Introdução ao Projeto Aeronáutico - Prof. Edison Rosa - mod1 cap3

Introdução ao Projeto Aeronáutico - Prof. Edison Rosa - mod1 cap3

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3. AERODINÂMICA DE CONFIGURAÇÃO 3.1. MISSÃO

A missão do protótipo a ser projetado, construído e ensaiado, é a de transportar o máximo de carga útil, dentro das condições do regulamento. Quanto à definição da missão, esta pode ser colocada como mostra a figura a seguir, apresentando também uma previsão do tempo de vôo consumido em cada etapa da missão. A estimativa de tempo de vôo é da ordem de 2 minutos. Assim considerando por segurança que o avião tenha que fazer uma segunda volta para aterrissar, um tempo de vôo de 5 minutos é suficiente. Esta é uma informação para dimensionar o tanque de combustível. A velocidade de vôo é da ordem de 15 a 20 m/s. A velocidade na decolagem fica em aproximadamente 14 m/s.

Figura 3.1 - Definição da missão

Através das edições da Competição AeroDesign, algumas condições básicas do projeto das aeronaves são alteradas pelas diferentes versões do regulamento. Tais mudanças visam aumentar a competitividade entre as equipes e o desenvolvimento de novas idéias.

Tabela 3.1 - Exemplo de variações de regras:

Ano Limite na sustentação Volume do compartimento de carga 2002 Área projetada máxima 7 750 cm² Mínimo de 4 800 cm³

2003 Envergadura máxima 183,0 cm Mínimo de 4 800 cm³

2004 Envergadura máxima 183,0 cm Dimensões mínimas de 15 x 10 x

2005 Envergadura máxima 152,4 cm² Dimensões mínimas de 12,7 x

2006 (USA) Envergadura 240 cm ± 12 m Dimensões mínimas de 76,2 x

Com a definição da missão, é necessário analisar como que esta vai direcionar o projeto do avião. No caso da competição AeroDesign, tal é feito pelo requisito de máxima carga transportada, com um comprimento de pista limitado. Uma análise da decolagem, considerando certas hipóteses simplificadoras, Capítulo 9, leva a uma expressão do tipo:

A constante 7,6198 surge das condições nominais de densidade do ar, aceleração da gravidade e comprimento de pista. A constante CLAE é na realidade do produto, área, empuxo líquido:

LLESCCLAE⋅⋅= Deste modelo pode-se ver que a máxima carga que pode ser transportada depende de um mínimo peso próprio do avião, mas principalmente, do produto que define CLAE. Assim, tem igual importância cada uma das três variáveis, procurando-se obter o máximo de cada uma. O projeto deve buscar sempre o máximo coeficiente de sustentação da asa, a máxima área de asa e o máximo de empuxo líquido. Este valor é o que se pode chamar de classe do projeto. Assim, temos projetos classe 10, apenas classificatórios. Projeto classe 30 ou 40 é um vencedor hoje. A perspectiva é chegar a um projeto classe 50.

Estas são as premissas do projeto

Isto tem como implicações a seleção do perfil, o layout do modelo e o projeto da hélice, trem de pouso e resistência aerodinâmica.

3.2. SUPERFÍCIES DE SUSTENTAÇÃO

tradicional o equilíbrio de momento é feito por umaNo caso de um canard em

O projeto da superfície de sustentação inicia com a seleção do perfil da asa, cujas características dependem do layout proposto, em especial quanto ao coeficiente de momento do perfil e suas características de estol. Um layout com superfície de controle auxiliar, seja tradicional ou canard, não apresenta restrição quanto ao coeficiente de momento do perfil de asa, pois estas superfícies podem gerar um momento suficiente para estabelecer o equilíbrio. Numa configuração gera este contribui para a sustentação.

Figura 3.2 - Forças necessárias para equilíbrio

As características da geometria da asa dizem respeito à relação de aspecto, enflechamento, conicidade, torção geométrica ou torção aerodinâmica.

Figura 3.3 - Diferentes efeitos na geometria da asa, EFEITOS DA GEOMETRIA DA ASA

O projeto da asa, em especial seu formato na projeção horizontal, exerce uma grande influência sobre seu desempenho, afetando a distribuição do coeficiente de sustentação local, CI, gerando assim um CL da asa maior ou menor. Isto afeta tanto o local de início de estol da asa, essencial para a estabilidade em vôo, bem como os valores do arraste induzido e da inclinação da curva de sustentação da asa, Afeta também a máxima sustentação que pode ser obtida com o perfil, em outras palavras, o rendimento da asa em gerar sustentação. Um resumo destas influências é apresentado a seguir:

A geometria elíptica é considerada ideal, por ter uma distribuição de C1 uniforme em toda a asa, caso não tenha torção. Neste caso o arraste induzido é o mínimo possível. O estol ocorre sobre toda a envergadura, pois o coeficiente de sustentação é o mesmo ao longo da asa. Por ter corda variável ao longo de toda a asa, a asa elíptica é a de construção mais difícil.

É a geometria de asa mais fácil de ser construída, com corda constante em toda a extensão da asa. A separação do escoamento tende a ocorrer primeiro na raiz da asa e se distribui subseqüentemente para outras regiões. Apresenta um esforço de flexão na raiz maior do que uma asa elíptica ou trapezoidal.

Em uma asa trapezoidal a separação do escoamento tende a ocorrer primeiro na extremidade da asa, onde a redução de sustentação é sentida primeiro e onde ela tende a estolar. Estruturalmente a asa trapezoidal sofre menores solicitações na raiz do que uma retangular, entretanto, sua construção é um pouco mais difícil.

Asas com enflechamento para trás tem efeito de diedro, sendo muito usadas por aviões acrobáticos. Esse tipo de asa é usado para se obter maior estabilidade, por exemplo, em aviões com pouca cauda porque puxam o centro aerodinâmico para trás. Grandes enflechamentos aumentam a sustentação máxima da asa e o arraste induzido, aumentando também a possibilidade de estol de ponta de asa. Asas com enflechamento para frente ajudam no controle do avião em pequenas velocidades atrasando o estol de ponta de asa, tendendo a estolar primeiro na raiz, porém desestabilizam lateralmente o avião.

Figura 3.4 - Efeito da geometria na região de inicio do estol da asa. EFEITO DA RELAÇÃO DE ASPECTO

A relação de aspecto de uma asa é a razão entre a envergadura da asa e a sua corda média. É um dos mais importantes parâmetros a ser definido no projeto aerodinâmico da asa. Afeta de forma significativa todas as características da asa, ver Capítulo 6.

A relação de aspecto altera a inclinação da curva CL x a da asa (Figura 3.5) em relação à curva do perfil, onde observa-se que quanto maior a relação de aspecto, maior a sustentação alcançada para um mesmo ângulo de ataque e menor o ângulo de estol da asa, diminuindo o ângulo de ataque necessário para alcançar o CL máximo. Isto tem como conseqüência também uma maior sensibilidade da asa para variações no ângulo de ataque, provocadas por rajadas verticais, por exemplo.

Conforme aumenta a relação de aspecto o CL da asa aumenta, tornando assim a asa mais eficiente para gerar a sustentação. Desta forma uma asa com pequena relação de aspecto não é tão eficiente quanto uma com maior relação. Acima de uma relação de aspecto de 12 em geral as diferenças não são muito significativas.

Uma diferença marcante que a relação de aspecto provoca diz respeito ao arraste induzido, que cresce muito para pequenas relações. Assim, uma maior relação de aspecto é a maneira mais eficiente de se reduzir o arrasto induzido.

Figura 3.5 - Efeito da relação de aspecto sobre a curva de sustentação

O sentido positivo do enflechamento é na direção de vôo, isto é, para trás ou "sweepback". O enflechamento positivo causa um leve aumento do Cl da asa, enquanto o negativo gera um pequeno decréscimo na sustentação, (Figura 3.7). Uma grande vantagem do enflechamento é o controle que se pode ter sobre o momento da asa, em relação à sua corda da raiz. Isto ajuda a equilibrar o avião.

A conicidade é definida como a relação da corda na ponta da asa e da corda na raiz ("taper ratio" λ). O LC de uma asa com λ = 0,6 cai cerca de 10% em relação a asa retangular, em compensação o coeficiente de arrasto induzido também é menor.

A torção na asa é usada comumente para evitar o estol de ponta de asa, principalmente em aviões com asa trapezoidal. É o último recurso do projetista para modificar as características aerodinâmicas da asa. É um recurso sofisticado, exigindo um grande controle geométrico quando da fabricação. Sendo o sentido positivo da torção o de redução do ângulo de ataque na ponta da asa, os dados mostram que uma asa com torção de 6°, a perda de sustentação é cerca de 8% em relação a uma asa retangular e existe um ganho de cerca de 3% para uma asa com torção de 6° (Figura 3.7). Entretanto, o arrasto induzido da asa com torção negativa aumenta, pelo aumento da sustentação.

As Figuras 3.6 e 3.7 ilustram como que os diferentes parâmetros afetam a sustentação da asa, o arraste induzido e o coeficiente de momento. A geometria da asa de referência é RA = 10; λ = 1,0 (conicidade), ∆ = 0°, (enflechamento) e ε = 0°, (torção).

Figura 3.6 - Efeitos sobre a sustentação da asa e sua resistência induzida

Figura 3.7 - Efeitos sobre a sustentação da asa e sua resistência induzida. Ângulos medidos em graus.

A Figura 3.8 mostra como que os diferentes tipos de geometrias de um asa afetam a distribuição do coeficiente de sustentação ao longo da envergadura. Foi considerado um valor máximo de 2,0 para IC . O coeficiente de sustentação da asa, LC

, depende dos valores locais de IC e da corda da asa.

Figura 3.8 - Distribuição de C, ao longo da envergadura da asa.

A superfície de sustentação pode ser ainda considerada como uma superfície simples, ou múltipla, como no caso de configurações bi-plano, triplano ou ainda multi-plano no caso geral. Este aspecto não será discutido no presente texto.

3.3. SUPERFÍCIES DE CONTROLE

O objetivo de uma superfície de controle é de gerar forças de natureza aerodinâmica, que altere o equilíbrio de vôo e assim estabelecer uma alteração de trajetória do avião. Como uma superfície aerodinâmica gera forças tanto na direção do fluxo (arraste), como na direção normal a este (sustentação), tanto uma força como outra pode ser usada como força de controle. A posição relativa ao avião da superfície de controle deve ser adequada ao tipo de controle desejado, se controle de yaw, roll ou pitch, gerando momentos adequados.

Figura 3.9 - Geração de forças aerodinâmicas por sustentação ou por arraste.

O desempenho de uma superfície de sustentação deve ser efetivo tanto para garantir o equilíbrio do avião em toda e qualquer condição de vôo, bem como garantir ainda a estabilidade deste. Estes conceitos devem ser usados para qualquer um dos três principais controles necessários.

Figura 3.10 - Controle de pitch.

Figura 3.1 - Controle de roll. Figura 3.1 - Controle de roll.

Figura 3.12 - Controle de yaw. Figura 3.13 - 82 "Shadow" com suas superfícies de controle por arrasto

Figura 3.14 - Exótica configuração de asa do Russo: Sukhoi Su-37 "Berkut" e NASAAmes AD-1

3.4. PROPULSÃO

O sistema de propulsão tem por finalidade gerar uma reação sobre o avião, pela aceleração de uma quantidade de gases, que impulsione o avião no sentido de vôo. Esta aceleração dos gases pode ser feita de diferentes maneiras, algumas mais eficientes a baixas altitudes e baixas velocidades, outras mais eficientes no vácuo e assim por diante. As principais formas adotadas, ou estudadas, atualmente, são:

• Propulsão por hélices, acionadas por motores alternativos ou turbo hélice; • Motores a reação pura (jato puro);

• Motores turbo-fan;

• Motores ran-jet;

• Motores pulso-jato;

• Motores foguetes;

• Motores iônicos.

No caso específico de uma propulsão por hélices, diferentes configurações podem ocorrer, quanto à posição longitudinal no avião, ou quanto à posição vertical, bem como ainda quanto ao controle de fluxo do ar que passa na hélice. Como uma hélice gera esforços não só na direção axial, mas também no seu plano, quando atingida por um fluxo oblíquo, ela apresenta um efeito similar ao de uma superfície de controle, podendo melhorar ou piorar a estabilidade. Estudos tanto teóricos como experimentais indicam que uma posição acima do eixo da fuselagem e numa configuração pusher, ocorre um aumento da estabilidade longitudinal do avião, e uma redução para as outras posições.

Figura 3.15 - Localização longitudinal de uma hélice

Figura 3.16 - Localização vertical de uma hélice

Para a localização do sistema propulsor, e também de outras superfícies, devemos respeitar alguns limites geométricos e evitar situações que possam comprometer a segurança da aeronave. Nos exemplos a seguir estão ilustradas algumas dessas restrições.

Tabela 3.2 - Orientações para posição de propulsão

Para aeronaves com motores localizados na asa, deve-se respeitar um ângulo de segurança mínimo de 5 graus em relação o ponto de contato do trem de aterrissagem principal e o solo.

Esta medida é válida para qualquer outro componente que se localize nesta região

Em aeronaves com configuração pusher, é recomendável localizar a hélice a maior distância possível do bordo de fuga da asa.

Em aeronaves Aero Design com o motor situado à frente, deve-se tomar cuidado com a proximidade da hélice em relação ao solo e bequilha. Esta medida de segurança fica em torno de 5 cm

Figura 3.17 - Flagrante de "Engine Strike" durante um pouso de um 747-200 Cargo.

No que diz respeito ao controle do fluxo do ar que passa pela hélice, esta pode ser de fluxo livre, que é o usual, ou pode ser de fluxo controlado, em que um anel envolve a hélice (ducted fan). Este anel tem como função direcionar o ar, tanto na entrada da hélice quanto na saída da mesma. Adicionalmente o anel reduz o turbilhonamento que ocorre nas pontas das pás, melhorando desta forma o rendimento da hélice.

Figura 3.18 - Hélice com anel de controle de fluxo. Equipe Aerotau 2005 - Universidade de Taubaté.

Certos modelos de avião usam ainda um empuxo vetorizado, defletindo o fluxo de ar numa ou noutra direção e assim gerando forças adicionais de controle. É uma solução bastante usada para modelos STOL ou mesmo VSTOL.

Por último, o rendimento de uma hélice depende da sua adaptação às características tanto do motor (curva de potência), como do avião (polar de desempenho). O rendimento da hélice está diretamente associado ao seu projeto, ou seja, à geometria da pá, no que diz respeito ao seu diâmetro e passo nominal, que são seus dados de referência. Adicionalmente, os perfis usados em cada seção da hélice, a variação de passo ao longo do raio e a variação da corda da pá estabelecem os parâmetros aerodinâmicos da hélice e portanto seu desempenho. A Figura 3.19 ilustra uma pá de hélice com geometria otimizada, gerada por computador, objetivando o máximo de empuxo a baixas velocidades.

Figura 3.19 - Pá de hélice gerada por computador a partir de dados de um software de otimização de desempenho de hélices.

No caso particular da competição AeroDesign, estudos realizados indicam que a melhor configuração de hélice, para máximo empuxo a baixas velocidades, é uma configuração pusher e de uma única pá, associada a um grande diâmetro e pequeno passo.

Figura 3.20 - Embraer CBA-123 VECTOR com seu inovador sistema de propulsão,

Figura 3.21 - Piaggio P·180 Avanti - Um magnifico tri-plano "pusher",

3.5. ANÁLISE DE DADOS HISTÓRICOS

Uma vez decidida a configuração do projeto, a próxima etapa é a de definição das dimensões básicas, como área da asa, relação de aspecto, tipo de geometria, etc. No caso da competição AeroDesign, a tabela abaixo apresenta um resumo dos principais dados de alguns modelos 2001. O site UFSC AeroDesign na seção Histórico, apresenta os resultados de carga transportada pelos três primeiros colocados nas competições desde 1994, O recorde mundial está em 13,26 kg, conquistado pela equipe da Universidade de Akron, em 1997.

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