Instituto Federal de Educação, Ciências e Tecnologia do Maranhão – IFMA IFMA CAMPUS SÃO LUÍS - MONTE CASTELO
PROJETO AERODESIGN 2015
Equipe Guará - N°58
Sumário LISTA DE SIMBOLOS SIMBOLOS ....................................................................................................................................... ....................................................................................................................................... 5 1.
INTRODUÇÃO................................................................... INTRODUÇÃO........................................................................................................................................ ......................................................................... .... 6
2.
PROJETO CONCEITUAL CONCEITUAL ........................................................... .......................................................................................................................... ............................................................... 6 2.1. Requisitos de Projeto ................................................................... ................................................................................................................................. .............................................................. 6 2.2. Concepção Geral da Aeronave .............................................................. .................................................................................................................. .................................................... 6
3.
AERODINÂMICA AERODINÂMICA ............................................................. ................................................................................................................................... .......................................................................... .... 9 3.1.
Escolha de perfis .................................................................... .................................................................................................................................. .............................................................. 9
3.2. Dimensionamento........................................................... .............................................................................................................................. ........................................................................ ..... 15 3.3. Polar de Arrasto............................................................... ..................................................................................................................................... .......................................................................... 17 4.
DESEMPENHO .................................................................. ....................................................................................................................................... ......................................................................... 24 4.1. Curvas de potência disponível e requerida ...................................................................... .............................................................................................. ........................ 24 4.2. Desempenho de decolagem e gráfico de carga c arga útil em função da altitude altit ude densidade ............................. 26 4.3. Determinação da razão de subida ............................................................................................ ............................................................................................................ ................ 28 4.4. Desempenho em Curva .............................................................. ........................................................................................................................... ............................................................. 29
LISTA DE SIMBOLOS
Inclinação da curva Inclinação da curva
Inclinação da curva da cauda
Comprimento característico Distância entre as linhas de 25% da da asa e estabilizador horizontal Distância entre as linhas de 25% da da asa e estabilizador vertical
Alongamento, Razão de Aspecto
Massa total
Envergadura
Massa do avião sem carga
Corda Corda na raiz da asa Corda na ponta da asa
Corda média aerodinâmica da asa
Massa da carga útil do avião Momento Margem estática Potência, Potência Disponível, Potência Requerida
Coeficiente de sustentação da asa
Pressão dinâmica
Coeficiente de sustentação do perfil
Número de Reynolds
Coeficiente de sustentação para
Área
Coeficiente de arrasto da asa Coeficiente de arrasto do perfil
Velocidade Volume de cauda
1. INTRODUÇÃO A Equipe Guará é composta por estudantes de Engenharia Elétrica, Mecânica, Cívil e Física do Instituto Federal de Educação, Ciência e Tecnologia do Maranhão que participa pela sexta vez da competição SAE BRASIL AeroDesign e possui como objetivos principais desenvolver uma aeronave competitiva suficiente para se destacar na competição garantindo uma vaga reservada para a próxima edição e construir uma aeronave de fácil transporte.
2. PROJETO CONCEITUAL 2.1. Requisitos de Projeto Os requisitos da XVII competição SAE Brasil Aerodesign para classe regular são: limite de pista na decolagem de 70m, limite de pista no pouso de 120m, limite de área projetada:
e limite de peso máximo (peso avião + carga útil) de 20kg.
A partir destes requisitos a equipe definiu as seguintes especificações para o projeto:
Trem de pouso Triciclo : Atualmente a grande maioria das aeronaves possui trem de pouso modelo triciclo, pois esta configuração melhora sensivelmente o controle e a estabilidade da aeronave no solo além de permitir melhores características de desempenho durante a decolagem. [1]
Empenagem convencional : este modelo é favorecido pelo seu menor peso estrutural quando comparada às outras configurações e também possui boas qualidades para se garantir a estabilidade e o controle da aeronave [1].
Massa do avião vazio e carga útil: a Equipe deseja carregar 12,5 kg de carga útil (carga +compartimento de carga). Estima-se que a aeronave pesará 3 kg totalizando uma massa de 15,5 kg.
Asa alta e retangular: Optou-se pela retangular devido sua facilidade de construção. Quanto à posição de fixação da asa na fuselagem, optou-se pela asa alta, pois esta configuração possui como vantagens os seguintes aspectos: maior estabilidade lateral da aeronave, menor comprimento de pista necessário para o pouso uma vez que minimiza a ação do efeito solo e para aeronaves de transporte simplifica o processo de colocação e retirada de carga visto que a fuselagem
O rendimento para cada razão de avanço da hélice foi obtido por meio do software “AeroDesign Propeller Selector” que possui seu algoritmo de solução fundamentado no trabalho de
Lesley [12]. Estes passos foram realizados para 5 hélices distintas que por fim possibilitou construir os gráficos de tração e eficiência das hélices.
Figura [2.1] – Tração disponível e Eficiência de hélice Tração x velocidade
Eficiência x razão de avanço
60 ) 50 N ( l e v 40 í n o p s 30 i d o 20 ã ç a r T10
12x4 12x7 13x4 13x6 12x6
0.8 0.7 e c i 0.6 l é H0.5 a d a 0.4 i c n0.3 ê i c i f 0.2 E 0.1
12x4 12x7 13x4 13x6 12x6
3. AERODINÂMICA 3.1.
Escolha de perfis
3.1.1 Asa Para o projeto de 2015, buscou-se um perfil que apresentasse uma alta sustentação, porem que não tivesse uma eficiência aerodinâmica muito baixa, mantendo-se assim certo interesse no arrasto do referido perfil. Por ultimo levou-se em conta o comportamento dos coeficientes de momentos dos mesmos, apesar de a maioria dos perfis que possuem coeficientes de sustentação elevados possuírem por consequência de sua geometria elevados Cm. Devido ao fato da equipe ser composta praticamente por integrantes que nunca trabalharam anteriormente com projetos aeronáuticos, decidiu-se trabalhar apenas com perfis comerciais, já testados anteriormente no mercado visando aplicar uma maior confiabilidade no projeto. Estudou-se então possíveis perfis que apresentassem as características requeridas pela
Figura [3.1] – Cl x Alfa perfis asa
Figura [3.3] – Cl/Cd x Alfa perfis asa
Figura [3.2] – Cm x Alfa perfis asa
Figura [3.4] - Cd x Alfa perfis asa
Como é possível observar nos gráficos acima houve dois grupos de perfil, os que se destacam pela sua sustentação, figura (3.1), e os que se destacam pela eficiência aerodinâmica, figura (3.4), apesar de o segundo caso ser melhor para projetos de aeronaves em geral, quando a equipe realizou o dimensionamento da asa do protótipo seguindo as predefinições adotadas, as predefinições serão apresentadas na secção de dimensionamento da asa, as dimensões da asa vieram a representar valores acima de 90% da área limite imposta pela competição, 0.9m², por consequência a equipe retomou a escolha de perfis e optou por usar um perfil do grupo que apresenta maior sustentação, deixando assim a escolha entre FX74-CL5-140 ou o Sellig 1223. A figura (3.1) mostra que o perfil Sellig 1223 tem maior
e pela figura (3.4) é possível observar que a eficiência do mesmo também é melhor. Por
último, observou-se a figura (3.3) para identificar se o coeficiente de momento do perfil não é muito elevado, ao constatar que o Cm do Sellig 1223 não se destaca nem positivamente nem negativamente, a equipe então optou por utilizá-lo e redimensionar a asa para o mesmo. Com o perfil definido era necessário determinar o centro aerodinâmico do mesmo para poder
Para
temos
temos
.
Voltando para a equação (3.1) com os valores de
e
(3.4) (3.5)
e para
-Eppler 169
-Naca 0009
-Naca 0008 Porém ao contrario do perfil da asa que diversos parâmetros foram levados em consideração para empenagem à equipe optou por apenas utilizar-se de dois um para a horizontal e outro para a vertical.
Figure [3.6] - Cl x alfa perfis empenagem
Figura [3.7] - Cd x Alfa perfis empenagem
empenagem horizonta tem-se
,
,
e
empenagem vertical ,
3.3 tem-se:
enquanto para a
,
e
,
,
. Aplicando as equações 3.5 e
3.2. Dimensionamento 3.2.1. Asa Devido às definições impostas pelo regulamento da competição, a área da asa teve de ser limitada pela equipe, decidiu-se então que esta não deveria ultrapassar 90% da somatória máxima atribuída pelo regulamento para que houvesse sobra suficiente para a empenagem horizontal, boom e demais partes da aeronave. Partindo do princípio adotado pela equipe utilizou-se então dos valores de
já
obtidos do perfil para um numero de Reynolds pré-definido, 350.000, multiplicados pelos possíveis valores de área, devido ao fato da superfície 2D gerar mais sustentação que a 3D buscou-se áreas que ao serem aplicadas na equação de sustentação,
, a uma velocidade constante,
suposta velocidade de decolagem, gerassem um excedente de ao menos 20% do que 105% da sustentação necessária para içar o voo da aeronave com sua capacidade de carga total. Após encontrar o valor mínimo de área alar que seria preciso, a equipe voltou sua
Possuindo AR e λ podemos encontra o coeficiente angular
da asa usando (3.8)
Onde é obtido através de:
é um valor numérico obtido do seguinte gráfico
Figura [3.9] Razão de Afilamento x AR x Fator de arrasto induzido
(3.9)
Ao possuir os coeficientes angulares das curvas de asa e perfil é possível fazer um modelo linear que compara essa parte da curva de sustentação gerada pelo perfil com a da asa, chegando ao seguinte gráfico.
Figura [3.10] - Relação Cl x Alfa e CL x Alfa
É possível efetuar duas análises, uma para um voo nivelado, que irá considerar apenas o ângulo incidente da asa para determinar o constante para
que está atuando no momento, dando então, um valor
. E a outra possível análise é verificar o comportamento do
seja, com alterações de angulação obtendo assim uma função do primeiro caso temos:
Logo,
durante o voo, ou
, tendo como variável o α. Para o
Para trabalhar com o
variando de acordo com o ângulo é preciso encontrar uma
função polinomial que mais se aproxime da curva de
, para esse fim foi utilizado o software
OrigenPro® 8.5, e buscando a maior fidelidade escolheu-se um polinômio de 9 grau, obtendo a seguinte curva.
Figura [3.12] - Arrasto do perfil
Com o gráfico de
gerado, basta criar o de
, utilizando a equação (3.11) e o software
Matlab® já usado nos gráficos anteriormente e este irá plotar a seguinte curva:
Figura [3.13] – Arrasto induzido
Figura [3.14] – Arrasto da asa
Um método efetivo para reduzir o
da asa é reduzir o
, isso pode ser feito através
da modificação do AR, porém em um projeto que o mesmo já foi definido e não será modificado. Existe ainda o efeito solo gerado pela interferência da asa com o solo, apesar da equipe está ciente que a fixação da asa na fuselagem não será alterada, ainda é interessante observar a interferência que
Finalmente concluído os cálculos de
, volta-se agora para o arrasto parasita gerado pela
aeronave como um todo, que por depender de muitas variáveis e sofrer várias interferências, é impreciso e difícil de calcular, porém é possível fazer uma aproximação aceitável para um projeto de aerodesign voando a velocidade de cruzeiro utilizando-se da seguinte equação:
Para determinar então
Quando Re estiver em
O que implica em:
√ √ é necessário encontrar os valores que
temos:
(3.13) assume na equação: (3.14)
Contudo o arrasto de onda
(3.15)
é dispensado uma vez que este só ocorre a velocidades
trânsonicas. Sendo assim temos:
Onde
representa o arrasto parasita e
(3.16)
o arrasto devido à criação de sustentação
e por sua vez pode assumir a seguinte forma.
De modo que
(3.17)
é:
Aplicando este valor na equação 3.18:
(3.18)
Figura [3.16] – Polar Polar de Arrasto
Com a polar de arrasto pronta ainda falta determinar a eficiência aerodinâmica do aerodesign como um todo, para isso basta dividir a sustentação total pelo valor da polar de arrasto no mesmo ponto ao se fazer isso temos o seguinte gráfico: gráfico:
Figura [3.17] Eficiência Aerodinâmica
(3.21)
(3.22)
4. DESEMPENHO 4.1. Curvas de potência disponível e requerida As curvas de potência disponível e requerida foram obtidas considerando a capacidade da aeronave se manter em voo com o peso máximo de decolagem. A avaliação foi realizada para o nível do mar. Para o cálculo da potência requerida da aeronave, em vôo reto nivelado, foi utilizada a
Figura [4.1] – Potência Potência requerida e disponível em função da velocidade Potência requerida e disponível em função da velocidade
1000 900 800 ) 700 W ( 600 a i c 500 n ê t 400 o P 300 200 100 0
Pd Pr
0
5
10
15
20
25
30
35
40
45
Velocidade (m/s)
Através da interseção das curvas de potência requerida com as de potência disponível é possível determinar a velocidade máxima e a velocidade de mínima, já que a curva de potência requerida é cortada duas vezes pelas curvas de potência disponível, uma para um valor mais baixo de
Na solução da Equação (4.1) a (4.4) considerou-se
,
que resultou que a velocidade de mínima tração de 36,20 m/s e a velocidade de mínima potência requerida de 27,51 m/s.
4.2. Desempenho de decolagem e gráfico de carga útil em função da altitude densidade Segundo Anderson [8] o comprimento de pista necessário para decolagem da aeronave pode ser determinado a partir da equação (4.5).
} á
A solução desta equação foi realizada limitando-se o comprimento de pista para a decolagem da aeronave em 68m, sendo considerados os seguintes valores,
,
e
,
. O coeficiente de atrito entre as rodas e a pista
Na solução da Equação (4.8) levou-se em consideração que b = 1,972 m e a altura da asa em relação ao solo h = 0,33155, o que resultou em um fator de efeito solo de
. Na figura
[4.2] temos a variação do comprimento de pista em função do peso e da altitude.
O gráfico de carga útil em função da altitude-densidade, Figura [4.3], mostra a capacidade de carga útil da aeronave para uma decolagem em qualquer condição de altitude. As altitudes utilizadas como referência para o traçado do gráfico de carga útil foram a uma altitude de 0m (nível do mar) com uma densidade de 1,225 kg/m³ e uma altitude de 700m com densidade de 1.1448 kg/m³, fixando um comprimento de pista para decolagem de 68m. Sendo assim, a principal variável a se determinar é o peso da aeronave para satisfazer o limite de pista estabelecido, que foi calculado utilizando a equação (4.5). A carga útil foi calculada pela equação (4.9).
A equação (4.10) representa a equação característica dos pontos linearizados do gráfico
4.3. Determinação da razão de subida Segundo Roskam [16] a razão de subida de uma aeronave é calculada em função da sobra de potência e do peso máximo de decolagem e o respectivo ângulo de subida determinado em função da razão de subida e da velocidade horizontal da aeronave. O desempenho de subida da aeronave Guará foi obtido a partir da solução das equações (4.11) e (4.12) e os resultados obtidos estão mostrados na Figura (4.4) e na Tabela (4.1).
Tabela [4.1] – Análise do desempenho de subida
8 609,27 376,50 -1,4579 10 489,09 457,79 -0,1960 12 410,10 531,25 0,7588
-10,50 -1,12 3,63
Figura [4.4] – Razão de Subida x Velocidade Razão de subida
4 ) s 3
4.4. Desempenho em Curva Para a avaliação do desempenho da aeronave durante um voo em curva, foi realizado um estudo para o cálculo do raio de curvatura mínimo e do máximo ângulo de inclinação das asas conforme equações (4.13), (4.14), (4.15) e (4;16). Considerando os valores de K = 0,085253365, W =
159,660, T = 48,67774 = 1,225, S = 0,730, g = 9,81 e CD0 = 0,00632.
Na solução das equações o raio de curvatura mínimo é 21,103 m, o máximo ângulo
Segundo Rodrigues [1] os valores para as razões de volume de cauda ficam entre 0,35 e 0,6 para Vh e entre 0,04 e 0,06 para V v. Os valores adotados para o projeto Guará 2015 foram
e
.
Para o dimensionamento da superfície horizontal, admitiu-se uma corda de
empenagem retangular, o que facilitou a construção.
, sendo a
Para a determinação da empenagem vertical baseou-se na mesma metodologia da empenagem horizontal, admitindo um volume de cauda vertical de
, corda dos perfis de raiz de
Equação (5.3) para determinar a área.
5.2. Estabilidade Longitudinal Estática
e de ponta
e um braço de
, uma envergadura de
. Fez-se uso da
momentos gerados pela asa ao redor do CG, equação (5.6). A equação que define a variação do coeficiente de momento em função do ângulo de ataque é a equação (5.7). A Figura 5.1 mostra a contribuição da asa.
FIGURA [5.1] ‒ Contribuição da asa na estabilidade longitudinal estática Contribuição da asa na estabilidade longitudinal estática
0 -0.15 -0.16 o t -0.16 n e m o M-0.17
2
4
6
8
10
12
Figura [5.2] ‒
Contribuição do estabilizador horizontal na estabilidade longitudinal estática Contribuição do estabilizador horizontal na estabilidade longitudinal estática
0.25 0.20
o t n e m o M0.15 e d e t n e 0.10 i c i f e o C
0.05 0.00 0
2
4
6
8
10
12
Ângulo de ataque (graus)
5.2.3. Estabilidade Longitudinal da aeronave Somando-se as contribuições da asa e da empenagem, temos:
Figura [5.3] ‒
Coeficiente de momento de redor do CG em função do ângulo de ataque Coeficiente de momento ao redor do CG em função do ângulo de ataque
0.25 0.20 o 0.15 t n e 0.10 m o M 0.05 e d e t 0.00 n e i c i f e -0.05 o C
0
2
4
6
8
10
12
-0.10 -0.15 -0.20
Ângulo de ataque (graus) Asa
Estabilizador Horizontal
Aeronave Completa
Para garantir a estabilidade, o centro de gravidade deve estar à frente do ponto neutro
onde a diferença entre
a
é chamada margem estática de estabilidade, MS. Esta deve estar situada
da corda média aerodinâmica à frente do ponto neutro.
5.3.1. Estabilidade Direcional Estática Tal como em estabilidade longitudinal, na estabilidade direcional será analisado a contribuição do conjunto asa-fuselagem e da empenagem horizontal.
5.3.1.1. Contribuição do conjunto asa-fuselagem A contribuição do conjunto asa-fuselagem se deu pela utilização da Equação (5.17) e o valor obtido
Os valores de Nelson [2],
foram obtidos em gráficos empíricos presentes em
representa a área projetada fuselagem e
comprimento da fuselagem.
5.3.1.2. Contribuição da empenagem A influência da superfície vertical da empenagem foi determinada pela equação (5.18).
o
A Figura [5.5] apresentada a seguir mostra a variação do coeficiente de momento Cn em função do ângulo ß e pela análise do gráfico, é possível observar que após qualquer perturbação sofrida a aeronave possui a tendência de retornar a sua posição de equilíbrio.
Figura [5.5] ‒
Estabilidade longitudinal estática da aeronave completa Estabilidade longitudinal estática da aeronave completa
0.020 0.015 o t n e m o M e d e t n -11 e i c i f e o C
0.010 0.005 -6
0.000 -1 -0.005
4
-0.010 -0.015 -0.020
beta
9
5.4. Estabilidade Dinâmica A estabilidade estática de uma aeronave não garante sua estabilidade dinâmica. Para assumir, dessa forma, que a aeronave é de fato estável, deve-se analisar alguns cálculos dinâmicos. O estudo da estabilidade dinâmica se inicia, com a determinação das suas derivadas para obter-se uma equação de 4ª ordem, com base nos parâmetros físicos dos modos da aeronave convencional. Este modelo pode ser discretizado por:
Para se verificar a resposta da aeronave em função do tempo a Equipe optou por utilizar o método descrito por Nelson [2], onde as suas equações esta representada na equação (5.24) para avaliar a estabilidade no modos Longitudinal (A)
̇
̇
̇
̇
e
A estabilidade dinâmica pode ser analisada recorrendo aos coeficientes da equação (5.23). Através dela pode-se achar o critério de Estabilidade de Routh-Hurwitz, de acordo com essa análise as raízes de um polinômio de quarta ordem são estáveis, se obedecerem as seguintes desigualdades verificando-se de modo simultâneo: A, B, C, D, E > 0 e D(BC – AD)-B²E > 0.
Uma vez que as características de estabilidade dinâmica das funções de transferência em malha aberta da aeronave são determinadas pelas raízes da equação característica, interessa analisar o comportamento dinâmico da aeronave através de respostas a uma entrada impulsiva e a um degrau.
6. CARGAS 6.1. Contabilidade do CG Para determinar o centro de gravidade da aeronave, a referência utilizada foi um ponto no
Tabela [6.1] - Posição do CG e porcentagem em relação ao c ma Designação de Componentes GMP Motor Hélice Spinner Aviônicos Bateria Receptor Servo Acelerador Servo Bequilha Célula Asa (Perfil de Balsa) Longarina da asa Base de cervo da asa (aramida) Estabilizador Horizontal (perfil de Balsa) Estabilazador horizontal (longarina) Empenagem vertical (perfil de balsa) Tail Boom 2 Servos (asa) Empenagem vertical (Longarina) Servo da empenagem vertical base do servo da empanagem vertical (aramida) Trem de Pouso Rasteiro Roda
massa (g) Braço (mm) 520 88,96 35 21,5 50 0 88 315,68 10 315,68 42 242,65 42 242,65 194 505,97 108 433,12 17 535,9 23 1647,85 16 1630,99 3 1579,1 369 909,43 84 535,91 4 1602,99 42 1566,47 9 1586 105 574,1 260 574,1
Momento 46259,2 752,5 0,0 27779,8 3156,8 10191,3 10191,3 98270,5 46841,6 315,7 38125,9 25609,3 4651,3 335216,7 45016,4 6412,0 65791,7 13531,8 60280,5 149266,0
Tabela [6.2] - Posição dos limites dianteiros e traseiros do CG em relação à c ma RELAÇÕES DO CG COM TANQUE DE COMBUSTÍVEL VAZIO 466,83 Posição Xcg (sem carga) 31,33% % da corda em relação ao CG 480,94 Posição Xcg (com carga) 35,15% % da corda em relação ao CG
RELAÇOES DO CG COM TANQUE DE COMBUSTÍVEL CHEIO 463,43 Posição Xcg (sem carga) 30,41% % da corda em relação ao CG 479,94 Posição Xcg (com carga) 34,88% % da corda em relação ao CG
Figura [6.1] - Diagrama de Passeio do CG PASSEIO DO CG
16.00 14.00 12.00 10.00 8.00 6.00 4.00 2.00 0.00
Com carga e sem combustível [VALOR] kg 35.15%
[VALOR] kg Sem carga e com combustível 30.41%
[VALOR] kg Sem carga e sem combustível
34.88% [VALOR] kg
estrutural de vôo, na relação velocidade-fator de carga (explicitada no Diagrama V-N) tanto para velocidades de manobra quanto as de rajada para definição das limitações estruturais da aeronave.
6.2.1. Manobra Para a seguinte construção do diagrama de manobra, utilizamos como referência as normas da CS-VLA 23 [17], a Certificação Européia de Especificações para Aeronaves Ultra-leves, e a FAR Part-23 [4] secção 335, que são referências e preenchem os requisitos de aeronavegabilidade do Regulamento Brasileiro da Aviação Civil (RBAC Part 25). Segundo Iscold [6], o envelope de manobra da aeronave é delimitado na fronteira esquerda pelos limites de força normal e peso, no qual está representado pela linha de estol perpendicular à abscissa da velocidade, que compreende os pontos de velocidade de estol positivo e negativo. A equação da velocidade de estol é definida por:
A seção 23.335(b) se refere à velocidade de mergulho da aeronave, ou seja, a velocidade máxima alcançada em mergulho, que define a fronteira direita do envelope de vôo e a limitação estrutural da aeronave. As condições são:
A velocidade de manobra Va é regida pela seção 23.335 parágrafo (c), que segundo a antiga definição da FAA, indica a velocidade necessária para que a aeronave atinja seu fator de carga máximo sem perder a sustentação. Com o advento de novas tecnologias na indústria aeronáutica, a velocidade de manobra máxima é a qual o piloto pode defletir uma superfície de comando até sua deflexão máxima. É dimensionada pelas seguintes equações:
√
Na tabela [6.3] temos o tabelamento das velocidades do Diagrama de Manobra:
é o fator de carga de rajada positivo da aeronave, na velocidade de cruzeiro, referida
segundo a representação no SI como:
é a velocidade de estol (com flapes recolhidos – n.a.);
Entretanto, [6] com os efeitos de compressibilidade é necessário se uma equação empírica para determinar a velocidade de rajada:
Onde:
Kg é o fator de alívio de rajada, deduzido segundo a equação:
Tabela [6.4] – Velocidades de projeto do Diagrama Vn de Rajada Rajada μg
und.
Kg Ude (cruzeiro) U (cruzeiro)
22,976773 0,71506 15,24000 ±7,62(1-cos(2πS/9.25))
Ude (mergulho)
7,62000
U (mergulho) n+ Cruzeiro nn+ Mergulho n-
±3,81(1-cos(2πS/9.25)) 4,5439 -2,5439 3,5313 -1,5313
m/s m/s
Figura [6.2] – Diagrama Vn de Manobra e Rajada Diagrama V-n
5 4 3
Tabela [6.5] – Materiais utilizados no Projeto AeroDesign Guará 2015 DENSIDADE MATERIAL BALSA TUBO DE FIBRA DE CARBONO MANTA (FIBRA DE CARBONO) HONEYCOMB (ARAMIDA) MONOKOTE FIBRA DE ARAMIDA (KEVLAR)
Kg/m³ Kg/m²
TENSÃO DE ESCOAMENTO
TENSÃO DE CISALHAMENTO
Tração
Compressão MPa -
300
MPa
MÓDULO DE ELASTICIDADE Young Transversal (G) (E) GPa GPa 3MPa -
160
-
MPa -
1700
-
500
320
300
70
650
-
150
3530
-
-
234
-
316
-
-
1.31 (T)
0,92 – 1,34 (C) 0,48 – 0,66 (L)
-
0,044 (C) – 0,023 (W)
-
115
-
-
-
-
-
-
144
2350
-
-
115
-
Obs.: (L) Largura (C) Comprimento (T) Transversal
Além da treliçagem que será melhor explicada durante suas cargas atuantes, a fuselagem é composta por placas de aramida cortadas para definição dos compartimentos da aeronave, tais como a parede de fogo, base dos servos de trem de nariz, do tanque de combustível e de compartimento de cargas, para melhor resistência a compressão e impacto mantendo a leveza. O boom também será compreendido de aramida, com espessura de 15,00 mm e comprimento de 1400 mm, sendo cortada de modo a ter um ângulo para aumento da altura da empenagem. Por fim, o trem de nariz será unicamente adquirido comercialmente, sendo de liga de aço e roda de borracha, enquanto que o trem de pouso será feito pela própria equipe, utilizando-se de aramida e com rodas de UHMW.
6.4. Cargas Atuantes O estudo das cargas atuantes na aeronave descende na necessidade de análise local de estruturas da aeronave no qual estão submetidas a cargas críticas e deve-se calcular sua resistência e
Figura [6.3] – Distribuição de Schrenk ao longo da asa
O método também trabalha com dois modelos ideais de distribuição: a elíptica e a trapezoidal. Onde temos as seguintes equações, respectivamente:
A aproximação de Schrenk é feita com a média das duas distribuições:
Resultando na seguinte curva:
Figura [6.4] – Distribuição de Schrenk ao longo da Envergadura da Asa
Figura [6.5] – Diagrama de força cortante
6.4.1.1. Teste de Meia Envergadura Foram realizados testes para analisar o comportamento da longarina, simulando um carregamento distribuído através de um dispositivo de contrapeso com engastes nas medidas dos
6.4.1.2. Ailerons Adiante, os objetos de estudo são os ailerons, que segundo as normas da FAR Part23 seção 349, suas cargas resultantes de sua deflexão máxima somadas a 66% do fator de carga de manobra positivo de projeto resultarão no carregamento atuante durante a manobra de rolamento. O carregamento é dado da seguinte maneira:
A carga que é aplicada na superfície do aileron é dada:
6.4.2. Fuselagem Para avaliar os esforços na fuselagem optou-se pela utilização do método dos elementos finitos através do programa Ansys 14.0. Durante a simulação foram considerados forças e momentos
Após as simulações, testes foram efetuados de modo a analisar mais realisticamente a resistência às cargas sob as condições de fator de carga, como visualizado abaixo:
Figura [6.9] – Testes de resistência da fuselagem
importante para controle de estabilidade da aeronave, levando em consideração a diferença de sustentação durante o fator de carga mínimo e o máximo abaixo: Carga de Equilíbrio com fator de carga 1:
{
Carga de Equilíbrio com fator de carga limite:
{
6.4.3.3. Distribuição de Cargas na Empenagem Horizontal Segundo da Rosa [3], a distribuição de cargas na empenagem horizontal é análoga à distribuição de sustentação na asa. Através do método de Distribuição de Schrenk, o modelo calcula a distribuição elíptica e a trapezoidal. Através das cargas de equilíbrio, temos o somatório que será a sustentação base da distribuição. Segundo a FAR PART 23.423 e a CS-VLA 423, devem ser consideradas para estudo de distribuição as cargas de manobras partindo da condição de fator de carga unitário até o fator de carga limite, para manobras de subida e descida de modo a calcular a carga total com o adicional, como segue abaixo:
* + Onde λ representa a razão entre a corda na raiz e na ponta da asa, como a asa é retangular, temos λ = 1. Dessa maneira, a distribuição trapezoidal não varia ao longo de
y:
A aproximação de Schrenk é feita com a média das duas distribuições:
Resultando na seguinte curva:
Figura [6.10] – Distribuição de Schrenk ao longo da envergadura da empenagem horizontal
∫ ∫ ∫ ∫ ∫ ∫ { O diagrama de Força Cortante é gerado abaixo:
Figura [6.11] – Diagrama de força cortante
Onde:
é Fator de carga de alívio de rajada, no qual = razão de massa lateral.
A carga é dada por:
Onde, F é a distância entre o trem de nariz e o centro do trem de pouso principal. N representa a distância o trem de nariz e o centro de gravidade da parte frontal da fuselagem, e L, a distância entre o trem de nariz e o centro de gravidade da parte traseira da fuselagem.
Figura [6.12] – Vista Lateral da Aeronave com a marcação do CG
6.4.5.1. Fator de Carga para Pouso Adotando o fator de carga das reações de solo
= 2,5, o fator de carga de inércia que
atua no centro de gravidade da aeronave será de n = 3,5 de acordo com a equação (6.48).
6.4.5.2. Tipos de Aterrissagens e Módulo das Forças Aplicadas ao Trem de Pouso Aterrissagem nivelada (3 pontos) – Trem de pouso triciclo:
Modulos de Forças – Aterrissagem em 3 pontos
(1) Componente vertical no trem principal (em cada roda)
(2) Componente horizontal no trem principal (em cada roda) (3) Energia absorvida no trem principal (em cada roda)
(4) Componente vertical no trem de nariz
Aterrissagem em uma roda:
Modulos de Forças – Aterrissagem nas duas rodas (1) Componente vertical na roda
ou
(2) Componente horizontal na roda
ou
6.4.5.3. Condições suplementares para o trem do nariz As componentes verticais e horizontais estão de acordo com os parágrafos da FAR-Part 23.499(a), FAR-Part 23.499(b) e FAR-Part 23.499(c).
6.4.5.4. Análise estrutural Através da análise computacional usando métodos finitos observou-se que as maiores tensões se concentram na curva do canto da estrutura com um valor de 5,11MPa. Além disso, a área de maior deformação se apresenta na superfície superior.
7. PROJETO ELÉTRICO O projeto elétrico da aeronave foi elaborado de forma a atender todos os critérios estabelecidos no regulamento. A escolha dos servos foi feita através de seleção que atendessem ao torque mínimo necessário exigido nas superfícies de controle da aeronave. Além do tamanho e peso ideal. O módulo da tensão elétrica escolhida para a instalação elétrica é 4,8 V. O passo seguinte à escolha do servo é o teste de bancada, em que se verificam os parâmetros do servo escolhido. O servo escolhido para fazer o teste de bancada foi o S3152 High-Torque da FUTABA. Segue abaixo uma tabela com todos os dados necessários sobre o servo S3152. O pack de baterias escolhidos foi o NR4J de Níquel Cádmio (NiCd) da FUTABA, pois este satisfaz os requisitos mínimos requeridos. Segue na tabela abaixo os dados necessários do pack de baterias e servo.
Tabela [7.1] ‒ Dados do servo-motor e do pack de bateria Servo Tensão Torque
4,8 ou 6 V 5 kg.cm (4.8 V)
Bateria Níquel Cádmio (NiCd) Tipo AA Tamanho da célula
Tanto os servos quanto o pack de baterias possuem tensão nominal de 4,8 V. O teste de bancada é um método no qual é submetido o servo na condição de máximo torque. Foi verificado um valor de corrente consumido pelo servo próximo a 350 mA. A aeronave possui um total de 6 (seis) servos, todos do tipo S3152. Então o consumo de corrente considerando todos os servos funcionando na condição de máximo torque será:
A capacidade do pack de baterias é de 600 mAh, então o tempo de autonomia do pack até atingir a tensão mínima admissível é:
Considerando que uma bateria de vôo dura em média 13 minutos, então conclui-se que mesmo os servos operando em condição de máximo torque o pack de baterias é capaz de fornecer energia elétrica suficiente para o funcionamento normal dos componentes elétricos. Segue abaixo uma tabela com todos os valores calculados dos esforços aerodinâmicos
A seção transversal dos fios utilizados no sistema elétrico é padronizada pelo regulamento e poderá ser utilizado de 24 AWG ou 26 AWG. Optamos por utilizar todos os cabos com seção de 24AWG, pois este suporta uma corrente elétrica de até 580 mA. O máximo valor de corrente exigida pelos servos é de 350 mA então o fio escolhido é capaz de suportar essa corrente sem sofrer nenhum dano por efeito Joule.
8. CONCLUSÃO Foi concebido neste relatório o escopo do projeto da aeronave participante da Competição SAE Brasil Aerodesign 2015. Através da literatura, de análises computacionais e testes realizados, foi possível projetar teoricamente o avião na sua missão de carregar 12,5 kg de carga útil, alcançado a carga total de 15,5 kg e percorrer o circuito de competição conforme a regulamentação da SAE, conforme o objetivo firmado no projeto conceitual. Todo o esforço na análise de dimensionamento é bastante válido na aprendizagem dos participantes
Engenharia Aeroespacial
afins, além da experiência prática durante
REFERÊNCIAS
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