UNIVERSIDADE FEDERAL DO RIO GRANDE DO NORTE …...Lucena, deles vem toda a minha formação educacional e pessoal, agradeço a Deus pelos ótimos pais que tenho. Aos meus sogros, João

UNIVERSIDADE FEDERAL DO RIO GRANDE DO NORTE

PROGRAMA DE PÓS-GRADUAÇÃO EM

ENGENHARIA MECÂNICA

ALYSSON NASCIMENTO DE LUCENA

DESENVOLVIMENTO DE UM VEÍCULO AÉREO NÃO TRIPULADO

COM SUSTENTAÇÃO E PROPULSÃO HÍBRIDA

Janeiro de 2018

Natal - RN

Alysson Nascimento de Lucena



Dissertação de Mestrado apresentada ao Programa de Pós-Graduação em

Engenharia Mecânica da UFRN como parte dos requisitos para obtenção de

título de Mestre em Engenharia Mecânica.

Orientador: Prof. Dr. Raimundo Carlos Silvério Freire Júnior.

Universidade Federal do Rio Grande do Norte - UFRN

Sistema de Bibliotecas - SISBI

Catalogação de Publicação na Fonte. UFRN - Biblioteca Central Zila Mamede

Lucena, Alysson Nascimento de.

Desenvolvimento de um veículo aéreo não tripulado com

sustentação e propulsão híbrida / Alysson Nascimento de Lucena. -

2018.

141 f.: il.

Dissertação (mestrado) - Universidade Federal do Rio Grande do

Norte, Centro de Tecnologia, Programa de Pós-Graduação em

Engenharia Mecânica, Natal, RN, 2018.

Orientador: Prof. Dr. Raimundo Carlos Silvério Freire Júnior.

1. VANT - Dissertação. 2. Propulsão híbrida - Dissertação. 3.

Asa voadora - Dissertação. 4. Multirotor - Dissertação. 5. Drone

- Dissertação. I. Freire Júnior, Raimundo Carlos Silvério. II.

Título.

RN/UF/BCZM CDU 621.3

Alysson Nascimento de Lucena



Esta dissertação foi julgada adequada para a obtenção do título de

MESTRE EM ENGENHARIA MECÃNICA

sendo aprovada em sua forma final.

Banca Examinadora

__________________________________________

Prof. Dr. Raimundo Carlos Silvério Freire Junior

__________________________________________

Prof. Dr. Wallace Moreira Bessa

__________________________________________

Prof.a Dra. Karilany Dantas Coutinho

__________________________________________

Prof. Dr. Wanderley Ferreira de Amorim Júnior

DEDICATÓRIA

Dedico este trabalho para as duas pessoas

a quem dedico também a minha vida,

minha esposa e meu filho.

AGRADECIMENTOS

Primeiramente agradecer a Deus por toda essa caminhada da vida, tenho certeza

que ele sempre está ao meu lado, as dificuldades enfrentadas não deixam dúvidas.

A minha esposa Myrtz de Lucena e Silva e a meu filho Gabriel Silva de Lucena,

por todo apoio e compreensão, muitas foram as dificuldades durante o desenvolvimento

desse trabalho e sem eles os voos ainda estariam somente nos meus pensamentos.

A minha mãe Maria de Lourdes Nascimento de Lucena e meu pai Eliú Pereira de

Lucena, deles vem toda a minha formação educacional e pessoal, agradeço a Deus pelos

ótimos pais que tenho.

Aos meus sogros, João Batista da Silva e Edinelza Pereira de Lucena e Silva que

sempre torceram por mim.

A meus irmãos que sempre me apoiaram durante toda a vida.

A meus tios, tias e primos, sempre presentes! Em especial a meu tio Francisco Luiz

de Almeida, ele, engenheiro da vida, me ensinou muito.

Ao meu orientador, professor Dr. Raimundo Carlos Silvério Freire Júnior, seus

ensinamentos e participação durante o projeto foram essenciais, não poderia ser outra

pessoa!

A todos os amigos, em especial ao amigo Talisson Araújo Figueiredo, existem

amigos que aparecem na hora certa com a palavra certa, isso faz toda a diferença!

Aos docentes e servidores da escola de Ciências e Tecnologia (C&T), do

Departamento de Engenharia Mecânica (DEM) e do programa de Pós-Graduação em

Engenharia Mecânica da UFRN (PPGEM) por todos os ensinamentos e orientações.

“As invenções são, sobretudo,

o resultado de um trabalho teimoso.”

Alberto Santos Dumont

RESUMO

Este trabalho busca apresentar o desenvolvimento de um Veículo Aéreo não

Tripulado (VANT) duplamente híbrido, capaz de conciliar as vantagens de dois tipos de

aeronaves (asa fixa e multirotor), utilizando motores a combustão e elétricos para a

propulsão e para a sustentação em voo a asa e o multirotor, capaz de decolar e pousar

verticalmente, executar voos lentos ou parados, também executar voo horizontal com

sustentação pela asa e propulsão por motor a combustão que garante maior autonomia.

Para a realização desse estudo foram desenvolvidas três aeronaves, inicialmente uma asa

voadora e um multirotor tricóptero com objetivo de analisar separadamente cada tipo de

aeronave, após os testes e análises foi desenvolvido um VANT duplamente híbrido, uma

asa voadora e um hexacóptero, propulsão por motores elétricos e à combustão. A partir

dos testes e cálculos teóricos da aeronave híbrida observou-se a viabilidade de um novo

tipo de aeronave, com características próprias, capaz de conciliar as vantagens de dois

tipos de aeronaves.

Palavras-chave: VANT, híbrido, asa voadora, multirotor, drone.

ABSTRACT

This work aims to present the development of a double hybrid unmanned aerial

vehicle (UAV), capable of reconciling the advantages of two types of aircraft (fixed wing

and multirotor), using combustion and electric motors for propulsion and in flight support

the wing and the multirotor, able to take off and land vertically, to perform slow or

stopped flights, also to execute horizontal flight with support by the wing and propulsion

by combustion engine that guarantees greater autonomy. In order to carry out this study,

three aircraft were developed, initially a flying wing and a tricopter multirotor with the

objective of analyzing separately each type of aircraft, after the tests and analyzes a

double hybrid VANT was developed, a flying wing and a hexacopter, motor propulsion

electrical and combustion. From the theoretical tests and calculations of the hybrid

aircraft, the viability of a new type of aircraft, with its own characteristics, was able to

reconcile the advantages of two types of aircraft.

Keywords: UAV, hybrid, flying wing, multirotor, drone.

LISTA DE ABREVIATURAS E SIGLAS

b - Envergadura da asa

ct - Corda na ponta da asa

cr - Corda na raiz da asa

S - Área da asa

𝑅𝑒 - Número de Reynolds

l - Litro

v - Velocidade do escoamento

ρ - Densidade do ar

𝑐̅ - Corda média aerodinâmica do perfil

𝜇 - Viscosidade dinâmica do ar

c - Corda do perfil

𝛼 - Ângulo de ataque

𝑐𝑙 - Coeficiente de sustentação do perfil aerodinâmico

𝑐𝑙 𝑚á𝑥 - Limite do coeficiente de sustentação do perfil aerodinâmico

𝛼𝑐𝑙=0 - Coeficiente de sustentação nulo do perfil aerodinâmico

𝑐𝑑 - Coeficiente de arrasto do perfil aerodinâmico

𝑐𝑚 - Coeficiente de momento do perfil aerodinâmico

𝑎0 - Coeficiente angular para sustentação do perfil aerodinâmico

𝑙 - Força de sustentação

𝑑 - Força de arrasto

𝑚𝑐/4 - Momento localizado a 1/4 da corda do perfil aerodinâmico

𝐴𝑅 - Relação de alongamento

𝜆 - Relação de afilamento

𝑒 - Fator de eficiência da envergadura

𝛿 - Fator de arrasto induzido

𝐶𝐿 - Coeficiente de sustentação da asa

𝐶𝐷 - Coeficiente de arrasto da asa

𝐶𝑀 - Coeficiente de momento da asa

𝐿 - Força de sustentação

𝐷 - Força de arrasto

𝑀 - Momento ao redor do centro aerodinâmico

𝑤 - Downwash

𝑉∞ - Velocidade de vento relativo

𝛼𝑖 - Ângulo de ataque induzido

𝛼𝑒𝑓 - Ângulo de ataque efetivo

𝑢 - Componente de velocidade

𝛼𝐿=0 - Ângulo de ataque para sustentação nula

𝑎 - Coeficiente angular da curva da asa

𝐶𝐿 𝑚á𝑥 - Limite do coeficiente de sustentação da asa

𝐶𝐷𝑖 - Arrasto induzido estimado

𝑒0 - Eficiência de Oswald

𝐶𝐷𝑂 - Arrasto parasito estimado

𝑆𝑚𝑜𝑙ℎ𝑎𝑑𝑎 - Área molhada

𝐶𝐹 - Coeficiente de atrito

𝐾 - Termo de proporcionalidade

𝑣𝑒𝑠𝑡𝑜𝑙 - Velocidade de estol

𝑊 - Peso da aeronave

V - Volts

RPM - Rotações por minuto

KV - Relação entre RPM e V

ESC - Controle eletrônico de velocidade

NiCd - Níquel cádmio

NiMH - Níquel metal hidreto

LiPo - Líthio-polímero

C - Taxa de descarga

ABS - Acrilonitrila butadieno estireno

PCV - Policloreto de vinila

Φ - Efeito solo

ℎ - Altura da asa em relação ao solo

𝑇𝐷 - Tração disponível

𝑇𝑅 - Tração requerida

𝑃𝐷 - Potência disponível

𝑃𝑅 - Potência requerida

kgf - Quilograma-força

m/s - Metros por segundo

W - Watts

𝑆𝐿𝑂 - Comprimento de pista para decolagem

𝑉𝑅 𝑚𝑖𝑛 - Velocidade que proporciona o raio de curvatura mínimo

𝑛𝑅 𝑚𝑖𝑛 - Fator de carga que proporciona o raio de curvatura mínimo

𝑅 𝑚𝑖𝑛 - Raio de curvatura mínimo

𝑔 - Força da gravidade

𝑛𝑝𝑜𝑠𝑖𝑡𝑖𝑣𝑜 - Fator de carga limite positivo

𝑛𝑛𝑒𝑔𝑎𝑡𝑖𝑣𝑜 - Fator de carga limite negativo

𝑛𝑢𝑙𝑡 - Fator de carga último

𝑛𝑚𝑎𝑥 - Fator de carga máximo permissível

𝑣∗ - Velocidade de manobra

𝑣𝑐𝑟𝑢 - Velocidade de cruzeiro

𝑣𝑑 - Velocidade de mergulho

𝑈𝑔 𝑐𝑟𝑢𝑧𝑒𝑖𝑟𝑜 - Velocidade de rajada de cruzeiro

𝑈𝑔 𝑚𝑒𝑟𝑔𝑢𝑙ℎ𝑜 - Velocidade de rajada de mergulho

𝐾𝑔 - Fator de alívio de rajada

𝜇𝑔 - Relação de massa

m - Metro

mm - Milímetro

GPS - Sistema de posicionamento global

GHz - Giga-Hertz.

LISTA DE FIGURAS

Figura 1 - Voo do inventor do avião Santos Dumont com o 14-Bis. .................... 27

Figura 2 - Kettering Bug, Vant onde a fuselagem atua como uma bomba. .......... 28

Figura 3 – Firebee, o primeiro Vant moderno....................................................... 29

Figura 4 – Predator, VANT de reconhecimento e ataque. .................................... 29

Figura 5 - VANT brasileiro Acauã. ...................................................................... 30

Figura 6 - Asa voadora Northrop N-1M. .............................................................. 31

Figura 7 - Horten HO 229 sobrevoando a cidade de Gottingen na Alemanha. .... 31

Figura 8 - Bombardeiro B2 Spirit. ........................................................................ 32

Figura 9 - SAGITTA, VANT tipo asa voadora desenvolvido pela Airbus Defense

and Space. ............................................................................................................. 32

Figura 10 - Giroplano Bréguet-Richet. ................................................................. 33

Figura 11 - Northrop Grumman Fire Scout. ......................................................... 34

Figura 12 – Multirotor Phantom 4 Advanced. ...................................................... 35

Figura 13 - Protótipo da aeronave híbrida "Sky Tote" para decolagem e pouso

vertical. .................................................................................................................. 35

Figura 14 - Aeronave híbrida Firefly6. ................................................................. 36

Figura 15 - GL-10 Greased Lightining da Nasa.................................................... 36

Figura 16 - Aeronave híbrida QTW. ..................................................................... 37

Figura 17 - VANT híbrido HQ da Latitude Engineering. ..................................... 37

Figura 18 - Componentes principais de uma aeronave. ........................................ 38

Figura 19 - Estrutura da asa. ................................................................................. 38

Figura 20 - Nomenclatura da asa. ........................................................................ 39

Figura 21 - Componentes da empenagem. ............................................................ 40

Figura 22 - Trem de pouso triciclo e convencional............................................... 40

Figura 23 - Grupo motopropulsor. ........................................................................ 41

Figura 24 - Configuração tractor e pusher. ........................................................... 41

Figura 25 - Passo teórico de uma hélice................................................................ 42

Figura 26 - Perfil aerodinâmico. ........................................................................... 42

Figura 27 - Força de sustentação. .......................................................................... 43

Figura 28 - Nomenclatura de um perfil aerodinâmico. ......................................... 44

Figura 29 - Ângulo de ataque. ............................................................................... 44

Figura 30 - Curva genérica característica 𝑐𝑙 𝑥 𝛼 com coeficiente angular de

inclinação 𝑎𝑐𝑙 = 0. ............................................................................................... 45

Figura 31 - Forças aerodinâmicas e momentos no perfil. ..................................... 45

Figura 32 - Variação do centro de pressão em relação ao ângulo de ataque. ....... 47

Figura 33 - Comparação do arrasto induzido para duas asas de áreas iguais. ...... 48

Figura 34 - Fator de arrasto induzido. ................................................................... 49

Figura 35 - Localização da corda média aerodinâmica e do centro de gravidade. 50

Figura 36 - Produção de vórtices nas extremidades da asa. .................................. 51

Figura 37 - Coeficiente de sustentação em asas enflechadas. ............................... 52

Figura 38 - Comparação das curvas genéricas do coeficiente de sustentação para o

perfil e asa. ............................................................................................................ 52

Figura 39 - Uso de uma placa na extremidade da asa para diminuir o arrasto

induzido. ................................................................................................................ 53

Figura 40 - Gráfico do coeficiente de atrito. ......................................................... 54

Figura 41 - Movimentos lineares e de rotação de uma aeronave. ......................... 55

Figura 42 - Superfícies de controle. ...................................................................... 56

Figura 43 - Atuação dos ailerons. ......................................................................... 56

Figura 44 - Atuação do profundor. ........................................................................ 57

Figura 45 - Atuação do leme. ................................................................................ 57

Figura 46 - Componentes básicos de uma asa voadora......................................... 58

Figura 47 - Vought V173 asa voadora experimental com trem de pouso modelo

convencional. ........................................................................................................ 59

Figura 48 - Atuação mixada das superfícies de controle. ..................................... 59

Figura 49 - Propagação do estol em asas enflechadas. ......................................... 60

Figura 50 - Washout na ponta da asa. ................................................................... 60

Figura 51 - Componentes básicos da tecnologia embarcada de um VANT tipo asa

voadora com propulsão elétrica ou com motor à pistão. ....................................... 61

Figura 52 - Placa controladora APM 2.8. ............................................................. 62

Figura 53 - Receptor e transmissor de rádio. ........................................................ 62

Figura 54 - Servomotor ......................................................................................... 63

Figura 55 - Motores a combustão com pistão e turbina. ....................................... 63

Figura 56 - Motor elétrico, modelo sem escovas. ................................................. 64

Figura 57 – hélice utilizada em VANTs. .............................................................. 65

Figura 58 - Controlador Eletrônico de Velocidade (ESC). ................................... 65

Figura 59 - Bateria LiPo. ....................................................................................... 66

Figura 60 - Principais componentes de uma aeronave multirotor......................... 66

Figura 61 - Classificação dos frames conforme o número de braços. .................. 67

Figura 62 - Frames Y6 e X8. ................................................................................. 67

Figura 63 - Sentido de rotação dos motores de um multirotor. ............................. 68

Figura 64 - Mecanismo de compensação do motor de cauda. .............................. 68

Figura 65 - Motor de cauda Co-axial para anular o binário de um tricóptero. ..... 69

Figura 66 - ESC com 4 saídas. .............................................................................. 69

Figura 67 - Placa de distribuição de energia. ........................................................ 71

Figura 68 - Eixos de referência de um multirotor. ................................................ 71

Figura 69 - Movimentos lineares e de rotação de uma aeronave multirotor. ........ 72

Figura 70 - Movimentos de rolamento, arfagem, subida e decida de um multirotor.

............................................................................................................................... 72

Figura 71 - Movimento de guinada para multirrotores. ........................................ 73

Figura 72 - Ilustração conceitual da asa voadora e dimensões básicas. ................ 74

Figura 73 - Cálculo do centro de gravidade da asa voadora. ................................ 75

Figura 74 - Ilustração do método de corte da asa.................................................. 78

Figura 75 - Asa reforçada com varetas de fibra de vidro. ..................................... 78

Figura 76 - Sequência de montagem, revestimento, aletas, ailerons, servos e

montante. ............................................................................................................... 79

Figura 77 - Asa voadora completa. ....................................................................... 79

Figura 78 - Medidas iniciais do tricóptero. ........................................................... 80

Figura 79 - Peças para montagem do Frame. ........................................................ 82

Figura 80 - Tiras de PVC para o trem de pouso. ................................................... 83

Figura 81 - Frame montado sem eletrônica........................................................... 83

Figura 82 - Frame com eletrônica instalada. ......................................................... 84

Figura 83 - Teste de voo do tricóptero. ................................................................. 84

Figura 84 - Projeto conceitual da aeronave híbrida. ............................................. 86

Figura 85 - Curvas características do coeficiente de sustentação e do coeficiente de

arrasto em função do ângulo de ataque para um perfil aerodinâmico. .................. 94

Figura 86 - Curvas características da eficiência aerodinâmica e do coeficiente de

momento em função do ângulo de ataque para um perfil aerodinâmica. .............. 94

Figura 87 - Análise do centro de pressão do perfil ZAGI12 com variação do α de -

5° a 5° com número de Reynolds = 270000. ........................................................ 95

Figura 88 - Análise do centro de pressão do perfil MH 45 com variação do α de -5°

a 5° com número de Reynolds = 270000. ............................................................. 95

Figura 89 - Análise do centro de pressão do perfil SIPKILL 1,7/10 com variação do

α de -5° a 5° com número de Reynolds = 270000. ............................................... 96

Figura 90 - Estrutura do multirotor na aeronave híbrida..................................... 102

Figura 91 - Dimensões primárias da asa voadora do protótipo híbrido. ............. 107

Figura 92 - Cálculo geométrico do centro de gravidade do protótipo da aeronave

híbrida. ................................................................................................................ 108

Figura 93 – Definição da área dos ailerons. ........................................................ 109

Figura 94 - Gráfico do Polar de arrasto. .............................................................. 111

Figura 95 - Bancada de medição do empuxo estático do motor a combustão. ... 111

Figura 96 – Gráfico dos dados comparativos do empuxo dinâmico. .................. 112

Figura 97 - Gráfico da tração disponível x tração requerida. .............................. 112

Figura 98 - Gráfico comparativo da potência disponível x potência requerida. . 113

Figura 99 - Gráfico da variação da razão de subida em função da velocidade. .. 115

Figura 100 - Gráfico do envelope de voo............................................................ 116

Figura 101 - Gráfico dos diagramas VN de manobra e rajada. ........................... 119

Figura 102 – Principais partes da estrutura principal da aeronave híbrida. ........ 119

Figura 103 - Sequência de corte da estrutura da asa. .......................................... 120

Figura 104 – Montagem e fixação dos painéis da asa com a estrutura central de

compensado. ........................................................................................................ 120

Figura 105 - Painéis da asa fixados a estrutura central. ...................................... 121

Figura 106 - Montagem da estrutura de tubos de alumínio do multirotor. ......... 121

Figura 107 - Asa voadora com estrutura de alumínio fixada com resina epoxy. 122

Figura 108 - Fixação dos montantes do multirotor nos braços de alumínio. ...... 122

Figura 109 - Fixação dos motores nos montantes do multirotor. ........................ 123

Figura 110 - Superfícies de controle. .................................................................. 123

Figura 111 - Revestimento da asa da aeronave híbrida. ...................................... 124

Figura 112 - Fixação do conjunto motopropulsor. .............................................. 124

Figura 113 - ESCs e placa de distribuição de energia. ........................................ 125

Figura 114 - Estrutura da eletrônica embarcada. ................................................ 125

Figura 115 - Bateria, bequilha e servo de acionamento. ..................................... 126

Figura 116 - Placas controladoras da asa voadora e do multirotor. .................... 126

Figura 117 - Carenagem de proteção da eletrônica embarcada. ......................... 127

Figura 118 - Aeronave híbrida concluída............................................................ 127

Figura 119 - Sequência de voo do multirotor...................................................... 129

Figura 120 - Sequência de voo com transição do multirotor para asa voadora. . 130

Figura 121 - Circuito do teste de voo da aeronave híbrida. ................................ 131

LISTA DE QUADROS

Quadro 1 - Dados iniciais da asa voadora. ............................................................ 75

Quadro 2 - Seleção da eletrônica embarcada na asa voadora. .............................. 76

Quadro 3 - Componentes e configurações do multirotor tricóptero. .................... 81

Quadro 4 – Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema de rádio

controle da aeronave híbrida. ................................................................................ 87

Quadro 5 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema placa

controladora da aeronave híbrida. ......................................................................... 89

Quadro 6 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema do programa

de configuração da placa controladora da aeronave híbrida. ................................ 90

Quadro 7 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema de trem de

pouso da aeronave híbrida. .................................................................................... 91

Quadro 8 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema de

sustentação da aeronave híbrida. ........................................................................... 93

Quadro 9 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema de estrutura

da asa da aeronave híbrida. ................................................................................... 97

Quadro 10 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema conjunto

motopropulsor à combustão da aeronave híbrida.................................................. 98

Quadro 11 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema das

superfícies de controle da aeronave híbrida. ....................................................... 100

Quadro 12 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema do frame

da aeronave híbrida. ............................................................................................ 101

Quadro 13 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema conjunto

motopropulsor elétrico da aeronave híbrida. ....................................................... 102

Quadro 14 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema bateria da

aeronave híbrida. ................................................................................................. 104

Quadro 15 - Matriz morfológica com princípios de solução para o projeto conceitual

da aeronave híbrida. ............................................................................................ 106

Quadro 16 - Cálculos iniciais da aeronave híbrida. ............................................ 107

Quadro 17 - Resultados aerodinâmicos da aeronave híbrida. ............................. 109

Quadro 18 - Velocidade de máximo alcance e de máxima autonomia da aeronave

híbrida. ................................................................................................................ 114

Quadro 19 - Desempenho de decolagem da aeronave híbrida. ........................... 114

Quadro 20 - Desempenho em curva da aeronave híbrida. .................................. 115

Quadro 21 - Dados necessários para gerar os gráficos dos fatores de carga....... 117

SUMÁRIO

1. INTRODUÇÃO ............................................................................................ 25

1.1. OBJETIVO PRINCIPAL ............................................................................... 26

2. REVISÃO TEÓRICA .................................................................................. 27

2.1. VEÍCULOS AÉREOS NÃO TRIPULADOS DE ASA FIXA ................................. 28

2.1.1. Aeronaves tipo asa voadora ........................................................... 30

2.2. VEÍCULOS AÉREOS NÃO TRIPULADOS DE ASA ROTATIVA ........................ 33

2.3. VEÍCULOS AÉREOS NÃO TRIPULADOS HÍBRIDOS ...................................... 35

2.4. COMPONENTES PRINCIPAIS DE UMA AERONAVE DE ASA FIXA .................. 37

2.4.1. Análise aerodinâmica do perfil ...................................................... 42

2.4.2. Análise aerodinâmica da asa. ........................................................ 47

2.4.3. Superfícies de controle ................................................................... 55

2.5. COMPONENTES PRINCIPAIS DE UMA AERONAVE TIPO ASA VOADORA ....... 57

2.5.1. Asa, trem de pouso e superfícies de controle ................................. 58

2.5.2. Aviônica e conjunto motopropulsor ............................................... 61

2.6. COMPONENTES PRINCIPAIS DE UMA AERONAVE DE ASA ROTATIVA

MULTIROTOR. .............................................................................................................. 66

2.6.1. Elementos de controle .................................................................... 71

3. PROJETOS PRELIMINARES ................................................................... 74

3.1. ASA VOADORA ......................................................................................... 74

3.2. MULTIROTOR ........................................................................................... 80

4. PROJETO FINAL ........................................................................................ 85

4.1. PROJETO CONCEITUAL ............................................................................. 85

4.2. DIVISÃO DOS SUBSISTEMAS ..................................................................... 86

4.2.1. Subsistemas comuns as duas aeronaves ......................................... 86

4.2.1.1. Subsistema rádio controle ............................................................ 86

4.2.1.2. Subsistema placa controladora ..................................................... 89

4.2.1.3. Subsistema programa de configuração da placa controladora ..... 90

4.2.1.4. Subsistema trem de pouso ............................................................ 91

4.2.2. Subsistemas da asa fixa .................................................................. 92

4.2.2.1. Subsistema de sustentação em voo (escolha do perfil) ................ 92

4.2.2.2. -Subsistema estrutura da asa ........................................................ 97

4.2.2.3. Subsistema conjunto motopropulsor à combustão ....................... 98

4.2.2.4. Subsistema superfícies de controle .............................................. 99

4.2.3. Subsistemas do multirotor ............................................................ 101

4.2.3.1. Subsistema frame ....................................................................... 101

4.2.3.2. Subsistema do conjunto motopropulsor elétrico. ....................... 102

4.2.3.3. Subsistema Bateria ..................................................................... 104

4.2.4. Matriz morfológica do projeto conceitual .................................... 105

5. ANÁLISES E MONTAGEM DA AERONAVE HÍBRIDA ................... 107

5.1. CONCEITOS INICIAIS .............................................................................. 107

5.2. ANALISE AERODINÂMICA ...................................................................... 109

5.3. ANALISE DE DESEMPENHO ..................................................................... 111

5.3.1. Cargas .......................................................................................... 116

5.4. MONTAGEM DA AERONAVE HÍBRIDA ..................................................... 119

6. TESTES DA AERONAVE HÍBRIDA ...................................................... 128

6.1. TESTE COM MULTIROTOR ....................................................................... 128

6.2. TESTES COM TRANSIÇÃO ....................................................................... 129

7. CONCLUSÕES ........................................................................................... 132

8. FUTURAS PESQUISAS ............................................................................ 135

BIBLIOGRAFIA ............................................................................................... 136

APÊNDICE A – Pedido de Patente do Vant Híbrido .................................... 141

25

1. INTRODUÇÃO

Pesquisas relacionadas a plataformas autônomas ou remotamente controladas tem

demandado grandes investimentos públicos e privados. Na classe das aeronaves os

Veículos Aéreos não Tripulados (VANTs) representam a categoria onde ocorre a maioria

desses investimentos, de acordo com (MARTINS, 2017), relatórios da Allianz Global

Corporate & Specialty (AGCS) apontam como áreas potenciais de crescimento do uso de

VANTs, as inspeções industriais; o mercado imobiliário; o agronegócio e o setor de

seguros.

Existem várias formas de se referir aos VANTs, na forma popular são

mundialmente chamados de Drones, em inglês, são denominados Unmanned Aerial

Vehicles (UAV), no Brasil são designados Aeronave Remotamente Pilotada (RPA), a

Agência Nacional de Aviação Civil (ANAC) define como RPA toda aeronave projetada

para operar sem piloto a bordo, que não possua caráter recreativo.

Assim como as aeronaves de grande escala, os VANTs são classificados em duas

grandes categorias, os de asa fixa e os de asa móvel, segundo Angelov (2012) os VANTs

podem ser classificados conforme suas características aerodinâmicas. Na categoria de asa

fixa o mais popular é o avião, que tem características próprias como a necessidade de

estar em movimento durante o voo para gerar sustentação e na maioria das vezes necessita

de pista apropriada para pousos e decolagens, segundo Rodrigues (2015, p. 4) “Um avião

é definido por uma aeronave de asa fixa mais pesada que o ar, movida por propulsão

mecânica, que é mantido em condições de voo devido à reação dinâmica do ar que escoa

através de suas asas”. Já na categoria de asa móvel destacam-se os helicópteros e os

multirotores, diferente dos aviões que durante o voo se deslocam apenas para a frente.

VANTs de asa móvel são capazes de executar pousos e decolagens verticais, pairar no ar

e executar voos em todas as direções.

Outra divisão existente entre os VANTs está no tipo de motor utilizado para a

propulsão, onde são empregados em sua maioria, motores a combustão com pistão e

motores elétricos. Os VANTs de asa fixa utilizam tanto motores a combustão como

zangão em português, nome popular devido ao som emitido durante o voo dos VANTs.

26

motores elétricos, enquanto nos multirotores predominam os motores elétricos. Quando

comparamos a autonomia de voo de um VANT de asa fixa com um multirotor podemos

ter uma grande disparidade, que está relacionada ao gasto de energia, os de asa fixa são

capazes de gerar a sustentação necessária para o voo com apenas um motor, enquanto os

multirotores necessitam de um número mínimo de 3 motores. Segundo Gudmundsson

(2014) o desenvolvimento de baterias se dá em ritmo acelerado, porém, a autonomia ainda

é considerada baixa para o uso de motores elétricos em aeronaves.

Cada categoria de VANT tem suas vantagens e desvantagens quando comparadas

entre si, uma forma eficaz de minimizar as desvantagens e conciliar as vantagens de cada

categoria é a hibridização, aeronaves híbridas tendem a se tornar a terceira grande

categoria.

1.1.Objetivo principal

Este trabalho tem como objetivo principal desenvolver a hibridização de um VANT

de asa fixa com motor a combustão e um VANT multirotor com motores elétricos, o

resultado será um produto com características próprias, capaz de utilizar dois tipos de

motores para a propulsão (a combustão e elétricos), e dupla capacidade de gerar

sustentação, através da asa quando o deslocamento for horizontal e através do multirotor.

Outras vantagens que podemos obter nessa nova concepção, são: a capacidade de

deslocamento no ar em baixas velocidades (inexistência de uma velocidade de estol) e

inclusive pairar no ar, decolar e pousar verticalmente eliminando a necessidade da pista

de pouso e decolagem, aumentar sua autonomia de tempo de voo horizontal com o uso

do motor a combustão.

27

2. REVISÃO TEÓRICA

Vivemos em um mundo onde a tecnologia se faz presente em nosso dia a dia, porém

para começar o desenvolvimento dessa dissertação precisamos voltar ao passado, mais

precisamente no dia 23 de outubro de 1906 onde o brasileiro, inventor do avião, Alberto

Santos Dumont realizou na França o sonho do homem de poder voar. Nesse dia calmo

em Paris, no campo de Bagatelle, diante de muitos expectadores, Santos Dumont levantou

voo com o 14-bis (Figura 1), uma aeronave de propulsão mecânica mais pesada que o ar.

Foi percorrido 60 metros a uma altura de 3 metros acima do solo. O que para os dias de

hoje pode parecer pouco, para a época significou um dos maiores fatos históricos e a

certeza que o homem era capaz de voar. Apesar desse fato ter acontecido a mais de 100

anos os elementos principais de uma aeronave atual de asa fixa, já estavam presentes no

14-bis.

Figura 1 - Voo do inventor do avião Santos Dumont com o 14-Bis.

Disponível em: http://www.projetomemoria.art.br/MonteiroLobato/monteirolobato/1905.html Acesso

em:02 de maio de 2017.

Nos últimos anos o interesse em retirar a figura humana embarcada das aeronaves

tornou-se necessidade por vários motivos, segurança, limitações humanas, custos,

versatilidade entre outros, porém, o conceito de VANT, não é recente, segundo Ubiratan

(2015), no século 19, balões eram carregados na Áustria com explosivos e atacavam alvos

em Veneza. O engenheiro Nikola Tesla em 1915 já enxergava o potencial militar de uma

frota de VANTs, um estudo sobre o uso de tecnologias remotamente controladas foi

realizado por ele o que resultou em algumas patentes (MOREIRA, 2016).

28

2.1.Veículos Aéreos não Tripulados de asa fixa

No início, o desenvolvimento dos VANTs de asa fixa tinham propósito militar, em

1917 o engenheiro da General Motors, Charles Kettering desenvolveu um VANT

batizado de Kettering Bug (Figura 2), onde sua fuselagem era praticamente uma bomba,

em um tempo determinado um relógio mecânico desprendia as asas da fuselagem fazendo

com que a bomba mergulhasse em seu alvo (STAMP, 2013).

Figura 2 - Kettering Bug, Vant onde a fuselagem atua como uma bomba.

Disponível em: http://www.smithsonianmag.com/arts-culture/unmanned-drones-have-been-around-since-

world-war-i-16055939/ Acesso em:02 de maio de 2017.

Considerado o primeiro VANT moderno, o Firebee (Figura 3) fabricado pela Ryan

Aeronautical Company, era um alvo móvel a jato, lançado de aviões, destinado ao

treinamento dos militares norte-americanos, seu controle utilizava um precário datalink,

porém o conjunto era bem eficiente (UBIRATAN, 2015).

Dispositivo de interligação para comunicação de dados.

29

Figura 3 – Firebee, o primeiro Vant moderno.

Disponível em: http://www.northropgrumman.com/MediaResources/Pages/Photo.aspx?pid%3DTG-

10031_005%26rel%3D%2F%26name%3DPhotos Acesso em:03 de junho 2017.

Por se tornar uma ferramenta muito útil, os VANTs se modernizaram, novos

VANTs surgiram, um exemplo de sucesso é o Predator (Figura 4), produzido para os

Estados Unidos pela General Atomics em 1995, com 14,85m de envergadura sobrevoou

a Bósnia para reconhecimento visual e tornou-se uma referência em missões de

reconhecimento. Atualizado, hoje pode executar missões de ataque, permanecendo em

serviço por mais de 40 horas, “se um piloto humano estivesse a bordo, tamanha autonomia

não seria possível” (ANDERSON JR, 2015).

Figura 4 – Predator, VANT de reconhecimento e ataque.

Disponível em: http://www.airforce-technology.com/projects/predator-uav/ Acesso em 03 de junho de

2017.

30

No Brasil existem projetos de sucesso como o Acauã com 5 m de envergadura

(Figura 5), desenvolvido pelo Departamento de Ciência e Tecnologia Aeroespacial

(DCTA) com participação do Exército e da Marinha do Brasil, tem executado testes de

pouso e decolagem automáticos com sucesso (ANDRADE, 2013).

Figura 5 - VANT brasileiro Acauã.

Fonte: (ANDRADE, 2013)

2.1.1. Aeronaves tipo asa voadora

Do ponto de vista aerodinâmico, as asas voadoras são consideradas os modelos

perfeitos para uma aeronave de asa fixa, teoricamente toda a estrutura é capaz de gerar

sustentação com o menor arrasto e peso possível, já que não dispõe de componentes

prejudiciais à aerodinâmica, como fuselagem aparente e empenagem, conforme aponta

Schwader (1997) no século XX tivemos uma grande busca pelo avião perfeito, seja para

as guerras ou para obtenção de lucro.

O conceito de asa voadora vem desde 1939, quando a fábrica americana Northrop

Corporation desenvolveu o revolucionário protótipo N-1M (Figura 6). O conceito se

apresentava muito inovador aerodinamicamente, sem fuselagem e empenagem o arrasto

é reduzido consideravelmente e a aeronave torna-se muito eficiente, porém apresentava

problemas de potência, apenas 65 HP e instabilidade durante o voo (LIASCH, 2009).

31

Figura 6 - Asa voadora Northrop N-1M.

Disponível em: http://culturaaeronautica.blogspot.com.br/2009/09/as-asas-voadoras-da-northrop.html

Acesso em: 03 de junho de 2017.

Desenvolvido pelos irmãos Walter Horten e Oberleutnant Reimar Horten da

Luftwaffe, a asa voadora Horten HO 229 (Figura 7), apesar de não ter entrado em serviço

por causa do fim da guerra, se mostrou muito eficiente. (GARCIA, 2017).

Figura 7 - Horten HO 229 sobrevoando a cidade de Gottingen na Alemanha.

Disponível em: http://asasdeferro.blogspot.com.br/2015/07/horten-ho-229.html Acesso em 03 de junho de

2017.

Considerado por muitos especialistas como a asa voadora mais bem-sucedida até

os dias de hoje, o bombardeiro furtivo B2 Spirit (Figura 8), fabricado pela Northrop

Em aeronaves é a capacidade de não ser detectado por radares.

32

Grumman (GRANT, 2013). Ele concilia as vantagens aerodinâmicas deste modelo e as

inovações tecnológicas no campo dos controles automáticos, sem esses controles, seria

praticamente impossível manter essa aeronave estável durante o voo.

Figura 8 - Bombardeiro B2 Spirit.

Disponível em: http://www.northropgrumman.com/Capabilities/Strike/Pages/default.aspx Acesso em: 04

de junho de 2017.

Com o surgimento dos sistemas embarcados de controles de compensação

automáticos, através de sensores e o uso de computadores cada vez mais eficientes, as

asas voadoras se tornaram uma realidade possível, porém, foi com a miniaturização que

essas vantagens puderam ser utilizadas nos VANTs.

Como exemplo podemos citar o SAGITTA (Figura 9), VANT tipo asa voadora

produzido pela Airbus Defense and Space, desenvolvido para operar em voo autônomo

com baixos índices de perceptibilidade (AIRBUS, 2017).

Figura 9 - SAGITTA, VANT tipo asa voadora desenvolvido pela Airbus Defense and Space.

Disponível em: http://www.unmannedsystemstechnology.com/2017/07/airbus-jet-propelled-uav-

demonstrator-completes-first-test-flight/airbus-sagitta-uav/ Acesso em: 08 de fevereiro de 2018.

33

2.2. Veículos Aéreos não Tripulados de asa rotativa

Segundo a ANAC (2011, p. 2) “Aeronave de asa rotativa significa uma aeronave

mais pesada que o ar que depende principalmente da sustentação gerada por um ou mais

rotores para manter-se no ar”.

A concepção dos VANTs de asa rotativa vem do século IV, um livro chinês

descreve um carro voador, onde tiras de couro acionavam uma lâmina giratória. Leonardo

da Vinci é considerada a primeira pessoa a tentar construir uma aeronave de asa rotativa,

o “Parafuso Aéreo Helicoidal”, porém, devido à falta de tecnologia adequada, seu projeto

não foi colocado em prática (NAVARRO, 2011). Considerada a primeira aeronave de asa

rotativa a obter sucesso, o Giroplano Bréguet-Richet (Figura 10) desenvolvido pelos

irmãos Jacques e Louis Bréguet, juntamente com o professor Charles Richet em 1907,

decolou, mas devido à instabilidade o voo não durou muito tempo (SHOSA, 2015).

Figura 10 - Giroplano Bréguet-Richet.

Disponível em: http://www.eyeondrones.com/brief-history-quadcopters-multirotors/ Acesso em: 18 de

junho de 2017.

Os VANTs de asa rotativa têm se tornado bastante utilizados devido a facilidade

em pousos e decolagens, sem a necessidade de grandes pistas, além da característica

própria de se manter parado em pleno voo, o que amplia as vantagens desse modelo de

aeronave. Um dos VANTs em destaque é o Fire Scout (Figura 11), produzido pela

34

Northrop Grumman, atua em missões autônomas de vigilância e ataque a partir de navios

(DOWNS, PRENTICE, et al., 2007).

Helicópteros com rotor de cauda são os mais populares, porém segundo Austin

(2010) esse tipo de concepção aumenta a demanda em 10% da energia do rotor principal,

além de serem considerados frágeis em relação a impactos.

Figura 11 - Northrop Grumman Fire Scout.

Disponível em:

http://www.northropgrumman.com/Capabilities/FireScout/Pages/default.aspx?utm_source=PrintAd&utm

_medium=Redirect&utm_campaign=FireScout+Redirect Acesso em: 18 de junho de 2017.

Com o surgimento das placas eletrônicas controladoras de estabilidade, os modelos

multirotores não tripulados se popularizaram nos últimos anos. Diversos modelos das

mais variadas configurações estão disponíveis no mercado.

Um dos mais conceituados multirotores do mercado é o Phantom 4 advanced

fabricado pela empresa chinesa DJI (Figura 12), tem autonomia de 30 minutos e

velocidade máxima de 60 Km/h é equipado com sensores de visão, capaz de reconhecer

obstáculos até 15 metros de distância, o que lhe dá uma capacidade de missões autônomas

mesmo sem GPS. Os modelos Phantom tem se popularizado no mundo todo, servindo de

ferramenta para busca e salvamento nas mais diversas ocasiões, porém, segundo Ruiz,

Estrada e Ndoma (2017) é preciso o desenvolvimento de softwares e treinamento humano

para o uso de mutirotores em desastres naturais.

35

Figura 12 – Multirotor Phantom 4 Advanced.

Disponível em: https://www.tecmundo.com.br/drones/105226-analise-drone-dji-phantom-4.htm Acesso em: 18 de

junho de 2017.

2.3. Veículos Aéreos não Tripulados híbridos

Depois dos VANTs de asa fixa e dos multirotores, os VANTs híbridos estão

formando a terceira grande categoria de aeronaves, seu surgimento se deu principalmente

da necessidade de conciliar as vantagens das aeronaves da asa fixa com a dos multirotores.

A presente dissertação já tem um depósito de pedido nacional de Patente publicado, de

número BR 102015032525-8 A2 conforme o APEDICE-A.

Durante muitos anos buscou-se uma aeronave que combinasse as características de

um avião e um helicóptero, muitas tentativas foram feitas durante anos para aeronaves

tripuladas. Um dos projetos pioneiros que aborda uma configuração diferenciada na busca

e uma aeronave híbrida é o Sky Tote (Figura 13), desenvolvido como protótipo o projeto

foi abandonado pela dificuldade de pouso (AUSTIN, 2010).

Figura 13 - Protótipo da aeronave híbrida "Sky Tote" para decolagem e pouso vertical.

Fonte: Austin, 2010, p.72.

36

Uma das primeiras versões híbridas de VANTs a obter sucesso foi o FireFly6

(Figura 14), produzido pela Birds Eye View Aerobotics, é capaz de decolar e pousar

verticalmente como um multirotor, após a decolagem os motores frontais são

direcionados para frente atuando como uma aeronave de asa fixa, em procedimento de

pouso os motores voltam a configuração de decolagem e a aeronave assume novamente

a vantagem de um multirotor (CAI, SAEED, et al., 2016).

Figura 14 - Aeronave híbrida Firefly6.

Disponível em: http://www.jestersdrones.com/ Acesso em 23 de junho de 2017.

Outro VANT híbrido de destaque é o GL-10 Greased Lightining da Nasa (Figura

15), com 3 metros de envergadura e pesando 28 quilos ele capaz de alterar no ar seu modo

de voo, garantindo as características de um multirotor e a velocidade e autonomia de uma

aeronave de asa fixa (GARCIA, 2015).

Figura 15 - GL-10 Greased Lightining da Nasa.

Disponível em: http://exame.abril.com.br/tecnologia/nasa-constroi-drone-hibrido-entre-helicoptero-e-

aviao/ Acesso em: 23 de junho de 2017.

37

A GH Craft e a Universidade de Chiba no Japão desenvolvem a aeronave QTW

(Figura 16), capaz de decolar e pousar verticalmente se diferencia pelo voo de alta

velocidade quando os motores são apontados para frente (NONAMI, 2007).

Figura 16 - Aeronave híbrida QTW.

Fonte: NONAMI, 2007, p. 6.

O modelo híbrido HQ produzido pela Latitude Engineering (Figura 17), alia as

vantagens de uma aeronave multirotor com propulsão por motores elétricos e também de

uma asa fixa com propulsão por motor a combustão (COXWORTH, 2013). O motor a

combustão estende sua autonomia até o limite de sua capacidade de carga.

Figura 17 - VANT híbrido HQ da Latitude Engineering.

Disponível em: http://newatlas.com/hybrid-quadrotor-hq-uav/28767/?li_source=LI&li_medium=default-

widget Acesso em: 23 de junho de 2017.

2.4. Componentes principais de uma aeronave de asa fixa

Uma aeronave de asa fixa é composta por uma estrutura onde atuam vários sistemas,

cada um com sua função para que o conjunto completo possa voar de forma segura e

controlável. Segundo Rodrigues (2015) os componentes principais de uma aeronave

38

convencional são: fuselagem, asa, empenagem, trem de pouso e grupo motopropulsor

conforme podemos observar na Figura 18.

Figura 18 - Componentes principais de uma aeronave.

Fonte: Próprio autor.

A fuselagem é a estrutura principal e recebe os outros componentes (asa,

empenagem, grupo motopropulsor e trem de pouso). As asas, são responsáveis por gerar

sustentação para a aeronave, são fundamentais para o voo, podem ter formatos e

quantidades diferentes dependendo da necessidade do projeto. A estrutura da asa (Figura

19) tem como componentes básicos; a longarina responsável por suportar os esforços de

flexão, torção e cisalhamento; as nervuras são responsáveis pela forma do perfil da asa,

nelas são fixadas a longarina; o bordo de ataque e o bordo de fuga; o revestimento também

é considerado parte estrutural, em muitos casos ele é responsável por dar firmeza ao

conjunto (RODRIGUES, 2015).

Figura 19 - Estrutura da asa.


EmpenagemAsa

Asa

Fuselagem

Trem de pouso

Grupomotopropulsor

Bordo de ataque

Bordo de fuga

Longarina

Nervuras

Revestimento

39

Além desses elementos, as dimensões da asa possuem nomenclatura própria,

conforme se verifica na Figura 20, qual seja a corda (largura da asa) e envergadura

(comprimento da asa) (HOMA, 2010).

Figura 20 - Nomenclatura da asa.


Definidas as medidas da corda na raiz e na extremidade da asa e sua envergadura é

possível calcular através da equação (1) a área em planta da asa (RODRIGUES, 2015).

𝑆 =

(𝑐𝑟 + 𝑐𝑡). 𝑏

2

(1)

A empenagem tem como funções durante o voo, estabilizar e controlar a aeronave,

na Figura 21 podemos observar os componentes básicos da empenagem, que são:

superfície horizontal, onde se encontram o estabilizador horizontal (parte fixa) e o

profundor (parte móvel), superfície vertical, onde se encontram o estabilizador vertical

(parte fixa) e o leme (parte móvel) (RODRIGUES, 2015).

Envergadura (b)

Área da asa (S)Cordana ponta (ct)

Corda na raiz (cr)

40

Figura 21 - Componentes da empenagem.


O trem de pouso tem como função principal apoiar a aeronave no solo. Dois

modelos são os mais utilizados, o triciclo (Figura 22a) e o convencional (Figura 22b).

Durante o taxiamento a bequilha é responsável pelo direcionamento da manobra

(RODRIGUES, 2015).

Figura 22 - Trem de pouso triciclo e convencional.


O grupo motopropulsor é formado basicamente pelo motor, hélice e spinner

conforme a Figura 23, tem como principal finalidade fornecer potência para girar a hélice

responsável por fornecer força de tração necessária para o taxiamento e principalmente

para o voo. Segundo Rodrigues (2015, p. 15) “uma hélice é um aerofólio trabalhando em

uma trajetória circular, com ângulo de ataque positivo em relação ao fluxo de ar, para

produzir tração em uma direção paralela ao plano de voo da aeronave”.

Leme

Profundor

Estabilizadorvertical

Estabilizadorhorizontal

(a) Trem de pouso triciclo

(b) Trem de pouso convencional

bequilha

bequilha

41

Figura 23 - Grupo motopropulsor.


O motor é fixado em montantes que por sua vez são fixados na parede de fogo

(Figura 23) o local de fixação do motor pode seguir duas configurações básicas, tractor

(Figura 24a) ou pusher (Figura 24b). A configuração tractor apresenta a hélice na parte

frontal do propulsor, produzindo tração e puxando a aeronave através do ar. Na

configuração pusher a hélice é montada na parte de trás do propulsor e tem função de

empurrar a aeronave (GUDMUNDSSON, 2014).

Figura 24 - Configuração tractor e pusher.


Duas dimensões, normalmente em polegadas, definem uma hélice: o passo, que

representa o avanço teórico em uma única volta (Figura 25), e o diâmetro, que é a

circunferência realizada pela ponta da pá durante uma volta completa (HOMA, 2010).

Parede

de fogo

Motor

Spinner

Hélice

(a) tractor (b) pusher

42

Figura 25 - Passo teórico de uma hélice.


2.4.1. Análise aerodinâmica do perfil

Um dos principais componentes da asa é o perfil aerodinâmico, que na Figura 26 é

formado pela interseção do plano perpendicular a asa. Segundo Rodrigues (2015, p. 28)

“Um perfil aerodinâmico é uma superfície projetada com a finalidade de obter uma reação

aerodinâmica a partir do escoamento de um fluido ao seu redor”.

Figura 26 - Perfil aerodinâmico.


O perfil tem como principal função gerar sustentação, através do princípio de

Bernoulli “Se a velocidade de uma partícula de um fluido aumenta enquanto ela escoa ao

longo de uma linha de corrente, a pressão dinâmica do fluido deve aumentar e vice-versa”

(RODRIGUES, 2015, p. 24), quando uma asa se desloca através do ar com um ângulo

positivo em relação ao escoamento, ele se divide gerando uma pressão estática na

superfície superior menor em relação a superfície inferior, criando uma força de

sustentação (Figura 27).

P a s s o te ó r i c o

P o s i ç ã o

i n i c i a lP o s i ç ã o

fi n a l

D i â m e t ro

Perfil aerodinâmico

43

Figura 27 - Força de sustentação.


O número de Reynolds está diretamente ligado na análise e escolha dos perfis

aerodinâmicos, que possibilita avaliar a estabilidade do fluxo e indicar se ele será

turbulento ou laminar. Em perfis aerodinâmicos o número de Reynolds pode ser calculado

pela equação (2). Onde 𝑣 é a velocidade do escoamento, 𝜌 é a densidade do ar, 𝑐̅ é a corda

média aerodinâmica do perfil e 𝜇 é a viscosidade dinâmica do ar (RODRIGUES, 2015).

𝑅𝑒 =

𝜌 𝑣 𝑐̅

𝜇

(2)

Segundo Rodrigues (2015, p. 27) “No estudo do escoamento sobre asas de aviões,

o fluxo se torna turbulento para números de Reynolds na ordem de 1x107, sendo que

abaixo desse valor geralmente o fluxo é laminar”.

A Figura 28 mostra nomenclatura típica de um perfil aerodinâmico, onde a linha de

arqueamento média define o ponto médio entre a superfície superior e inferior em toda a

extensão do perfil. A linha da corda é uma linha reta, que se estende de uma extremidade

a outra da linha de arqueamento média. A espessura é a altura do perfil perpendicular à

linha da corda e o arqueamento é a maior distância entre a linha da corda do perfil e a

linha de arqueamento média (ANDERSON JR, 2015).

Maior velocidadeMenor pressão estática

Menor velocidadeMaior pressão estática

Força de sustentação

44

Figura 28 - Nomenclatura de um perfil aerodinâmico.


Durante o voo o ângulo formado entre a direção do vento relativo e a linha de corda

do perfil é chamado de ângulo de ataque, representado pela letra 𝛼 (Figura 29)

(ANDERSON JR, 2015).

Figura 29 - Ângulo de ataque.


O coeficiente de sustentação de um perfil aerodinâmico 𝑐𝑙 é a capacidade de um

perfil gerar força de sustentação, ele é função do número de Reynolds, do ângulo de

ataque e do modelo do perfil, na Figura 30 podemos observar que aumentando o ângulo

de ataque, aumenta-se também o coeficiente de sustentação até um limite definido como

𝑐𝑙 𝑚á𝑥 e que para conseguir um coeficiente de sustentação nulo 𝛼𝑐𝑙=0 é preciso uma

inclinação negativa do ângulo de ataque. O coeficiente de arrasto de um perfil

aerodinâmico 𝑐𝑑 determina a capacidade do perfil gerar arrasto, ele é função do ângulo

de ataque e do número de Reynolds. Um perfil eficiente concilia coeficiente de

sustentação alto e baixo coeficiente de arrasto. Além do coeficiente de sustentação e de

arrasto temos o coeficiente de momento 𝑐𝑚 que atua ao redor do centro aerodinâmico do

perfil. Os coeficientes de sustentação, arrasto e momento são determinados por ensaios

em túnel de vento, mais também podem ser calculados por softwares, que simulam um

túnel de vento. São geradas as curvas características do coeficiente de sustentação

(𝑐𝑙 𝑥 𝛼), coeficiente de arrasto (𝑐𝑑 𝑥 𝛼), eficiência aerodinâmica (𝑐𝑙/𝑐𝑑 𝑥 𝛼) e coeficiente

de momento (𝑐𝑚 𝑥 𝛼). Através das curvas características, podemos calcular os

Linha da cordaArqueamento

Espessura Linha dearqueamento média

Bordode ataque Bordo

de fuga

Corda (c)

Vento relativo

Ângulode ataque (α)

Linha de corda

45

coeficientes angulares, que para a sustentação é chamado de 𝑎0 (Figura 30) e pode ser

calculado pela equação (3) (RODRIGUES, 2015).

Figura 30 - Curva genérica característica 𝑐𝑙 𝑥 𝛼 com coeficiente angular de inclinação 𝑎𝑐𝑙=0.


𝑎0 =

𝑑𝑐𝑙

𝑑𝛼=

𝑐𝑙2 − 𝑐𝑙1

𝛼2 − 𝛼1

(3)

A Figura 31 ilustra a capacidade do perfil aerodinâmico em gerar forças e

momentos com a velocidade do escoamento não perturbado 𝑣 alinhada com a direção do

vento relativo (ANDERSON JR, 2015).

Figura 31 - Forças aerodinâmicas e momentos no perfil.


ao

Cl2

Cl1

α2α1

Cl

α

cl máx

cl=0α

Vento relativo

Ângulode ataque (α)

Força de

sustentação ‘‘l’’

Força de

arrasto ‘‘d’’

Resultante

aerodinâmica ‘‘R’’

mc/4

v

46

A componente de 𝑅 perpendicular ao vento relativo, representa a força de

sustentação 𝑙 que pode ser calculada pela equação (4).

𝑙 =

1

2 𝜌 𝑣2 𝑐 𝑐𝑙

(4)

A componente de 𝑅 paralela a direção do vento relativo representa a força de

arrasto. 𝑑 e pode ser calculada pela equação (5).

𝑑 =

1

2 𝜌 𝑣2 𝑐 𝑐𝑑

(5)

O momento localizado ao redor do centro aerodinâmico do perfil pode ser calculado

através da equação (6).

𝑚𝑐/4 =

1

2 𝜌 𝑣2 𝑐2 𝑐𝑚

(6)

A análise da distribuição de pressão sobre a superfície de um perfil em diferentes

ângulos de ataque é de fundamental importância para aeronaves tipo asa voadora, a

variação do ângulo de ataque faz com que o centro de pressão varie sua posição, à medida

em que o ângulo aumenta o centro de pressão, move-se para frente conforme a Figura 32,

isso torna a aeronave desbalanceada quando o centro de pressão não coincide com o

centro aerodinâmico e também influencia no carregamento total da asa, exigindo

estruturas compatíveis com essa variação, segundo Rodrigues (2015, p. 37) “Em qualquer

ângulo de ataque, o centro de pressão é definido como o ponto no qual a resultante

aerodinâmica intercepta a linha de corda”.

47

Figura 32 - Variação do centro de pressão em relação ao ângulo de ataque.


2.4.2. Análise aerodinâmica da asa.

Alguns fatores são necessários para a análise da asa voadora, entre eles o

alongamento 𝐴𝑅 que é a razão entre a envergadura e a corda do perfil definido pela

equação (7) (RODRIGUES, 2015).

𝐴𝑅 =

𝑏2

𝑆

(7)

Asas voadoras com alto alongamento tendem a ser mais eficientes quando

comparadas com as de baixo alongamento, aumentando o alongamento reduz-se o arrasto

induzido. Na Figura 33 podemos observar duas asas de áreas iguais, os vórtices gerados

pela asa de baixo alongamento, são maiores que os da asa de maior alongamento

(GUDMUNDSSON, 2014).

Centro de

Gravidade

Centro de pressão

Centro de

Gravidade

Centro de

Gravidade

Centro de pressão

Centro de pressão

α

α

α

48

Figura 33 - Comparação do arrasto induzido para duas asas de áreas iguais.

Fonte: Gudmundsson, 2014, p.311. Editada pelo autor.

Porém existem fatores que limitam o alongamento, um desses fatores é estrutural,

quanto maior o alongamento, maiores são o momento fletor e a deflexão aumentando as

tensões que atuam na estrutura, o aumento desses fatores influencia diretamente no peso

da aeronave, asas com grande alongamento necessitam de estruturas mais resistentes


Na manobrabilidade da aeronave o alongamento tem influência direta, aeronaves

com alto alongamento, apresentam um maior braço de momento em relação ao eixo

longitudinal da aeronave, o que diminui a razão de rolamento, normalmente aeronaves

acrobáticas tem AR menor, enquanto aeronaves tipo planadores ou que necessitem de

autonomia para longo alcance tem AR maiores (GUDMUNDSSON, 2014).

Outra relação importante no estudo das asas é o afilamento, a equação (8) define a

razão entre a corda na ponta e a corda na raiz (RODRIGUES, 2015).

𝜆 =

𝑐𝑡

𝑐𝑟

(8)

49

O fator de eficiência da envergadura é definido pela equação (9) (RODRIGUES,

2015).

𝑒 =

1

1 + 𝛿

(9)

O parâmetro 𝛿 é o fator de arrasto induzido, e pode ser obtido através do gráfico na

Figura 34, relacionando o alongamento e o afilamento da asa.

Figura 34 - Fator de arrasto induzido.

Disponível em: http://heli-air.net/2016/02/25/effect-of-aspect-ratio/ Acesso em: setembro de 2017.

Outro fator muito importante para o projeto de asas voadoras é a corda média

aerodinâmica da asa.

Segundo Rodrigues (2015, p. 44) “A corda média aerodinâmica é definida

como o comprimento de corda que, quando multiplicada pela área da asa, pela

pressão dinâmica e pelo coeficiente de momento ao redor do centro

aerodinâmico da asa, fornece como resultado o valor do momento

aerodinâmico do avião”.

A corda média aerodinâmica de uma asa voadora auxilia na escolha do centro de

gravidade da aeronave, que varia de 15% a 33% do comprimento da corda média

aerodinâmica, através do método geométrico podemos localizar tanto a corda média

aerodinâmica quanto o centro de gravidade conforme a Figura 35 (RODRIGUES, 2015).

50

Figura 35 - Localização da corda média aerodinâmica e do centro de gravidade.


A asa assim como o perfil possui suas forças aerodinâmicas e momentos,

coeficiente de sustentação 𝐶𝐿, coeficiente de arrasto 𝐶𝐷 e coeficiente de momento𝐶𝑀.

Esses coeficientes são utilizados nas equações que definem suas respectivas forças e

momento (RODRIGUES, 2015).

Para a força de sustentação 𝐿 temos a equação (10).

𝐿 =

1

2 𝜌 𝑣2 𝑆 𝐶𝐿

(10)

Para a força de arrasto 𝐷 temos a equação (11)

𝐷 =

1

2 𝜌 𝑣2 𝑆 𝐶𝐷

(11)

Para o momento ao redor do centro aerodinâmico 𝑀 temos a equação (12).

𝑀 =

1

2 𝜌 𝑣2 𝑆 𝑐̅ 𝐶𝑀

(12)

A análise do desempenho do perfil é de fundamental importância para a construção

da asa, porém os valores dos coeficientes do perfil não são iguais aos da asa, no perfil

Corda médiaaerodinâmica

ct

crcr

cr

ct

ct

20%

Centro degravidade

51

analisamos apenas o escoamento em duas dimensões, enquanto para a asa toda a

envergadura tem que ser analisada (RODRIGUES, 2015).

Os dados básicos de uma asa são adquiridos através de um túnel de vento, onde a

asa se estende de parede a parede (FAHLSTROM e GLEASON, 2012). Porém durante o

voo a maior pressão na parte inferior tende a passar para a parte superior, produzindo

vórtices nas extremidades da asa, que induzem uma componente denominada downwash

𝑤 direcionada para baixo. A componente inclinada para baixo denominada

𝑣𝑒𝑛𝑡𝑜 𝑟𝑒𝑙𝑎𝑡𝑖𝑣𝑜 𝑙𝑜𝑐𝑎𝑙 é resultado da soma da componente downwash 𝑤 com a

velocidade de vento relativo 𝑉∞ e o ângulo formado por essas componentes é

denominado ângulo de ataque induzido 𝛼𝑖 conforme a Figura 36 (RODRIGUES, 2015).

Figura 36 - Produção de vórtices nas extremidades da asa.


Para asas enflechadas, o coeficiente de sustentação é ainda menor, desconsiderando

os efeitos dos vórtices nas extremidades da asa e admitindo-se um valor elevado para o

alongamento. Podemos observar na Figura 37 que na direção da corda da asa, a

componente de velocidade do escoamento incidente é 𝑢 = 𝑉∞, para a asa enflechada 𝑢

será menor que 𝑉∞ pois temos 𝑢 = 𝑉∞ ∗ 𝑐𝑜𝑠Λ. Como a componente de velocidade 𝑢

governa a distribuição de pressão sobre a seção de um aerofólio, no caso da asa enflechada

o valor de 𝑢 é menor devido a componente de velocidade 𝑤 (RODRIGUES, 2015).

Vórtices

Vórtices

wαi

V 8Vento relativo local

α

αi

αef

Vento relativo local

52

Figura 37 - Coeficiente de sustentação em asas enflechadas.


Para o cálculo do coeficiente 𝐶𝐿 podemos usar a equação (13)

𝐶𝐿 = 𝑎 (𝛼 − 𝛼𝐿=0) (13)

Onde 𝛼𝐿=0 é o ângulo de ataque para sustentação nula e o coeficiente angular da

curva da asa 𝑎 é dado pela equação (14).

𝑎 =

𝑎0 cos Λ

√1 + [(𝑎0 cos Λ)/(𝜋 𝐴𝑅)2] + (𝑎0 cos Λ)/(𝜋 𝐴𝑅)

(14)

Na Figura 38 podemos observar uma comparação das curvas genéricas do perfil e

da asa, apesar do ângulo de ataque para sustentação nula ser o mesmo, com o aumento do

ângulo de ataque as curvas vão se distanciando.

Figura 38 - Comparação das curvas genéricas do coeficiente de sustentação para o perfil e asa.


w

V 8u=

w=0

uV 8

mesmo

perfil

VV 8

ao

CL

α

cl máx

L=0α

a

CL máx

cl,

53

O arrasto gerado por uma aeronave afeta diretamente o seu desempenho, porém

calcular a força de arrasto total não é tarefa simples, sendo assim podemos estimar através

de métodos analíticos. As forças de arrasto que incidem na aeronave provêm de duas

fontes, a tensão de cisalhamento e a distribuição de pressão. O arrasto induzido está

relacionado diretamente com a sustentação através do efeito downwash, é um arrasto de

pressão associado aos vórtices gerados nas pontas da asa, para um alongamento (AR)

maior ou igual a 4 e podemos estimar seu valor através da equação (15) (RODRIGUES,

2015).

𝐶𝐷𝑖 =

𝐶𝐿2

𝜋 ∙ 𝑒0 ∙ 𝐴𝑅

(15)

Onde o 𝑒0 representa o fator de eficiência de Oswald e pode ser calculado através

da equação (16) (RODRIGUES, 2015).

𝑒0 = 0,75 ∙ 𝑒 (16)

Um artifício para diminuir o efeito downwash é o uso de aletas nas extremidades

da asa (Figura 39) para evitar que os vórtices formados atinjam a parte superior da asa


Figura 39 - Uso de uma placa na extremidade da asa para diminuir o arrasto induzido.

Fonte: (GUDMUNDSSON, 2014).

54

O arrasto parasita não está relacionado a geração de sustentação da aeronave, ele é

o arrasto total menos o arrasto induzido, pode ser estimado através da equação (17) que

relaciona a área total em contato com o ar, denominada a área molhada 𝑆𝑚𝑜𝑙ℎ𝑎𝑑𝑎 e o

coeficiente de atrito 𝐶𝐹 e a área da asa 𝑆 (RODRIGUES, 2015).

𝐶𝐷𝑂 =

𝑆𝑚𝑜𝑙ℎ𝑎𝑑𝑎

𝑆𝐶𝐹

(17)

Uma boa estimativa da área molhada para asas voadoras é definida pela equação

(18):

𝑆𝑚𝑜𝑙ℎ𝑎𝑑𝑎 = (2 ∙ 𝑆) + 𝑆 ∙ 0,4 (18)

Para o valor do coeficiente de atrito podemos utilizar o gráfico da Figura 40,

desenvolvido pela equipe do Aerodesign Car-Kará da UFRN, onde ele sugere valores

superiores dos citados pela literatura.

Figura 40 - Gráfico do coeficiente de atrito.

Fonte: Equipe Car-Kará Aerodesign – UFRN.

A equação (19) relaciona o coeficiente de arrasto e o coeficiente de sustentação,

que possibilita gerar a curva polar de arrasto e determinar o ponto de maior sustentação

com o menor arrasto possível (RODRIGUES, 2015).

0,1 1 10 1000,01

0,1

1

CF=0,207b

-0,69

CF=0,127b

-0,84

Advanced

Micro

Regular

Envergadura (m)

CF

Grande quantidade de

cabos de fixação e ligação

(estais)

Pequena quantidade de estais

Fuselagem muito grande em relação

ao avião

55

𝐶𝐷 = 𝐶𝐷𝑂 + 𝐾 ∙ 𝐶𝐿2 (19)

Onde 𝐾 é o termo de proporcionalidade, definido pela equação (20).

𝐾 =

1

𝜋 ∙ 𝑒0 ∙ 𝐴𝑅

(20)

2.4.3. Superfícies de controle

A indústria aeronáutica padroniza um sistema de coordenadas tridimensional para

referenciar os movimentos e direção de uma aeronave. O centroide da aeronave é a origem

do sistema de três eixos de coordenadas que formam ângulos de 90° entre si. Durante o

voo existe um sistema de seis graus de liberdade, sendo que três são movimentos lineares

ou de translação e três são movimentos de rotação. Os movimentos lineares são: para

frente e para trás ao longo do eixo longitudinal (x), para direita e para esquerda ao longo

do eixo lateral (y) e para cima e para baixo ao longo do eixo vertical (z) conforme a Figura

41a, os movimentos de rotação são: ao redor do eixo longitudinal (x), ao redor do eixo

lateral (y) e ao redor do eixo vertical (z), conforme a Figura 41b, esses movimentos são

chamados de movimento de rolamento, movimento de arfagem e movimento de guinada

respectivamente (RODRIGUES, 2015).

Figura 41 - Movimentos lineares e de rotação de uma aeronave.


( b ) m o v i m e n t o s d e r o t a ç ã o

x

y L a te ra l

z

L o n g i t u d i n a l

V e r t i c a l

( a ) m o v i m e n t o s li n e a r e s

x

yE s q u e rd a

z

F re n te

D i re i t a

C i m a

B a i x o

T rá s

56

Em uma versão básica uma aeronave possui três superfícies de controle principais,

os ailerons, o profundor e o leme de direção, podemos identificar cada uma das superfícies

de controle na Figura 42 (RODRIGUES, 2015).

Figura 42 - Superfícies de controle.


Os ailerons estão localizados no bordo de fuga e nas extremidades das asas, durante

o voo atuam em conjunto com movimentos contrários, quando um está defletido para

cima o outro está defletido para baixo, executando assim a manobra de rolamento da

aeronave em relação ao eixo longitudinal “x” conforme a Figura 43. Essa manobra é

possível devido ao aumento de sustentação gerado pelo aileron defletido para baixo e pela

redução da sustentação gerada pelo aileron defletido para cima (RODRIGUES, 2015).

Figura 43 - Atuação dos ailerons.


O profundor é responsável pelo movimento de arfagem em relação ao eixo lateral

“y”, atua defletindo o bordo de fuga para cima quando é necessário a aeronave subir, ou

defletindo para baixo quando é necessário descer, esse movimento é criado ao redor do

centro de gravidade da aeronave, conforme podemos observar na Figura 44

(RODRIGUES, 2015).

Aileron

Aileron

Leme

Profundor

Aileron defletidopara baixo

(aumento da sustentação)

Aileron defletidopara cima

(redução da sustentação)Rolamento para esquerda

57

Figura 44 - Atuação do profundor.


O leme de direção está localizado no estabilizador vertical, ele é responsável pelo

movimento de guinada ao redor do eixo vertical, quando defletido para direta a aeronave

executa o movimento também para direita, quando necessária a manobra para o lado

esquerdo o leme é defletido para o lado esquerdo conforme a Figura 45 (RODRIGUES,

2015).

Figura 45 - Atuação do leme.


2.5.Componentes principais de uma aeronave tipo asa voadora

Assim como as aeronaves convencionais as asas voadoras possuem seus elementos

básicos, que para um VANT são: a própria asa; superfícies de controle; conjunto

motopropulsor; trem de pouso e a eletrônica embarcada (Figura 46).

Centro de gravidade

Centro de gravidade

58

Figura 46 - Componentes básicos de uma asa voadora.


2.5.1. Asa, trem de pouso e superfícies de controle

A asa representa a parte fixa da aeronave e ocupa a maior parte de todo avião, seu

projeto estrutural é bem mais complexo quando comparado a uma aeronave convencional,

pois todos os componentes da aeronave estão distribuídos ao longo de sua estrutura, além

disso devido a não existência de uma empenagem, o perfil da asa voadora deve ser

projetado para possuir o menor coeficiente de momento possível. Existe na literatura três

perfis que são bastante utilizados, Zagi 12, MH45 e Sipkill 1,7/10.

Nos VANTs, o trem de pouso pode ser utilizado nas duas configurações, porém

pouquíssimas asas voadoras utilizaram trem de pouso convencional, mesmo em

aeronaves de grande escala, uma das poucas aeronaves a utilizar o modelo convencional

é a aeronave experimental Vought V-173 da Figura 47. O modelo triciclo apresenta

melhor estabilidade durante o pouso e decolagem por estar apoiado nos três pontos, a

bequilha atua corrigindo a direção da aeronave, no modelo convencional essa correção só

é possível se for acrescentado a aeronave um ou mais estabilizadores verticais com leme,

já que durante o pouso ou decolagem a aeronave apoia-se somente nos trens dianteiros.

S u p e r fí c i e s

d e c o n t ro leG r u p o

m o to p ro p u ls o r

A s a

E le t rô n i c a

e m b a rc a d a

T re m d e p o u s o

59

Figura 47 - Vought V173 asa voadora experimental com trem de pouso modelo convencional.

Disponível em: http://www.cavok.com.br/blog/estranhas-silhuetas-no-ceu-vought-v-173-flying-pancake-

xf5u/ Acesso em 03 de agosto de 2017.

As superfícies de controle de uma asa voadora tem o seu funcionamento bem

característicos, devido à ausência de empenagem, atuam de forma mixada, quando a

aeronave necessita do movimento de arfagem, as superfícies atuam na mesma direção

conforme a Figura 48a, porém, quando é necessário o movimento de rolamento, as

superfícies de controle atuam de forma alternada, conforme a Figura 48b.

Figura 48 - Atuação mixada das superfícies de controle.


Outro ponto importante para análise de asas voadoras é a mínima velocidade para

a aeronave se manter em voo, que é determinada pela equação (21) da velocidade de estol.

(a) movimento de arfagem (b) movimento de rolagem

60

𝑣𝑒𝑠𝑡𝑜𝑙 = √2 𝑊

𝜌 𝑆 𝐶𝐿 𝑚á𝑥

(21)

Onde 𝑊 é o peso da aeronave e deve ser igual a força de sustentação "𝐿" para que

a aeronave se mantenha em voo. O estol é a perda de sustentação e ela não acontece em

toda a asa ao mesmo tempo, existe uma direção de propagação, que para asas enflechadas

acontece da ponta para o centro da aeronave, comprometendo a eficiência das superfícies

de controle conforme podemos observar na Figura 49 (RODRIGUES, 2015).

Figura 49 - Propagação do estol em asas enflechadas.


Uma opção para que o estol aconteça por último nas pontas da asa é o uso do

𝑤𝑎𝑠ℎ𝑜𝑢𝑡, que é a aplicação de uma torção na ponta da asa (Figura 50), forçando que o

𝐶𝐿𝑚á𝑥 seja atingido por último nas extremidades, garantindo o controle da aeronave

(RODRIGUES, 2015).

Figura 50 - Washout na ponta da asa.


Superfícies de controle

Ângulode torção

Perfil na raiz

Perfil na extremidade

61

2.5.2. Aviônica e conjunto motopropulsor

A tecnologia embarcada é responsável pelas funções desempenhadas pela aeronave,

na Figura 51 é possível observar os principais componentes de um VANT tipo asa

voadora com motor elétrico ou à combustão com pistão.

Figura 51 - Componentes básicos da tecnologia embarcada de um VANT tipo asa voadora com propulsão

elétrica ou com motor à pistão.


O cérebro de um VANT é a placa controladora de voo, também conhecida como

piloto automático, capaz de executar missões autônomas, guiadas por GPS e transmitir

dados da telemetria em tempo real. Uma das placas controladoras mais populares e

confiáveis é a APM 2.8 (Figura 52) (Doctor Drone, 2015).

Receptor derádio

Placacontroladora

(piloto automático)

Bateria

Servomotordo acelerador

Motor acombustão

Hélice

Tanque decombustível

Servomotordo aileron direito

Servomotordo aileron esquerdo

Receptor derádio

Placacontroladora

(piloto automático)

Bateria

ESCMotor

elétricoHélice

Servomotordo aileron direito

Servomotordo aileron esquerdo

62

Figura 52 - Placa controladora APM 2.8.

Disponível em: http://doctordrone.com.br/o-que-e-apm/ Acesso em 13 de junho de 2017.

Ligado diretamente na placa controladora, o receptor de rádio (Figura 53a) tem a

função de receber os comandos de um transmissor de rádio (Figura 53b). Por questões de

segurança os comandos vindos do transmissor são prioritários em relação a placa

controladora mesmo em uma missão autônoma.

Os sistemas modernos contam com transmissão 2.4 GHz e receptores satélites,

aumentando a eficiência no bloqueio das interferências externas (AUDRONIS, 2014).

Figura 53 - Receptor e transmissor de rádio.

Disponível em: http://www.herreramodels.com.br/shopping/nc_produto.php?produto=165 e

http://rclineforum.de/forum/board35-helicopter/board185-micro-mini-und-koaxial-helis/317442-blade-

nano-cp-s-an-alte-spektrum-dx7-binden/ Acesso em:02 de julho de 2017.

Para os movimentos das superfícies de controle e o acionamento do carburador do

motor à pistão são utilizados servomotores elétricos (Figura 54), o comando para o

acionamento do movimento pode ser executado através do rádio controle ou da placa

controladora.

63

Figura 54 - Servomotor

Disponível em: https://servodatabase.com/servo/spektrum/a6030 Acesso em: Acesso em:02 de julho de

2017

O conjunto motopropulsor a combustão dos VANTs, tem como destaque dois tipos

de motores, as turbinas e os motores com pistão. As turbinas (Figura 55a) apresentam

ótima relação peso/empuxo além de baixíssimos índices de vibração, porém seu consumo

é considerado elevado quanto comparado à motores com pistão. Os motores com pistão

(Figura 55b) apresentam boa relação peso/empuxo e baixo consumo, índices de vibração

elevados, necessitando utilizar sistemas de amortecimento para que a vibração não

interfira nos sensores de movimento da aeronave.

Figura 55 - Motores a combustão com pistão e turbina.

Fonte: Editado pelo autor.

Quando a opção para a propulsão é através de um motor elétrico os modelos sem

escovas (Figura 56) são os mais eficientes, com baixo peso entregam grandes potências,

normalmente são trifásicos (OLIVEIRA, AGUIAR e VARGAS, 2017). Quando o

conjunto motor/hélice está bem balanceado os índices de vibrações são muito baixos, sua

64

seleção leva em consideração o seu formato e a unidade KV que relaciona Rotação por

Minuto (RPM) com a tensão em Volts (V) conforme a equação (22), comercialmente

existe uma referência de 4 dígitos, por exemplo 2822, os dois primeiros dígitos são o

diâmetro, os dois últimos o comprimento, sempre em mm.

𝐾𝑉 =

𝑅𝑃𝑀

𝑉

(22)

Como exemplo para cada Volt empregado em um motor com 1000Kv teremos 1000

RPM de resposta, vale observar que esse valor de RPM alcançado é sem o uso da hélice.

Figura 56 - Motor elétrico, modelo sem escovas.

Disponível em: http://www.getfpv.com/emax-rs2205-2300kv-racespec-motor-cw.html Acesso em: 05 de

junho de 2017.

A escolha adequada da hélice para cada tipo de motor garante o aproveitamento

máximo da potência entregue no eixo do motor, as hélices (Figura 57) utilizadas nos

VANTs podem variar o material, passo, diâmetro e o número de pás de acordo com a

necessidade.

65

Figura 57 – hélice utilizada em VANTs.

Disponível em: http://www.asaseletricas.com.br/loja/popup_image.php?pID=3927 Acesso em: 05 de

junho de 2017.

Para o acionamento e controle da velocidade dos motores elétricos sem escova é

utilizado um Controlador Eletrônico de Velocidade (ESC) (Figura 58), ele interpreta os

comandos de aceleração vindos do receptor ou da placa controladora e também

transforma corrente continua em corrente trifásica para motores sem escova trifásicos.

Figura 58 - Controlador Eletrônico de Velocidade (ESC).

Disponível em: https://www.rcgroups.com/forums/showthread.php?511753-Bad-ESC Acesso em: 06 de

junho de 2017.

O fornecimento de energia para movimentar os motores elétricos vem das baterias,

além de alimentar os motores, as baterias fornecem energia para todo o sistema eletrônico.

Entre as mais utilizadas estão as de NiCd (níquel cádmio), NiMH (níquel metal hidreto)

e as de LiPo (líthio-polímero). As de LiPo (Figura 59) são as mais eficientes e utilizadas

por conciliarem ótima capacidade com baixo peso se comparada as demais (Doctor

Drone, 2015).

66

Figura 59 - Bateria LiPo.

Disponível em: http://amcollucci.com.br/2013/08/10/o-minimo-que-se-deve-saber-sobre-baterias-lipo/

Acesso em: 07 de junho de 2017.

2.6.Componentes principais de uma aeronave de asa rotativa multirotor.

Os componentes principais de uma aeronave multirotor são: Frame, trem de pouso,

motores, ESC, hélice, placa controladora, receptor, bateria e placa de distribuição de

energia, conforme detalhado na Figura 60.

Figura 60 - Principais componentes de uma aeronave multirotor.


O frame é a estrutura principal da aeronave, nele, todos os componentes são fixados,

segundo Baichtal (2015) qualquer material leve, forte e rígido pode ser utilizado para a

Frame

Hélice

Motor

ESC

Placa de distribuiçãode energia

Bateria

Receptor

Placa controladora

Sistema decompensação

Trem depouso

67

construção de um frame. A classificação de um frame está ligada ao número de braços,

na Figura 61 podemos observar essa classificação.

Figura 61 - Classificação dos frames conforme o número de braços.


Os tricópteros e os quadricópteros podem assumir versões com 6 e 8 motores

respectivamente. Os motores são fixados um abaixo do outro, o tricóptero passa a se

chamar Y6 (Figura 62a) e o quadricóptero X8 (Figura 62b).

Figura 62 - Frames Y6 e X8.


O trem de pouso tem como função principal manter a aeronave apoiada quando está

em solo, quando existe o uso de acessórios na parte de baixo do frame, como câmera de

vídeo por exemplo, o trem de pouso atua como uma proteção.

Os motores são responsáveis por entregar potência de eixo para as hélices, o sentido

de giro é distribuído aos pares alternadamente para anular os binários conforme se observa

na Figura 63.

(a) Tricóptero (b) Quadricóptero (c ) Hexacóptero. (d) Octacóptero

(a) Y6 (a) X8

68

Figura 63 - Sentido de rotação dos motores de um multirotor.


Para os tricópteros com 3 motores, temos um número ímpar e apenas os dois

motores da frente anulam o binário, no motor da cauda é preciso um sistema de

compensação que trabalha inclinando o conjunto motor/hélice através de um servomotor,

anulando o momento exercido na aeronave conforme podemos observar na Figura 64.

Figura 64 - Mecanismo de compensação do motor de cauda.


No trabalho desenvolvido por Ozdemir (2013) para anular o binário do motor de

cauda do tricóptero de um VANT híbrido, foi instalado um sistema coaxial onde cada

motor gira em um sentido diferente, podemos observar a solução na Figura 65

Os binários se anulam

Momento geradopelo motor da cauda

Movimento decompensação

Servomotor

69

Figura 65 - Motor de cauda Co-axial para anular o binário de um tricóptero.

Fonte: (OZDEMIR, AKTAS, et al., 2013).

Os controladores (ESCs) de um multirotor são os mesmos comentados na seção

2.5.2. a diferença é a quantidade utilizada em um multirotor, pois cada motor necessita

de um ESC independente. Existem placas onde os ECS são concentrados em um único

componente, conforme a Figura 66.

Figura 66 - ESC com 4 saídas.

Disponível em: http://www.omgfly.com/hobbywing-25ax4-skywalker-quadcopter-esc-p-790.html Acesso

em: 21 de junho de 2017.

As hélices são os elementos responsáveis pela sustentação, que é gerada pelo

princípio de Bernoulli aplicado as pás que tem sua estrutura formada por um aerofólio

como foi explicado na seção 2.4.1. Diferente das aeronaves de asa fixa que dependem do

vento relativo gerado pelo seu deslocamento, as aeronaves de asa rotativa produzem seu

70

próprio vento relativo, nesse caso chamado de vento relativo rotacional, que tem seu valor

máximo nas extremidades das pás, reduzindo uniformemente até zero, que é o valor no

centro do eixo (CARLSON, 2015).

As hélices são fabricadas pincipalmente em ABS, Nylon e fibra de carbono, sendo

essa última a de melhor desempenho por conciliar baixo peso e baixo índice de vibração.

Os multirotores sempre utilizam hélices com passo normal e invertido para atender ao

artifício utilizado pelo sentido do giro dos motores para anular os binários.

A placa controladora como citado na seção 2.5.2. é responsável por estabilizar a

aeronave entre outras funções, uma aeronave de asa fixa não tripulada é capaz de voar

remotamente sem a placa controladora, porém para os multirotores é praticamente

impossível manter um voo estável o seu uso. Como principal função a placa controladora

mantém o multirotor estabilizado em voo, através das informações dos sensores de

movimento, o giro de cada motor é controlado mantendo a aeronave estabilizada.

O receptor de rádio de uma aeronave multirotor tem a mesma função descrita na

seção 2.5.2. receber os comandos de um transmissor de rádio que por questões de

segurança, também tem prioridade em relação a placa controladora mesmo em missão

autônoma.

A bateria, conforme comentado na seção 2.5.2. fornece energia para todo o sistema,

porém o maior consumo de um multirotor vem do funcionamento dos motores. A escolha

da bateria é parte importante para a eficiência da aeronave, é preciso conciliar sua

capacidade e peso para que a autonomia de voo seja satisfatória, assim o tipo de bateria

mais utilizado em aeronaves mutirotor são as de LiPo, que oferecem maior quantidade de

energia com o menor peso entre as opções disponíveis.

Devido a existência de vários componentes eletrônicos na aeronave, o uso de uma

placa de distribuição de energia (Figura 67) se faz necessário para melhor organização e

distribuição.

Fibra têxtil sintética.

71

Figura 67 - Placa de distribuição de energia.

Disponível em: https://pt.aliexpress.com/item/Multirotor-ESC-Power-Distribution-Battery-Board-For-

Quadcopter-Multi-Axis-Model-Dropshipping-Free-Shipping-

M24/32800557511.html?spm=2114.13010608.0.0.W1hlyW Acesso em: 22 de junho de 2017.

2.6.1. Elementos de controle

Os multirotores seguem o mesmo padrão de coordenadas, movimentos e direções

das aeronaves de asa fixas, onde o centroide da aeronave também é a origem do sistema

de três eixos de coordenadas, que formam ângulos de 90° entre si conforme a Figura 68.

Figura 68 - Eixos de referência de um multirotor.


Durante o voo todos os movimentos dos seis graus de liberdade são executados

através da variação da rotação dos motores, sempre executados com comandos vindos da

placa controladora. Dos movimentos executados pelos multirotores, três são movimentos

lineares ou de translação e três são movimentos de rotação conforme a Figura 69

(VILAÇA, 2014).

yLateral

zVertical

x

Longitudinal

72

Figura 69 - Movimentos lineares e de rotação de uma aeronave multirotor.


De acordo com Nelson (1998) para executar um movimento os aviões utilizam

defletores para criar um momento sobre o centro de gravidade. Nos multirotores não é

diferente, mais no lugar dos defletores a placa controladora executa a variação da rotação

dos motores, caso deseje que a aeronave execute um movimento de rolamento para a

direita, os dois motores do lado esquerdo aumentam sua rotação, inclinando a aeronave

em relação ao eixo 𝑥 conforme a Figura 70a, se o movimento desejado for de arfagem

para frente, os motores traseiros aumentam sua rotação, inclinando a aeronave em relação

ao eixo 𝑦 conforme a Figura 70b, caso queira que a aeronave execute um movimento para

cima em relação ao eixo 𝑧, todos os motores aumentam sua rotação conforme Figura 70c

(ABELL, 2017).

Figura 70 - Movimentos de rolamento, arfagem, subida e decida de um multirotor.


Para executar o movimento de guinada no sentido horário em relação ao eixo 𝑧, os

multirotores com número par de motores aumentam a rotação dos motores, que giram no

sentido anti-horário conforme a Figura 71a (ABELL, 2017). Em tricópteros o movimento

( b ) m o v i m e n t o s d e r o t a ç ã o( a ) m o v i m e n t o s li n e a r e s

y

E s q u e rd a

z

C i m a

B a i xo

D i re i t a

T rá s

F re n te

x

y

z

x

(a) movimento de rolamentopara a esquerda

y

x

y

(b) movimento de arfagempara frente

z

(c) movimento para cima.

73

não é executado através da rotação dos motores, o mecanismo de compensação é

inclinado para o sentido que se pretende executar o movimento conforme a Figura 71b.

Figura 71 - Movimento de guinada para multirrotores.


McAndrew, Navarro e Witcher (2018), propõe em seu artigo, o estudo da utilização

de hélices com passo variável, com o objetivo de melhorar a eficiência do controle em

aeronaves multirotores, utilizando um sistema eletrônico para sincronizar a rotação do

motor com o passo da hélice.

(a) movimento de guinadano sentido horário

z

Aumento da rotação

Aumento da rotação

z

Sentido dainclinação

(b) movimento de guinada no sentido horárioexecutado pelo mecanismo de compensação

74

3. PROJETOS PRELIMINARES

A análise do protótipo híbrido passará por vários processos para adequar os dois

tipos de aeronave, refazer alguma dessas etapas demanda tempo e investimento, por isso,

analisar uma asa voadora e um multirotor separadamente, aumenta as chances de êxito da

aeronave híbrida quanto à construção, configuração eletrônica e pilotagem, sendo assim,

a construção do protótipo híbrido será realizada após a análise individual de uma asa

voadora e um multirotor.

3.1.Asa voadora

Com objetivo de analisar o comportamento em voo remotamente controlado e

auxiliado por uma placa controladora, a opção de escolha foi de uma asa voadora com

envergadura máxima de 1,20m, enflechamento positivo, propulsão tractor por motor

elétrico, com lançamento manual sem trem de pouso, o conceito pode ser observado na

Figura 72a. Com o conceito da asa voadora formado, as dimensões básicas foram

definidas conforme a Figura 72b.

Figura 72 - Ilustração conceitual da asa voadora e dimensões básicas.


O perfil aerodinâmico escolhido foi ZAGI12 e os dados iniciais da aeronave. podem

ser observados no Quadro 1.

1,20m

0,35m

0,22m

29,42 o

(a) conceito da asa voadora (b) dimensões básicas

75

Quadro 1 - Dados iniciais da asa voadora.

Descrição Equação Valor

Área da asa 𝑆 =

(𝑐𝑟 + 𝑐𝑡). 𝑏

2

0,34 𝑚2

Relação de

Alongamento 𝐴𝑅 =

𝑏2

𝑆 4,21

Relação de Afilamento 𝜆 =𝑐𝑡

𝑐𝑟 0,63

Corda média

aerodinâmica

𝑐̅ =

2

3∙ 𝑐𝑟 ∙ (

1 + 𝜆 + 𝜆2

1 + 𝜆)

0,29𝑚

O centro de gravidade da asa voadora foi estabelecido a 20% da corda média,

localizado à 0,20m a partir do bordo de ataque da corda central da aeronave conforme a

Figura 73.

Figura 73 - Cálculo do centro de gravidade da asa voadora.


0,35m

0,22m

0,35m

0,22m

0,29m

0,20m

Centro degravidade

76

Para a eletrônica embarcada foram selecionados os seguintes itens conforme o

Quadro 2.

Quadro 2 - Seleção da eletrônica embarcada na asa voadora.

Descrição Foto Descrição

Motor

Motor sem escovas CF2822

1200KV.

Hélice

Hélice GWS 10x4,5

ESC

HK-30A - ESC 25-30A SS

SERIES

Servo de acionamento dos

ailerons

Micro Servo 9g Tower Pro

77

Controle remoto

Sistema de controle remoto

Spektrum DX7

Placa controladora

APM 2.8

Bateria

Bateria Lipo Turnigy

2200mah 20c-30c 3s 11.1v

Para a fabricação da asa foram utilizados blocos de espuma de poliestireno cortados

utilizando o método da resistência elétrica aquecida guiada por perfis de alumínio, esse

método utiliza dois perfis de alumínio de cada lado do bloco, uma resistência elétrica

percorre toda a extensão do perfil moldando a estrutura de cada semi asa, conforme a

Figura 74.

78

Figura 74 - Ilustração do método de corte da asa.


Após o corte e a união de cada semi asa a estrutura foi reforçada com varetas de

fibra de vidro com 1mm de diâmetro, dispostas conforme a Figura 75.

Figura 75 - Asa reforçada com varetas de fibra de vidro.


Os próximos passos foram revestir a aeronave com vinil adesivo, instalar a aletas

laterais, ailerons e servos de acionamento e montante do motor elétrico conforme

podemos observar na Figura 76.

B lo c o d e e s p u m a

d e p o lie s t ir e n o

P e r fil d e

a lu m ín io

P e r fil d e

a lu m ín io

R e s is tê n c ia

e lé t r ic a

D ir e ç ã o

d o c o r te

P o n to fix o

79

Figura 76 - Sequência de montagem, revestimento, aletas, ailerons, servos e montante.


Com a estrutura principal da aeronave concluída, foram instalados o conjunto

motopropulsor, ESC, receptor do rádio controle, placa controladora, GPS, bateria e os

servomotores de acionamento dos ailerons. a aeronave completa pode ser observada na

Figura 77.

Figura 77 - Asa voadora completa.


Com o objetivo de analisar o comportamento da asa voadora durante o voo

estabilizado através da placa controladora e sem o auxílio da estabilização, foi

configurado no transmissor do sistema de rádio controle a opção de mudança do modo de

voo através de uma chave seletora. Durante os testes foram realizados vários voos

remotamente controlados, alternando durante o voo os modos estabilizado e normal.

80

3.2.Multirotor

Para a análise do multirotor duas opções foram avaliadas, a primeira, comprar um

multirotor comercial pronto para o voo e analisar suas características de voo e possíveis

configurações. A segunda, construir totalmente um multirotor, possibilitando entender

todo o processo de construção, configuração e pilotagem. A primeira opção é a mais

prática e com menos chances de erro, atende os objetivos iniciais de aprendizado e análise

de um multiroto, a segunda opção apresenta maiores dificuldades e maior tempo de

dedicação, porém possibilita dominar todo o processo da construção, configuração e

pilotagem.

Com o objetivo de analisar detalhadamente todo o processo que envolve um

multirotor, fez-se a escolha da segunda opção, desenvolver um multirotor em todas as

suas etapas e acumular conhecimentos para a fabricação do VANT híbrido. A opção foi

por um tricóptero de modelo “Y” com mecanismo para inclinação do motor de cauda para

que a aeronave não gire no próprio eixo devido ao binário. As medidas iniciais podem ser

observadas na Figura 78.

Figura 78 - Medidas iniciais do tricóptero.


81

Os componentes e configurações da aeronave foram selecionados conforme o

Quadro 3.

Quadro 3 - Componentes e configurações do multirotor tricóptero.

Componente selecionado Imagem Descrição

Motores

Sunnysky sem escovas A2212

800kv

Hélices

GWS 10x4,5

Controle remoto

Sistema de controle remoto

Spektrum DX7

Controlador Eletrônico de

Velocidade

ESC Simonk 30A

82

Bateria

Bateria Lipo Turnigy Nano-tech

25C 2200 MAh 3S 11,1V

Placa controladora

APM 2.8 com GPS

Para a construção do frame foram utilizados: perfis quadrados de alumínio de 3/8’

para os braços, as partes estruturais foram confeccionadas a partir de chapas de

poliestireno de 1, 2 e 3mm de espessura coladas com cianoacrilato, tiras de Velcro foram

coladas nas estruturas com a finalidade de fixar e retirar os componentes eletrônicos mais

facilmente, as peças confeccionadas e os braços de alumínio podem ser observados na

Figura 79.

Figura 79 - Peças para montagem do Frame.


Mecanismo de fixação.

83

Para o trem de pouso foram utilizadas tiras de PCV com 25mm de espessura,

retiradas de um tubo de 15mm de diâmetro conforme a Figura 80, esse modelo também

desempenha a função de amortecedor durante o pouso, preservando o equipamento

embarcado.

Figura 80 - Tiras de PVC para o trem de pouso.


Após a montagem dos componentes o frame se apresentou resistente e leve, com

apenas 380g o frame está pronto para a instalação dos componentes eletrônicos (Figura

81).

Figura 81 - Frame montado sem eletrônica.


Após a construção do frame os componentes eletrônicos foram instalados (Figura

82) a placa controladora foi configurada no software Mission Planner onde foi carregado

84

em sua memória o firmware para tricóptero com 3 motores, foram calibrados os ESCs, o

rádio controle, os sensores de movimento e a bússola. A aeronave completa ficou com

peso final de 870kg.

Figura 82 - Frame com eletrônica instalada.


Após a montagem do tricóptero foram executados voos de teste (Figura 83), onde

foi possível observar a eficiência da placa controladora estabilizando quase em tempo real

qualquer interferência externa na aeronave, outro ponto analisado foram as respostas aos

comandos rádio controlados que se mostraram totalmente eficientes, a autonomia máxima

de voo foi de 12 minutos.

Figura 83 - Teste de voo do tricóptero.


85

4. PROJETO FINAL

As aeronaves multirotores com propulsão elétrica apresentam as vantagens de

decolar e pousar verticalmente, executar voos lentos ou sem deslocamento, porém as

baterias limitam sua autonomia. As aeronaves de asa fixa podem dispor de motorização

a combustão aumentando consideravelmente sua autonomia se comparado a motores

elétricos, mais algumas desvantagens são observadas, como a necessidade de pista de

decolagem e pouso ou uso de paraquedas e necessidade de deslocamento horizontal para

gerar sustentação. Desenvolver uma aeronave híbrida que concilie as vantagens de um

multirotor e as vantagens de uma aeronave de asa fixa aumentará as possibilidades para

diferentes missões.

4.1.Projeto conceitual

A proposta dessa pesquisa é desenvolver uma aeronave híbrida capaz de conciliar as

vantagens de uma aeronave de asa fixa com um multirotor, assim teremos duas

hibridizações, uma para a propulsão (motores elétricos e à combustão) e outra para a

sustentação (pelo multirotor e pela asa fixa). A aeronave deve ser capaz de decolar no

sentido vertical com uso dos motores elétricos do multirotor, estabelecer voo horizontal

com uso do motor a combustão e retornar para o pouso no sentido vertical novamente

com uso dos motores elétricos do multirotor.

Para a escolha do tipo de aeronave de asa fixa levou-se em consideração a maior

eficiência possível de sustentação com o mínimo de peso. Em uma aeronave convencional

com fuselagem e empenagem, tudo que não é asa representa aumento de peso e perdas de

sustentação, principalmente por arrasto parasita, então uma aeronave com perdas

reduzidas seria somente uma asa, o que levou a escolha do modelo tipo asa voadora com

enflexamento positivo, superfícies de controle mixadas que necessitam somente de dois

servomotores para os movimentos de rolagem e arfagem, propulsão por motor a

combustão com configuração “tractor”.

Para o multirotor a melhor configuração é aquela que menos interferir no voo

horizontal da asa voadora, sendo assim quanto menos braços menor a interferência, diante

dessas considerações foi pré-escolhido para o projeto o modelo tricóptero, a Figura 84

ilustra o projeto conceitual da aeronave híbrida.

86

Figura 84 - Projeto conceitual da aeronave híbrida.


4.2.Divisão dos subsistemas

Como se trata de uma aeronave que não possui projetos similares, para a sua

concepção foram criados subsistemas para analisar separadamente as melhores soluções

para cada caso.

4.2.1. Subsistemas comuns as duas aeronaves

Entre os subsistemas existem aqueles que são comuns as duas aeronaves (asa fixa

e multirotor) são eles, subsistema rádio controle, subsistema placa controladora,

subsistema programa de configuração da placa controladora e subsistema trem de pouso.

Por isso serão analisados separadamente.

4.2.1.1.Subsistema rádio controle

A escolha do sistema de rádio controle é de fundamental importância para o sucesso

do projeto, uma vez que teremos que testar vários tipos de configurações eletrônicas para

conciliar o controle de dois tipos de aeronaves, por esse motivo é necessário a utilização

de um sistema de rádio controle computadorizado que permita variar, programar, mixar

e gravar as configurações testadas. Diante dessas necessidades três tipos de sistema de

rádio controle foram pré-selecionados conforme o Quadro 4.

87

Quadro 4 – Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema de rádio controle da aeronave

híbrida.

Equipamento Imagem Descrição

Spektrum DX7

CA1 – Sistema com 7 canais,

banda de 2,4 GHz

Futaba T8J

CA2 – Sistema com 8 canais,

banda de 2,4 GHz

88

Spektrum DX18

CA3 - Sistema com 18 canais,

banda de 2,4 GHz

O sistema CA1 é o Spektrum DX7, composto por um rádio transmissor de 7 canais

com banda de transmissão de 2,4 GHz e memória para 20 modelos diferentes, seu receptor

AR7000 é composto por um receptor principal e um receptor satélite, os dois receptores

funcionam ao mesmo tempo, garantindo que o sistema não sofra interferências externas,

as antenas dos dois receptores possuem 3cm e não necessitam de exposição externa e nem

instalação específica, o conjunto conta ainda com 4 servos DS821 digitais com

engrenagens de metal, seu custo no site oficial da marca é de $ 299,00.

O sistema CA2 é o Futaba T8J é composto por um transmissor de 8 canais com

banda de transmissão de 2,4 GHz e memória para 20 modelos diferentes, possui display

retro iluminado, seu receptor R2008SB oferece processamento livre de interferências

externas, possui duas antenas de 14,5 cm que precisam estar instaladas a 90° uma da outra

e não necessitam de exposição externa, seu custo no site oficial da marca é de $ 279,00.

O sistema CA3 é o Spektrum DX18 é composto por um transmissor de 18 canais

com banda de transmissão de 2,4 GHz e memória para 250 modelos diferentes, possui

display retro iluminado, seu receptor principal AR9020 possui 9 canais sendo possível

adicionar mais 8 canais através de um expansor de canais, possui dois receptores satélites

89

trabalhando ao mesmo tempo que o receptor principal eliminando qualquer possibilidade

de interferência externa, os receptores tem antenas de 3 cm sem necessidade de exposição

externa ou instalação específica, apresenta opção de telemetria em tempo real e seu

software é atualizável, seu custo no site oficial da marca é de $ 499,00.

Dentre estes, o sistema mais completo é o CA3, porém os sistemas CA1 e CA2

atendem completamente os requisitos do projeto com custo mais baixo, já que a

necessidade prevista é de no máximo 6 canais. Após avaliar o sistema CA1 nas aeronaves

preliminares e testar o sistema de configuração do sistema CA2, optou-se pelo sistema

CA2 por apresentar pequena diferença na facilidade de configuração do rádio transmissor.

4.2.1.2.Subsistema placa controladora

Para escolha da placa controladora é fundamental que o sistema seja de código

aberto devido à complexidade de mixar duas aeronaves distintas, diante desse requisito

foram pré-escolhidos 2 modelos do mesmo fabricante (3D Robotics) conforme o Quadro

5.

Quadro 5 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema placa controladora da aeronave

híbrida.


Placa controladora Pixhawk 2

CB1 – Placa controladora com

processador de 32bits

Placa controladora APM 2.8

CB2 – Placa controladora com

processador de 8bits

90

A opção CB1 é um modelo Pixhawk 2 de 38g capaz de controlar aeronaves de asa

fixa e multirotores, possui um processador de 32bits Cortex M4, 8 saídas PWM,

giroscópio de 16 bits, acelerômetro, magnetômetro de 14 bits com 3 eixos, barômetro e

entradas para dispositivos extras como GPS e sensores para telemetria em tempo real, seu

valor é de aproximadamente $ 225.00

A opção CB2 é um modelo APM (Arduino Pilot Mega) de 38g capaz de controlar

aeronaves de asa fixa e multirotores, possui um processador AtMega 2560 de 8 bits,

giroscópio de 3 eixos, acelerômetro e barômetro, possui entradas para dispositivos extras

como GPS, magnetômetro e sensores para telemetria em tempo real, seu valor é de

aproximadamente $ 179,00.

Apesar do sistema CB1 apresentar vantagens em relação ao sistema CB2 o

propósito principal da controladora é estabilizar e controlar dois sistemas diferentes (asa

fixa e multirotor) e o sistema CB2 apresenta todos os recursos necessários para essa tarefa

com valor mais baixo, sendo ele o escolhido para o subsistema placa controladora.

4.2.1.3.Subsistema programa de configuração da placa controladora

O programa de configuração trabalha em parceria com a placa controladora, ele é

responsável pela configuração das funções a serem executadas, com base na placa

controladora escolhida foram pré-selecionados dois programas conforme o Quadro 6.

Quadro 6 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema do programa de configuração da

placa controladora da aeronave híbrida.


UgCS

CC1 - Software de configuração

(código fechado)

Mission Planner

CC2 - Software de configuração

(código aberto)

91

A opção de sistema CC1 é o UgCS, software de configuração para veículos aéreos

não tripulados de código fechado, permite configurar aeronaves multirotores e de asa fixa,

planejar missões autônomas, sua interface é de fácil utilização, possui uma versão gratuita

bem limitada e sua versão profissional tem custo de $ 2000,00.

A opção de sistema CC2 é o Mission Planner, software de configuração para

veículos aéreos não tripulados de código aberto, capaz de configurar aeronaves

multirotores, de asa fixa, entre outras, planejar missões autônomas, possui interface é de

fácil utilização com configurações iniciais autoexplicativas e várias outras funções pré-

programadas, cabendo ao programador apenas habilitar ou não as funções desejadas. Por

ser de código aberto, sua atualização é constante e sua disponibilização é gratuita.

A opção escolhida foi o sistema CC2 devido à sua gratuidade e a disponibilidade

de alterar as configurações pré-estabelecidas do programa.

4.2.1.4.Subsistema trem de pouso

Para o sistema de trem de pouso foram pré-escolhidos dois modelos distintos, o

primeiro é utilizado em aeronaves multirotores e o segundo em aeronaves de asa fixa,

conforme observamos no Quadro 7.

Quadro 7 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema de trem de pouso da aeronave

híbrida.


Trem de pouso tipo esqui.

CD1 – trem de pouso fixo, sem

opção de taxiamento no solo,

pouso e decolagem em

movimento horizontal.

Trem de pouso triciclo.

CD2 – trem de pouso triciclo

com opção de taxiamento no

solo e pouso e decolagem em


92

O sistema CD1 mantém a aeronave apoiada em solo com uma distância segura,

preservando o conjunto motopropulsor do multirotor. Esse sistema é muito resistente a

impactos e de fácil fixação na estrutura da aeronave, porém não apresenta opção para

taxiamento da aeronave em solo ou opção de pouso e decolagem em movimento

horizontal.

O sistema CD2 mantem a aeronave apoiada com uma distância segura em relação

ao solo do sistema motopropulsor do multirotor. Comparado ao sistema CD1 é menos

resistente a impactos e de instalação mais complexa na estrutura da aeronave, porém

apresenta opção de taxiamento da aeronave em solo e opção de pouso e decolagem em


O sistema escolhido foi o CD2, apesar de sua fixação mais complexa e de menor

resistência a impactos, a disponibilidade de taxiamento em solo e opção de pouso e

decolagem em movimento horizontal agregam mais funções a aeronave híbrida.

4.2.2. Subsistemas da asa fixa

4.2.2.1.Subsistema de sustentação em voo (escolha do perfil)

Aeronaves tipo asa voadora com enflechamento positivo necessitam de velocidades

maiores que uma aeronave convencional, para que a mesma produza a sustentação

necessária para se manter em voo e para que as superfícies de controle atuem de forma

satisfatória, assim a escolha do perfil pode garantir a sustentação e o controle da aeronave,

porém é preciso conciliar sustentação com a velocidade necessária para uma boa

manobrabilidade. Diante dessas questões o tipo de perfil escolhido foi o semi-simétrico,

que possui um pequeno arqueamento. Para análise desse subsistema forram pré-

selecionados os perfis: ZAGY 12, MH 45 e SIPKILL 1,7/10 conforme o Quadro 8.

93

Quadro 8 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema de sustentação da aeronave

híbrida.

Perfil Imagem Descrição

ZAGI 12

FA1 - Perfil semi-simétrico de

fácil fabricação.

MH 45


difícil fabricação devido ao

afilamento do bordo de fuga.

SIPKILL 1,7/10


difícil fabricação devido ao

afilamento do bordo de fuga.

Com auxílio do software de análise de perfis aerodinâmicos Profili 2.22a,

considerando uma velocidade de cruzeiro de 13,89 m/s e o valor de Reynolds igual a

270000 foram gerados os gráficos comparativos dos três perfis para as curvas

características do coeficiente de sustentação (Figura 85), coeficiente de arrasto (Figura

85), coeficiente da eficiência aerodinâmica (Figura 86) e coeficiente de momento (Figura

86), todos em função do ângulo de ataque para um perfil aerodinâmico.

94

Figura 85 - Curvas características do coeficiente de sustentação e do coeficiente de arrasto em função do

ângulo de ataque para um perfil aerodinâmico.

Fonte: Software “Profili” 2.22a.

Figura 86 - Curvas características da eficiência aerodinâmica e do coeficiente de momento em função do

ângulo de ataque para um perfil aerodinâmica.


95

Para análise do centro de pressão também foi utilizado o software Profili 2.22a,

onde gerou-se os gráficos para cada perfil, analisando a variação do α de -5° a 5° com

número de Reynolds = 270000, conforme podemos observar nas Figura 87, Figura 88 e

Figura 89.

Figura 87 - Análise do centro de pressão do perfil ZAGI12 com variação do α de -5° a 5° com número de

Reynolds = 270000.


Figura 88 - Análise do centro de pressão do perfil MH 45 com variação do α de -5° a 5° com número de

Reynolds = 270000.


α = -5o α = -4o α = -3o

α = -2o α = -1oα = 0o

α = 1o α = 2oα = 3o

α = 4oα = 5o

α = -5o α = -4o α = -3o

α = -2o α = -1oα = 0o

α = 1oα = 2o

α = 3o

α = 4oα = 5o

96

Figura 89 - Análise do centro de pressão do perfil SIPKILL 1,7/10 com variação do α de -5° a 5° com

número de Reynolds = 270000.


Considerando que VANTs são aeronaves não acrobáticas e que na maioria do

tempo de voo deseja-se que o eixo longitudinal esteja alinhado horizontalmente e o eixo

transversal tenha deslocamentos entre -5° e 5°. Analisando a Figura 85, para coeficiente

de sustentação dos três perfis, vemos que de -5° até -2,5° temos praticamente o mesmo

coeficiente, a partir de -2,5° o perfil FA1 apresenta uma pequena vantagem em relação

aos demais, para coeficiente de arrasto de -5° até -2° perfil FA1 também apresenta

pequena vantagem, porém a partir de -2,5° até 5° o perfil de melhor coeficiente é o FA2.

Para análise da eficiência aerodinâmica (Figura 86), de -5° até 5° temos praticamente os

mesmos valores para FA1 e FA3, com FA2 apresentando menor eficiência, para o

coeficiente de momento o perfil com melhor coeficiente entre -5° e 5° é FA2, seguido do

FA3 e com o pior coeficiente o FA1.

Como os coeficientes para eficiência dos perfis são muito próximos, tendo uma

variação maior somente no coeficiente de momento e o uso da placa controladora tende

a estabilizar a aeronave no eixo transversal, as análises que foram levadas em

consideração para a escolha do perfil foram a facilidade de fabricação e resistência da

asa, sendo a opção FA1 a que mais corresponde a esses critérios devido a sua espessura.

α = -5o α = -4o α = -3o

α = -2o α = -1oα = 0o

α = 1oα = 2o

α = 3o

α = 4oα = 5o

97

4.2.2.2.-Subsistema estrutura da asa

Para o subsistema de estrutura da asa foram pré-selecionados dois tipos distintos de

fabricação conforme o Quadro 9. A estrutura da asa é a parte principal da aeronave, nela

todos os componentes serão fixados.

Quadro 9 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema de estrutura da asa da aeronave

híbrida.


Asa com estrutura maciça.

FB1 – Asa com estrutura

principal maciça de espuma de

poliestireno reforçada com

longarinas de fibra de vidro ou

fibra de carbono.

Asa com estrutura modular.

FB2 – Asa construída em

madeira balsa e compensado,

necessita de entelagem.

O sistema FB1 é fabricado com espuma de Poliestireno reforçado, com varetas de

fibra de vidro ou fibra de carbono para diminuir a torção e a flexão, é de fácil aquisição e

fabricação, a entelagem é opcional, seu peso é baixo quando comparado a outros

materiais.

O sistema FB2 é fabricado em madeira balsa reforçado com compensado, apresenta

estrutura leve e bastante resistente a torções e flexões, necessita de entelagem, porém sua

fabricação é mais complexa, se comparada ao sistema FB1 seu custo é mais elevado e os

materiais só estão disponíveis em lojas especializadas.

98

O sistema escolhido foi o FB1 devido ao baixo custo, fácil aquisição e fabricação,

essas características permitem testar com baixo custo várias configurações de asa ou

refazer rapidamente outra aeronave caso seja necessário.

4.2.2.3.Subsistema conjunto motopropulsor à combustão

Para o subsistema motopropulsor à combustão foram pré-selecionados dois

conjuntos: um com motor com pistão e hélice e uma turbina conforme o Quadro 10.

Quadro 10 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema conjunto motopropulsor à

combustão da aeronave híbrida.


Motor à combustão OS 61FX,

hélices 13x4 e 13x6 tanque de

combustível.

FC1 – Motor a combustão com

excelente relação peso/potência,

dois padrões de hélices

recomendados, tanque de

combustível com capacidade de

0,236 l.

Turbina JetCat P60SE e tanque

de combustível.

FC2 – Turbina com excelente

relação peso/potência, baixo

índice de vibração, tanque de

combustível com capacidade de

1 L.

99

O sistema FC1 é composto por um motor à pistão OS 61FX, com peso de 0,550 kg,

duas hélices sugeridas pelo fabricante, uma Master Airscrew 13x4 e uma APC 13x6, um

tanque de combustível com capacidade de 0,236 l, capaz de oferecer uma autonomia de

aproximadamente 20 minutos de voo, com custo total de aproximadamente $ 290,00.

O sistema FC2 é composto por uma turbina JetCat P60SE, com peso de 0,848 kg,

capaz de gerar um empuxo estático de 5,9 kgf, um tanque de combustível de 1,0 l, capaz

de oferecer uma autonomia de aproximadamente 8 minutos de voo, o custo total do

conjunto é de aproximadamente $ 2.200,00.

As principais vantagens do conjunto FC1 é a relação peso/potência com baixo

custo. A principal desvantagem é a vibração gerada pelo motor.

A principal vantagem do conjunto FC2 é a quantidade de empuxo oferecido com

baixíssima vibração, porém os pontos negativos são: custo de aquisição muito alto se

comparado ao conjunto FC1, peso total do conjunto, alto consumo de combustível e a

temperatura de exaustão próxima à 700 °C, o que demandaria uma mudança na concepção

e na estrutura da aeronave devido os motores elétricos do multirotor situados na parte

traseira. Levando em consideração as vantagens e desvantagens de cada conjunto a

escolha para esse subsistema foi a do conjunto FC1.

4.2.2.4.Subsistema superfícies de controle

Duas configurações de superfícies de controle foram pré-selecionadas para a asa

voadora, um se estende praticamente por todo bordo de fuga de cada seção da asa, o outro

está localizado apenas nas extremidades conforme o Quadro 11.

100

Quadro 11 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema das superfícies de controle da

aeronave híbrida.


Superfícies de controle

inteiriças.

FD1 – As superfícies de

controle se estendem por quase

todo o bordo de fuga de cada

seção da asa.

Superfícies de controle nas

extremidades.

FD2 – As superfícies de

controle estão concentradas nas

extremidades de cada seção da

asa.

O sistema FD1 utiliza uma extensão menor do perfil, por se estender por quase todo

o bordo de fuga está menos susceptível as turbulências vindas do conjunto motopropulsor

dos motores elétricos posicionados a frente da asa, essa turbulência atingiria somente uma

parcela da superfície de controle, garantindo a eficiência do restante quando a aeronave

estiver em voo horizontal, em relação ao estol, como propagação em asas enflechadas se

dá das extremidades laterais para o centro da aeronave a manobrabilidade da aeronave

estaria garantida.

O sistema FD2 utiliza maior extensão do perfil, está situado nas extremidades da

asa, onde são mais eficientes, porém devido à pouca extensão em relação ao bordo de

fuga, caso ocorra alguma turbulência em sua superfície a eficiência do controle da

aeronave será comprometida, assim como para ocasiões de estol

O sistema FD1 foi escolhido por oferecer menor capacidade de comprometer sua

eficiência em relação a turbulência gerada pelos motores elétricos dianteiros e o estol.

101

4.2.3. Subsistemas do multirotor

4.2.3.1.Subsistema frame

Para o subsistema frame foram pré-selecionados dois modelos do tipo tricóptero

conforme o Quadro 12.

Quadro 12 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema do frame da aeronave híbrida.


Tricóptero A

MA1 - Estrutura com três

braços em “Y”

Tricóptero B

MA2 - Estrutura com três

braços.

Em termos de estrutura, as duas opções atendem ao projeto, permitem trabalhar com

3 ou 6 motores, porém a configuração da estrutura MA2 com os braços dianteiros voltados

para frente geram menos turbulência incidente na asa devido os braços estarem alinhados

com o fluxo de ar durante o voo, favorecendo as superfícies de controle. Além disso a

estrutura central pode ser utilizada como uma longarina para a estrutura da asa voadora,

como podemos observar na Figura 90.

102

Figura 90 - Estrutura do multirotor na aeronave híbrida.


4.2.3.2.Subsistema do conjunto motopropulsor elétrico.

Três conjuntos foram pré-selecionados conforme o Quadro 13, o primeiro é

composto por um motor XT-Xinte no formato de disco com 350kv, hélices de fibra de

carbono com diâmetro de 15’ e passo de 5,5’, o segundo é composto por um motor Emax

CF2822 de 1200 Kv e hélice de ABS, com diâmetro de 8’ em passo de 6’, o terceiro é

composto por um motor Sunnysky 800kv e hélice de ABS, com diâmetro de 10’ e com

passo de 4,5’.

Quadro 13 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema conjunto motopropulsor elétrico

da aeronave híbrida.


Motor sem escovas F05423

350KV, hélice 15x5.5

MB1 – Motor modelo disco que

melhora a refrigeração, hélices

fabricadas em fibra de carbono

que diminuem os índices de

vibração.

103

Motor sem escovas CF2822

1200KV, hélice gws 8x6

MB2 – Motor de pequenas

dimensões, hélice de pequeno

diâmetro fabricada em ABS.

Motor Sunnysky sem escovas

A2212 800kv, hélice GWS

10x4,5

MB3 – Motor de pequenas

dimensões, hélice fabricada em

ABS.

O conjunto MB1 tem como vantagens o motor com maior torque, seu formato de

disco apresenta ótima refrigeração, hélice fabricada em fibra de carbono, que reduz o peso

e as vibrações, as desvantagens do conjunto são a maior geração de turbulência a frente

da asa pelo maior tamanho de hélice.

O conjunto MB2 tem como vantagens a menor hélice entre todos os conjuntos e

como consequência menor geração de turbulência a frente da asa, como desvantagens tem

o menor torque e a hélice do conjunto é fabricada em ABS, o que proporciona mais

vibrações que as fabricadas em fibra de carbono.

O conjunto MB3 tem como vantagem o torque intermediário entre os outros dois

conjuntos e hélice menor que o conjunto MB1, como desvantagem a hélice também é

fabricada em ABS, que proporciona vibrações maiores que as fabricadas em fibra de

carbono.

104

O conjunto escolhido foi o MB1 por possuir maior capacidade de empuxo, melhor

refrigeração, hélices fabricadas em fibra de carbono, o que promove melhor desempenho

devido a menores índices de vibrações, o aquecimento dos motores e a vibração da hélice

são os principais fatores de perda de eficiência nos conjuntos de motores elétricos.

4.2.3.3.Subsistema Bateria

Duas baterias foram pré-selecionadas (Quadro 14), a opção MC1 é fabricada pela

ZIPPY, com tensão de 14,8V e corrente de 4500mAh, com taxa de descarga de 35C e

peso de 0,496kg, a opção MC2 é fabricada pela HRB POWER, com tensão de 18,5V e

corrente de 5000mAh, com taxa de descarga de 50C e peso de 0,650Kg.

Quadro 14 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema bateria da aeronave híbrida.


ZIPPY COMPACT 4500MAH

4S 35C LIPO PACK

MC1 – Bateria de líthio-

polímero peso de 0,496kg e taxa

de descarga máxima de 157

amperes.

HRB Lipo RC Bateria 18.5 V

5000 mAh 50C 5S

MC2 - Bateria de líthio-

polímero peso de 0,650kg e taxa

de descarga máxima de 250

amperes.

A opção MC2 foi a escolhida devido a maior capacidade de tensão, corrente e taxa

de descarga com apenas 0,154kg a mais que a opção MC1.

105

4.2.4. Matriz morfológica do projeto conceitual

A matriz morfológica do Quadro 15 apresenta os princípios de soluções para cada

subsistema do projeto conceitual, essas escolhas atendem a uma demanda inicial, onde a

escolha de alguns subsistemas está sujeita a disponibilidade no mercado.

106

Quadro 15 - Matriz morfológica com princípios de solução para o projeto conceitual da aeronave híbrida.

AE

RO

NA

VE

HÍB

RID

A

SUBSISTEMA

PRINCÍPIOS DE

SOLUÇÃO (P.S.)

P.S.1 P.S.2 P.S.3

Su

bsi

stem

as c

om

un

s as

du

as a

ero

nav

es Rádio controle CA1 CA2 CA3

Placa controladora CB1 CB2

Programa de configuração da placa

controladora

CC1 CC2

Trem de pouso CD1 CD2

Su

bsi

stem

as d

a as

a fi

xa

Sustentação em voo (escolha do perfil) FA1 FA2 FA3

Estrutura da asa FB1 FB2

Motopropulsor à combustão FC1 FC2

Superfícies de controle FD1 FD2

Su

bsi

stem

as d

o m

ult

iro

tor Frame MA1 MA2

Conjunto motopropulsor MB1 MB2 MB3

Bateria MC1 MC2

107

5. ANÁLISES E MONTAGEM DA AERONAVE HÍBRIDA

5.1.Conceitos iniciais

O primeiro passo para os cálculos da aeronave híbrida foi definir as dimensões

iniciais da envergadura, das cordas na raiz e na extremidade da asa voadora, que para o

protótipo foi definido conforme a Figura 91.

Figura 91 - Dimensões primárias da asa voadora do protótipo híbrido.


A partir do dimensionamento, os cálculos iniciais foram definidos conforme o

Quadro 16.

Quadro 16 - Cálculos iniciais da aeronave híbrida.


Área da asa 𝑆 =(𝑐𝑟 + 𝑐𝑡). 𝑏

2 0,53 𝑚2

Relação de

Alongamento 𝐴𝑅 =

𝑏2

𝑆 4,22

1,50m

0,43m

0,28m

29,42o

108

Relação de Afilamento 𝜆 =𝑐𝑡

𝑐𝑟 0,6512

Corda média

aerodinâmica 𝑐̅ =

2

3∙ 𝑐𝑟 ∙ (

1 + 𝜆 + 𝜆2

1 + 𝜆) 36𝑐𝑚

O centro de gravidade da asa voadora, que foi estabelecido a 15% da corda média,

medindo 0,255m a partir do bordo de ataque da corda central da aeronave, conforme a

Figura 92.

Figura 92 - Cálculo geométrico do centro de gravidade do protótipo da aeronave híbrida.


Para a área dos ailerons utilizou-se o gráfico da Figura 93, que se baseia em

resultados de aeronaves comerciais, relacionando a razão da envergadura da asa com a da

envergadura do aileron para o eixo “y” e a razão da corda do avião com a corda do aileron

para o eixo “x”. Após encontrar a relação de 0,9 para a razão do eixo “y”, foi encontrado

o parâmetro 0,12, que para a corda da asa resultou em 0,432m2 para a área do aileron.

0 ,4 3 m

0 ,2 8 m

0 ,4 3 m

0 ,2 8 m

0 ,3 6 m

0 ,2 5 5 m

C e n t r o d e

g r a v i d a d e

109

Figura 93 – Definição da área dos ailerons.

Fonte: Redesenhado pelo autor.

5.2.Analise aerodinâmica

Apresenta-se no Quadro 17 os resultados aerodinâmicos obtidos para a aeronave

híbrida e que servem de base para a obtenção da curva polar de arrasto (Figura 94) e a

análise de desempenho.

Quadro 17 - Resultados aerodinâmicos da aeronave híbrida.


Coeficiente angular do

perfil 𝑎0 =

𝑑𝑐𝑙

𝑑𝛼=

𝑐𝑙2 − 𝑐𝑙1

𝛼2 − 𝛼1 0,124

Coeficiente angular da

asa 𝑎 =

𝑎0 cos Λ

√1 + [(𝑎0 cos Λ)/(𝜋 𝐴𝑅)2] + (𝑎0 cos Λ)/(𝜋 𝐴𝑅) 0,108

Fator de eficiência de

envergadura 𝑒 =

1

1 + 𝛿 0,988

0,10

corda do avião

corda do aileron

envergadurado avião

envergadurado aileron

0,12 0,14 0,16 0,18 0,20 0,21 0,22 0,24 0,26 0,28 0,30 0,32 0,340

0,2

0,4

0,6

0,8

1,0

d i re tr iz e s h i s t ó r ic a s

0,9

110

Fator de eficiência de

Oswald 𝑒0 = 0,75 ∙ 𝑒 0,741

𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥 = 0,9 ∙ 𝑐𝑙𝑚𝑎𝑥 ∙ cos (Λ𝑐/4)

0,807

Peso estimado da

aeronave 4,5𝐾𝑔

Velocidade de estol 𝑉𝑒𝑠𝑡𝑜𝑙 = √2 ∙ 𝑊

𝜌 ∙ 𝑆 ∙ 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥

12,94

𝑚/𝑠

Efeito solo

ϕ =(16 ∙

ℎ𝑏

)2

1 + (16 ∙ℎ𝑏

)2

(23)

0,719

Área molhada 𝑆𝑚𝑜𝑙ℎ𝑎𝑑𝑎 = (𝑆 ∙ 2) + (𝑆 ∙ 0,4)

1,278

m2

𝐶𝐹 𝐶𝐹 = 0,127 ∙ 𝑏−0,84 0,0903

Estimativa do

coeficiente de arrasto

parasita

𝐶𝐷𝑂 = (𝑆𝑚𝑜𝑙ℎ𝑎𝑑𝑎

𝑆) ∙ 𝐶𝐹 0,2168

Termo de

proporcionalidade K K =

1

𝜋 ∙ 𝑒0 ∙ 𝐴𝑅 0,1017

111

Após a definição dos valores iniciais e a análise aerodinâmica, utilizou-se a equação

19 para gerar a curva polar de arrasto conforme o gráfico da Figura 94.

Figura 94 - Gráfico do Polar de arrasto.


5.3.Analise de desempenho

Para a análise do conjunto motopropulsor foi confeccionada uma bancada de

medição do empuxo estático (Figura 95), onde foi medido o valor de 4,4 kgf a 11800 rpm,

com uso de combustível metanol, com 18% de óleo e 10% de nitro metano, hélice bipá

APC 13x4.

Figura 95 - Bancada de medição do empuxo estático do motor a combustão.

Fonte: Equipe Kar-kará UFRN.

0

0,1

0,2

0,3

0,4

0,5

0,6

0,7

0,8

0,9

0 0,05 0,1 0,15 0,2 0,25 0,3

CL

CD

112

Com o auxílio das equações (26) e (27), e do programa “AeroDesign Propeller

Selector” foram gerados os dados comparativos do empuxo dinâmico (gráfico da Figura

96) e o gráfico comparativo entre a tração requerida e a tração disponível (gráfico da

Figura 97).

𝑇𝐷 = 𝐴 ∙ 𝑣2 + 𝐵 (24)

𝑇𝑅 =

𝑊

𝐶𝐿/𝐶𝐷

(25)

Figura 96 – Gráfico dos dados comparativos do empuxo dinâmico.


Figura 97 - Gráfico da tração disponível x tração requerida.


0

10

20

30

40

50

0 10 20 30 40

Forç

a (N

)

Velocidade (m/s)

T=Av^2+B

Prop. Selector

0,00

10,00

20,00

30,00

40,00

50,00

60,00

70,00

80,00

0,00 5,00 10,00 15,00 20,00 25,00 30,00

Forç

a (

N)

Velocidade (m/s)

Tração disponível Tração requerida

Velocidade de estol

12,94

113

A comparação das curvas de potência disponível e de potência requerida (gráfico

da Figura 98) foi gerada de acordo com as equações (28) e (29).

𝑃𝐷 = 𝑇𝐷 ∙ 𝑣 (26)

𝑃𝑅 = √2 ∙ 𝑊3

𝜌 ∙ 𝑆∙

1

(𝐶𝐿

32/𝐶𝐷)

(27)

Figura 98 - Gráfico comparativo da potência disponível x potência requerida.


Para os cálculos da velocidade de máximo alcance foi utilizada a equação para a

velocidade que minimiza a tração requerida, enquanto a velocidade de máxima autonomia

foi calculada através da equação que para a velocidade minimiza a potência requerida, os

resultados são apresentados no Quadro 18.

0,00

200,00

400,00

600,00

800,00

1000,00

1200,00

0,00 5,00 10,00 15,00 20,00 25,00 30,00

Pot

ênci

a (

W)

Velocidade (m/s)

Potência disponível Potência requerida

Velocidade de estol

12,94

114

Quadro 18 - Velocidade de máximo alcance e de máxima autonomia da aeronave híbrida.


Velocidade de

máximo alcance

𝑉𝑇𝑟 𝑚𝑖𝑛 = (

2 ∙ 𝑊

𝜌 ∙ 𝑆)1/2 ∙ (

𝐾

𝐶𝐷0)1/4

9,63

𝑚/𝑠

Velocidade de

máxima

autonomia

𝑉𝑃𝑟 𝑚𝑖𝑛 = (

2 ∙ 𝑊

𝜌 ∙ 𝑆)1/2 ∙ (

𝐾

3 ∙ 𝐶𝐷0)1/4

7,32

𝑚/𝑠

O desempenho na decolagem foi calculado com a finalidade de saber o

comprimento de pista necessário para pouso e decolagem, caso deseje utilizar a aeronave

com decolagem e pouso horizontal, os resultados são demonstrados no Quadro 19.

Quadro 19 - Desempenho de decolagem da aeronave híbrida.


Comprimento de

pista para

decolagem.

𝑆𝐿𝑂 =𝑤

2 ∙ 𝑔 ∙ 𝑑∙ ln (

𝑑 ∙ 𝑣𝑖2 + 𝑓

𝑑 ∙ 𝑣𝐿02 + 𝑓

)

3,81𝑚

Comprimento de

pista para pouso.

𝑆𝐿𝑂 =𝑤

2 ∙ 𝑔 ∙ 𝑑∙ ln (

𝑑 ∙ 𝑣𝐿2 + 𝑓

𝑓)

17,77𝑚

Para a análise da velocidade de máxima razão de subida gerou-se o gráfico da razão

de subida (gráfico da Figura 99), onde o maior valor para a aeronave é de

aproximadamente 7,9 m/s e ocorre quando a diferença entre a potência requerida e

disponíveis são máximas,

115

Figura 99 - Gráfico da variação da razão de subida em função da velocidade.


O desempenho em curva da aeronave foi calculado através da velocidade que

proporciona o raio de curvatura mínimo, o fator de carga e por fim o raio de curvatura

mínimo, conforme o Quadro 20 podemos observar os resultados encontrados.

Quadro 20 - Desempenho em curva da aeronave híbrida.


Velocidade que

proporciona o raio de

curvatura mínimo

𝑉𝑅 𝑚𝑖𝑛 = √4 ∙ 𝐾 ∙ (𝑊/𝑆)

𝜌 ∙ (𝑇/𝑊)

22,91

𝑚/𝑠

Fator de carga que

proporciona o raio de

curvatura mínimo

𝑛𝑅 𝑚𝑖𝑛 = √2 −4 ∙ 𝐾 ∙ 𝐶𝐷0

(𝑇/𝑊)2

2,57

Raio de curvatura mínimo 𝑅 𝑚𝑖𝑛 =

√

4 ∙ 𝐾 ∙ (𝑊/𝑆)

𝜌 ∙ 𝑔 ∙ (𝑇/𝑊) ∙ √1 − 4 ∙ 𝐾 ∙ 𝐶𝐷0

(𝑇/𝑊)2

4,12 𝑚

0123456789

10

0,00 5,00 10,00 15,00 20,00 25,00 30,00

Raz

ão d

e s

ub

ida

(m/s

)

Velocidade (m/s)

116

O envelope de voo com restrições da velocidade de estol e de manobra é

apresentado no gráfico da Figura 100, onde o valor para o teto absoluto encontrado é de

aproximadamente 8802 m, para uma velocidade de 20,73 m/s.

Figura 100 - Gráfico do envelope de voo.


5.3.1. Cargas

Durante o voo a aeronave pode sofrer fatores de carga, o limite desses fatores sem

sofrer deformação permanente ou falha estrutural são apresentados no gráfico da Figura

101, onde o envelope da linha vermelha representa esses limites, fora dele é possível que

ocorra o estol, deformação permanente ou falha na estrutura da aeronave. Para assegurar

que a aeronave irá suportar as rajadas de vento inesperadas traçou-se o gráfico para

rajadas, que está representado pelo envelope cinza. Os dados necessários para compor o

gráfico podem ser observados no Quadro 21, para definir os limites; fator de segurança,

velocidades de rajada foram utilizados conforme os sugeridos pela literatura para aviação

de pequeno porte.

0 ,0 0

2 0 0 0 ,0 0

4 0 0 0 ,0 0

6 0 0 0 ,0 0

8 0 0 0 ,0 0

1 0 0 0 0 ,0 0

1 2 0 0 0 ,0 0

0 ,0 0 5 ,0 0 1 0 ,0 0 1 5 ,0 0 2 0 ,0 0 2 5 ,0 0

Alti

tude

(m

)

V elo c id a d e (m /s )

V e lo c id a d e d e e s t o l V e lo c id a d e d e m a n o b raV e lo c id a d e m á x im a

Te to ab so lu to

117

Quadro 21 - Dados necessários para gerar os gráficos dos fatores de carga.

Descrição Equação Resultado

Fator de carga limite

positivo 𝑛𝑝𝑜𝑠𝑖𝑡𝑖𝑣𝑜 2,5

Fator de carga limite

negativo 𝑛𝑛𝑒𝑔𝑎𝑡𝑖𝑣𝑜 −1,0

Curva AB 𝑛𝐴𝐵 =1/2 ∙ 𝜌 ∙ 𝑣2 ∙ 𝑆 ∙ 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥

𝑊 𝐶𝑢𝑟𝑣𝑎 𝐴𝐵 𝑑𝑜 𝑔𝑟á𝑓𝑖𝑐𝑜

Curva AE 𝑛𝐴𝐸 =1/2 ∙ 𝜌 ∙ 𝑣2 ∙ 𝑆 ∙ 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥

𝑊 𝐶𝑢𝑟𝑣𝑎 𝐴𝐸 𝑑𝑜 𝑔𝑟á𝑓𝑖𝑐𝑜

Fator de carga último 𝑛𝑢𝑙𝑡 = 𝐹𝑆 ∙ 𝑛𝑙𝑖𝑚 3,75

Fator de carga máximo

permissível 𝑛𝑚𝑎𝑥 =

𝜌 ∙ 𝑣2 ∙ 𝑆 ∙ 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥

2 ∙ 𝑊 2,5

Velocidade de manobra 𝑣∗ = 𝑣𝑒𝑠𝑡𝑜𝑙 ∙ √𝑛𝑚𝑎𝑥 20,47

Velocidade de cruzeiro 𝑣𝑐𝑟𝑢 = 0,9 ∙ 𝑣𝑚𝑎𝑥 20,7

Velocidade de

mergulho 𝑣𝑑 = 1,25 ∙ 𝑣𝑚𝑎𝑥 28,75

118

Fatores de Carga de

rajada 𝑛 = 1

+−

𝜌 ∙ 𝑣 ∙ 𝑎 ∙ 𝐾𝑔 ∙ 𝑈𝑔 ∙ 𝑆

2 ∙ 𝑊

Cruzeiro:

𝑛+= 3,49

𝑛−= −1,49

Mergulho:

𝑛+= 1,87

𝑛−= 0,13

Velocidade de rajada de

cruzeiro 𝑈𝑔 𝑐𝑟𝑢𝑧𝑒𝑖𝑟𝑜 8 𝑚/𝑠

Velocidade de rajada de

mergulho 𝑈𝑔 𝑚𝑒𝑟𝑔𝑢𝑙ℎ𝑜 2 𝑚/𝑠

Fator de alívio de

rajada 𝐾𝑔 =

0,88 ∙ 𝜇𝑔

5,3 + 𝜇𝑔 0,47

relação de massa µ 𝜇𝑔 =2 ∙ (𝑊/𝑆)

𝜌 ∙ 𝐶̅ ∙ 𝑎 ∙ 𝑔 5,95

119

Figura 101 - Gráfico dos diagramas VN de manobra e rajada.


5.4.Montagem da aeronave híbrida

A montagem da aeronave começou pela estrutura principal, onde de acordo com a

Figura 102 podemos observar: os painéis da asa, fabricados em espuma de poliestireno,

a estrutura central, fabricada em compensado de 3mm e a estrutura do multirotor

fabricada com tubos de alumínio de 5/8’.

Figura 102 – Principais partes da estrutura principal da aeronave híbrida.


-2

-1

0

1

2

3

4

5

0 5 10 15 20 25 30 35

Velocidade (m/s)

Fato

r de

car

ga (

g’s)

V*V estol

Região de estol

Falha estrutural

Deformaçãopermanente

Deformação permanente

Região de estol

A

B C

DE

F

V cruzeiro

nlim(-)

nult(-)

n=1

nlim(+)

nult(+)

VD

Falha estrutural

2,5

3,75

-1,5

20,720,46

28,7513 15,9

E s tru tu ra d e alu m ín io

d o m u ltiro to r

E s tru tu ra ce n tral d e

co m p en s ad o 3 m m

P ain éis d a as a

d e es p u m a d e p o lies tire n o

120

A fabricação da asa, conforme a seleção do subsistema, utilizou blocos de espuma

de poliestireno para produzir sua estrutura. O método aplicado para moldar a asa foi o

corte com resistência elétrica aquecida, explicado na seção 3.1.

Na Figura 103 é detalhado o passo a passo do corte da estrutura da asa, na Figura

103a primeiramente o bloco com o ângulo de enflechamento já definido, na Figura 103b

os perfis do centro e da extremidade da asa fabricados em folha de alumínio de 1mm, na

Figura 103c os perfis fixados no bloco e na Figura 103d a estrutura da asa após o corte

com a resistência aquecida.

Figura 103 - Sequência de corte da estrutura da asa.


Com os dois painéis da asa fabricados, foram cortadas as partes da estrutura central

em compensado de 3mm e posteriormente unidas conforme a Figura 104.

Figura 104 – Montagem e fixação dos painéis da asa com a estrutura central de compensado.


(a ) b l o co s de e s pu m a de p o l ie s t ir e n o (b) p e r fi s de a l u m ín io

(c ) p e r fi l de a l u m ín io fi x a do n o pa in e l. (a ) e s t r u t u r a da a s a a p ó s o co r t e

121

Na Figura 105 podemos observar os painéis unidos com a estrutura central de

compensado.

Figura 105 - Painéis da asa fixados a estrutura central.


Após a união dos painéis da asa com a estrutura central foi fabricada a estrutura do

multirotor com tubos de alumínio 5/8’, conforme a ilustração da Figura 106. A união dos

tubos foi executada com perfil de alumínio em “L” e rebites.

Figura 106 - Montagem da estrutura de tubos de alumínio do multirotor.


Em seguida a estrutura do multirotor foi fixada na asa voadora na parte inferior com

resina epoxy conforme a Figura 107.

122

Figura 107 - Asa voadora com estrutura de alumínio fixada com resina epoxy.

Fonte: próprio autor.

A asa recebeu reforços de varetas de fibra de vidro com 1mm de diâmetro, na parte

superior e inferior. Ao concluir a estrutura principal (asa e braços do multirotor) o

próximo passo foi fabricar os montantes dos motores elétricos para serem fixados nos

braços com parafusos e porcas, observados na Figura 108.

Figura 108 - Fixação dos montantes do multirotor nos braços de alumínio.


Os suportes foram fabricados a partir de um tubo retangular de alumínio de

2x13/16’ fixados nos braços e posteriormente receberam os motores elétricos, conforme

a Figura 109.

123

Figura 109 - Fixação dos motores nos montantes do multirotor.


As superfícies de controle foram fabricadas com espuma de poliestireno e

reforçadas com varetas de fibra de vidro (Figura 110), após a fabricação foram fixadas na

asa com dobradiças de Nylon e resina epoxy.

Figura 110 - Superfícies de controle.


Por toda a superfície da asa e das superfícies de controle aplicou-se uma cobertura

de vinil adesivo que além de proteger, aumenta sua resistência (Figura 111).

124

Figura 111 - Revestimento da asa da aeronave híbrida.


O conjunto motopropulsor (Figura 112) foi fixado na parede de fogo com auxílio

de um montante de Nylon, o servo de acionamento do acelerador foi fixado na parte

anterior a parede de fogo, o tanque de combustível foi instalado próximo ao centro de

gravidade, com o propósito de quando for se esvaziando não altere o centro de gravidade

da aeronave.

Figura 112 - Fixação do conjunto motopropulsor.


Após a fixação do conjunto motopropulsor foram instalados os ESCs e a placa de

distribuição de energia, na Figura 113 podemos observar suas disposições.

125

Figura 113 - ESCs e placa de distribuição de energia.


Para a instalação da placa controladora foram acrescentados montantes de

poliestireno, que receberam amortecedores de borracha para evitar a vibração nas placas

controladoras, para evitar erros nos sensores de movimento. Uma plataforma de acrílico

foi adicionada e as placas controladoras juntamente com o receptor do rádio controle

foram fixados a ela com fita dupla face de silicone, o GPS foi instalado diretamente na

asa, todo o conjunto pode ser observado na Figura 114.

Figura 114 - Estrutura da eletrônica embarcada.


A bateria foi instalada na parte inferior da aeronave e fixada com presilhas de

Velcro, o trem de pouso principal foi fixado diretamente na estrutura de alumínio que

compõe a asa, a bequilha foi instalada no montante do conjunto motopropulsor e o servo

de acionamento da bequilha foi fixado na parte inferior da aeronave (Figura 115).

126

Figura 115 - Bateria, bequilha e servo de acionamento.


Para conciliar os dois tipos de aeronave foram utilizadas duas placas controladoras,

uma configurada para asa voadora e a outra para multirotor, os sinais de entrada são

divididos a partir da saída do receptor do rádio controle e a transição é efetuada através

do rádio controle. Na Figura 116 podemos identificar as duas placas controladoras.

Figura 116 - Placas controladoras da asa voadora e do multirotor.


Para a proteção do sistema embarcado confeccionou-se uma proteção em

poliestireno 1mm e revestida com vinil adesivo, demonstrada na Figura 117.

127

Figura 117 - Carenagem de proteção da eletrônica embarcada.


Após a instalação de todos os componentes a aeronave concluída pode ser

observada na Figura 118.

Figura 118 - Aeronave híbrida concluída.


128

6. TESTES DA AERONAVE HÍBRIDA

Os testes da aeronave híbrida foram divididos em duas etapas, uma somente com o

multirotor e a outra com decolagem através do multirotor e transição para o voo horizontal

utilizando o motor a combustão.

6.1.Teste com multirotor

Os testes da aeronave utilizando o multirotor foram realizados externamente, o

motor a combustão permaneceu desligado durante os testes. O objetivo inicial foi verificar

a capacidade dos motores em levantar voo, a estabilização da placa controladora em

condições de ventos incidentes de frente, lateral e de cauda, capacidade de resposta quanto

aos comandos executados remotamente e autonomia de tempo de voo.

Com a aeronave em solo e com todos os componentes ligados, foi executado o teste

de rádio à distância, com a finalidade de verificar a possibilidade de interferências

externas no sistema de rádio controle, observou-se que todos os comandos responderam

positivamente, não demonstrando nenhuma ocorrência de interferência.

Após o teste de distância iniciou-se o teste de voo com o vento incidindo na frente

da aeronave, a decolagem se deu estabilizada com aceleração de aproximadamente 20%,

após alguns minutos executando manobras a aproximadamente 3m de altitude, com

propósito de observar a reação da estabilização da placa controladora com a ação dos

ventos elevou-se a altitude de voo para aproximadamente 15m, foram executadas

manobras com ventos incidentes frontais, laterais e de cauda, após aproximadamente 15

minutos de voo o pouso foi executado, concluindo o teste.

Outros voos de teste foram realizados. Através da Figura 119 podemos observar a

sequência de um dos voos.

129

Figura 119 - Sequência de voo do multirotor.


6.2.Testes com transição

Os testes com transição do voo vertical com multirotor para o voo horizontal com

motor a combustão, foram executados externamente. Primeiramente o teste de distância

para verificação de interferência do sistema de rádio controle foi repetido, também foram

realizados testes de voo somente com o multirotor e o motor a combustão ligado, com

objetivo de verificar a possibilidade de interferência da vibração do motor a combustão

incidente nos sensores da placa controladora. Após verificar que a vibração do motor a

combustão não afetou a estabilização da placa controladora, foi iniciado os procedimentos

para o teste de voo com transição.

Foi executada a decolagem vertical com o multirotor com o fluxo do vento

incidindo na frente da aeronave, o motor a combustão estava acionado e em regime de

marcha lenta, após atingir aproximadamente 4m de altitude, iniciou-se a aceleração do

motor a combustão dando início ao deslocamento horizontal. Com a aeronave

desenvolvendo sustentação através da asa os motores do multirotor foram desacelerados

gradativamente, os comandos de profundor e aileron atenderam positivamente.

130

Após executar um voo horizontal por aproximadamente 500m a aeronave executou

uma manobra de giro no próprio eixo, levando a um pouso forçado, ocorrendo algumas

avarias nos motores elétricos inferiores do multirotor. A sequência do voo pode ser

observada na Figura 120.

Figura 120 - Sequência de voo com transição do multirotor para asa voadora.


A Figura 121 ilustra os dados gerados pelo GPS, nele podemos observar em amarelo

a decolagem vertical com multirotor, em verde a transição para o voo horizontal até a

aeronave efetuar o giro no próprio eixo, em azul foi executada a tentativa de estabelecer

novamente a sustentação através do multirotor, porém a aeronave não respondeu a

tentativa, sendo possível somente executar um pouso forçado.

131

Figura 121 - Circuito do teste de voo da aeronave híbrida.


132

7. CONCLUSÕES

O objetivo principal desta dissertação foi desenvolver um VANT duplamente

híbrido, com propulsão por motores elétricos e a combustão, e sustentação através da asa

e do multirotor, capaz de decolar e pousar verticalmente através do multirotor e executar

voo horizontal com sustentação através da asa, com o uso da propulsão do motor a

combustão.

Após a revisão teórica, foram desenvolvidos dois projetos preliminares de VANTs,

uma asa voadora e um multirotor com a finalidade de adquirir experiências na construção,

configuração e pilotagem, e empregar a experiência adquirida na definição e

desenvolvimento do projeto híbrido.

Desenvolver uma asa voadora, proporcionou adquirir experiências no processo de

construção, um desses processos foi a aplicação da técnica de corte da espuma de

poliestireno com fio aquecido guiado por um perfil de alumínio. Na configuração da placa

controladora foi possível verificar a interação do software Mission Planner com a APM

2.8, em nenhum momento o software deixou de atender as necessidades de configurações

por ser gratuito e de código aberto, muitas das configurações dispõem de explicações

ilustradas, facilitando o processo. Com a aeronave completamente montada e configurada

foram executados os testes de voo, foi possível observar o quanto o comportamento de

uma asa voadora é instável, no entanto quando a função de estabilização da placa

controladora foi acionada, a aeronave se comportou totalmente estável, não necessitando

em nenhum momento que fossem feitas correções pelo piloto.

Desenvolver o multirotor tricóptero viabilizou o aprendizado de técnicas de

construção da estrutura principal, conciliando tubos de alumínio e chapas de poliestireno,

o que resultou em uma estrutura leve e resistente. Por conter mais itens eletrônicos

embarcados que a asa voadora, necessitou-se de uma maior atenção quanto a sua

distribuição, para que o centro de gravidade do multirotor não fosse alterado, esse tipo de

acerto é muito importante, caso o centro de gravidade esteja alterado a placa controladora

irá fazer a correção através dos motores, aumentando o consumo de energia e

consequentemente diminuir a autonomia de tempo de voo. Com relação a configuração

da placa controladora os processos são mais complexos se comparados com os da asa

voadora, porém, mais uma vez o software atendeu a todas as necessidades, além de

133

disponibilizar uma função de checagem, sendo possível testar se todas as configurações

estavam de acordo com o tipo de multirotor escolhido. Com o multirotor montado e

configurado, foram executados os testes de voo, diferentemente da asa voadora, o

multirotor voa a todo tempo com o modo de estabilização da placa controladora acionado,

não foi necessário ao piloto efetuar correções de voo relacionadas a inclinação, porém os

ventos incidentes, fazem o multirotor deslocar sua posição, sendo necessário ao piloto

fazer correções a todo momento, uma opção disponibilizada pela placa controladora para

que esse deslocamento seja corrigido automaticamente foi configurada, o acionamento da

função foi disponibilizado através de uma chave seletora no transmissor do rádio controle.

O teste de voo confirmou que a função impede que o multirotor se desloque com a

incidência dos ventos, tornando o multorotor totalmente estabilizado.

Baseado nos dados colhidos e na experiência adquirida na configuração e

construção das duas aeronaves preliminares, o projeto conceitual da aeronave híbrida foi

definido com mais segurança e manteve os conceitos de um tricóptero e uma asa voadora.

Conforme esperado, sua montagem apresentou dificuldades para que o centro de

gravidade da asa voadora coincidisse com o do tricóptero, com a distribuição dos

componentes foi possível estabelecer o centro de gravidade no local desejado. A

configuração para a aeronave híbrida necessitou conciliar os controles das duas aeronaves

preliminares e a opção escolhida foi utilizar duas placas controladoras, comandadas

individualmente através do transmissor do rádio controle, os testes na bancada foram

positivos, permitindo controlar cada sistema individualmente. Após a construção e

configuração, deu-se início aos testes de voo da aeronave híbrida.

O primeiro teste de voo teve como objetivo verificar a capacidade do multirotor na

decolagem e o comportamento da aeronave em voo com ventos incidentes na asa voadora.

Para esse teste o motor a combustão não foi acionado, a decolagem ocorreu estabilizada

e com aproximadamente 35% de aceleração, nos testes de comportamento com ventos,

quando os mesmos incidiam no eixo longitudinal (x) em ambas as direções, ocorria

variações de estabilidade que prontamente eram corrigidas pela placa controladora não

necessitando da interferência do piloto, porém quando dos ventos incidiam no eixo lateral

(y) a estabilidade era muito comprometida, necessitando por várias vezes que o piloto

intervisse para efetuar correções. Após a retirada das aletas fixadas nas extremidades da

asa, foi realizado mais um teste com o objetivo de analisar a incidência dos ventos no

134

eixo lateral (y), com a aeronave em voo verificou-se que poucas vezes foi necessário ao

piloto intervir na estabilização, concluindo que as aletas laterais comprometem a

estabilização quando os ventos incidem no eito lateral (y), assim o uso de aletas nas

extremidades da asa foi descartado para a aeronave híbrida.

O segundo teste de voo teve como objetivo verificar se a vibração do motor a

combustão causaria interferências nos sensores da placa controladora, comprometendo a

estabilização do multirotor. A decolagem ocorreu da mesma forma do teste com o motor

a combustão desligado, não se verificou nenhuma interferência durante o teste,

concluindo que o sistema de amortecimento da base da placa controladora é capaz de

eliminar as possíveis vibrações prejudiciais, geradas pelo motor a combustão.

O terceiro teste verificou a transição do voo vertical do multirotor para o voo

horizontal com motor a combustão com a asa voadora, após a decolagem vertical com o

multirotor iniciou-se a transição, o voo horizontal não necessitou de grandes correções do

piloto, porém quando necessárias as superfícies de controle da asa voadora atuaram de

forma eficiente. Após estabelecer o voo horizontal, por motivo desconhecido a aeronave

executou um giro no eixo vertical (z) resultando em um pouso forçado e sofrendo algumas

avarias, o uso de duas placas controladoras pode ser o motivo desse comportamento,

porém uma análise mais aprofundada será proposta como pesquisa futura.

Com a execução dos testes, concluímos que o objetivo geral dessa pesquisa em avaliar

a viabilidade do desenvolvimento de um VANT capaz de decolar e pousar verticalmente,

parar no ar durante o voo, executar a transição para o voo horizontal com sustentação

através da asa voadora com propulsão pelo motor a combustão aumentando sua

autonomia de voo, foi alcançado com sucesso pois todos os parâmetros necessários para

os voos de cada tipo de aeronave foram executados.

135

8. FUTURAS PESQUISAS

Diante dos resultados obtidos neste trabalho e por se tratar de um novo conceito de

aeronave, são sugeridas as seguintes pesquisas:

Devido ao comportamento apresentado durante o teste final, o sistema de controle

das placas controladoras é um dos pontos principais a serem pesquisados, uma opção é a

utilização de apenas uma placa controlando os dois sistemas (asa voadora e multirotor).

Outro ponto importante a ser pesquisado é o escoamento e as turbulências geradas

pelo multirotor incidentes na asa voadora durante o voo horizontal.

136

BIBLIOGRAFIA

ABELL, T. All About Drones. Mankato: North Star Editions, Inc., 2017.

AIRBUS. Successful first flight for UAV demonstrator SAGITTA. Overberg, p. 2.

2017.

ANAC, A. N. D. A. C. RBAC nº 01: DEFINIÇÕES, REGRAS DE REDAÇÃO E

UNIDADES DE MEDIDA PARA USO NOS RBAC. [S.l.]. 2011.

ANDERSON JR, J. D. Fundamentos da engenharia aeronáutica. Porto Alegre:

AMGH, 2015.

ANDRADE, R. D. O. Pesquisa FAPESP. www.revistapesquisa.fapesp.br, 2013.

Disponivel em: <http://revistapesquisa.fapesp.br/2013/09/12/o-voo-do-falcao/>. Acesso

em: 24 fev. 2018.

ANGELOV, P. Sense and avoid in UAS: research and applications. United Kingdom:

Wiley, 2012.

AUDRONIS, T. Building Multicopter Video Drones. Birmingham: Packt Publishing

Ltd, 2014.

AUSTIN, R. Unmanned Aircraft Systems: UAVS Design, Development and

Deployment. [S.l.]: [s.n.], 2010.

BAICHTAL, J. BUILDING YOUR OWN DRONES. Indianapolis: QUE, 2015.

CAI, et al. First-Principles Modeling of A Miniature Tilt-Rotor Convertiplane in Low-

Speed Operation. AIAA Modeling and Simulation Technologies Conference, p. 6,

2016.

CARLSON, W. Rotta Ativa. www.rottaativa.com, 16 maio 2015. Disponivel em:

<http://www.rottaativa.com/aerodinamica-de-voo-de-asa-rotativa-parte-i/>. Acesso em:

18 jun. 2017.

137

COXWORTH, B. http://newatlas.com. NEW ATLAS, 2013 jul. 2013. Disponivel em:

<http://newatlas.com/hybrid-quadrotor-hq-

uav/28767/?li_source=LI&li_medium=default-widget>. Acesso em: 31 maio 2017.

DOCTOR Drone. doctordrone.com.br, 24 mar. 2015. Disponivel em:

<http://doctordrone.com.br/o-que-e-apm/>. Acesso em: 13 jun. 2017.

DOCTOR Drone. www.doctordrone.com.br, 11 mar. 2015. Disponivel em:

<http://doctordrone.com.br/bateria-lipo-o-que-voce-precisa-saber/>. Acesso em: 22 jun.

2017.

DOWNS, J. et al. Control System Development and Flight Test Experience with the MQ-

8B Fire Scout Vertical Take-Off Unmanned Aerial Vehicle (VTUAV). American

Helicopter Society International Inc, Virginia Beach, p. 27, 2007.

DRONEENG.. www.blog.droneng.com.br, 27 nov. 2015. Disponivel em:

<http://blog.droneng.com.br/drones-hibridos/>. Acesso em: 23 jun. 2017.

FAHLSTROM, P. G.; GLEASON, T. J. INTRODUCTION TO UAV SYSTEMS. New

Delhi: A John Wiley & Sons, Ltd., Publication, 2012.

GARCIA, E. www.conservadorismodobrasil.com.br. Conservadorismo do Brasil, 28

abr. 2017. Disponivel em:

<http://www.conservadorismodobrasil.com.br/2017/04/horten-ho-229.html>. Acesso

em: 03 jun. 2017.

GARCIA, G. EXAME. EXAME.com, 11 maio 2015. Disponivel em:

<http://exame.abril.com.br/tecnologia/nasa-constroi-drone-hibrido-entre-helicoptero-e-

aviao/>. Acesso em: 31 maio 2017.

GIORDANI. Cavok. http: //www.cavok.com.br. Disponivel em:

<http://www.cavok.com.br/blog/estranhas-silhuetas-no-ceu-vought-v-173-flying-

pancake-xf5u/>. Acesso em: 29 ago. 2017.

GRANT, R. B-2: The Spirit of Innovation. New York: PDF e-book, 2013.

138

GUDMUNDSSON, S. GENERAL AVIATION AIRCRAFT DESIGN: APPLIED

METHODS AND PROCEDURES. Oxford: Butterworth Heinemann - Elsevier, 2014.

HOMA, J. Aerodinâmica e Teoria de Voo. São Paulo: ASA -Edições e Artes Gráficas

Ltda, 2010.

LIASCH, J. www.culturaaeronautica.blogspot.com.br. Cultura Aeronáutica, 21 set.

2009. Disponivel em: <http://culturaaeronautica.blogspot.com.br/2009/09/as-asas-

voadoras-da-northrop.html>. Acesso em: 03 jun. 2017.

MARTINS, D. http://www.valor.com.br. Valor Econômico, 28 set. 2017. Disponivel

em: <http://www.valor.com.br/financas/5136162/drones-sao-mercado-em-evolucao#>.

Acesso em: 02 fev. 2018.

MCANDREW, I. R.; NAVARRO, E.; WITCHER, K. Propeller Design Requirements for

Quadcopters Utilizing Variable Pitch Propellers. International Journal of Materials,

Mechanics and Manufacturing, v. 6, n. 1, p. 6, fev. 2018.

MOREIRA, I. revista galileu. Galileu, 23 ago. 2016. Disponivel em:

<http://revistagalileu.globo.com/Tecnologia/noticia/2016/08/nikola-tesla-previu-o-uso-

de-drones-ha-118-anos.html>. Acesso em: 01 jun. 2017.

NAVARRO, R. Mundo Estranho. www.mundoestranho.abril.com.br, 18 abr. 2011.

Disponivel em: <http://mundoestranho.abril.com.br/historia/quem-inventou-o-

helicoptero/>. Acesso em: 18 jun. 2017.

NELSON, R. C. Flight Stability and Automatic Control. Degunda edição. ed.

Simgapura: McGraw-Hill, 1998.

NOGUEIRA, R. Manual básico para construção de ZAGIs. [S.l.]. 2008.

NONAMI, K. Prospect and Recent Research ＆ Development for Civil Use Autonomous

Unmanned Aircraft as UAV and MAV. Journal of System Design and Dynamics, 24

jan. 2007. 9.

139

OLIVEIRA, V.; AGUIAR, M.; VARGAS,. Engenharia de Controle: Fundamentos e

Aulas de Laboratório. Rio de Janeiro: Elsevier Editora Ltda., 2017.

OZDEMIR, U. et al. Design of a Commercial Hybrid VTOL UAV System. Journal of

Intelligent & Robotic Systems, 08 outubro 2013. 23.

PHANTOM 4 adv. www.dji.com, 2017. Disponivel em: <http://www.dji.com/phantom-

4-adv>. Acesso em: 18 jun. 2017.

RODRIGUES, L. E. M. J. Fundamentos da Engenharia Aeronáutica. São Paulo:

Cengage Learning, 2015.

RUIZ ESTRADA, M. A.; NDOMA, I. The Role of Unmanned Aerial Vehicles (UAV's)

in the Case of Natural Disasters Response, p. 13, 2017.

SCHWADER, R. L. The Development of the Flying Wing. Journal of

Aviation/Aerospace Education & Research, v. 8, n. 1, p. 8, 1997. Disponivel em:

<https://commons.erau.edu/jaaer/vol8/iss1/4>.

SHOSA, P. eyeondrones.com. Eye On Drones, 07 mar. 2015. Disponivel em:

<http://www.eyeondrones.com/brief-history-quadcopters-multirotors/>. Acesso em: 30

abr. 2017.

STAMP, J. smithsonianmag.com. smithsonian.com, 02 dez. 2013. Disponivel em:

<http://www.smithsonianmag.com/arts-culture/unmanned-drones-have-been-around-

since-world-war-i-16055939/>. Acesso em: 01 jun. 2017.

UBIRATAN, E. aeromagazine.uol.com.br. Aero Magazine, 23 jan. 2015. Disponivel

em: <http://aeromagazine.uol.com.br/artigo/origem-dos-vant_1907.html>.

VILAÇA, J. L. COMPETIÇÃO DE ROBÔS VOADORES INTELIGENTES. [S.l.]:

[s.n.], 2014.

WWW.NORTHROPGRUMMAN.COM. Northrop Grumman, 2017. Disponivel em:

<http://www.northropgrumman.com/Capabilities/B2SpiritBomber/Pages/default.aspx>.

Acesso em: 04 jun. 2017.

140

WWW.NORTHROPGRUMMAN.COM. Northrop Grumman, 2017. Disponivel em:

<http://www.northropgrumman.com/Capabilities/FireScout/Pages/default.aspx?utm_so

urce=PrintAd&utm_medium=Redirect&utm_campaign=FireScout+Redirect>. Acesso

em: 18 jun. 2017.

141

APÊNDICE A – Pedido de Patente do VANT Híbrido

Documents

UNIVERSIDADE FEDERAL DO RIO GRANDE DO NORTE …...Lucena, deles vem toda a minha formação educacional e pessoal, agradeço a Deus pelos ótimos pais que tenho. Aos meus sogros, João