i
UNIVERSIDADE DO OESTE DE SANTA CATARINA
CURSO DE ENGENHARIA DE PRODUÇÃO MECÂNICA
RELATÓRIO DE PROJETO
X COMPETIÇÃO SAE BRASIL AERODESIGN
®EQUIPE FAEROESTE
N
O
65
Equipe
Bruno Ricardo Padilha Valdir Petry Junior Rafael Lopez das Chagas Ângelo Mateus Marchetti
Professor Orientador Prof. Douglas Roberto Zaions
JOAÇABA - SC JULHO / 2008
ii ÍNDICE
LISTA DE FIGURAS...vi
LISTA DE QUADROS...vii
LISTA DE SIMBOLOS...viii
LISTA DE SIGLAS E ABREVIATURAS ...x
RESUMO...xii 1 Introdução ... 8 1.1 JUSTIFICATIVA... 8 1.2 OBJETIVO ... 8 1.2.1 Objetivos Específicos ... 8 1.3 ORGANIZAÇÃO DO TRABALHO ... 8
2 Projeto Informacional e conceitual ... 9
2.1 INTRODUÇÃO ... 9 2.2 OPROJETO FAEROESTE ... 9 2.2.1 Requisitos de Projeto ... 9 2.2.2 Configurações Aerodinâmicas ... 10 3 Projeto Preliminar ... 11 3.1 ANÁLISE AERODINÂMICA... 11 3.1.1 Perfil ... 11 3.1.2 Geometria ... 13 3.2 ESTABILIDADE... 14 3.2.1 Equilíbrio Estático ... 14
3.2.2 Estabilidade estática longitudinal ... 14
3.2.3 Estabilidade estática direcional ... 15
3.3 CARGAS E ESTRUTURAS ... 16
3.3.1 Envelope de vôo (diagrama V-N) ... 16
3.3.2 Materiais utilizados ... 16
3.3.3 Carregamento na asa ... 17
3.3.4 Projeto estrutural da longarina ... 17
3.3.5 Projeto estrutural do trem de pouso ... 19
3.3.6 Dimensionamento dos servos ... 20
3.4 DESEMPENHO ... 20
3.4.1 Escolha da hélice ... 20
3.4.2 Arrasto ... 22
3.4.3 Previsão de carga útil ... 24
3.4.4 Ângulo de ataque ótimo ... 25
4 Projeto Detalhado ... 27
iii
LISTAS DE FIGURAS
Figura 4.1 - Gráfico CL X α perfil Eppler 423 ... 12
Figura 4.2 - Gráfico CL X α perfil Selig 1223 ... 12
Figura 4.3 – Forças e momentos atuantes com o avião em vôo ... 14
Figura 4.4 – Orientação positiva do ângulo (β) e do momento (N) de yaw ... 15
Figura 4.5 - Envelope de vôo para a aeronave ... 16
Figura 4.6 – Carregamento aerodinâmico da asa ... 17
Figura 4.7 – Momento fletor na longarina ... Erro! Indicador não definido. Figura 4.8 - Gráfico de desempenho de hélices ... 21
Figura 4.9 – Curva Polar da Asa ... 22
Figura 4.10 – Gráfico para determinação da velocidade mínima e máxima ... 24
iv
LISTA DE QUADROS
Quadro 2.1 - Requisitos do regulamento da competição ... 10
Quadro 2.2 – Objetivos da equipe ... 10
Quadro 4.1 - Informações para o cálculo do torque dos servos ... 20
Quadro 4.2 – Gráfico CL da asa versus α ... 21
v LISTA DE SÍMBOLOS Simbologia Geométrica Fonte: Da Rosa (2006) Simbologia Aerodinâmica Fonte: Da Rosa (2006) Simbologia Geométrica AR Relação de aspecto b Envergadura
c Corda, velocidade do som cma Corda média aerodinâmica
cr Corda na raiz da asa
ct Corda na ponta da asa I Comprimento característico
I2 Distância entre as linhas de 25% da cma da asa e estabilizador horizontal.
I3 Distância entre as linhas de 25% da cma da asa e estabilizador vertical.
Λ Ângulo de enflechamento da asa
λ Fator de conicidade da asa Simbologia Aerodinâmica
a Inclinação da curva CL x α
Aceleração
a0 Inclinação da curva Cl x α
CL Coeficiente de sustentação da asa
CD Coeficiente de arraste da asa
Cd Coeficiente de arraste do perfil
CDi Coeficiente de arraste induzido
CDp Coeficiente de arraste parasita
Cl Coeficiente de sustentação do perfil
Clo Coeficiente de sustentação para α = 0
vi Cm Coeficiente de momento do perfil
D Força de arraste (resistência aerodinâmica) e Fator de eficiência de Oswald;
Excentricidade da roda
E Empuxo
EL Empuxo líquido
f Coeficiente de atrito de rolamento entre as rodas e a pista.
F Força
g Aceleração da gravidade G Peso total do avião hn Ponto neutro
m Massa total
M Número de Mach; Momento
m0 Massa do avião sem carga mc Massa da carga útil do avião
N Momento de yaw q Pressão dinâmica QR Resistência de rolamento Re Número de Reynolds S Área t Tempo
V Volume de cauda; velocidade x Distância; comprimento da pista
z Altura
α Ângulo de ataque
α0 Ângulo de ataque para sustentação nula.
αi Ângulo de incidência; Ângulo de ataque induzido
β Ângulo de yaw
ηt Rendimento de cauda
μ Viscosidade
ρ Densidade do ar
aII Inclinação da curva de cauda
Os índices subscritos correspondem a: X1; Xw Asa X2 Estabilizador Horizontal X3 Estabilizador Vertical VS Velocidade de estol VA Velocidade de manobra VC Velocidade de cruzeiro
VH Velocidade máxima de vôo nivelado
VD Velocidade de mergulho
σ1, σ2 Tensões principais
σF Tensão de Flexão
MF Momento fletor
dext Diâmetro externo
dint Diâmetro interno
Sy Tensão de resistência ao escoamento
Sut Tensão de resistência a tração
vii
LISTA DE SIGLAS E ABREVIATURAS
ABNT Associação Brasileira de Normas Técnicas VANTs Veículos Aéreos não Tripulados
UNOESC Universidade do Oeste de Santa Catarina GEA Grupo de Estudos Aeronáuticos
8
1 INTRODUÇÃO
1.1 JUSTIFICATIVA
Estimulados pela aquisição do conhecimento para o desenvolvimento de projetos aeronáuticos, o presente grupo de alunos e professores da UNOESC - Joaçaba decidiu em 2008, organizar um grupo de estudos na universidade intitulado como “Grupo de Estudos Aeronáuticos (GEA)” cujo objetivo a curto prazo é participar das competições SAE Brasil de AeroDesign® e a médio e longo prazo, atuar
no desenvolvimento de Veículos Aéreos não Tripulados (VANTs) e Aviação Experimental respectivamente.
1.2 OBJETIVO
O presente relatório tem por objetivo apresentar o Projeto Informacional, Conceitual, Preliminar e Detalhado da Aeronave desenvolvida pela equipe FAEROESTE da Universidade do Oeste de Santa Catarina (UNOESC) para participar da X Competição SAE Brasil de AeroDesign®.
1.2.1 Objetivos Específicos
Dentre os objetivos específicos almejados com a realização deste trabalho, listam-se: a) Adquirir conhecimento e experiência no projeto de aeronaves;
b) Adquirir habilidades necessárias para a construção de aeronaves;
1.3 ORGANIZAÇÃO DO TRABALHO
Este trabalho encontra-se dividido em cinco capítulos, com os conteúdos apresentados na seqüência.
No Capítulo 1, apresentam-se a contextualização e os objetivos do referido relatório
No Capítulo 2, apresenta-se o projeto informacional, abordando os principais requisitos necessários para o desenvolvimento do projeto.
No Capítulo 3, faz-se a apresentação do Projeto conceitual enfatizando os principais aspectos conceituais da aeronave.
No capítulo 4, aborda-se o Projeto Preliminar, identificando os principais cálculos realizados para o dimensionamento da aeronave e no, capítulo 5 é apresentado o Projeto Detalhado, onde se encontram as plantas elaboradas para a aeronave.
No capítulo 6, apresenta-se a bibliografia técnica utilizada para a elaboração do presente relatório e projeto.
9
2 PROJETO INFORMACIONAL E CONCEITUAL
2.1 INTRODUÇÃO
Na fase de Projeto Informacional foram levantadas as necessidades do usuário/cliente. Tais necessidades foram em seguida, transformadas em requisitos definidos na linguagem usual do usuário/cliente. e evoluirão, numa segunda etapa, para os requisitos de projeto, já numa linguagem compreendida pela equipe FAEROESTE de maneira mais uniforme e técnica. Posteriormente, esses requisitos de projeto, juntamente com restrições associadas e outros atributos de relevância, passam a compor um documento que é a primeira identificação do produto, a Especificação de Projeto do Produto (EPP). Nela, estão contidas as informações que balizarão todas as três próximas fases do processo de projeto do produto e por decorrência, as demais fases do ciclo de vida da Aeronave.
Na fase de projeto Conceitual procurou-se identificar as diversas funções da aeronave e definiu-se as melhores concepções para cada função.
2.2 O PROJETO FAEROESTE
É uma grande incógnita a definição dos pontos de partida de um projeto de um AeroDesign®. Partindo desse problema, temos algumas definições pré-estabelecidas pelo próprio regulamento SAE AeroDesign®, tais como: limitações dimensionais, restrição de motor, entre outros aspectos. Sendo assim a flexibilidade do projeto se baseia nas demais características tais como: analise de estrutura, analise aerodinâmica, sustentação, estabilidade e desempenho.
Neste trabalho adotou-se que o cliente do produto é a “Competição SAE AeroDesign”. 2.2.1 Requisitos de Projeto
Os requisitos de projeto são definidos através de duas considerações: O regulamento da competição, e os objetivos da equipe que são apresentados respectivamente no Quadro 2.1 e Quadro 2.2 respectivamente.
10
Quadro 2.1 - Requisitos do regulamento da competição
A aeronave deve ser projetada respeitando a equação: L + H +
∑
= n
i 1
B
i= 6,35 m A aeronave deve decolar na distância máxima de 61 mA aeronave de usar um motor apenas, sendo adotado pela equipe o modelo OS.61 FX A aeronave deve possuir um compartimento de carga com as dimensões mínimas de 350 mm X 110mm X 160mm
Quadro 2.2 – Objetivos da equipe Baixo peso da aeronave (estimado entre 3,5 Kg a 4 Kg)
Alta capacidade de carga útil (estimada entre 11 Kg a 11,5 Kg) Facilidade de construção (estimada de quatro a seis semanas) 2.2.2 Configurações Aerodinâmicas
Após a análise de diversos projetos disponíveis na internet por inúmeras equipes e suas variadas formas de construção, optou-se por construir uma asa reta, com empuxo alinhado ao eixo do CG, hélice tratora e uma empenagem de configuração simples, montada no tail boom. Inicialmente pensou-se em uma configuração de hélice pusher, mas isso dificultaria o posicionamento do tail
boom e balanço do CG. A aeronave foi definida em configuração de asa alta, devido á facilidade de
construção e além de algumas vantagens em condições de vento lateral em relação a uma configuração de asa baixa. Quanto à fuselagem, configurou-se uma estrutura aerodinâmica, visando o menor arrasto possível.
11
3 PROJETO PRELIMINAR
Após a definição da opção mais adequada de concepção do produto, ao final da fase de Projeto Conceitual, parte-se para a fase de Projeto Preliminar. Uma vez escolhida a melhor opção, começou-se a dar “vida” a essa opção. Isso significa que nesta fase, realizou-se o encorpamento (embodyment), realizam-se os croquis, os “layouts” do produto, montagens (assemblies) e submontagens (subassemblies) e das peças que compõem cada submontagem e/ou montagem.
Esse processo foi se especializando até chegar-se na solução preliminar do produto (SPP), isto é, numa configuração geométrica que só não é definitiva porque precisou ser detalhada, desenhada, modelada geometricamente, etc em Sistemas CAD. A SPP englobou ainda as definições de materiais, processos de fabricação, ajustes, tolerâncias e, principalmente, os dimensionamentos estáticos e dinâmicos, baseados na cinemática dos movimentos do produto, realizados por meio dos cálculos de resistência dos materiais e mecanismos.
Na fase de projeto preliminar, forma realizadas, as seguintes ações: (a) Estudo de “layouts”; (b) Estudo das interfaces entre peças, submontagens, montagens e do produto como outros produtos com os quais o seu produto vai interagir; (c) Estudos do comportamento em uso; (d) Estudo dos materiais a serem utilizados na fabricação das peças; (e) Estudo de resistência estrutural e dos componentes que sofrerão solicitações (mecânicas, químicas, elétricas, etc.); (f) Estudo de fluxos de materiais, energia e sinais, quando existir; (g) Estudo de manufatura – dados importantes para a fabricação e para a montagem do produto; (h) Confecção do protótipo; (i) Realização de testes de avaliação do protótipo/produto; (j) Realização das alterações necessárias;
Neste relatório, apresenta-se os dimensionamentos e cálculos realizados na aeronave. Nas seções a seguir são apresentados os cálculos fundamentais para o projeto da aeronave da equipe FAEROESTE.
3.1 ANÁLISE AERODINÂMICA
A aeronave projetada tem como principal objetivo carregar o maior peso possível. Sendo assim, o objetivo dos estudos aerodinâmicos é minimizar ao máximo as perdas da aeronave com o atrito do ar. Citando Raymer: “a aeronave deve ser projetada para voar a missão designada no ponto ou próximo do coeficiente de sustentação que maximize a eficiência aerodinâmica”.
3.1.1 Perfil
Analisando os dados disponíveis em sites de equipes participantes, destacou-se o uso comum de dois perfis: Selig 1223 e Eppler 423.
12 Sendo assim, através de análises em programas computacionais de simulação numérica, tal como o XFLR5, que nos auxiliou na escolha do perfil.
A Figura 3.1 e Figura 3.2 apresenta os gráficos (CL versus α) para o perfil Eppler 423 em
relação ao Selig 1223. Observa-se nessas figuras que o perfil Eppler 423 apresentar um stall mais suave.
Para a análise foram adotadas as condições de decolagem, observando a regra de que a aeronave tem somente 61 m para decolagem. Adotou-se que a velocidade final de decolagem seja próximo aos 12 m/s, além da altitude estimada de 1000 m e corda média aerodinâmica de 0,350 m. Sendo assim, utilizou-se a fórmula para o cálculo do número de Reynolds, sugerida por Da Rosa (2006) e apresentada abaixo:
µ ρ⋅V ⋅cma =
Re
Logo, o número de Reynolds para a decolagem é de aproximadamente 270.000.
Figura 3.1 - Gráfico CL X α perfil Eppler 423 Figura 3.2 - Gráfico CL X α perfil Selig 1223
Outra variável importante é a espessura do perfil, que segundo Raymer (1992), “duplicando a relação de espessura, o peso será aumentado na faixa de 41%”. Porém se o perfil for excessivamente fino, sua construção torna-se impraticável. Sendo assim, a espessura do perfil foi determinada com base no diâmetro máximo da longarina tubular de fibra de carbono. Alterando estes parâmetros, foi definido para a aeronave o perfil Eppler 423 com as seguintes características: camber máximo de 10,06% a 43,40% da corda, espessura máxima de 12,52% a 39,40% da corda.
13 3.1.2 Geometria
A geometria da asa foi definida como retangular por possuir algumas vantagens, tais como a facilidade de construção. Porém a mesma exige cuidados de construção, devido aos esforços de flexão na raiz da asa proveniente de uma distribuição maior de área próxima a ponta. E vantagens em relação ao escoamento, pois a separação do escoamento, estol, tende a ocorrer primeiramente na raiz e subseqüente distribuir-se para toda a asa.
A relação de aspecto AR, segundo Da Rosa (2006) é adotada por valores entre 6 a 12, sendo
que o estimado foi de 8,57, podendo assim calcular a área da asa, utilizando-se da corda já calculada anteriormente pelo programa XFLR5.
Sabendo-se que se trata de uma asa retangular, cuja área é igual a sua corda multiplicada pela envergadura, reescrevemos a fórmula
S b AR 2 = como: ) ( 2 ma R c b b A ⋅ =
Assim, tem-se que a área total da asa é de 1,05 m2.
Como citado anteriormente, estima-se que a aeronave deverá ser capaz de sustentar 15 kg de carga total nas condições impostas pelo regulamento da competição (decolagem em 61 metros). Logo adotando a equação da sustentação citada por Da Rosa (2006) temos:
q S C W = L⋅ ⋅ onde 2 2 1 v q= ⋅ρ⋅
Adotando a altitude de 1000 m, compatível com a de São José dos Campos, a densidade do ar
ρ=1,112 kg/m3, e segundo Raymer (1992) devido ao fluxo na direção da envergadura, ocorre uma perda de 10% no CL, temos que a velocidade mínima para se atingir a sustentação desejada é de
11,66 m/s.
Para garantir a melhor eficiência do conjunto leme/profundor, podemos definir o ângulo do tail
boom, através do cálculo de downwash. Este ângulo depende da relação de aspecto AR e varia
conforme o coeficiente de sustentação. Sendo assim, adotamos o valor do CL para a velocidade de
cruzeiro de 1,450 e Reynolds de 480000. Assim a partir da expressão que segue, pode-se determinar o ângulo de downwash: R L A C ⋅ ⋅ =
π
ε
2Logo, o valor do ângulo de downwash é igual a 10,25º sendo que o tail boom possui um ângulo de 13º em relação a fuselagem. O efeito de downwash não afetará significativamente a eficiência do profundor, ficando afastado da esteira da asa.
14 3.2 ESTABILIDADE
3.2.1 Equilíbrio Estático
Estabilidade estática é a tendência inicial de reação do avião ao ser perturbado em seu estado de equilíbrio. Esta estabilidade em vôo horizontal e velocidade constante estão relacionadas com as forças verticais atuantes no avião, sendo elas os pesos dos devidos componentes, além dos momentos gerados pela asa e empenagem.
Outro fator determinante é o empuxo do motor, que neste projeto foi concebido com a hélice alinhada ao CG, sendo que este momento gerado torna-se insignificante se comparados as demais forças atuantes.
Sendo assim, o equilíbrio das forças verticais e momentos são dados por: (Figura 3.3) 0 0⇒ + − = =
∑
Fx LI LII G 0 . . . . . 0⇒ + + + + − − = =∑
MCG MI MII LI lI DI ZI DII ZII LII lII EZpFigura 3.3 – Forças e momentos atuantes com o avião em vôo Fonte: Da Rosa (2006)
3.2.2 Estabilidade estática longitudinal
A estabilidade estática positiva em arfagem é fundamental para o bom controle do avião. Para se obter um avião com boa estabilidade longitudinal, é necessário que o mesmo possua sua margem estática (MS), que é a distancia entre o CG e o ponto onde o momento de arfagem e constante (ponto neutro hn, entre 5% da cma (abaixo da qual a aeronave fica instável e difícil de pilotar) e 20% da cma
(acima da qual a aeronave torna-se excessivamente estável). Sendo assim, calcula-se a posição adimensional de hn pela equação:
15 ) 1 .( . . . 1 ) 1 .( . . . . 1 0 α α
ε
η
ε
η
− + − + = a S a S a S a S h h h II II t II II t nSendo assim, obteve-se o valor de hn = 0,41 em fração da cma. Desta forma, calcula-se a margem
estática utilizando-se: n h h MS= −
Sendo que h é a posição do CG em fração da cma, o valor do MS ficou em 0,16, o que garante que
a aeronave será estável e manobrável. 3.2.3 Estabilidade estática direcional
A aeronave para restabelecer seu vôo simétrico, voando com ângulo de yaw igual a β deve gerar um momento N conforme identificado na Figura 3.4.
Figura 3.4 – Orientação positiva do ângulo (β) e do momento (N) de yaw Fonte: Da Rosa (2006)
Esse momento apresenta-se na forma de coeficiente e é expresso pela equação:
b S q N Cn . . =
O critério de estabilidade é definido por: 0 ) 1 .( . . . 60 , 1 1 > − = = ∂ ∂ β β
η
ε
β
n t V V n C v a C16 Para a análise de projeto, adotou-se εβ = 0. Fazendo Vv = 0,024 e adotando perfil NACA 0009,
temos que o valor de Cnβ= 0,0016. Recomenda-se que este valor permaneça na casa de 0,0015 a
0,0020, o que garante a boa estabilidade direcional da aeronave.
3.3 CARGAS E ESTRUTURAS
3.3.1 Envelope de vôo (diagrama V-N)
Considerando os fatores de carga e velocidades definidos nos itens A26.333 a A26.341 citado por Da Rosa (2006) temos que o envelope de vôo de distribui conforme o gráfico abaixo (Figura 3.5)
Figura 3.5 - Envelope de vôo para a aeronave
3.3.2 Materiais utilizados
Pela analise de materiais, foi estabelecido a partir das propriedades físicas mecânicas, disponíveis no mercado, custo e facilidade de manuseio. Dentre esses foram utilizados na aeronave: madeira balsa, compensado, tubos compostos de 40 % de carbono e fibra de carbono com resina epóxi e aço carbono e alumínio na estrutura de trem de pouso.
Foram utilizadas estruturas dispostas em paralelo as suas faces, coladas entre si para aumentar a capacidade de resistir a esforços de flexão e facilidade construtiva, nas áreas onde o esforço será de maior intensidade, tais como estrutura do motor, junção de asas e estruturas centrais da aeronave, compartimento de carga e suporte para trem de pouso.
17 3.3.3 Carregamento na asa
Sabendo-se da perda de eficiência da asa em suas extremidades, usa-se a distribuição de Schrenk apud Céu Azul (2008) para se obter o carregamento aerodinâmico para a asa da aeronave (Figura 3.6).
Figura 3.6 – Carregamento aerodinâmico da asa
3.3.4 Projeto estrutural da longarina
O material utilizado para a confecção das longarinas foi tubos compostos de 40 % de carbono e 60fibra de carbono com resina epóxi. Conforme Céu Azul (2008), este material apresenta a tensão de ruptura de Suc = 280 MPa (Resistência a compressão).
A longarina apresenta seção circular oca com diâmetro externo dext = 35 mm e diâmetro interno
dint = 32,8 mm.
De acordo com Da Rosa (2006), o momento fletor no engaste da asa é calculado a partir da seguinte expressão:
b
n
G
K
M
F=
B⋅
⋅
1⋅
1
,
05
⋅
Onde:KB – Fator distribuição de carga (Da ROSA, 2006, p. 237) (KB = 0,1155)
G – Peso total da aeronave (G = 150 N);
n1 – Fator de carga de manobra segundo norma A26.337 (n1=2,0 para aviões não acrobáticos);
b – comprimento da asa (3,0 m); Assim, tem-se que
MF = 109,14 N.m
18 A partir do momento fletor, determinou-se a máxima tensão de flexão, atuante na região de engaste da longarina (seção crítica), utilizando-se a seguinte expressão:
c
I
M
I
c
M
F F F=
⋅
=
σ
Onde:c – Distância da fibra neutra a mais afastada:
2
extd
c
=
(m); I – Momento de inércia:(
)
2
4 int 4d
d
I
=
π
⋅
ext−
(m4); MF – Momento fletor (N.m);Assim, para as dimensões da seção da longarina, determinou-se a relação I/c abaixo especificada:
3 7
10
6265
,
9
x
m
c
I
−=
e conseqüentemente:MPa
m
x
m
N
c
I
M
F F113
,
37
10
6265
,
9
14
,
109
3 7=
⋅
=
=
−σ
como há somente tensões normais no ponto crítico do engaste, temos que as tensões principais são:
=
=
=
σ
Fxσ
Fσ
1 eσ
2=
0
O dimensionamento da longarina baseou-se no critério de falha estática e utilizou-se a teoria de von-Mises para a verificação do coeficiente de segurança estático a qual é representada pela expressão matemática: 2 2 2 1 2 1
σ
σ
σ
σ
−
⋅
+
=
S
yN
Para o cálculo do coeficiente de segurança, utilizou-se a tensão de resistência a compressão do composto ensaiado por Céu Azul (2008).
Este material apresenta Sy aproximadamente igual a Suc. Assim, tem-se que o coeficiente de
segurança para a longarina é:
47
,
2
37
,
113
280
=
=
MPa
MPa
N
Constata-se que o coeficiente de segurança é adequado para esta aeronave tendo em vista que a mesma desempenhará suas manobras suavemente.
19 3.3.5 Projeto estrutural do trem de pouso
O trem de pouso foi fabricado com chapa de aço ABNT 1020 L que apresenta um Sy = 393 MPa e
Sut = 469 MPa. Devido a sua forma, a mesma possui uma certa flexibilidade que absorverá parte do
impacto durante a aterrissagem.
De acordo com Da Rosa (2006), a carga vertical majorada devido ao impacto atuando em uma única roda pode ser calculada por:
N
G
n
n
F
=
(
−
L)
⋅
=
305
,
70
onde: n e nL são especificados por Da Rosa (2006).
A partir das dimensões especificadas na figura 3.7 pode-se determinar o momento fletor máximo atuando na região crítica da estrutura do trem de pouso. Este momento fletor é de 44,32 N.m.
Figura 3.7 – Dimensões do trem de pouso
A tensão de flexão gerada na região crítica do trem de pouso é determinada a partir da seguinte expressão: F F
W
M
=
σ
onde para uma seção retangular
6
2h
b
W
F=
⋅
com c – base (0,04 m); h – altura (0,006 m)Assim, a tensão de flexão é:
MPa
m
m
m
N
W
M
F F66
,
184
6
)
006
,
0
(
04
,
0
.
32
,
44
2=
⋅
=
=
σ
O dimensionamento do trem de pouso baseou-se no critério de falha estática e utilizou-se a teoria de von-Mises para a verificação do coeficiente de segurança estático a qual é representada pela expressão matemática: 2 2 2 1 2 1
σ
σ
σ
σ
−
⋅
+
=
S
yN
20
12
,
2
66
,
184
393
=
=
MPa
MPa
N
Constata-se que o coeficiente de segurança é elevado. 3.3.6 Dimensionamento dos servos
Considerando a equação de equilíbrio de momento, calcula-se a força necessária para a atuação dos servos nas superfícies de controle. Para isso levou-se algumas considerações, tais como escoamento laminar, e que as forças resultantes da pressão dinâmica são projetadas perpendiculares ao fluxo de ar e que agem no centro da superfície.
Quadro 3.1 - Informações para o cálculo do torque dos servos
Aileron Profundor Leme
Área (m2) 0,03 0,14 0,07
Deflexão máxima superior 24° 15° -
Deflexão máxima inferior 15° 14° -
Deflexão máxima lateral - - 25°
Torque máximo requerido (N.m) 0,0177 0,322 0,22
O Quadro 3.1 ilustra o torque máximo requerido para os servos do aileron, profundor e leme. Sendo assim, os servos adotados no projeto desenvolvem 0,35 N.m para leme e ailerons e para o profundor foi adotado servo high torque de 0,87 N.m. Desta forma, atinge-se coeficientes de segurança satisfatórios.
3.4 DESEMPENHO
3.4.1 Escolha da hélice
Na escolha da hélice foram utilizados informações fornecidos pela equipe Céu Azul da Universidade Federal de Santa Catarina (UFSC) a qual utilizou uma bancada própria que possui extensômetros de resistência e onde foram medidos os empuxos e a rotação de vários modelos de hélices. Assim, a escolha da hélice foi levadas em conta o empuxo estático e dinâmico. Através destes dados foi possível conseguir uma maior confiabilidade.
21
Figura 3.8 - Gráfico de desempenho de hélices Fonte: Equipe Céu Azul de Aerodesign
Analisando a Figura 3.8 chega-se a conclusão de que a hélice que apresenta melhor desempenho é a 13x5.
Para ser calculado o arrasto, é necessário o CL. Este CL é obtido através da simulação numérica da
asa obtido pelo programa XFLR5. Assim, tem-se para cada ângulo de ataque da asa, um CL
característico que são apresentados no Quadro 3.2.
Quadro 3.2 – Gráfico CL da asa versus α
α αα α (graus) -5,0 -4,5 -4,0 -3,5 -3,0 -2,5 -2,0 -1,5 -1,0 -0,5 CL 0,441 0,485 0,529 0,573 0,617 0,661 0,705 0,749 0,792 0,836 α αα α (graus) 0,0 0,5 1,0 1,5 2,0 2,5 3,0 3,5 4,0 4,5 5,0 CL 0,880 0,923 0,966 1,009 1,052 1,095 1,138 1,181 1,224 1,268 1,311
Através do programa, XFLR5 também é obtido o CDI e CDP da asa, que somando resultam em
CLT, que são característicos para cada ângulo de ataque, e assim é obtido o seu CL correspondente.
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Figura 3.9 – Curva Polar da Asa
Adotando uma massa total do avião com carga, de 15 kg e para decolagem 10°de ângulo de ataque, com seu respectivo CL é possível calcular a velocidade de estol do avião.
Para este cálculo são utilizadas as seguintes equações:
Onde:
Assim obteve-se que a velocidade de estol é 12 m/s. 3.4.2 Arrasto
Arrasto pode ser descrito como a força que faz resistência ao movimento de um objeto através de um fluido e é calculado segundo Da Rosa (2006) a partir da seguinte equação:
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Onde:
Para a bequilha , trem de pouso e fuselagem é necessário calcular o arrasto parasita que representa o produto do contato do ar viscoso com as partes da aeronave. Quanto maior a superfície maior será o arrasto parasita.
Fazendo o cálculo das forças de resistências aerodinâmicas da bequilha, trem de pouso e fuselagem é possível obter o arrasto parasita total. Para estes cálculos foram adotados coeficientes médios segundo Da Rosa (2006) Também se adotou como sendo velocidade de decolagem de 12 m/s.
Ainda é necessário calcular o arrasto da asa, profundor e leme.
Dos dados gerados pelo programa XFLR5 é determinado um CDt para cada CL.
Para o profundor e leme, foi adotado regime permanente de vôo, e assim ângulo de ataque igual a 0°, para determinação do seu respectivo CL.
Com a soma de todos os arrastos é obtida a potência requerida através da seguinte equação:
Para a obtenção da potência dissipada foram utilizados dados fornecidos pela equipe Céu Azul, que foi obtido através do gráfico de escolha das hélices.
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Figura 3.10 – Gráfico para determinação da velocidade mínima e máxima Fonte: Equipe Céu Azul de Aerodesign
Analisando o gráfico da Figura 3.10, é possível determinar que nas intersecções das duas curvas, são obtidas as velocidades mínima e máxima.
3.4.3 Previsão de carga útil
Devido à variação de altitude relativa provocada por variações climáticas como temperatura e pressão, há uma variação de densidade do ar, e assim a sustentação/carga útil também variam.
É necessária a determinação das condições de vôo para cada velocidade e para cada fator de carga que a estrutura do avião deve suportar. Este fator de carga pode depender tanto das rajadas (turbulências), como também, da capacidade de manobra do avião.
Para realizar estes cálculos de variação de carga com variação de altitude, é necessário conhecer a densidade correlacionada com cada altitude que é ilustrada no Quadro 3.3.
Quadro 3.3 – Densidade do Ar
Altitude (m) 0 250 500 750 1000 1250 1500 1750 2000 Densidade (kg/m³) 1,225 1,196 1,167 1,139 1,112 1,085 1,058 1,029 1,001
Fonte: Da Rosa (2006)
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Onde:
Utilizando a equação acima em vários pontos é gerado um gráfico, que pode ser visualizado na Figura 3.11.
Figura 3.11 – Carga útil versus Altitude
3.4.4 Ângulo de ataque ótimo
A sustentação de uma asa depende também de outros fatores, como a velocidade e o ângulo de ataque da asa, que é o angulo formado entre a linha da corda média aerodinâmica e o fluxo livre.
O aumento do ângulo de ataque aumenta a sustentação somente até um determinado ponto. Após este ângulo ótimo, acontece o descolamento da camada limite e a aeronave perde a sustentação, isto é chamado de estol.
26 Na decolagem é interessante que se alcance a maior velocidade possível, pois isso fará com que a carga útil transportada seja maior.
Para determinação do ângulo de ataque ótimo é necessário que se conheça o CLot, que é dado pela
seguinte equação: L D r Lot
K
K
f
e
A
C
⋅
⋅
⋅
⋅
⋅
=
2
π
Onde:O valor do fator de Oswald é obtido através da simulação da asa no programa XFLR5. O atrito de rolamento é obtido através de um valor típico, segundo Da Rosa (2006).
Os fatores KD e KL são coeficientes de correção de arrasto e sustentação, respectivamente,
devido ao efeito solo, que segundo Da Rosa (2006), são calculados através de uma relação entre h/b, onde h é a altura da asa em relação ao solo e b é a envergadura da asa. Com o valor obtido por esta relação é relacionado em uma tabela.
Assim obteve-se que KD=0,51 e KL = 1,140
Então o valor de KLot = 0,42
Olhando na tabela gerada pelo programa XFLR5, é possível correlacionar este ângulo com um CL
da asa, para determinar o valor do ângulo de ataque ótimo (αOt).
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4 PROJETO DETALHADO
O projeto detalhado vem complementar a estrutura do projeto preliminar definindo formas, dimensionamentos e acabamento superficial dos componentes, através da especificação dos materiais, revisão das possibilidades de produção e utilização, definindo tecnicamente o produto.
O enfoque principal do projeto detalhado consistiu na elaboração da documentação (plantas) para a produção, especialmente dos desenhos de componentes individuais, desenhos de conjuntos, e do desenho completo até as listas das peças. Esta fase do projeto contou com o crescente auxilio de sistemas CAD.
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5 REFERÊNCIAS
Da ROSA, E. Projeto Aeronáutico: Uma Contribuição à Competição SAE Aerodesign. Florianópolis: Editora Tribo da Ilha, 2006. 288 p.
RAYMER D. P. Aircraft Design: A conceptual Approach. Washington: American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc., 1992. 745 p.
BACK, N.; OGLIARI. A.; DIAS, A.; SILVA, J.C. Projeto integrado de produtos: planejamento, concepção e modelagem. São Paulo. Editora Manole, 2008. 601 p.
BACK, Nelson. Metodologia de Projetos de Produtos Industriais. Rio de Janeiro: Editora Guanabara Dois. 1983, 389 p.
SCHRENK, O. A Simple Aproximation Method for Obtaining the Spanwise Lift Distribution. NACA Report No 948.
CÉU AZUL. Relatório de Projeto: VIII Competição SAE BRASIL AeroDesign. Disponível em: < http://www.aerodesign.ufsc.br/>. Acesso em: 15 maio. 2008.
