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Relatorio Aerodesign -2004
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�CENTRO FEDERAL DE EDUCAÇÃO TECNOLÓGICA DO
PARANÁ
UNIDADE DE CURITIBA
DEPARTAMENTO ACADÊMICO DE MECÂNICA��
RELATÓRIO EQUIPE 2 HARS
(EQUIPE 24)
SAE AERO DESIGN 2004
EQUIPE: ALEKSANDAR MILANKOVIC
CLEVERSON KATSUO NAKAZAWA
ELOI LACERDA
FÁBIO ERNANES CZARNESKI
GUSTAVO SOARES E SILVA
LEANDRO LOURENÇO VIEIRA DA ROCHA
MARCELO DELATORRE LEDOUX RAMOS
RODRIGO RICETTI COCHÔA
ROGÉRIO YOSHINORI MOTOYAMA
THIAGO LEITOLES CORRÊA
PROFESSOR ORIENTADOR: CLÁUDIO TAVARES DA SILVA
CURITIBA – PARANÁ
2004
SAE Aerodesign 2004
Equipe 2Hars (24)
CEFET-PR
1
CÓPIA DO TERMO DE RESPONSABILIDADE
PÁGINA EM BRANCO PROPOSITADAMENTE. SUBSTITUÍ-LA PELA CÓPIA DO
TERMO DE RESPONSABILIDADE.
SAE Aerodesign 2004
Equipe 2Hars (24)
CEFET-PR
2
ÍNDICE DE SÍMBOLOS
EPS – POLIESTIRENO EXPANDIDO
TRIZ – TEORIA DA SOLUÇÃO INVENTIVA
DE PROBLEMAS
CG – CENTRO DE GRAVIDADE [M]
AR – DENSIDADE DO AR [KG/M3]
AR – VISCOSIDADE DO AR (PA.S)
LC – COEFICIENTE DE SUSTENTAÇÃO DO
AEROFÓLIO
lC – COEFICIENTE DE SUSTENTAÇÃO DA
ASA
dtotC – COEFICIENTE DE ARRASTO
INDUZIDO TOTAL
dC – COEFICIENTE DE ARRASTO INDUZIDO
DA ASA
mC – COEFICIENTE DE MOMENTO
dpC – COEF. DE ARRASTO INDUZIDO DO
PROFUNDOR
dfC – COEFICIENTE DE ARRASTO
PARASITA
c – CORDA MÉDIA [M]
rc – CORDA NA RAIZ [M]
C T – CORDA NA PONTA [M]
sc – CORDA DE STENDER [M]
gc – CORDA REAL [M]
ec – CORDA ELÍPTICA [M]
UW – CARGA ÚTIL [KG]
AW – MASSA DO AEROMODELO [KG]
TW – MASSA TOTAL [KG]
FW – MASSA DO COMBUSTÍVEL [KG]
T – TRAÇÃO DA HÉLICE [N]
D – FORÇA DE ARRASTO [N]
L – FORÇA DE SUSTENTAÇÃO [N]
M – MOMENTO [N.M]
I – MOMENTO DE INÉRCIA [M4]
r – RAIO [M]
t T – ESPESSURA [M]
h – DISTÂNCIA, COMPRIMENTO OU
ALTITUDE [M]
nh – PONTO NEUTRO MANCHE FIXO [M]
oh – CENTRO AERODINÂMICO DA ASA [M]
mh – PONTO DE MANOBRA MANCHE FIXO
[M]
S – ÁREA DE REFERÊNCIA [M2]
eS – ÁREA ÚTIL DA ASA [M2]
v – COEFICIENTE DE VOLUME DE CAUDA
HORIZONTAL
a – COEFICIENTE AERODINÂMICO DE
ESTABILIDADE
– ÂNGULO DE ATAQUE DA ASA
– ÂNGULO DE DOWNWASH
– FATOR DE ESTABILIDADE
LONGITUDINAL
B – ENVERGADURA [M]
b – SEMI-ENVERGADURA [M]
AR – ALONGAMENTO
V – VELOCIDADE [M/S]
n – FATOR DE CARGA
– AFILAMENTO
E – MÓDULO DE ELASTICIDADE [PA]
Y – TENSÃO DE ESCOAMENTO [PA]
R – TENSÃO DE RUPTURA [PA]
max – TENSÃO MÁXIMA [PA]
ÍNDICES HT – EMPENAGEM HORIZONTAL
VT – EMPENAGEM VERTICAL
W – ASA
F – FUSELAGEM
TO – DECOLAGEM
S – ESTOL SEM FLAPES
C – CRUZEIRO
D – MERGULHO
A – MANOBRA
SAE Aerodesign 2004
Equipe 2Hars (24)
CEFET-PR
3
ÍNDICE
CÓPIA DO TERMO DE RESPONSABILIDADE .................................................................... 1
ÍNDICE DE SÍMBOLOS ........................................................................................................... 2
1. INTRODUÇÃO .................................................................................................................. 6
2. METODOLOGIA ............................................................................................................... 7
3. REQUISITOS DE PROJETO ............................................................................................ 8
4. CONCEPÇÃO DA AERONAVE ...................................................................................... 9
4.1. Escolha do Aerofólio ......................................................................................................... 9
4.2. Concepção da Asa ............................................................................................................. 9
4.3. Concepção da Empenagem .............................................................................................. 10
4.4. Concepção da Fuselagem ................................................................................................ 11
5. ANÁLISE AERODINÂMICA ......................................................................................... 12
5.1. Forma em planta .............................................................................................................. 14
5.2. Considerações do projeto................................................................................................. 15
5.3. Distribuição de sustentação ............................................................................................. 16
6. ANÁLISE DE ESTABILIDADE E CONTROLE ........................................................... 18
7. ANÁLISE DE DESEMPENHO ....................................................................................... 20
7.1. Conjunto Moto-propulsor ................................................................................................ 20
7.2. Distância de Pouso e Decolagem..................................................................................... 21
7.3. Previsão de Carga Útil ..................................................................................................... 24
8. ANÁLISE ESTRUTURAL .............................................................................................. 25
8.1. Diagrama V-n .................................................................................................................. 25
8.2. Trem de Pouso ................................................................................................................. 26
8.3. Distribuição de carregamentos na asa ............................................................................. 28
REFERÊNCIAS BIBLIOGRÁFICAS ..................................................................................... 31
GRÁFICO DE CARGA ÚTIL ................................................................................................ 30
PLANTA 01 ............................................................................................................................ 31
PLANTA 02 ............................................................................................................................ 32
PLANTA 03 ............................................................................................................................ 33
PLANTA 04 ............................................................................................................................ 34
PLANTA 05 ............................................................................................................................ 35
SAE Aerodesign 2004
Equipe 2Hars (24)
CEFET-PR
4
1. INTRODUÇÃO
A principal meta da competição SAE Aerodesign 2004 é de que estudantes de
engenharia resolvam problemas geralmente encarados por profissionais da indústria
aeronáutica. Orientadores e membros de todas as equipes devem, a cada ano, tentar melhorar
seus projetos e desenvolver novas tecnologias a serem aplicadas em seus aeromodelos.
Este relatório tem como função mostrar sucintamente o trabalho da equipe 2Hars no
intervalo que sucede a competição. Este documento é disposto da seguinte forma:
Metodologia seguida, Requisitos de Projeto, Concepção da Aeronave, Análise Aerodinâmica,
Análise de Estabilidade e Controle, Análise de Desempenho, Análise Estrutural, Resultados e
Conclusões.
É explanada ainda sobre a inovação da equipe: utilizar a metodologia da TRIZ para
desenvolver um trem de pouso inteiriço e suas vantagens sobre os trens de pouso comuns.
SAE Aerodesign 2004
Equipe 2Hars (24)
CEFET-PR
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2. METODOLOGIA
A metodologia utilizada durante todo o projeto do aeromodelo é a descrita abaixo:
Análise dos requisitos de projeto;
Análise dos erros encontrados nos projetos das equipes do CEFET-PR em competições
anteriores;
Análise dos projetos mais bem sucedidos de outras instituições;
Prática do projeto conceitual do aeromodelo, utilizando-se da ferramenta de criatividade
Matriz Morfológica, da ferramenta da TRIZ Análise de Recursos e de seções de
Brainstorming;
Prática do projeto detalhado e realizações de testes em softwares e em um aeromodelo
protótipo, seja de sustentação, de arrasto total, de estabilidade de vôo, de carga máxima,
dentre outros;
Reparos e recálculos no projeto detalhado;
Construção do aeromodelo e utilização da ferramenta da TRIZ Evolução Direcionada para
a inovação de se utilizar um trem de pouso inteiriço;
Realização de vôos com o aeromodelo.
SAE Aerodesign 2004
Equipe 2Hars (24)
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6
3. REQUISITOS DE PROJETO
O objetivo principal da equipe é projetar, documentar e construir um aeromodelo
radio-controlado que faça um vôo padrão, o qual consiste em decolar em uma distância
máxima de 61 metros, executar pelo menos uma volta completa e pousar dentro dos limites
laterais da pista.
O aeromodelo deve estar dentro de certos requisitos estipulados pela competição e
encontrados no regulamento da mesma. Os requisitos da Classe Regular são listados abaixo:
Envergadura Máxima: 1.83 m.
Motor K&B .61 RC/ABC (PN 6170) ou O.S. .61 FX, originais, tipo glow, escapamento
original do motor.
Compartimento de Carga (medidas mínimas): 160 x 130 x 100 (mm3).
Tanque de Combustível: acessível.
Carga Útil: não pode contribuir na estabilidade estrutural do aeromodelo, mas deve ser
fixa no compartimento de carga.
Existem outros requisitos estipulados pela equipe, a serem executados na competição,
quais sejam:
Regularidades nos vôos;
Carga Útil de 7.5 kg (Vide “Gráfico de Carga Útil”);
Tempo mínimo de retirada de carga do compartimento;
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4. CONCEPÇÃO DA AERONAVE
Definir a configuração da aeronave faz com que a mesma seja capaz de cumprir os
requisitos especificados anteriormente. As seguintes etapas foram cumpridas: escolha do
aerofólio, concepção da asa, concepção da empenagem vertical e horizontal e concepção da
fuselagem.
4.1. ESCOLHA DO AEROFÓLIO
Na pesquisa dos aerofólios, tomou-se como base os perfis que apresentaram grande
eficiência em projetos de Aerodesign anteriores. Analisou-se os perfis “Selig1223” e
“Epller423”, tomando como parâmetro de comparação o maxlC e a relação d
l
CC
. Em um
segundo estágio foi verificado a facilidade de construção do perfil da asa e sua robustez.
Através dos testes executados e descritos no item “Análise Aerodinâmica”, optou-se pelo
perfil “Eppler423”.
4.2. CONCEPÇÃO DA ASA
A asa de uma aeronave tem como função primária a geração de uma força que
equilibra o peso da aeronave. Seguindo-se este raciocínio, procurou-se uma configuração que
minimize o arrasto total para uma dada sustentação e que atenda os requisitos estipulados pela
equipe inicialmente.
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4.3. CONCEPÇÃO DA EMPENAGEM
A empenagem tem três funções: compensação (trim), estabilidade e controle. Isso faz
com que o dimensionamento e a configuração da empenagem tenham grande importância.
Partindo-se do princípio de que o aeromodelo apresenta uma corda na raiz muito
grande, gerando uma grande região de fluxo turbulento (downwash), não seria apropriado se
utilizar uma configuração de empenagem convencional. Isto decorre do fato de que o ângulo
entre a asa e a empenagem é relativamente elevado (12º).
O ideal, então, seria a utilização de uma configuração em “T”, porém a empenagem
ganharia peso, sendo necessário fazer um reforço entre a empenagem horizontal e a vertical.
Logo, adotou-se um misto entre as duas configurações: configuração em cruz, onde se elevou
o estabilizador horizontal, fazendo com que o ângulo do boom possa ficar relativamente suave
(5º).
Para se determinar as dimensões da empenagem, usar-se-á o coeficiente de volume da
empenagem:
WW
HTHTHT
Sc
ShC (01)
WW
VTVTVT
Sb
ShC (02)
Assim, pré-determinou-se como valor para os coeficientes, valores usados nas ultimas
competições: 5,0HTC e 07,0VTC . Resultando-se, portanto, em áreas para a empenagem
horizontal e vertical de:
212,0466,1
7395,0.47,0.506,0mSHT (03)
SAE Aerodesign 2004
Equipe 2Hars (24)
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9
20672,0466,1
7395,0.83,1.07,0mSVT (04)
Com o valor das áreas, podem-se determinar as dimensões finais, utilizando-se de uma
razão de aspecto (alongamento) ARHT = 3 e ARVT = 0,86.
mSARb HTHTHT 6,012,0.3 (05)
mSARb VTVTHT 24,00672,0.86,0 (06)
Resolveu-se utilizar tanto a empenagem vertical como a horizontal tradicional de
aeromodelos, de forma a garantir um menor peso na empenagem e um menor LC .
4.4. CONCEPÇÃO DA FUSELAGEM
A fuselagem foi criada partindo-se das dimensões do compartimento de carga (160 x
130 x 100 mm3). Este compartimento deve ter um CG que coincide com o CG de todo o
avião, assim tendo um centragem correta.
Quanto a localidade do motor na fuselagem, escolheu-se um local a frente do CG,
facilitando, assim, a distribuição de massa e garantindo uma melhor centragem.
O passeio do CG deve ser de tal forma que o aeromodelo voe de forma estável. A
fuselagem deve ser resistente, mas leve. Com isso, optou-se pela fuselagem composta de fibra
de vidro e resina epóxi, a qual foi construída utilizando-se de uma técnica construtiva. Tal
meta visou utilizar EPS (Poliestireno Expandido) como “molde” para se aplicar a resina.
TABELA 01: Características Gerais do Aeromodelo
Envergadura 1.83 m Comprimento do Aeromodelo 2 m
Área Alar 0.73515 m2 Alongamento 4.5
Perfil da Raiz da Asa Eppler 423 Corrida de Decolagem 60.33 m
Autonomia 6min 30s (à plena carga) Carga Útil 7.5 kg
Peso Total 11 kg Motor O.S. .61 FX
Fatores de Carga Limite +4.40 / – 1.76 Corda na Raiz 0.6 m
Deflexão de Aileron: -10º a 20º Deflexão do Leme: -30º a 30º
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5. ANÁLISE AERODINÂMICA
A análise aerodinâmica do projeto tem grande importância, visto que esta afeta
diretamente o principal objetivo da competição que é carregar a máxima carga possível.
O primeiro estágio envolveu a escolha do aerofólio a ser utilizado. Os itens analisados
já foram citados anteriormente. Pode ser verificada no gráfico polar de arrasto (Figura 01) a
comparação das características dos perfis citados acima. Verifica-se que o perfil “Selig1223”
tem um maxlC maior, porém ao mesmo tempo possui mC elevado. Isto acarreta em um
aumento na área do estabilizador.
O perfil “Eppler423”, por outro lado, possui uma melhor relação d
l
CC
e um traçado
de perfil mais simples, facilitando a construção e proporcionando um perfil mais robusto.
A análise dos perfis foi conduzida com o auxilio do software Javafoil (2004), escrito
em linguagem Java. Este software utiliza o método dos painéis para calcular a distribuição de
velocidade ao longo da superfície do aerofólio. Adicionalmente, o Javafoil corrige o efeito de
ponta de asa, utilizando a informação do alongamento da asa.
O alongamento é dado como:
5.4
2
W
W
WW AR
S
BAR (07)
Pode-se verificar na Figura 02 que com a restrição de envergadura, obtém-se um
alongamento de pequeno valor e um aumento expressivo no arrasto induzido, ainda obtendo
uma leve diminuição do lC .
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FIGURA 01: Polar de Comparação entre os Perfis Selig1223 e Eppler423
FIGURA 02: Gráfico Asa Infinita x Asa Real
O passo seguinte foi estimar a contribuição da fuselagem para o arrasto e para a
-1,0
-0,5
0,0
0,5
1,0
1,5
2,0
2,5
-10 -5 0 5 10 15 20
(deg)
Eppler423
Selig1223
Cm Selig1223
Cm Eppler423
0,0
0,5
1,0
1,5
2,0
2,5
0,00 0,05 0,10 0,15 0,20 0,25 0,30 0,35
Cd
Cl
0,0
0,5
1,0
1,5
2,0
2,5
3,0
0,00 0,05 0,10 0,15 0,20 0,25 0,30
Cd
Cl
Perfil Eppler 423 - Re=650.000 - Asa Infinita
Perfil Eppler 423 - Re=650.000 - AR=4,5
0,0
0,5
1,0
1,5
2,0
2,5
3,0
-10 -5 0 5 10 15 20
(deg)
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Equipe 2Hars (24)
CEFET-PR
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sustentação. Arbitrou-se que não haveria sustentação adicional por parte da fuselagem e que
somente seria considerado a contribuição do arrasto aos cálculos.
O arrasto total é da forma (com dC e dpC obtidos através do Javafoil e dfC obtido
experimentalmente):
dfdpddtot CCCC (08)
5.1. FORMA EM PLANTA
A asa de uma aeronave é caracterizada pela sua forma, pela torção ao longo da
envergadura e pelos aerofólios utilizados.
Para a definição desses parâmetros tomou-se como base a máxima envergadura
permitida e procurou-se maximizar o peso carregado.
Seguiu-se um processo iterativo para definir a corda na raiz ( rc ) com base no arrasto
total e na distância e velocidade de decolagem (através de um somatório de forças) e tendo
como parâmetros fixos o afilamento ( 45.0W ) e a tração da hélice em função da
velocidade, VfT , considerando a densidade ( AR ) e a viscosidade do ar ( AR ) ao nível
do mar.
O loop mostrado na Figura 03 foi realizado repetidas vezes, resultando na
configuração que alça vôo à maior carga paga possível.
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FIGURA 03: Processo Iterativo para a Definição do Cr
Como resultado, obteve-se mcr 6.0 e 273515.0 mSW . A corda média
aerodinâmica c , segundo o método gráfico descrito por LENON (1996), resultou em
mc 47.0 .
5.2. CONSIDERAÇÕES DO PROJETO
A forma em planta que provê a melhor relação D
L , segundo ROSKAN (1997), tem
distribuição elíptica. Entretanto, uma asa sem enflechamento e sem torção e com afilamento
45.0W possui arrasto induzido muito próximo de uma asa elíptica, a qual fornece o
mínimo valor para o arrasto induzido. Esse parâmetro foi adotado como premissa.
Com o ajuste do afilamento feito acima, a distribuição de lC ao longo da envergadura
alcança seu valor máximo na região próxima à ponta de asa, local este onde ocorre o início do
estol. Porém, para o afilamento adotado, observa-se na Figura 04 (a) que a distribuição de lC
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tem pequena variação na região onde se localiza o valor máximo.
O alongamento resultou do processo iterativo de escolha da corda da raiz ( rc ) e tem
variação segundo a figura 04 (b). Foram considerados a torção geométrica e aerodinâmica
com valor zero, bem como o ângulo de enflechamento e de diedro na linha de pC .
FIGURA 04: (a) Coeficiente de Sustentação Total x Coordenada ao Longo da Semi-Envergadura (b) Coeficiente
de Sustentação Local x Coordenada ao longo da Envergadura
5.3. DISTRIBUIÇÃO DE SUSTENTAÇÃO
A forma como a força de sustentação é distribuída sobre uma asa finita é uma das
questões mais importantes para o calculo de esforços sobre este componente. Esta distribuição
definirá a silhueta das distribuições de esforços, bem como o momento fletor e o momento
torçor.
O problema de resolver a forma desta distribuição foi solucionado por Ludwig Prandtl
no início do século XX. Utilizar-se-á aqui o Método de Stender, o qual se baseia na hipótese
de que a distribuição de cargas ao longo da envergadura é proporcional às áreas de uma asa
imaginária. Esta asa tem cordas que são média geométrica das cordas reais de uma asa elíptica
de mesma área e envergadura.
SAE Aerodesign 2004
Equipe 2Hars (24)
CEFET-PR
15
As Cordas de Stender estão descritas na Equação (09).
egs ccc . (09)
Resultando assim na distribuição de cordas ao longo da semi-envergadura conforme
Figura 05. Conforme citado anteriormente, admite-se que as sustentações são proporcionais às
suas cordas. As parcelas de sustentação são escritas como na Equação (10).
LS
SL
s
ii .
(10)
FIGURA 05: Cordas de Referência de Stender
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16
6. ANÁLISE DE ESTABILIDADE E CONTROLE
Deve-se analisar a estabilidade da empenagem, de modo que esta apresente eficiência.
Isto porque a empenagem é projetada para que o aeromodelo retorne a sua condição de
equilíbrio. Este equilíbrio, no qual se encontra o aeromodelo durante o vôo, pode ser
perturbado por rajadas e ventos, fazendo com que a empenagem atue, estabilizando o
aeromodelo e facilitando sua pilotagem quando sujeito a esses fenômenos.
Ao se analisar a estabilidade longitudinal do aeromodelo, utilizando-se dos cálculos
dos coeficientes aerodinâmicos, localiza-se o ponto neutro e o ponto de manobra.
Primeiramente localizar-se-á o ponto neutro:
Fn
asa
Lon h
d
d
d
dC
a
vhh
1 (11)
Assim, nh foi localizado a 43,7% da corda média aerodinâmica, a partir do bordo de
ataque.
Já o ponto de manobra é expresso pela fórmula:
asa
Lnm
d
dCVhh
2 (12)
Sendo que é dado pela seguinte fórmula:
HTAR
T
hSg
W
(13)
Assim, o ponto de manobra mh está a 74,4% da corda média aerodinâmica, a partir do
bordo de ataque.
Ainda tendo como dado o passeio do CG de 24% a 26% da corda média do avião,
confirma-se que o avião é estável longitudinalmente. Isto decorre do fato de que os pontos
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neutros estão localizados atrás do passeio do CG. O aeromodelo apresenta uma margem de
estabilidade mínima de 31% quando o avião estiver com a carga máxima.
Devem-se ainda apresentar os dispositivos de controle no aeromodelo, de forma que
esses permitam que o aeromodelo se movimente em torno de seus três eixos de rotação.
Utilizar-se-á como dispositivos de controle ailerons, leme de direção e profundor. Não será
utilizado nenhum dispositivo hiper-sustentador.
Os ailerons possibilitam ao piloto inclinar o avião lateralmente em torno de seu eixo
longitudinal, realizando o movimento de rolagem. O leme de direção, localizado junto ao
estabilizador vertical, é a superfície de controle que comanda o movimento de guinada, que se
dá em torno do eixo vertical. Ele é utilizado para controle do aeromodelo no solo, junto com a
bequilha, e para compensar a guinada adversa, a qual ocorre pela diferença de arrasto entre os
dois ailerons no momento de uma manobra de rolagem. O profundor permite o movimento do
aeromodelo em torno de seu eixo transversal. Seu comando também pode auxiliar na
decolagem do aeromodelo.
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7. ANÁLISE DE DESEMPENHO
O desempenho da aeronave consiste na decolagem dentro dos 61 metros com a carga
necessária e conseguir fazer o vôo e pousar. Assim, o desempenho é o reflexo da concepção
da aeronave, do conjunto moto-propulsor, como também da parte aerodinâmica.
7.1. CONJUNTO MOTO-PROPULSOR
Como já mencionado no item “Requisitos de Projeto”, a escolha do motor é estipulada
pelo regulamento. Optou-se em utilizar o motor O.S .61 devido a seu baixo peso, a possuir
uma faixa maior de rotações e a ter, observando competições anteriores, maior confiabilidade.
Após se ter escolhido o motor, deve-se partir para a escolha da hélice, a qual é fator
fundamental para o sistema moto-propulsor. Utilizou-se o software Propel para a comparação
das performances das hélices 12.25 x 3.75, 13.00 x 6.00 e 14.00 x 4.00. Este software utiliza
os métodos das pás, conforme HOUGHTON (1993).
FIGURA 06: Gráfico Tração x Velocidade
Nos gráficos encontrados nas Figuras 06 e 07, observa-se que a hélice 13 x 6 possui
um desempenho melhor do que as outras. Para se validar o resultado obtido no software,
executou-se um teste estático em uma bancada de tração. Este teste comprovou a maior tração
da hélice 13 x 6.
0
5
10
15
20
25
30
35
0 5 10 15 20Velocidade [m/s]
Tra
ção
[N
]
12,25 X 3,75 @ 10,000rpm
13,00 X 6,00 @ 10,000rpm
14,00 X 4,00 @ 10,000rpm
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FIGURA 07: Gráfico Potência Absorvida x Velocidade
7.2. DISTÂNCIA DE POUSO E DECOLAGEM
O processo de decolagem é normalmente dividido em 3 fases: rolagem em solo,
descolamento em solo e subida. Como restrição de projeto, a rolagem em solo não pode
ultrapassar 61m, define-se então a carga máxima como sendo a maior carga possível de se
alçar vôo nesta distância.
FIGURA 08: O Processo de Decolagem e suas Partes
Segundo Roskan (1997), a velocidade de decolagem (VTO) não deve ser menor que
SV2.1 .
Fazendo-se o somatório das forças, obtém-se a distância de decolagem. Esta distância
foi avaliada considerando o empuxo total fornecido pela hélice em função da velocidade, o
0
100
200
300
400
500
600
700
0 5 10 15 20Velocidade [m/s]
Po
tên
cia
[W
]
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arrasto induzido total, o arrasto parasita total e a resistência à rolagem do protótipo. O arrasto
total é então dado pela seguinte fórmula:
VLWVDVDVTVF tpar (14)
Segundo a mecânica clássica:
saVV (15)
e, como a aceleração é dada pela 2ª lei de Newton pela relação:
VamVF (16)
tem-se:
TOTO VVDist
dVVF
VmDistdV
Va
Vds
00
.
0
. (17)
Fez-se interpolações com a ajuda do software MathCad e se chegou à conclusão de
que a carga máxima total carregada é de 11 kg.
0,0
10,0
20,0
30,0
40,0
50,0
60,0
70,0
6,00 7,00 8,00 9,00 10,00 11,00 12,00
Massa [kg]
Dis
tân
cia
de d
eco
lag
em
[m
]
Distância Utilizada
Limite de Decolagem
FIGURA 09: Gráfico Distância de Decolagem x Massa
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A velocidade e a distância de decolagem foram obtidas através de cálculos, já citados,
tendo como resultado: smVTO /5.17 e mhTO 33.60
Levou-se em consideração na decolagem:
Pista com gradiente constante;
peso constante durante a decolagem;
Cl e Cd constantes;
μ constante;
variação da velocidade conhecida.
Para o pouso, utilizou-se freio aerodinâmico, no qual o aileron possui comandos
independentes, para que o aeromodelo não ultrapassasse a distância de 122 metros.
Empiricamente, obtiveram-se as distâncias de pouso, conforme o gráfico da Figura 10.
FIGURA 10: Gráfico Distância de Pouso x Massa Total do Avião (empírico)
O cálculo das cargas
FATUUFAT WWWWWWWW (18)
resulta em UW 7.5 kg.
29.148
m
N
S
W
W
T (19)
Considerando o ângulo de instalação da asa no aeromodelo sendo de 3º na raiz.
Distância de Pouso
0
50
100
150
200
250
0 4 8 12 16
Massa(Kg)
Dis
tän
cia
(m
)
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y = -6E-14x3 + 4E-09x
2 - 0,0001x + 1,2255
0,0
0,2
0,4
0,6
0,8
1,0
1,2
1,4
0 2000 4000 6000 8000 10000 12000
altitude (m)
den
sid
ad
e (
kg
/m³)
7.3. PREVISÃO DE CARGA ÚTIL
Para a previsão da carga útil, foi utilizada a seguinte fórmula:
ATOARU WSVhLhW 2
2
1 (20)
Conhece-se que a densidade do ar é fator fundamental no desempenho do aeromodelo,
entretanto a mesma varia em função da altura. A relação entre densidade do ar e a altitude,
encontrada na referência HOUGHTON & CARPENTER (1993), se encontra a seguir em uma
equação aproximada.
2255,110104100,6 429314 hhhhAR (21)
Utilizando a equação (20) e a equação (21), tem-se a equação da Carga Útil (em kg)
em função da Altitude (em m) descrita pelo “Gráfico da Carga Útil”.
FIGURA 11: Gráfico Densidade do Ar x Altitude
Como o tempo da retirada do compartimento de carga é bonificado, este também
passou a ser um item no desempenho. O desempenho agora não é do aeromodelo, mas sim da
equipe na competição. Assim, foi necessário otimizar a retirada da asa e, logo após, do
compartimento.
Para isto, utilizou-se como fixação da asa um pino, um contra-pino e apenas um
encaixe na parte frontal. Este modo de construção facilita a retirada da asa. Para o
compartimento, foi elaborada uma alça.
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8. ANÁLISE ESTRUTURAL
8.1. DIAGRAMA V-N
O propósito principal do diagrama V-n é a determinação das condições de vôo para
cada velocidade e para cada fator de carga que a estrutura do avião deve suportar. Este fator
de carga pode depender tanto das rajadas (turbulências), como também, da capacidade de
manobra do avião.
Há quatro importantes velocidades a serem consideradas no diagrama V-n, quais
sejam: SV , CV , DV e AV . Essas velocidades foram calculadas utilizando critérios da norma
FAR-PART 23 e seus respectivos valores são:
smVS /073.15 ;
smVC /950.31 ;
smVD /056.43 ;
smVA /617.31 .
Os valores obtidos para os limites de fator de carga foram 40.4max n e
76.1min n , tendo como referência o valor do fator carga adaptado para aviões de categoria
utilitária como descrito na norma FAR-PART 23 (2003).
FIGURA 12: Diagrama V-n
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8.2. TREM DE POUSO
O trem de pouso foi simulado e analisado utilizando o software por elementos finitos
MSC.Visual Nastran 4D (2002). Os materiais utilizados no ensaio, bem como suas
propriedades, estão listados na forma de tabela (Tabela 02).
TABELA 02: Materiais Utilizados e Propriedades
Peça Material E (GPa) Poisson Y (MPa) R (MPa)
Rodas Alumínio 2024-T3 73,1 0,33 345 483
Trem de Pouso Epóxi com Fibra de Vidro 45 0,19 1020 1020
Eixos Aço ANSI 1020 200 0,29 331 448
Os ensaios foram realizados considerando-se a condição mais crítica do pouso:
pouso em apenas uma roda, desprovida de mola de torção;
velocidade horizontal nula, ou seja, maior impacto;
velocidade vertical igual a 2m/s para baixo;
altura inicial da roda em relação ao solo igual a 128 mm;
avião com ângulo de ataque de 30º;
inclinação lateral 2º (para evitar o contato simultâneo de ambas as rodas com o chão).
A carga distribuída sobre o trem de pouso foi considerada como 10 kg e o peso deste
como 0,5 kg.
O tamanho da malha utilizada no ensaio da roda foi de 3mm. A Tensão Máxima de
von Mises foi de 69,4 kPa, não ocorrendo a falha da roda (Figura 13a).
O tamanho da malha utilizada no ensaio do eixo foi de 2mm. A Tensão Máxima de
von Mises foi de 1,67 MPa, não ocorrendo falha no eixo (Figura 13b).
O tamanho da malha utilizada no ensaio do corpo do trem de pouso foi de 7mm. A
Tensão Máxima de von Mises foi de von Mises foi de 56,8 kPa, não ocorrendo falha no trem
de pouso (Figura 14).
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FIGURA 13: Simulação de Carga (a) na Roda e (b) no Eixo
FIGURA 14: Simulação de Carga no Trem de Pouso
Para que ocorresse o sucesso no teste do trem de pouso, este foi projetado se utilizando
uma ferramenta da TRIZ denominada Evolução Direcionada. Esta ferramenta é um conjunto
de perguntas a serem respondidas sobre a história da evolução de um sistema de modo ao
projetista ter informações suficientes para aplicar as Tendências de Evolução.
Tendências de Evolução são caminhos preferenciais que um sistema tende a evoluir.
Foram realizados Brainstormings em ter os integrantes da equipe para se gerar soluções
inovadoras para o trem de pouso.
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As idéias se basearam no fato de que o trem de pouso deve ter uma boa rolagem e uma
trajetória retilínea na pista, mas ainda ser resistente ao impacto do aeromodelo no momento
do pouso.
Para isto foi escolhido o trem do tipo triciclo, no qual a bequilha e o trem de pouso
principal constituem um só elemento. O material que constitui é um compósito (fibra de vidro
com resina epóxi), como já mostrado na Tabela 02.
A bequilha é fundamental, pois possibilita o avião “manobrar” na pista e, ao mesmo
momento, o avião consegue ter uma corrida retilínea no momento da decolagem ao ser
devidamente fixada.
Uma forma de se obter uma bequilha bem estável e bem fixada, de maneira a não ser
danificada no momento do pouso, foi a principal idéia sugerida durante a aplicação da
Evolução Direcionada: trem de pouso em um só elemento (bequilha + trem de pouso
principal). Obteve-se assim um elemento rígido e que absorve o impacto muito bem. A
bequilha, adicionalmente, teve uma resposta melhor aos comandos.
8.3. DISTRIBUIÇÃO DE CARREGAMENTOS NA ASA
Para a análise estrutural da longarina, utilizou-se a metodologia de cálculo de vigas em
flexão simples. Como referência foi utilizado SHAMES (1983). Abaixo se encontram os
cálculos, conhecendo-se Lf = 187.2 N e CS = 2.5 (FAR-PART 23, 2003).
b b
F dyybb
LVF
0 0
22 (22)
)(yFyM máx (23)
zz
máxmáx
I
cM
(24)
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4
])2([ 44 trrI ee
zz
(25)
Utilizando-se de t = 1.5mm, máx = 2400 kgf/cm², g = 9,81 m/s² e b = 0.90 m, obteve-
se o raio externo re = 9,51 mm re(adotado) = 9,5 mm.
Para constatar a validade dos cálculos, realizou-se um teste prático de flexão pura, no
qual distribui-se uma carga de 12.5 kg na semi-envergadura da asa, conforme Figura 15.
FIGURA 15: Fotos do Ensaio
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9. CONCLUSÃO
Ao se realizar testes de vôo com o aeromodelo construído, observou-se que o
aeromodelo foi projetado de modo satisfatório, já que o mesmo conseguiu carregar a carga
útil estipulada e atendeu todos os requisitos de projeto.
Deve-se levar em consideração que, devido às características da competição, tais como
o tempo, não foi possível avaliar todas as características pertinentes a um projeto completo de
aeronaves e vários parâmetros foram analisados de modo empírico.
A equipe se mostrou satisfeita com o empenho de todos os integrantes e de seu
orientador, já que realizou dentro do prazo todas as metas estipuladas em todas as partes do
projeto, quais sejam conceitual, preliminar e detalhado.
Espera-se que na competição o aeromodelo reproduza o que executou até o último
teste de vôo que sucedeu a entrega deste relatório e que os objetivos do projeto SAE
Aerodesign sejam alcançados.
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REFERÊNCIAS BIBLIOGRÁFICAS
HOUGHTON, E.L. & CARPENTER, P.W. Aerodynamics for Engineering students. Nova
Iorque, EUA: Halsted Press, 1993 (4ª Edição).
FAR-PART23. Airworthiness Standards: Normal, Utility, Acrobatic, and Commuter
Category Airplanes. EUA: Federal Aviation Regulations, 2000.
LENNON, A. RC Model Aircraft Design. EUA: Model Airplane News, 1996.
ROSKAN, J. Airplane Design: Parts I, II, III and V. Kansas, EUA: Roskan Aviation
Engineering, 1997 (1ª Edição).
PINTO, L. S. Aerodinâmica e Desempenho de Aeronaves para Pilotos. Porto Alegre:
1989.
HERPERLE, Martin. Aerodynamics for Model Aircraft < http://mh-aerotools.de/airfoils /in
dex.htm>. Último Acesso em: 20 de Junho de 2004. Alemanha: 2003.
SHAMES, I. H. Introdução à Mecânica dos Sólidos. Rio de Janeiro: Pertence-Hall do
Brasil, 1983.
ZLOTIN, Boris; ZUSMAN, Allá. Directed Evolution: Philosophy, Theory and Practice.
Michigan: Victoria Roza, 1999.
MANN, Darrell. TRIZ: Hands-on Systematic Innovation. Ieper, Belgium: CREAX Press,
2002.