3 DEFINIÇÃO DA CONFIGURAÇÃO DA AERONAVE

Toda a primeira fase do projeto será desenvolvida utilizando a metodologia de projetos do Professor Cláudio Barros, Dr. Na segunda fase do projeto serão apresentados cálculos de aerodinâmica, performance, estabilidade e controle, cálculos de carga e dimensionamento estrutural.

Missão Típica

Especificações

Tabela Comparativa

17 SCOTTISH AVIATION Buldog 100 Triciclo baixo trapezoidal 2 lado a lado 18 CAPRONI VIZZOLA C 22J Ventura Triciclo alto retrátil retangular 2 lado a lado.

Gráficos de Barra

Este gráfico é mais um dos apresentados que facilitam a comparação e avaliação dos parâmetros da aeronave. Se algum desses parâmetros estiver fora de faixa, procure entender o motivo e assim fazer a seleção inicial desses parâmetros para a aeronave que você está projetando.

Gráficos Paramétricos

A segunda relaciona velocidade máxima com potência, onde fica bem claro que alta velocidade também requer grande potência. No terceiro gráfico relacionando velocidade máxima com peso/potência, podemos encontrar aeronaves que possuem uma relação peso/potência baixa, mas possuem velocidade máxima acima da especificada por este projeto.

Fichas Técnicas

Comprimento 7,5m Velocidade de cruzeiro 226 km/h Largura da cabine Velocidade de estol c/ Flap 90 km/h Área da asa 15 m2 Velocidade de estol c/ Flap 115 km/h.

Lista de Prioridades

Segurança operacional em vôo: Desempenho / Manobrabilidade

Manutenção: Facilidade de manutenção e segurança operacional no solo

Ergonomia

Estética

Estimativa de Peso

Cálculos para estimativa de peso

ΔCdo = Variação do coeficiente de arrasto parasita assumindo que o trem de pouso está limpo aerodinamicamente (0,015 – tabela 3.6 em Roskam [VI]. Com este valor, veja a figura 3.1 em Roskam [VI] acima e obtenha o valor de Wto que é comparado com o estimado anteriormente.

Missão 1

Missão 2

Diagrama de Restrição W/P x W/S

Decolagem
Pouso
Velocidade de Cruzeiro
Razão de Subida
Tempo de Subida
Diagrama de Restrição
Parâmetros Aerodinâmicos
Escolha do grupo moto-propulsor

De acordo com o ponto de projeto selecionado para a aeronave BRATI-01, o CL máximo de pouso deve ser 1,7. O primeiro passo na escolha do aerofólio é calcular o CL de projeto.

Configuração Interna

Aqui são demonstradas as diversas etapas de desenvolvimento do anteprojeto da aeronave, itens como o estudo ergonômico e posicionamento do motor, a escolha da asa em seu formato e geometria, empenagem, trem de pouso, superfícies de controle e hiper-suporte , etc Na disposição dos pedais, joystick, assentos e demais controles foram adotadas as sugestões de Pazmany [III], que podem ser vistas nas figuras 4.2, 4.3 e 4.4. Quanto às dimensões do compartimento do motor, buscou-se o melhor aproveitamento de espaço, também para não comprometer a melhor condição aerodinâmica de menor área frontal; Para tanto, foi utilizado um desenho em duas vistas de um motor de aeronave previamente escolhido retirado da tabela de comparação (motor Continental O-200 de 100HP do Cessna A150L), e posteriormente sua modelagem matemática em 3D para otimizar as superfícies externas, em busca da suavidade da carenagem ao redor do motor, também foi realizado um estudo preliminar da posição dos escapamentos (ver fig. 5.1).

Foi também considerada uma proposta de arrefecimento do motor, procurando colocá-los à frente dos cilindros do motor, alinhados com os mesmos e com uma superfície ligeiramente saliente; também foi considerada a distância adequada entre a hélice e as referidas entradas.

Configuração Externa

Asa

No entanto, devido à escolha da posição do flap, obtivemos uma oscilação ligeiramente negativa de 0,7º (Figura 4.5), o que não afeta muito a estabilidade e o controle da aeronave. Outra decisão tomada diz respeito à forma construtiva da asa, onde se optou por colar as peles exteriores da asa ao flap e aletas, e pretende-se obter uma superfície de escoamento extremamente lisa para o fluido, condição esta que necessário para a seleção de aerofólios laminares como foi feito neste projeto selecionando o aerofólio NACA 642215 e descrito anteriormente. O cone foi escolhido como 0,618 de acordo com o número "ouro", que combina perfeição estética e aerodinâmica; tal descrição e solução da equação que gera esse valor perfeito pode ser vista em Barros [I].

Cauda

Para estes últimos volumes, foram utilizadas as equações encontradas na literatura e principalmente as idéias de "faixas" de tolerância propostas por Barros [I] e Pazmany [III]. Na Figura 4.7 podemos ver a determinação dos braços Lh e Lv utilizados juntamente com a área do eixo vertical Sv e do eixo horizontal Sh no cálculo do volume da cauda. Conforme descrito na lista de prioridades, não nos preocupamos em poupar o volume da cauda em detrimento da falta de controle, por isso optamos por médio a alto volume da cauda horizontal e vertical dentro da faixa sugerida pelos autores citados, tais valores definidos como 0,637 (intervalo de 0,34 a 0,692 em Pazmany) para volume horizontal e 0,036 (intervalo de 0,022 a 0,045 em Pazmany) para volume vertical, satisfazendo boas condições de controle.

Trem de pouso

De acordo com a norma CAR 3.422, a distância entre o casco e o solo deve ser de no mínimo 7 polegadas (178 mm) para a configuração triciclo e 9 polegadas (229 mm) para a configuração convencional, conforme podemos observar na Figura 4.9, tal requisitos. estão satisfeitos. Além disso, deve ser necessária uma folga de duas polegadas entre a hélice e o trem de pouso na posição de deflexão estática e, no momento da decolagem, esse parâmetro é atendido também pode ser visto na fig. A posição do CG da aeronave deve estar entre uma área coberta por ângulos de 15º a 25º com a posição de contato do convés do trem principal com o solo na posição horizontal (Fig. 4.9) e deve ser de pelo menos 25º com a linha vertical vista do aeronave na posição dianteira.

Três Vistas

Desenho 3D

A seguir apresentamos o ajuste do peso da aeronave com base na estimativa dos diversos componentes, peças e acessórios contidos na aeronave. Alguns pontos merecem destaque, como a escolha do tanque de combustível na asa para melhorar a distribuição de massa e centro de gravidade e a necessidade de se considerar a presença do paraquedas balístico, pois afetaria o CG se considerado apenas após o projeto foi concluído.

Refinamento do Peso da Aeronave

Asa
Fuselagem
Empenagem Horizontal
Empenagem Vertical
Trem De Pouso
Controles

Como temos duas opções de classificação de peso para a fuselagem, a configuração de projeto otimizada foi selecionada e utilizada, pois a estrutura é feita de liga de alumínio de acordo com a curva de projeto otimizada. O peso do trem de pouso foi estimado em 6% do peso bruto para o tipo convencional e 7% para o triciclo. Assumindo 70% deste peso para o trem de pouso principal e outros 30% para a cauda ou tailplane, dependendo da configuração.

Em seguida temos uma descrição do passeio de CG nas duas configurações de aeronaves, e posteriormente uma explicação e tabela de valores dos pesos melhorados.

Passeio do Centro de Gravidade

Primeira tentativa de Passeio do CG

Inicialmente, foi feita e discutida uma proposta inicial de um tour pelo centro de gravidade da aeronave, mas notou-se que a posição do centro de gravidade estava muito à ré. A posição inicial do CG foi de 36% a 40% da CMA para a condição triciclo e 39% a 42% da CMA para a condição convencional.

Segunda tentativa de Passeio do CG

Terceira e ultima tentativa de Passeio do CG

Tabela de Pesos e Momentos Estáticos

No desenho abaixo (Figura 7.3), o problema da copa começa a ser resolvido e ganha uma forma mais arredondada; a envergadura também é corrigida para 11,25 m e a relação de aspecto é próxima de 8. Devido às dificuldades em definir a estética da aeronave e também os volumes da cauda criando desenhos CAD, optou-se por voltar aos desenhos à mão, aproveitando já considerado fechado. Aqui já podemos ver o afinamento do casco imediatamente atrás da cabine e a harmonia entre as curvas da cúpula.

Os aerofólios e as caudas já estão definidos, a asa já foi reposicionada de acordo com o C.G.

Tipo

Versões

Asas

Fuselagem

Cauda

Trens de pouso

Grupo Moto-propulsor

Acomodações

Equipamentos

Características Técnicas

Para o desenvolvimento dos cálculos aerodinâmicos será aplicado o procedimento de cálculo aerodinâmico para aeronaves subsônicas leves proposto por Pinto (1999). Este procedimento elimina as simplificações aplicadas no método proposto por Pullin (1976), levando em conta as variações no comportamento aerodinâmico de cada componente com a velocidade e deflexões do profundor para manter o equilíbrio longitudinal a cada velocidade.

Dados Iniciais

Determinação da Faixa de Velocidades para Cálculo

Número de Reynolds ao Longo da Envergadura

A Tabela 9.1 mostra os números de Reynolds encontrados em cada seção da asa para a faixa de velocidade avaliada.

Coeficientes de Sustentação

C L da Aeronave em Vôo Equilibrado
Coeficiente de Momento Aerodinâmico da Aeronave
Determinação do Centro Aerodinâmico da Aeronave
Coeficiente de Sustentação da Empenagem Horizontal em Vôo
Coeficiente de Sustentação do Conjunto Asa-Fuselagem
Variação do Coeficiente de Sustentação da Asa em Relação ao Ângulo
Ângulo de Ataque da Aeronave
Ângulo de Ataque da Asa

A Tabela 9.4 mostra os coeficientes de sustentação do conjunto asa-fuselagem para a faixa de velocidade avaliada. O valor de ao, obtido dos gráficos ou características dos perfis escolhidos, mostra a variação do coeficiente de sustentação da asa em relação ao ângulo de ataque para o perfil bidimensional. Os fatores de interferência entre a distribuição de sustentação da asa e da fuselagem são determinados pelo gráfico 6.5.1 (Pullin et al., 1976) pela relação entre o diâmetro máximo do corpo equivalente de revolução e a envergadura.

Sendo Kw(f) e Kf(w) são os fatores de interferência entre a distribuição de sustentação da asa e da fuselagem.

Deflexões do Profundor

Efeito de Downwash da Asa sobre a Empenagem Horizontal
Variação do Coeficiente de Sustentação da Empenagem Horizontal com
Variação do Coeficiente de Sustentação da Empenagem Horizontal com
Incidência da Empenagem Horizontal
Deflexões do Profundor

A variação do coeficiente de sustentação do vão horizontal com a mudança do seu ângulo de ataque é afetada por duas características básicas: os efeitos tridimensionais do vão e o efeito do vão entre o estabilizador e o profundor do vão. A seguinte equação será usada para determinar a mudança no coeficiente de elevação da abertura horizontal. Finalmente, do gráfico 4.12b, obtém-se o valor da variação do coeficiente de sustentação da abertura horizontal com a deflexão do elevador corrigida pelo efeito do vão entre o elevador e a abertura.

Assim, a Tabela 9.15 mostra a variação do coeficiente de elevação do vão horizontal com a deflexão do elevador corrigida para os efeitos da geometria do elevador.

Coeficientes de Arrasto

Área de Referência da Asa
Coeficiente de Arrasto Parasita da Asa
Acréscimo de Arrasto Devido às Frestas do Aileron
Coeficiente de Arrasto Induzido da Asa
Coeficiente de Arrasto Parasita da Fuselagem
Coeficiente de Arrasto Induzido da Fuselagem
Acréscimo de Arrasto Devido ao Fluxo da Hélice
Coeficientes de Arrasto Parasita da Empenagem Horizontal
Coeficientes de Arrasto Induzido da Empenagem Horizontal
Coeficientes de Arrasto da Empenagem Vertical
Acréscimos dos Coeficientes de Arrasto Devido aos Efeitos de
Arrasto do Trem de Pouso Principal
Arrasto Devido a Coleta de Ar
Coeficientes da Aeronave Completa

A Tabela 9.18 mostra os valores dos coeficientes de resistência parasitária e tolerâncias de slot para a faixa de velocidade analisada. A Tabela 9.23 mostra os valores dos coeficientes de resistência do ar parasita da armadura, bem como os valores dos parâmetros utilizados no cálculo. Segundo Pullin (1976), o coeficiente de arrasto induzido de uma pena horizontal pode ser determinado analogamente ao mesmo coeficiente de uma asa.

Os coeficientes de arrasto da aeronave completa são obtidos somando todos os componentes do coeficiente de arrasto calculados.

Coeficientes Calculados

Razão de Planeio e Velocidade de Afundamento

Gráficos

Wing Parasitic Causado pelo arrasto da asa devido aos lados Casco Parasitic Causado pelo arrasto da fuselagem devido ao fluxo da hélice Parasitic do emp.

Dados De Entrada

Dados da Aeronave

Dados da Hélice

Dados do Motor

Dados Extras

Polar de Arrasto da Aeronave

Introdução

Condições de vôo propostas

Cálculo da Potência Requerida (PREQ)

Determinação da Razão de Avanço da Hélice (J)

Determinação do Rendimento da Hélice (ηP)

Determinação da Potência Disponível (Pdis)

Curva de “Potência x Velocidade”

São apresentadas duas curvas de potência disponíveis, para potência máxima e para 75% da potência do motor.

Resultados obtidos

Determinação da Razão de Subida (“Vv”)

Resultados obtidos

Com o gráfico acima é possível determinar a velocidade máxima de subida e a velocidade máxima de subida para as diversas situações propostas.

Determinação da Autonomia da (“E” Endurance)

Resultados obtidos

Berguet sugere que o valor da autonomia da aeronave em projeto seja considerado apenas 85% do valor obtido por sua formulação, devido à dificuldade de manter o vôo em regime constante durante um período mais longo.

Cálculo do Alcance – R (Range)

Resultados obtidos

Cálculo da Distância da Corrida de Pouso

Cálculo da Distância de Planeio
Calculo da Distância de Desaceleração em Vôo
Cálculo da Distância de Desaceleração no Solo
Cálculo da Distância de Desaceleração Total

O valor assumido aqui é a velocidade estipulada nos requisitos de projeto, 45 nós ou 23,15 m/s, pois a velocidade de estol encontrada nos cálculos de desempenho acima foi inferior a esta.

Resultados Gerais

Conclusão

Controle Direcional Estático

Determinação da faixa de velocidades para cálculo
Cálculo da variação do coeficiente de sustentação da empenagem vertical
Cálculo da variação do coeficiente de sustentação da empenagem vertical
Cálculo da variação do coeficiente de momento na articulação do leme
Cálculo da variação do coeficiente de momento na articulação do leme
Cálculo da variação do momento de guinada da aeronave com a variação
Cálculo das Características de Estabilidade Controle Direcionais
Margem de estabilidade direcional pedal fixo
Margem de estabilidade direcional pedal livre
Ângulo de flutuação do leme
Força no pedal para manter vôo glissado

Uma vez obtidos os valores de ß, pode-se avaliar a variação do coeficiente de sustentação da empenagem vertical com a variação do ângulo de ataque para a mesma. Deve-se também calcular a correção do coeficiente de sustentação da empenagem devido aos efeitos de balanceamento do leme. Também é possível corrigir o valor dessa variação devido aos efeitos de chifre da empenagem vertical.

Por exemplo, a Tabela 11.11 e a Figura 11.8 apresentam os valores da força do pedal para diferentes casos de voo planado.

Controle Longitudinal Estático

Parte I - Definições Geométricas
Corpo Equivalente de Revolução (CER)
Parte II – Características de Estabilidade
Cálculo dos Pontos Neutros
Parâmetro de Densidade Longitudinal
Ponto de Manobra Manche Fixo (h m )
Pouso de Pista
Pouso três pontos
Ponto de Manobra Manche Livre (h m ’)
Margens Estáticas de Estabilidade
Margens de Manobra
Deflexão do Profundor para Vôo Equilibrado
Força no Manche para vôo Equilibrado
Variação da deflexão do manche por “g” para realizar manobra
Normalização da Força no manche em relação ao fator de carga (n-1)

A Figura 11.13 mostra a vista lateral e a planta baixa do casco em estudo, que foi dividido em 43 estações. Esta parte do relatório apresenta os cálculos necessários para determinar os pontos neutros de manche fixo e livre, pontos de manobra de manche fixo e livre, limites de estabilidade estática, limites de manobra, desvio de altitude para voo balanceado com carga igual a 1, desvio de altitude para voo balanceado com fator de carga máximo, força do manche para voo balanceado e alteração da deflexão do manche para "g" para realizar a manobra. Os valores do ponto neutro do stick devem ser calculados para voo nivelado e horizontal, pouso em pista e condições de pouso de três pontos.

Os valores do ponto neutro do manche livre devem ser calculados para voo reto e nivelado, pouso em pista e condições de pouso de três pontos.

Determinação do Envelope de Vôo

Definição das Velocidades

Velocidade de Cruzeiro (VC)

Velocidade Nunca Excedida em Mergulho (VD)

Velocidade de Manobra

Velocidade Máxima de Operação com Flapes

Definição dos Fatores de Carga

Fatores de Carga de Manobra

Fatores de Carga de Rajada

Curvas de Vôo com Coeficiente de Sustentação Máximo

Diagrama V-n

Cálculos de Cargas na Asa

Cargas Aerodinâmicas

Cargas no Trem de Aterragem

Fatores de Carga para Pouso

Cargas no Solo

Cálculo de Cargas nas Empenagens

Cargas na Empenagem Horizontal

Cargas na Empenagem Vertical

Cargas no Berço do Motor

Cargas Verticais Combinadas ao Torque do Motor

Cargas Laterais no Berço do Motor

Cargas na Fuselagem

Cargas na porção anterior da fuselagem

Cargas na Porção Posterior da Fuselagem

Cargas nos Comandos

Cargas no Sistema de Comando do Profundor

Cargas no Sistema de Comando do Leme de Direção

Cargas no Sistema de Rolamento

Dimensionamento da Longarina Principal da Asa

Verificação das Margens de Segurança da Alma contra Flambagem

Determinação da Tensão de Cisalhamento Última da Alma

Verificação da Máxima Área entre Reforçadores e dos Esforços

Seleção do reforçador

Margens de segurança da longarina contra falha por momento fletor . 286

Determinação da distância entre rebites na linha de união mesas-alma289

DIMENSIONAMENTO DA FUSELAGEM ANTERIOR: TRELIÇA

Análise: Cargas transmitidas pela asa com fator de carga de 4,9 g

Dimensionamento da Fuselagem Posterior: Cone de Cauda

Esforços de flexão

Esforços de cisalhamento

Esforços de torção

Dimensionamento do Trem de Pouso

Sistema de Trem de Pouso – Triquilha

Tensão de Flexão

Dimensionamento do Comando de Aileron

Dimensionamento do Suporte Ssa-Fuselagem

Indicador de Velocidade

Horizonte Artificial

Altímetro

Turn & Bank

Giroscópio

Medidor de Velocidade Vertical

Relógio e Medidor de Temperatura do Ar Externo

Medidor de Combustível

Pressão de Combustível

Pressão e Temperatura do Òleo

Voltímetro e Amperímetro

VOR

Tacômetro

Transponder

GPS

Tubo de Pitot

Disposição dos Instrumentos