na competio Aerodesign), porm trabalha-se com menor velocidade de cruzeiro.

O motor escolhido (OS .61), possibilita o uso de hlices de dimetro entre 11 e 14 polegadas e comercialmente encontram-se hlices com passos variando entre 3,75 e 14 in.

Para a anlise foram levantadas as curvas trao x velocidade das hlices atravs do software propel [9], que so mostradas na figura 3.1 utilizando a rotao do motor em 10.000 rpm e supondo que esta a melhor condio de trabalho do motor. Nas curvas da figura 3.2 observa-se o comportamento das hlice e v-se que a hlice 13 X 6 absorve mais potncia do motor mas fornece uma maior fora trativa.

Figura 3.1 - Curva Trao x Velocidade das Hlices Figura 3.2 - Curva Potncia Absorvida x

Velocidade das Hlices O programa propel utiliza o Mtodo das Ps para anlise de hlice. 3.4. Determinao Inicial da Configurao do Aeromodelo3.4.1. Configurao da Asa

A principal parte do aeromodelo a asa. Ela responsvel por gerar as foras que levantaro o avio do solo. O principal elemento da asa o aeroflio, que produz as diferenas de presso entre o intradorso e o extradorso da asa, resultando em uma fora na direo vertical para cima.3.4.2. Parmetros Gerais

Como regra imposta pelo regulamento, a envergadura limitada a 1,83m, ficando como deciso de projeto a escolha do tamanho da corda mdia aerodinmica (CMA).

Escolheu-se a asa retangular sem enflechamento e nem diedro para simplificar os clculos. O perfil escolhido foi o SELIG1223 a partir dos timos resultados apresentados em competies aerodesign anteriores e pela excelente relao L/D para a faixa de Reynolds de 150.000 a 350.000 como vemos na Figura 3.3 mostradas abaixo: Figura 3.3a - Curva Cl x AoA Para Perfil Selig1223 Figura 3.3b - Curva Cl x Cd para perfil Selig1223

A anlise foi conduzida utilizando o software Javafoil [8], escrito em linguagem Java e que utiliza os seguintes mtodos:

-The boundary layer analysis module So analisadas correntes ao longo das superfcies superior e inferior da asa iniciando do ponto de estagnao. Examinando um conjunto de coordenadas da superfcie de sustentao, calcula-se a velocidade local do fluxo invscido ao longo da superfcie de sustentao para todo o ngulo de ataque desejado.

-The potential flow analysis. feita anlise usando o mtodo dos painis com uma ordem mais elevada (distribuio com variao linear do vrtice). Resolve-se um sistema de equaes diferenciais para encontrar os vrios parmetros da camada limite. o chamado mtodo da integral.

O Javafoil tambm leva em considerao o aspecto tridimensional da asa corrigindo o efeito de ponta de asa (figura 3.4) atravs da informao da Razo de Aspecto AR (frmula 3.1), para cada corda como segue:

(3.1)

Figura 3.4 - Efeito de ponta de Asa

3.4.3. AnliseIniciou-se a anlise fazendo a comparao entre sustentao e arrasto de asas com cordas desde 0,15m at 0,5 mm e com envergadura fixa em 1,82m. As cordas de tamanho prximo a 0,47m apresentaram grande sustentao e um patamar de arrasto levemente reduzido com aumento da relao entre sustentao e arrasto (L/D), como mostra o grfico 3.5. Com valores de corda maiores que 0,5m o efeito de ponta de asa mostrado na figura 3.4 muito significativo e um aumento de rea ocasionado por um acrscimo na corda contribui muito mais para a fora de arrasto induzido do que para a fora de sustentao.

Como dispomos de baixa potncia no motor e distancia de decolagem restrita, o uso de cordas grandes invivel por apresentar grande arrasto induzido, levando assim a uma distancia extremamente grande para atingir a velocidade de decolagem, mantendo-se os outros parmetros fixos. Restringiu-se desse modo a escolha da corda em funo do arrasto induzido e da potncia desenvolvida pelo motor.

Figura 3.5 - Anlise e escolha da corda Figura 3.6 - Comparao das Configuraes Biplano x MonoplanoObservou-se porm que a configurao monoplano no atende a inteno de projeto, pois a rea precisa ser grande e isso leva a uma razo de aspecto baixa, o Coeficiente de sustentao (Cl) reduzido devido ao efeito de ponta de asa e essas condies resultam em uma fora de sustentao insuficiente.

A soluo para esse problema nos levou a analisar a configurao biplano, que aumentou a AR para uma mesma rea projetada e elevou o Cl consideravelmente. Com essa configurao, tivemos uma fora de sustentao significativamente maior que a anterior e com um arrasto da mesma ordem de grandeza como mostra a figura 3.6. Porm, para um avio biplano devemos considerar a interferncia que uma asa sofre devido presena da outra, essa interferncia pode ser visualizada na anlise do campo de fluxo dado pelo Software JavaFoil e que mostrada na figura 3.7:

Figura 3.7 - Campo de Presses no Aeroflio Selig1223 para Biplano e Monoplano

Pode-se notar que no extradorso da asa superior temos uma presso muito baixa e que na asa inferior essa presso no to significativa e por outro lado, no intradorso da asa inferior a presso muito mais alta que a da asa superior, mostrando claramente que a interferncia entre as asas significativa e deve ser levada em considerao.

A interferncia depende diretamente da razo entre a distncia entre as asas e o comprimento da corda e tambm da posio relativa das asas, na horizontal, como vemos nos grficos abaixo:

(a)

(b)

Figura 3.8 - Parmetros de configurao Relativa das asas. (a) Anlise de desempenho em relao distncia da asa superior com relao inferior, na horizontal. (b) Anlise de desempenho em relao distncia relativa entre asas, na vertical.Quanto maior for a distncia entre as asas, melhor o coeficiente de sustentao e menor a interferncia de uma asa na outra. Procurou-se minimizar essa interferncia com base na anlise do grfico 3.8b e verificou-se que a distncia entre as asa para que praticamente no haja interferncia por volta de 250mm. Essa distncia foi adotada e os clculos foram conduzidos com esse parmetro fixo. A defasagem no eixo horizontal tem leve efeito no desempenho do avio (figura 3.8a) e uma defasagem negativa acarreta grandes perdas de sustentao devido ao fluxo da asa inferior interferir na asa superior, porm adotou-se a defasagem zero para simplificar clculos de Cp e CG.

Para os parmetros apresentados acima, obtivemos a partir de [8], os coeficientes: Cl=2,379 e Cd=0,31129 porm, prevendo imprecises de construo, adotamos eficincia de 90%, ento obtivemos Cl=2,1411. Para o arrasto induzido, utilizamos o coeficiente sem correes e adotamos margem de segurana nos coeficientes de arrasto parasita Cdpar e atrito de rolagem (().

Outra deciso importante no posicionamento relativo das asas a existncia ou no de decalagem, porm, como no possuamos literatura a respeito, adotamos a decalagem nula para o projeto.

3.4.4. Efeito Solo

O efeito solo verificado quando a asa atua prxima superfcie e provoca uma ligeira melhora nos parmetros aerodinmicos do avio, reduzindo o coeficiente de arrasto induzido e elevando o coeficiente de sustentao. Tambm ocorre a diminuio do ngulo de ataque.

Segundo McCormick (1996), o efeito solo verificado at uma distncia prxima ao valor da envergadura e depende da relao entre a altura da corda ao solo e envergadura da asa. Porm essa influncia no foi levada em considerao nos clculos de carga visto a complexidade para estimar esse efeito para o avio biplano.

3.4.5. Velocidade e Distncia de Decolagem

O desempenho do avio na decolagem depende de vrios fatores, cujo efeito conjunto vai resultar no comprimento de pista necessrio para alcanar a velocidade de decolagem (Vd). Dentre os principais podemos citar o peso total do avio, a proporo entre os valores de trao disponvel do grupo moto-propulsor e o peso, o arrasto aerodinmico e o atrito com o solo, a altitude do aeroporto, a influncia do vento sobre a velocidade em relao ao solo, as condies do piso da pista (seco ou contaminado) e tambm depende do aclive ou declive da pista.

Para tirar o avio do solo, preciso que a fora de sustentao atinja um valor superior ao do peso do avio, para isso preciso que a velocidade seja suficiente para permitir que um ngulo de ataque menor do que o de estol produza essa sustentao.

A velocidade de estol dada pela frmula 3.2: (3.2)Com os parmetros da asa definidos, pde-se ento calcular a velocidade de decolagem, vd. Segundo Pinto (1989) a velocidade de decolagem deve ser 10% maior que a velocidade de estol, ento:

(3.3)Fazendo-se o somatrio de foras na direo da decolagem obtm-se a distncia necessria para tal. A distancia foi avaliada considerando o empuxo total fornecido pela hlice em funo da velocidade, o arrasto induzido total, o arrasto parasita total e a resistncia rolagem do prottipo O arrasto total ento dado pela seguinte frmula:

(3.4)Desenvolvendo:

(3.5)Onde: T(v) = Trao da Hlice em funo da velocidade relativa; ( = densidade do ar; Cd = Coeficiente de arrasto induzido, Cl = Coeficiente de sustentao; Cdpar = coeficiente de arrasto parasita; ( = coeficiente de resistncia rolagem; S = rea equivalente plana; w = Peso do aeromodelo e A = rea total das asas.Segundo a mecnica clssica, , e como a acelerao dada pela 2 lei de Newton como , ento temos:

. (3.6) A distancia de decolagem dada abaixo:

(3.7)Fez-se interpolaes com a ajuda do software MapleV [10] e chegou-se concluso de que a velocidade a ser atingida para se decolar em 61m com a carga mxima ao nvel do mar, de aproximadamente 11,26m/s, melhor detalhada na seo 4.

3.4.6. ngulo de Instalao da Asa(() e Carga Alar(W/S)

Como todos os parmetros de configurao da asa esto definidos, pde-se analisar o ngulo de instalao da asa no avio a partir do calculo da distncia de decolagem e variando-se o angulo de ataque, como segue na Figura 3.9:

Figura 3.9 - Anlise do ngulo de instalao da asa no AvioVerifica-se que a fora de sustentao chega ao seu valor mximo com o ngulo de 2 graus, embora a melhor relao L/D aparece com o ngulo de um grau negativo.

A carga alar, segundo Simons (1978) um parmetro que mostra-se presente em todo o estudo do desempenho de aeronaves, para baixas e altas velocidades, porm, como o Aeromodelo 2HARS ir operar em baixas velocidades, a carga alar calculada tendo como base a velocidade de estol, . Ela dada como segue:

(3.8)3.5. Configurao da Empenagem

3.5.1. Profundor

O profundor deve balancear os momentos, tanto o que fora o nariz do aeromodelo para cima como para baixo. As variveis que influenciam no momento causado pelo profundor so: a distncia do centro de presso do profundor at ao centro de gravidade do aeromodelo, a rea, o Cl, e a eficincia do profundor.

O coeficiente de sustentao, bem como o de arrasto, dependem dos mesmos fatores que influenciam a asa. Ou seja, dependem do ngulo de ataque do perfil, razo de aspecto e tambm o n de Reynolds. J a eficincia do profundor afetada pelo fluxo turbulento na sada do bordo de fuga da asa. A distncia deste fluxo turbulento ao profundor depende do Downwash e de quo distante est o profundor do centro de presso da asa. Foi arbitrada uma distncia para que o profundor possua um grande brao de alavanca, possibilitando ento a otimizao de sua rea. Este brao deve permanecer rgido durante o vo no permitindo a ocorrncia do fenmeno flutter, onde acentuado, provoca um tail deep stall (estol de profundor) no aeromodelo.

3.5.2. Balano de Momentos

Foi realizado o somatrio de momentos em torno do eixo do trem de pouso traseiro a fim de saber a fora que deve ser aplicada ao profundor para o aeromodelo decolar.Para diminuir a rea do profundor e conseqentemente seu peso, procuramos um perfil que oferecesse grande eficincia, porm, sua curva de Cl deveria ser suave para que a fora resultante para balancear os momentos no tivesse variaes abruptas, ento analisou-se os perfis NACA4412, NACA4415, NACA4418, NACA4421 e NACA4424, adotando-se o perfil NACA4415. Esse perfil sobressaiu-se dos quatro outros analisados por ter a melhor relao L/D combinada com sua forma delgada, que nos d menor peso, alm de possuir a curva Cl x AoA suave (figura 3.10). O perfil ser instalado na posio invertida, de forma que a maior fora gerada seja para baixo.

Figura 3.10a - Curva Cl x AoA Para Perfil NACA4415 Figura 3.10b - Curva Cl x Cd para perfil NACA4415Lennon (1996) recomenda que a razo de aspecto do profundor deve estar por volta de 3,0. Como a rea prevista para fazer o balano de momentos de 0.154m, a: envergadura ter 0.7m com CMA de 0.22m, temos a Razo de aspecto de 3,18. Foi arbitrado que o eixo de ao do arrasto da fuselagem coincidente ao eixo de trao da hlice (distncia d1). A figura 3.11 ilustra as foras envolvidas e os momentos localizados na asa e que devem ser equilibrados pelo profundor. Figura 3.11 - Balano de momentos

A distncia d6 depende do downwash e para d8 foi considerado o eixo de aplicao do arrasto do leme como sendo no centro vertical do mesmo. Onde: T = Trao exercida pela hlice; W = Peso total do avio; Df , Da, Dl e Dp = Arrasto da fuselagem, asa, leme e profundor; La e Lp = Sustentao da asa e profundor; Ma e Mp = Momento localizado na asa e profundor. N1 = Normal na roda dianteira (desprezada); N2 = Normal no eixo traseiro..

(3.9)Conforme os clculos, o profundor necessita de um momento equivalente a 11.92Nm, Como a distancia do profundor ao eixo de giro (d7) de 1.3m encontra-se o valor do momento que o profundor deve fornecer que igual a Lp=15.5N.

Devido ao downwash, a eficincia do profundor no plena, sendo a mxima, segundo Lenon (1996) de 90%. Considerando a distncia em relao ao eixo horizontal do profundor, encontrou-se o momento real que o Profundor deve fornecer segundo a frmula clssica M=f.d, correspondente a 17.05N, que atingido com angulo de ataque de aproximadamente 12.3.5.3. DownwashTemos um fluxo turbulento na sada do bordo de fuga da asa, e quando o profundor esta sujeito a essa regio turbulenta ele perde sua eficincia. Para se obter a melhor eficincia do profundor, realizamos clculos para descobrir a localizao e o tamanho desse fluxo turbulento, evitando assim que o profundor esteja sujeito a turbulncia da asa. Entre as variveis que dependemos para localizar esse fluxo turbulento temos o coeficiente de sustentao referente ao ngulo de incidncia, semi-envergadura, corda, razo de aspecto e formato da asa.

Segundo Lennon (1996) para se obter uma eficincia de 90% no profundor idealiza-se que este deve estar uma distncia vertical da linha de turbulncia correspondente a metade do valor da corda mdia da asa, nessa proporo utilizamos uma distncia de 15cm.

Figura 3.12 - Efeito do fluxo turbulento - Downwash3.5.4. Estabilizador Vertical

O projeto da deriva, ou empenagem vertical envolve consideraes do diedro da asa, reas laterais da fuselagem e trem de aterrissagem, localizao do CG do aeromodelo, bem como a rea da prpria deriva, que est relacionada com o estabilizador, proveniente da asa.

A principal funo da deriva manter a estabilidade espiral, capacidade do aeromodelo voltar ao nvel de vo normal com a neutralizao dos controles. Um aeromodelo pode ser em relao a estabilidade espiral: estvel, quando retorna ao nvel de vo normal; neutralmente estvel, se continuar a rodar sem que o ngulo de mergulho seja incrementado; instvel, se o ngulo de mergulho for incrementado a medida que a sua velocidade aumenta.

Um outro fator importante a razo de aspecto da deriva, uma vez que este influi na capacidade de estolar ou no em altos ngulos de deslizamento de lado, fato este que resultaria na perda do controle sobre o aeromodelo.

O leme de direo, que se localiza na deriva, a superfcie de controle que comanda o movimento de guinada, que se d em torno do eixo vertical. Ele utilizado para controle direcional do aeromodelo no solo e para compensar a guinada adversa, que se d pela diferena de arrasto nos dois ailerons no momento de uma manobra de rolagem.

Pela configurao verifica-se que a estabilidade espiral baixa porque no h necessidade de execuo de muitas manobras. Essa estabilidade espiral foi obtida com um balano entre lateral (eixo de rolagem ou rolamento) e direcional (eixo de guinada). No projeto foi primeiro estabelecido os parmetros da lateral (diedro), em que no foi usado diedro combinado com uma grande rea lateral da deriva (parmetros direcionais), de modo a manter esse grau de estabilidade desejado.

Com base em recomendaes de Lennon, adotou-se o curso angular para o leme de 30( para ambos os lados.3.6. Controles

3.6.1. Aileron

O aileron localizado no bordo de fuga das asas, tem por finalidade movimentar o avio lateralmente em torno de seu eixo longitudinal. Esse movimento chamado de rolagem. Ao serem comandados, um aileron abaixa em uma das asas, aumentando a sustentao, enquanto o outro levanta, diminuindo a sustentao das asas. Essa diferena de sustentao entre as asas faz com que o avio incline. Com o aumento de arrasto na asa que sobe e reduo de arrasto na asa que desce, acaba ocorrendo um movimento de guinada em torno do eixo vertical do avio, para o lado oposto da curva. Essa guinada neutralizada com um deslocamento proporcional do leme.

As dimenses utilizadas para o aileron segundo Lennon so de 25% da corda e 40% de metade da envergadura da asa. Utilizando essas propores nosso aileron tem dimenses de 75,0mm por 335,0 mm.

3.6.2. Profundor e Leme

J apresentados na seo 3.5.3.6.3. Dispositivos Hipersustentadores

No Houve a necessidade de dispositivos hipersustentadores como Slots, Slats ou Flaps de bordo de Ataque pelo fato do motor desenvolver baixa potncia e pequena velocidade em solo, e esse dispositivos na maioria das vezes so eficazes em uma velocidade no atingida pelo nosso modelo, e pelo fato do perfil SELIG1223 tem grande coeficiente de sustentao. Desse modo, as duas asas proporcionam sustentao.3.7. Estrutura

Vrios fatores foram confrontados durante a criao do projeto estrutural do aeromodelo. Isto envolveu desde limitaes exigidas pelo regulamento at a prpria disposio dos equipamentos internos, para que obtivssemos o melhor posicionamento do centro de gravidade. Fatores aerodinmicos tambm foram considerados, principalmente devido configurao biplano escolhida.

Alm dos fatores citados escolheu-se o modelo estrutural confeccionado em alumnio, porque para a fabricao torna-se necessrio aplicar conhecimentos como modelagem, planificao de chapas dobradas, habilidades no relacionamento em ambiente empresarial, muito importantes para a questo - prazo de entrega. No s a estrutura como vrios suportes, que podem ser identificados nos desenhos ao final do relatrio, sero construdos em alumnio.

Para a confeco das asas, do profundor, da deriva e do leme optou-se por constru-la em madeira balsa. Devido leveza desta, o que serve tambm para compensar o peso superior do alumnio considerado para diversos componentes do projeto.

O motor, definido pelo regulamento, estar posicionado na regio frontal do avio e ser preso na parede de fogo da estrutura.

3.7.1. Dimensionamento das Longarinas

Seguindo a mesma linha de reduo de peso, decidimos utilizar como longarina no profundor e nas asas um perfil tubular de Fenolite. Esse material apresenta boas caractersticas mecnicas e eltricas e baixa absoro de gua.

A metodologia de clculo adotada para Asas e Profundor foi a de vigas em flexo simples. Como referncia foi utilizado Shames (1983). Segue abaixo os clculos.

AsasDados:

Fora de sustentao para o conjunto de asas, para o ngulo de ataque de 2 e a uma velocidade de 10m/s (velocidade de decolagem).

Lf = 177,51 N

Coeficiente de segurana:

CS = 2,5.

Sabe-se que a sustentao mxima na regio central da asa devido ao carregamento distribudo ter um formato parablico, como o da figura 1 mostrada abaixo.

Figura 3.13 - Distribuio de Cargas nas asasA formulao necessria para o desenvolvimento dos clculos foi a seguinte:

(3.10)

(3.11)

(3.12)

(3.13)Onde: s = envergadura; y = variao da distncia de envergadura; F(y) = fora em funo da distncia y; Mmx = momento mximo; c = distncia da linha neutra extremidade superior do elemento solicitado, o raio neste caso; Izz = momento de inrcia no eixo solicitado; re = raio externo do tubo; t = espessura do tubo;

Desenvolvendo o polinmio de quarta ordem conforme [Iezzi, Dolce] obtm-se:

(3.14)Utilizando-se de t = 1,5mm, (mx = 1200 kgf/cm, g = 9,81 m/s e s = 1,678 m. Atento ao fato de que esta envergadura est diminuda da largura da estrutura onde fixada. Obtm-se o seguinte resultado para o raio externo procurado:

re = 9,92 mm

re(adotado) = 16 mm

Esta longarina tubular ser revestida por um tubo de alumnio devido a concentrao de tenso que existir na montagem entre a asa inferior e a estrutura. J na asa superior haver o mesmo revestimento, mas apenas na regio central (ligao com o corpo do avio).

ProfundorA mesma metodologia anterior foi aplicada para este caso. Mudando apenas o dados a serem considerados. So eles:

Lf = 16,18 N

s = .70 m

t = 0,75 mm

Obtivemos como raio externo ento:

rep = 2,65 mm

rep(adotado) = 8,00 mm

A envergadura utilizada neste momento igual a de projeto, porque o ponto de fixao do profundor exatamente no centro (ponto mdio) do mesmo.

CaudaForam utilizados perfis "U" em alumnio para a confeco da cauda. So 4 perfis cujas dimenses de alma so 9 mm e espessura 1 mm.

3.7.2. Posio do Centro de Gravidade

A posio do centro de gravidade foi determinada utilizando a disposio e pesos dos equipamentos utilizados no projeto. Como at o momento da confeco deste relatrio ainda no tnhamos a estrutura, o peso desta e de todas as peas em alumnio no foram contemplados nos clculos.

Na figura abaixo esto descritos os equipamentos considerados. Pode-se notar tambm que existem vrias cargas consideradas. O motivo disto que se objetivou analisar o comportamento do CG (centro de gravidade) com relao a esta variao durante a competio.

Figura 3.14 - Tabela de equipamentos para clculo do CG

Figura 3.15 - Variaes de posio de CG e diferenas com mx. e mn carregamentosA partir dos dados da figura 3.14 calculou-se o CG para os diversos carregamentos obtendo ento (figura 3.15) a variao do seu posicionamento entre o mximo e o mnimo de 2,6 mm na condio de que a distncia do centro de gravidade da carga at a parede de fogo da estrutura, seja a mesma apresentada na Figura 3.14. Como no projeto da estrutura foi previsto um trilho para que houvesse a regulagem do carregamento til, foi analisado um CG posicionando as cargas a 15mm no sentido do profundor e obteve-se uma variao de 5,1mm entre a condio de maior ou menor carregamento. Na Figura 3.15 pode-se ver as variaes calculadas. As medidas mostradas na Figura 3.14 so as da direo X, pois a da Y foi fixada em 125mm, ou seja, posio mediana em Y na estrutura.

Foi adotada como posio do centro de gravidade os seguintes valores citados a seguir:

XCG = 205mm, em relao parede de fogo.

YCG = 125mm, em relao ao extremo inferior da estrutura.

A partir destes valores e segundo Lennon (1996) foi possvel determinar a posio do Cp em relao ao CG. Este deve ficar a uma distncia de 4% a 6% da corda mdia da asa. Adotou-se o limite mximo desta variao e fixou-se o CP a 223mm da parede de fogo ou 18mm do CG. Ainda segundo Lennon determinou-se que o trem de pouso traseiro deve estar posicionado a 298mm da parede de fogo ou 75mm do CP da asa e deve ter para tanto uma altura de 80mm (medida do centro de fixao da roda at o CP da asa inferior).

3.7.3. Pontos de Fixao

A asa inferior est presa na estrutura por meio de parafusos e da longarina.

Para a fixao por parafusos da asa inferior foram feitas furaes de forma que estas propiciem o ngulo de ataque ideal, j estipulado no clculo aerodinmico como sendo de 2 positivos. A longarina para fixao determina apenas a localizao do centro de presso da asa.

Para a fixao da asa superior foi utilizada uma chapa aparafusada ao fechamento de madeira (superior).Para a cauda, furaes confeccionadas na estrutura possibilitam a perfeita angulao que se pretende dar a calda para que o profundor esteja localizado 100mm acima do limite superior da estrutura em alumnio. Tambm aparafusado.O profundor fixado no suporte do servo motor, que aciona o mesmo, pela longarina. Isto proporcionar o giro de todo o profundor em torno deste dispositivo. Haver um mancal em nylon para possibilitar a fixao no suporte e o giro da longarina.O estabilizador vertical, como no item anterior, tambm fixado no suporte para o servo motor. Mais precisamente em sua parte superior. Pois os furos inferiores servem para a fixao do suporte na calda.3.7.4. Trem de Pouso

Nesta etapa definimos as caractersticas ideais para o sistema mecnico desenvolvido para a rolagem e o pouso do aeromodelo, estando este baseado nos seguintes tpicos:1. Amortecimento do choque no pouso.

2. Resistncia rolagem na acelerao em solo desprezvel.

3. Reduo da oscilao lateral na decolagem.

4. Baixo peso.

Atendendo a esses critrios, o prottipo apresentar rigidez e firmeza na decolagem e no pouso.

O sistema de trem de pouso consiste em duas barras independentes articuladas no centro da estrutura do avio e com o amortecimento atravs de dois coxins, localizados nas bordas laterais

Essa configurao proporciona baixo peso e amortecimento suficiente, atendendo aos critrios 1 e 4.

As rodas foram construdas em nylon, com banda de rolagem constituda por anis de borracha, que confere um certo amortecimento do impacto sobre o conjunto e no apresenta deformao elstica quando submetido carga esttica mxima descrita acima, em conseqncia, a resistncia rolagem pequena, atendendo ao critrio 2

Os coxins laterais atuam no amortecimento do choque e tambm na dissipao do movimento lateral causados por irregularidades na pista, proporcionando assim, uma decolagem estvel e alinhada, atendendo ao critrio 3.

4. ANLISE DE DESEMPENHO E CURVA DE CARGA TIL

O aumento da altitude provoca a queda da densidade do ar. O aumento da temperatura tambm.. Com uma densidade menor, a fora de sustentao e tambm a fora de trao da hlice, so reduzidos isso provoca um aumento da distncia de decolagem ou uma diminuio na capacidade de carga. Como um dos requisitos a ser cumprido a distncia de decolagem, teremos uma diminuio da mxima carga til. Podemos prever a carga til mxima pela equao 3.15 abaixo:

(3.15)A densidade em funo da altura foi retirada do apndice 2 de Houghton [2] e a equao aproximada para a densidade dada como segue:

(3.16)Assim, a equao linearizada que descreve a carga til, em kg em funo da altitude mostrada abaixo:

(3.17) (a)

(b)

Figura 3.16 - Curva de Variao de Capacidade de Carga em funo da Altura. (a) Curva linearizada para Capacidade de carga em funo da altitude. (b) Variao da densidade do ar em funo da altitude.

5. CONFORMIDADE COM OS REQUISITOSDepois de descrito as etapas do projeto, observa-se que houve conformidade com os principais requisitos estipulados pela organizao e dispostos na tabela 3.1, como segue Envergadura mxima 1,82m

Compartimento de carga com 4856 cm, comportando um paraleleppedo de 4800 cm, sendo que a carga no interfere na estrutura do avio. Motor O.S. FX 61

Hlice tradicional (duas ps)

Distncia de decolagem menor que 61m.

Portanto, dentro do regulamento e das especificaes da organizao.6. CONCLUSO

Aps encararmos o desafio de projetar um aeromodelo com restrio de envergadura e de motor e com o pouco conhecimento aeronutico que nos ensinado, elaboramos o projeto atendendo as exigncias do regulamento e documentamos as etapas seguidas sucintamente neste relatrio. Observamos tambm que a inteno de projeto foi alcanada e que o objetivo da SAE BRASIL de promover o intercmbio de informaes e tcnicas aeronuticas atravs de pesquisas e experimentos gerados em funo da competio tambm foi atingido.

Alguns itens de grande relevncia no projeto do aeromodelo, porm, no puderam ser detalhados como a disposio dos servos e a estrutura do boom por termos a limitao de pginas e alguns tpicos somente poderiam conter nesse relatrio depois de extensos ensaios com o aeromodelo construdo, como por exemplo as superfcies de controle e a direcionabilidade.7. BIBLIOGRAFIA

[1] PINTO, L.L.S. (1989). Aerodinmica e desempenho de aeronaves para pilotos / Lili Lucas Souza Pinto. Porto Alegre: Magister.

[2] HOUGHTON, E.L.; CARPENTER, P.W. (1993). Aerodynamics for Engineering Students. 4th edition. New York, NY, USA. Halsted Press.

[3] LENNON, A. (1996). Basics of R/C Model Aircraft Design, USA.

[4] FEDERAL AVIATION REGULATION.(2003). Department of Tranportation, Federal Aviation Regulation - Part 23. http://www2.faa.gov/avr/afs/index.cfm. (30 jun).[5] SIMONS, M. (1994). Model Aircraft Aerodynamics. Great Britain. Nexus /Special Interests.

[6] McCORMICK, B.W. (1995). Aerodynamics, Aeronautics and Flight Mechanics. 2nd edition., New York, NY, USA. Ed. John Wiley & Sons

[7] SELIG, M. (2002). The Department of Aerospace Engineering. University of Illinois, Urbana-Champaign. http://www.aae.uiuc.edu/m-selig/ads/coord_database.html (jun 2003)

[8] DR. MARTIN HEPPERLER (2003). The personal model aeronautics pages. http://www.mh-aerotools.de/airfoils/javafoil.htm (jun 2003)

[9] GYLES; B.R. (2002). Making Aerodynamics Accessible to the Airplane Modeler. http://www.gylesaero.com/_frames/f_propcalc.shtml (21 mar)[10] MAPLE V. (1994). Language for Symbolic Mathematical Calculation. Waterloo Maple Software and the university of Waterloo.

[11] SHAMES, I.H. (1983). Introduo Mecnica dos Slidos, edio traduzida, Prentice-Hall do Brasil, Rio de Janeiro.[12] FUSO FIBRA.(2003). Especificaes Tcnicas. http://www.fusofibra.com.br/especificacoes.htm. (10 jun). Avio que utiliza duas asas superpostas, como superfcie de sustentao

Para termos um resultado mais preciso, precisaramos ter feito ensaios com o motor e as vrias hlices, porm na ocasio da confeco deste relatrio, no tnhamos em mos o motor a ser usado na competio.

Para maiores detalhes consultar Houghton [2].

Objetivo base do projeto, apresentado na seo 2.

Diferena entre os ngulos de incidncia das asas de um biplano

Vibrao ressonante que ocorre na cauda do avio e que pode at derrub-lo.

Produto composto a partir de papel neutro impregnado com resina fenlica. Para mais informaes consultar [12].

Conforme norma aeronutica FAR 23.

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