Desenvolvimento de um veículo aéreo não tripulado com sustentação e propulsão híbrida

Texto

(1)UNIVERSIDADE FEDERAL DO RIO GRANDE DO NORTE PROGRAMA DE PÓS-GRADUAÇÃO EM ENGENHARIA MECÂNICA. ALYSSON NASCIMENTO DE LUCENA. DESENVOLVIMENTO DE UM VEÍCULO AÉREO NÃO TRIPULADO COM SUSTENTAÇÃO E PROPULSÃO HÍBRIDA. Janeiro de 2018 Natal - RN.

(2) Alysson Nascimento de Lucena. DESENVOLVIMENTO DE UM VEÍCULO AÉREO NÃO TRIPULADO COM SUSTENTAÇÃO E PROPULSÃO HÍBRIDA. Dissertação de Mestrado apresentada ao Programa de Pós-Graduação em Engenharia Mecânica da UFRN como parte dos requisitos para obtenção de título de Mestre em Engenharia Mecânica.. Orientador: Prof. Dr. Raimundo Carlos Silvério Freire Júnior..

(3) Universidade Federal do Rio Grande do Norte - UFRN Sistema de Bibliotecas - SISBI Catalogação de Publicação na Fonte. UFRN - Biblioteca Central Zila Mamede. Lucena, Alysson Nascimento de. Desenvolvimento de um veículo aéreo não tripulado com sustentação e propulsão híbrida / Alysson Nascimento de Lucena. 2018. 141 f.: il. Dissertação (mestrado) - Universidade Federal do Rio Grande do Norte, Centro de Tecnologia, Programa de Pós-Graduação em Engenharia Mecânica, Natal, RN, 2018. Orientador: Prof. Dr. Raimundo Carlos Silvério Freire Júnior. 1. VANT - Dissertação. 2. Propulsão híbrida - Dissertação. 3. Asa voadora - Dissertação. 4. Multirotor - Dissertação. 5. Drone - Dissertação. I. Freire Júnior, Raimundo Carlos Silvério. II. Título. RN/UF/BCZM. CDU 621.3.

(4) Alysson Nascimento de Lucena. DESENVOLVIMENTO DE UM VEÍCULO AÉREO NÃO TRIPULADO COM SUSTENTAÇÃO E PROPULSÃO HÍBRIDA. Esta dissertação foi julgada adequada para a obtenção do título de MESTRE EM ENGENHARIA MECÃNICA sendo aprovada em sua forma final.. Banca Examinadora. __________________________________________ Prof. Dr. Raimundo Carlos Silvério Freire Junior. __________________________________________ Prof. Dr. Wallace Moreira Bessa. __________________________________________ Prof.a Dra. Karilany Dantas Coutinho. __________________________________________ Prof. Dr. Wanderley Ferreira de Amorim Júnior.

(5) DEDICATÓRIA. Dedico este trabalho para as duas pessoas a quem dedico também a minha vida, minha esposa e meu filho..

(6) AGRADECIMENTOS Primeiramente agradecer a Deus por toda essa caminhada da vida, tenho certeza que ele sempre está ao meu lado, as dificuldades enfrentadas não deixam dúvidas. A minha esposa Myrtz de Lucena e Silva e a meu filho Gabriel Silva de Lucena, por todo apoio e compreensão, muitas foram as dificuldades durante o desenvolvimento desse trabalho e sem eles os voos ainda estariam somente nos meus pensamentos. A minha mãe Maria de Lourdes Nascimento de Lucena e meu pai Eliú Pereira de Lucena, deles vem toda a minha formação educacional e pessoal, agradeço a Deus pelos ótimos pais que tenho. Aos meus sogros, João Batista da Silva e Edinelza Pereira de Lucena e Silva que sempre torceram por mim. A meus irmãos que sempre me apoiaram durante toda a vida. A meus tios, tias e primos, sempre presentes! Em especial a meu tio Francisco Luiz de Almeida, ele, engenheiro da vida, me ensinou muito. Ao meu orientador, professor Dr. Raimundo Carlos Silvério Freire Júnior, seus ensinamentos e participação durante o projeto foram essenciais, não poderia ser outra pessoa! A todos os amigos, em especial ao amigo Talisson Araújo Figueiredo, existem amigos que aparecem na hora certa com a palavra certa, isso faz toda a diferença! Aos docentes e servidores da escola de Ciências e Tecnologia (C&T), do Departamento de Engenharia Mecânica (DEM) e do programa de Pós-Graduação em Engenharia Mecânica da UFRN (PPGEM) por todos os ensinamentos e orientações..

(7) “As invenções são, sobretudo, o resultado de um trabalho teimoso.” Alberto Santos Dumont.

(8) RESUMO Este trabalho busca apresentar o desenvolvimento de um Veículo Aéreo não Tripulado (VANT) duplamente híbrido, capaz de conciliar as vantagens de dois tipos de aeronaves (asa fixa e multirotor), utilizando motores a combustão e elétricos para a propulsão e para a sustentação em voo a asa e o multirotor, capaz de decolar e pousar verticalmente, executar voos lentos ou parados, também executar voo horizontal com sustentação pela asa e propulsão por motor a combustão que garante maior autonomia. Para a realização desse estudo foram desenvolvidas três aeronaves, inicialmente uma asa voadora e um multirotor tricóptero com objetivo de analisar separadamente cada tipo de aeronave, após os testes e análises foi desenvolvido um VANT duplamente híbrido, uma asa voadora e um hexacóptero, propulsão por motores elétricos e à combustão. A partir dos testes e cálculos teóricos da aeronave híbrida observou-se a viabilidade de um novo tipo de aeronave, com características próprias, capaz de conciliar as vantagens de dois tipos de aeronaves. Palavras-chave: VANT, híbrido, asa voadora, multirotor, drone..

(9) ABSTRACT. This work aims to present the development of a double hybrid unmanned aerial vehicle (UAV), capable of reconciling the advantages of two types of aircraft (fixed wing and multirotor), using combustion and electric motors for propulsion and in flight support the wing and the multirotor, able to take off and land vertically, to perform slow or stopped flights, also to execute horizontal flight with support by the wing and propulsion by combustion engine that guarantees greater autonomy. In order to carry out this study, three aircraft were developed, initially a flying wing and a tricopter multirotor with the objective of analyzing separately each type of aircraft, after the tests and analyzes a double hybrid VANT was developed, a flying wing and a hexacopter, motor propulsion electrical and combustion. From the theoretical tests and calculations of the hybrid aircraft, the viability of a new type of aircraft, with its own characteristics, was able to reconcile the advantages of two types of aircraft. Keywords: UAV, hybrid, flying wing, multirotor, drone..

(10) LISTA DE ABREVIATURAS E SIGLAS b - Envergadura da asa ct - Corda na ponta da asa cr - Corda na raiz da asa S - Área da asa 𝑅𝑒 - Número de Reynolds l - Litro v - Velocidade do escoamento ρ - Densidade do ar 𝑐̅ - Corda média aerodinâmica do perfil 𝜇 - Viscosidade dinâmica do ar c - Corda do perfil 𝛼 - Ângulo de ataque 𝑐𝑙 - Coeficiente de sustentação do perfil aerodinâmico 𝑐𝑙 𝑚á𝑥 - Limite do coeficiente de sustentação do perfil aerodinâmico 𝛼𝑐𝑙=0 - Coeficiente de sustentação nulo do perfil aerodinâmico 𝑐𝑑 - Coeficiente de arrasto do perfil aerodinâmico 𝑐𝑚 - Coeficiente de momento do perfil aerodinâmico 𝑎0 - Coeficiente angular para sustentação do perfil aerodinâmico 𝑙 - Força de sustentação.

(11) 𝑑 - Força de arrasto 𝑚𝑐/4 - Momento localizado a 1/4 da corda do perfil aerodinâmico 𝐴𝑅 - Relação de alongamento 𝜆 - Relação de afilamento 𝑒 - Fator de eficiência da envergadura 𝛿 - Fator de arrasto induzido 𝐶𝐿 - Coeficiente de sustentação da asa 𝐶𝐷 - Coeficiente de arrasto da asa 𝐶𝑀 - Coeficiente de momento da asa 𝐿 - Força de sustentação 𝐷 - Força de arrasto 𝑀 - Momento ao redor do centro aerodinâmico 𝑤 - Downwash 𝑉∞ - Velocidade de vento relativo 𝛼𝑖 - Ângulo de ataque induzido 𝛼𝑒𝑓 - Ângulo de ataque efetivo 𝑢 - Componente de velocidade 𝛼𝐿=0 - Ângulo de ataque para sustentação nula 𝑎 - Coeficiente angular da curva da asa.

(12) 𝐶𝐿 𝑚á𝑥 - Limite do coeficiente de sustentação da asa 𝐶𝐷𝑖 - Arrasto induzido estimado 𝑒0 - Eficiência de Oswald 𝐶𝐷𝑂 - Arrasto parasito estimado 𝑆𝑚𝑜𝑙ℎ𝑎𝑑𝑎 - Área molhada 𝐶𝐹 - Coeficiente de atrito 𝐾 - Termo de proporcionalidade 𝑣𝑒𝑠𝑡𝑜𝑙 - Velocidade de estol 𝑊 - Peso da aeronave V - Volts RPM - Rotações por minuto KV - Relação entre RPM e V ESC - Controle eletrônico de velocidade NiCd - Níquel cádmio NiMH - Níquel metal hidreto LiPo - Líthio-polímero C - Taxa de descarga ABS - Acrilonitrila butadieno estireno PCV - Policloreto de vinila Φ - Efeito solo.

(13) ℎ - Altura da asa em relação ao solo 𝑇𝐷 - Tração disponível 𝑇𝑅 - Tração requerida 𝑃𝐷 - Potência disponível 𝑃𝑅 - Potência requerida kgf - Quilograma-força m/s - Metros por segundo W - Watts 𝑆𝐿𝑂 - Comprimento de pista para decolagem 𝑉𝑅 𝑚𝑖𝑛 - Velocidade que proporciona o raio de curvatura mínimo 𝑛𝑅 𝑚𝑖𝑛 - Fator de carga que proporciona o raio de curvatura mínimo 𝑅 𝑚𝑖𝑛 - Raio de curvatura mínimo 𝑔 - Força da gravidade 𝑛𝑝𝑜𝑠𝑖𝑡𝑖𝑣𝑜 - Fator de carga limite positivo 𝑛𝑛𝑒𝑔𝑎𝑡𝑖𝑣𝑜 - Fator de carga limite negativo 𝑛𝑢𝑙𝑡 - Fator de carga último 𝑛𝑚𝑎𝑥 - Fator de carga máximo permissível 𝑣 ∗ - Velocidade de manobra 𝑣𝑐𝑟𝑢 - Velocidade de cruzeiro.

(14) 𝑣𝑑 - Velocidade de mergulho 𝑈𝑔 𝑐𝑟𝑢𝑧𝑒𝑖𝑟𝑜 - Velocidade de rajada de cruzeiro 𝑈𝑔 𝑚𝑒𝑟𝑔𝑢𝑙ℎ𝑜 - Velocidade de rajada de mergulho 𝐾𝑔 - Fator de alívio de rajada 𝜇𝑔 - Relação de massa m - Metro mm - Milímetro GPS - Sistema de posicionamento global GHz - Giga-Hertz..

(15) LISTA DE FIGURAS Figura 1 - Voo do inventor do avião Santos Dumont com o 14-Bis. .................... 27 Figura 2 - Kettering Bug, Vant onde a fuselagem atua como uma bomba. .......... 28 Figura 3 – Firebee, o primeiro Vant moderno....................................................... 29 Figura 4 – Predator, VANT de reconhecimento e ataque. .................................... 29 Figura 5 - VANT brasileiro Acauã. ...................................................................... 30 Figura 6 - Asa voadora Northrop N-1M. .............................................................. 31 Figura 7 - Horten HO 229 sobrevoando a cidade de Gottingen na Alemanha. .... 31 Figura 8 - Bombardeiro B2 Spirit. ........................................................................ 32 Figura 9 - SAGITTA, VANT tipo asa voadora desenvolvido pela Airbus Defense and Space. ............................................................................................................. 32 Figura 10 - Giroplano Bréguet-Richet. ................................................................. 33 Figura 11 - Northrop Grumman Fire Scout. ......................................................... 34 Figura 12 – Multirotor Phantom 4 Advanced. ...................................................... 35 Figura 13 - Protótipo da aeronave híbrida "Sky Tote" para decolagem e pouso vertical. .................................................................................................................. 35 Figura 14 - Aeronave híbrida Firefly6. ................................................................. 36 Figura 15 - GL-10 Greased Lightining da Nasa.................................................... 36 Figura 16 - Aeronave híbrida QTW. ..................................................................... 37 Figura 17 - VANT híbrido HQ da Latitude Engineering. ..................................... 37 Figura 18 - Componentes principais de uma aeronave. ........................................ 38.

(16) Figura 19 - Estrutura da asa. ................................................................................. 38 Figura 20 - Nomenclatura da asa. ........................................................................ 39 Figura 21 - Componentes da empenagem. ............................................................ 40 Figura 22 - Trem de pouso triciclo e convencional............................................... 40 Figura 23 - Grupo motopropulsor. ........................................................................ 41 Figura 24 - Configuração tractor e pusher. ........................................................... 41 Figura 25 - Passo teórico de uma hélice................................................................ 42 Figura 26 - Perfil aerodinâmico. ........................................................................... 42 Figura 27 - Força de sustentação. .......................................................................... 43 Figura 28 - Nomenclatura de um perfil aerodinâmico. ......................................... 44 Figura 29 - Ângulo de ataque. ............................................................................... 44 Figura 30 - Curva genérica característica 𝑐𝑙 𝑥 𝛼 com coeficiente angular de inclinação 𝑎𝑐𝑙 = 0. ............................................................................................... 45 Figura 31 - Forças aerodinâmicas e momentos no perfil. ..................................... 45 Figura 32 - Variação do centro de pressão em relação ao ângulo de ataque. ....... 47 Figura 33 - Comparação do arrasto induzido para duas asas de áreas iguais. ...... 48 Figura 34 - Fator de arrasto induzido. ................................................................... 49 Figura 35 - Localização da corda média aerodinâmica e do centro de gravidade. 50 Figura 36 - Produção de vórtices nas extremidades da asa. .................................. 51 Figura 37 - Coeficiente de sustentação em asas enflechadas. ............................... 52.

(17) Figura 38 - Comparação das curvas genéricas do coeficiente de sustentação para o perfil e asa. ............................................................................................................ 52 Figura 39 - Uso de uma placa na extremidade da asa para diminuir o arrasto induzido. ................................................................................................................ 53 Figura 40 - Gráfico do coeficiente de atrito. ......................................................... 54 Figura 41 - Movimentos lineares e de rotação de uma aeronave. ......................... 55 Figura 42 - Superfícies de controle. ...................................................................... 56 Figura 43 - Atuação dos ailerons. ......................................................................... 56 Figura 44 - Atuação do profundor. ........................................................................ 57 Figura 45 - Atuação do leme. ................................................................................ 57 Figura 46 - Componentes básicos de uma asa voadora......................................... 58 Figura 47 - Vought V173 asa voadora experimental com trem de pouso modelo convencional. ........................................................................................................ 59 Figura 48 - Atuação mixada das superfícies de controle. ..................................... 59 Figura 49 - Propagação do estol em asas enflechadas. ......................................... 60 Figura 50 - Washout na ponta da asa. ................................................................... 60 Figura 51 - Componentes básicos da tecnologia embarcada de um VANT tipo asa voadora com propulsão elétrica ou com motor à pistão. ....................................... 61 Figura 52 - Placa controladora APM 2.8. ............................................................. 62 Figura 53 - Receptor e transmissor de rádio. ........................................................ 62 Figura 54 - Servomotor ......................................................................................... 63.

(18) Figura 55 - Motores a combustão com pistão e turbina. ....................................... 63 Figura 56 - Motor elétrico, modelo sem escovas. ................................................. 64 Figura 57 – hélice utilizada em VANTs. .............................................................. 65 Figura 58 - Controlador Eletrônico de Velocidade (ESC). ................................... 65 Figura 59 - Bateria LiPo. ....................................................................................... 66 Figura 60 - Principais componentes de uma aeronave multirotor......................... 66 Figura 61 - Classificação dos frames conforme o número de braços. .................. 67 Figura 62 - Frames Y6 e X8.................................................................................. 67 Figura 63 - Sentido de rotação dos motores de um multirotor. ............................. 68 Figura 64 - Mecanismo de compensação do motor de cauda. .............................. 68 Figura 65 - Motor de cauda Co-axial para anular o binário de um tricóptero. ..... 69 Figura 66 - ESC com 4 saídas. .............................................................................. 69 Figura 67 - Placa de distribuição de energia. ........................................................ 71 Figura 68 - Eixos de referência de um multirotor. ................................................ 71 Figura 69 - Movimentos lineares e de rotação de uma aeronave multirotor. ........ 72 Figura 70 - Movimentos de rolamento, arfagem, subida e decida de um multirotor. ............................................................................................................................... 72 Figura 71 - Movimento de guinada para multirrotores. ........................................ 73 Figura 72 - Ilustração conceitual da asa voadora e dimensões básicas. ................ 74 Figura 73 - Cálculo do centro de gravidade da asa voadora. ................................ 75.

(19) Figura 74 - Ilustração do método de corte da asa.................................................. 78 Figura 75 - Asa reforçada com varetas de fibra de vidro. ..................................... 78 Figura 76 - Sequência de montagem, revestimento, aletas, ailerons, servos e montante. ............................................................................................................... 79 Figura 77 - Asa voadora completa. ....................................................................... 79 Figura 78 - Medidas iniciais do tricóptero. ........................................................... 80 Figura 79 - Peças para montagem do Frame. ........................................................ 82 Figura 80 - Tiras de PVC para o trem de pouso. ................................................... 83 Figura 81 - Frame montado sem eletrônica........................................................... 83 Figura 82 - Frame com eletrônica instalada. ......................................................... 84 Figura 83 - Teste de voo do tricóptero. ................................................................. 84 Figura 84 - Projeto conceitual da aeronave híbrida. ............................................. 86 Figura 85 - Curvas características do coeficiente de sustentação e do coeficiente de arrasto em função do ângulo de ataque para um perfil aerodinâmico. .................. 94 Figura 86 - Curvas características da eficiência aerodinâmica e do coeficiente de momento em função do ângulo de ataque para um perfil aerodinâmica............... 94 Figura 87 - Análise do centro de pressão do perfil ZAGI12 com variação do α de 5° a 5° com número de Reynolds = 270000. ........................................................ 95 Figura 88 - Análise do centro de pressão do perfil MH 45 com variação do α de -5° a 5° com número de Reynolds = 270000. ............................................................. 95 Figura 89 - Análise do centro de pressão do perfil SIPKILL 1,7/10 com variação do α de -5° a 5° com número de Reynolds = 270000. ............................................... 96.

(20) Figura 90 - Estrutura do multirotor na aeronave híbrida..................................... 102 Figura 91 - Dimensões primárias da asa voadora do protótipo híbrido. ............. 107 Figura 92 - Cálculo geométrico do centro de gravidade do protótipo da aeronave híbrida. ................................................................................................................ 108 Figura 93 – Definição da área dos ailerons. ........................................................ 109 Figura 94 - Gráfico do Polar de arrasto. .............................................................. 111 Figura 95 - Bancada de medição do empuxo estático do motor a combustão. ... 111 Figura 96 – Gráfico dos dados comparativos do empuxo dinâmico. .................. 112 Figura 97 - Gráfico da tração disponível x tração requerida. .............................. 112 Figura 98 - Gráfico comparativo da potência disponível x potência requerida. . 113 Figura 99 - Gráfico da variação da razão de subida em função da velocidade. .. 115 Figura 100 - Gráfico do envelope de voo............................................................ 116 Figura 101 - Gráfico dos diagramas VN de manobra e rajada. ........................... 119 Figura 102 – Principais partes da estrutura principal da aeronave híbrida. ........ 119 Figura 103 - Sequência de corte da estrutura da asa. .......................................... 120 Figura 104 – Montagem e fixação dos painéis da asa com a estrutura central de compensado. ........................................................................................................ 120 Figura 105 - Painéis da asa fixados a estrutura central. ...................................... 121 Figura 106 - Montagem da estrutura de tubos de alumínio do multirotor. ......... 121 Figura 107 - Asa voadora com estrutura de alumínio fixada com resina epoxy. 122 Figura 108 - Fixação dos montantes do multirotor nos braços de alumínio. ...... 122.

(21) Figura 109 - Fixação dos motores nos montantes do multirotor......................... 123 Figura 110 - Superfícies de controle. .................................................................. 123 Figura 111 - Revestimento da asa da aeronave híbrida....................................... 124 Figura 112 - Fixação do conjunto motopropulsor. .............................................. 124 Figura 113 - ESCs e placa de distribuição de energia. ........................................ 125 Figura 114 - Estrutura da eletrônica embarcada. ................................................ 125 Figura 115 - Bateria, bequilha e servo de acionamento. ..................................... 126 Figura 116 - Placas controladoras da asa voadora e do multirotor. .................... 126 Figura 117 - Carenagem de proteção da eletrônica embarcada. ......................... 127 Figura 118 - Aeronave híbrida concluída............................................................ 127 Figura 119 - Sequência de voo do multirotor...................................................... 129 Figura 120 - Sequência de voo com transição do multirotor para asa voadora. . 130 Figura 121 - Circuito do teste de voo da aeronave híbrida. ................................ 131.

(22) LISTA DE QUADROS Quadro 1 - Dados iniciais da asa voadora. ............................................................ 75 Quadro 2 - Seleção da eletrônica embarcada na asa voadora. .............................. 76 Quadro 3 - Componentes e configurações do multirotor tricóptero. .................... 81 Quadro 4 – Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema de rádio controle da aeronave híbrida. ................................................................................ 87 Quadro 5 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema placa controladora da aeronave híbrida. ......................................................................... 89 Quadro 6 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema do programa de configuração da placa controladora da aeronave híbrida. ................................ 90 Quadro 7 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema de trem de pouso da aeronave híbrida. .................................................................................... 91 Quadro 8 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema de sustentação da aeronave híbrida. ........................................................................... 93 Quadro 9 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema de estrutura da asa da aeronave híbrida. ................................................................................... 97 Quadro 10 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema conjunto motopropulsor à combustão da aeronave híbrida.................................................. 98 Quadro 11 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema das superfícies de controle da aeronave híbrida. ....................................................... 100 Quadro 12 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema do frame da aeronave híbrida. ............................................................................................ 101 Quadro 13 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema conjunto motopropulsor elétrico da aeronave híbrida. ....................................................... 102.

(23) Quadro 14 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema bateria da aeronave híbrida. ................................................................................................. 104 Quadro 15 - Matriz morfológica com princípios de solução para o projeto conceitual da aeronave híbrida. ............................................................................................ 106 Quadro 16 - Cálculos iniciais da aeronave híbrida. ............................................ 107 Quadro 17 - Resultados aerodinâmicos da aeronave híbrida. ............................. 109 Quadro 18 - Velocidade de máximo alcance e de máxima autonomia da aeronave híbrida. ................................................................................................................ 114 Quadro 19 - Desempenho de decolagem da aeronave híbrida. ........................... 114 Quadro 20 - Desempenho em curva da aeronave híbrida. .................................. 115 Quadro 21 - Dados necessários para gerar os gráficos dos fatores de carga....... 117.

(24) SUMÁRIO 1. INTRODUÇÃO ............................................................................................ 25 1.1.. OBJETIVO PRINCIPAL ............................................................................... 26. 2. REVISÃO TEÓRICA .................................................................................. 27 2.1.. VEÍCULOS AÉREOS NÃO TRIPULADOS DE ASA FIXA ................................. 28. 2.1.1.. Aeronaves tipo asa voadora ........................................................... 30. 2.2.. VEÍCULOS AÉREOS NÃO TRIPULADOS DE ASA ROTATIVA ........................ 33. 2.3.. VEÍCULOS AÉREOS NÃO TRIPULADOS HÍBRIDOS ...................................... 35. 2.4.. COMPONENTES PRINCIPAIS DE UMA AERONAVE DE ASA FIXA .................. 37. 2.4.1.. Análise aerodinâmica do perfil ...................................................... 42. 2.4.2.. Análise aerodinâmica da asa. ........................................................ 47. 2.4.3.. Superfícies de controle ................................................................... 55. 2.5.. COMPONENTES PRINCIPAIS DE UMA AERONAVE TIPO ASA VOADORA ....... 57. 2.5.1.. Asa, trem de pouso e superfícies de controle ................................. 58. 2.5.2.. Aviônica e conjunto motopropulsor ............................................... 61. 2.6.. COMPONENTES PRINCIPAIS DE UMA AERONAVE DE ASA ROTATIVA. MULTIROTOR. .............................................................................................................. 66. 2.6.1.. Elementos de controle .................................................................... 71. 3. PROJETOS PRELIMINARES ................................................................... 74 3.1.. ASA VOADORA ......................................................................................... 74. 3.2.. MULTIROTOR ........................................................................................... 80. 4. PROJETO FINAL ........................................................................................ 85 4.1.. PROJETO CONCEITUAL ............................................................................. 85. 4.2.. DIVISÃO DOS SUBSISTEMAS ..................................................................... 86. 4.2.1.. Subsistemas comuns as duas aeronaves ......................................... 86. 4.2.1.1. Subsistema rádio controle ............................................................ 86 4.2.1.2. Subsistema placa controladora ..................................................... 89 4.2.1.3. Subsistema programa de configuração da placa controladora ..... 90 4.2.1.4. Subsistema trem de pouso ............................................................ 91 4.2.2.. Subsistemas da asa fixa .................................................................. 92. 4.2.2.1. Subsistema de sustentação em voo (escolha do perfil) ................ 92.

(25) 4.2.2.2. -Subsistema estrutura da asa ........................................................ 97 4.2.2.3. Subsistema conjunto motopropulsor à combustão ....................... 98 4.2.2.4. Subsistema superfícies de controle .............................................. 99 4.2.3.. Subsistemas do multirotor ............................................................ 101. 4.2.3.1. Subsistema frame ....................................................................... 101 4.2.3.2. Subsistema do conjunto motopropulsor elétrico. ....................... 102 4.2.3.3. Subsistema Bateria ..................................................................... 104 4.2.4.. Matriz morfológica do projeto conceitual .................................... 105. 5. ANÁLISES E MONTAGEM DA AERONAVE HÍBRIDA ................... 107 5.1.. CONCEITOS INICIAIS .............................................................................. 107. 5.2.. ANALISE AERODINÂMICA ...................................................................... 109. 5.3.. ANALISE DE DESEMPENHO ..................................................................... 111. 5.3.1. 5.4.. Cargas .......................................................................................... 116. MONTAGEM DA AERONAVE HÍBRIDA ..................................................... 119. 6. TESTES DA AERONAVE HÍBRIDA ...................................................... 128 6.1.. TESTE COM MULTIROTOR ....................................................................... 128. 6.2.. TESTES COM TRANSIÇÃO ....................................................................... 129. 7. CONCLUSÕES........................................................................................... 132 8. FUTURAS PESQUISAS ............................................................................ 135 BIBLIOGRAFIA ............................................................................................... 136 APÊNDICE A – Pedido de Patente do Vant Híbrido .................................... 141.

(26) 25. 1. INTRODUÇÃO Pesquisas relacionadas a plataformas autônomas ou remotamente controladas tem demandado grandes investimentos públicos e privados. Na classe das aeronaves os Veículos Aéreos não Tripulados (VANTs) representam a categoria onde ocorre a maioria desses investimentos, de acordo com (MARTINS, 2017), relatórios da Allianz Global Corporate & Specialty (AGCS) apontam como áreas potenciais de crescimento do uso de VANTs, as inspeções industriais; o mercado imobiliário; o agronegócio e o setor de seguros. Existem várias formas de se referir aos VANTs, na forma popular são mundialmente chamados de Drones, em inglês, são denominados Unmanned Aerial Vehicles (UAV), no Brasil são designados Aeronave Remotamente Pilotada (RPA), a Agência Nacional de Aviação Civil (ANAC) define como RPA toda aeronave projetada para operar sem piloto a bordo, que não possua caráter recreativo. Assim como as aeronaves de grande escala, os VANTs são classificados em duas grandes categorias, os de asa fixa e os de asa móvel, segundo Angelov (2012) os VANTs podem ser classificados conforme suas características aerodinâmicas. Na categoria de asa fixa o mais popular é o avião, que tem características próprias como a necessidade de estar em movimento durante o voo para gerar sustentação e na maioria das vezes necessita de pista apropriada para pousos e decolagens, segundo Rodrigues (2015, p. 4) “Um avião é definido por uma aeronave de asa fixa mais pesada que o ar, movida por propulsão mecânica, que é mantido em condições de voo devido à reação dinâmica do ar que escoa através de suas asas”. Já na categoria de asa móvel destacam-se os helicópteros e os multirotores, diferente dos aviões que durante o voo se deslocam apenas para a frente. VANTs de asa móvel são capazes de executar pousos e decolagens verticais, pairar no ar e executar voos em todas as direções. Outra divisão existente entre os VANTs está no tipo de motor utilizado para a propulsão, onde são empregados em sua maioria, motores a combustão com pistão e motores elétricos. Os VANTs de asa fixa utilizam tanto motores a combustão como. . zangão em português, nome popular devido ao som emitido durante o voo dos VANTs..

(27) 26 motores elétricos, enquanto nos multirotores predominam os motores elétricos. Quando comparamos a autonomia de voo de um VANT de asa fixa com um multirotor podemos ter uma grande disparidade, que está relacionada ao gasto de energia, os de asa fixa são capazes de gerar a sustentação necessária para o voo com apenas um motor, enquanto os multirotores necessitam de um número mínimo de 3 motores. Segundo Gudmundsson (2014) o desenvolvimento de baterias se dá em ritmo acelerado, porém, a autonomia ainda é considerada baixa para o uso de motores elétricos em aeronaves. Cada categoria de VANT tem suas vantagens e desvantagens quando comparadas entre si, uma forma eficaz de minimizar as desvantagens e conciliar as vantagens de cada categoria é a hibridização, aeronaves híbridas tendem a se tornar a terceira grande categoria. 1.1.Objetivo principal Este trabalho tem como objetivo principal desenvolver a hibridização de um VANT de asa fixa com motor a combustão e um VANT multirotor com motores elétricos, o resultado será um produto com características próprias, capaz de utilizar dois tipos de motores para a propulsão (a combustão e elétricos), e dupla capacidade de gerar sustentação, através da asa quando o deslocamento for horizontal e através do multirotor. Outras vantagens que podemos obter nessa nova concepção, são: a capacidade de deslocamento no ar em baixas velocidades (inexistência de uma velocidade de estol) e inclusive pairar no ar, decolar e pousar verticalmente eliminando a necessidade da pista de pouso e decolagem, aumentar sua autonomia de tempo de voo horizontal com o uso do motor a combustão..

(28) 27. 2. REVISÃO TEÓRICA Vivemos em um mundo onde a tecnologia se faz presente em nosso dia a dia, porém para começar o desenvolvimento dessa dissertação precisamos voltar ao passado, mais precisamente no dia 23 de outubro de 1906 onde o brasileiro, inventor do avião, Alberto Santos Dumont realizou na França o sonho do homem de poder voar. Nesse dia calmo em Paris, no campo de Bagatelle, diante de muitos expectadores, Santos Dumont levantou voo com o 14-bis (Figura 1), uma aeronave de propulsão mecânica mais pesada que o ar. Foi percorrido 60 metros a uma altura de 3 metros acima do solo. O que para os dias de hoje pode parecer pouco, para a época significou um dos maiores fatos históricos e a certeza que o homem era capaz de voar. Apesar desse fato ter acontecido a mais de 100 anos os elementos principais de uma aeronave atual de asa fixa, já estavam presentes no 14-bis. Figura 1 - Voo do inventor do avião Santos Dumont com o 14-Bis.. Disponível em: http://www.projetomemoria.art.br/MonteiroLobato/monteirolobato/1905.html Acesso em:02 de maio de 2017.. Nos últimos anos o interesse em retirar a figura humana embarcada das aeronaves tornou-se necessidade por vários motivos, segurança, limitações humanas, custos, versatilidade entre outros, porém, o conceito de VANT, não é recente, segundo Ubiratan (2015), no século 19, balões eram carregados na Áustria com explosivos e atacavam alvos em Veneza. O engenheiro Nikola Tesla em 1915 já enxergava o potencial militar de uma frota de VANTs, um estudo sobre o uso de tecnologias remotamente controladas foi realizado por ele o que resultou em algumas patentes (MOREIRA, 2016)..

(29) 28 2.1.Veículos Aéreos não Tripulados de asa fixa No início, o desenvolvimento dos VANTs de asa fixa tinham propósito militar, em 1917 o engenheiro da General Motors, Charles Kettering desenvolveu um VANT batizado de Kettering Bug (Figura 2), onde sua fuselagem era praticamente uma bomba, em um tempo determinado um relógio mecânico desprendia as asas da fuselagem fazendo com que a bomba mergulhasse em seu alvo (STAMP, 2013). Figura 2 - Kettering Bug, Vant onde a fuselagem atua como uma bomba.. Disponível em: http://www.smithsonianmag.com/arts-culture/unmanned-drones-have-been-around-sinceworld-war-i-16055939/ Acesso em:02 de maio de 2017.. Considerado o primeiro VANT moderno, o Firebee (Figura 3) fabricado pela Ryan Aeronautical Company, era um alvo móvel a jato, lançado de aviões, destinado ao treinamento dos militares norte-americanos, seu controle utilizava um precário datalink, porém o conjunto era bem eficiente (UBIRATAN, 2015).. . Dispositivo de interligação para comunicação de dados..

(30) 29 Figura 3 – Firebee, o primeiro Vant moderno.. Disponível em: http://www.northropgrumman.com/MediaResources/Pages/Photo.aspx?pid%3DTG10031_005%26rel%3D%2F%26name%3DPhotos Acesso em:03 de junho 2017.. Por se tornar uma ferramenta muito útil, os VANTs se modernizaram, novos VANTs surgiram, um exemplo de sucesso é o Predator (Figura 4), produzido para os Estados Unidos pela General Atomics em 1995, com 14,85m de envergadura sobrevoou a Bósnia para reconhecimento visual e tornou-se uma referência em missões de reconhecimento. Atualizado, hoje pode executar missões de ataque, permanecendo em serviço por mais de 40 horas, “se um piloto humano estivesse a bordo, tamanha autonomia não seria possível” (ANDERSON JR, 2015). Figura 4 – Predator, VANT de reconhecimento e ataque.. Disponível em: http://www.airforce-technology.com/projects/predator-uav/ Acesso em 03 de junho de 2017..

(31) 30 No Brasil existem projetos de sucesso como o Acauã com 5 m de envergadura (Figura 5), desenvolvido pelo Departamento de Ciência e Tecnologia Aeroespacial (DCTA) com participação do Exército e da Marinha do Brasil, tem executado testes de pouso e decolagem automáticos com sucesso (ANDRADE, 2013). Figura 5 - VANT brasileiro Acauã.. Fonte: (ANDRADE, 2013). 2.1.1. Aeronaves tipo asa voadora Do ponto de vista aerodinâmico, as asas voadoras são consideradas os modelos perfeitos para uma aeronave de asa fixa, teoricamente toda a estrutura é capaz de gerar sustentação com o menor arrasto e peso possível, já que não dispõe de componentes prejudiciais à aerodinâmica, como fuselagem aparente e empenagem, conforme aponta Schwader (1997) no século XX tivemos uma grande busca pelo avião perfeito, seja para as guerras ou para obtenção de lucro. O conceito de asa voadora vem desde 1939, quando a fábrica americana Northrop Corporation desenvolveu o revolucionário protótipo N-1M (Figura 6). O conceito se apresentava muito inovador aerodinamicamente, sem fuselagem e empenagem o arrasto é reduzido consideravelmente e a aeronave torna-se muito eficiente, porém apresentava problemas de potência, apenas 65 HP e instabilidade durante o voo (LIASCH, 2009)..

(32) 31 Figura 6 - Asa voadora Northrop N-1M.. Disponível em: http://culturaaeronautica.blogspot.com.br/2009/09/as-asas-voadoras-da-northrop.html Acesso em: 03 de junho de 2017.. Desenvolvido pelos irmãos Walter Horten e Oberleutnant Reimar Horten da Luftwaffe, a asa voadora Horten HO 229 (Figura 7), apesar de não ter entrado em serviço por causa do fim da guerra, se mostrou muito eficiente. (GARCIA, 2017). Figura 7 - Horten HO 229 sobrevoando a cidade de Gottingen na Alemanha.. Disponível em: http://asasdeferro.blogspot.com.br/2015/07/horten-ho-229.html Acesso em 03 de junho de 2017.. Considerado por muitos especialistas como a asa voadora mais bem-sucedida até os dias de hoje, o bombardeiro furtivo B2 Spirit (Figura 8), fabricado pela Northrop. . Em aeronaves é a capacidade de não ser detectado por radares..

(33) 32 Grumman (GRANT, 2013). Ele concilia as vantagens aerodinâmicas deste modelo e as inovações tecnológicas no campo dos controles automáticos, sem esses controles, seria praticamente impossível manter essa aeronave estável durante o voo. Figura 8 - Bombardeiro B2 Spirit.. Disponível em: http://www.northropgrumman.com/Capabilities/Strike/Pages/default.aspx Acesso em: 04 de junho de 2017.. Com o surgimento dos sistemas embarcados de controles de compensação automáticos, através de sensores e o uso de computadores cada vez mais eficientes, as asas voadoras se tornaram uma realidade possível, porém, foi com a miniaturização que essas vantagens puderam ser utilizadas nos VANTs. Como exemplo podemos citar o SAGITTA (Figura 9), VANT tipo asa voadora produzido pela Airbus Defense and Space, desenvolvido para operar em voo autônomo com baixos índices de perceptibilidade (AIRBUS, 2017). Figura 9 - SAGITTA, VANT tipo asa voadora desenvolvido pela Airbus Defense and Space.. Disponível em: http://www.unmannedsystemstechnology.com/2017/07/airbus-jet-propelled-uavdemonstrator-completes-first-test-flight/airbus-sagitta-uav/ Acesso em: 08 de fevereiro de 2018..

(34) 33 2.2. Veículos Aéreos não Tripulados de asa rotativa Segundo a ANAC (2011, p. 2) “Aeronave de asa rotativa significa uma aeronave mais pesada que o ar que depende principalmente da sustentação gerada por um ou mais rotores para manter-se no ar”. A concepção dos VANTs de asa rotativa vem do século IV, um livro chinês descreve um carro voador, onde tiras de couro acionavam uma lâmina giratória. Leonardo da Vinci é considerada a primeira pessoa a tentar construir uma aeronave de asa rotativa, o “Parafuso Aéreo Helicoidal”, porém, devido à falta de tecnologia adequada, seu projeto não foi colocado em prática (NAVARRO, 2011). Considerada a primeira aeronave de asa rotativa a obter sucesso, o Giroplano Bréguet-Richet (Figura 10) desenvolvido pelos irmãos Jacques e Louis Bréguet, juntamente com o professor Charles Richet em 1907, decolou, mas devido à instabilidade o voo não durou muito tempo (SHOSA, 2015). Figura 10 - Giroplano Bréguet-Richet.. Disponível em: http://www.eyeondrones.com/brief-history-quadcopters-multirotors/ Acesso em: 18 de junho de 2017.. Os VANTs de asa rotativa têm se tornado bastante utilizados devido a facilidade em pousos e decolagens, sem a necessidade de grandes pistas, além da característica própria de se manter parado em pleno voo, o que amplia as vantagens desse modelo de aeronave. Um dos VANTs em destaque é o Fire Scout (Figura 11), produzido pela.

(35) 34 Northrop Grumman, atua em missões autônomas de vigilância e ataque a partir de navios (DOWNS, PRENTICE, et al., 2007). Helicópteros com rotor de cauda são os mais populares, porém segundo Austin (2010) esse tipo de concepção aumenta a demanda em 10% da energia do rotor principal, além de serem considerados frágeis em relação a impactos. Figura 11 - Northrop Grumman Fire Scout.. Disponível em: http://www.northropgrumman.com/Capabilities/FireScout/Pages/default.aspx?utm_source=PrintAd&utm _medium=Redirect&utm_campaign=FireScout+Redirect Acesso em: 18 de junho de 2017.. Com o surgimento das placas eletrônicas controladoras de estabilidade, os modelos multirotores não tripulados se popularizaram nos últimos anos. Diversos modelos das mais variadas configurações estão disponíveis no mercado. Um dos mais conceituados multirotores do mercado é o Phantom 4 advanced fabricado pela empresa chinesa DJI (Figura 12), tem autonomia de 30 minutos e velocidade máxima de 60 Km/h é equipado com sensores de visão, capaz de reconhecer obstáculos até 15 metros de distância, o que lhe dá uma capacidade de missões autônomas mesmo sem GPS. Os modelos Phantom tem se popularizado no mundo todo, servindo de ferramenta para busca e salvamento nas mais diversas ocasiões, porém, segundo Ruiz, Estrada e Ndoma (2017) é preciso o desenvolvimento de softwares e treinamento humano para o uso de mutirotores em desastres naturais..

(36) 35 Figura 12 – Multirotor Phantom 4 Advanced.. Disponível em: https://www.tecmundo.com.br/drones/105226-analise-drone-dji-phantom-4.htm Acesso em: 18 de junho de 2017.. 2.3. Veículos Aéreos não Tripulados híbridos Depois dos VANTs de asa fixa e dos multirotores, os VANTs híbridos estão formando a terceira grande categoria de aeronaves, seu surgimento se deu principalmente da necessidade de conciliar as vantagens das aeronaves da asa fixa com a dos multirotores. A presente dissertação já tem um depósito de pedido nacional de Patente publicado, de número BR 102015032525-8 A2 conforme o APEDICE-A. Durante muitos anos buscou-se uma aeronave que combinasse as características de um avião e um helicóptero, muitas tentativas foram feitas durante anos para aeronaves tripuladas. Um dos projetos pioneiros que aborda uma configuração diferenciada na busca e uma aeronave híbrida é o Sky Tote (Figura 13), desenvolvido como protótipo o projeto foi abandonado pela dificuldade de pouso (AUSTIN, 2010). Figura 13 - Protótipo da aeronave híbrida "Sky Tote" para decolagem e pouso vertical.. Fonte: Austin, 2010, p.72..

(37) 36 Uma das primeiras versões híbridas de VANTs a obter sucesso foi o FireFly6 (Figura 14), produzido pela Birds Eye View Aerobotics, é capaz de decolar e pousar verticalmente como um multirotor, após a decolagem os motores frontais são direcionados para frente atuando como uma aeronave de asa fixa, em procedimento de pouso os motores voltam a configuração de decolagem e a aeronave assume novamente a vantagem de um multirotor (CAI, SAEED, et al., 2016). Figura 14 - Aeronave híbrida Firefly6.. Disponível em: http://www.jestersdrones.com/ Acesso em 23 de junho de 2017.. Outro VANT híbrido de destaque é o GL-10 Greased Lightining da Nasa (Figura 15), com 3 metros de envergadura e pesando 28 quilos ele capaz de alterar no ar seu modo de voo, garantindo as características de um multirotor e a velocidade e autonomia de uma aeronave de asa fixa (GARCIA, 2015). Figura 15 - GL-10 Greased Lightining da Nasa.. Disponível em: http://exame.abril.com.br/tecnologia/nasa-constroi-drone-hibrido-entre-helicoptero-eaviao/ Acesso em: 23 de junho de 2017..

(38) 37 A GH Craft e a Universidade de Chiba no Japão desenvolvem a aeronave QTW (Figura 16), capaz de decolar e pousar verticalmente se diferencia pelo voo de alta velocidade quando os motores são apontados para frente (NONAMI, 2007). Figura 16 - Aeronave híbrida QTW.. Fonte: NONAMI, 2007, p. 6.. O modelo híbrido HQ produzido pela Latitude Engineering (Figura 17), alia as vantagens de uma aeronave multirotor com propulsão por motores elétricos e também de uma asa fixa com propulsão por motor a combustão (COXWORTH, 2013). O motor a combustão estende sua autonomia até o limite de sua capacidade de carga. Figura 17 - VANT híbrido HQ da Latitude Engineering.. Disponível em: http://newatlas.com/hybrid-quadrotor-hq-uav/28767/?li_source=LI&li_medium=defaultwidget Acesso em: 23 de junho de 2017.. 2.4. Componentes principais de uma aeronave de asa fixa Uma aeronave de asa fixa é composta por uma estrutura onde atuam vários sistemas, cada um com sua função para que o conjunto completo possa voar de forma segura e controlável. Segundo Rodrigues (2015) os componentes principais de uma aeronave.

(39) 38 convencional são: fuselagem, asa, empenagem, trem de pouso e grupo motopropulsor conforme podemos observar na Figura 18. Figura 18 - Componentes principais de uma aeronave.. Asa. Empenagem. Fuselagem. Grupo motopropulsor Asa. Trem de pouso. Fonte: Próprio autor.. A fuselagem é a estrutura principal e recebe os outros componentes (asa, empenagem, grupo motopropulsor e trem de pouso). As asas, são responsáveis por gerar sustentação para a aeronave, são fundamentais para o voo, podem ter formatos e quantidades diferentes dependendo da necessidade do projeto. A estrutura da asa (Figura 19) tem como componentes básicos; a longarina responsável por suportar os esforços de flexão, torção e cisalhamento; as nervuras são responsáveis pela forma do perfil da asa, nelas são fixadas a longarina; o bordo de ataque e o bordo de fuga; o revestimento também é considerado parte estrutural, em muitos casos ele é responsável por dar firmeza ao conjunto (RODRIGUES, 2015). Figura 19 - Estrutura da asa. Revestimento Bordo de ataque Nervuras Bordo de fuga Longarina. Fonte: Próprio autor..

(40) 39 Além desses elementos, as dimensões da asa possuem nomenclatura própria, conforme se verifica na Figura 20, qual seja a corda (largura da asa) e envergadura (comprimento da asa) (HOMA, 2010). Figura 20 - Nomenclatura da asa. Envergadura (b). Corda na raiz (cr) Corda na ponta (ct). Área da asa (S). Fonte: Próprio autor.. Definidas as medidas da corda na raiz e na extremidade da asa e sua envergadura é possível calcular através da equação (1) a área em planta da asa (RODRIGUES, 2015).. 𝑆=. (𝑐𝑟 + 𝑐𝑡). 𝑏 2. (1). A empenagem tem como funções durante o voo, estabilizar e controlar a aeronave, na Figura 21 podemos observar os componentes básicos da empenagem, que são: superfície horizontal, onde se encontram o estabilizador horizontal (parte fixa) e o profundor (parte móvel), superfície vertical, onde se encontram o estabilizador vertical (parte fixa) e o leme (parte móvel) (RODRIGUES, 2015)..

(41) 40 Figura 21 - Componentes da empenagem. Leme. Estabilizador vertical. Profundor. Estabilizador horizontal. Fonte: Próprio autor.. O trem de pouso tem como função principal apoiar a aeronave no solo. Dois modelos são os mais utilizados, o triciclo (Figura 22a) e o convencional (Figura 22b). Durante o taxiamento a bequilha é responsável pelo direcionamento da manobra (RODRIGUES, 2015). Figura 22 - Trem de pouso triciclo e convencional.. bequilha (a) Trem de pouso triciclo. bequilha (b) Trem de pouso convencional. Fonte: Próprio autor.. O grupo motopropulsor é formado basicamente pelo motor, hélice e spinner conforme a Figura 23, tem como principal finalidade fornecer potência para girar a hélice responsável por fornecer força de tração necessária para o taxiamento e principalmente para o voo. Segundo Rodrigues (2015, p. 15) “uma hélice é um aerofólio trabalhando em uma trajetória circular, com ângulo de ataque positivo em relação ao fluxo de ar, para produzir tração em uma direção paralela ao plano de voo da aeronave”..

(42) 41 Figura 23 - Grupo motopropulsor.. Motor. Spinner. Parede de fogo Hélice. Fonte: Próprio autor.. O motor é fixado em montantes que por sua vez são fixados na parede de fogo (Figura 23) o local de fixação do motor pode seguir duas configurações básicas, tractor (Figura 24a) ou pusher (Figura 24b). A configuração tractor apresenta a hélice na parte frontal do propulsor, produzindo tração e puxando a aeronave através do ar. Na configuração pusher a hélice é montada na parte de trás do propulsor e tem função de empurrar a aeronave (GUDMUNDSSON, 2014). Figura 24 - Configuração tractor e pusher.. (a) tractor. (b) pusher. Fonte: Próprio autor.. Duas dimensões, normalmente em polegadas, definem uma hélice: o passo, que representa o avanço teórico em uma única volta (Figura 25), e o diâmetro, que é a circunferência realizada pela ponta da pá durante uma volta completa (HOMA, 2010)..

(43) 42 Figura 25 - Passo teórico de uma hélice. P o s iç ã o. P o s iç ã o. in ic ia l. fi n a l. D i â m e t ro. P a s s o te ó r i c o. Fonte: Próprio autor.. 2.4.1. Análise aerodinâmica do perfil Um dos principais componentes da asa é o perfil aerodinâmico, que na Figura 26 é formado pela interseção do plano perpendicular a asa. Segundo Rodrigues (2015, p. 28) “Um perfil aerodinâmico é uma superfície projetada com a finalidade de obter uma reação aerodinâmica a partir do escoamento de um fluido ao seu redor”. Figura 26 - Perfil aerodinâmico.. Perfil aerodinâmico. Fonte: Próprio autor.. O perfil tem como principal função gerar sustentação, através do princípio de Bernoulli “Se a velocidade de uma partícula de um fluido aumenta enquanto ela escoa ao longo de uma linha de corrente, a pressão dinâmica do fluido deve aumentar e vice-versa” (RODRIGUES, 2015, p. 24), quando uma asa se desloca através do ar com um ângulo positivo em relação ao escoamento, ele se divide gerando uma pressão estática na superfície superior menor em relação a superfície inferior, criando uma força de sustentação (Figura 27)..

(44) 43 Figura 27 - Força de sustentação.. Força de sustentação. Maior velocidade Menor pressão estática. Menor velocidade Maior pressão estática. Fonte: Próprio autor.. O número de Reynolds está diretamente ligado na análise e escolha dos perfis aerodinâmicos, que possibilita avaliar a estabilidade do fluxo e indicar se ele será turbulento ou laminar. Em perfis aerodinâmicos o número de Reynolds pode ser calculado pela equação (2). Onde 𝑣 é a velocidade do escoamento, 𝜌 é a densidade do ar, 𝑐̅ é a corda média aerodinâmica do perfil e 𝜇 é a viscosidade dinâmica do ar (RODRIGUES, 2015).. 𝑅𝑒 =. 𝜌 𝑣 𝑐̅ 𝜇. (2). Segundo Rodrigues (2015, p. 27) “No estudo do escoamento sobre asas de aviões, o fluxo se torna turbulento para números de Reynolds na ordem de 1x107, sendo que abaixo desse valor geralmente o fluxo é laminar”. A Figura 28 mostra nomenclatura típica de um perfil aerodinâmico, onde a linha de arqueamento média define o ponto médio entre a superfície superior e inferior em toda a extensão do perfil. A linha da corda é uma linha reta, que se estende de uma extremidade a outra da linha de arqueamento média. A espessura é a altura do perfil perpendicular à linha da corda e o arqueamento é a maior distância entre a linha da corda do perfil e a linha de arqueamento média (ANDERSON JR, 2015)..

(45) 44 Figura 28 - Nomenclatura de um perfil aerodinâmico. Bordo de ataque. Espessura. Arqueamento. Linha de arqueamento média. Bordo de fuga. Linha da corda. Corda (c). Fonte: Próprio autor.. Durante o voo o ângulo formado entre a direção do vento relativo e a linha de corda do perfil é chamado de ângulo de ataque, representado pela letra 𝛼 (Figura 29) (ANDERSON JR, 2015). Figura 29 - Ângulo de ataque.. Ângulo de ataque (α) Vento relativo. Linha de corda. Fonte: Próprio autor.. O coeficiente de sustentação de um perfil aerodinâmico 𝑐𝑙 é a capacidade de um perfil gerar força de sustentação, ele é função do número de Reynolds, do ângulo de ataque e do modelo do perfil, na Figura 30 podemos observar que aumentando o ângulo de ataque, aumenta-se também o coeficiente de sustentação até um limite definido como 𝑐𝑙 𝑚á𝑥 e que para conseguir um coeficiente de sustentação nulo 𝛼𝑐𝑙=0 é preciso uma inclinação negativa do ângulo de ataque. O coeficiente de arrasto de um perfil aerodinâmico 𝑐𝑑 determina a capacidade do perfil gerar arrasto, ele é função do ângulo de ataque e do número de Reynolds. Um perfil eficiente concilia coeficiente de sustentação alto e baixo coeficiente de arrasto. Além do coeficiente de sustentação e de arrasto temos o coeficiente de momento 𝑐𝑚 que atua ao redor do centro aerodinâmico do perfil. Os coeficientes de sustentação, arrasto e momento são determinados por ensaios em túnel de vento, mais também podem ser calculados por softwares, que simulam um túnel de vento. São geradas as curvas características do coeficiente de sustentação (𝑐𝑙 𝑥 𝛼), coeficiente de arrasto (𝑐𝑑 𝑥 𝛼), eficiência aerodinâmica (𝑐𝑙 /𝑐𝑑 𝑥 𝛼) e coeficiente de momento (𝑐𝑚 𝑥 𝛼). Através das curvas características, podemos calcular os.

(46) 45 coeficientes angulares, que para a sustentação é chamado de 𝑎0 (Figura 30) e pode ser calculado pela equação (3) (RODRIGUES, 2015). Figura 30 - Curva genérica característica 𝑐𝑙 𝑥 𝛼 com coeficiente angular de inclinação 𝑎𝑐𝑙=0 .. Cl. cl máx. Cl2. ao. Cl1. αcl=0. α1. α2. α. Fonte: Próprio autor.. 𝑎0 =. 𝑑𝑐𝑙 𝑐𝑙2 − 𝑐𝑙1 = 𝑑𝛼 𝛼2 − 𝛼1. (3). A Figura 31 ilustra a capacidade do perfil aerodinâmico em gerar forças e momentos com a velocidade do escoamento não perturbado 𝑣 alinhada com a direção do vento relativo (ANDERSON JR, 2015). Figura 31 - Forças aerodinâmicas e momentos no perfil. Resultante aerodinâmica ‘‘R’’ Força de sustentação ‘‘l’’ mc/4 v. Ângulo de ataque (α). Vento relativo. Força de arrasto ‘‘d’’. Fonte: Próprio autor..

(47) 46 A componente de 𝑅 perpendicular ao vento relativo, representa a força de sustentação 𝑙 que pode ser calculada pela equação (4).. 𝑙=. 1 𝜌 𝑣 2 𝑐 𝑐𝑙 2. (4). A componente de 𝑅 paralela a direção do vento relativo representa a força de arrasto. 𝑑 e pode ser calculada pela equação (5).. 𝑑=. 1 𝜌 𝑣 2 𝑐 𝑐𝑑 2. (5). O momento localizado ao redor do centro aerodinâmico do perfil pode ser calculado através da equação (6).. 𝑚𝑐/4 =. 1 𝜌 𝑣 2 𝑐 2 𝑐𝑚 2. (6). A análise da distribuição de pressão sobre a superfície de um perfil em diferentes ângulos de ataque é de fundamental importância para aeronaves tipo asa voadora, a variação do ângulo de ataque faz com que o centro de pressão varie sua posição, à medida em que o ângulo aumenta o centro de pressão, move-se para frente conforme a Figura 32, isso torna a aeronave desbalanceada quando o centro de pressão não coincide com o centro aerodinâmico e também influencia no carregamento total da asa, exigindo estruturas compatíveis com essa variação, segundo Rodrigues (2015, p. 37) “Em qualquer ângulo de ataque, o centro de pressão é definido como o ponto no qual a resultante aerodinâmica intercepta a linha de corda”..

(48) 47 Figura 32 - Variação do centro de pressão em relação ao ângulo de ataque. Centro de pressão. α Centro de Gravidade Centro de pressão. α Centro de Gravidade Centro de pressão. α Centro de Gravidade. Fonte: Próprio autor.. 2.4.2. Análise aerodinâmica da asa. Alguns fatores são necessários para a análise da asa voadora, entre eles o alongamento 𝐴𝑅 que é a razão entre a envergadura e a corda do perfil definido pela equação (7) (RODRIGUES, 2015).. 𝐴𝑅 =. 𝑏2 𝑆. (7). Asas voadoras com alto alongamento tendem a ser mais eficientes quando comparadas com as de baixo alongamento, aumentando o alongamento reduz-se o arrasto induzido. Na Figura 33 podemos observar duas asas de áreas iguais, os vórtices gerados pela asa de baixo alongamento, são maiores que os da asa de maior alongamento (GUDMUNDSSON, 2014)..

(49) 48 Figura 33 - Comparação do arrasto induzido para duas asas de áreas iguais.. Fonte: Gudmundsson, 2014, p.311. Editada pelo autor.. Porém existem fatores que limitam o alongamento, um desses fatores é estrutural, quanto maior o alongamento, maiores são o momento fletor e a deflexão aumentando as tensões que atuam na estrutura, o aumento desses fatores influencia diretamente no peso da aeronave, asas com grande alongamento necessitam de estruturas mais resistentes (GUDMUNDSSON, 2014). Na manobrabilidade da aeronave o alongamento tem influência direta, aeronaves com alto alongamento, apresentam um maior braço de momento em relação ao eixo longitudinal da aeronave, o que diminui a razão de rolamento, normalmente aeronaves acrobáticas tem AR menor, enquanto aeronaves tipo planadores ou que necessitem de autonomia para longo alcance tem AR maiores (GUDMUNDSSON, 2014). Outra relação importante no estudo das asas é o afilamento, a equação (8) define a razão entre a corda na ponta e a corda na raiz (RODRIGUES, 2015).. 𝜆=. 𝑐𝑡 𝑐𝑟. (8).

(50) 49 O fator de eficiência da envergadura é definido pela equação (9) (RODRIGUES, 2015).. 𝑒=. 1 1+ 𝛿. (9). O parâmetro 𝛿 é o fator de arrasto induzido, e pode ser obtido através do gráfico na Figura 34, relacionando o alongamento e o afilamento da asa. Figura 34 - Fator de arrasto induzido.. Disponível em: http://heli-air.net/2016/02/25/effect-of-aspect-ratio/ Acesso em: setembro de 2017.. Outro fator muito importante para o projeto de asas voadoras é a corda média aerodinâmica da asa.. Segundo Rodrigues (2015, p. 44) “A corda média aerodinâmica é definida como o comprimento de corda que, quando multiplicada pela área da asa, pela pressão dinâmica e pelo coeficiente de momento ao redor do centro aerodinâmico da asa, fornece como resultado o valor do momento aerodinâmico do avião”.. A corda média aerodinâmica de uma asa voadora auxilia na escolha do centro de gravidade da aeronave, que varia de 15% a 33% do comprimento da corda média aerodinâmica, através do método geométrico podemos localizar tanto a corda média aerodinâmica quanto o centro de gravidade conforme a Figura 35 (RODRIGUES, 2015)..

(51) 50 Figura 35 - Localização da corda média aerodinâmica e do centro de gravidade. Centro de gravidade. ct. Corda média aerodinâmica. cr. cr 20% ct. ct. cr. Fonte: Próprio autor.. A asa assim como o perfil possui suas forças aerodinâmicas e momentos, coeficiente de sustentação 𝐶𝐿 , coeficiente de arrasto 𝐶𝐷 e coeficiente de momento𝐶𝑀 . Esses coeficientes são utilizados nas equações que definem suas respectivas forças e momento (RODRIGUES, 2015). Para a força de sustentação 𝐿 temos a equação (10).. 𝐿=. 1 𝜌 𝑣 2 𝑆 𝐶𝐿 2. (10). Para a força de arrasto 𝐷 temos a equação (11). 𝐷=. 1 𝜌 𝑣 2 𝑆 𝐶𝐷 2. (11). Para o momento ao redor do centro aerodinâmico 𝑀 temos a equação (12).. 𝑀=. 1 𝜌 𝑣 2 𝑆 𝑐̅ 𝐶𝑀 2. (12). A análise do desempenho do perfil é de fundamental importância para a construção da asa, porém os valores dos coeficientes do perfil não são iguais aos da asa, no perfil.

(52) 51 analisamos apenas o escoamento em duas dimensões, enquanto para a asa toda a envergadura tem que ser analisada (RODRIGUES, 2015). Os dados básicos de uma asa são adquiridos através de um túnel de vento, onde a asa se estende de parede a parede (FAHLSTROM e GLEASON, 2012). Porém durante o voo a maior pressão na parte inferior tende a passar para a parte superior, produzindo vórtices nas extremidades da asa, que induzem uma componente denominada downwash 𝑤 direcionada para baixo. A componente inclinada para baixo denominada 𝑣𝑒𝑛𝑡𝑜 𝑟𝑒𝑙𝑎𝑡𝑖𝑣𝑜 𝑙𝑜𝑐𝑎𝑙 é resultado da soma da componente downwash 𝑤 com a velocidade de vento relativo 𝑉∞ e o ângulo formado por essas componentes é denominado ângulo de ataque induzido 𝛼𝑖 conforme a Figura 36 (RODRIGUES, 2015). Figura 36 - Produção de vórtices nas extremidades da asa.. Vórtices. 8. V. αi Vento relat ivo lo. w. cal. Vórtices. α. αef. αi. Vento relati vo. local. Fonte: Próprio autor.. Para asas enflechadas, o coeficiente de sustentação é ainda menor, desconsiderando os efeitos dos vórtices nas extremidades da asa e admitindo-se um valor elevado para o alongamento. Podemos observar na Figura 37 que na direção da corda da asa, a componente de velocidade do escoamento incidente é 𝑢 = 𝑉∞, para a asa enflechada 𝑢 será menor que 𝑉∞ pois temos 𝑢 = 𝑉∞ ∗ 𝑐𝑜𝑠Λ. Como a componente de velocidade 𝑢 governa a distribuição de pressão sobre a seção de um aerofólio, no caso da asa enflechada o valor de 𝑢 é menor devido a componente de velocidade 𝑤 (RODRIGUES, 2015)..

(53) 52 Figura 37 - Coeficiente de sustentação em asas enflechadas. mesmo perfil. 8. u= V. V. V. u. 8. 8. V. w=0. w. Fonte: Próprio autor.. Para o cálculo do coeficiente 𝐶𝐿 podemos usar a equação (13). 𝐶𝐿 = 𝑎 (𝛼 − 𝛼𝐿=0 ). (13). Onde 𝛼𝐿=0 é o ângulo de ataque para sustentação nula e o coeficiente angular da curva da asa 𝑎 é dado pela equação (14).. 𝑎=. 𝑎0 cos Λ. (14). √1 + [(𝑎0 cos Λ)/(𝜋 𝐴𝑅)2 ] + (𝑎0 cos Λ)/(𝜋 𝐴𝑅). Na Figura 38 podemos observar uma comparação das curvas genéricas do perfil e da asa, apesar do ângulo de ataque para sustentação nula ser o mesmo, com o aumento do ângulo de ataque as curvas vão se distanciando. Figura 38 - Comparação das curvas genéricas do coeficiente de sustentação para o perfil e asa. cl máx. cl,CL. CL máx. ao. a. αL=0. α Fonte: Próprio autor..

(54) 53 O arrasto gerado por uma aeronave afeta diretamente o seu desempenho, porém calcular a força de arrasto total não é tarefa simples, sendo assim podemos estimar através de métodos analíticos. As forças de arrasto que incidem na aeronave provêm de duas fontes, a tensão de cisalhamento e a distribuição de pressão. O arrasto induzido está relacionado diretamente com a sustentação através do efeito downwash, é um arrasto de pressão associado aos vórtices gerados nas pontas da asa, para um alongamento (AR) maior ou igual a 4 e podemos estimar seu valor através da equação (15) (RODRIGUES, 2015).. 𝐶𝐷𝑖 =. 𝐶𝐿2 𝜋 ∙ 𝑒0 ∙ 𝐴𝑅. (15). Onde o 𝑒0 representa o fator de eficiência de Oswald e pode ser calculado através da equação (16) (RODRIGUES, 2015).. 𝑒0 = 0,75 ∙ 𝑒. (16). Um artifício para diminuir o efeito downwash é o uso de aletas nas extremidades da asa (Figura 39) para evitar que os vórtices formados atinjam a parte superior da asa (GUDMUNDSSON, 2014). Figura 39 - Uso de uma placa na extremidade da asa para diminuir o arrasto induzido.. Fonte: (GUDMUNDSSON, 2014)..

(55) 54 O arrasto parasita não está relacionado a geração de sustentação da aeronave, ele é o arrasto total menos o arrasto induzido, pode ser estimado através da equação (17) que relaciona a área total em contato com o ar, denominada a área molhada 𝑆𝑚𝑜𝑙ℎ𝑎𝑑𝑎 e o coeficiente de atrito 𝐶𝐹 e a área da asa 𝑆 (RODRIGUES, 2015).. 𝐶𝐷𝑂 =. 𝑆𝑚𝑜𝑙ℎ𝑎𝑑𝑎 𝐶𝐹 𝑆. (17). Uma boa estimativa da área molhada para asas voadoras é definida pela equação (18):. 𝑆𝑚𝑜𝑙ℎ𝑎𝑑𝑎 = (2 ∙ 𝑆) + 𝑆 ∙ 0,4. (18). Para o valor do coeficiente de atrito podemos utilizar o gráfico da Figura 40, desenvolvido pela equipe do Aerodesign Car-Kará da UFRN, onde ele sugere valores superiores dos citados pela literatura. Figura 40 - Gráfico do coeficiente de atrito. 1 Advanced Micro Regular. Fuselagem muito grande em relação ao avião -0,69. CF. CF=0,207b 0,1. Grande quantidade de cabos de fixação e ligação (estais). -0,84. CF=0,127b 0,01 0,1. 1. Pequena quantidade de estais. 10. 100. Envergadura (m) Fonte: Equipe Car-Kará Aerodesign – UFRN.. A equação (19) relaciona o coeficiente de arrasto e o coeficiente de sustentação, que possibilita gerar a curva polar de arrasto e determinar o ponto de maior sustentação com o menor arrasto possível (RODRIGUES, 2015)..