PROJETO PRELIMINAR

O objetivo do projeto preliminar é realizar as avaliações técnicas necessárias para o dimensionamento e concepção do modelo final através do levantamento dos princípios de solução obtidos na fase anterior.

Nesta fase também é possível a construção do primeiro protótipo do VANT.

Sendo assim, com a revisão da literatura realizada na seção 3 é possível então realizar o projeto preliminar da aeronave.

4.5.1 Desenvolvimento Aerodinâmico

Como observado anteriormente, é possível desenvolver um perfil de modo que o mesmo obtenha o máximo desempenho durante sua aplicação.

Como a aeronave apresenta uma baixa velocidade de decolagem, devido ao fato da mesma alçar vôo de forma manual, e sem uso de pista, é possível estimar uma velocidade inicial de decolagem em torno de 10 m/s.

92 Sendo assim o objetivo do desenvolvimento do perfil é garantir que apresente o maior Cl possível em especial a baixas velocidades, possibilitando assim a decolagem da aeronave.

Desta forma, utilizando o software XFLR5, foi desenvolvido um novo perfil, através de diversas interações entre perfis genéricos. Este novo perfil foi batizado como Vant 2011, e o resultado da análise do mesmo em relação aos perfis Eppler 423 e Selig 1223 é apresentado na Imagem 24.

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Dos gráficos, percebe-se a clara vantagem que o perfil Vant 2011, apresenta sobre os demais em relação ao Cl e ao Cm. Para melhor justificativa de valores, Da Rosa (2006) recomenda a análise das variáveis em relação á α variando entre 0º, 10º e α máximo, conforme apresentado no Quadro

Quadro 12: Características específicas dos perfis analisados em relação á α.

Perfil Cd α (0o) Cl α (0o) Cl/Cd α (0o) Cm α (0o) Eppler 423 0,0141 1.1278 79, 6567 -0,2427 Selig 1223 0,0152 1.1862 77, 9445 -0,2709 Vant 2011 0,0170 1.2629 74, 1518 -0,2836 Perfil Cd α (10o) Cl α (10o) Cl/Cd α (10o) Cm α (10o) Eppler 423 0,0210 1.9851 94,3486 -0,2014 Selig 1223 0,0272 2.1730 79,5992 -0,2444 Vant 2011 0,0303 2.2770 75,0119 -0,2672

Perfil Cd α (estol) Cl α (estol) Cl/Cd α (estol) Cm α (estol)

Eppler 423 0,0319 2.0352 63,6636 -0,1734

Selig 1223 0,0437 2.3232 53,0936 -0,2166

Vant 2011 0,0538 2.4374 45,2401 -0,2022

Como observado no Quadro 12, o perfil Vant 2011, apresenta alguns pontos otimizados, ou seja, os valores de Cl e α. Porém, o perfil apresenta valores quase indesejáveis para Cd.

Para avaliar o rendimento de uma asa é possível distribuição ideal (Schrenk). E desta forma, valendo-se dos artifícios geométricos disponíveis, conforme apresentados anteriormente, é possível desenvolver a asa de modo que a mesma satisfaça as condições próximas à distribuição ideal (Schrenk), sem que a construção mesma torne demasiadamente complexa.

Sendo assim, a geometria da aeronave apresenta as características listadas no Quadro 13.

94 Quadro 13: Características geométricas da asa.

Característica Valor

Conicidade 0,45

Torção geométrica -2º

Relação de Aspecto 8,10

Corda da raiz da asa 220 mm

Corda da ponta da asa 100 mm

Corda média aerodinâmica 204 mm

E finalmente, é possível observar os resultados aerodinâmicos da asa, conforme apresentado na Imagem 25, onde a linha pontilhada representa a distribuição ideal (Schrenk) e a linha vermelha à distribuição real da asa da aeronave, além do comportamento aerodinâmico da mesma, conforme apresentado na Imagem 26.

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Imagem 26: Comportamento aerodinâmico da aeronave

Com os valores Cma obtidos através dos analises anteriores, é possível obter o numero de Reynolds, conforme a Equação 01. Desta forma, o valor calculado para Reynolds na condição de decolagem da aeronave é de aproximadamente 130.000, ou seja, dentro do regime laminar proposto por Da Rosa (2006).

Após as definições geométricas da aeronave é possível determinar as características iniciais de posicionamento e geometria da empenagem.

4.5.2 Estabilidade e Controle

Como já mencionado anteriormente, Kroo (2001) recomenda que a razão de aspecto do profundor deva ser por volta de 3, e Da Rosa propõe que a envergadura do profundor seja em torno de ¼ da envergadura da asa.

Desta forma, valendo-se dos valores do Quadro 13 é possível estimar as dimensões do profundor, apresentados no Quadro 14.

Quadro 14: Características geométricas do profundor.

Relação de Aspecto 3,3 Corda média aerodinâmica 120 mm Envergadura (b) 400 mm

96 Em relação ao posicionamento da empenagem, e respectivo calculo da esteira de

Downwash, adota-se a distancia de três vezes o valor da Cma da asa, como proposto por Raymer (2001).

Desta forma, o valor de Downwash (𝜀), proposto na Equação 02 é 0,1415. E adotando o valor de 𝑙_𝑟𝑒𝑓 (representado na Figura07) como 450 mm, a Equação 03 nos fornece o valor de Ht de 100 mm, considerando um rendimento da empenagem de 90%, o equivalente a uma calda em “T”, ou seja, um valor que segundo Da Rosa (2006) é bem satisfatório.

Na seqüência, valendo-se do software XFLR 5 e Microsoft Excel são possíveis identificar todas as variáveis apresentadas na Equação 05, de modo que a margem estática (MS) encontrada é de 0,20, ou seja, dentro dos valores satisfatórios recomendados por Da Rosa (2006).

Para o equilíbrio de momentos da aeronave, proposto na Equação 06 é necessário adaptá-la a realidade da aeronave, ou seja, a mesma não apresenta ponto de giração (trem de pouso). Sendo assim, considerando que o peso da aeronave (W) está posicionado coincidente com a sustentação (L), temos que o momento a ser vencido pela empenagem é apenas o momento gerado pela asa, que conforme Quadro 12, sendo que o valor de Cm α máximo é de - 0,2022, e conforme obtido pelo software XFLR 5 a força de sustentação 𝐿𝑕 do profundor é de

1,5N, ou seja, suficiente para promover a giração satisfatória da aeronave.

Para a estabilidade Látero – Direcional, valendo-se das recomendações de Kroo (2001), no qual propõe que o dimensionamento dos ailerons deve seguir a razão de 25% da carda da aeronave e 40% da meia envergadura. Posicionado os ailerons na região retangular da aeronave, as dimensões finais das superfícies são ilustradas na Imagem 27.

Imagem 27: Dimensões do aileron.

E finalmente, é possível dimensionar a empenagem vertical, ou leme, da aeronave através da Equação 07. Desta forma, adotando um valor para Cnβ máximo de 0,0020, conforme proposto por Da Rosa (2006), encontra-se o valor de 𝑉𝑉de 0,016, e respeitando o

97 fator de conicidade de 0,45, as dimensões finais da empenagem vertical são ilustradas na Imagem 28.

Imagem 28: Dimensões da empenagem vertical

Desta forma, é possível obter as dimensões finais da aeronave, bem como seu comportamento aerodinâmico total, conforme apresentado na Imagem 29, de forma que a mesma apresenta um fator de eficiência aerodinâmica global de 97%, o que segundo Kroo (2001) e Raymer (2006) é um índice excepcional.

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4.5.3 Desempenho

Para que seja possível traçar o diagrama 𝑉 − 𝑛 é necessário identificar quatro importantes velocidades pertencentes ao envelope de vôo da aeronave.

Sendo assim, segundo a Equação 08, a velocidade de estol da aeronave é de 8,89m/s. Para identificar a velocidade máxima da aeronave, é necessário fazer graficamente as curvas de potência disponíveis e requeridas pela aeronave. A curva de potencia pode ser obtida através de dados fornecidos pelo fabricante do conjunto moto propulsor. Já a curva de potência requerida pela aeronave é obtida pela Equação 09 e pelo software XFLR5, e utilizando o software Excel é possível traçar as curvas e determinar pelo ponto da interseção das curvas o valor da velocidade máxima da aeronave, conforme apresentado na Imagem 30.

Imagem 30: Gráfico da potência requerida x potência disponível.

Assim, analisando numericamente o gráfico, é possível identificar que o valor de inflexão das curvas, ou seja, o valor da velocidade máxima da aeronave; O valor identificado é 20,1m/s.

Na seqüência, identificado o valor da velocidade máxima, é possível identificar os valores da velocidade de cruzeiro através da Equação 10, sendo que o valor identificado foi de 18,09m/s.

A velocidade máxima de mergulho é determinada pela Equação 11, sendo que o valor encontrado é de 25,12m/s. 0 200 400 600 800 1000 1200 0 5 10 15 20 25 30

Po

tên

ci

a

(W

)

Velocidade (m/s)

99 Como já citado anteriormente, por carência de uma regulamentação específica para VANT’s, estes valores são obtidos da regulamentação de aviação geral, e estipulados em 𝑛_{𝑚 á𝑥}de 2,5.

Desta forma, valendo-se novamente do software Excel, é possível fazer o gráfico do diagrama 𝑉 − 𝑛, através das Equações 12,13 e 14, além das demais velocidades já estabelecidas anteriormente.

A Imagem 31 ilustra o comportamento final do diagrama 𝑉 − 𝑛 da aeronave, onde podemos interpretar os seguintes resultados:

Imagem 31: Diagrama 𝑉 − 𝑛.

 A linha pontilhada em vermelho é utilizada para inflexão dos pontos, ou seja, é base para um comportamento hipotético linear da aeronave;

 Na linha pontilhada azul, observam-se os fatores 𝑛_𝑙𝑖𝑚 e 𝑛_𝑢𝑙𝑡 positivos e negativos que determinam os limites estruturais com deformações.

 A linha continua em azul apresenta o envelope de vôo final da aeronave, onde encontra-se o valor final do limite estrutural de 3,78. Este valor será utilizado como coeficiente de segurança para os demais cálculos estruturais.

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4.5.4 Projeto da Longarina e Célula Central.

É possível obter os esforços da longarina através do software XFLR5, conforme apresentado na Imagem 32, levando em conta o esforço máximo sujeito a aeronave, que é a condição de mergulho, ou seja, com a velocidade de 25,12m/s.

Imagem 32: Momento fletor da longarina

O valor encontrado na região central da longarina, também conhecida como região critica, onde ocorre a fratura do componente. Valendo-se do fator de segurança do limite estrutural de 3,78 encontrado anteriormente no diagrama 𝑉 − 𝑛, e adotando-se seções de 100mm conforme recomendado por Mendonça (2005), com o uso do software Excel e das Equações 15 e 16, é possível determinar que a longarina será composta de um conjunto de 11 laminas de fibra de carbono, sendo que seis delas aplicadas na face superior e as demais na face inferior. Esta não uniformidade de laminas nas faces é recomendada por Mendonça (2005) pelo fato de que a resistência a compressão das laminas ser menor que a resistência a tração das mesmas.

O dimensionamento da célula central é baseado na condição de pouso sem pára- quedas, onde a célula central entrará em choque com o solo.

Sendo assim, conforme apresentado na Equação 17, o valor determinado para este choque é de aproximadamente 75N, sendo que este valor deve ser absorvido pela célula central sem apresentar deformações. Novamente valendo-se pelos valores encontrados nos ensaios é determinado que quatro lâminas de fibra de carbono sejam suficientes para garantir a integridade da estrutura da aeronave.

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