Universidade do Estado de Santa Catarina
Centro de Ciências Tecnológicas
Projeto AeroDesign
Equipe ALBATROZ Nº 34
Antonio Eduardo Paulino de Matos Danilo Yamazaki Maggi Justo
Eduardo Eugênio Schmitt Elyan Carlos Machado Marcos Antunes Klemz
Matheus Giaretta Cansian Sandro Vieira Wiggers Sérgio Antônio Foppa
Thiago Ruan Rosa Ulysses Goulart da Silva Vítor do Amaral Portilho
Wagner Felipe Vogel Wyllian Ficagna dos Santos
Yone Eccel Mizubuti
Prof. Orientador: Fernando Humel Lafratta
Joinville, SC.
Julho de 2010.
TERMO DE RESPONSABILIDADE
Nome da Equipe:___________________________Número da Equipe:________________________
Escola: __________________________________________________________________________
Responsável da Escola:______________________________________________________________
E-mail:___________________________________________________________________________
TERMO DE RESPONSABILIDADE
Como responsável da Escola, EU certifico que os membros da equipe são estudantes
regulares do curso de Engenharia, Física ou Ciências Aeronáuticas. Esta equipe projetou, construiu
ou modificou um avião de rádio controle que será utilizado para a Competição SAE BRASIL
AeroDesign 2010, sem assistência direta de professores ou engenheiros profissionais, aeromodelistas
de radio-controle, pilotos ou profissionais correlatos. Se este avião tiver competido em anos
anteriores, o Relatório do Projeto irá incluir documentação suficiente para provar que este foi
significativamente modificado. Os membros identificados com asterisco participaram de equipes
em anos anteriores. Uma cópia deste termo está incluída como segunda página do Relatório do
Projeto.
___________________________________________
Assinatura do Responsável da Escola
Equipe: ALBATROZ
Capitão: Nome____________________ Assinatura ___________________
Piloto: Nome____________________ Assinatura ___________________
Membros: Nome____________________ Assinatura ___________________
Nome____________________ Assinatura ___________________
Nome____________________ Assinatura ___________________
Nome____________________ Assinatura ___________________
Nome____________________ Assinatura ___________________
Nome____________________ Assinatura ___________________
Nome____________________ Assinatura ___________________
Nome____________________ Assinatura ___________________
Nome____________________ Assinatura ___________________
Nome____________________ Assinatura ___________________
Nome____________________ Assinatura ___________________
Nome____________________ Assinatura ___________________
Sumário 1 LISTA DE FIGURAS ..................................................................................................................................... 5
2 LISTA DE TABELAS ..................................................................................................................................... 6
3 INTRODUÇÃO ........................................................................................................................................... 7
4 CONCEPÇÃO DA AERONAVE ..................................................................................................................... 7
5 AERODINÂMICA ........................................................................................................................................ 7
5.1 Otimização do Perfil ............................................................................................................................ 7
5.2 Análise da configuração da asa. ........................................................................................................ 10
5.3 Polar de arrasto. ................................................................................................................................ 12
5.3.1 Cálculo de Sustentação da Asa. ................................................................................................. 12
5.3.2 Cálculo de Sustentação da Empenagem Horizontal. ................................................................ 13
5.3.3 Cálculo do Arrasto da Asa. ......................................................................................................... 13
5.3.4 Cálculo do Arrasto da Empenagem Horizontal. ........................................................................ 13
5.3.5 Cálculo do Arrasto da Fuselagem. ............................................................................................. 13
5.3.6 Cálculo do Arrasto da Empenagem Vertical. ............................................................................ 13
5.3.7 Cálculo do Arrasto do Trem de Pouso. ...................................................................................... 13
5.3.8 Cálculo do Arrasto de Miscelânia. ............................................................................................. 13
6 ESTABILIDADE E CONTROLE ................................................................................................................... 14
6.1 Passeio do CG ..................................................................................................................................... 15
6.2 Configuração da Empenagem ............................................................................................................ 15
6.3 Margem Estática ................................................................................................................................ 15
6.4 Estabilidade Estática Longitudinal .................................................................................................... 16
6.4.1 Contribuição da asa ................................................................................................................... 16
6.4.2 Contribuição da Empenagem Horizontal .................................................................................. 16
6.4.3 Contribuição da fuselagem ........................................................................................................ 17
6.5 Coeficiente de momento total do avião ........................................................................................... 18
6.6 Estabilidade Direcional Estática ........................................................................................................ 18
6.6.1 Contribuição da Asa-Fuselagem ................................................................................................ 18
6.6.2 Contribuição da Empenagem Vertical ....................................................................................... 18
6.6.3 Contribuição do Motor .............................................................................................................. 19
6.6.4 Contribuição Total ..................................................................................................................... 19
6.7 Coeficiente de Momento ................................................................................................................... 19
6.8 Estabilidade Lateral ........................................................................................................................... 19
6.9 Deflexão do profundor ...................................................................................................................... 20
6.10 Superfícies de Comando .................................................................................................................... 20
7 DESEMPENHO ......................................................................................................................................... 20
7.1 Empuxo Estático ................................................................................................................................ 20
7.2 Variação do empuxo com a velocidade de algumas hélices comerciais .......................................... 21
7.3 Rendimento de algumas hélices comerciais ..................................................................................... 21
7.4 Seleção da hélice................................................................................................................................ 22
7.5 Tração Disponível x Tração Requerida (em função da velocidade) ................................................. 22
7.6 Potência Requerida x Potência Disponível (em função da velocidade) ........................................... 23
7.7 Voo de planeio ................................................................................................................................... 23
7.8 Razão de subida ................................................................................................................................. 25
7.9 Determinação do comprimento da pista de pouso da aeronave .................................................... 26
7.10 Determinação do comprimento da pista necessária para o pouso da aeronave considerando a
velocidade estol no pouso ............................................................................................................................. 26
7.11 Raio mínimo ....................................................................................................................................... 27
7.12 Velocidade Mínima (No raio mínimo) ............................................................................................... 27
7.13 Fator de carga (n) ............................................................................................................................... 27
7.14 Ângulo máximo de inclinação da aeronave ...................................................................................... 27
8 ANÁLISE ESTRUTURAL ............................................................................................................................ 28
8.1 Diagrama V x n ................................................................................................................................... 28
8.2 Longarina............................................................................................................................................ 28
8.3 Compartimento de Carga .................................................................................................................. 31
8.4 Tubo de Cauda ................................................................................................................................... 31
8.5 Trem de Pouso Principal .................................................................................................................... 32
8.6 Bequilha ............................................................................................................................................. 34
8.7 Rodas e Pneus .................................................................................................................................... 35
9 ESTIMATIVA DE PESO ............................................................................................................................. 36
10 PROJETO ELÉTRICO ................................................................................................................................. 37
10.1 Diagrama elétrico de ligação entre servos, bateria e receptor ........................................................ 37
10.2 Dimensionamento do fio ................................................................................................................... 38
11 REFERÊNCIAS BILBIOGRÁFICAS .............................................................................................................. 39
12 GRÁFICO DE PREVISÃO DE CARGA ÚTIL ................................................................................................. 40
13 PLANTAS ................................................................................................................................................. 41
1 LISTA DE FIGURAS
Figura 1 - Comparação entre o perfil real e o perfil parametrizado. .................................................................... 8
Figura 2 - Curva de Pareto para os Casos Rodados. ........................................................................................... 10
Figura 3 - Comparação entre o Perfil Otimizado e o Selig 1223, Cl x alpha e Cd x alpha. ............................... 11
Figura 4 - Gráfico CLxCD dos Componentes .................................................................................................... 14
Figura 5 - Curva Polar do Avião ........................................................................................................................ 14
Figura 6 - Passeio do CG. ................................................................................................................................... 15
Figura 7 - Posicionamento da Empenagem Vertical. ......................................................................................... 15
Figura 8 - Contribuição da Asa em Função do Ângulo de Ataque. .................................................................... 16
Figura 9 – Contribuição da Empenagem Horizontal .......................................................................................... 16
Figura 10 - Fatores de Correção Relacionados com a Dimensão da Fuselagem ................................................ 17
Figura 11 - Variação do Ângulo de Escoamento Local em Função do Ângulo de Ataque para Diferentes Formas de Fuselagem. ........................................................................................................................................ 17
Figura 12 - Contribuição da Fuselagem para Diferentes Ângulos de Ataque .................................................... 18
Figura 13 - Gráfico Cm x Alpha ........................................................................................................................ 18
Figura 14 - Coeficiente de Momento x Beta ...................................................................................................... 19
Figura 15 - Gráfico de Deflexão x Ângulo de Ataque. ...................................................................................... 20
Figura 16 - Empuxo Estático das Hélices........................................................................................................... 21
Figura 17 - Empuxo Dinâmico das Hélices. ....................................................................................................... 21
Figura 18 - Estático das Hélices. ........................................................................................................................ 22
Figura 19 - Tração Disponível e Tração Requerida x Velocidade. .................................................................... 22
Figura 20 - Potência Requerida x Potência Disponível (em Função da Velocidade) ......................................... 23
Figura 21 - Configuração para Ângulo de Planeio. ............................................................................................ 24
Figura 22 - Polar de Planeio. .............................................................................................................................. 25
Figura 23 - Razão de subida x Velocidade Horizontal. ...................................................................................... 25
Figura 24 - Análise do comprimento de pista no pouso. .................................................................................... 26
Figura 25 - Análise de Pouso na Velocidade de Estol. ....................................................................................... 27
Figura 26 - Diagrama V x n ................................................................................................................................ 28
Figura 27 - Modelo Adotado para o Cálculo da Longarina ................................................................................ 29
Figura 28 - Cálculo da Secção da Longarina...................................................................................................... 29
Figura 29 - Simulação Longarina: Tensão Maxima e Deslocamento Maximo .................................................. 30
Figura 30 - Teste da Longarina .......................................................................................................................... 30
Figura 31 - Modelo Adotado para Dimensionamento do Tubo de Cauda. ......................................................... 31
Figura 32 - Deslocamento e Distribuição de Tensão no Tubo de Cauda. .......................................................... 32
Figura 33 - Teste do Tubo de Cauda .................................................................................................................. 32
Figura 34 - Simulação do Trem de Pouso .......................................................................................................... 33
Figura 35 - Teste do Trem de Pouso Principal. .................................................................................................. 34
Figura 36 - Simulação da Bequilha .................................................................................................................... 35
Figura 37 - Simulação da Roda .......................................................................................................................... 35
Figura 38 - Diagrama de Ligação elétrica .......................................................................................................... 37
Figura 39 - Foto da instalção do receptor, bateria e voltwatch na fuselagem. ................................................... 37
Figura 40 - Foto do Posicionamento do servo na Asa e Antena no Leme ......................................................... 38
Figura 41 - Seleção de fios AWG ...................................................................................................................... 38
2 LISTA DE TABELAS
Tabela 1 - Pontos de Controle .............................................................................................................................. 9
Tabela 2 - Função Objetiva e Restrições para Otimização. ................................................................................ 10
Tabela 3 - Valores de Comprimento, Envergadura do Profundor e Altura do Avião. ....................................... 11
Tabela 4 - Dados Geométricos da Asa Projetada ............................................................................................... 12
Tabela 5 - Análise de Condições de Planeio. ..................................................................................................... 24
Tabela 6 - Comprimento máximo de pouso. ...................................................................................................... 26
Tabela 7 - Comprimento máximo de Pouso na Velocidade de Estol. ................................................................ 27
Tabela 8 - Propriedades dos Materiais Utilizados na Longarina. ....................................................................... 28
Tabela 9 - Tensão máxima e deslocamento máximo. ......................................................................................... 30
Tabela 10 - Esforços no engaste do Tubo de Cauda. ......................................................................................... 31
Tabela 11 - Deslocamento e Tensão máxima no Tubo de Cauda. ..................................................................... 32
Tabela 12 - Esforços Atuantes no Trem de Pouso para Casos Críticos. ............................................................ 33
Tabela 13 - Tensão e Deformação no Trem de Pouso Principal ........................................................................ 33
Tabela 14 - Esforços Atuantes na Bequilha ....................................................................................................... 34
Tabela 15 - Propriedades do Aço ASTM A 227 Utilizado na Bequilha. ........................................................... 34
Tabela 16 - Tensão e Deformação na Bequilha. ................................................................................................. 35
Tabela 17 - Propriedades da Liga de Alumínio 2011. ........................................................................................ 35
Tabela 18 - Estimativa de Peso .......................................................................................................................... 36
3 INTRODUÇÃO A equipe Albatroz voltou em 2009 a participar da competição SAE BRASIL AeroDesign
após dois anos afastados. Com uma equipe renovada a competição serviu para agregar conhecimento
e experiência apesar da não validação do vôo. Desta forma determinou-se como objetivo principal
desenvolver uma aeronave competitiva. Neste trabalho consta o projeto e análise de uma aeronave
dentro das especificações do regulamento, desde sua concepção e desenvolvimento, soluções de
engenharia adotadas, bem como verificações experimentais.
4 CONCEPÇÃO DA AERONAVE
A concepção da aeronave partiu da escolha do número de asas. Devido a observação histórica,
buscando uma maior eficiência e ainda a facilidade de construção, optou-se pelo modelo monoplano.
A configuração de asa alta foi adotada devido a uma melhor relação L/D e uma maior estabilidade
lateral do avião[7]. Escolheu-se uma asa planiforme com extremos trapezoidais devido ao fato de
uma asa com esta projeção vertical conseguir atingir uma eficiência relativa de até 98% [6],
aproximando-se bastante da eficiência de uma asa com planiforme elíptica, porém com maior
facilidade de construção.
A aeronave possui motor com configuração tratora. O compartimento de carga possui abertura
superior para facilitar o acesso a carga e acelerar a retirada da mesma. A configuração adotada do
trem de pouso foi triciclo devido a maior estabilidade no controle da direção, menor risco da hélice
tocar o solo na aterragem, boa aceleração na decolagem.
5 AERODINÂMICA
A seção apresentada a seguir visa justificar, através de embasamento teórico e das técnicas de
construção dominadas pela equipe, as escolhas aerodinâmicas efetuadas para o Albatroz 2010.
5.1 Otimização do Perfil
Um dos principais objetivos de um projeto aerodinâmico é melhorar a eficiência da aeronave
projetada, principalmente a razão entre a sustentação e o arrasto. Com este intuito a equipe Albatroz
buscou não utilizar um perfil comumente adotado pelas outras equipes durante a competição, mas
sim, buscar a otimização de um perfil, aumentando assim o desempenho da aeronave.
Para tal, a equipe desenvolveu um código de programação no software Scilab e contou com o
auxílio do Xfoil para realização das análises dos perfis, a cada vez que a geometria era atualizada.
Segundo [2], é possível realizar a parametrização geométrica de um perfil dependendo da
função matemática que é escolhida para representar o mesmo, não sendo todas as funções que servem
para todos os perfis. Ele divide a classificação em três categorias: função polinomial, função senoidal
utilizados para gerar a geometria e outros métodos.
A equipe Albatroz buscou implementar alguns métodos conhecidos para parametrização de
perfis. Os principais métodos utilizados foram Bezier, Parsec e B-spline, entretanto as tentativas não
tiveram muito sucesso. Aprofundando-se um pouco mais na teoria, descobriu-se que era necessário
considerar vários fatores na escolha do método de parametrização. E encontramos um ponto crítico,
ou busca-se utilizar uma parametrização que consiga gerar um maior número de perfis ou escolhe-se
um método que consiga representar com maior fidelidade o perfil.
Como a idéia da equipe era apenas otimizar o perfil Selig 1223 que era um perfil conhecido
da equipe e muito utilizado na competição e visto o fracasso com os outros métodos, a
parametrização baseou-se em um método geométrico. No qual, as coordenadas x e y dos pontos de
controle eram informadas e o programa realizava uma aproximação polinomial de sexto grau para a
superfície superior e a inferior do perfil, tendo como resultado uma melhor fidelidade do perfil. A
figura 1 representa o perfil real e a parametrização realizada inicialmente para o Selig 1223.
Figura 1 - Comparação entre o perfil real e o perfil parametrizado.
Foram escolhidos pontos de controle espaçados igualmente entre si, tanto na superfície
superior, quanto na superfície inferior. Os pontos de controle e os seus valores mínimos e máximos,
conhecidos como restrições laterais, estão apresentados na tabela 1.
O bordo de ataque era atualizado segundo o novo ponto de controle mais próximo do bordo
de ataque, relacionando a sua variação em relação ao perfil Selig 1223, com o ponto do bordo de
ataque também em relação ao perfil. Ou seja, uma regra de três simples (equação 1).
(Eq 1)
Como comentado anteriormente, os valores de CL e CD eram encontrados com auxílio do
código de análise de escoamento Xfoil. Durante a análise no software os valores destes coeficientes
eram encontrados para os ângulos de inclinação de 0o e 10º. Visto que com isto é possível analisar a
inclinação da curva CL x CD do perfil e não ocorria o risco do perfil ser apenas otimizado para certo
ângulo de inclinação, o que poderia causar uma diminuição do ângulo de estol ou até do coeficiente
de sustentação máxima do perfil.
Para otimização do perfil foi escolhido método dos algoritmos genéticos devido a sua
robustez em encontrar a localização do ótimo global. Deste modo, permitindo com maior facilidade a
verificação dos melhores perfis encontrados e cabendo a equipe decidir qual a melhor opção, através
da análise da curva de Pareto.
Tabela 1 - Pontos de Controle
Valores
mínimos de x Valores de x
Valores
Máximos de x
Valores
mínimos de y Valores de y
Valores
Máximos de y
0,9007 0,9098 0,9188 0,0357 0,0476 0,0595
0,7994 0,8075 0,8155 0,0514 0,0686 0,0857
0,7033 0,7104 0,7176 0,0726 0,0968 0,1210
0,5958 0,6018 0,6078 0,0760 0,1013 0,1267
0,4864 0,4914 0,4963 0,0839 0,1119 0,1399
0,4132 0,4174 0,4216 0,0935 0,1246 0,1558
0,3132 0,3164 0,3195 0,0955 0,1273 0,1591
0,1971 0,1991 0,2011 0,0877 0,1169 0,1462
0,1040 0,1051 0,1061 0,0706 0,0941 0,1176
0,0517 0,0522 0,0528 0,0503 0,0671 0,0839
0,0049 0,0050 0,0050 0,0162 0,0215 0,0269
0,0015 0,0016 0,0016 0,0081 0,0108 0,0135
0,0005 0,0005 0,0005 0,0013 0,0018 0,0022
0,0004 0,0004 0,0004 -0,0042 -0,0056 -0,0070
0,0026 0,0026 0,0027 -0,0084 -0,0112 -0,0140
0,0078 0,0079 0,0080 -0,0107 -0,0143 -0,0178
0,0170 0,0172 0,0173 -0,0125 -0,0166 -0,0208
0,0297 0,0300 0,0303 -0,0116 -0,0155 -0,0194
0,0650 0,0657 0,0664 -0,0096 -0,0128 -0,0160
0,1111 0,1123 0,1134 -0,0072 -0,0095 -0,0119
0,2006 0,2027 0,2047 0,0043 0,0057 0,0071
0,3146 0,3178 0,3209 0,0203 0,0271 0,0339
0,4007 0,4047 0,4088 0,0309 0,0412 0,0515
0,4950 0,5000 0,5050 0,0364 0,0486 0,0607
0,5871 0,5930 0,5989 0,0472 0,0630 0,0787
0,6826 0,6895 0,6964 0,0465 0,0619 0,0774
0,8124 0,8207 0,8289 0,0354 0,0472 0,0589
0,9111 0,9203 0,9295 0,0237 0,0317 0,0396
Para melhor escolha da solução otimizada é muito importante estar atento para função
objetiva escolhida e também para as restrições. A função objetiva e as restrições para o problema
implementado estão apresentadas na tabela 2.
Tabela 2 - Função Objetiva e Restrições para Otimização.
Restrições
CL - ângulo 10o > 1,90
CD - ângulo 10o < 0,015
((CL - ângulo 10o )-(CL - ângulo 0o)) / ((CD - ângulo 10o )-(CD - ângulo 0o)) > 110
Função Objetiva
(CL - ângulo 0o)/ (CD - ângulo 0o)
Com o programa de otimização implementado, finalmente é possível executá-lo. Apesar do
programa de otimização possuir apenas uma função objetiva, não será escolhido apenas o melhor
perfil para análise, mas sim com os resultados traçar uma curva de Pareto, através das melhores
respostas. Para o problema estudado pela equipe Albatroz os casos analisados durante o processo de
otimização e a curva de Pareto estão apresentados na figura 2.
Figura 2 - Curva de Pareto para os Casos Rodados.
Então é possível em cima da curva, escolher o melhor perfil para o caso desejado. O perfil
escolhido e a comparação entre o mesmo e o perfil Selig 1223 estão ilustrados na figura 3, analisando
estes gráficos é possível perceber que a otimização atingiu o seu objetivo inicial e conseguiu
aumentar a eficiência do perfil a ser utilizado para o presente projeto.
5.2 Análise da configuração da asa.
Para análise da configuração da asa é importante ter conhecimento das restrições impostas
pela comissão organizadora da competição Aerodesign, visto que a envergadura da asa conta com um
importante fator a ser somado na fórmula de restrições dimensionais.
A norma da competição deste ano exige que somando a envergadura das superfícies que
geram sustentação, a altura e o comprimento do avião este valor fique no intervalo de 4 e 6,5 m.
Então no presente projeto, primeiramente foram levantados dados históricos de alguns aviões
participantes das competições passadas e percebeu-se que os valores de comprimento, envergadura
do profundor e altura do avião ficam aproximadamente conforme os valores apresentados na tabela 3.
Figura 3 - Comparação entre o Perfil Otimizado e o Selig 1223, Cl x alpha e Cd x alpha.
Tabela 3 - Valores de Comprimento, Envergadura do Profundor e Altura do Avião.
Fator geométrico Dimensão média [mm]
Comprimento 1900
Envergadura do profundor 600
Altura do avião 700
Assumindo esses valores como próximos aos que serão utilizados no projeto e utilizando um
valor de 5,85 para a soma total (com margem de segurança de 10%), buscando ainda um valor maior
para envergadura da asa, obtém-se a envergadura igual a 2650 [mm].
São apresentados gráficos em [5] que demonstram que valores de razão de aspecto entre 6 e 7
já conseguem atingir valores de sustentação e arrasto bem melhores do que comparados com valores
de razões de aspecto menores. O intuito do projeto também é atingir maiores números de Reynolds,
portanto foi adotado um valor de razão de aspecto igual a 6 (seis), gerando assim uma maior área de
asa e conseqüentemente maiores cordas para o perfil, aumentando o número de Reynolds.
Como é de conhecimento a asa com planiforme elíptica possui a melhor eficiência relativa
como superfície sustentadora, considerada por [6] igual a 100%, o mesmo considera que uma asa
com projeção vertical de extremos trapezoidal pode atingir uma eficiência relativa de até 98%. A
equipe adotou uma planiforme trapezoidal, pela facilidade de construção.
Consta em [5] que uma asa sem enflechamento, sem torção e com afilamento λ=0,45 possui
um arrasto induzido muito próximo de uma asa elíptica. Como já é de conhecimento os valores de
envergadura, razão de aspecto, área de asa e agora de afilamento é necessário considerar o ponto
onde ocorre a transição da planiforme retangular para trapezoidal. Traçaram-se os gráficos de
sustentação e arrasto para alguns casos e ficou definido que o a distância para início da transição seria
igual a 450 [mm] e também é possível encontrar as cordas para raiz e para a ponta da asa. A tabela 4
apresenta os dados geométricos da asa projetada.
Tabela 4 - Dados Geométricos da Asa Projetada
Perfil Selig 1223 otimizado
Corda na raiz 539 [mm]
Corda na ponta 242 [mm]
Envergadura 2650 [mm]
Razão de Aspecto 6
Afilamento 0,45
Área 1,17 [m2]
5.3 Polar de arrasto.
A polar de arrasto é representada tanto pelo gráfico, quanto pela equação que representam a
relação CL e CD da aeronave em estudo. O arrasto total é obtido a partir da soma do arrasto parasita
com o arrasto de onda e com o arrasto devido à geração de sustentação na aeronave, assim, a equação
XXX define o arrasto total de uma aeronave na forma de coeficientes aerodinâmicos [5]:
(Eq 2)
O termo referente ao arrasto de onda CDW pode ser desprezado durante os cálculos do projeto
desta aeronave, uma vez que esta parcela de arrasto somente se faz presente em velocidades
transônicas ou supersônicas. Então é possível escrever a equação 2 da seguinte forma [5]:
(Eq 3)
A partir da equação 3 foram calculados os valores do arrasto parasita e do arrasto devido à
geração de sustentação para cada componente.
5.3.1 Cálculo de Sustentação da Asa.
Para cálculo de sustentação da asa, a mesma foi dividida em seções, com intuito de buscar o
valor de inclinação da reta gerada através do coeficiente de sustentação e do ângulo de ataque.
Primeiramente foram encontrados os valores de inclinação da curva para os perfis das secções criadas
e através da equação (4) [3] encontrou-se o ângulo de inclinação médio para todos os perfis da asa.
(Eq 4)
Com este valor é possível calcular o valor da inclinação da curva que representa a sustentação
gerada pelo ângulo de ataque para a asa com segue demonstrado na equação 5 [3]:
(Eq 5)
Finalmente é possível comparar a sustentação do perfil com a sustentação da asa, como segue:
(Eq 6)
5.3.2 Cálculo de Sustentação da Empenagem Horizontal.
Os mesmos conceitos aplicados para os cálculos de sustentação da asa podem ser aplicados
para cálculos de sustentação da empenagem horizontal. Entretanto, segundo [1] é necessário
multiplicar o valor de sustentação da empenagem pelo seu rendimento devido ao fato da empenagem
estar situada após asa. Então a equação fica:
(Eq 7)
5.3.3 Cálculo do Arrasto da Asa.
Conforme visto anteriormente os arrastos parasitas e os geradores de sustentação devem ser
considerados [3] [5]:
(Eq 8)
(Eq 9)
5.3.4 Cálculo do Arrasto da Empenagem Horizontal.
Novamente é necessário considerar os arrastos parasitas e os geradores de sustentação [5]:
(Eq 10)
(Eq 11)
5.3.5 Cálculo do Arrasto da Fuselagem.
Como a carenagem utilizada para o presente projeto não irá gerar sustentação, somente é
considerado o arrasto parasita, sendo este calculado pela equação 12 [5] obtendo-se .
(Eq 12)
5.3.6 Cálculo do Arrasto da Empenagem Vertical.
O valor do coeficiente de arrasto parasita da empenagem vertical é calculado pela equação 13
[5], logo CD0 = 6,571 E-4.
(Eq 13)
5.3.7 Cálculo do Arrasto do Trem de Pouso.
Para alguns modelos de cálculos da polar de arrasto, considera-se o avião limpo. Entretanto
[5] apresenta o valor do coeficiente do arrasto para o trem de pouso com a nossa configuração como
0,545, o que aumenta bastante o coeficiente de arrasto da aeronave.
5.3.8 Cálculo do Arrasto de Miscelânia.
Deve ser atribuído um valor extra de 10% sobre o arrasto, o qual representa uma estimativa
do acréscimo de arrasto na polar devido a possíveis protuberâncias não estimadas na polar original
como antenas, diferenças de rugosidade na hora da construção com relação ao estipulado, suportes de
ailerons. Com todos esses dados calculados, é possível obter um gráfico apresentado na figura 4.
Figura 4 - Gráfico CLxCD dos Componentes
Quando os valores de CL e CD são somados e colocados em um gráfico, o mesmo representa a
curva polar do avião(figura 5). Através da qual também é possível determinar a equação que
representa a polar do avião(equação 14). A relação máxima CL/CD fica aproximadamente igual a
2,63. Este valor pode ser considerado baixo, entretanto temos de levar em conta que o valor do
arrasto do trem de pouso esta sendo contabilizado.
Figura 5 - Curva Polar do Avião
(Eq 14)
6 ESTABILIDADE E CONTROLE
Buscando estabelecer a configuração das superfícies de sustentação e controle para o vôo
horizontal, usando equações de equilíbrio de forças e momentos, procura – se definir o ponto de
equilíbrio, para um dada velocidade, com momento resultante zero em torno do CG.
∑ F = 0 ∑ MCG = 0 (Eq 15) e (Eq 16)
Assim, respeitando as igualdades acima, pode – se determinar as cargas na empenagem para
equilibrar o avião em vôo. Esta carga varia de acordo com a carga que se está carregando. Para que as
condições acima sejam satisfeitas, o ângulo de ataque deve ser ajustado, atuando no profundor, de
forma que a asa gere uma sustentação adequada.
6.1 Passeio do CG
Para que a aeronave seja estável longitudinalmente é necessário que todos os pontos neutros
estejam atrás do passeio do CG, para que o efeito gerado por uma perturbação no ângulo de ataque da
aeronave seja compensado por um momento aerodinâmico contrário. O passeio do CG é
demonstrado na Figura 6.
Figura 6 - Passeio do CG.
6.2 Configuração da Empenagem
Primeiramente descartou – se outras configurações, como a cauda em T, pois a estrutura requerida
para o leme suportar os esforços não convém para este projeto. As outras configurações foram
descartadas por motivos semelhantes. Segundo [5], para uma aeronave com o motor a frente do peso
global é preferível uma configuração convencional da empenagem. Seguindo essa premissa, adotou –
se para este projeto esse tipo de configuração. A empenagem vertical será posicionada a frente da
deriva horizontal, para maior eficiência, conforme visto na figura 7.
Figura 7 - Posicionamento da Empenagem Vertical.
6.3 Margem Estática
Para uma estabilidade neutra, ou seja, coeficiente de momento nulo, tém-se uma posição
particular do CG do avião, definido como ponto neutro. Esta posição, como fração da corda media
aerodinâmica, é designado hn. E é dado pela equação 17, obtendo-se assim hn = 0,37644:
hn = h0 + . (1 - εα) . VH . ηv (Eq 17)
Segundo [6], para que o avião seja estável longitudinalmente, é preciso que o CG se encontre
a frente do centro aerodinâmico. Seguindo [1], o centro de gravidade deve estar à frente do ponto
neutro e a diferença de hn – h (margem estática) deve estar entre 0,05 e 0,20.
hn – h = 0,37644 – 0,30123 = 0,07521 (Eq 18)
Assim, pelo valor encontrado podemos concluir que o avião terá um comportamento estável.
6.4 Estabilidade Estática Longitudinal
Neste projeto será considerado a influencia de três partes; asa, empenagem horizontal e
fuselagem. Todos os cálculos de contribuição a estabilidade estática longitudinal foram tomados com
base em [7].
6.4.1 Contribuição da asa
Para se avaliar a contribuição da asa é necessário o cálculo dos momentos gerados ao redor do
CG da aeronave devido às forças de sustentação e arrasto. Pode –se calcular a contribuição da asa em
função do ângulo de ataque. Assim, obtém-se a curva exposta na figura 8:
−⋅=c
h
c
haC acCG
wMα
−⋅+=c
h
c
hCCC acCG
LMacwM 00 (Eq 19) e (Eq 20)
CMCGw = CMαw . α + CM0w (Eq 21)
Figura 8 - Contribuição da Asa em Função do Ângulo de Ataque.
6.4.2 Contribuição da Empenagem Horizontal
De maneira análoga ao estudo realizado para a determinação da contribuição da asa, assim
temos:
( )00 εη α +−⋅⋅⋅= iwtLvHtM iiCVC ,
−⋅⋅⋅−=αεη αα d
dCVC tLHtM 1
(Eq 22 e 23)
CMCGT = CMαT . α + CM0T (Eq 24)
Figura 9 – Contribuição da Empenagem Horizontal
6.4.3 Contribuição da fuselagem
Faremos o calculo da contribuição pelo estudo de Multhopp, onde ele considera a influencia
do escoamento induzido ao longo da fuselagem com diversos modelos de seção transversal.
Considerando x∆ o comprimento de cada seção, temos:
( )∑=
=
∆⋅+⋅⋅⋅⋅
−=flx
xfwf
wfM xiw
cS
kkC
00
2120 5,36
)( α (Eq 24)
Onde (k2 – k1) é encontrado na figura 10, [1]:
Figura 10 - Fatores de Correção Relacionados com a Dimensão da Fuselagem
∑=
=
∆⋅∂∂⋅⋅
⋅⋅=
flx
x
uf
wfM xw
cSC
0
2
5,361
αε
α (Eq 25)
Onde αε
∂∂ u é encontrado na figura 11, [2]:
Figura 11 - Variação do Ângulo de Escoamento Local em Função do Ângulo de Ataque para
Diferentes Formas de Fuselagem.
CMCGF =CMαF . α + CM0F (Eq 26)
Figura 12 - Contribuição da Fuselagem para Diferentes Ângulos de Ataque
6.5 Coeficiente de momento total do avião Assim, somando todas as contribuições temos:
tMfMwMaM CCCC 0000 ++= , tMfMwMaM CCCC αααα ++= (Eq 27 e 28)
aaMaMMCGa CCC αα ⋅+= 0 (Eq 29)
Figura 13 - Gráfico Cm x Alpha
6.6 Estabilidade Direcional Estática
Segundo [1], o requisito para que haja estabilidade direcional é:
Cnβ > 0
6.6.1 Contribuição da Asa-Fuselagem
A asa e a fuselagem contribuem de forma negativa na estabilidade direcional, sendo que este
último contribui mais intensamente em comparação com a asa.
A contribuição asa-fuselagem é dada por:
510021,3 −⋅−=⋅⋅
⋅⋅−=bS
lSKKC FF
RLnwfnβ(Eq 30)
Onde nK e RLK são fatores empíricos e , segundo [7], valem respectivamente 0,005 e 1.
6.6.2 Contribuição da Empenagem Vertical
A empenagem vertical, na estabilidade direcional, tem como objetivo provocar um momento
restaurador.
A parcela de contribuição da empenagem vertical é quantificada da seguinte maneira:
)1(βση αβ d
dCVC vLvvvn +⋅⋅⋅= ,
bS
lSV vv
v ⋅⋅
=(Eq 31 e 32)
O termo )1(βση
d
dv +⋅ , segundo [7], é dado por:
Rw
c
vv A
d
ZSS
d
d ⋅+⋅+
Λ+⋅+=+⋅ 009,04,0
)cos(106,3724,0)1(
4/βση
(Eq 33):
Logo: 00454,0=vnC β
6.6.3 Contribuição do Motor
Segundo [1], a contribuição do motor é dada por: 00248,0−=mnC β
6.6.4 Contribuição Total
A contribuição total é dada pela soma algébrica das componentes asa-fuselagem, empenagem
vertical e motor.
00203,000248,000454,010021,3 5 =−+⋅−=++= −mnvnwfnn CCCC ββββ (Eq 34)
Este valor é favorável, logo que o mesmo é positivo, e segundo [1] está dentro dos valores
aceitáveis, ou seja, entre 0,0015 e 0,0020.
6.7 Coeficiente de Momento O coeficiente de momento é dado pela expressão abaixo como uma função do ângulo de
derrapagem, obtida da [7].
βη α ⋅⋅⋅⋅⋅= vL
vvvn C
bS
lSC´
(Eq 35)
A variação do coeficiente de momento com o ângulo de derrapagem é mostrado na figura 14.
Figura 14 - Coeficiente de Momento x Beta
6.8 Estabilidade Lateral
Segundo [1], o requisito para que se tenha estabilidade lateral é:
βlC < 0
O valor calculado para a aeronave foi de -0,115217. Portanto ela é estável lateralmente.
6.9 Deflexão do profundor
Segundo [7], o ângulo de deflexão do profundor necessário para se trimar a aeronave em
qualquer ângulo de ataque compreendido entre a velocidade de estol e a velocidade máxima da
aeronave (situações limites de deflexão) é dado pela 3equação 36:
tLvH
aMaMtrim CV
CC
α
α
ηαδ
⋅⋅⋅+= 0
(Eq 36)
Assim, tem – se a figura 15:
Figura 15 - Gráfico de Deflexão x Ângulo de Ataque.
6.10 Superfícies de Comando
Para determinação dos comandos, utilizou-se um gráfico indicado por [4], baseado em um
banco histórico de dimensionamentos.
Para determinação dos comandos da asa, foi utilizado o gráfico de [4]. Assim, optou-se por
localizar o comando na parte afilada, fixando a razão entre a envergadura do aileron e a envergadura
da asa em 44%. Assim a razão entre a corda do aileron e a corda da asa será de 19%.
Para a superfície de comando do profundor e do leme, a porcentagem de área que foi fixada é
de 30% e 21% respectivamente.
7 DESEMPENHO
A presente área apresenta as análises de propulsão e desempenho da aeronave.
Devido a variação de densidade do ar com a altitude, para todos os cálculos foram avaliados o
desempenho ao nível do mar e ao nível da competição, ou seja, h=0m e h=600m de altitude.
7.1 Empuxo Estático
Determinou-se experimentalmente qual a rotação máxima do motor OS .61 FX com algumas
hélices utilizadas em outras competições pela equipe, mediu-se ainda o empuxo estático através de
um sistema gaveta – dinamômetro linear. O gráfico da figura 16 apresenta os resultados das hélices
avaliadas.
Figura 16 - Empuxo Estático das Hélices.
7.2 Variação do empuxo com a velocidade de algumas hélices comerciais
Faz-se necessária a determinação da variação dinâmica do empuxo para cada hélice. Estes
valores são demonstrados na figura 17.
Figura 17 - Empuxo Dinâmico das Hélices.
7.3 Rendimento de algumas hélices comerciais
O rendimento da hélice é a razão entre a potência consumida pela hélice pela potência
entregue pelo motor.
ŋ = Pc. (Eq 37)
Pe
A razão de avanço J é definida por:
(Eq 38)
O rendimento das hélices foi calculado através do software Propeller selector e é demonstrado
na figura 18. Este software baseia-se na teoria de [8], a mesma adotada para análise das hélices.
Figura 18 - Estático das Hélices.
7.4 Seleção da hélice
De acordo com a figura 17 a hélice 13x6 possui tração disponível maior para a faixa de
velocidades de operação da aeronave. Além disso, é possível observar na figura 18 que o rendimento
desta hélice é alto, próximo a 70% para a velocidade de cruzeiro definida.
7.5 Tração Disponível x Tração Requerida (em função da velocidade)
Após a seleção da hélice analisou-se a relação entre tração disponível e tração requerida,
análise esta apresentada na figura 19:
Figura 19 - Tração Disponível e Tração Requerida x Velocidade.
Assim, para um vôo em equilíbrio dinâmico (velocidade constante), a tração é mínima e igual
ao arrasto. No ponto mínimo da equação (39) [7] encontra-se a maior relação Cl/Cd, ou seja, a maior
eficiência aerodinâmica. Esta é a função que gera a curva de tração requerida do gráfico da figura 19
(h=600 m). Para as condições de vôo em São José dos Campos, tem-se: Tr = 9,12 N e v = 18,18 m/s.
Assim, adota-se essa como velocidade de cruzeiro, portanto vc = 18,18 m/s.
Tr = (Eq 39)
A velocidade de estol é dada pela equação 40 [11] obtendo-se assim vestol = 10,87 m/s
vestol = (Eq 40)
A velocidade de decolagem é dada pela equação Equação 41 [11], obtendo-se assim vto=13,04
m/s:
vto = 1,2 vestol (Eq 41)
E a velocidade de pouso pela equação equação 42[11], logo va = 14,13 m/s:
va = 1,3 vestol (Eq 42)
7.6 Potência Requerida x Potência Disponível (em função da velocidade)
Efetuou-se a análise da potência requerida x disponível. Os dados são expostos na figura 20.
Figura 20 - Potência Requerida x Potência Disponível (em Função da Velocidade)
É possível chegar a uma relação entre as velocidades de potência e tração mínimas de acordo
com a equação 43 [7], obtendo-se vpotência mínima = 13,44 m/s.
vpotência mínima = 0,76 vtração mínima (Eq 43)
Com a mínima tração se obtém a maior eficiência Cl/Cd enquanto com potência mínima se
obtém maior autonomia de vôo.
As interseções das curvas de tração requerida e disponível, e potência requerida e disponível,
em função da velocidade (figuras 19 e 20 respectivamente), indicam a velocidade mínima e máxima
para vôo.
7.7 Voo de planeio
Pode-se encontrar o ângulo de planeio pela eficiência aerodinâmica partindo-se do balanço
representado na figura 21 [7].
A partir do qual conclui-se que :
tg Θ = Cd/Cl (7) (Eq 43)
Figura 21 - Configuração para Ângulo de Planeio.
A velocidade de planeio é encontrada através da equação 44, de onde se obtém a velocidade
horizontal e vertical. A razão de descida da aeronave é igual a velocidade vertical. Na tabela 5
apresentam-se as velocidades para variações dos coeficientes de sustentação e arrasto.
v = (Eq 44)
vx = v cos Θ (Eq 45)
Rd = vy = v sen Θ (Eq 46)
Tabela 5 - Análise de Condições de Planeio.
Cl Cd Cl/Cd Θ v vx Rd = vy
0,20 0,02 8,18 6,97 34,06 33,81 -4,13
0,40 0,03 12,59 4,54 24,13 24,06 -1,91
0,60 0,04 13,64 4,19 19,71 19,66 -1,44
0,80 0,06 13,10 4,37 17,07 17,02 -1,30
1,00 0,08 12,04 4,75 15,26 15,21 -1,26
1,20 0,11 10,92 5,23 13,93 13,87 -1,27
1,40 0,14 9,88 5,78 12,89 12,82 -1,30
1,60 0,18 8,97 6,36 12,05 11,97 -1,33
1,80 0,22 8,19 6,96 11,35 11,27 -1,38
Para um maior alcance da aeronave durante o planeio, necessita-se de um menor ângulo de
planeio, assim, maior deve ser a eficiência aerodinâmica Cl/Cd. Desta forma Θ = 4,19°, considerando-
se ainda que a aeronave inicialmente esteja a h=30m de altura [7], temos que a distância horizontal
máxima percorrida pela aeronave antes do pouso será de:
d = = 409,30m (Eq 47)
Horizontal Θ
L
D
W
W sen Θ W cos Θ
Θ v
Figura 22 - Polar de Planeio.
7.8 Razão de subida
A razão de subida de uma aeronave representa a velocidade vertical da mesma, ela é calculada
a partir da sobra de potência existente. A representação gráfica da razão de subida em função da
velocidade horizontal permite obter a velocidade resultante ao longo de uma trajetória de vôo e ao
mesmo tempo o correspondente ângulo de subida para qualquer condição.
Determina-se a máxima razão de subida da aeronave e o ângulo que proporciona esta
condição a partir do ponto onde a sobra de potencia é máxima.
Analisou-se a polar de velocidades para a subida, esta é apresentada na figura 23.
Polar de velocidades (subida)
0,00
0,50
1,00
1,50
2,00
2,50
3,00
3,50
0,00 5,00 10,00 15,00 20,00 25,00 30,00 35,00
Velocidade Horizontal (m/s)
Raz
ão d
e S
ubid
a (m
/s)
h = 0m
h = 600m
y = -0,0232x2 + 0,7814x - 3,6091
y = -0,0212x2 + 0,7221x - 3,6483
Figura 23 - Razão de subida x Velocidade Horizontal.
Posteriormente efetuou-se o cálculo da máxima razão de subida e o respectivo ângulo que
proporciona esta condição:
Para h = 0m, x = 16,84 e y = 2,97, logo: R/C máx = 2,97 m/s e ӨR/C máx = 10,00°
Para h = 600m, x = 17,03 e y = 2,50, logo: R/C máx = 2,50m/s ӨR/C máx = 8,35°
7.9 Determinação do comprimento da pista de pouso da aeronave
Efetuou-se a análise do comprimento de pista de acordo com [7] e FAR Part 23. Desta forma
obteve-se o gráfico exposto na figura 24 a partir da equação 49. Os valores obtidos para comprimento
máximo de pista nas condições citadas são demonstrados na tabela 6.
(Eq 49)
Comprimento da pista x Peso
0
20
40
60
80
100
120
140
40 50 60 70 80 90 100
Sl [m]
W [N
] h = 0
h = 600
Figura 24 - Análise do comprimento de pista no pouso.
Tabela 6 - Comprimento máximo de pouso.
Altitude [m] Comprimento máximo de pouso [m]
0 86,48
600 98,74
7.10 Determinação do comprimento da pista necessária para o pouso da aeronave
considerando a velocidade estol no pouso
Com o objetivo de diminuir o tamanho da pista de pouso recomenda-se o toque do avião no
solo com a menor velocidade possível, ou seja, a velocidade de estol. Segundo [7], temos:
(Eq 50)
A partir da análise do gráfico da figura 25, determinaram-se os comprimentos máximos de
pouso para as duas altitudes como demonstrado na tabela 7 e constatou-se a conformidade com as
condições do regulamento.
Comprimento da pista x Peso
0
20
40
60
80
100
120
140
20 30 40 50 60
Sl [m]
W [N
] h = 0
h = 600
Figura 25 - Análise de Pouso na Velocidade de Estol.
Tabela 7 - Comprimento máximo de Pouso na Velocidade de Estol.
Altitude [m] Comprimento máximo de pouso [m]
0 51,2
600 58,4
7.11 Raio mínimo
O raio mínimo é o menor raio para a aeronave fazer uma curva ou voar em círculos,
considerando as condições já mencionadas no relatório, o equacionamento resulta na equação 51 [7],
obtendo-se assim Rmin= 16,30 m;
(Eq 51)
7.12 Velocidade Mínima (No raio mínimo)
A velocidade mínima é dada pelo equação 52 [7], obtendo-se Vrmin= 12,02 m/s.
(Eq 52)
7.13 Fator de carga (n)
O fator de carga será necessário para a determinação do ângulo máximo de inclinação da
aeronave, seu cálculo é demonstrado na equação equação 53 [7], logo nrmin= 1,309.
(Eq 53)
7.14 Ângulo máximo de inclinação da aeronave
Este ângulo determina a maior inclinação que a aeronave irá desenvolver quando estiver
fazendo a curva utilizando o mínimo de curvatura, sendo calculoado apartira da equação 54 [7]
resultando em Φ = 40,19°.
(Eq 54)
8 ANÁLISE ESTRUTURAL
Os componentes foram calculados buscando-se redução de peso e segurança estrutural, sendo
posteriormente simulados utilizando o software Ansys versão 11, e ainda testados para maior
segurança. Nos cálculos adotou-se fator de segurança de 1,5 e confiabilidade do material 1,15
8.1 Diagrama V x n
Inicialmente obtiveram-se as velocidades estruturais necessárias (velocidade de mergulho, de
manobra, de cruzeiro e de estol). Baseado em [15] para aviões de carga, o diagrama V x n foi obtido,
considerando-se um fator de carga máximo igual a 2,5, inferior ao recomendado pela norma, porém
mais condizente com as características de vôo da competição[1]. Assim, o diagrama V x n é exposto
na figura 26:
Figura 26 - Diagrama V x n
8.2 Longarina
Os materiais utilizados foram espuma de PVC e composto fibra-epóxi. O motivo pelo qual
foram escolhidos é o fato de uma estrutura sanduíche garantir um menor peso do núcleo e uma maior
resistência dos extremos, pontos críticos da viga. A tabela 8 apresenta as propriedades dos materiais
selecionados:
Tabela 8 - Propriedades dos Materiais Utilizados na Longarina.
Material Limite de resistência
a tração [Mpa]
Módulo de
elasticidade [Gpa]
Densidade
[kg/m³]
Espuma de PVC 3,5 0,13 100
Fibra-Epóxi 530 77 1820
O modelo de distribuição de cargas adotado sobre a longarina foi o método de Stender. Foi
considerado o modelo de viga longa composta e bi-apoiada evidenciado na figura 27:
Figura 27 - Modelo Adotado para o Cálculo da Longarina
A longarina foi dimensionada através do método de vigas compostas proposto em [16].
Definindo a geometria da seção da viga como retangular (visando facilidade de construção),
maximizou-se a altura (parâmetro de maior influência sobre a tensão) de acordo com a limitação da
altura dos perfis da asa. A partir disso foi determinada a largura da secção da longarina para cada
valor de x. As fibras foram dispostas em quatro direções (0°, 45°, 90° e 135°), condição pela qual
segundo [17] pode-se considerar o material “quasi-isotrópico”. Adotou-se o modelo isotrópico para
facilitar os cálculos e a hipótese foi verificada experimentalmente. Para tornar mais viável a
construção adotou-se um modelo linear para a largura. Foi utilizado um coeficiente de segurança de
1,5 e um coeficiente de confiabilidade do material de 1,15. O dimensionamento da metade da
longarina é mostrado na figura 28:
Figura 28 - Cálculo da Secção da Longarina.
Após o dimensionamento, a longarina foi simulada utilizando as condições de contorno
propostas na figura 27 e os resultados são mostrados na figura 9. Tensão e deslocamento máximos
obtidos são demonstrados na tabela 9.
Figura 29 - Simulação Longarina: Tensão Maxima e Deslocamento Maximo
Tabela 9 - Tensão máxima e deslocamento máximo.
Tensão máxima [MPa] 164,76
Deslocamento máximo [mm] 43,38
Constatada a consistência do projeto, construiu-se a longarina e verificou-se a hipótese
adotada de material isotrópico. O método utilizado é demonstrado na figura 30, onde se distribuiu a
carga suportada pela longarina em sacos de areia assim sendo constatada a segurança do projeto.
Figura 30 - Teste da Longarina
8.3 Compartimento de Carga
O compartimento de carga terá as dimensões de 90,4mm de comprimento, 97,7mm de
largura e 103,36mm de altura. A retirada da carga será feita pela parte superior através da alça do
suporte de carga. A porta do compartimento de carga será travada por sistema de velcro devido ao
seu menor peso.
8.4 Tubo de Cauda
Os esforços presentes no tubo de cauda foram calculados para as situações de rajada no leme
e profundor ambas com o ângulo de incidência crítico de 90º. O modelo de esforços é demonstrado
na figura 31 e os respectivos valores na tabela 10.
Figura 31 - Modelo Adotado para Dimensionamento do Tubo de Cauda.
Tabela 10 - Esforços no engaste do Tubo de Cauda.
Esforços no engaste do tubo de cauda
Momento torsor no eixo x [N.m] 2,60 Rajada 90º com o Leme
Momento fletor no eixo z [N.m] 21,21 Rajada 90º com o Leme
Momento fletor no eixo y [N.m] 49,32 Rajada 90º com o Profundor
Força cortante no eixo z [N] 47,69 Rajada 90º com o Profundor
Força cortante no eixo y [N] 20,50 Rajada 90º com o Leme
Força normal no eixo x [N] 24,51 Rajada 90º com o Profundor
Para seleção do tubo de cauda analisou-se três tubos comerciais de fibra de carbono que
atendiam ao requisito mínimo para a fixação na fuselagem e no profundor e leme, sendo esse
requisito 20mm de diâmetro. Todos foram simulados e resistiram aos esforços verificados, sendo
dessa forma escolhido o mais leve com diâmetro externo do tubo é 25mm e o diâmetro interno
23mm. A simulação do tubo de cauda selecionado é demonstrada na figura 32. O Deslocamento e
tensão máximos obtidos são demonstrados na tabela 11:
Figura 32 - Deslocamento e Distribuição de Tensão no Tubo de Cauda.
Tabela 11 - Deslocamento e Tensão máxima no Tubo de Cauda.
Tensão máxima [MPa] 0,37042
Deslocamento máximo [mm] 0,69872
Para melhor verificação efetuou-se o teste do tubo de cauda, demonstrado na figura 33,
reproduzindo os esforços calculados e constatando a viabilidade de utilização.
Figura 33 - Teste do Tubo de Cauda
8.5 Trem de Pouso Principal
São calculadas as forças atuantes no trem de pouso, para as condições críticas, segundo [18] e
[15]. Para o cálculo dos esforços utilizou-se um fator de carga de inércia n = 2,67 e um fator de carga
no solo ng = 2,0 [18]. Desta forma os esforços são demonstrados na tabela 12.
Posteriormente efetuou-se a simulação do trem de pouso principal. Após a análise da tabela
de esforços definiu-se que os casos críticos seriam de aterragem em uma roda e aterragem com
velocidade lateral. Ambos foram simulados, sendo mais crítico o primeiro. Para este caso, a
simulação é demonstrada na figura 34, tensão e deslocamento máximos são demonstrados na tabela
13.
Tabela 12 - Esforços Atuantes no Trem de Pouso para Casos Críticos.
Aterragem nivelada Aterragem numa roda principal
Força vertical [N] 73,15 Força vertical [N] 241,4
Força horizontal [N] 18,29 Força horizontal [N] 60,35
Aterragem nas rodas principais Aterragem com velocidade lateral
Força vertical [N] 120,66 Força vertical [N] 106,9
Força horizontal [N] 30,16 Força horizontal (eixo x) [N] 23,25
Aterragem com cauda baixa Força lateral (eixo y)[N] 13,36
Força vertical [N] 120,66 Ângulo máximo adotado
para pouso[°] 30
Força horizontal [N] 0
Figura 34 - Simulação do Trem de Pouso
Tabela 13 - Tensão e Deformação no Trem de Pouso Principal
Tensão máxima [MPa] 266,11
Deslocamento máximo [mm] 0,6089
Para verificação da funcionalidade efetuou-se o teste do trem de pouso principal de maneira
a reproduzir as velocidades, horizontal e vertical, na hora do pouso para a condição crítica encontrada
de pouso em uma só roda. O esquema para o teste é demonstrado na figura 35 e a altura de ensaio foi
H=0,82m. Foram efetuados 10 testes, e o trem de pouso resistiu permanecendo intacto, levando a
conclusão de que ele resistiria a uma elevada quantidade de pousos.
Figura 35 - Teste do Trem de Pouso Principal.
8.6 Bequilha
O dimensionamento da bequilha foi efetuado considerando-se a condição de pouso nivelado.
Os esforços calculados para essa situação, segundo [18] e [15], estão demonstrados na tabela 14.
Tabela 14 - Esforços Atuantes na Bequilha
Força vertical [N] 95,09
Força horizontal [N] 23,77
Como ponto de partida do projeto definiu-se o uso de uma mola de torção devido a alta
absorção de impacto e a facilidade de fixação. O material utilizado foi aço ASTM A 227 e as
propriedades estão na tabela 15. Efetuou-se o dimensionamento através do método proposto em [19]
obtendo-se um diâmetro de arame d = 4 mm.
Tabela 15 - Propriedades do Aço ASTM A 227 Utilizado na Bequilha.
Material Limite de resistência
a tração [Mpa]
Módulo de
elasticidade [Gpa]
Densidade
[kg/m³]
AÇO ASTM A 227 1050 210 8050
Posteriormente similou-se a bequilha.. A simulação é exibida na figura 36 e a tensão e
deslocamento máximos são demonstrados na tabela 16. Após a construção a bequilha foi testada
estaticamente e resistiu aos esforços calculados.
Figura 36 - Simulação da Bequilha
Tabela 16 - Tensão e Deformação na Bequilha.
Tensão máxima [MPa] 718,76
Deslocamento máximo [mm] 29,872
8.7 Rodas e Pneus
As rodas foram usinadas em alumínio liga 2011, as propriedades são demonstradas na tabela
17. Os pneus utilizados são de espuma para aumentar a absorção de impactos, principalmente no
momento do pouso. A roda foi simulada com os esforços máximos encontrados no projeto e é
demonstrada na figura 37, a tensão máxima encontrada é 3,39[MPa]. Os deslocamentos são
desprezíveis por isso não são evidenciados.
Tabela 17 - Propriedades da Liga de Alumínio 2011.
Material Limite de resistência
a tração [MPa]
Módulo de
elasticidade [GPa]
Densidade
[kg/m³]
Liga de alumínio 2011 169 72,5 2820
Figura 37 - Simulação da Roda
9 ESTIMATIVA DE PESO Para determinar o peso final do avião foram utilizados os volumes determinados pela
modelagem, multiplicando-os pelas densidades dos materiais usados. O peso de elementos como
motor e servos foram retirados do Manual do Fabricante e pesados para garantir a especificação:
Tabela 18 - Estimativa de Peso
PARTE MATERIAL DENSIDADE
[kg/m³]
VOLUME
[m³]
PESO
[g]
Longarina (2x)
Dyvinicel 100 0,0010240 204,0
Composto Fibra +
Resina 1820 0,0000262 94,0
Tubo de cauda Composto Fibra +
Resina Dados do Fabricante 85,1
Leme Chapa de balsa 140 0,0002171 30,4
Perfil de balsa 140 0,0006593 92,3
Profundor Chapa de balsa 140 0,0004700 65,8
Perfil de balsa 140 0,0008121 113,7
Fuselagem Aluminio 2820 0,0001004 283,1
Trem de Pouso Principal
Composto Fibra +
Resina 1820 0,0000520 94,7
Chapa de balsa 140 0,0004371 61,2
Bequilha Suporte de Plastico Dados do Fabricante 17,2
Aço Mola 8050 0,0000121 97,3
Roda
Cubo de Alumínio 2820 0,0000120 33,8
Espuma Dados do Fabricante 25,6
Eixo (3x) 8050 0,0000050 40,5
Rolamento (4x) Dados do Fabricante 15,6
Asa
Perfis de balsa 140 0,0035507 435,0
Varetas de
Compensado 520 0,0009856 453,0
Chapas de balsa 140 0,0021857 306
Motor - Dados do Fabricante 687,6
Suporte do Motor - Dados do Fabricante 112,3
Hélice - Dados do Fabricante 29,4
Servos+extensões+fixação (6x) - Dados do Fabricante 192
Volt-Watch - Dados do Fabricante 4,5
Receptor - Dados do Fabricante 41,3
Tanque - Dados do Fabricante 53,2
Parafuso+Porca M8 (4x) - Dados do Fabricante 122,8
Parafuso+Porca M4 (13x) - Dados do Fabricante 59,8
Parafuso+Porca M3 (8x) - Dados do Fabricante 28
PESO TOTAL VAZIO DO AVIÃO: 3852,8
10 PROJETO ELÉTRICO 10.1 Diagrama elétrico de ligação entre servos, bateria e receptor O diagrama de ligação elétrica utilizado na aeronave, esta representado na figura 38
mostrando a ligação entre os servos, a bateria e o receptor e indicando o comprimento das extensões utilizadas.
Figura 38 - Diagrama de Ligação elétrica
Figura 39 - Foto da instalação do receptor, bateria e voltwatch na fuselagem.
Figura 40 - Foto do Posicionamento do servo na Asa e Antena no Leme
O Posicionamento da antena, fixada no leme garante a não interferência eletromagnética. 10.2 Dimensionamento do fio Cada servo utiliza fios com comprimentos relatados na figura 38. Os servos utilizados são do
tipo indutivo, para se obter a resistência dos mesmos, utilizou-se um multímetro, confirmando que a resistência dos servos seria desprezível se comparada a resistência dos fios. Calculou-se portanto a resistência equivalente dos fios a partir dos valores conhecidos de voltagem e corrente da bateria utilizada. Através da associação de resistores em paralelo obteve-se a resistência por metro dos mesmos Req=0,0627ohm/m.
Optou-se com o auxilio da tabela apresentada na figura 41 [10] pelo uso do fio AWG22, um pouco maior para garantir o funcionamento.
Figura 41 - Seleção de fios AWG.
11 REFERÊNCIAS BILBIOGRÁFICAS
[1] DA ROSA, E., “Introdução ao Projeto Aeronáutico: Uma contribuição á Competição SAE
Brasil Aerodesign.” UFSC, Florianópolis, 2005.
[2] PEHLIVANOGLU, M., Representation method effects on vibrational genetic algorithm in
2D airfoil design, 2009.
[3] PULLIN, D., “Apostila de Aerodinâmica do Avião”, UFMG, Belo Horizonte, 1976.
[4] RAYMER, D.P., “Aircraft Design – a conceptual approach”, Reston, EUA, 1999.
[5] ROSKAN, J. “Airplane Design: Preliminary Sizing of Airplanes”, Outtowo, Kansas:
Roskam Aviation and Engineering Corporation, 1985.
[6] HILTON, E., “Dinâmica e Aerodinâmica de Aviões.”, 1999.
[7] RODRIGUES, L. E. M. J.(2009). Fundamentos da Engenharia Aeronáutica – Aplicações
ao Projeto SAE-AeroDesign. Volume 1 – Princípios Fundamentais, Aerodinâmica, Propulsão e
Análise de Desempenho. São Paulo, IFE.
[8] DURAND, W. F., e LESLEY, E. P., Experimental Research on Air Propellers II, NACA-
TR-30, NACA, 1920.
[9] LESLEY, E. P., Propeller tests to determine the effect of number of blades at two typical
solidities, NACA-TN-698, NACA, 1939.
[10] http://www.egeneral.com.br/TabelaAWG.htm, visitado em 14 de julho de 2010.
[11] FEDERAL AVIATION REGULATIONS, Part 23 Airworthiness standards: normal,
utility, acrobatic, and commuter category airplanes, USA.
[12] DIEHL, WALTER S., Static thrust of airplane propellers, NACA-TR-447, NACA, 1934.
[13] ROSKAM. JAN, Airplane aerodynamics and performance, DARcorporation, University
of Kansas, 1997.
[14] ROCHA, LUIZ CARLOS WEIGERT, Teoria do voo de baixa velocidade, EAPAC, 1978
[15] RBAC, nº 25. (2009). Regulamento Brasileiro da Aviação Civil; Requisitos de
Aeronavegabilidade: Aviões Categoria Transporte.
[16] HIBBELER, R.C. (2000). Resistência dos Materiais. 3. ed. Rio de Janeiro, LTC.
[17] VASILIEV, V. V. e MOROZOV, E. V. (2001) mechanics and analysis of composite
materials. Londres, Elsevier.
[18] ISCOLD, P. H. I. O. (2002). Introdução às Cargas nas Aeronaves. Desenvolvimento de
material didático ou instrucional – Apostila, UFMG.
[19] SHIGLEY, J. E. (1984). Elementos de máquinas. 3 ed. Rio de Janeiro, LTC.
12 GRÁFICO DE PREVISÃO DE CARGA ÚTIL
13 PLANTAS
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