Introdução ao Projeto Aeronáutico - Prof. Edison Rosa - mod4 cap11

Introdução ao Projeto Aeronáutico - Prof. Edison Rosa - mod4 cap11

(Parte 1 de 2)

ao 1.REGULAMENTAÇÃO AERONÁUTICA

1.1 INTRODUÇÃO

Os regulamentosaeronáuticos,RA, são documentosoficiaisque operamcomonormasnosetorda aeronáuticacivil.São desenvolvidospor órgãosgovernamentaisemconjuntocomassociações,comissões,etc.Os regulamentosdisciplinamtodosos aspectosrelativosàaeronáutica,sendo divididosemvárias"partes".Internacionalmenteexisteumapadronizaçãona designaçãodas"partes",relativasa ummesmoassunto,Tabela11.2,bem comonos parágrafosdo textode cada "parte"ou "subparte".Assim, por exemplo,aviõescomerciaisdegrandeportesãotratadosnasseguintespartes:

NosEUA, FAR PART25;UniãoEuropéia,JAR 25;Austrália,CASA PART25; Brasil,RBHA 25 e Canadá- CAR 525.As Tabelas1.1a 1.3mostramos principaisórgãosdehomologaçãoaeronáuticaeas principaispartesdeum RegulamentoAeronáutico,RA.

Tabela11.1- Principaisentidadesderegulamentaçãoaeronáutica

Pais CANADÁ

Orgãoregulador Sigla Regulamento Sigla

CanadianAviationRegulation CARAC CanadianAviation CAR AdvlsoryCouncll Regulatlon

CivilAviationSafety CASA CivilAviationSafety AuthorityAustralia Regulations

Departamentode DAC RegulamentoBrasileirode RBHA AviaçãoCivil HomOlogaçãoAeronáutica

FederalAviation FAA FederalAviation Administration Regulation

Joint Aviation JAA Joint Aviation Authorities Requirements

Tabela11.2- PrincipaispartesdosregulamentosaeronáuticosConteúdo CARCASAFAAJAARBHADefinições

DiclionaryPart 1JAR-1RBHA01 Procedimentosparaelaboraçãodosregulamentos

Part 11Part 11JAR-11RBHA11

Homologaçãode produtose peças

ChapterPart21

Part21JAR-21RBHA21 521

Planadorese motoplanadores

ChapterPart22 JAR-22RBHA22 522

Aviõescategoriasnormais.utilitários,acrobáticos

Chapter

Part23

Part23JAR-23RBHA23 523

Aviõesdetransporte(grandeporte)

ChapterPart25

Part25JAR-25RBHA25 525

Aviõescategoriasprimáriosou intermediários

Part26RBHA26

Aeronavesnormaisde asas rotativas(pequenas)

Part27Part27JAR-27RBHA27

Aeronavesde transportede asas rotativas

Part29 Part29JAR-29RBHA27

(grandes)

202-É(jJson ..<1ª_B9_~.ª

Tabela11.3-Algumas partesaplicáveis ao projetoAeraDesign

Balões livrestripulados Chapter Par!31

Par!31 RBHA31 531

Motoresaeronáuticosparaaviões muitoleves

Par!32

Motoresaeronáuticos

Chapter

Par!3 Par!33JAR-ERBHA33533

Hélices

Chapter

Par!35

Par!35JAR-PRBHA35 535

NormasderuidoI emissões

Chapter

Par!36 JAR-36RBHA36 516

Manutenção,reconstruçãoe alteração

Chapter

Par!43

Par!43JAR-147RBHA43 571

Registrodeaeronaves

Part 11Par!47Par!47 RBHA47

Aeronavesmuitoleves

Chapter

Par!26Par! JAR-VLARBHA26523

Aviaçãoagricola

Par! 137 Par!

Dentreos váriostiposde partesqueformamo conjuntodenormasde um

País, ointeresseprincipalnestetextoésobreas partesqueestabelecemoscritérios para projeto,construçãoe testes de aeronaves. São as partesque tratamdos chamadosrequisitosde aeronavegabilidade,"AirworthinessStandards".Para este tipo,a parteé subdivididaemsubpartes,comodetalhadonoexemplodaFAR 23 a seguir.A estruturadesubpartese deparágrafos,épadronizada,deformaqueuma mesmanumeraçãotratadomesmoassunto,empartesdiferentes,dentrodocontexto daparteespecífica.Assim,porexemplo,todasas partesdeaeronavegabílidadedos regulamentostratamdaestruturadaaeronavenaSubparteC. O parágrafoXX.335 destasubpartetratadasvelocidadesde projetoeo parágrafoXX.337dosfatoresde cargade manobra,dentrodo itemde Cargas de Vôo. Os parágrafosque não se aplicamsão omitidose suas numeraçõesnão aparecemna parte.

SubpartC-Structure General

X.301 Loads. X.302 Canard ar tandem wing configurations. X.303 Factor of safety.

X.305 Strengthand deformation. X.307 Proof of structure.

FlíghtLoads X.321 General.

X.331 Symmetrical f1ightconditions. X.3 Flightenvelope.

X.335 Design airspeeds. X.337 Limitmaneuvering load factors. X.341 Gust loads factors.

X.343 Design fuelloads. X.345 High Iiftdevices.

X.347 Unsymmetrical f1ightconditions. X.349 Rolling conditions.

X.351 Yawing conditions.

X.361 Engine torque. X.363 Side load on engine mount. X.365 Pressurized cabin loads.

X.367 Unsymmetricalloads due to engine failure. X.369 Rear lifttruss.

X.371 Gyroscopic and aerodynamic loads. X.373 Speed contraI devices. Contrai Surface and System Loads

1.2CONTEÚDO DE UM REGULAMENTO AERONÁUTICO

JAR-VLA CASAPICA26

CASA UAV Desígn Standards - UA25 CASA CAR Part 101/101.5 (1988) CASA CAR Part 95/ 95.21 (1988)

Parte FAR-2, JAR-2 FAR-23, JAR-23

Conteúdo

Aeronaves planadores / motoplanadores.

Aeronaves categorias normais, utilitários, acrobáticos.

Aeronaves muito leves.

Aeronaves categoria primária e intermediária. Veículos aéreos não tripulados. Aeronaves com peso máximo inferior a 450 kg. Modelos de aeronaves em espaço aberto.

Modelos de aeronaves em espaço aberto.

Abaixo está colocado o conteúdo da FAA-FAR Part 23, sendo detalhadas as subpartes B, C e D nos seus tópicos.

EdisondaRosa~-_.-.-_._._------- I~!r?~l'.!~oao~~oj~t?_",_,,~?,:,~~ti~(}._ .?Q5

PART 23- AIRWORTHINESS STANDARDS:

NORMAL, UTILlTY, ACROBATIC, ANO COMMUTER CATEGORY AIRPLANES

SubpartA-General

SubpartB-Flight General

Performance

Flight Characteristics

Controllability and Maneuverability Trim

Stability Stalls

Spinning

Ground and Water Handling Characteristics Miscellaneous Flight Requirements

SubpartC-Structure General

Flight Loads

Control Surface and System Loads

Horizontal Stabilizing and Balancing Surfaces Vertical Surfaces

Ground Loads Water Loads

Emergency Landing Conditions Fatigue Evaluation

SubpartD-Design and Construction

Wings Control Surfaces

Control Systems

Landing Gear Floats and Hulls

Per:;onn€'1and Cargo Accommodations F'r'2~$;":"";':'J~\._""n

~ít? ;:--2:t?-':::0~

,.r -s:~'·'=--,?:s

E~;::-~Ca'b:.;···K~·'~axLçht:r"f,gPr'2f~ectO"l

SubpartE-Powerplant SubpartF-Equipment

SubpartG-Qperating Limitationsandlnformation Appendixes

1.3RESUMO DA DEFINiÇÃO DAS CONDiÇÕES DE CARGA

Foi adotadanestetextoa parteCASR 26[4].paraa discussãodos critériosusuaisparaa definiçãodascondiçõesdecarregamento,aplicávela aeronavesdascategoriasprimáriaeintermediária.As subpartesC eDsãoas principaisparao projetoestrutural.A subparteB especificaas caracteristicas devôoqueaaeronavedeveapresentar.

Os principaispontosdasubparteC, STRUCTURE, sãodetalhadose discutidosa seguir.Pequenasadaptaçõesde unidadese de nomenclatura foramfeitas.

A26.301 LOAOS

Cargalimite(Iimitload):Máximacargaesperadaemserviço. Cargadecolapso(ultimateload):Cargalimitemultiplicadaporumcoeficiente desegurança.

A26.303 FACTOR OF SAFETY

Estruturasepeçasmetálicasedemadeira: 1,50; Materialcompostotestadoemcondiçõestípicasdecalore umidade: 1,80;

Compostonãotestadoemcondiçõestípicasdecalore umidade: 2,25.

A26.305 STRENGTH ANO OEFORMATION a) Aestruturadevesuportarascargaslimitesemdeformaçãopermanentee sem deformaçõesgrandeso suficientequeinterfiramcom a operação segura; b) A estruturadeveser capazde suportaras cargasde colapsocomuma margemdesegurançapositiva(severificadoporanálise),ousemfalha, por pelo menos 3 segundos (se verificadopor testes estáticos em laboratório).

A26.3 FLlGHT ENVELOPE

Para manobras simétricas os requisitos estruturais devem ser verificadosesatisfeitosnoscasosdecargacorrespondentesaospontosA, C,

E, F,G,AF e DF daenvoltóriadevôoabaixoilustrada.

As velocidadesdeprojetosãodefinidasemA26.335.

OsfatoresdecargasãodefinidosemA26.337(manobra)eemA26.341 (rajada).

n4 =1- q S 8CL I G Sendo:

q - pressão dinâmica na velocidade Vc; [Pa] S - Área de referência da asa; [m2]

G - peso totalda aeronave; [N]

8CL - Acréscimo no coeficiente de sustentação. Pode ser calculado como: 8CL =a arctg ( FU I Vc ), sendo:

Os fatores de carga de manobra consideram o efeito das forças inerciais que surgem com a aeronave emmanobra, como curvas, subidas, etc. Por esta razão no caso dos aviões acrobáticos estes valores são maiores.

No caso do projeto AeroDesign, as condições de vôo na competição, em especial comcarga máxima, fazem comque as manobras efetuadas durante a missão sejam bastante suaves. Desta forma, os fatores de carga especificados emA26.337 são excessivos. Assim, pode-se pensar emuma reduç!o nos valores para nl = 2,0 e n2 = -1,0.

A26.341 GUST LOAD FACTORS

OS fatores de carga de rajada devem ser considerados na condição de flaps levantados, na velocidade Vc' ao nível do mar. Os fatores de carga são:

~r-"~~~~~il9!"r()ie~~~~-'()n.<3!'!i()()~.._ _._ _ _.. _ _.._._. .29J

Umaforma alternativa de calcular as velocidades de projeto é usar a velocidade VH como referência. A velocidade VH é a máxima em vôo horizontal ao nível do mar, com mínimo peso de decolagem, capítulo 9.

As outras velocidades são calculadas a partir desta, usando as proporções do parágrafo A26.335, como:

VA = 0,62 VOi

A26.337 L1MIT MANOEUVRING LOAD FACTORS a) O fator positivo de carga de manobra, n1'não pode ser menor do que:

1- n1:2:3,8 para aeronaves não acrobáticas;

2 - n1:2:6,0 para aeronaves acrobáticas. NOTA: Para o cálculo estrutural das asas, um fator adicional deve ser usado, verA26.343{a).

b) O valor absoluto do fator negativo de carga de manobra, n2, não pode ser menor do que 50% do fator positivo de carga de manobra.

c) O fator positivo de carga de manobra com flaps baixados, nF, é 2,0.

Fatordecarga C o Manobra v.I t-~V", V•• '.

In,

VelocidadedoarE tn,n.T-----=-0--~G ------------.r FFigura 1,1- Envallóriade vôo.

A26.335 DESIGN AIRSPEED

As velocidades de projeto, [m/s]são calculadas como segue, sendo: n1 - fator de carga de manobra, ver A26.337; m - massa totalda aeronave, [kg];

S - Área de referência da asa, [m2].

a) Velocidade de manobra, VA: V" =3,48 [n, m I S] 1/2 b) Velocidade de cruzeiro. Vc: \' - ::3.fl5[ri, m S]' ~

~l:'"'-':0-'.,~::J'~"'-,D,',,,,,"-,Dr~::~.vrioq"e O Q \.' . '8"":0\". c::'Ncu'ada"~~"-'~'--"~~~-~~-~"-- '-' ~ ,- ",,'~ "~ H ~ com a potênC'amáxima.mínimo peso e ao nível do mar.

:::1 \e':;·c:3:e te ~e·ç_hC'.\'::-.r20 '20Ceser menor c:Je amenor de 1:2e3: 1- \'. =5.5fl ['i.ri S]·~. eu:

2 - Vc =1AO Vc [n, /3.8] 12, se Vc foi determinada com base em VH ou; 3-Vo=1.1 Vw d) Velocidade mínima de flap, VF: VF 2 2,56 [n1m I S] 1/2 e) No cálculodo ladoesquerdo da envoltóriade vôo,velocidades abaíxode VA

' na condição de flaps levantados, um CN =1,35pode ser usado e no caso de flaps baixados, CN =2,0.

Adicionalmente à esta carga normal, uma carga horizontal deve ser considerada, com a mesma forma de distribuição da carga normal, com intensidade:

a - Inclinação da curva de sustentação. Pode ser usado o valor 0,0810. U - Velocidade da rajada, que deve ser de 15,24 m/s.

F - Fator de redução da rajada:

F =0,2 ( m I S ) 0.25. Pontos A e G na envoltória de vôo:

Todos os outros pontos:

Os fatores de carga de rajada consideram um vento vertical de 50 ftl s. O fator de redução leva em conta que existe um gradiente nesta velocidade, ou seja, o avião não é subitamente submetido a esta rajada, mas sim progressivamente. No caso específico do projeto

AeroDesign, estes fatores de rajada podem ser tambémreduzidos, pois o vôo não é efetuado a grandes alturas, logo a velocidade padronizada de 50 ftls dificilmente irá se manifestar, pela proximidade da aeronave com o solo. Neste sentido, o relatório NACA NR-692 indica que, para vôos abaixo de 3500 ft, a velocidade de rajada não excede 25 ftls, com mais de 95%dos pontos abaixo de 20 ft/s. Assim, recomenda-se trabalhar para o projeto AeroDesign Comumavelocidade de rajada U, de 25 ftls, ou 7,62 m/s. O fator de redução F deve ser usado.

Outrasdistribuiçõesaceitáveisde NsãoadeSchrenkea dateoriadalinha desustentação,queusa a expansãoemsériede Fourierno cálculoda distribuição dacirculação.Para estasdistribuiçõesacargahorizontaldeveserobtidapelocálculo localde CI, ânguloinduzidoe resistênciaaerodinâmicanaseção.

d) O posicionamento da carga ao longo da corda é feito considerando o momento aerodinâmico gerado pelo perfil.

e) Nos casos de flaps defletidos, a distribuição de sustentação pode ser obtida com os acréscimos de sustentação e arrasto causados pelos flaps,considerando umadistribuiçãoretangularpara estes acréscimos, no comprimento dos flaps.

No projeto aerodinâmico da asa não é considerada a fuselagem, ou seja, a área de referência é a área geométrica bruta da asa. Já o cálculo estrutural considera, por segurança, apenas a área líquida da asa, externa à fuselagem, como a área que está gerando sustentação e equilibrando as forças de peso e de manobra.

A26.349 ROLLlNG CONDITIONS

A asa e a estruturade fixação asa-fuselagem deve ser projetadapara cargas normais e horizontais de 75 % do caso A, agindo em ambos os lados da aeronave, mais a torção da asa decorrente da defleção dos ailerons. Esta torção é calculada como:

aileron para cima;Cm =Cmo +0,01 bu;

A26.347 UNSYMMETRICAL FLlGHT CONDITIONS a) Aeronaves não acrobáticas. Considerar 100 % da carga aerodinâmica do casoA em umladodo avião e 70 %carga aerodinâmicado caso A no outro lado.

b) Aeronaves acrobáticas.Considerar 100%dacargaaerodinâmicadocasoA em um lado do avião e 60 %carga aerodinâmicado caso A no outrolado.

Esta carga não simétricaé reagidapela inérciada aeronave. Este caso decargageralmenteafetaapenas a estruturadefixação asa-fuselagem. Porém se houvermassas significativasnaasa, comomotoresoutanquesdecombustível em pontade asa, então uma análise completada asa é necessária.

wN=2b'_c /4ma

N - Força normal totalda aeronave; [N] b'- semi-envergadura líquida; [m] cma - corda média aerodinâmica. [m]

A26.343 WING AERODYNAMIC LOAD DISTRIBUTION a) Para os casos positivos de carga de manobra e de rajada, as forças aerodinâmicashorizontale verticalsobre a asa devem ser aumentadaspelo fator 1,05.

b) As cargas aerodinâmicas naasa devemser consideradas atuantes na área líquida, a menos que a parcela de carga aerodinâmica que atua na fuselagem possa ser realisticamente determinada.

c) Aseguinte distribuição de cargas normais pode ser usada, para o casode flaps para cima.

Figura 1.2- Cargaaerodinâmicasobrea asa.

a2) Motores de quatrotempos: 1,3 para motorde 5 cilindros ou mais.

a3) Motores de dois tempos: 6 para motor de 1cilindro; 3 para motor de 2 cilindros; 2 para motorde 3 cilindros ou mais.

b) Para motores com caixas de redução os fatores acima podem ser alterados, dividindo os mesmos pela relação de transmissão da redução. O fator resultante não pode ser menor que 1,3.

c) Um fator de carga para carga lateral deve ser usado de 1,5 para aeronaves não acrobáticas e de 2,0 para aeronaves acrobáticas.

d) No cálculo com as cargas transmitidaspelos elementos adjacentes do trem de pouso o tarque do motorpode ser considerado zero.

cs+cE+h W2=Wlo05o(c +cE)+h, s

_ p·U w=q,oCLT [Pa]; OCLT=O,S.aT·arctgyc aT Inclinação da curva de sustentação da empenagem. Pode ser usado o valor 0,06/ o.

c) Determine a pressão de projetow1 como a maior de a) e b).As duas distribuições de carga abaixo devem ser consideradas. Calcule w2 como:

b) Calcule as cargas devido a rajadas com a pressão:

A26.421 HORIZONTAL TAIL LOADS a) Calcule as cargas de manobra usando a pressão:

n ·G w=230+0,534'T [Pa], ::::575Pa

A26.393 LOADS PARALLEL TO HINGE UNE

Nas superfícies de controle os suportes, articulações e pontos de fixação devem ser projetados para uma carga de inércia agindo paralela ao eixo da articulação, igual a K vezes o peso da superfície de controle.

K =24 para superfícies verticais; K =12 para superfícies horizontais.

Cm =Cmo - 0,01 8d; aileron para baixo.

Cm- Coeficiente de momento local da seção;

Cmo -Coeficiente de momento do perfilda seção; 8";- Deflexão do aileron, para cima, [ o ];

8d; - Deflexão do aileron, para baixo, [O ];

VA L1a =V,opc

8p- Deflexão totaldo aileron, [ O]; 8p=8"+8d;

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