8º CONGRESSO IBEROAMERICANO DE ENGENHARIA MECANICA Cusco, 23 a 25 de Outubro de 2007.

8º CONGRESSO IBEROAMERICANO DE ENGENHARIA MECANICA

Cusco, 23 a 25 de Outubro de 2007.

SOFTWARE DE ESTIMATIVA DE PESO UTILIZADO NO CÁLCULO DO PESO DOS COMPONENTES DE AVIÕES DE TRANSPORTE.

Msc Amarildo Milan, Eng. Aeronáutico Paulo C. Bucco

DTE-GSJ-SD1. EMBRAER - Empresa Brasileira de Aeronáutica S.A. Avenida Brigadeiro Faria Lima, 2170 - Putim - Posto de Correio: 009

12227-901 - São José dos Campos, SP, Brasil. amilan@embraer.com.br, pbucco@embraer.com.br

RESUMO

Este trabalho apresenta um breve estudo do método de estimativa de peso dos componentes de aviões de transporte, desenvolvido a partir dos dados e das análises paramétricas de aviões de categorias semelhantes obtidos de publicações especializadas. As propriedades de massa e demais informações técnicas foram coletadas, analisadas e utilizadas no desenvolvimento das equações estatísticas de estimativa de peso. O uso deste banco de dados adaptado e incrementado com o conhecimento prático dos produtos da indústria aeronáutica nacional, permitiu o desenvolvimento de um software que usa parte deste estudo estatístico no cálculo preliminar dos Pesos de Projeto de novos aviões.

PALAVRAS CHAVE: Equações estatísticas, Peso Estimado, Pesos de projeto. 1.INTRODUÇÃO

O projeto de um novo avião ocorre sobre três fases distintas conforme [13]:

• Fase conceitual – onde uma especificação preliminar é acordada a partir de uma configuração, tamanho, peso e desempenho para atender o mercado, sob condições de contorno mais grosseiras.

• Fase preliminar – nesta fase, técnicas analíticas, numéricas e experimentais são utilizadas para determinar exatamente os detalhes da configuração aerodinâmica, estrutural, do interior e dos sistemas do avião. • Fase de desenvolvimento - onde todas as peças e equipamentos da aeronave, inclusive os prendedores são

considerados, especificados e detalhados pela engenharia.

O processo de estimativa do peso de um avião na fase conceitual do projeto é uma área muito sensível na fase de anteprojeto (AP) de novas aeronaves uma vez que o seu status, nas fases distintas de projeto, está associado à tecnologia empregada e aos requisitos aerodinâmicos e de mercado.

As principais razões para a existência do controle rigoroso do peso do avião são evitar os seguintes problemas: • O aumento do consumo de combustível (mais tração);

• A diminuição da carga paga (redução do lucro do operador); • O aumento da distância de decolagem (pistas mais longas);

• A diminuição da razão de subida (demora mais para atingir o teto operacional); • O aumento das forças de controle de vôo e da instabilidade longitudinal.

• Desenho Três Vistas (figura 01);

• Premissas dos Sistemas e do estilo de Interior (Mercado);

• Peso e Tração do motor (Interesses comerciais e de projeto);

• Carga Paga requerida, isto é, número de passageiros (Mercado);

• Teto Operacional e as velocidades de projeto (Mercado);

• Alcance → Combustível para cumprir a missão típica (Mercado);

• Missão Típica → MTOW de projeto: carga paga transportada mais o combustível usado. A partir das informações fornecidas acima é possível estimar todos os pesos dos componentes do avião.

No início do projeto, os pesos estimados (metas) são estabelecidos para todos os grupos da estrutura e sistemas que compõem o avião, e devem ser rigorosamente controlados durante toda a evolução do projeto e usados como norteador da toda a engenharia. O controle do peso é uma das ferramentas mais importantes para o sucesso de um novo avião e é uma matéria de grande interesse da indústria aeronáutica. De fato, pesos mais baixos da estrutura e sistemas acarretam um aumento da carga paga, resultando diretamente em um avião mais lucrativo para o operador (figura 02). Para executar eficazmente o controle do peso, a área de peso e balanceamento necessita ter uma interface intensa com todos os outros grupos da engenharia, desde a fase conceitual até a fase da produção seriada. Assim é inerente que os especialistas na área de peso e balanceamento tenham bons conhecimentos e experiência nas áreas de materiais, estruturas, sistemas aeronáuticos, processos e outras disciplinas correlatas.

Os métodos de estimativa de peso utilizam técnicas preliminares e convencionais de projeto, que é uma mescla de equações analíticas e semi-empíricas, porém calcadas numa base teórica e não apenas em simples ajustes estatísticos. Estas equações são calibradas a partir de dados derivados da indústria, incluindo detalhes dos pesos dos componentes que geralmente não estão disponíveis do domínio público, tais como o uso de materiais mais leves e avançados (compósitos e ligas de Al-Li) e o moderno processo de fabricação “friction stir welding”, soldagem estrutural por atrito, tecnologia que permite juntar tipos de ligas que não podem ser soldadas por fusão.

Para os componentes estruturais (asa, fuselagem e empenagens), podemos escolher diferentes métodos de estimativa de peso, sendo que os fatores de carga de projeto são avaliados de acordo com o FAR/JAR-25 para a rajada crítica e casos de manobra conforme comentado em [2,3,4].

Neste trabalho daremos uma ênfase maior na estimativa de peso da asa, uma vez que as equações do peso do seu caixão são sensíveis a todos os parâmetros importantes de projeto tais como: alongamento, afilamento, enflechamento, área, espessura relativa, envergadura, carga alar, etc.

Na figura 03 temos a definição dos pesos de projeto utilizados pelos fabricantes e aceitos pelos principais órgãos de homologação aeronáutica (ANAC, FAA, EASA, TCCA, etc.), conforme descrito em [6,14,15,16].

O Peso Máximo de Decolagem (MTOW) do avião pode ser ajustado diretamente na fase inicial do projeto ou iterativamente através do software de estimativa de peso (SEP), a fim de atender um requisito particular de alcance, estudos de otimização ou para satisfazer qualquer restrição preliminar de projeto.

Os outros pesos de projeto como o BOW (Peso Básico Operacional), MLW (Peso Máximo de Pouso) e o MZFW (Peso Máximo Zero Combustível) podem ser ajustados no software, para assegurar que os aviões da base de dados sejam consistentes com os valores citados pelo fabricante.

A divisão dos Pesos de Estrutura e Sistemas atende a critérios funcionais, e não de montagem, assim nós temos Normas aplicáveis que especificam o formato para a distribuição do peso: NORMA MIL 1374A,

Figura 03: Definição dos pesos de projeto.

2.MÉTODOS DE ESTIMATIVA DE PESO DE AVIÕES DE TRANSPORTE Existem duas principais classes de estimativa estatística de peso:

Classe I: A proposta desta classe é fornecer rapidamente as informações dos pesos dos principais grupos

(estrutura, sistemas e interior), utilizando relações paramétricas simples associadas com o MTOW e a Área (Asa, VT, HT etc.) conforme mostrado na tabela 01, na figura 04 e de acordo com as referências [1,4,7,11,12,13]. Este método utiliza equações mais grosseiras, derivadas empiricamente ou baseadas em dados históricos de aviões conhecidos. Por similaridade, recorre ao banco de dados da própria empresa e dos concorrentes de uma categoria semelhante. Em geral, dão melhores resultados, isto é, menor erro, em aviões com características similares aos usados para sua obtenção.

Tabela 01 – Peso aproximado dos grandes grupos conforme [2,3,4,10].

Item Fator Multiplicar por (a)

Asa (c) 40 - 50 [kg/m2_{] Área da asa (b)}

Empenagem Horizontal (c) 22 - 27 [kg/m2_{] Área da EH (b)}

Empenagem Vertical (c) 18 - 27 [kg/m2_{] Área da EV (b)}

Fuselagem (c) 15 - 25 [kg/m2_{] Área Externa (b)}

Trem de Pouso 3.5 - 4.5% MTOW [kg]

¾MAXIMUM RAMP WEIGHT (MRW): MTOW+ Combustível para o Táxi

¾MAXIMUM TAKE OFF WEIGHT (MTOW): BOW+ Carga Paga + Combustível

¾MAXIMUM LANDING WEIGHT (MLW): (Part 25) xx.xxx : Normalmente está entre 80 e 90% do MTOW. (Part 23) 23.473 : MLW >= 95% do MTOW(*) ou

MLW= MTOW- 25% do máximo combustível

¾MAXIMUM ZERO FUEL WEIGHT (MZFW): BOW+ Máxima Carga Paga (pax + bagagem)

¾BASIC OPERATING WEIGHT (BOW): EEW+ Itens de Operação (fluids + catering + crew)

¾EQUIPPED EMPTY WEIGHT (EEW): Σ dos pesos: estrutura + sistemas (“complete dry airplane”)

¾MINIMUM WEIGHT: (Part 25) 25.25 : The lowest weight selected by the applicant (~ BOW).

(Part 23) 23.25 : EEW+ full operating fluids + crew (77 kg) + 5% of the total fuel capacity + fuel for one-half hour operation at maximum continuous power.

¾MAXIMUM PAYLOAD WEIGHT (MZFW – BOW): Máxima Carga Paga : passageiros + bagagem

¾MAXIMUM USABLE FUEL ( @ 0.803 kg/l (#)): Capacidade máxima de combustível utilizável (#)NBAA – National Business Aviation Association, Inc. : (Fuel weight 6.7 lbs per U.S. gallon)

Note: (*) The design landing weight may be as low as: - 95% of the maximum weight If the minimum fuel capacity is enough for at least one-half hour of operation at maximum continuous power plus a capacity equal to a fuel weight which is the difference between the design maximum weight and the design landing weight; or... Source: 1) Specification for Manufacturers Technical Data – Reissued January 8, 1998

Air Transport Association of America – A.T.A. SPECIFICATION 100

Estas equações têm uma base estatística associada e muitos anos de experiência, por isso este método necessita de técnicos com larga experiência em outros projetos e uma clara compreensão do avião que está sendo projetado. Esta metodologia é baseada em uma derivação mais detalhada do peso dos componentes da aeronave, por isso mais confiável, robusta e completa que o método classe I. Ela é detalhada suficientemente para fornecer uma estimativa crível dos pesos de cada grupo e do componente principal. É utilizado pelas grandes indústrias aeronáuticas para obter os pesos preliminares dos seguimentos, com os devidos ajustes e correções (know-how). As equações de estimativa de peso classe II são as mais adequadas nos estudos preliminares, pois são ferramentas mais precisas no levantamento dos pesos dos componentes, ainda numa fase do projeto onde os dados gerados pelas engenharias são limitados. Considerando as vantagens desta metodologia desenvolvemos um software de estimativa de peso (SEP) na linguagem Compaq Visual Fortran (Copyright® 2000 Compaq Computer Corporation), foco deste trabalho e que utiliza equações paramétricas desenvolvidas pelo autor em associação com aquelas já consagradas no meio acadêmico, veja em [1,2,3,4,9].

A seguir temos o formato típico dos principais grupos de Peso baseado em [1,2,3,4,5]: 1. Grupo Estrutural: Asa, Fuselagem, Empenagens e Pilones.

2. Grupo de Propulsão: Motores, Nacelles, Reversores e escapamentos.

3. Sistemas: Trem de Pouso, Controles de Vôo, APU, Aviônica, Hidráulica, Pneumática, Elétrica, Interior, Ar condicionado, Anti-Gelo, Pressurização, Proteção contra Fogo, Controle dos Motores e Oxigênio.

Nas análises devemos atentar para alguns parâmetros que influem na estimativa de peso de aviões [1,2,3,4]: • Taxa de Pressurização, Comprimento e Diâmetro da Fuselagem;

• Número de Passageiros e tipo de acabamento do interior; • Requisitos de ruído (externo e interno);

• Carga alar, Área, Enflechamento, Alongamento e Envergadura da Asa; • t/c (espessura relativa da asa na raiz, na quebra e na ponta);

• Motor montado na fuselagem ou na asa, Tração e peso do motor; • Pesos Máximos e Tipo de junção asa / fuselagem;

• Área e tipo das Empenagens (T, Incidência Variável); • Número de horas e ciclos (vida em fadiga);

• Carga térmica, Carga elétrica e etc.

As equações paramétricas precisam ser ajustadas a fim de calibrá-las à categoria daquele avião que está sendo projetado. O SEP utiliza fatores de correção derivados dos dados de conhecimento público ou não, mais os dos aviões da Embraer, Fokker, Boeing, Airbus, Bombardier, Gulfstream, Cessna, Dassault, De Havilland, etc. Os fatores de correção (“fudge factor”) são determinados dividindo-se os pesos dos componentes reais conhecidos pelos pesos dos componentes deste avião estimados preliminarmente pelo SEP de acordo com [2]. Na prática o SEP é testado em aviões similares, obtendo-se assim o índice médio de erros, que será então aplicado à estimativa do novo projeto. Alterações e ajustes das fórmulas são baseados em dados históricos e experiências anteriores da própria empresa. O desenvolvimento destas equações requer muitas análises, visto que o fabricante desenvolve, modifica e adapta as mesmas de acordo com suas exigências de projeto e mercado. A seguir abordaremos os procedimentos recomendados nesta análise, mostrando o resumo da rotina passo a passo, a fim de estimar os pesos dos componentes do avião de acordo com as referências [2,3,4].

1- Inserir na entrada do programa o arquivo de dados com as características aerodinâmicas, dimensionais, parâmetros de projeto, máxima carga paga e os requisitos de missão que representam a categoria do avião; 2- Ajustar previamente os “fudge factor” de cada componente;

3- Ajustar o combustível para a missão;

4- Calcular os fatores de carga de manobra, rajada e o fator de carga final [6];

5- Calcular os pesos dos componentes da aeronave (estruturas, sistemas e interior) e obter o BOW estimado; 6- Determinar o Peso Máximo Zero Combustível (MZFW) e o MTOW estimado;

7- A partir do MTOW estimado, repetir o processo iterativo do passo 2 até o 6, até que a diferença entre os valores do MTOW de projeto e o estimado (item 6), seja menor ou igual ao erro arbitrado;

Devido ao crescimento do peso do avião durante a vida e as incertezas inerentes em todos os métodos estatísticos, é prudente aplicar uma margem entre 3 e 5% no EEW estimado durante a fase de anteprojeto seguindo sugestão verificada em [2,3,4].

A seguir mostraremos um exemplo relacionado à derivação do peso estrutural da asa a fim de demonstrar o desenvolvimento e a eficiência do método neste componente tão importante e representativo do avião.

3.EQUAÇÕES ESTATÍSTICAS DE ESTIMATIVA DE PESO DA ASA Nesta fase é recomendável:

• Levantar os parâmetros que influem no peso do componente; • Levantar o peso do item para aviões com características em comum; • Combinar os parâmetros de forma a se obter correlação com o peso;

• Levantar fatores de correção que levem em conta o estado da arte dos materiais e das tecnologias disponíveis para os cálculos em geral (Estrutura, Cargas, Aerodinâmica, Peso e dimensionamento de Sistemas).

Para pequenos aviões de transporte (área de asa ≤ 84 m2 _{e nº de passageiros ≤ 80) desenvolvemos uma equação}

classe I conforme a referência [10] para estimar de forma mais rápida o peso de asa e que foi usada em parte dos nossos estudos da:

FF W

W

W

S

S

W

W

=

(

0

.

15

+

35

)

FF z avg W W

MTOW

S

A

t

c

n

W

W

=

0

.

0588

(

1

+

λ

)

(cos

Λ

)

(

/

)

Um exemplo da aplicação das fórmulas estatísticas é mostrado na tabela 02; elas foram usadas para a avaliação do peso estrutural da asa. O peso da asa é determinado normalmente através dos valores históricos, isto é, kg/m2

da área da asa de referência. Porém devido a grande discrepância (> 10%) entre o peso real e o estimado, obtido pela fórmula aproximada nós usamos as equações estatísticas classe II. Elas foram desenvolvidas com o intuito de garantir a qualidade dos dados, mitigando assim os erros e não comprometendo exageradamente a expectativa dos pesos de projeto, a carga paga e o conseqüente desempenho do avião prometido ao cliente.

Tabela 02: Desvio Médio entre os Métodos de Estimativa de Peso da Asa.

Na tabela 03 estão apresentados os resultados os valores aproximados em termos percentuais das matérias primas e tecnologias utilizadas em geral na asa de aviões regionais conforme referência [10].

Tabela 03 – Material e Tecnologia utilizada no conjunto estrutural da asa.

Material Total [%] Chapa Pura Usinagem química Usinagem mecânica

Compósito Selagem Outros

Alumínio 74.5 3.1 8.1 63.3 --- --- --- Aço 1.2 --- --- 0.1 --- --- 1.1 Titânio 1.3 0.1 --- 1.1 --- --- 0.1 Compósito 12.0 --- --- --- 12.0 --- --- Selagem 4.5 --- --- --- --- 4.5 --- Outros 6.5 --- --- --- --- --- 6.5 Total [%] 100.0 3.2 8.1 64.5 12.0 4.5 7.7 5. CONCLUSÃO E COMENTÁRIOS

A proposta deste trabalho é apresentar e discutir os resultados obtidos a partir do desenvolvimento do software de estimativa de peso dos componentes de aviões. Aqui focamos nossas análises no cálculo do peso da asa, comparando seus resultados com as outras metodologias estatísticas mais utilizadas na fase de anteprojeto pela engenharia de peso das principais indústrias aeronáuticas.

Aviação Regional – Desvio Médio (*) entre os Métodos de Estimativa de Peso da Asa

1- Método NASA [1]: + 4.10%

2- Método Raymer [2]: - 6.80%

3- Método Torenbeek [3]: - 4.20%

4- Ilan Kroo (Stanford Univ.) [9]: - 8.50%

5- Método Classe I (equação 01): ± 5.00% 6- Método Classe II (equação 02): + 0.13%

Entretanto, há muitos projetos e novas configurações aeronáuticas com avanços tecnológicos, tais como materiais compósitos, ligas de alumínio menos densas que não são comuns à maioria dos aviões da base de dados, produzindo assim estimativas menos precisas quando usamos equações sem estes avanços tecnológicas. Para permitir a inclusão destas particularidades, é necessária a inserção de fatores de ajustes nas equações estatísticas, isto é, o “know-how” da empresa, índice este que está associado ao estado da arte, que é o mais alto nível de desenvolvimento do produto, portanto um dado sensível, de caráter corporativo e que não está autorizado para divulgação.

Métodos de estimativa mais recentes levam em conta a distribuição de cargas estimadas e o layout preliminar dos elementos estruturais para obter um pré-dimensionamento estrutural e as propriedades estruturais associadas. Logo é possível a partir de um modelo estrutural preliminar (FEM-NASTRAN®), aplicar as correções empíricas pertinentes para ajustá-lo e obter assim um modelo representativo do peso do caixão central da asa. Este procedimento é requerido, uma vez que nesta fase o modelo em elementos finitos é limitado e carente das informações mais detalhadas do projeto, do processo de fabricação, da produção e da análise estrutural.

As indústrias aeronáuticas em geral dispõem também do software CATIA®, que possibilita calcular com mais precisão as propriedades de massa a partir dos desenhos preliminares em 3D, oriundos do projeto estrutural. As informações obtidas do CATIA® aumenta o nosso espectro comparativo e a precisão dos valores do peso, numa fase um pouco mais avançada do AP, porém ainda numa etapa onde os dados estatísticos são as informações norteadoras das análises de cargas, aeroelasticidade e estruturas.

A obtenção do peso real envolvendo a pesagem de todas as peças do avião é efetivamente a melhor e a mais confiável maneira de aferir a eficácia do processo estatístico utilizado. Por isso o gerenciamento da evolução do peso na fase de anteprojeto até a fase seriada é de vital importância para garantir os pesos meta do programa. O peso médio obtido da asa de aviões regionais usando o modelo estatístico apresentou desvio médio de ± 0.13% quando comparado com o seu peso real. Além disso, o EEW real obtido para alguns aviões desta categoria confrontados com as metodologias utilizadas, apresentaram um erro médio de ± 0.5% em relação aos pesos atingidos na fase de desenvolvimento, que é um resultado excepcional quando comparado a outros aviões de fabricantes concorrentes.

6. REFERÊNCIAS

1. Science Applications, Inc., Douglas Aircraft Company, PARAMETRIC STUDY OF TRANSPORT AIRCRAFT SYSTEMS COST AND WEIGHT, Prepared under Contract Nº NAS2-8703 for the NASA, AMES Research Center Moffet Field, California, NASA (CR 151970), April 1977, pp. 5-1 – 5-11.

2. Daniel P. Raymer, AIRCRAFT DESIGN: A CONCEPTUAL APPROACH, AIAA Education Series, Institute Of Aeronautics and Astronautics, Inc., Washington, D.C., 1989, pp. 467-480.

3. Egbert Torenbeek, SYNTHESIS OF SUBSONIC AIRPLANE DESIGN, Delft University Press, pp 435-465, 1981, pp. 438-455.

4. Jan Roskam, AIRPLANE DESIGN, Part V. Component Weight Estimation, Roskam Aviation and Engineering Corporation, Kansas, 1999, pp. 1-69.

5. MIL-STD-1374A - Military Standard, WEIGHT & BALANCE DATA REPORTING FORMS FOR AIRCRAFT, U.S. Government Printing Office, Washington, D.C., 1977.

6. FEDERAL AVIATION REGULATIONS, PART 25, Department of Transportation, Federal Administration, Distribution Requirements Section, Subpart C-Structure, Sub. C-1 until Sub. C-8,

11. Humberto Rocha, Wu Li and Andrew Hahn, PRINCIPAL COMPONENT REGRESSION FOR FITTING WING WEIGHT DATA OF SUBSONIC TRANSPORTS, Virginia Vol. 43, Nº 6, Journal of Aircraft, November-December 2006.

12. Charlie Svoboda, ALUMINUM STRUCTURAL MEMBER COMPONENT WEIGHT AS A FUNCTION OF WING LOADING, University of Kansas, Aircraft Design 2, 1999.

13. Dave Bond, d.bond@manchester.ac.uk, DESIGN WEIGHT ESTIMATION OF A CONCEPTUAL DESIGN, 3rd Year Aerospace Design, University of Manchester, October 25, 2005.

14. Specification for Manufacturers Technical Data – Air Transport Association of America – A.T.A. SPECIFICATION 100, Reissued January 8, 1998.

15. AC 120-27E - Advisory Circular / FAA – Aircraft Weight & Balance Control, October 06, 2005, Appendix 1, pp. 1-4.

16. FEDERAL AVIATION REGULATIONS, PART 23, Department of Transportation, Federal Administration, Airworthiness Standards: Normal, Utility, Acrobatic and Commuter Category Airplanes, Washington, D.C., March 2002.

7. UNIDADES E NOMENCLATURA

Os símbolos mais utilizados nos métodos de estimativa da asa são:

A - Alongamento da asa [(Envergadura da asa)2 _{/ S} w]

Sw - Área da Asa (m2)

MTOW - Peso Máximo de Decolagem (kg)

(t/c)avg - Espessura média relativa da asa (espessura / corda)

n

MTOW/Sw - Carga Alar (kg/m2)

MAC - Corda Média Aerodinâmica (m)

λ

Λ - Enflechamento da asa a 25% da MAC (graus)

Ww - Peso da Asa (kg)