Introdução ao Projeto Aer...utico - Prof. Edison Rosa - mod5 cap13 14 15

Introdução ao Projeto Aer...utico - Prof. Edison Rosa - mod5 cap13 14 15

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MÓDULO 5 MÓDULO 5

13. PROJETO AERODESIGNER

Neste capítulo, demonstraremos uma entre inúmeras abordagens para o projeto de uma aeronave destinada à Competição SAE AeroDesign. Lembramos que este é apenas um exemplo didático que utiliza soluções comuns observadas pelas equipes UFSC em competições anteriores. Deixaremos também a parte de organização e gerenciamento tratada no Capítulo 1, a critério do leitor.

13.1. PROJETO INFORMACIONAL

Desenvolver uma aeronave rádio-controlada, que transporte o máximo de carga útil com previsão de comportamento mais acurada possível, de acordo com as regras estabelecidas pela comissão organizadora da competição SAE AeroDesign. Na Tabela 13.1, como exemplo, colocamos as regras da competição de 2005.

Figura 13.1 - Esquema da missão.

Tabela 13.1- Critérios estabelecidos pela SAE na edição de 2005

Regras da Competição e dados relevantes. Valor R1 Máxima envergadura permitida 1,524 m

R2 Dimensões do compartimento de

R3 Limite de pista para decolagem 61 m R4 Motor OS .61 ou K&B .61 Bonificações Valor

B1 Tempo de retirada do suporte de carga Pontos = 10 - (t*10/40), se positivo, ou então zero (0)

B2 Aterrissagem dentro dos limites de pista 122 m - 2 pontos por pouso

B3 Relação carga paga / carga aeronave Eficiência estrutural (E) = carga útil / peso vazio. Pontos = 0.15EEe

NOMENCLATURA. Semelhante ao Capítulo 2. ATMOSFERA

Valores realistas para os cálculos, observado em diversas participações das equipes UFSC em São José dos Campos são:

13.2. PROJETO CONCEITUAL SUPERFÍCIES DE SUSTENTAÇÃO

Para selecionar a principal superfície de sustentação, observamos a regra

R1, que limita o espaço destinado à mesma e a teoria apresentada nos Capítulos 3, 6 e 7. Assim, optamos por uma configuração com geometria retangular com dispositivo em sua extremidade que garanta melhor distribuição de sustentação e minimização de vórtices.

Outras sugestões: Asa com fator de conicidade; aeronave com configuração biplano.

SISTEMA DE CONTROLE Ailerons e estabilizadores horizontal e vertical traseiros. SISTEMA PROPULSOR Motor OS.61 SISTEMA DE POUSO Tipo triciclo com freio na bequilha. CONFIGURAÇÃO

Para garantir um melhor entendimento deste exemplo e maior confiabilidade, selecionamos a configuração clássica com propulsão tratora e estabilizadores posteriores.

Analisando os componentes fixos padrão (motor, servos) e componentes de construção ou massa variável (aquele que depende da experiência construtiva da equipe e materiais empregados), temos os primeiros dados de nossa aeronave.

Também podemos definir a localização destes componentes para calcularmos o envelope do centro de gravidade da aeronave, como mostrado na Figura 13.2. Algumas dicas importantes para auxiliar a localização de componentes são discutidas ao final deste tópico.

Tabela 13.2 - Estimativa de pesos e CG.

Figura 13.2 - Envelope do CG.

A Figura 13.2 é de grande utilidade, pois pode prever o comportamento do

CG com a adição das cargas. Como podemos ver, nosso modelo possui tendência a ser mais estável na medida em que é carregado. Mais detalhes sobre a localização do CG encontra-se no Capítulo 10.

Pela análise de dados históricos, para nosso projeto configurar entre os primeiros colocados, vemos que é necessário alçar cerca de 10,0kg de carga útil totalizando nossa massa de decolagem em: 12,911kg.

Considerando os diferentes aspectos discutidos ao longo deste livro, vamos considerar que seja possível projetar e construir um projeto Classe 30. Assim, nossos dados iniciais são:

Tabela 13.3 - Determinação da Classe

Valor Fonte 0,700

Dados históricos

Empuxo líquido [N] 30

Teste de motor e hélice.

Coeficiente de sustentação da asa

1,50 75% do valor máximo dos perfis da alta sustentação CALSSE 31,5

Pela equação: (Capítulos 3 e 9)

As variáveis que aparecem no primeiro termo entre colchetes são constantes para a competição, e adotando os valores padrão, ou seja: 0x = 59 m (dois metros a menos para garantir que a aeronave não invalide a decolagem aos olhos do júri); ρ = 1,0927; g = 9,8066.

Substituindo:

Considerando a massa do avião igual a 2,911 kg, resulta para a carga máxima,

Como a envergadura é limitada, trabalhamos então com o valor da corda.

Um dos pontos importantes do projeto é definir um valor de corda ideal, ou seja, quanto maior a corda maior será a CLASSE do avião, em compensação esta irá gerar um maior arrasto.

Este é o empuxo bruto gerado pela hélice, menos as perdas de atrito de rolamento e de arraste aerodinâmico. Estes valores exigem uma hélice muito bem escolhida e um motor regulado.

O valor de 1,50 não é um valor fácil de ser atingido devido a baixa relação de aspecto da asa. Para que a asa tenha um bom rendimento, esta deve ser geometricamente muito bem feita, bem como que não existam perdas adicionais de sustentação, como frestas nas superfícies de controle, ondulação ou empenamento na superfície, etc.

mac

Para estimar as dimensões da empenagem, uma opção é definindo o volume de cauda horizontal (detalhado no Capítulo 10),

macI

Adotando um valor de HV= 0,45; e 2I = 1,2 m temos:

Reunindo a configuração definida com as peças listadas é possível desenhar o primeiro esboço em três vistas da aeronave seguindo algumas dícas importantes discutidas a seguir.

1. Aeronaves AeroDesign têm relação - carga útil / carga aeronave - próxima de 4/1, portanto, comece o desenho traçando a vista lateral do compartimento de carga, pois é nele que estará o centro de massa da aeronave (CG).

2. Alinhar a asa com o centro geométrico do compartimento de carga por um ponto situado a 25% de sua corda média contando a partir do bordo de ataque. Esta será a linha de CG.

3. Para localizar o trem de pouso principal, traçamos uma linha a 10 graus à linha de CG, partindo do centro do compartimento. A interseção desta linha com o solo será o ponto de toque das rodas.

4. Colocamos grandes rodas e eixos de pequeno diâmetro para diminuir o atrito e aumentar a velocidade de decolagem. Ver Capítulo 7.

5. Para localizar a bequilha, responsável pelo sistema de direção da aeronave, a posicionaremos de maneira que suporte cerca de 20% da massa total da aeronave. Para isto calculamos a distância a partir do ponto de toque do trem principal em relação a linha de CG por um simples braço de momento.

6. Passamos os dados já conhecidos na vista lateral, estabelecemos a distância entre as rodas traseiras e através de uma linha de 5° a 8° com o solo, partindo do ponto de toque, podemos situar o limite mínimo da altura da asa (ver Capítulo 3, Tabela 3.2).

VISTA LATERAL Etapa 2:

7. Situamos o estabilizador horizontal respeitando o limite demarcado por três linhas: a) linha de 18° com o solo partindo do ponto de toque; b) linha de 8° tangente à superfície superior da raiz da asa; c) linha vertical que, de acordo com dados históricos, distante cerca de 1,20m.

8. Colocamos o "tail boom" de modo a suportar os estabilizadores e fixado em dois pontos de apoio na fuselagem, distanciados no mínimo em 15 cm.

9. Áreas de estabilizadores podem ser retiradas a partir dos dados históricos.

10. Colocamos os servos de controle o mas próximo possível de sua superfície de atuação.

1. Posicionamos o grupo moto-propulsor a uma distância que equilibre a aeronave na linha de CG.

12. Como medida de segurança, deixar no mínimo 5cm de distância da área de giro da hélice de qualquer parte do avião e do solo.

13. Estimar uma estrutura rígida de maneira que suporte as cargas exigidas na operação da aeronave.

Figura 13.3 - Detalhe ampliado da vista lateral.

Figura 13.4 - Vistas superior e frontal Figura 13.4 - Vistas superior e frontal

13.3. PROJETO PRELIMINAR SELEÇÃO DO PERFIL

De acordo com os critérios tratados no Capítulo 4, entre os três perfis mais comuns em competições (Eppler, Sellig, Wortmann) selecionamos o perfil Eppler423.

A seguir é apresentada uma estimativa dos valores de forças de resistência aerodinâmica para a aeronave, calculadas de acordo com o Capítulo 7, considerando sempre escoamento laminar.

Tabela 13.4 - Forças de resistência aerodinâmica para a aeronave

Arrasto [N]

Componente Cdpi S[m²] ETAPA 1 Aceleração v =10 m/s

ETAPA 2 Decolagem v = 13 m/s

ETAPA 3 Cruzeiro v = 15 m/s

Com a altura da asa em relação ao solo definida, obtemos os fatores de correção DK= 0,59; para o arrasto e LK =1,127; para a sustentação.

Tabela 13.5 - Definição das dimensões das rodas e resistência de rolamento - Etapa 1 (aceleração)

R [m] Eixo [m] Q [N]

Com os resultados das resistências calculadas, mais os resultados da performance aerodinâmica da asa, chega-se às seguintes curvas.

Figura 13.5 - Curva polar da asa e do avião.

13.4. DESEMPENHO ESCOLHA DA HÉLICE De acordo com o Capitulo 8, utilizamos os resultados da hélice 13 x 6. PREVISÃO DE CARGA ÚTIL

Para o cálculo de carga útil deste exemplo, utilizamos um modelo simplificado de análise de decolagem, com as fórmulas de Newton, calculadas de maneira iterativa no "software Microsoft Excel" como mostra o diagrama abaixo.

Figura 13.6 - Procedimento de cálculo da carga útil

Baseado nos resultados obtidos é então encontrada a melhor equação de reta que representa a capacidade de carga útil do avião para as diferentes condições de atmosfera.

Figura 13.7 - Previsão de carga útil. CONCLUSÃO

Pelo gráfico podemos observar que não será possível alçar os 10kg pretendidos, com esta configuração. Portanto será necessário um redimensionamento da aeronave, fechando um ciclo de projeto. Provavelmente vários ciclos serão necessários até encontrarmos a aeronave ótima, pois a cada centímetro alterado, temos uma nova aeronave e novos resultados. Lembrem-se, a perspectiva é chegar a um projeto classe 50.

14. PROJETO UAV "OFF-SHORE"

Na continuação deste módulo de exemplos, demonstraremos uma abordagem para o projeto de uma aeronave, não tripulada, destinada ao transporte de cargas entre plataformas "Off-Shore".

14.1. INTRODUÇÃO

Desenvolver o projeto de uma aeronave não tripulada para o transporte de carga entre duas plataformas petrolíferas off-shore.

REQUISITOS: • Capacidade para alçar 50 kg de carga útil;

• Volume minimo do compartimento de carga de 0,5m x O,5m x 1,2m;

• Autonomia de vôo de 150 km;

• Comprimento de pista de 120 m;

• Velocidade de cruzeiro de 40 m/s;

• Altitude de cruzeiro de 50 a 500 m;

• Alta confiabilidade de vôo (todos os sistemas principais devem ser redundantes).

ESTIMATIVA INICIAL DE PESO DA AERONAVE Define-se que a carga útil é 60% da massa do avião:

0m=85 Kg Estimando a massa de combustível em:

175Kgmmmmm 0cu0T ==++= CRUZEIRO Da condição de cruzeiro pode-se tirar a pressão dinâmica

Sabe-se que a sustentação em cruzeiro é igual ao peso da aeronave. Estimando um LC=: 0.5 qCS L⋅⋅=

A razão de aspecto da asa do avião é dada por

S2R bA = Usando uma RA igual a 6 e uma asa retangular, tira-se

Do vôo em cruzeiro pode-se dimensionar os motores, visto que o empuxo deve ser pelo menos igual ao arraste da aeronave (DE≥). Sabendo que:

DiD0DCCC+= e estimando D0C=0,08 e DiC=0.016 DC=0,096 O arrasto gerado pode ser obtido por

N 350E≈ A potência requerida pode ser então calculada por

14000WvEPreq=⋅= Sabendo que req motor η

Usando um rendimento de hélice:

Como o sistema requer confiabilidade, usaremos dois motores que possam fornecer 25 HP cada.

Os motores que foram oferecidos para escolha são: • ROTAX (BOMBARDIER)

• AR731 (UAVENGINES)

Nós utilizaremos o AR731, pois os dados sobre o outro motor são insuficientes para justificar sua escolha.

Figura 14.1 - Dados do motor AR731 (UAV Engines). Das especificações do motor e da Figura 14.1, podemos tirar que

Para dimensionar o tanque de combustível, precisamos saber o consumo de combustível específico (SFC) do motor, que também pode ser tirado da Figura 14.1.

Considerando um tempo máximo de vôo de 1,5 hora e a potência de cruzeiro, temos o consumo dado por

HPh

Considerando l Kg0,8ρlcombustíve=

CT = 13,4 litros

Esse é o consumo total de um motor operando a 25 HP durante 1,5 hora.

Como o sistema deve ser redundante, o avião deverá carregar o dobro, ou 26, 8 litros (21,4 kg).

O empuxo liquido necessário para a decolagem pode ser obtido pela equação abaixo:

LL2T ESCg

Utilizando 2/3 da pista para decolagem (x = 80m) e um coeficiente de sustentação de 1,2 para os procedimentos de decolagem/pouso chega-se a:

Como a área da asa e a massa total do avião já são fatores conhecidos, podemos obter o empuxo líquido.

Sabe-se que uma parte do empuxo é perdida com o atrito de rolamento, dado por:

gmfQTR⋅⋅= onde f é o coeficiente de atrito de rolamento. Usando

O empuxo total que deve ser fornecido pelo motor durante a decolagem é

Para sabermos a potência requerida durante a decolagem é necessário saber a velocidade mínima da aeronave na iminência de deixar a pista Utilizando a pressão dinâmica:

2LTL

A velocidade mínima com que o avião toca a pista de pouso pode ser tirada da pressão dinâmica.

Utilizando v = 30 m/s, a potência requerida, é: KW24000Preq=

Com um rendimento de hélice Hη=0,75 , a potência que deve ser entregue pelo motor, é:

Pode-se ver que o motor escolhido será suficiente para decolar a aeronave com 80 metros de pista. Deve-se lembrar que estão sendo utilizados dois motores de 38 HP cada. É considerado que durante a decolagem os dois motores estarão sempre apresentado bom funcionamento (caso um dos motores esteja com problemas, a decolagem é abortada até que o problema seja identificado e consertado). Assim, cada motor um fornecerá 21 HP.

Caso um dos motores venha a falhar durante a decolagem e já não seja mais possível abortar a mesma, a aeronave ainda conseguiria decolar em 110 metros de pista utilizando 85 % da potência do motor restante. No entanto, isso iria acarretar um consumo adicional de combustível. Esse consumo será calculado com base no uso de 100 % da potência do motor restante.

Da Figura 14.1, tira-se: SFC = 0,52 @ 38 HP Com um tempo de decolagem de 2 minutos o consumo adicional, será:

Essa quantidade adicional deve ser carregada em cada tanque. Isso eleva a massa total de combustível para 2,72 kg.

Suponhamos que o avião será parado através de um dispositivo semelhante aos usados em porta-aviões. Desejamos conhecer a força que será imposta para poder parar totalmente a aeronave.

A aceleração pode ser dada por:

Consideraremos 0v=30 m/s. Levando em conta que o avião deve estar parado ao final da aterrissagem e utilizando uma distância de pouso de 30 metros (visto que o avião é segurado por cabos), chegamos a

que é a desaceleração sofrida pela aeronave. Podemos assim calcular a força necessária para parar o avião por:

2625NαmFT−=⋅= REDIMENSIONAMENTO DA AERONAVE

Com a nova massa de combustível (me == 2,8 kg) pode-se calcular a nova massa total do avião.

Com a nova massa do avião, obtemos o novo atrito de rolamento, para então conseguir o novo empuxo total:

Definiremos um novo coeficiente de arrasto em cruzeiro, sendo:

O empuxo em vôo será, então, E = 315 N A potência requerida será

Utilizando o mesmo motor (AR731 - UAV Engines), o consumo específico do motor será:

ou seja, o consumo de combustível não mudou. Assim, a quantidade de combustível necessária é a mesma da calculado anteriormente, o que significa que as nossas especificações e dimensionamento da aeronave estão corretos.

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