UNIVERSIDADE FEDERAL RURAL DO SEMI-ÁRIDO PRÓ-REITORIA DE GRADUAÇÃO CENTRO DE ENGENHARIAS CURSO DE ENGENHARIA MECANICA FILIPE LIMA DOS SANTOS

UNIVERSIDADE FEDERAL RURAL DO SEMI-ÁRIDO PRÓ-REITORIA DE GRADUAÇÃO

CENTRO DE ENGENHARIAS CURSO DE ENGENHARIA MECANICA

FILIPE LIMA DOS SANTOS

PROJETO DE CARGAS E ESTRUTURAS DAS ASAS E EMPENAGENS DE UMA AERONAVE VOLTADA PARA A COMPETIÇÃO SAE BRASIL DE AERODESIGN

MOSSORÓ-RN

2017

FILIPE LIMA DOS SANTOS

PROJETO DE CARGAS E ESTRUTURAS DAS ASAS E EMPENAGENS DE UMA AERONAVE VOLTADA PARA A COMPETIÇÃO SAE BRASIL DE AERODESIGN

Projeto de conclusão de curso apresentado a Universidade Federal Rural do Semi-Árido – UFERSA, Campos Mossoró, Centro de engenharias para obtenção do titulo de Bacharel em Engenharia Mecânica.

Orientador (a): Profº. Dr. Luís Morão Cabral Ferro – UFERSA.

MOSSORÓ – RN

2017

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Setor de Informação e Referência

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S231p Santos, Filipe Lima.

PROJETO DE CARGAS E ESTRUTURAS DAS ASAS E EMPENAGENS DE UMA AERONAVE VOLTADA PARA A COMPETIÇÃO SAE BRASIL DE AERODESIGN / Filipe Lima Santos. - 2017.

85 f. : il.

Orientador: Luís Morão Cabral Ferro Ferro.

Monografia (graduação) - Universidade Federal Rural do Semi-árido, Curso de Engenharia

Mecânica, 2017.

1. Aerodesign. 2. SAE Brasil. 3.

Dimensionamento Estrutural. I. Ferro, Luís Morão

Cabral Ferro, orient. II. Título.

FILIPE LIMA DOS SANTOS

PROJETO DE CARGAS E ESTRUTURAS DAS ASAS E EMPENAGENS DE UMA AERONAVE VOLTADA PARA A COMPETIÇÃO SAE BRASIL DE AERODESIGN

Projeto de conclusão de curso apresentado a Universidade Federal Rural do Semi-Árido – UFERSA, Campos Mossoró, Centro de engenharias para obtenção do titulo de Bacharel em Engenharia Mecânica.

APROVADA EM: ____/____/________

BANCA EXAMINADORA

A Deus, pela sua infinita misericórdia e proteção.

A Luís Morão Cabral Ferro, meu orientador e amigo, por todo conhecimento e experiência passados ao longo dos anos, pela disponibilidade e contribuição para este trabalho.

A Francisco Nestor dos Santos, meu pai, que tanto sonhou e contribuiu para esta minha realização, por ser esse amigo e exemplo de humildade.

A Espedita Andrade de Lima dos Santos, minha mãe, por toda gana e vontade que empregou em minha criação e educação.

A Kallyne Viana Pordeus, minha esposa, por

todo companheirismo e lealdade nas horas

mais difíceis.

“Os que estão plantados na casa do senhor, florescerão nos átrios do nosso Deus. Na velhice ainda darão frutos, serão viçosos e vigorosos.”

(Salmos 92: 13-14)

RESUMO

Quando se está em processo de desenvolvimento de um novo projeto aeronáutico, uma de suas etapas mais importantes é sua concepção estrutural, ou dimensionamento estrutural, que nada mais é do que determinar todas as dimensões recomendadas para as partes que sofrem carregamento durante a execução de sua missão. Para se fazer tais dimensionamentos é necessário amarrar uma série de condições impostas em outras etapas do projeto, como a seleção de materiais viáveis a fabricação, determinação de coeficientes de segurança aceitáveis para sua aplicação, e determinação de todas as cargas de projeto que o avião venha a sofrer em voo. Neste trabalho será apresentado uma metodologia de projeto, e sua aplicação em concepção de um avião destinado a participar da competição de aerodeisgn da SAE brasil, todas as tomadas de decisão, e os cálculos efetuados serão mostrados em um projeto já existente da equipe Pegazuls Aerodesign.

Palavras-Chave: Aerodesign. SAE Brasil. Dimensionamento estrutural.

LISTA DE FIGURAS

Figura 1 - Componentes de um avião. ... 16

Figura 2 - Estruturas típicas de fuselagens usadas em suas construções. ... 17

Figura 3 - Estrutura da asa. ... 18

Figura 4 - Nomenclaturas do perfil e da asa. ... 18

Figura 5 - Modelo de empenagem convencional... 19

Figura 6 - Modelos de Trem de Pouso. ... 20

Figura 7 - Superfícies de comando. ... 20

Figura 8 - Sistema de coordenadas padrão da indústria aeronáutica. ... 21

Figura 9 - Fluxograma de informações em uma empresa aeronáutica. ... 22

Figura 10 - Diagrama de centro de gravidade ... 26

Figura 11 - Forças atuantes em uma aeronave em voo reto nivelado e em curva. ... 27

Figura 12 - Curvas de coeficientes aerodinâmicos em função do ângulo de ataque para o perfil Wortmann 74 FX. ... 28

Figura 13 - Relação geométrica entre asa real, elíptica e de Shrenk. ... 33

Figura 14 - Distribuição de carregamento em uma asa finita. ... 33

Figura 15 - Diagrama de corpo livre, em uma manobra de arfagem. ... 34

Figura 16 - Diagrama de corpo livre em uma manobra de rolamento. ... 35

Figura 17 - Gráfico de cargas em ailerons. ... 36

Figura 18 - Distribuições normatizadas de carregamentos nas superfícies de comando... 40

Figura 19 - Esquema de classificação para vários tipos de compósitos ... 41

Figura 20 - Compósito de fibra de carbono. ... 41

Figura 21 - Tecido de fibra de carbono bidirecional. ... 42

Figura 22 - Chapa de madeira balsa ... 43

Figura 23 - Resina epóxi e catalisador ... 44

Figura 24 - Máquina universal para ensaios mecânicos ... 45

Figura 25 - Diagrama de tensão por deformação em um ensaio mecânico ... 46

Figura 26 - Viga sujeita a a) carga real e b) carga virtual ... 47

Figura 27 - Tensões principais atuando em elemento tridimensional ... 49

Figura 28 - a) Metodologia Macro de projeto. b) Metodologia micro ... 51

Figura 29 - a) Vista Lateral Pegazuls (2016). b) Vista Superior Pegazuls (2016) ... 53

Figura 30 - Velocidades dos ventos mensuradas em são josé dos campos ... 56

Figura 31 - Tensão deformação de fibra de carbono com resina epoxy. ... 58

Figura 32 - Diagrama de tensão x deformação do ensaio de compressão da balsa paralela as fibras. ... 58

Figura 33 - Diagrama de tensão x deformação do ensaio de compressão da balsa perpendicular as fibras ... 59

Figura 34 - Vista lateral do perfil aerodinâmico utilizado na asa. ... 60

Figura 35 - Corte da seção transversal da longarina principal da asa... 61

Figura 36 - Seção transversal da longarina da empenagem horizontal. ... 62

Figura 37 - Seção transversal longarina da empenagem vertical. ... 62

Figura 38 - Vista frontal e as condições de contorno da longarina da asa. ... 63

Figura 39 - Vista Frontal e condições de contorno empenagem horizontal. ... 63

Figura 40 - Vista frontal da empenagem vertical com suas condições de contorno estabelecidas ... 64

Figura 41 - Passeio de C.G Avião 2016. ... 66

Figura 42 - Algoritmo de calculo e traçado diagrama V-n, em destaque dados de entrada. .... 67

Figura 43 - Diagrama V-n combinado de manobra e rajada. ... 68

Figura 44 - Distribuição de carregamento da asa manobra simétrica... 72

Figura 45 - Distribuição de Carregamento para EH ... 73

Figura 46 - Distribuição de carregamento EV ... 73

Figura 47 - Comparativa entre as distribuições simétricas e assimétricas para diferentes manobras ... 74

Figura 48 - Diagrama de momento fletor ao longo da longarina ... 74

Figura 49 - Diagrama de esforço normal ao longo da longarina ... 75

Figura 50 - Diagrama de esforço cortante ao longo da longarina ... 75

Figura 51 - Diagrama de esforço axial da asa para manobra assimétrica... 76

Figura 52 - Diagrama de esforço cortante da asa para manobra assimétrica. ... 76

Figura 53 - Diagrama de esforço cortante da asa para manobra assimétrica ... 76

Figura 54 - Analise de deflexão da asa para a manobra de rolamento. ... 77

Figura 55 - Analise de deflexão da asa para uma manobra simétrica ... 77

Figura 56 - Esforços cortantes na EH ... 78

Figura 57 - Momentos fletores na EH ... 78

Figura 58 - Figura 5.18 – Deflexão da longarina da EH ... 79

Figura 59 - Esforço cortante na EV ... 79

Figura 60 - Momentos fletores EV ... 80

Figura 61 - Deflexão na EV ... 80

LISTA DE TABELAS

Tabela 1 – Etapas do calculo de cargas. ... 24

Tabela 2 – Fatores de carga indicados por norma JAR-VLA... 30

Tabela 3: Propriedades da madeira balsa ... 43

Tabela 4 – Pesos e braços de Alavanca de cada componente ... 52

Tabela 5 – Dados de aerodinâmica, parcialmente preenchidos do projeto inicial de 2016 ... 53

Tabela 6 - : Propriedades da madeira balsa para ensaio de compressão paralela as fibras. ... 59

Tabela 7 – Resumo dos dados geométricos do avião 2016 ... 60

Tabela 8 – Cargas de equilibro na empenagem horizontal. ... 69

Tabela 9 – Cargas de equilibro para voo com fator de carga positivo máximo. ... 69

Tabela 10 – Cargas de equilibro para voo com fator de carga máximo negativo. ... 70

Tabela 11 – Acréscimo de carga devido a manobra. ... 70

Tabela 12 – Cargas de entrada em manobra. ... 70

Tabela 13 – Cargas de saída de manobra ... 70

Tabela 14 – Acréscimo de cargas devido rajadas sofridas pela aeronave. ... 71

Tabela 15 – Registros de tensões criticas calculadas, e dados das seções geométricas

dimensionadas ... 81

LISTA DE SIMBOLOS

α - Ângulo de ataque

α

- Ângulo de ataque de sustentação nula Cl - Coeficiente de sustentação (2D - perfil)

Clmáx - Coeficiente de sustentação máximo (2D - perfil) Cd - Coeficiente de arrasto (2D - perfil)

Cm - Coeficiente de momento de arfagem (2D - perfil) Clα - Derivada de Cl em relação a α

CL - Coeficiente de sustentação 3D

CLmáx - Coeficiente de sustentação máximo 3D CLα - Derivada de CL em relação a α

CD - Coeficiente de arrasto total (3D) CD

- Coeficiente de arrasto em α = 0° (3D) CD

- Coeficiente de arrasto induzido (3D) L - Força de sustentação

D - Força de arrasto

Γ - Circulação (aerodinâmica) / Ângulo de diedro (geometria) V∞ - Velocidade do escoamento ao longe (não perturbado) ρ - Massa específica do ar

b - Envergadura da asa

c - Comprimento de corda (asa/perfil) cr - Corda na raiz (“Root chord”) ct - Corda na ponta (“Tip chord”)

CMA - Corda média aerodinâmica (“Mean aerodynamic chord”) y - Coordenada ao longo da envergadura da asa

AR - Alongamento da asa (“Aspect Ratio”) λ - Afilamento da asa (“Taper Ratio”) dw - Velocidade de downwash infinitesimal w - Velocidade de downwash

ε - Ângulo de downwash

Λ - Ângulo de enflechamento (“sweep angle”)

CM - Coeficiente de momento de arfagem (“pitching moment coefficient”)

SUMÁRIO

1. INTRODUÇÃO ... 13

2. OBJETIVOS ... 15

2.1. Objetivo geral ... 15

2.2. Objetivos especificos ... 15

3. REFERENCIAL TEÓRICO ... 16

3.1. Principais componentes de um avião ... 16

3.1.1. Fuselagem... 16

3.1.2. Asa ... 17

3.1.3. Empenagem ... 19

3.1.4. Trem de pouso ... 19

3.1.5. Grupo motopropulsor ... 20

3.1.6. Superfícies de comando ... 20

3.2. Engenharia de cargas ... 21

3.2.1. Nomenclaturas importantes ... 22

3.2.2. Fatores de segurança e qualidade ... 23

3.2.3. Regulamentos ... 24

3.2.4. Etapas do calculo de cargas ... 24

3.3. Centro de gravidade ... 25

3.4. Forças aerodinamicas e coeficientes ... 26

3.5. Diagrama V-n ... 29

3.5.1. Fator de carga ... 29

3.5.1.1. Fator de carga de manobra ... 29

3.5.1.2. Fator de carga de rajada... 30

3.5.2. Velocidades estruturais ... 30

3.6. Cargas nas asas ... 31

3.6.1. Distribuição de sustentação ... 31

3.6.2. Manobras de influencia ... 33

3.6.2.1. Manobras simétricas ... 33

3.6.2.2. Manobras de rolamento ... 34

3.6.2.3. Cargas nos ailerons ... 35

3.7. CARGAS NA EMPENAGEM HORIZONTAL ... 36

3.7.1. Cargas de equilíbrio da empenagem horizontal ... 36

3.7.2. Acréscimo de carga devido a manobra ... 37

3.7.3. Carga de manobra total na empenagem horizontal ... 37

3.7.4. Acréscimo devido a rajada ... 37

3.8. Cargas na empenagem vertical ... 38

3.8.1. Carga média de manobra e carga de rajada ... 38

3.9. Cargas nos comandos ... 39

3.10. Materiais compósitos ... 40

3.10.1. Fibra de carbono ... 42

3.10.2. Madeira Balsa ... 43

3.10.3. Resina epoxi ... 44

3.11. Ensaios mecânicos ... 44

3.11.1. Ensaio de tração e compressão ... 45

3.11.2. Lei de Hooke ... 46

3.12. Deflexão em vigas pelo método dos trabalhos virtuais ... 47

3.13. Teoria das falhas estáticas ... 48

4. METODOLOGIA ... 50

4.1. Passeio de c.g ... 51

4.2. Dados aerodinamicos de entrada ... 53

4.3. Diagrama V-n ... 55

4.4. Distribuição de sustentação e cargas máximas nas superficies ... 57

4.5. Propriedades mecânicas dos materiais ... 57

4.5.1. Fibra de carbono ... 57

4.5.2. Madeira balsa ... 58

4.6. Dimensionamento estrutural ... 59

4.6.1. Delimitações geométricas e numero de longarinas ... 60

4.6.2. Perfil de seção e material adotado ... 61

4.6.3. Fixações e apoios ... 62

4.6.4. Analise de deflexão e de tensões ... 64

4.6.4.1. Análise de estado de tensões ... 64

4.6.4.1.1. Tensões de flexão ... 64

4.6.4.1.2. Tensões normais puras ... 64

4.6.4.1.3. Tensões cisalhantes ... 64

4.6.4.1.4. Elementos sujeitos à flexocompressão ... 65

4.6.4.1.5. Análise do estado de tensão pelo método das falhas ... 65

5. RESULTADOS ... 65

5.1. Construção do envelope de passeio do c.g ... 65

5.2. Diagrama V-n ... 66

5.3. Cargas nas superficies aerodinamicas ... 68

5.3.1. Cargas na asa ... 68

5.3.2. Cargas na Empenagem Horizontal ... 69

5.3.3. Carga na empenagem vertical ... 71

5.4. Distribuição de carregamento ... 72

5.5. Resultados estruturais... 74

5.5.1. Diagramas de esforços internos da asa e analise de deflexão... 74

5.5.2. Diagramas de esforços internos EH e analise de deflexão ... 77

5.5.3. Diagramas de esforços internos EV e Analise de deflexão ... 79

5.5.4. Analise de tensões ... 80

6. CONCLUSÃO ... 82

REFERENCIAS ... 84

1. INTRODUÇÃO

O Projeto AeroDesign consiste de uma competição de engenharia, aberta a estudantes universitários de graduação e pós-graduação em Engenharias ligadas à mobilidade.

É organizado pela SAE BRASIL (Sociedade dos Engenheiros da Mobilidade) cumprindo uma de suas missões, a de contribuir para a formação acadêmica dos futuros profissionais da mobilidade. (Comissão Técnica SAE Aerodesign Brasil, 2016)

A competição oferece uma oportunidade única aos estudantes, organizados em equipes, de desenvolverem um projeto aeronáutico em todas as suas etapas, desde a concepção, detalhamento do projeto, construção e testes, até colocá-lo efetivamente à prova diante de outros projetos congêneres. Os estudantes são estimulados a desenvolverem aptidões importantes em suas futuras carreiras: liderança, espírito de equipe, planejamento e capacidade de vender projetos e ideias. (COMISSÃO TÉCNICA SAE AERODESIGN BRASIL, 2016)

A Competição SAE BRASIL AeroDesign tem o apoio institucional do Ministério da Educação, por alinhar-se e vir ao encontro de objetivos das políticas e diretrizes deste Ministério. (COMISSÃO TÉCNICA SAE AERODESIGN BRASIL, 2016)

Com o objetivo de competir na Competição SAE BRASIL AeroDesign, cada equipe concorrente deve conceber, projetar, documentar, construir e voar um avião rádio controlado, que seja o mais otimizado possível em todos os aspectos da missão, através de soluções de projeto criativas, inovadoras e multidisciplinares, que satisfaçam os requisitos e restrições impostas pelo Regulamento de cada competição. (COMISSÃO TÉCNICA SAE AERODESIGN BRASIL, 2016)

Quando se está em fase de concepção de um novo projeto aeronáutico, são analisados conhecimentos interdisciplinares de várias áreas técnicas, sendo que uma grande maioria está inserido dentro de 6 disciplinas principais: Aerodinâmica, Estabilidade e Controle, Desempenho, Cargas, Estruturas, e Elétrica. Neste trabalho iremos entrar nos méritos das disciplinas de cargas e estruturas, definindo sua metodologia de projeto, ressaltando seus modelos de análise, e os processos de tomada de decisão quando em fase de projeto da nova aeronave.

Este trabalho vem com a proposta de definir uma metodologia, e estruturar o

processo de concepção, fazendo com que as etapas de projeto e analise entre as duas

disciplinas fiquem bem alinhadas. Onde depois de estruturado pretende-se aplicar a uma das

aeronaves construídas pela equipe Pegazuls, ao longo dos anos em que participou da

competição. Em outras palavras, definir todas as cargas idealizadas que a aeronave poderá ser

submetida em voo, e a partir dos modelos básicos de resistência dos materiais, determinar as

seções transversais mínimas que os membros estruturais devem possuir para suportar a missão

para a qual a aeronave foi projetada.

2. OBJETIVOS 2.1. Objetivo geral

Fazer o dimensionamento das cargas atuantes, e das estruturas necessárias ao suporte de uma aeronave voltada a participar da competição SAE Aerodesign, organizada pela SAE Brasil.

2.2. Objetivos especificos

 Estabelecer uma metodologia para alinhamento entre as etapas de cargas e estruturas;

 Determinar as cargas suportadas pelos principais componentes de um avião;

o Asa;

o Superfícies de comando;

 Fazer um banco de dados com propriedades mecânicas de diferentes materiais comumente empregados no projeto.

 Realizar o dimensionamento estrutural desses componentes do avião;

3. REFERENCIAL TEÓRICO

3.1. Principais componentes de um avião

Um avião é definido como uma aeronave de asa fixa, em que o peso de sua estrutura seja mais pesado que o ar, movida por propulsão mecânica, devido à reação dinâmica do ar que escoa no em torno de suas asas. Mesmo sendo concebidos para uma grande variedade de propostas, todos possuem os mesmos componentes considerados principais. (RODRIGUES, 2009)

A maioria dos aviões possuem uma fuselagem, asas, uma empenagem, trem de pouso e o grupo moto-propulsor. A Figura 1 mostra em vista isométrica explodida os componentes principais de uma aeronave. (RODRIGUES, 2009)

Figura 1 - Componentes de um avião.

Fonte: Rodrigues (2009).

3.1.1. Fuselagem

Na fuselagem estão incluídas a cabine de comandos, em que contém os assentos

para seus ocupantes e os controladores de vôo da aeronave, é constituído também pelo

compartimento de carga e os vínculos de fixação para outros componentes principais do

avião. A fuselagem basicamente possui três formas estruturais diferentes: treliçada,

monocoque ou semi-monocoque. (RODRIGUES, 2009)

Estrutura treliçada: A estrutura na forma de treliças é utilizada em algumas aeronaves. A resistência e a rigidez desse tipo de estrutura são obtidas através das junções das barras em uma série de modelos triangulares.

Estrutura monocoque: Na estrutura monocoque o formato aerodinâmico é dado por cavernas. As cargas atuantes em vôo são suportadas por essas cavernas e também por um revestimento reforçado. Por esse motivo este tipo de revestimento deve ser feito de um material resistente.

Estrutura semi-monocoque: Nesse tipo de estrutura, os esforços são suportados por cavernas e anteparos, por seu revestimento e longarinas.

Na Figura 2 estão mostrados os modelos de fuselagem descritos.

Figura 2 - Estruturas típicas de fuselagens usadas em suas construções.

Fonte: Rodrigues (2009).

3.1.2. Asa

As asas são superfícies utilizadas para gerar sustentação, unidas a cada lado da fuselagem, são responsáveis por manter o avião no ar. Existem numerosos projetos diferenciados para as asas, em tamanhos e formas. (Rodrigues, 2009)

Estrutura das asas: Para o caso de uma estrutura coberta com tela os principais elementos estruturais de uma asa são as nervuras, a longarina, o bordo de ataque e o bordo de fuga.

Nervuras: As nervuras dão a forma aerodinâmica à asa e transmitem os esforços do revestimento para a longarina.

Longarina: A longarina é o principal componente estrutural da asa, uma vez que é dimensionada para suportar os esforços de cisalhamento, flexão e torção oriundos das cargas aerodinâmicas atuantes durante o voo.

Bordo de ataque e bordo de fuga: O bordo de ataque representa a parte dianteira

da asa e o bordo de fuga representa a parte traseira da asa e serve como berço para o

alojamento dos ailerons e dos flapes. A Figura 3 mostra os principais elementos estruturais de uma asa.

Forma geométrica das asas: quanto a sua geometria, as asas podem possuir uma grande diversidade de formas, que variam de acordo com os requisitos do projeto. Os formatos mais comuns são retangular, trapezoidal e elíptica.

Nomenclatura do perfil e da asa: a Figura 4 ilustra os principais elementos geométricos que formam um perfil aerodinâmico e uma asa com envergadura finita.

Figura 3 - Estrutura da asa.

Fonte: Rodrigues (2009)

Figura 4 - Nomenclaturas do perfil e da asa.

Fonte: Rodrigues (2010).

Extradorso: representa a parte superior do perfil;

Intradorso: representa a parte inferior do perfil;

Corda: é a linha reta que une o bordo de ataque ao bordo de fuga do perfil aerodinâmico;

Envergadura: representa a distância entre a ponta das asas;

Área da asa: representa toda a área em planta, inclusive a porção compreendida pela fuselagem.

3.1.3. Empenagem

A empenagem possui como função principal promover estabilidade e controle ao avião durante o voo. É dividida em duas superfícies, uma horizontal responsável pelo controle e estabilidade longitudinal, e outra vertical, responsável pelo controle e estabilidade direcional. A Figura 5 mostra uma empenagem convencional e seus principais componentes.

(Rodrigues, 2009)

Figura 5 - Modelo de empenagem convencional.

Fonte: Rodrigues (2009).

3.1.4. Trem de pouso

As principais funcionalidades de um trem de pouso são: apoiar o avião no solo, e

manobrá-lo, durante os processos de taxiamento, decolagem e pouso. Na maioria das

aeronaves o trem de pouso utilizado é constituído de rodas, porém existem alguns casos onde

são utilizados flutuadores, como por exemplo, em hidroaviões e esquis para operação em neve

(Rodrigues, 2009).

O trem de pouso pode ser classificado basicamente em duas categorias de acordo com a disposição das rodas, a primeira é em triciclo, a segunda é dito convencional (Rodrigues, 2009). A Figura 6 mostra os modelos dos trens de pouso comentados.

Figura 6 - Modelos de Trem de Pouso.

Fonte: Rodrigues (2009).

3.1.5. Grupo motopropulsor

O grupo moto-propulsor é formado pelo conjunto motor e hélice. Sua principal função é fornecer a energia mecânica necessária ao movimento da aeronave (Rodrigues, 2009). A Figura 1 mostra uma montagem do tipo tractor monomotora.

3.1.6. Superfícies de comando

Um avião possui três superfícies de controle fundamentais que são os ailerons responsáveis pelo movimento de rolamento, o profundor responsável pelo movimento de arfagem e o leme de direção responsável pelo movimento de guinada (Rodrigues, 2009).

A Figura 7 mostra uma aeronave convencional e suas principais superfícies de controle.

Figura 7 - Superfícies de comando.

Fonte: Rodrigues (2009)

De forma a se entender todos os referenciais de movimento e direção de uma aeronave é necessário se estabelecer um sistema de coordenadas cartesianas tridimensional. O sistema de coordenadas apresentado na Figura 8 é o padrão utilizado na indústria aeronáutica e possui sua origem no centróide da aeronave. (Rodrigues, 2009)

Figura 8 - Sistema de coordenadas padrão da indústria aeronáutica.

Fonte: Rodrigues (2009).

3.2. Engenharia de cargas

A função de um engenheiro de cargas dentro de uma empresa de desenvolvimento aeronáutico é ampla e multidisciplinar. Visto por muitos como o setor de engenharia que mais tenha pré-disposição para a execução do desenvolvimento do produto. O conjunto de informações utilizadas em suas analises advém de diversos setores dentro de uma indústria aeronáutica. Por outro lado, as informações provenientes do setor de cargas irão alimentar também vários setores da empresa (Iscold, 2001).

A Figura 9 apresenta de forma simplificada a relação entre diversos

departamentos de engenharia de uma empresa voltada ao ramo aeronáutico durante a fase de

projeto. Nesta pode-se observar o setor de cargas recebendo informações de setores técnicos

como aerodinâmica, estabilidade, desempenho e massa, ao mesmo tempo em que fornece

informações para o dimensionamento e o projeto estrutural (Iscold, 2001).

Figura 9 - Fluxograma de informações em uma empresa aeronáutica.

Fonte: Iscold (2001)

Apesar de sua importância dentro do processo de desenvolvimento aeronáutico a ciência da engenharia de cargas nunca foi alvo de estudos conceituais, salvo algumas iniciativas muito modestas, nunca foi apresentada na literatura mundial com detalhes, devido a sua multidisciplinaridade (Iscold, 2001).

3.2.1. Nomenclaturas importantes

A indústria aeronáutica possui uma forma especial de tratar os diversos valores de peso de uma aeronave em suas diferentes configurações. Algumas das nomenclaturas mais importantes são segundo Iscold (2001):

 MTW – Maximum Taxi Gross Weight: peso máximo que a aeronave pode ser carregada no solo.

 MTOW - Maximum Takeoff Gross Weight: peso máximo no início da corrida de decolagem.

 MLW – Maximum Landing Weight: peso máximo de pouso.

 MZFW – Maximum Zero Fuel Weight: peso máximo que a aeronave pode ser carregada no solo sem combustível utilizável.

 OEW – Operating Empty Weight: peso da aeronave sem carga e combustível

utilizável.

 OEWmin – Minimum Operating Empty Weight : peso da aeronave sem carga e combustível utilizável mas com o mínimo de equipamento e tripulação para vôo a bordo.

Como as velocidades de uma aeronave são medidas em relação ao ar, pode-se ter algumas variações, segundo Iscold (2001) são definidas as seguintes velocidades:

• Indicated Airspeed: é a velocidade lida pelo piloto no instrumento que mede a velocidade da aeronave.

• Calibrated Airspeed: é a velocidade que o instrumento de medição da velocidade deveria realmente indicar, sem os erros de leitura e de indicação do próprio instrumento.

• Equivalent Airspeed: é a velocidade calibrada sem os efeitos de compressibilidade (que variam com a altitude). É, na essência, uma velocidade ao nível do mar que provoca a mesma pressão dinâmica que ocorre na aeronave em suas condições de operação.

• True Airspeed: é a velocidade equivalente sem os efeitos de altitude (densidade do ar).

3.2.2. Fatores de segurança e qualidade

Tanto os requisitos internacionais que regem o desenvolvimento de aeronaves quanto as regras internas de uma empresa podem definir fatores de segurança e de qualidade a serem introduzidos nas cargas calculadas para efeito de dimensionamento estrutural. Sabendo da possibilidade de existência destes fatores surgem os seguintes conceitos que são mostrados em Iscold (2001):

 Carga limite (Limit Load): é a carga máxima prevista sob condições normais de operação do componente;

 Carga final (Ultimate Load): é a previsão de carga mínima necessária para o inicio de ocorrência de falhas estruturais no componente que comprometam a sua função. É o produto da carga limite pelos fatores de segurança e de qualidade.

É requerido à estrutura suportar (por normatização):

 Carga de teste (produto da carga limite por fatores de segurança mais

brandos, ou somente fatores de segurança, sem fatores de qualidade) sem apresentar

deformações plásticas permanentes, permanecendo no regime elástico;

 Carga final sem apresentar falha estrutural, ou seja, deformações plásticas são admitidas desde que não comprometam a navegabilidade da aeronave.

3.2.3. Regulamentos

Todas as atividades de desenvolvimento de aeronave é regida por regulamentos nacionais e/ou internacionais. No Brasil temos os RBHA – Requisitos Brasileiros de Homologação Aeronáutica que em sua maioria remetem a requisitos internacionais como o FAR – Federal Airworthiness Requirements e o JAR – Joint Airworthiness Requirements.

O conhecimento destes regulamentos por um engenheiro de cargas não é aconselhável, é essencial! (Iscold, 2001).

3.2.4. Etapas do calculo de cargas

A sequência de cálculo de cargas sobre uma aeronave pode ser resumidamente esquematizada conforme Iscold (2001) apresenta na Tabela 1.

Tabela 1 – Etapas do calculo de cargas.

Carga total / Condições de Vôo

Definição das combinações de fatores de carga, velocidades, e condições de vôo de acordo os regulamentos.

Carga nos componentes

Determinação das cargas em cada componente da aeronave, de acordo com as condições de operações estabelecidas no item anterior.

Cargas distribuídas

Determinação dos esforços atuantes na estrutura de cada componente da aeronave de acordo com as cargas estabelecidas no item anterior.

Efeitos estáticos

Determinação dos efeitos estáticos

das cargas sobre a estrutura de cada

componente da aeronave. Estes

efeitos podem vir a alterar o valor

das cargas distribuídas.

Efeitos Dinâmicos

Determinação dos efeitos dinâmicos das cargas sobre a estrutura de cada componentes da aeronave.

Fonte: Iscold (2001)

A partir das determinações dos regulamentos a respeito das condições de velocidade, acelerações e configurações de voo, os cálculos de cargas devem definir as cargas totais atuantes na aeronave, as quais poderão ser decompostas nas diversas parcelas que atuam nos componentes da aeronave (asa, empenagens, fuselagem, etc.). De posse destes valores de cargas líquidas atuantes sobre cada componente, parte-se para a decomposição dos esforços atuantes sobre a estrutura da aeronave (esforços cortantes, momentos de flexão, momentos de torção, etc.), os quais poderão ser utilizados para analisar os efeitos estáticos e dinâmicos da estrutura quando sujeita à condição de voo em questão (Iscold, 2001).

3.3. Centro de gravidade

A posição do centro de gravidade de uma aeronave é descrito por Iscold (2001) como de extrema importância para seu funcionamento, influenciando áreas como:

 Estabilidade e controle: limitando a posição traseira do centro de gravidade devido a questões de estabilidade e a posição dianteira devido à limitação de sustentação da empenagem horizontal para decolagem (rolamento), pouso e recuperação de manobras.

 Desempenho: influenciando na carga da empenagem horizontal e conseqüentemente na carga da asa, provocando aumento do arrasto (principalmente induzido) que por sua vez aumenta o consumo de combustível.

 Cargas, sendo:

▪ Cargas nas asas;

▪ Cargas nas empenagens, sobretudo horizontais;

▪ Cargas no trem de pouso: sobretudo na bequilha, limitando a posição do centro de gravidade devido à capacidade de atuação da bequilha em manobras no solo.

Como o peso de uma aeronave pode variar de acordo com sua configuração de

vôo, a posição do seu centro de gravidade também pode varia de acordo com estas

configurações. O diagrama de centro de gravidade é um gráfico que determina qual a posição

do centro de gravidade da aeronave, em relação a uma referência fixa, que geralmente é

adotada como um quarto da corda média aerodinâmica, para cada condição limite de

carregamento (configuração de vôo; carga útil), delimitando o envelope do passeio do centro

de gravidade da aeronave (Iscold, 2001).

A determinação da posição do centro de gravidade de uma aeronave composta por diversos componentes, pode ser obtida por:

𝑥

= ∑

𝑀

∗ 𝑥

∑

𝑀

(1) Sendo Wi o peso de cada componente, xi a posição do centro de gravidade de cada componente em relação ao sistema de referência, e xCG a posição do centro de gravidade da aeronave em relação ao sistema de referência. Na Figura 10 pode-se ver um exemplo de diagrama de centro de gravidade.

Figura 10 - Diagrama de centro de gravidade

Fonte: Iscold (2001).

3.4. Forças aerodinamicas e coeficientes

Por convenção, na engenharia aeronáutica as forças e os momentos aerodinâmicos são escritos como o produto da pressão dinâmica do escoamento, uma dimensão de referência e um coeficiente aerodinâmico como é exposto em Iscold (2001), sendo:

𝑞 = 1

2 ∗ 𝜌 ∗ 𝑉

(2)

𝐿 = 𝑞 ∗ 𝑆 ∗ 𝐶

(3)

𝐷 = 𝑞 ∗ 𝑆 ∗ 𝐶

(4)

𝑀 = 𝑞 ∗ 𝑆 ∗ 𝑐̅ ∗ 𝐶

(5)

Onde q representa a pressão dinâmica, L a força de sustentação, D força de arrasto, M momento aerodinâmico, S área de referencia da superfície em sobre escoamento, ao se tratar da asa é a área em planta, 𝑐̅ é o comprimento de referencia do corpo sobre o escoamento, se for a asa trata-se da corda média aerodinâmica, Cl, Cd, e Cm, tratam-se de coeficientes aerodinâmicos, de sustentação, arrasto, e momento aerodinâmico. A corda média aerodinâmica é calculada através da seguinte equação:

𝑐̅ = 1

𝑆 ∗ ∫ 𝑐

(𝑦)𝑑𝑦

𝑏 2 0

(6)

Os coeficientes aerodinâmicos dependem da forma do corpo e das características do escoamento. Para asas, dependem, entre outros, de:

 Da forma do perfil (incluindo a presença e a deflexão de superfícies de comando e de hiper sustentação);

 Da forma em planta da asa;

 Da qualidade de fabricação da asa;

 Do ângulo de ataque do escoamento;

 Do Número de Reynolds do escoamento;

 Do Número de Mach do escoamento.

As figuras 11 e 12, mostram representativamente as forças que atuam em um avião, e os gráficos dos coeficientes em função do ângulo de ataque.

Figura 11 - Forças atuantes em uma aeronave em voo reto nivelado e em curva.

Fonte: Iscold (2011)

Figura 12 - Curvas de coeficientes aerodinâmicos em função do ângulo de ataque para o perfil Wortmann 74 FX.

Fonte: Rodrigues (2009)

Toda asa, quando submetida a um escoamento com ângulo de ataque excessivo, apresenta regiões de descolamento do escoamento que impedem a geração de sustentação.

Assim, o ângulo de ataque onde se observa a ocorrência do descolamento do escoamento é chamado ângulo de estol e o coeficiente de sustentação associado a este ângulo é chamado coeficiente de sustentação máximo. Estes valores (ângulo e coeficiente) são determinados em ensaios de túnel de vento e corrigidos para a aeronave em tamanho real. Mesmo assim, só são conhecidos com precisão após os ensaios em voo da aeronave real (Iscold, 2001).

Para o calculo desse coeficiente de sustentação deve ser levado em consideração a soma do coeficiente de sustentação máximo do conjunto asa fuselagem, somado ao coeficiente de sustentação da empenagem horizontal.

𝐶

= 𝐶

+ 𝐶

(7)

3.5. Diagrama V-n

A construção do diagrama v-n é uma das primeiras etapas de projeto de cargas, este diagrama apresenta as acelerações máximas ao qual a aeronave pode ser submetida para uma dada velocidade de voo. A construção deste diagrama é feito com base em normas regulamentadoras aeronáuticas escritas por associações de engenheiro e governamentais que ao longo dos anos, fizeram estudos para vários tipos de aeronave, e montaram um script de projeto que deve ser seguido a risca para propiciar máxima segurança a nova aeronave.

3.5.1. Fator de carga

O fator de carga pode ser definido como a relação entre, a aceleração medida tomada como referência um sistema de coordenadas inercial, e a aceleração da gravidade.

Basicamente um fator de carga n = 2 significa que para uma determinada condição de vôo a estrutura da aeronave estará sujeita a uma força de sustentação dada pelo dobro do peso, e o cálculo de n pode ser realizado preliminarmente pela aplicação da Equação (1) mostrada a seguir. (Rodrigues, 2009)

𝑛 = 𝐿

𝑊 (8) Existem duas categorias de limitações estruturais que devem ser consideradas durante o projeto estrutural de uma aeronave.

 Fator de carga limite: Este é associado com a deformação permanente em uma ou mais partes da estrutura do avião. Caso durante um vôo o fator de carga n seja menor que o fator de carga limite, a estrutura da aeronave irá se deformar durante a manobra, porém retornará ao seu estado original quando n = 1.

 Fator de carga último: Este representa o limite de carga para que ocorra uma falha estrutural, caso o valor de n ultrapasse o fator de carga último, componentes da aeronave com certeza sofrerão ruptura.

O parágrafo 337 das normas aeronáuticas determina os limites de fator de carga para a construção do diagrama V-n.

3.5.1.1. Fator de carga de manobra

Segundo as análises de Rosa (2009), os fatores de carga encontrados na norma

apresentados na Tabela 2 são muito exagerados, visto que os aviões utilizados na competição

SAE Brasil AeroDesign não voam a altitudes muito elevadas e realizam manobras suaves.

Segundo recomendações de Da Rosa, o fator de carga máximo positivo para aeronaves da competição é n

= 2, inferior ao recomendado pela norma FAR 23.337, porém mais condizentes com as características de vôo da competição. A norma utilizada recomenda que n

seja igual à pelo menos 50% de n

, portanto, n

= -1.

Tabela 2 – Fatores de carga indicados por norma JAR-VLA.

Fonte: JAR-VLA

3.5.1.2. Fator de carga de rajada

O fator de carga de rajada foi atribuído conforme norma pelo equacionamento mostrado em JAR-VLA:

𝝁

= 𝟐 ∙ 𝒎

𝝆 ∙ 𝒄̅ ∙ 𝒂 ∙ 𝑺 (𝟗)

𝑲

= 𝟎, 𝟖𝟖 ∙ 𝝁

𝟓, 𝟑 + 𝝁

(𝟏𝟎)

𝒏

= 𝟏 ± 𝝆 ∙ 𝑽 ∙ 𝒂 ∙ 𝑲

∙ 𝑼

∙ 𝑺

𝟐 ∙ 𝑾 (𝟏𝟏) Sendo: Kg o fator de alívio de rajada, mg o fator de massa da aeronave, Ude a velocidade de rajada, o valor de "a" (variação do coeficiente de sustentação da aeronave com o ângulo de ataque da mesma).

3.5.2. Velocidades estruturais

A velocidade de cruzeiro nunca deve ser excedida em condições de funcionamento normal da aeronave, as normas aeronáuticas em seu paragrafo 335 a), estabelecem limites mínimos e máximos para seu valor. Porem no aerodesign é um tanto difícil atender aos requisitos de velocidade máxima, pelo piloto não ter noção da velocidade da aeronave quando em voo, portanto é conservador adotar que o limite superior da velocidade de cruzeiro seria a máxima velocidade conseguida com a nalise de desempenho do grupo motor-propulsor.

A velocidade de cruzeiro não pode ser menor do que:

𝑉

=> 2.4 ∗ √ (𝑀 ∗ 𝑔)

𝑆 (12) Já para a velocidade nunca excedida em mergulho possui apenas limite inferior, para cálculos estruturais ela nunca deve ser menor que:

𝑉

=> 1,25 ∗ 𝑉

𝑜𝑢 𝑉

=> 1,4 ∗ 𝑉

(13) A velocidade de manobra não pode ser menor que a Vs* √𝑛 , onde Vs é a velocidade de estol sem flaps com aeronave em peso de projeto obtida com os dados de aerodinâmica, e n é o máximo fator de carga estabelecido para projeto.

𝑉

= √ 2 ∗ 𝑊

𝜌 ∗ 𝑆 ∗ 𝐶

2

(14)

3.6. Cargas nas asas

A asa de um avião é um componente que durante todo o voo vai estar sobre efeito de carregamento externo do ar, para geração de sustentação. Entretanto durante o voo esse carregamento sofre mudanças alcançando valores máximos e mínimos, estruturalmente os carregamentos máximos são os que interessam e eles são decorrentes de algumas manobras que serão aqui abordadas. Essas manobras promovem alterações na distribuição de sustentação (Iscold, 2001).

3.6.1. Distribuição de sustentação

A forma como a carga de sustentação é distribuída sobre uma asa finita (asa,

empenagens, etc.) é uma das questões mais importantes para o cálculo de esforços sobre estes

componentes. A forma desta distribuição definirá a forma das distribuições de esforço

cortante, momento fletor e momento torçor. O problema de resolver a forma desta distribuição foi solucionado pela primeira vez por Prandtl, no início do Século XX. A teoria desenvolvida por Prandtl é uma das maiores contribuições já oferecida à aerodinâmica, a análise de Prandtl é apresentada e explicada com detalhes por Anderson (Iscold, 2001).

O modelo utilizado para se determinar a sustentação da asa elíptica foi originado da teoria da linha sustentadora de Prandtl (PRANDTL,1921). A resolução da distribuição elíptica é de grande importância, visto que se torna necessário para encontrar de forma aproximada a distribuição de cargas de asas com geometria diferente da elíptica.

O método de Schrenk consiste basicamente em encontrar de modo aproximado a distribuição de cargas em uma asa de forma geométrica diferente da asa elíptica e trapezoidal, através de uma média entre a asa em estudo e a asa elíptica como mostra a equação abaixo, sendo as duas com mesma área e envergadura (Barros, 1995).

𝐿(𝑦)

= 𝐿(𝑦) + 𝐿(𝑦)

2 (15) A carga ao longo da asa em estudo é determinada de forma analítica como mostrado nas equações a seguir, sendo para a asa retangular, para a asa trapezoidal e para a asa elíptica, respectivamente.

𝐿(𝑦) = 2 ∗ 𝐿

(1 + 𝜆) ∗ 𝑏 ∗ (1 + ( 2 ∗ 𝑦

𝑏 ∗ (𝜆 − 1))) (16)

𝐿(𝑦)

= 4 ∗ 𝐿

𝑏 ∗ 𝜋 ∗ √1 − ( 2 ∗ 𝑦

𝑏 )

2

(17)

𝜆 = 𝑐

𝑐

(18) Onde:

L(y) – É a sustentação em função da posição ao longo da envergadura de uma asa trapezoidal;

L(y)e – É a sustentação em função da posição ao longo da envergadura de uma asa elíptica de mesma área em planta e mesma envergadura;

b – Envergadura da Asa;

L – Força de Sustentação para condição de manobra mais crítica;

y – Posição ao longo da envergadura;

λ – É uma razão entra a corda mínima na ponta da asa e a corda na raiz da asa.

A Figura 13, mostram as relações geométricas existentes entre a asa de shrenk, a asa real, e a asa elíptica, e a Figura 14 mostram exemplos de distribuições de sustentação em uma asa.

Figura 13 - Relação geométrica entre asa real, elíptica e de Shrenk.

Fonte: Iscold (2001)

Figura 14 - Distribuição de carregamento em uma asa finita.

Fonte: Iscold (2001)

3.6.2. Manobras de influencia

Toda a aeronave está sujeita a 2 manobras de projeto que influenciam as cargas nas asas, manobras simétricas, e manobras assimétricas (Iscold, 2001).

3.6.2.1. Manobras simétricas

Entende-se por manobras simétricas: Manobras que acontecem em relação ao eixo transversal o avião, fazendo com que somente a sustentação e o ângulo de arfagem sofram variações, a Figura 15 ilustra a manobra simétrica (Iscold, 2001).

As considerações principais são:

• A velocidade e o número de Mach não se alteram durante a manobra;

• Perturbações de rolagem e guinada da aeronave são desprezadas ou assumidas como nulas durante a manobra;

• A manobra simétrica é considerada, com fator de carga máximo do diagrama V-n.

Figura 15 - Diagrama de corpo livre, em uma manobra de arfagem.

Fonte: Iscold (2001)

3.6.2.2. Manobras de rolamento

As manobras de rolamento são manobras assimétricas envolvendo a aplicação das superfícies de controle lateral para promover o rolamento da aeronave ao longo do seu eixo x.

De acordo com os regulamentos, parágrafo 349, as manobras de rolamento devem ser associadas a fatores de carga verticais e o acoplamento entre o movimento de rolamento e de guinada pode ser desprezado para a análise de cargas (Iscold, 2001).

Exceto quando excederem os limites de sustentação da aeronave, os fatores de carga simétricos devem ser aplicados, de acordo com o parágrafo 349(a) dos regulamento, sendo:

• 2/3 do fator de carga máximo como fator positivo;

• 0 como o fator negativo.

A manobra de rolamento com fator de carga positivo nada mais é que a mudança de direção de uma curva mantendo o fator de carga vertical constante. A execução desta manobra, em ensaios de vôo, deve partir de uma outra manobra conhecida como wind-up turn

, onde o piloto mantém a aeronave voando com uma inclinação constante e com velocidade constante, sem aumentar a potência do motor. A manobra com fator de carga igual a 0 não faz sentido para ser executada na realidade, mas serve para determinar os limites de carga nesta manobra, na Figura 16 está ilustrada manobra de rolamento (Iscold, 2001).

Figura 16 - Diagrama de corpo livre em uma manobra de rolamento.

Fonte: Iscold (2001)

3.6.2.3. Cargas nos ailerons

A carga provocada por deflexão dos ailerons são determinados segundo a norma

JAR-VLA, por meio do gráfico mostrado na figura 17.

Figura 17 - Gráfico de cargas em ailerons.

Fonte: Norma JAR-VLA

3.7. CARGAS NA EMPENAGEM HORIZONTAL

Segundo Iscold (2001) as cargas na empenagem horizontal podem ser consideradas um dos aspectos mais importantes da análise de cargas de uma aeronave, isto porque sua influência no projeto de outras partes da aeronave é bastante significativa. Dentre as principais partes que são afetadas pelas cargas na empenagem horizontal de uma aeronave, pode-se citar:

 A própria empenagem horizontal e o profundor;

 A estrutura traseira da fuselagem;

 A seção central da fuselagem;

 Os mecanismos de comando.

Para Iscold (2001) o objetivo do engenheiro de cargas deve ser obter o envelope de cargas da empenagem horizontal, o qual define as combinações de força e momento que atuam na empenagem horizontal nas situações críticas.

As causas das cargas da empenagem horizontal são:

 Carga de balanceamento

 Cargas de manobra (arfagem, guinada e rolamento)

 Cargas de rajada (vertical, lateral, oblíqua)

3.7.1. Cargas de equilíbrio da empenagem horizontal

A expressão para o cálculo da carga na empenagem horizontal a partir do

coeficiente de sustentação para voo equilibrado é:

𝑃 = [𝑛

∗ 𝑊 ∗ (𝑐𝑔 − 𝑐𝑎) + 𝑀

] ∗ 1 𝑙 ⁄

(19) 𝑀

= 1

2 ∗ 𝜌 ∗ 𝑉

∗ 𝐶

∗ 𝑆 ∗ 𝑐̿ (20) 3.7.2. Acréscimo de carga devido a manobra

O acréscimo de carga para a manobra corrigida, pode ser obtida segundo a norma JAR-VLA part 423 pela equação:

𝑑𝑃 = (𝑛

− 1) ∗ 𝑊 ∗ ( 𝑐𝑔

𝑙

− 𝑆

∗ 𝑎

𝑆 ∗ 𝑎 ∗ (1 − 𝑑𝜖

𝑑𝛼 ) − 𝜌 ∗ 𝑆

∗ 𝑙

∗ 𝑎

2 ∗ 𝑚 ) (21)

3.7.3. Carga de manobra total na empenagem horizontal

Para a determinação das cargas críticas na Empenagem horizontal, são consideradas duas situações apresentadas em Iscold, e nas normas aeronáuticas:

 Manobras na qual a aeronave sai da condição de fator de carga unitário, e chega a condição de fator de carga limite;

 Manobras na qual a aeronave sai da condição de fator carga limite, e chega até a condição de fator de carga unitário;

Para efetuar os cálculos para as situações apresentadas, basta somar a carga adicional a carga de equilíbrio, e subtrair a carga adicional da carga para fator diferente de um.

De modo que para velocidades compreendidas entre as velocidades de manobra Va e a velocidade nunca excedida em descida, a carga na empenagem é dada por:

𝑃𝑚𝑎𝑥 = 𝑃 ± 𝑑𝑃 (22) 3.7.4. Acréscimo devido a rajada

As cargas de rajada, são calculadas pela adição da carga de balanço quando fator de carga for igual a 1, a carga de rajada obtida pela seguinte equação:

𝑃

= 𝑃

+ 𝑑𝑃

(23)

𝑑𝑃

= (1 − 𝑑𝜖

𝑑𝛼 ) ∗ 𝐾

∗ 𝑈

∗ 𝑣 ∗ 𝑆

∗ 𝑎

16.3 ∗ 10 (24)

Onde v representa a velocidade de voo, U

é a velocidade de rajada e K

é o fator de alivio de rajada

3.8. Cargas na empenagem vertical

Segundo Iscold (2001) As cargas na empenagem vertical também são de extrema importância para o projeto de uma aeronave. Sua influência, semelhantemente à empenagem horizontal, é bastante significativa, interferindo em:

 A própria empenagem vertical e leme de direção;

 A estrutura traseira da fuselagem;

 A seção central da fuselagem;

 Os mecanismos de comando.

O objetivo do engenheiro de cargas para Iscold (2001) deve ser obter o envelope de cargas na empenagem vertical, o qual define as combinações de força e momento que atuam nesta empenagem nas situações críticas de carregamento.

As causas das cargas da empenagem vertical são:

 Cargas de manobras (guinada, falha de motores e rolamento);

 Cargas de rajada (lateral e oblíqua).

Caso a empenagem horizontal seja em T, suas cargas terão ação direta sobre a empenagem vertical.

Para Iscold (2001) os cálculos das cargas na empenagem vertical podem ser conduzidos de forma semelhante ao cálculo de cargas na empenagem horizontal, guardadas as devidas considerações que são particulares a empenagem vertical:

 Coeficientes aerodinâmicos devem ser relativos à empenagem vertical;

 A força de equilíbrio em vôo reto nivelado é nula;

3.8.1. Carga média de manobra e carga de rajada

Para determinar a carga média de manobra é necessário o seguinte cálculo retirado da norma JAR-VLA:

𝑃

= 𝑆

∗ 0,534 ∗ 𝑛

∗ 𝑊

𝑆 (25)

Onde 𝑆

é a área da empenagem vertical, 𝑛

é o fator de carga máximo obtido do envelope de voo ou diagrama v-n, S é a área molhada do aeromodelo.

As cargas de rajada são determinadas segundo a norma JAR-VLA pela seguinte equação:

𝑃

= 10 ∗ 𝐾

∗ 𝑈

∗ 𝑣 ∗ 𝑆

∗ 𝑎

16.3 (26) Onde

𝐾

= 0.88 ∗ 𝜇

5.3 + 𝜇

(27) E

𝜇

= 2 ∗ 𝑚

𝜌 ∗ 𝑐

∗ 𝑔 ∗ 𝑎

∗ 𝑆

∗ ( 𝐾

𝑙

)

(28)

Os termos da equação da Empenagem Vertical, são basicamente os mesmos que para Empenagem Horizontal, só que os parâmetros são referentes ao perfil da Empenagem Vertical, uma única mudança está em 𝐾

, que convêm utilizar um fator de alivio que relacione a razão lateral da massa da aeronave, e K é o raio de giração da aeronave em relação ao eixo de referência z da aeronave.

3.9. Cargas nos comandos

As cargas sobre os comandos de leme, profundor, e aileron são determinadas a

partir da obtenção dos valores de magnitude em seus respectivos membros, e são de

fundamental importância para dimensionamento dos atuadores de controle de aeronave, esses

torques de movimentos são determinados segundo a norma JAR-VLA, a partir dos Gráficos

obtidos de seus apêndices, como mostra a Figura 18.

Figura 18 - Distribuições normatizadas de carregamentos nas superfícies de comando

Fonte: JAR-VLA

A partir dos carregamentos mostrados, pode-se calcular por meio de simples analises de carregamento, os torques nos comandos, bem as porcentagens de carregamentos se optar por mais de uma longarina.

3.10. Materiais compósitos

Os materiais compósitos podem ser definidos como um arranjo multifásico de dois ou mais constituintes devidamente separados por uma interface bem definida.

Geralmente constituído de um componente chamado matriz e outro chamado de reforço, as propriedades mecânicas são obtidas a partir do efeito de combinação de ambos (PETERS, 1998).

Os materiais compósitos fazem parte de uma extensa e importante classe de materiais de engenharia, usados em uma grande variedade de aplicações, como exemplo, na indústria automotiva, aeronáutica, naval e em equipamentos médicos (MORTESEN, 2007).

Levy Neto e Pardini (2006) afirmam o processamento adequado de materiais torna possível a obtenção de produtos com propriedades como: Baixa massa específica, resistência mecânica elevada, alta tenacidade, resistência à corrosão, resistência química, estabilidade térmica e resistência a fadiga.

Na Figura 19 é mostrado o esquema de classificação por vários tipos de

compósitos.

Figura 19 - Esquema de classificação para vários tipos de compósitos

Fonte: Levy Neto e Pardini (2006)

Os materiais compósitos laminados estruturais de elevado desempenho mecânico são amplamente utilizados em diversos setores industriais. As indústrias náutica e aeronáutica são exemplos em que o desempenho do produto final deve garantir a segurança necessária, porém, se o peso do produtor final for excessivo, inviabiliza o seu uso para tais finalidades (CARVALHO, 2005).

Na Figura 20 é mostrado um compósito de fibra de carbono com matriz de resina poliéster.

Figura 20 - Compósito de fibra de carbono.

Fonte: Própria (2017)

3.10.1. Fibra de carbono

As Fibras de Carbono são muito usados como reforços para aumentar a rigidez e resistência de materiais compósitos avançados leves, largamente utilizados em aeronaves e aplicações industriais. A expressão “Fibra de Carbono” geralmente se refere a uma variedade de produtos filamentares compostos por mais de 90% de carbono e filamentos de 5 a 15 µm de diâmetro, produzidos pela pirólise da poliacrilonitrila (PAN), piche ou rayn (LUBIN, 1969).

Para Souto, Calado e Pereira Junior (2014), os compósitos reforçados com Fibra de Carbono têm ampla aplicação na fabricação de materiais esportivos, de construção civil, produtos de pesca, indústria automotiva, fuselagem de aviões, próteses, equipamentos radiológicos, maquinaria têxtil, instrumentos musicais, entre outros. Nas últimas décadas sua demanda tem tido um aumento considerável em decorrência de suas propriedades mecânicas.

Na Figura 21 é mostrado um tecido de fibra de carbono bidirecional.

Figura 21 - Tecido de fibra de carbono bidirecional.

Fonte: PegAzuls (2016)

Segundo Silva, te al.(2012), as fibras de carbono variam suas propriedades mecânicas e seus sistemas de produção dependendo da empresa fabricante. São produzidas através de poliacrilonitrila, e dependendo do tipo de tratamento recebido pela fibra básica, é possível fabricar fibras com variadas configurações de resistências e de módulo de elasticidade. Na tabela 2 são apresentadas propriedades mecânicas de diferentes fibras de carbono.

Tabela 2: propriedades mecânicas de diferentes fibras de carbono.

Densidade (g/cm³)

Resistência à tração

(MPa)

Elasticidade longitudinal

(GPa)

Carbono HS 1,8 3500 90-150

Carbono IM 1,8 5300 150-180

Carbono HM 1,8 3500 180-240

Carbono UHM 2,0 2000 240+

Fonte: Silva, et al. (2012)

3.10.2. Madeira Balsa

O pau-de-balsa (Ochroma pyramidale), é uma espécie encontrada do sul do México até o norte da Venezuela e na costa oeste da América do sul até a Bolívia. Dentre suas principais aplicações, podemos citar a construção de pequenos barcos, aeromodelos e o no revestimento estrutural de algumas aeronaves. Isso se deve ao fato de ser uma madeira leve e de fácil manuseio (SILVA, et al., 2012).

Segundo Finger, et al. (2012, apud SILVA, 2014), a espécie alcança de 18 a 25 metros de altura e diâmetro à altura do peito de até 50 cm. Seu fuste é reto, cilíndrico e livre de ramas até 15 metros de altura ou mais, sendo a copa aberta. Possui casca lisa e acinzentada, mosqueada de branco a pardo. Sua madeira é muito leve e elástica, macia e fácil de trabalhar, é ideal para construção naval, aérea e civil. Na Figura 22 é mostrada uma chapa de madeira balsa.

Figura 22 - Chapa de madeira balsa

Fonte: Autoria própria (2017)

Estudos realizados por Silva (2014), definiram algumas propriedades da madeira balsa, conforma a Tabela 3:

Tabela 3: Propriedades da madeira balsa

Densid. (g/cm³) Resistência (MPa) Elasticidade longitudinal (MPa) Compressão

paralela a fibra 0,312 16,97 5994

Cisalhamento 0,312 3,6 -

Fonte: Silva (2014)

3.10.3. Resina epoxi

A resina epóxi utilizada é considerada uma matriz polimérica termofixa que se endurece ao se unir com um agente catalisador e vai agir estruturando as fibras de reforço formando o compósito com as propriedades desejadas. A mesma apresenta as melhores propriedades mecânicas e é a mais cara, sendo então a mais usada no meio aeronáutico (PEGAZULS, 2016).

Ainda segundo PegAzuls (2016), a taxa de resina/catalisador da resina epóxi normalmente difere dos outros tipos de resina. A proporção adequada é de 1:2 partes em peso de resina e catalisador. Usualmente, são diversas as vantagens dessa resina em termos de versatilidade de processos de cura, o que as tornam populares entre uma grande variedade de aplicações com laminados de alta performance. Na Figura 23 é representada uma resina epóxi e um catalisador.

Figura 23 - Resina epóxi e catalisador

Fonte: Autoria Própria (2017)

3.11. Ensaios mecânicos

Segundo Norton (2013), as propriedades mecânicas de um material são

geralmente determinadas por meio de testes destrutivos de amostras sob condições de

carregamentos controladas e monitoradas. Os melhores dados de propriedades de materiais

são obtidos a partir de ensaios destrutivos ou não destrutivos quando simulam cargas reais por

processos reais de manufatura, isso normalmente se faz quando os riscos econômicos e de

segurança não altos. Os fabricantes de aviões, automóveis, motocicletas, equipamentos para

fazenda, geralmente instrumentam e testam o conjunto acabado sob condições de serviço reais

ou similares.