1.1 – Motivação - Gomes_2009.pdf

Existe uma cada vez maior procura de Mini UAV (veículos aéreos não tripulados de pequenas dimensões) devido às suas grandes potencialidades e vantagens. Como são simples e não requerem o emprego de tecnologia avançada, constituem uma solução viável para países que não possuem financiamento para desenvolver, fabricar ou construir equipamento aeronáutico convencional.

Por outro lado, existe o potencial de uso em aplicações civis, o que cria o interesse pelo desenvolvimento de UAV’s simples e pequenos para uma grande variedade de fins.

O conceito de veículo aéreo não tripulado (UAV) não é propriamente inovador. As primeiras ideias remontam o ano 1916, mas não passaram só de ideias porque a tecnologia disponível não o permitia.

Durante a 1ª Guerra Mundial, apareceram as primeiras aeronaves de controlo remoto (basicamente eram torpedos aéreos capazes de transportar explosivos) e o mesmo se sucedeu na 2ª Guerra Mundial com os mísseis V1.

Só em 1980 e 1990 é que as aeronaves não tripuladas começaram a desempenhar funções mais importantes devido à capacidade da tecnologia electrónica permitir a realização de missões sem controlo humano.

Recentemente, os UAV têm vindo a experimentar um grande crescimento na indústria aeronáutica. Actualmente, já detém uma boa parcela da indústria aeronáutica e estudos realizados em 2006 revelam que este crescimento irá continuar, prevendo se gastos anuais na ordem dos 8 biliões de dólares americanos no final de 2017 [1].

Fig.1.1 – Gastos anuais no sector dos UAV [2]

O trabalho apresentado nesta dissertação consiste na concepção de uma célula miniatura de um veículo aéreo não tripulado (Mini UAV), que poderá ser destinada a dar apoio a operações tácticas, que possa transmitir informação em tempo real ou em tempo quase real. A aeronave deve ser de construção fácil a partir de materiais e componentes disponíveis comercialmente. Este desenvolvimento vai centrar se em métodos de concepção usados para desenvolver aeronaves convencionais de passageiros.

peso reduzidos para facilitar a operação de lançamento à mão ou com ajuda de um cabo “bungee” em terreno aberto ou, lançamento e recepção no convés caso a sua utilização seja em navios rápidos de patrulha (FPB).[3]

À semelhança dos modelos da mesma categoria com a mesma finalidade, as missões deverão ser executadas a uma altitude de 150 a 300 m (500 a 1000 pés). A grande diferença é que terá de servir missões com um raio de acção de 50 km.

!"

Relativamente às aeronaves convencionais:

Baixo custo unitário;

Baixo custo de manutenção;

Não necessita de tripulação (sem custo de formação da tripulação);

Pode voar de dia e de noite, totalmente sob controlo de um computador;

Fácil transporte (transportável por equipas pequenas – 2 ou 3 pessoas);

Económico a nível de consumos e menos poluente;

Não requer pistas para descolagem e aterragem;

Difícil detecção – fácil infiltração (menor assinatura no radar e menor assinatura sonora);

Danos e consequências menores em caso de acidente (seguro inferior):

Menores danos materiais devido à menor energia cinética;

Nenhum ferimento ou morte do piloto no acidente;

A figura 1.2 mostra a comparação entre duas soluções (um Mini UAV e uma aeronave convencional) para executar missões de reconhecimento.

# $ %

A maior preocupação da FAA (Federal Aviation Administration) sobre as operações dos UAV é a segurança em espaço aéreo civil. É essencial que estes veículos não cheguem muito próximo de aeronaves que transportem pessoas ou que comprometam a segurança de pessoas em a terra.

Quando uma equipa militar ou uma agência do governo pretende operar um UAV em espaço aéreo civil, a FAA avalia o pedido e envia um COA (Certificate Of Authorization), baseando se nos seguintes princípios:

O COA autoriza o operador a usar um espaço aéreo definido e inclui provisões únicas para cada operação.

A maioria, se não todos, dos COAs requerem uma adequada coordenação com o controlo de tráfego aéreo e exigem que o UAV tenha um “transponder” capaz de operar no modo de controlo de tráfego aéreo padrão com relatório automático da altitude.

Para certificar que o UAV não venha a interferir com outra aeronave, é recomendado um observador em terra ou uma aeronave que mantenha o contacto visual com o UAV.[6]

Também existem outras regulamentações mais detalhadas relativas aos UAV, mas essas apenas dizem respeito às classes MALE (Medium Altitude Long Endurance) e HALE (High Altitude Long Endurance).

&

%

'

Embora exista uma grande variedade de modelos e classes de UAV’s, os seus processos e métodos de concepção ainda não se identificam como uma ciência certificada, ou pelo menos, ainda não normalizada.

Alguns estudos realizados sobre este tipo de aeronaves levaram à criação de simples métodos para conceber este tipo de aeronaves. Por um conceito novo e ainda estar em desenvolvimento, não podemos depender destes estudos porque podemos correr o risco de não obter resultados satisfatórios.

Como solução, o desenvolvimento vai se centrar em métodos certificados para a concepção de aeronaves convencionais, procedendo a ajustes e correcções necessárias para que este método se adapte à concepção de Mini UAV’s.

Os métodos e expressões presentes foram baseados na referência bibliográfica

Processo de concepção

O processo típico de concepção de aeronaves convencionais baseia se em métodos comparativos e estatísticos desenvolvidos a partir de uma grande variedade de estudos, testes e de dados provenientes de aeronaves de sucesso ao longo da história. O resultado resume se num processo iterativo com passos definidos que visam produzir dados suficientes para se obter uma solução óptima. Este processo é ilustrado na figura 2.1 e todos os passos importantes são seguidamente descritos.

$ (

O processo de concepção tem início quando é apresentado o problema, ou seja, o conjunto de requisitos que precisam de ser satisfeitos. Normalmente são especificados pelo cliente ou pela entidade que pretenda adquirir uma solução com todas características pretendias, ou então pela própria organização que está a desenvolver o projecto, com finalidade de conquistar uma quota do mercado.

De uma maneira ou de outra, são os requisitos que afectam como a solução deve ser desenvolvida e deve se cumprir o máximo de requisitos possíveis, senão todos.

) * %

Com base nos requisitos impostos inicialmente, esboça se o perfil típico da missão contendo informação sobre as condições em que a aeronave terá de operar. O perfil da missão normalmente apresenta se com as etapas de descolagem, subida, voo cruzeiro, descida e aterragem, como demonstra a figura 2.2.

Fig.2.2 – Exemplo de perfil da missão

+ , - . /

Nesta fase, é feita uma pesquisa sobre a tecnologia disponível e de soluções idênticas no mercado. É aqui onde se começa a delinear o formato da solução a desenvolver, estabelecendo decisões iniciais como o tipo de configuração a adoptar, o número de motores necessários, o tipo de trem de aterragem ou o tipo de aerofólio que melhor se adequa a solução.

No que diz respeito à configuração, pode ser determinada pela posição dos motores (“tractor” ou “pusher”) e pela posição das asas (convencional, “canard” e delta).

Uma aeronave na configuração “tractor” possui os motores direccionados para a frente, puxando a aeronave ao passo que uma aeronave na configuração “pusher” possui os motores direccionados para trás, empurrando a aeronave.

Fig.2.3 – Exemplo de configurações “tractor” e “pusher”

A configuração “pusher” apresenta vantagens na medida em que o fluxo induzido pela hélice não é afectado pela presença de qualquer componente como acontece na configuração “tractor”. Apesar disto, a configuração “tractor” é vantajosa nas condições de aterragens e descolagens, visto que a hélice encontra se livre de contacto com o solo.

A selecção do tipo de aerofólio também faz parte de uma decisão inicial importante porque o formato da asa é importante para o tipo de missão que a aeronave vai executar. Aerofólios de baixo arrasto e alta sustentação devem ser a escolha certa para condições de voo a baixa velocidade.

% , %01 % 2 %

A determinação do peso máximo à descolagem é um passo importante no processo de concepção, pois os passos seguintes dependem dos resultados calculados nesta fase, e expresso pela seguinte expressão (2.1):

(2.1) onde:

Wcrew – peso da tripulação e passageiros; Wpayload – peso da carga a transportar; Wf – peso de combustível;

We – peso da aeronave vazia; Wo – peso máximo à descolagem;

Como se trata de UAV’s, a expressão é simplificada e dá origem a expressão (2.2)

(2.2)

A relação We/Wo pode ser determinada pela expressão (2.3):

5 4 3 2 1 max ) / ( ) / (

/ = + (2.3)

onde:

hp/Wo – relação potência/peso; S – área da asa ( 2);

Wo/S – carga alar ( / 2); A – alongamento;

Vmax – velocidade máxima ( );

a, b, C1, C2, C3, C4, C5 – constantes pré estabelecidas do anexo I [8];

Admitindo um valor para A (pode ser estabelecido através de tabelas estatísticas para cada tipo de aeronave – tipicamente menores que 4 para aeronaves velozes e superiores a 6 para

) / ( ) / (

1− −

= ) / ( ) / (

1− −

aeronaves mais lentas) e um valor para a relação hp/Wo (aeronaves como Mini UAV’s devem apresentar valores elevados pois vão executar descolagens via lançamento manual), ficam a faltar os valores de Vmax e Wo/S.

Geralmente, o valor de Vmax é 30% superior ao valor da velocidade de cruzeiro e Wo/S pode ser calculado de diferentes métodos e no final escolhe se o menor deles todos. Normalmente esse valor corresponde à condição de velocidade de “Stall” (velocidade mínima de voo controlado), que é dada pela expressão (2.4).

max 2

2 1

/ = ρ (2.4)

onde:

ρ – densidade do ar ( / 3);

Vstall – velocidade mínima de voo controlado ( / );

max coeficiente de sustentação máximo da asa (tipicamente 0.9 maxdo aerofólio);

Com estes valores calculados, fica a restar a fracção Wf/Wo que é determinada pelas fracções de peso correspondentes a cada segmento da missão. Estas fracções podem ser calculadas da seguinte maneira:

Aquecimento e descolagem

0.99 ~ 0.97

Wi/Wo=

Subida

0325 . 0 0065 . 1 /W

W_{i i1} = − (2.5)

onde:

Voo Cruzeiro         − = − ) / ( 550 exp

/ ₁ !

η (2.6)

onde:

R – raio de acção do segmento de voo cruzeiro ( ); – consumo específico ( / );

η eficiência do motor;

A relação L/D é a relação sustentação/arrasto e é dada pela expressão (2.7).

" " π / / 1 / 0 ₊

= (2.7)

onde:

" – pressão dinâmica ("=0.5

ρ

– factor de eficiência Oswald;

Espera         − = − ) / ( 550 exp

/ ₁ #

η

onde:

E – tempo de espera ( );

V – velocidade de espera ( / ); – consumo específico ( / );

Descida e aterragem

997 . 0 ~ 990 . 0 /W W_{i i1} =

Os valores de arrasto parasita e factor de eficiência de Oswald, ₀ e respectivamente, são inicialmente admitidos com o valor de 0.02 e 0.85 porque nesta fase ainda não existem dados suficientes para qualquer estimativa aerodinâmica.

Com estes valores todos, consegue se determinar o valor de Wf/Wo com a expressão (2.9).

   

  −

=1.06 1 $

/ (2.9)

Onde Wx/Wo é o produto das fracções de todos segmentos da missão.

3 % % , , / %'

O dimensionamento geométrico da asa pode ser feito com ajuda dos valores obtidos no passo anterior e com os dados do aerofólio escolhido. Em primeiro lugar, determina se o valor da envergadura com ajuda da expressão (2.10).

= (2.10)

onde

A – alongamento; S – área alar ( 2);

Em seguida, estabelece se um valor de estreitamento da asa λ e um ângulo da linha que percorre 25% da corda ao longo da asa Λ _/4. Estes valores podem ser escolhidos com ajuda das figuras 2.4 e 2.5.

Fig.2.5 – Tendências dos valores de λ vs Λ _/4 [8]

Com estes valores assumidos, podem se determinar os comprimentos das cordas na raiz, da ponta e do centro aerodinâmico da asa com as expressões:

) 1 ( 2 λ +

= (2.11)

λ

= (2.12)

λ λ λ + + + = 1 1 3 2 2 (2.13) ) 1 )( 2 1 (

6 + λ +λ

=

% (2.14)

) 1 ( 1 tan

tan _/4

λ λ − − + Λ =

Λ _# (2.15)

onde

λ relação de estreitamento; envergadura de asa( );

comprimento da corda no centro aerodinâmico da asa( );

% distância do centro aerodinâmico da asa à linha central da aeronave( ); #

Λ ângulo do bordo de ataque ( ); A – alongamento;

S – área alar ( 2);

Com os resultados das expressões, pode se desenhar a asa como mostra a figura 2.6.

Fig.2.6 – Geometria da asa [8]

Por último, os planos horizontal e vertical da empenagem podem ser dimensionadas por um método simples (expressões 2.16 e 2.17) em que só e preciso admitir uma distância entre os centros aerodinâmicos das asas e o coeficiente volumétrico da cauda, que é obtido através do anexo II.

& &

& = (2.16)

'& '&

'& = (2.17)

onde

envergadura da asa principal( ); área da asa principal( 2);

& distância do centro aerodinâmico da asa ao plano vertical da empenagem (figura2.5.4) ( );

'& distância do centro aerodinâmico da asa ao plano horizontal da empenagem (figura2.5.4) ( );

comprimento da corda no centro aerodinâmico da asa( ); '& coeficiente volumétrico do plano horizontal da empenagem;

& coeficiente volumétrico do plano vertical da empenagem; '& área alar do plano horizontal da empenagem ( )

2 ; & área alar do plano vertical da empenagem ( )

Fig.2.7 – Posições das asas [8]

Com os valores das áreas alares dos planos da empenagem, consegue se facilmente determinar a geometria aplicando o mesmo método usado para determinar a geometria da asa principal.

# " 0 4%

O estudo aerodinâmico é outra área importante na concepção de aeronaves visto que estas usam o ar para produzir a força necessária de sustentação e as forças para o controlo de nível e direcção de voo. Porém, estas forças são criadas por meio de fricção que dá origem a uma força de arrasto. Esta força de arrasto é designada de arrasto induzido para sustentação.

Outra força que também produz arrasto é a força relacionada com a fricção de todas superfícies em contacto com o ar e que não produzem sustentação (fuselagem, antenas, trens de aterragem, gôndolas ou “nacelles”). Esta força de arrasto é designada de arrasto parasita.

O estudo aerodinâmico vai incidir na geometria da aeronave escolhida subcapítulo anterior (2.5) e estimar valores importantes para a condição predominante de voo (usualmente correspondente à condição de voo cruzeiro) e que são necessários para os passos seguintes.

Basicamente, uma situação de voo em equilíbrio pode ser traduzida pelas equações (2.18) e (2.19).

" =

= (2.20)

"

& = = (2.19)

onde

peso da aeronave (lb); força de sustentação (lb); & força de impulsão (lb);

força de arrasto (lb); S – área alar ( 2);

coeficiente de sustentação; coeficiente de arrasto;

(

)

= (2.20)

onde

0 arrasto parasita;

( factor de arrasto induzido para sustentação; coeficiente de sustentação;

min valor de mínimo (no caso de aerofólios assimétricos);

O valor de arrasto parasita vai depender do formato e de toda a superfície que esteja em contacto com o ar, bem como todo o arranjo dos diferentes componentes que constituem a aeronave. O método das componentes permite determinar este valor, associando os coeficientes de atrito local, áreas de contacto, factores de forma e interferência de cada componente. As seguintes expressões permitem determinar o valor do arrasto parasita.

(

)

0

Σ

= (2.21)

ρ

!= (2.22)

(

)

(

)

10 1 0.144 log

455 . 0

! +

= (2.23)

Factor de forma da asa e planos da empenagem

(

)

[

(

)

]

4 cos 34 . 1 100 / 6 . 0 1 $ ** Λ               +       +

= (2.24)

Factor da fuselagem

      + + = 400 60 1 3

Factor de forma das gôndolas ou “nacelles”       + =

** 1 0.35 (2.26)

(

)

= (2.27)

onde

coeficiente de atrito local;

) factor de interferência (1~1.5 dependendo da proximidade dos componentes); ** factor de forma;

superfície exposta ao fluxo de ar( 2); – área alar ( 2);

! número de Reynolds; ρ – densidade do ar ( / 3);

velocidade do ar ( / );

comprimento do componente ( ); viscosidade do ar ( / / );

– número de mach;

(

)

Λ ângulo da linha correspondente à máxima espessura do aerofólio ( );

max área máxima frontal ( ) 2

;

O factor de arrasto induzido para sustentação K, pertencente ao segundo termo da expressão (2.21), pode ser estimado pelo método da eficiência de Oswald e que é traduzido pelas expressões 2.28 a 2.30

( π

1

Para asas rectangulares 64 . 0 ) 045 . 0 1 ( 78 .

1 ₋ 0.68 ₋

= (2.29)

Para asas com Λ _# >30

1 . 3 ) )(cos 045 . 0 1 ( 61 .

4 − 0.68 Λ 0.15 −

= _# (2.30)

onde

( factor de arrasto induzido para sustentação; – alongamento;

– factor de eficiência Oswald;

No que diz respeito à sustentação, é preciso determinar o valor de _maxefectivo da asa. Anteriormente, mostrou se que este valor podia ser facilmente estimado para os passos iniciais (correspondente a 90% _max do aerofólio), mas agora que se tem a geometria da asa, pode ser determinada da seguinte maneira:

4 / max

max =0.9 cosΛ (2.31)

Esta expressão permite obter valores coerentes para condições de voo a baixa velocidade e pode se verificar que para ângulos baixos da linha a 25% da corda, maximiza se o coeficiente de sustentação. Para velocidades superiores ( >0.2), o método semi gráfico é mais apropriado, mas como os UAV’s são aeronaves lentas, não é necessário recorrer a tal método.

Outro valor importante, é o valor da curva característica de sustentação da asa ou _α que permite como o nome indica traçar a curva de sustentação da asa dentro do domínio linear. Este valor é determinado pela expressão (2.32).

( )

β

η

β

π

2 2

1−

=

β (2.33)

2 1 07 . 1       + =

* (2.34)

onde

α curva característica de sustentação da asa (1/rad);

– alongamento;

β factor de Prantl Glauert; M – número de mach;

max

Λ ângulo da linha correspondente à máxima espessura do aerofólio ( );

exp superfície da asa exposta ao fluxo de ar ( ) 2

; área alar ( 2)_;

* factor de sustentação da fuselagem; diâmetro da fuselagem entre a asa ( ); envergadura de asa( );

Com a expressão 2.35, consegue se obter o coeficiente de sustentação para diferentes ângulos de ataque.

) (α α₊

α −

= (2.35)

onde

α curva característica de sustentação da asa (grau1);

α

∂ ângulo de sustentação nula do aerofólio (graus);

5 % ,

A estimativa de pesos é uma parte crítica na concepção de aeronaves porque o peso interfere com muitos dos diferentes passos de todo o processo. O peso vazio We para um dado peso máximo à descolagem Wo foi determinado anteriormente com os processos descritos acima, mas este valor de We foi submetido sobre a condição de como um todo. A estimativa de pesos permite determinar o peso das diferentes partes que compõem a aeronave, oferecendo nos uma noção mais precisa do peso vazio We e possivelmente um crescimento de peso em relação ao valor anteriormente calculado. Outra parte importante desta parte é que, permite saber a localização exacta do centro de gravidade da aeronave como a sua oscilação durante a missão. Esta informação é vital para os estudos de estabilidade que serão vistos mais tarde.

Para a categoria de aviação geral, aplica se o seguinte método para determinar o peso dos diferentes elementos:

(

)

0 3 . 0 04 . 0 006 . 0 6 . 0 2 0035 . 0 758 . 0 cos / 100 cos 036 .

0 " ,

-−       Λ       Λ

= λ (2.36)

(

)

043 . 0 2 12 . 0 896 . 0 168 . 0 414 . 0 0 cos cos / 100 016 . 0 − −       Λ       Λ

= ,_- "

λ

(

)

357 . 0 2 12 . 0 873 . 0 122 . 0 376 . 0 0 cos cos / 100 2 . 0 1 073 . 0 . . . -.

. , "

' '

λ

(

)

= 0.177 −0.051 −0.072 0.241

0 086 . 1 ) / ( 052 .

0 (2.39)

271 . 0 ) ( 9 .

11 + /

(

) (

)

= (2.41)

(

) (

)

12 / 125

.

0 ,

= (2.42)

, 922 . 0 575 . 2

= (2.43)

157 . 0 242 . 0 363 . 0 726 . 0 / 1 1 49 .

2 _ , ,

     +

= (2.44)

(

)

0 × −

= 0 ,_- (2.45)

0 001 . 0

= (2.46)

933 . 0 117 . 2 _.

. = (2.47)

(

)

57 .

12 + _.

= (2.48)

08 . 0 68 . 0 52 . 0 0 265 .

0 , _.

=

− (2.49)

65 0582

.

0 ₀ −

onde

alongamento;

0 envergadura de asa( ); .

'

' / 0 para cauda convencional e 1 para cauda em ‘T’; comprimento da fuselagem( );

comprimento do trem principal( ); comprimento do trem frontal( );

distância do centro aerodinâmico da asa principal ao centro aerodinâmico da cauda( );

número de mach; , número de motores;

, factor de carga de aterragem

(

)

, factor de tanques de combustível;

-, factor de carga estrutural;

/ diferencial de pressão da cabina ( ); " – pressão dinâmica em voo cruzeiro( / 2);

superfície da fuselagem exposta ao fluxo de ar( 2); área do plano horizontal da empenagem ( 2); . área do plano vertical da empenagem ( )

2 ; área da asa principal( 2);

volume dos tanques internos( ); volume da área pressurizada( 3); volume total de combustível( ); 0 peso máximo à descolagem ( );

peso de cada motor ( );

peso de combustível nas asa( );

penalização de peso devido à pressurização( ); . peso da aviónica não instalada( );

peso da asa( );

peso do plano horizontal da empenagem( ); . peso do plano vertical da empenagem( );

peso da fuselagem( );

peso do trem principal( ); peso do trem frontal( ); peso do motor instalado( );

peso dos sistemas de alimentação de combustível( ); peso dos sistemas de controlo d voo( );

peso dos hidráulicos( ); . peso da aviónica( );

peso da instalação eléctrica( );

− peso dos sistemas de ar condicionado e anti gelo( );

peso dos acabamentos( );

Λ ângulo da linha correspondente à 25% da corda do aerofólio ( );

Estes valores são depois somados e comparados com o valor de We calculado. Normalmente a diferença é mínima e pode ser facilmente ajustada. Caso a diferença seja notável, é sinal que algo nos cálculos anteriores não está correcto e terá de ser revisto.

6 ) ,

A propulsão é a forma como as aeronaves desenvolvem impulsão por meio de incitação de ar na direcção oposta ao do movimento. Esta força de impulsão tem que ser igual ou superior à força de arrasto para que se tenha uma condição de voo estacionário ou acelerado.

Tipicamente, as aeronaves usam propulsão a hélice (motores alternativos, motores eléctricos e turbo hélice) ou propulsão a jacto (turbinas a gás e “ramjets”). Como os UAV’s são aeronaves que desempenham missões a velocidades baixas, os sistemas de propulsão a jacto podem ser excluídos porque o rendimento propulsivo destes sistemas a baixas velocidades é muito baixo, tornando o viável para altas velocidades.

Nesta fase, procura se satisfazer a relação hp/Wo (potência/peso) que foi estabelecida inicialmente na fase em que se calcula o valor de Wo e é feita uma avaliação de certos aspectos para garantir que existe força de impulsão suficiente.

Geralmente, procura se um motor que possua potência necessária e procede se a sua instalação com a selecção de tamanho ideal da hélice com ajuda das expressões 2.51 e 2.52

Duas pás: =₂₂4 _(2.51)

Três pás: =₁₈4 _(2.52)

onde

diâmetro ideal da hélice( ); – potência do motor ( );

Mas este diâmetro calculado é o diâmetro ideal se os efeitos compressíveis fossem ignorados, coisa que não acontece na realidade. Então, para se evitar os efeitos compressíveis nas pontas das pás, tem se:

( )

60 π

( )

(2.54)

onde

regime de funcionamento do motor( ); diâmetro da hélice( );

velocidade da aeronave ( / );

velocidade tangencial da pá ( / ); velocidade total da pá ( / );

Como se pode ver, o tamanho da hélice vai ser limitada pela imposição de 950 ft/s para a velocidade total da pá ao nível do mar, implicando que o diâmetro da hélice seja inferior ao diâmetro da hélice ideal.

Escolhido o motor e o tamanho da hélice, é altura de proceder às correcções para prever as possíveis perdas de impulsão porque a eficiência do motor varia com a altitude e o rendimento da hélice com a velocidade. Para se prever a fracção destas perdas, procede se as seguintes correcções:       − − = 55 . 7 / 1 ₀ 0

ρ

ρ

ρ

ρ

1 = (2.56)

5 3 550

ρ

= (2.57)

& / & 550

= (2.58)

(

)

∑

ρ

ρ

η

onde

regime de funcionamento do motor( ); diâmetro da hélice( );

potência do motor na altitude considerada( ); potência do motor ao nível do mar( ); ρ densidade do ar na altitude considerada ( / 3);

0

ρ densidade do ar ao nível do mar( / 3); 1 relação de avanço;

velocidade ( / ); coeficiente de potência ;

/

& / relação entre coeficiente de impulsão e coeficiente de potência; & força de impulsão( );

/

η

/ .

η rendimento efectivo da hélice; coeficiente de atrito local;

(

)

Fig.2.8 Impulsão estática da hélice [8]

7 " 0 %, 8

A análise de desempenho incide sobre a capacidade da aeronave de cumprir os objectivos estabelecidos. Basicamente, é o tratamento e estudo de toda a informação criada anteriormente nas diversas condições de voo que a aeronave poderá encontrar.

O desempenho é um campo de elevada importância e para tal, uma enorme quantidade de cálculos é realizada para se obter informação suficiente sobre as características da aeronave. No caso dos UAV’s, sendo aeronaves destinadas a missões de vigilância ou reconhecimento, não há necessidade de estudar o desempenho em condições extremas de voo. Pode se assumir que análises de desempenho nas condições de voo nivelado, voo ascendente e voo planado, sejam suficientes para determinar as capacidades dum UAV.

Também podem ser consideradas as análises de descolagem e aterragem se tal for algum factor crítico nos requisitos. Isto pode ser o caso de UAV’s de grandes dimensões e destinadas a realizar missões de durações extremas. Mas como o estudo incide sobre aeronaves menores, não há necessidade para tal.

Impulsão mínima para o voo nivelado

0 min

2 (

ρ

= (2.60)

( 0

min = (2.61)

(

)

min =" + (2.63)

Raio de acção

      =       =

Razão de subida       −

= & (2.65)

      − = −1 &

sin

γ (2.66)

onde

velocidade vertical – razão de subida ( / ); γ ângulo de subida( );

– força de arrasto ( );

Voo planado maximizando o alcance

0 /

max

2 (

ρ

= (2.67)

( 0 /

max = (2.68)

0 max

2 1

/ =

π

Voo planado minimizando a razão de descida

0 sin min 3 2 2 (

ρ

= (2.70)

( 2 0 sin min 3

= (2.71)

0 sin

min

16 3

9 , % :

O procedimento de optimização consiste no melhoramento da aeronave já estudada até então. Visto que as fases anteriores já foram capazes de gerar informação suficiente da aeronave, pode se fazer variar certos aspectos e perceber de imediato o seu efeito.

Usualmente, selecciona se dois aspectos fazem se variar uma certa percentagem acima e abaixo do valor da aeronave de referência (aeronave estudada até então). Isto resulta numa matriz 3X3, ou seja, permite estudar oito aeronaves diferentes baseadas na aeronave de referência e que para cada uma é feita uma estimativa de peso máximo à descolagem.

Como se pode verificar, este processo é muito exaustivo porque envolve a repetição de muita coisa já realizada oito vezes. Para evitar este trabalho todo, é aconselhado identificar todas variáveis dependentes dos aspectos seleccionados e encontrar uma relação que permita calcular essas mesmas variáveis em função da variação dos aspectos seleccionados. Isto pode evitar a necessidade de um estudo profundo como foi realizado para a aeronave de referência.

Encontrado o peso máximo à descolagem e mais algumas características importantes de cada aeronave, procede se à selecção das condições de fronteira e traça se o diagrama de optimização. A aeronave ideal para os requisitos será então identificada e estudada ao pormenor.

A parte de estabilidade e controlo é outra secção fundamental na concepção de aeronaves, pois permite organizar e ajustar a mesma para que tenha características de voo estáveis e controláveis. Uma aeronave estável é uma aeronave que apresenta um certo equilíbrio na distribuição dos pesos de modo que seja capaz de realizar um voo nivelado sem constantes ajustes de controlo (efeito de fugóide reduzido ou nulo) e que em caso de mudança de atitude, se mantenha livre de flutuações indesejadas que acabam por resultar em perda de controlo.

O estudo da estabilidade é composto pela análise estática e pela análise dinâmica.

A análise dinâmica consiste sobre o estudo de diversas condições de voo nas quais se têm em consideração os seis graus de liberdade, reflectindo uma complexidade elevada e elevado consumo de tempo. Assim, é deixado a cargo de programas sofisticados de computador especialmente desenvolvidos para estes estudos ou para ensaios em túnel de vento.

Por outro lado, a análise estática assenta sobre condições de estudo pré estabelecidas e é a que permite tornar a aeronave “estável” até uma fase de desenvolvimento avançada.

A análise estática é composta pela estabilidade longitudinal e pela estabilidade lateral, sendo que a estabilidade longitudinal prevalece sobre a estabilidade lateral, ou seja, a estabilidade é garantida pelo caso longitudinal porque normalmente as aeronaves são lateralmente simétricas e a estabilidade lateral fica reservada para o dimensionamento das superfícies de controlo do plano vertical da empenagem.

Estabilidade longitudinal

A estabilidade longitudinal resume se ao equilíbrio dos momentos em relação ao centro de gravidade da aeronave e visto que o centro de gravidade numa aeronave não é fixo devido à variação da quantidade de combustível ou do peso da carga a transportar, é preciso ter o conhecimento da posição do centro de gravidade mais adiante (mais próximo do nariz) e a posição mais afastada (mais longe do nariz).

A figura 2.10 demonstra os momentos longitudinais.

Fig.2.10 Situação típica de estudo da estabilidade longitudinal [8]

Os momentos em torno do centro de gravidade pode se traduzir por:

(

)

(

)

(

)

= (2.73)

onde

momento em torno do centro de gravidade( . ); força de sustentação da asa( );

3 posição do centro de gravidade ( ); 3 posição da asa( );

momento produzido pela asa( . );

momento produzido pela fuselagem( . ); força de sustentação da empenagem;

3 posição da empenagem ( ); & força de impulsão( );

3 posição da entrada de ar ou hélice( );

Dividindo todos os termos da expressão 2.74 por (" ), origina:

(

)

= _α

η

Termo do momento produzido pela asa

      Λ + Λ = cos 2 cos2

0 (2.75)

Termo do momento produzido pela fuselagem ( 2

= (2.76)

Termo do momento produzido pelos efeitos de impulsão ) (& ",

* ,

0 _∂α

∂

= (2.77)

onde

comprimento da corda no centro aerodinâmico da asa( );

η rácio de pressão dinâmica entre a asa e a empenagem (0.85 0.90); área alar da asa( 2)_;

área alar do plano horizontal da empenagem( 2); 0 coeficiente do momento do aerofólio;

largura da fuselagem ( ); comprimento da fuselagem ( ); 0

, numero de pás;

área varrida pela hélice ( 2); Os restantes termos ( ,

α

∂

∂ _,

Fig.2.11 Posição de 25% da corda da raiz [8]

Fig.2.13 – Factor da força normal da hélice [8]

Quando ocorre uma mudança no ângulo de ataque, os momentos em torno do centro de gravidade sofrem alterações e é então considerado o equilíbrio em função dos efeitos associados a esta variação. Este equilíbrio pode ser traduzido por:

(

)

α

α

α

α

η

α (2.78)

Sendo que o ponto neutro de rotação encontra se na posição 3 .

( )

α

α

η

α

α

α

α

η

α

α

Fig.2.14 – Efeito de escoamento sobre a asa [8]

O efeito do escoamento ascendente em função da posição da asa pode ser determinado pela figura 2.15.

Fig.2.15 – Efeito de escoamento ascendente antes da asa [8]

Fig.2.16 – Efeito de escoamento descendente depois da asa [8]

O efeito total sobre a empenagem pode se traduzir por:

α

α

α

1 (2.80)

) ( 1 ) ( + −      ∂ ∈ ∂ − + =

α

α

α

onde

α

α

ângulo da incidência da asa( );

Para se conseguir uma boa estabilidade longitudinal, é preciso que o equilíbrio de momentos em função da variação de ângulo de ataque _α seja nulo. Isto vai resultar na expressão 2.82.

      − −

= _α 3 3

α (2.82)

Em que o termo _   



3 −3

é a margem estática e é o que vai condicionar a estabilidade longitudinal. Tipicamente, uma aeronave estável possui uma margem estática positiva, embora a maioria apresente valores entre 5 a 10%.

Actualmente, com os avanços tecnológicos a nível da aviónica, muitas aeronaves começam a apresentar uma estabilidade estática relaxada, ou seja, são estaticamente instáveis mas usam controlos de voo inteligentes para compensar a instabilidade. Isto pode ser vantajoso em determinados aspectos mas é sempre uma mais valia garantir a estabilidade sem ajudas externas.

Quanto à outra situação crítica de estabilidade longitudinal (quando o centro de gravidade se encontra mais adiante e é aplicada uma deflexão no plano horizontal da empenagem para estabelecer o equilíbrio), pode ser estudada com base na expressão 2.78 e nas expressões 2.83 e 2.84.       − − +       ∂ ∈ ∂ − +

= ( ) 1 ( )

α

α

α

α (2.83)

η

α

α + +

= ( ) (2.84)

onde 0

α

α curva característica de sustentação do plano horizontal da empenagem (1/rad);

Estabilidade lateral

Com a estabilidade longitudinal assegurada, o estudo da estabilidade lateral vai servir apenas para dimensionar o plano vertical da empenagem e as suas superfícies de controlo como também o ajuste da posição lateral dos motores (caso tenha mais que um motor).

Existem duas situações críticas no estudo da estabilidade lateral que correspondem à situação em que a aeronave se encontra em deslize lateral com vento e à situação em que um dos motores está inoperável e o outro em potência máxima (situação de impulso assimétrico). Ambas situações são analisadas para a condição de voo a uma velocidade próxima à da velocidade de perda . A figura 2.17 demonstra o caso típico de estudo da estabilidade lateral com todos efeitos associados.

Fig.2.17 – Situação típica de estudo da estabilidade lateral [8]

As situações de guinada e rolamento podem ser traduzidas por: Guinada

(

)

(

)

. 3 3 , , , &% % * 3 3

*

Rolamento

( )

= _δ

δ

onde

, momento lateral em torno do centro de gravidade( . ); .

* força lateral no plano vertical da empenagem( ); , momento produzido pela asa( . );

, _δ momento produzido pela deflexão dos “ailerons”( . ); δ ângulo de deflexão dos “ailerons”( );

, momento produzido pela fuselagem( . ); & força de impulsão( );

% braço da impulsão( );

força de arrasto correspondente ao motor parado( ); * força normal da hélice( );

.

3 posição do plano vertical da empenagem( ); momento lateral em torno do eixo X( . );

momento produzido pela asa( . );

δ momento produzido pela deflexão dos “ailerons”( . );

.

4 distância da linha central ao centro aerodinâmico do plano vertical da empenagem( );

Dividindo todos os termos das expressões acima por (" ), origina:

Guinada

(

)

Em que,

(

)

(

)

" 3 3 * _. . . . . . . . − ∂ ∂ = − =

β

β

η

β (2.88)

4 .

.

. 0.4 0.009

cos 1 06 . 3 724 .

0 − +

Λ + + =       ∂ ∂

β

β

η

Termo do momento produzido pela asa na guinada

(

)

 − Λ

+ Λ − − Λ       Λ + Λ −

= 6(3 3 )sin

cos 8 2 cos cos 4 tan 4 1 2 2

π

π

β (2.90)

Rolamento

.

β

β

δ

β + +

= (2.91)

Em que,

( )

( )

" 4 * _{. . .} . . . . .

_β

β

η

= (2.92)

Termo do momento produzido pela asa no rolamento

( )

β

β  + +

  

 

= _Γ (2.93)

Contribuição do efeito geométrico ângulo de diedro da asa

( )

Γ _{3(1 )}

Contribuição do efeito da posição vertical da asa na fuselagem

(

)

2 2

.

1 4 +

− =

β (2.95)

Sendo que o valor de _   

  β

pode ser estimado com base na figura 2.18.

Fig.2.18 – Efeito diedro na flecha da asa [8]

Termo do momento produzido pela fuselagem

        −

= 1.3 (2.96)

Termo do momento produzido pela deflexão dos “ailerons”

δ δ

δ = =−0.2 (2.97)

onde

β

α curva característica de sustentação do plano vertical da empenagem (1/rad);

área alar da asa( 2)_;

. área alar do plano vertical da empenagem( ) 2

4 posição vertical da asa em relação à linha central da fuselagem( ); comprimento da fuselagem ( );

largura da fuselagem ( ); coeficiente de sustentação;

Γ ângulo de diedro ( ); volume da fuselagem( 3);

" 0

A análise de estruturas é o ultimo passo do desenvolvimento conceptual, pois a análise de custos para este tipo de aeronave não apresenta grande complexidade devido às suas dimensões e a quantidade de materiais usada na sua fabricação.

Na análise de estruturas procura se determinar os esforços que a aeronave vai estar sujeita nas condições mais desfavoráveis e garantir que a mesma resiste sem que haja um aumento de peso relativamente ao calculado anteriormente.

A determinação dos esforços é baseada no factor de carga que simboliza o número de vezes em que se está sujeito à aceleração da gravidade (por exemplo n = 2g significa que se está sujeito a uma carga equivalente a duas vezes o peso da aeronave). O factor de carga pode variar de valores entre 1 (situação de voo nivelado) e 9 (situação super crítica de uma aeronave de combate ou acrobática em curva apertada), dependendo do tipo de serviço que a aeronave vai desempenhar. Aeronaves destinadas a operar em condições mais severas implicam um factor de carga elevado, enquanto que aeronaves destinadas a voos suaves e calmos podem usar factores de carga mais baixos (tipicamente acima de 2.5 para garantir segurança em relação a vidas humanas). No que diz respeito a Mini UAV’s não é necessário terem factores de carga elevados porque não vão suportar condições rigorosas e, como tal factores de carga a partir de 1.5 já se podem considerar aceitáveis. Convém lembrar que o factor de carga é depois multiplicado pelo factor de segurança (tipicamente 1.5) para originar o factor de carga efectivo.

Fig.2.19 – Diagrama V n de manobra [8]

No diagrama V n de manobra podem se encontrar pontos críticos quando o ângulo de ataque é máximo à velocidade de mergulho _. (situação de elevado ângulo de ataque com a máxima pressão dinâmica associada). A velocidade de mergulho _. pode ser estimada como sendo a velocidade terminal da aeronave (quando o arrasto iguala ao peso e a força de arrasto só depende do arrasto parasita) ou simplesmente pode ser assumida como um valor acima da velocidade de cruzeiro porque o mergulho vertical é uma manobra mais usual em aeronaves de combate.

Os esforços considerados no diagrama V n de manobra podem sofrer alterações quando a aeronave é sujeita a turbulência. Neste caso, os esforços limites vão variar consoante a intensidade do vento investido sobre a aeronave. Tipicamente, a velocidade do vento de rajada 5 é assumida com um valor de 25 ft/s para velocidades de mergulho, 50 ft/s para velocidades de cruzeiro e 60 ft/s para velocidades de baixas (estes valores são normalizados).

E o efeito da turbulência pode ser traduzido da seguinte forma:

α

ρ

) / ( 2

= (2.98)

+ =

3 . 5

88 . 0

) / ( 498

1± ( 5 α

= (2.100)

onde

rácio de massa;

aceleração da gravidade ( ₌32.2 / 2)_; ( factor de alívio;

5 velocidade da rajada( / );

Estes efeitos das rajadas combinados com os esforços de manobra resultam no diagrama V n combinado (figura 2.20).

A intensidade dos esforços causados pela rajadas varia de aeronave para aeronave, sendo as aeronaves mais pesadas as que sofrem menor intensidade e as aeronaves mais leves as que sofrem maiores esforços. Isto é sinónimo de que uma aeronave leve como um Mini UAV, sofrerá elevados esforços adicionais devido às rajadas (fazendo com que o factor de carga limite do diagrama de manobra duplique ou mesmo triplique) e dimensionar uma estrutura capaz de resistir tais esforços iria tornar a aeronave demasiado pesada. Para evitar tal problema, a melhor solução é a de excluir o serviço sobre condições atmosféricas rigorosas.

;

3

O exercício que se segue, consiste na aplicação do método descrito anteriormente e tem como objectivo desenvolver uma célula miniatura de um veículo aéreo não tripulado (Mini UAV) para executar missões de apoio táctico e reconhecimento.

; / ,

É de referir que os cálculos necessários a realizar no dimensionamento foram previamente programados de modo a facilitar todo o processo e os resultados serão representados com unidades não típicas do sistema internacional (S.I.). Esta decisão deve se ao facto da bibliografia disponível se apresentar em unidades imperiais e também pelo simples facto deste tipo de unidades ser usual no sector aeronáutico.

Para contornar esta adversidade, os valores mais importantes e as medidas finais, serão convertidas para as unidades de sistema internacional.

,

*

/

;

-A aeronave terá de cumprir os seguintes requisitos

Peso máximo à descolagem: 5 kg ou 11 lbs;

Raio de acção: 50 km ou 27 n.m.;

Velocidade de cruzeiro mínima: 50 km/h ou 27 kts;

Realização de missões à altitude: 150 ~ 300 m ou 500 ~ 1000 ft;

Capacidade de transportar equipamento electrónico indispensável às missões;

Fácil fabricação e de baixo orçamento;

Operável por uma equipa de dois elementos.

) * %

Como um dos requisitos principais é o limite de raio de acção, reparte se a missão típica a realizar em três segmentos importantes:

1º Segmento – voo cruzeiro de ida;

2º Segmento – espera (turno de vigilância sobre o alvo);

3º Segmento – voo cruzeiro de volta.

Este perfil apresenta se vantajoso na medida que garantimos o regresso do equipamento ao ponto de lançamento (situação vital em campo de batalha) e também na medida em que se trata de um UAV.

O perfil detalhado da missão é representado na figura 3.1.

As condições de velocidade nos segmentos de voo cruzeiro e espera são os seguintes:

Fig.3.2 Velocidades nos segmentos

, %

Para o estudo preliminar, procede se ao método comparativo de aeronaves existentes para ajudar a reunir informação necessária para o desenvolvimento da aeronave. Para tal, as figuras 3.3 e 3.4 apresentam especificações de algumas aeronaves.

Fig.3.3 Gráfico Alongamento vs W/S

Nas figuras 3.3 e 3.4, estão presentes cinco aeronaves de duas diferentes categorias. O primeiro grupo de aeronaves é constituído pelo Magister (figura 3.5), Mentor (figura 3.6) e PM Trainer (figura 3.7) e são aeronaves de aeromodelismo que com algumas modificações básicas, podem servir missões de reconhecimento. O segundo grupo de aeronaves é constituído pelo RQ 14 A Dragon Eye (figura 3.8) e RQ 11 B Raven (figura 3.9) e são Mini UAV´s propulsionados por motores eléctricos.

Com a informação disponível nas figuras 3.3 e 3.4, consegue se ter uma clara noção de algumas especificações. E no problema em questão, uma solução que combine as características destas duas categorias pode ser a mais indicada, ou seja, utilização de motores para aeronaves de aeromodelismo para maximizar o raio de acção, visto que estes Mini UAV’s de motores eléctricos não vão além de 10.8 n.m. = 20km.

Sendo assim, pode se apostar como valores iniciais de 6 para o alongamento e 6 para a relação peso/potência W/hp.

Fig.3.5 Multiplex Magister [10]

Fig.3.7 PM Trainer [12]

Fig.3.8 RQ–14 A Dragon Eye [13]

3 /

Já com os requisitos em consideração, é altura de se decidir o tipo de configuração a adoptar para o problema. A configuração “pusher” seria ideal porque maximizaria a impulsão e deixaria o nariz livre para a instalação da aviónica e câmaras, mas criaria problemas na operação de lançamento manual e aterragens. Então a solução mais indicada recai sobre a configuração esboçada na figura 3.10, fruto de estudos realizados no projecto 5 6 7 8 ,9 & [15].

Fig.3.10 Esboço inicial [15]

Este tipo de configuração vai garantir uma operação de lançamento mais segura como uma operação de aterragem em “deep stall” sem que haja danos na hélice e vai permitir o alojamento de toda aviónica no nariz da aeronave.

3 %

%

% , %01 % 2 %

Antes de começar o cálculo para a determinação do peso máximo à descolagem, convém salientar as decisões e valores assumidos.

8 . 0 02 . 0 82 . 0 0 = = =

Tipicamente o peso da aviónica é incluído no peso da aeronave vazia We, mas é aconselhável reservar algum peso adicional para prever futuras evoluções ou simplesmente para corrigir algumas discrepâncias que possam surgir, visto que estamos a desenvolver uma aeronave em miniatura com métodos típicos de aeronaves de tamanho real.

Selecção da geometria da asa (com ajuda das figuras 2.4 e 2.5 e anexo III):

º 2 0 6 . 0 6 4 / = Γ = Λ = =

λ

: (anexo V)

Selecção da geometria do plano horizontal da empenagem (com ajuda das figuras 2.4 e 2.5 e anexo IV): º 0 º 10 6 . 0 4 4 / = Γ = Λ = =

λ

: (Anexo VI)

º 10 6 . 0

6 . 1

4 / = Λ

= =

λ

0009 ,

: (anexo VI)

O valor para a relação peso/potência W/hp é o mesmo que foi assumido anteriormente, quando se fez a comparação das aeronaves existentes da mesma categoria.

6

/ =

Na determinação do valor da carga alar W/S, é preciso conhecer o _maxda asa e . O valor de maxcorresponde a 90% do maxdo aerofólio. Do anexo VI, sabe se que max do aerofólio NACA 63012 é ~1.4 (deixando uma margem de segurança). Isto dá um _maxde 1.26 e o valor de W/S fica a depender unicamente da velocidade . Para evitar a escolha ao acaso da velocidade , um rápido estudo é realizado para ver como é que algumas características variam com a mesma.

! "#$ %

$ "& %

!'( "#$ '& %

Da figura 3.12, percebe se que o peso máximo à descolagem Wo e envergadura de asa b diminuem com o aumento de . Mas uma maior velocidade de “stall” vai implicar uma maior energia cinética na operação de aterragem em “deep stall” e um maior risco de danos da aeronave. Então o mais justo será assumir o mesmo valor de W/S que os Mini UAV’s vistos anteriormente (figura 3.3) porque estas aeronaves executam aterragens em “deep stall”. Isto conduz nos a um valor de W/S de próximo de 1.6 que corresponde a uma de 19.4 nós.

2 max

/ 607 . 1 /

4 . 19

26 . 1

2

= =

=

Procedendo ao cálculo e iterações, chegamos a:

! ) #*+# ,

! +- ,

Fig.3.13 Determinação do peso máximo à descolagem

Com o peso máximo à descolagem encontrado, pode se determinar as características da aeronave. 66 . 5 34 . 5 82 . 0 48 . 0 27 . 7 58 . 8 2 = = = = = =

Para se manter a relação de W/hp assumida, a potência necessária para tal é de pelo menos 1.42 hp. E procurando um motor de aeromodelismo que tenha tal potência e que seja de peso reduzido, encontra se o motor da figura 3.14.

Fig.3.14 Características do motor escolhido para aeronave [16]

O motor escolhido apresenta um pouco mais de potência do que é necessário (1.5 hp), mas considerando que é o que tem potência mais próxima do pretendido e de peso reduzido, torna o o mais indicado.

Como se sabe que este motor consome 0.5 onças fluidas/min (0.0148 litros/min), é de esperar que em 47 minutos (tempo típico de realização da missão estabelecida mais alguma tolerância) consuma 0.7 litros, equivalente a 1.24 lb de combustível. Estabelecendo a devida correcção, temos:

66 . 5

34 . 5

24 . 1

27 . 7

58 . 8

2

3 % % , , / %'

Agora que se sabe o valor de Wo, pode se facilmente determinar as proporções geométricas da aeronave.

Fuselagem

Comprimento da fuselagem: =4.46 Diâmetro máximo da fuselagem: =0.35

Asa

Área alar: =5.34 2 Alongamento: =6

Relação de estreitamento: λ=0.6

Relação espessura/corda do aerofólio: / =0.12 Ângulo da linha a 25% da corda: Λ _/4 =0º Ângulo de diedro: Γ=2º

Envergadura: =5.66

Comprimento da corda na raiz: =1.18 Comprimento da corda na ponta: =0.71

Comprimento da corda no centro aerodinâmico da asa: =0.96 Distancia do centro aerodinâmico da asa a linha central: % =1.27 Ângulo do bordo de ataque: Λ _# =2.4º

Plano horizontal da empenagem Área alar: =0.92 2

Posição do plano horizontal da empenagem: _'& =2.8 Alongamento: =4

Relação de estreitamento: λ=0.6

Envergadura: =1.92

Comprimento da corda na raiz: =0.6 Comprimento da corda na ponta: =0.36

Comprimento da corda no centro aerodinâmico da asa: =0.49 Distancia do centro aerodinâmico da asa a linha central: % =0.44 Ângulo do bordo de ataque: Λ _# =13.4º

Plano vertical da empenagem Área alar: =0.43 2

Posição do plano vertical da empenagem: _& =2.8 Alongamento: =1.6

Relação de estreitamento: λ=0.6

Relação espessura/corda do aerofólio: / =0.09 Ângulo da linha a 25% da corda: Λ _/4 =10º Envergadura: =0.83

Comprimento da corda na raiz: =0.65 Comprimento da corda na ponta: =0.39

Comprimento da corda no centro aerodinâmico da asa: =0.53 Distancia do centro aerodinâmico da asa a linha central: % =0.19 Ângulo do bordo de ataque: Λ _# =18.4º

Motores

Nº de motores: 1 (a quatro tempos) Potência: 1.5 bhp

Regime do motor: =12000 =200 Nº de pás por hélice: 2

" 0 4%

Com base nos resultados obtidos nas fases anteriores e no desenho realizado, agora prossegue se a análise aerodinâmica com os métodos demonstrados anteriormente.

Áreas

Para começar, determinam se as áreas expostas:

Asa : =9.93 2

Plano horizontal da empenagem : =1.86 2

Plano vertical da empenagem : _=0.87 2

Fuselagem : _=3.78 2

Área total exposta : =25.3 2

Relação área exposta/área alar : / =4.72 2

Fig.3.15 Relações de áreas expostas [8] Sustentação

Prosseguindo para a análise das características de sustentação das asas, obtêm se as seguintes curvas características:

Asa : _α =4.82 −1

Plano horizontal da empenagem : _α =4.1 −1

Plano vertical da empenagem : _α. =2.37 −1

Factor de sustentação da fuselagem: * =1.2

Arrasto parasita e arrasto induzido para sustentação

Estudando cada componente para as condições dominantes da missão (condição de voo cruzeiro), consegue se obter:

Arrasto parasita : ₀ =0.0250

Factor de arrasto induzido para sustentação : ( =0.061

Factor de eficiência de Oswald : =0.869

Resultados

α

α

α

α

α αα α

(((( ))))

α

α

α

α

α α α α

(((( ))))

Fig.3.17 Variação do coeficiente de arrasto com o ângulo de ataque

.

! " #

/ * ##

0+

-12 2

-12 3 42

5+ #

-Fig.3.19 Fracções do arrasto parasita

% ,

Com o método estatístico de determinação de pesos apresentado anteriormente, consegue se estimar os pesos de cada componente e no final somá los e comparar o peso total com o peso máximo à descolagem calculado.

Então tem se:

25 . 1

=

09 . 0

=

. =0.082

55 . 0

=

58 . 2

=

29 . 0

=

018 . 0

=

0086 . 0

=

Fig.3.20 Distribuição de pesos da célula

Fig.3.21 Distribuição de pesos da aeronave

Estes resultados vão conduzir a um peso vazio =5.86 e um peso máximo à descolagem 17

. 7

Isto seria o ideal, mas este método é estatístico e baseado em aeronaves de tamanho real e não em aeronaves de tamanho reduzido. Então procedeu se a um ajuste de pesos, tendo em consideração os aspectos de um veículo de tamanho reduzido, o equipamento associado e também das percentagens do método anterior.

7 . 1

=

55 . 0

=

. =0.55

75 . 1

=

1

=

5 . 0

=

. =1

Fig.3.23 Distribuição de pesos da aeronave

" 0 %, 8 , ,

Agora vai ser analisada a propulsão e o desempenho da aeronave para ver como é que se comporta nas condições de voo ao nível do mar e ao nível de voo cruzeiro.

Nos cálculos das correcções da propulsão foi considerada uma hélice de duas pás baseada nos dados da figura 2.8.2 porque o fabricante do motor apenas disponibiliza os tamanhos de hélices opcionais e não as suas características. Apesar desta discrepância, consegue se obter resultados aceitáveis.

Desempenho em voo nivelado

A figura 3.3.5.1 mostra a variação da força de impulsão e arrasto com a velocidade para as condições de voo descritas acima.

Analisando a figura 3.24, consegue se ver que existe força de impulsão estática (quando a velocidade é nula) suficiente para permitir uma descolagem por lançamento manual sem dificuldades como também se verifica que em condições de voo cruzeiro existe uma força de impulsão relativamente superior a força de arrasto. Isto podia significar que estaríamos a suar potência a mais do que era necessário, mas por um lado, esta potência é mesmo necessária para realizar a descolagem por lançamento manual e, por outro lado, permite aumentar o raio de acção porque não é preciso usar a potência total do motor para realizar o voo cruzeiro. Além destes detalhes, convém salientar que a velocidade limite acontece a 94 nós.

Desempenho em voo ascendente

Relativamente ao desempenho em voo ascendente, conseguem se os resultados representados na figura 3.25.

Fig.3.25 Razão de subida

# , % :

Agora que já se tem uma base sólida daquilo que pode vir a ser a solução final, prossegue se à optimização das características das asas porque não existe grande interesse em reduzir drasticamente o peso máximo à descolagem porque o valor calculado parece estar próximo do valor óptimo para a solução. Então opta se pela optimização alongamento e carga alar, fazendo variar o alongamento 33% e a carga alar 20%. Esta optimização vai dar origem a uma matriz 3X3, onde cada célula corresponde a uma aeronave e sendo a nº5 a aeronave de referência.

A figura 3.26 representa a matriz optimização em questão.

Fig.3.26 Matriz optimização A vs W/S

E para esta optimização obtêm se os seguintes resultados, com os valores de velocidade máxima a serem obtidas para a altitude de voo cruzeiro e as razões de subida ao nível do mar à velocidade cruzeiro.