Cálculo de CG e Determinação do Layout Interno de uma aeronave Hipersônica

Cálculo de CG e Determinação do Layout Interno de uma aeronave Hipersônica

DETERMINAÇÃO DA CONFIGURAÇÃO INTERNA E ESTIMATIVA DE C.G. DO VEÍCULO HIPERSÔNICO EXPERIMENTAL 14- X

Sergio A. Oliveira Neto1,1ºTen. Eng. Tiago Cavalcanti Rolim2, Msc. Eng. Lízia Oliveira Acosta Dias3

1 Univap / Aluno de Eng. Aeronáutica, Rua Pureza, 274 Jd Colonial, sergioaer@gmail.com

2 Intituto de Estudos Avançados / Lab. Aerotermodinâmica, Praça Mal. Eduardo Gomes 50 – Vila das Acácias, 12228-904 – São José dos Campos, SP, tiagorolim@ieav.cta.br

3Univap / Docente FEAU, Av. Shishima Hifumi 2911 – Urbanova, 12244-000 – São José dos Campos, SP, lizia@univap.br

Resumo- Há muitos fatores importantes para a eficiência e segurança na operação de aeronaves. Entre eles está o controle de balanço e peso. O sistema de peso e balanço comumente empregado entre aeronaves consiste de três elementos de igual importância: o peso da aeronave, a manutenção dos registros de peso e balanço e a própria carga da aeronave. Uma imprecisão de qualquer um desses elementos anula o propósito de todo o sistema. Se houver erro nos registros de peso e balanço, os cálculos finais de carga não terão sentido [6]. O carregamento inadequado prejudica a eficiência de uma aeronave do ponto de vista da altitude, manobrabilidade, taxa de subida e velocidade. Os projetistas de uma aeronave têm configurado o máximo peso baseado na quantidade de sustentação que as asas e rotores podem prover sob as condições de operação que a aeronave se destina. A localização ideal do Centro de Gravidade (C.G.) deve ser determinada pelos projetistas de forma muito cuidadosa e o máximo desvio permitido desta localização específica deve ser calculado [6]. Este trabalho consiste no estudo de um layout interno ótimo para que seja possível a determinação do CG de uma aeronave hipersônica experimental, respeitando as características deste tipo de aeronave que está sendo desenvolvida no Instituto de Estudos Avançados da Força Aérea Brasileira (IEAv – CTA – FAB).

Palavras-chave:Waverider, C.G., Balanceamento de Aeronaves, Hipersônico, Configuração Interna de Aeronaves.

Área do Conhecimento: Engenharia Aeronáutica e Espaço

Nomenclatura

CG Centro de Gravidade

Wn Peso do instrumento “n”

W0 Peso total

DATUM Referência de cálculo

xn Posicionamento em “x”

zn Posicionamento em “z”

 Centro de massa em “x”

 Centro de massa em “z”

Cp Centro de pressão

Introdução

No presente artigo, descrevemos o estudo de um layout interno ótimo para que seja possível a determinação do CG de uma aeronave hipersônica experimental, respeitando as características deste tipo de aeronave que está sendo desenvolvida no Instituto de Estudos Avançados da Força Aérea Brasileira (IEAv – CTA – FAB). Este tipo de aeronave, um waverider, utiliza a própria onda de choque formada em seu intradorso para gerar sustentação e para comprimir o ar utilizado no sistema de propulsão supersônica (scramjet), assim garantindo a manutenção do processo de combustão supersônica que, com a expansão dos gases, proporciona uma alta aceleração [3].necessidade de centrar o peso, deixando o mais balanceado possivelpossível, assim sua perda de velocidade em vôo não seja reduzia.????

O centro de gravidade (CG) é um ponto sobre o qual o peso de uma aeronave é igualmente distribuído, ou seja, suspendendo esta aeronave deste ponto, ela estará perfeitamente balanceada ou em equilíbrio [5]. A localização do CG é crucial para, desta maneira propor estabilidade à aeronave, projeto das superfícies de controle e trem de pouso. Se o CG estiver afastado à diante do Cp, a superfície de controle não será apta para corrigir a aeronave e se, por sua vez, estiver afastado para trás do Cp, a aeronave se torna instável. O CG da aeronave muda, “passeia” durante o vôo com a queima de seu combustível, o trem de pouso estendido ou retraído. Deste modo, o projetista da aeronave deve ser muito cuidadoso quando alojar cada componente dentro da aeronave para manter sua estabilidade e controle por todas as condições da faixa de operação e estágios do vôo.

Além disso, durante o desenvolvimento do projeto, é necessário fazer estimativas e/ou predições das forças aerodinâmicas e momentos que irão agir na aeronave, desta forma é possível fazer um estudo aprofundado das características das condições de vôo. Assim, há a necessidade de se obter quatro elementos que compõem estas características [1]:

  • Trajetória Cinemática;

  • Medidas de taxa de aceleração do corpo do veículo;

  • Propriedades de massa da aeronave incluindo a localização do c.g. nos três eixos, o momento de inércia nos três eixos e o produto da inércia.

Metodologia

A relação usada para computar o centro de gravidade de uma aeronave (CG) é, normalmente, muito simples. O que é muitas vezes difícil, é estimar os pesos de todos componentes principais e onde suas massas agem. Em geral, o CG é calculado através dos seguintes passos:

  1. Selecionar um ponto do qual todas as dimensões são medidas, ou um DATUM. Normalmente, usa-se o nariz da aeronave e medimos todas as distâncias a partir dessa localização;

  2. Estima-se o peso dos componentes principais (motor, estrutura da fuselagem, montagem da empenagem, trem de pouso, estrutura da asa, superfícies de controle, carga de combustível, pilotos (quando for o caso), passageiros (quando for o caso), carga útil, aviônicos, etc.) de forma mais precisa possível. Nos estágios iniciais de projeto, apenas podemos estimar o CG de forma grosseira, mas estas estimativas se tornam mais precisas quando os sistemas específicos e materiais são selecionados;

  3. Estimar o centro de gravidade de cada componente e medir sua localização a partir do Datum. Mais uma vez, podemos ser forçados a usar aproximações grosseiras até o projeto se tornar mais estabelecido;

  4. Somar todos os componentes para determinar o peso total da aeronave;

  5. Computar o CG da aeronave inteira usando razões de peso (ex: peso do componente sobre o peso total) e somando os momentos criados por cada componente em relação o ponto Datum. A posição do CG ao longo da aeronave é computadao pela seguinte equação, onde Wn/W0 é o peso de cada componente dividido pelo peso total da aeronave e xn é a estimativa de CG daquele componente:

  1. A equação acima nos dá a localização “X” do CG da aeronave. Se nós quisermos conhecer a localização “Z”, seguimos o mesmo procedimento. Então precisamos selecionar um novo ponto Datum, normalmente o chão e medir o centro de gravidade de cada componente desta localização. Nós podemos então, computar a altura do CG por esta equação:

  1. Assumindo que a aeronave é simétrica, a localização – y do CG deve ser a centralina da aeronave (ou y = 0). Entretanto, existem alguns aviões assimétricos e o cálculo do CG pode ser desempenhado utilizando o mesmo método discutido anteriormente.

Estes são os passos necessários para se determinar o Centro de Gravidade (CG) de uma aeronave.

Para esta aplicação, os componentes principais da aeronave são seus sistemas e subsistemas dispostos internamente, tendo como referência a aeronave experimental de pesquisa, X-43A da NASA, veja figura 1:

Figura 1 – X43A NASA. Extraído da Ref. [2].

Assim como no X-43 A, desenvolvido nos Estados Unidos da América pela Nasa, temos os seguintes sistemas internos para emprego neste tipo de aeronave [2]:

  • FMU – Flight Management Unit( Unidade de Gerenciamento de Vôo);

  • Bateria;

  • Sensores diversos;

  • Sistema de instrumentação;

  • Sistema de arrefecimento;

  • Tanques de H2;

  • Tanques de N2;

  • Tanques de Silano;

  • Tanque de águaq;

  • Atuador do leme esquerdo;

  • Atuador do leme direito;

  • Atuador do profundor esquerdo;

  • Atuador do profundor direito;

  • Controle dos atuadores;

Estes são os principais sistemas que compõe a aeronave experimental de vôo hipersônico denominado X-43A do programa Hyper – X da NASA. Vide figura 2. Baseado na configuração do layout interno desta aeronave foi possível um estudo da disposição de cada sistema dentro do 14-X, com a atenção voltada para as interferências que cada sistema pode sofrer devido ao aquecimento aerodinâmico provocado pela alta velocidade do veículo, pois, em altas velocidades, o atrito entre o ar e a superfície do modelo é consideravelmente grande.

Figura 2 – X-43A Layout Interno. Extraído da Ref. [2].

Baseando-se nestes sistemas será definido o layout interno da aeronave experimental denominada 14-X, cujas características como condições de operação e proposta são muito similares. Então, aplicam-se os sete passos para a determinação do CG desta aeronave, descritos anteriormente, utilizando dados estimados de peso de cada sistema interno.

Futuramente, essa informação pode ser usada como subsídio para o estudo do desempenho e controle da aeronave em vôo. Sua posição em relação ao Centro de Pressão, Cp que varia de acordo com seu ângulo de ataque [5].

Os sistemas definidos devem compor a aeronave 14-X, partindo do primeiro conceito do envelope da aeronave (configuração externa), vide a figura 3.

Figura 3 – 1a Concepção do 14-X. Três vistas e perspectiva do veículo.

Este conceito irá sofrer modificações durante o curso do projeto, pois diversos aspectos como o sistema de propulsão e o layout estrutural ainda estão em desenvolvimento. A imagem da figura 3 mostra um esboço das superfícies de controle, tamanho e localização; assim como do sistema propulsivo (tipo scramjet), que consiste na rampa de compressão, câmara de combustão e da tubeira. A figura 4 apresenta um maior detalhamento da configuração externa adotada.

Figura 4 – Concepção Final do 14-X.

Através das figuras 3 e 4, é possível notar que o volume reservado à alocação dos diversos sistemas é bastante pequeno. Contudo, através de estudo e pesquisa, mantendo-se os requisitos que esses sistemas deverão ter, foi possível encontrar no mercado aeroespacial, fornecedores compatíveis.

Agradecimentos: À Deus por permitir uma segunda chance em minha vida e por estar ao meu lado mesmo quando me escondi d’Ele;

Aos meus pais, Benedito de Oliveira e Suelly do Carmo Venâncio de Oliveira, que não tiveram a oportunidade de me ver tornando-me um engenheiro aeronáutico;

Aos meus tios, Anísio Ayres de Miranda e Maria José de Oliveira, que me acolheu em sua casa dando o complemento necessário para a formação do meu caráter.

Aos meus primos que se tornaram irmãos ao longo de toda minha vida.

Aos meus orientadores, Lízia Oliveira e Tiago Rolim, por me passarem experiência tanto profissional quanto pessoal e por se tornarem meus amigos.

Aos meus amigos, inúmeros, que tiveram paciência comigo e me apoiaram nas decisões importantes e por me darem forças para continuar minha jornada.

E, em especial, os seguintes amigos: Amanda, Rhayane, Miriam, Fernanda, Marina, Nalva, Jane, Régis, Soninha, Ivonete, Walter, Alessandra, Edson, Diniz, Clodoaldo, Sabrina, Zenon, Lorrine, Rafael e Adriano, por fazerem, ao longo destes cinco anos de intensas batalhas, os meus dias mais fáceis. Obrigado a todos vocês!

Resultados

Após a seleção dos sistemas empregados na aeronave, obtendo suas características físicas como: peso, dimensão e consumo de energia; Determinoua-se a posição de cada componente, observando e tomando os devidos cuidados para a função que cada componente exerce na aeronave, de forma que seu funcionamento não seja afetado pelas condições de vôo da aeronave. Os sistemas encontrados neste trabalho foram:

FMU – Flight Management Unit( Unidade de Gerenciamento de Vôo):

Tipo, e principais características

Bateria: carga, corrente máxima, temperatura de operação

Sistema de instrumentação;

Sistema de arrefecimento: bomba para água condesada, alta temperatura, grande vazão

Tanques de H2; grande capacidade, pressão de descarga...

Tanques de N2; pressão,...

Tanques de Silano;

Tanque de água; capacidade de líquido

Atuador do leme esquerdo; graus/sec, passo, etc

Atuador do leme direito; idem

Atuador do profundor esquerdo; idem

Atuador do profundor direito; idem

Válvulas: eletromecânicas, velocidade, etc.

Assim, obtemos obtivemos a configuração detalhada na figura 5.o desenho abaixo:

Figura. 5 – Principais Sistemas do veículo 14-X.

Através dos recursos computacionais utilizados para este estudo foi possível empregar, de forma, precisa, a metodologia para o cálculo do centro de gravidade ilustrado na figura 5 como sendo os três eixos de orientação espacial da aeronave.

O gráfico da figura 6 apresenta uma relação quantitativa dos sistemas que compõem o 14-X em relação ao peso total dos sistemas principais.

É possível notar que o tanque de hidrogênio corresponde a uma porcentagem de aproximadamente 50% do peso de todos os sistemas juntos.

Figura. 6 – Gráfico da Relação Peso do Sistema/Peso Total.

Os dados organizadosEste gráfico foi plotado a partir da seguinte tabela:

em uma tabela com a relação de todos os sistemas utilizados neste estudo, assim como seu peso podem ser vistos a seguir:

Tabela 1 – Lista dos Sistemas do 14-X

A seguinte imagem figura 7 mostra auma vista em forma de planta do veículo (vista superior) para ilustrar melhor a disposição dos sistemas dentro da aeronave. Os sistemas de RF, transponder e GPS (Global Position Satelite) foram dispostos da forma que estão no desenho devido à alta velocidade em que esta aeronave irá operar, ao atingir velocidades hipersônicas, devido ao atrito do ar com a superfície do veículo, há a formação de plasma causando interferência eletromagnética à jusante da localização destes equipamentos [4].

Legenda

1 – Bateria;

2 – Unidade de Controle de Energia;

3 – Unidade de Gerenciamento de Voo;

4 – Sistema de Aquisição de Dados;

5 – Tanque de Hidrogênio;

6 – Tanque de Água – Sistema de Arrefecimento;

7 – Tanque de Silano – Sistema de Ignição;

8 – Tanque de Nitrogênio – Sistema de Pressurização;

9 – Atuadores (Leme direito/esquerdo e profundor direito/esquerdo);

10 – Unidade de Controle dos Atuadores;

11 – Bomba do Sistema de Arrefecimento;

12 – Eletro-válvula dos Sistemas de Ignição e Pressurização;

13 – Sistema de Telemetria;

14 – Transponder;

15 – GPS.

Figura 7..7 – Vista em planta dos Sistemas do 14-X.

Discussão

O estudo desenvolvido para este trabalho possibilitou uma análise mais detalhada das características de uma aeronave do tipo waverider, um conceito de projeto de aeronaves destinado ao desenvolvimento de veículos hipersônicos. Através deste trabalho é possível determinar os principais componentes que compõem os sistemas do 14-X de forma mais detalhada, assim como dar continuidade a este estudo focando nas características de aeronavegabilidade do veículo, uma vez que já temos dados referentes à localização do CG e do layout interno da aeronave. Ficou claro as diversas dificuldades encontradas na definição do layout interno do 14-X, já previstos, pois além da falta de espaço no interior do veículo houve, também, problemas com os fenômenos que a aeronave é submetida quando em vôo, estes podem interferir no funcionamento de alguns componentes da aeronave, dependendo de onde estes componentes estiverem localizados, havendo grande necessidade de se manter a atenção e cuidado com esta parte do estudo. A figura 7 apresenta a disposição dos principais sistemas embarcados no 14-X, assim como a localização do CG no corpo da aeronave. Em termos de números temos a localização do CG para os três eixos, segue: x CG = 1662,5 cm / y CG = -0,6 cm / z CG = -80,5 cm em relação ao nariz , nas figuras 8 e 9, temos a localização exata para as coordenadas em x, y e z e na figura 10 temos a localização do CG através de recurso computacional, assim o resultado é apresentado com maior precisão.

Figura 8 – Localização do CG nos eixos x e y.

Figura 9 – Localização do CG no eixo z.

Aplicação de software na localização do CG.

Conclusão

Este estudo apresenta grande contribuição para o desenvolvimento do Veículo Aéreo Hipersônico denominado 14-X, um projeto de pesquisa e desenvolvimento de tecnologia hipersônica do Laboratório de Aerotermodinâmica e Hipersônica no Instituto de Estudos Avançados (IEAv) do Comando-Geral de Tecnologia Aeroespacial (CTA).

Dentre suas várias aplicações, podemos citar que o estudo do sistema de controle desta aeronave dependerá do presente trabalho, pois a informação sobre a distribuição de peso permite aos projetistas dimensionar apropriadamente as superfícies de controle. Para isso, ensaios serão realizados para a determinação experimental do Cp para diversos ângulos de ataque a fim de se estudar suas características de vôo baseadas na movimentação do Cp em relação ao CG.

Além disso, a configuração estrutural da aeronave será beneficiada com os resultados aqui obtidos. A distribuição de peso e a posição de cada sistema determinam quais os tipos de esquemas estruturais serão usados, a localização dos elementos de reforço, o material, a localização de junções entre elementos, etc.

Com isso, espera-se que um modelo experimental, com a disposição dos sistemas internos descrita neste trabalho, faça seu primeiro vôo em 2012. Neste vôo, o veículo será acoplado a um foguete VS-40 modificado, o qual fornecerá ao veículo a velocidade adequada para o sistema de combustão supersônica integrado.

Referências

  • [4] BERTIN, John. “Hypersonic Aerothermodynamics”. AIAA Education Series. 1994.

  • [3] COCKRELL, Charles E.; HUEBNER, Jr. and Lawrence D. “Aerodynamic Characteristics of Two Waverider-Derived Hypersonic Cruise”, NASA TP-3559, July 1996, pp. 73.

  • [2] MARSHALL, Laurie A.; BAHM, Catherine; CORPENING, Griffin P.; SHERRILL, Robert. “Overview With Results and Lessons Learned of the X-43A Mach 10 Flight”. AIAA. 2005-3336, p. 22. 16.

  • [1] Proceedings of the 1st International Hypersonic Waverider Symposium, College Park, Maryland, Oct. 1990.

  • [5] ROSKAM, John. “Airplane Design: Part V”. Roskam Aviation and Engineering Corporation, Kansas, EUA. 1985.

  • [6] US Departament of Transportation – Federal Aviation Administration “Aircraft Weight and Balance Handbook, 2007.

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