Rosa Aerodesign

\ENUICII 0213230 R$60,00 Edison da Rosa Nascido em Porto Alegre (RS) em 1950, graduou-se Engenheiro Mecanico pela Universidade Federal do Rio Grande do Sul no anode 1974. Concluiu o Mestrado em 1976 e Doutorado em 1991, ambos cursados no Programa de POsGraduagäo em Engenharia Mecanica da Universidade al de Santa Catarina. or titular do Departamento de Engenharia Mecanica da UFSC, ministra disciplinas nos cursos de graduacäo e graduagão em Engenharia Mecanica, entre elas: Mecanica dos,SOlidos, Fadiga, Projeto de Estruturas, Introducäo ao ste rnas:„ CAE/CAD/CAM , Ve Icu los Agronauticb, Fralura, e Fadiga, Confiabilidade .enbtores, Mecanica rutural, Projeto de ComponentesAutomotivos.

TO ONAUT I C MA CONTRIBUICAO A COMPETICAO SAE AERODESIGN°

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Atua como assessor e consultor de diversas empresas, como Itaipu Binacional,iractebel Energia, Fiat AutomOveis, Renault do Brasil, Tigre Tubos e Conexães, alarn de outras, principalmente nas areas de projeto e modelamento de sistemas meca- nicos, anälise de falha, anälise de seguranca e engenharia automotiva. Na UFSC orientou mais de trinta trabalhos de mestrado e doutorado ja concluidos, tendo cerca de cinqUenta trabalhos publicados. Orienta, desde 2000, equipes da UFSC na competigäo AeroDesign da SAE. Atualmente atua tambam na area de engenharia biomadica e é vice-diretor do Centro TecnolOgico da UFSC.

UNIVERSIDADE FEDERAL DE SANTA CATARINA — UFSC 1n1

CENTRO TECNOLOGICO ee sa.a c..nanno

IIn11 UFSC 11n11

Departamento de Engenharia Moot:mica

/ FEESC

CENTRO TECNOLOGICO — CTC DEPARTAMENTO DE ENGENHARIA MECANICA — EMC GRUPO DE ANALISE E PROJETO MECANICO — GRANTE

INTRODUCAO AO

PROJETO AERONAUTICO UMA CONTRIBUICAO A COMPETICAO SAE AERODESIGN®

INTRODUCAO AO

PROJETO AERONAUTICO UMA CONTRIBUICAO A COMPETICAO SAE AERODESIGN®

EDISON DA ROSA

A EXECUCAO DESTA OBRA SO FOI POSSIVEL COM A COLABORACAO DO ACADEMICO JULIANO TOPOROSKI

UNIVERSIDADE FEDERAL DE SANTA CATARINA- UFSC CENTRO TECNOLOGICO - CTC DEPARTAMENTO DE ENGENHARIA MECANICA - EMC GRUPO DE ANALISE E PROJETO MECANICO - GRANTE 2006

Todos os direitos reservados a:

INTRODUCAO

Edison da Rosa Proibida a reproduCA 0 em parte ou no todo Lei: 9.610/98

Centro TecnolOgico — Universidade Federal de Santa Catarina Campus Universitario — Trindade 88040-901 — FlorianOpolis / SC — Brasil [email protected]

Este trabalho se mostrou necessario quando o autor passou a orientar equipes do Departamento de Engenharia Mecanica da Universidade Federal de Santa Catarina, participantes da competigao AeroDesign, promovida pela SAE Brasil. Alern da dificuldade inicial, do curso de graduagao em Engenharia Mecanica da UFSC nao possuir especializagao em Engenharia Aeronautica, a falta de material bibliografico disponivel para os alunos consultarem mostrouse urn ponto critico. Assim, este texto busca apresentar de uma forma abrangente, porem sem urn grande aprofundamento teOrico, os principais aspectos relacionados corn o projeto aeronautico, dedicando algum espago ainda para as pecuiiaridades que sao especificas da competigao, tendo em vista as caracteristicas e limitagOes impostas pelo regulamento.

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0 texto esta dividido em cinco partes, abrangendo os principais pontos: MODULO 1

Aspectos organizacionais e definigao do projeto, piano de trabalho, cronograma. MODULO 2

Conceitos de aerodinamica, escoamento bidimensional, caracteristicas de urn perfil, camada limite, resistancia aerodinamica. www.aerodesign.ufsc.br

MODULO 3

Analise de propulsào, performance e estabilidade em vOo do aviao. MODULO 4

Catalogaccio na publicacâo por: On6lia Silva Guimariies CRB-14/071

Apresenta os conceitos de regulamentagao aeronautica e os criterios de projeto estrutural e ensaios. MODULO 5

R788i Rosa, Edison da Introduce- 0 ao Projeto Aeronautico : uma contribuicao a Competigäo SAE AeroDesign / Edison da Rosa ; colaboragào Juliano Toporoski. — FlorianOpolis: UFSC/GRANTE, 2006. 288 p. 1. Projeto aeronautico. 2. Aerodesign. 3. Aerodinâmica. I. Toporoski, Juliano. II. Titulo. CDU: 629.7

Projeto Grafico e Editoragao: Editora Tribo da Ilha

011

Apresenta o desenvolvimento de dais projetos piloto e exercicios propostos, visando a aplicagao pratica imediata dos tOpicos abordados. Apresentando urn roteiro, passo a passo, para a elaboragao do projeto do modelo para a competigao. Edison da Rosa

FlorianOpolis, abril de 2003 IlustragOes da capa, da esquerda para a direita: Projeto de helicOptero de Leonardo da Vinci — 14 Bis — Supermarine SPITFIRE — Antonov An-225 "Mriya" — Aerospatiale BAC Concorde 100 — USAF Aurora Project.

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APRESENTACAO

Este livro destina-se aqueles que, por razbes profissionais ou por pura paixao, interessam-se por avides, seu projeto e sua construcao. Foi idealizado como urn texto inicial em projeto de aeronaves, para alunos de graduagao em engenharia mecanica e engenharia aeronautica, mas podera ser utilizado por todos que possuam algum conhecimento basic° de fisica e curiosidade pela mecanica do v6o. Organizado em cinco mOdulos, o livro introduz os conceitos basicos de aerodinamica, propulsao, desempenho e estabilidade de aeronaves, projeto estrutural e ensaios. Sao fornecidas, adicionalmente, informagOes acerca da regulamentacao aeronautica e dos critêrios a serem considerados no projeto. A motivagao inicial desta edicao foi a organizacao do conhecimento basic° do projeto aeronautic°, necessario para o desenvolvimento de urn aeromodelo que atenda as especificacbes da competicao Aerodesign. Esta competicao, promovida e organizada anualmente pela Sociedade de Engenheiros da Mobilidade (SAE BRASIL), reOne equipes formadas entre alunos de escolas de engenharia de todo o Brasil. Dois projetos de modelos sao mostrados como exemplos de aplicagao dos conceitos desenvolvidos ao longo da obra, urn deles submetido a essa competicao e outro de uma aeronave nä° tripulada de major porte. Entretanto, o roteiro de desenvolvimento do projeto que é apresentado ao final do livro serve como diretriz para o estabelecimento das etapas de qualquer projeto de engenharia, incluindo aspectos da organizacao do trabalho, do respeito as normas e da busca de resultados. A opcao do autor por urn texto fartamente ilustrado e corn exemplos de aplicagao a cada etapa, torna a leitura agradavel e de facil assimilacao. 0 resultado imediato para o leitor é o aparecimento de uma enorme vontade de colocar em pratica o conhecimento adquirido e projetar sua primeira aeronave, ainda que seja urn modelo em escala. Entao, nä° ha por que se esperar mais. Maos-a-obra!

Prof. Josè Antonio Bellini da Cunha Neto

Coordenador do Programa de POs-graduacao em Engenharia Mecanica — PosMec Departamento de Engenharia Mecanica Centro TecnolOgico Universidade Federal de Santa Catarina

A COMPETICAO AERODESIGN A cornpetigäo AeroDesign , criada pela SAE Internacional (Society of Automotive Engineers) em 1994 nos Estados Unidos, é urn desafio de projeto aberto para estudantes universitarios de graduagäo de diversos ;Daises. A partir de 1999 esta competica- o passou a constar do calendario de eventos da SAE BRASIL Sega° Sào Jose dos Campos, afiliada da SAE Internacional. Na decada de 60 havia uma competicâo similar, a "FAA Load", corn o patrocinio da Pan American Airways. Os aviOes eram de vOo livre e a competicao era aberta a aeromodelistas profissionais, ao contrario do AeroDesign, voltada para estudantes de engenharia, corn uma grande enfase no projeto aeronautico. Muitos desenvolvimentos e ideias da apoca continuam ainda hoje validos.

0

THE WORLD'S MOST EXPERIENCED AIRLINE INVITES YOU TO ENTER

PAA-LOAD EVENTS ;Z17 In 1961. Pan American wilt sponsor. PAA-Loac Jet. PAA-Load Mini-Jet. PAA-Load Gas and Clipper Cargo. PAA-Loao Contests are sold at "Tile Nationals.' and at many regional and local contests. in the U. S. and overseas.

SAE

AEA

DESIGN

For 1961 rules and regulations. write: Educational Director. Pan Am Airways, 28-19 Bridge Plaza North. Long island City 1. New York.

Figura I - Divulgag"ao das competigOes PAA-LOAD, SAE AeroDesign ® e foto da primeira competigäoAerodesign no Brasil em 1999.

iii

A diferenca fundamental entre as duas competigOes é que os modelos da PAA-LOAD eram de vOo-livre e os competidores eram aeromodelistas. A Competicäo SAE-AeroDesign® é voltada para estudantes, näo aeromodelistas (futuros engenheiros). Apenas os pilotos das equipes podem ter experiencia como aeromodelistas. A PAA-LOAD tinha uma limitagao na envergadura, maxima de 1,22 m, e no tempo de decolagem, de 20 s no maxima, ao contrario da SAE, corn limitagao na area total projetada (ate 2002) e no comprimento de pista que pode ser usado na decolagem, 61 m.

INDICE MODULO 1 INTRODUCAO AO PROJETO AERONAUTICO CONCEITOS DE ENGENHARIA AERONAUTICA AERODINArvlICA DE CONFIGURACAO

17 39 55

MODULO 2 ESCOAMENTO SOBRE UM PERFIL CAMADA LIMITE E SEPARACAO ESCOAMENTO SOBRE UMA ASA RESISTENCIA AERODINAMICA

77 99 117 130

MODULO 3 PROPULSAO ANALISE DE DESEMPENHO EQUILIBRIO E ESTABILIDADE

143 159 179

MODULO 4 REGULAMENTACAO AERONAUTICA PROJETO ESTRUTURAL

201 217

MODULO 5 EXEMPLO DE PROJETO — AeroDesign EXEMPLO DE PROJETO — UAV 15. PROJETO PILOTO

249 259 267

REFERENCIAS EQUIPES UFSC DESDE 1999 BIBLIOGRAFIA REFERENCIAS FOTOGRAFICAS

273 277 281

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I ntroducao ao Projeto Aerona utico

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1. INTRODUCAO AO PROJETO AERONAUTICO Este primeiro capitulo tern por objetivo apresentar de forma sucinta e objetiva os conceitos relacionados ao processo de desenvolvimento do projeto e fabricagao de urn produto, bem como conceitos relativos a organizacao e gerenciamento deste projeto e construcao. Desta forma, o capitulo esta dividido em duas partes, uma dedicada a metodologia de projeto e desenvolvimento de produtos e uma segunda parte de tecnicas e formas de organizacao e administragao de todas as atividades envolvidas, ou seja, como que este desenvolvimento do produto é gerenciado. Sempre que possivel, ou necessario, os conceitos que estao colocados em termos genericos, aplicaveis a qualquer tipo de projeto, serao particularizados para o projeto e construcao de modelos para o concurso SAE AeroDesign, sendo esta particularizacao salientada no texto com uma diferente formatacao de fonte e margens, como neste paragrafo.

0 termo projeto é urn termo amplo, que pode ter diferentes definicbes e abrang6ncias, conforme a literatura apresenta. Dentro do escopo deste texto, vamos definir projeto como sendo urn conjunto de atividades inter-relacionadas que tern por objetivo conceber e definir completamente um produto, de forma que possa ser produzido. 0 projeto de urn produto inicia quando e estabelecida a necessidade deste produto. 0 conceito de produto aqui discutido pode ser pensado como o mais amplo possivel, como por exemplo, urn novo automOvel, urn equipamento industrial, urn software, urn processo de fabricagao, etc. No caso do concurso SAE AeroDesign o produto nao e, como poderiamos pensar, o modelo da competicao, mas sim obter uma pontuacao e classificacao expressiva. Desta forma o projeto da participacao na competicao inclui o projeto do modelo, mas tambem a construcao, testes, relatOrio, apresentacao, etc.

Conforme sera detalhado mais a frente, de uma forma simplificada, o desenvolvimento de urn dado produto segue um processo formado pelas etapas: Pesquisar informagOes; Projetar; Construir: Testar; Avaliar. Se na avaliagao o resultado e satisfatOrio, o desenvolvimento evolui para a prOxima fase, caso contrario é necessario realimentar o processo e alterar o projeto. Este processo evolui partindo de uma fase inicial, onde se tern apenas

Edison da Rosa

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uma visa() global, macroscopica do produto, na qual este este muito pouco definido, para uma fase que tern uma visao focada em cada urn dos diferentes detalhes do produto, que, ao final do projeto, definem complete e inequivocamente o que é o produto. As etapas "construe e "testar", podem atuar sobre modelos fisicos, como protOtipos ou maquetes, ou sobre modelos virtuais, como modelos computacionais. No primeiro caso os testes sera) efetuados sobre o protOtipo e algumas grandezas sera° medidas. No caso do modelo virtual os testes sera° simulagOes a que os modelos sera° submetidos.

1.1 0 PROCESSO DE DESENVOLVIMENTO DE PRODUTOS 0 desenvolvimento de produtos, seja uma maquina, urn equipamento, urn eletrodomestico, urn software, e no caso de interesse, uma aeronave nao tripulada, radio-controlada, segue tipicamente uma segOencia de etapas que pode ser descrita como: DESCRICAO:

ETAPA DE PROJETO,

Definicao de necessidades e busca de informagbes; Busca da concepcao do produto; Desenvolvimento do "layout" e parâmetros basicos; Complementacao do projeto e detalhamento; Construcao; Teste; Avaliacao.

Projeto Informacional Projeto Conceitual Projeto Preliminar Projeto Detalhado

Esta seq0encia deve ser efetuada a diferentes n l ye's de detalhamento, ou seja, ao nivel do produto como urn todo (nivel macro), ao nivel de sistemas e montagens e ao nivel de pegas e seus detalhes (nivel micro). E o que podese chamar de projeto corn foco ciclico, macro* micro* macro.

0 projeto sempre inicia como uma acao de resposta a uma necessidade detectada e que deve ser atendida. As etapas de definigao de necessidades e busca de informagOes é o que mais recentemente se este denominando de projeto informacional. No projeto informacional devemos ter muito bem definido todos os requisitos (o que o produto DEVE ser) e todas as restricoes (o que o produto NAO DEVE ser). De uma forma geral podemos definir entao atributos do produto, divididos entre os desejaveis (requisitos) e os indesejaveis (limitados por restricoes). A busca de informagOes deve contemplar tambern aspectos legais relativos ao tipo de produto, bem como dados para comparagao corn produtos similares, corn o use de parametros adimensionais para comparagao, quanto a caracteristicas de desempenho e outros requisitos e restricoes.

Introduc5o ao ProjetoAeronautico

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Para o concurso SAE AeroDesign um banco de dados de modelos de anos anteriores e muito dtil para balizar em um novo projeto as caracteristicas aerodinEmicas, dados de desempenho e soluOes estruturais.

0 principal requisito de urn produto é o seu requisito funcional, ou seja, o requisito que define a fungao a que o produto deve atender, ou seja, a razao de ser do produto. Outros requisitos em geral estao presentes. As restricoes impOem limitagOes (valores maximos e minimos) ao projeto, como de dimensbes, de volume, peso, desempenho, custo, prazos, etc. 0 objetivo do projeto informacional é gerar as especificagbes de projeto do produto, que é uma quantificagao dos requisitos e restricoes, que em geral sao colocadas de uma forma qualitative. Os requisitos e restricoes podem tambern estar relacionados corn outros aspectos do produto, como manufatura, montagem, manutengao, etc, como restricoes de tempo de fabricagao, disponibilidades de maquinas e ferramentas, etc. Uma ferramenta muito Crtil nesta etapa é o QFD. Atender a todos os requisitos, respeitando ao mesmo tempo as restrigbes é fazer uma boa engenharia de projeto. A etapa de concepgao gera o chamado projeto conceitual, no qual se tern uma ideia de como sera o produto, urn esbogo do mesmo, corn os principios de solugäo de cada sistema indicados. 0 projeto conceitual gera assim uma solugao para o produto, corn uma configuragao que deve ser refinada e detalhada nas pr6ximas etapas do processo de projeto. DESENVOLVIMENTO DO F-22 Urn exemplo interessante de evolugao de urn projeto diz respeito ao desenvolvimento do F-22, caca de quinta geragao. 0 desenvolvimento do projeto iniciou corn o conceito do que seria urn caga ATF, caca tatico avangado, que iniciou a ser discutido em 1971. Este conceito foi evoluindo internamente na forga aerea americana, USAF. A seguir segue urn breve resumo da evolugâo do projeto ate os dias de hoje. Em 1981 a USAF langou urn convite (RFI) a nove empresas da indOstria aeroespacial (sete empresas responderam) para o desenvolvimento de conceitos do que seria urn caca ATF. Este novo caca deveria substituir os F-15, entao recêm introduzidos em operagao, a partir do final da decade de 90. 1982: Sao apresentados os estudos do desenvolvimento de conceitos. 0 projeto da Northrop focou na simplicidade, corn urn aviao pequeno e agil, corn 8 toneladas de peso total estimado. Ja a Lockheed desenvolveu urn projeto bastante sofisticado, corn alta tecnologia embutida, como empuxo vetorado, canards retrateis, etc, resultando em urn projeto corn 53 toneladas de peso.

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Edison da Rosa

Corn base nos estudos preliminares, ainda em 1982 a USAF redefine os requisitos para o ATF. Urn dos pontos ressaltados foi o de urn projeto corn caracteristicas furtivas. Outro ponto é a capacidade de vOo "supercruise", ou seja, voar a velocidades supersOnicas sem o use de pOs-combustao nas turbinas. 1983: E feita a solicitagao de propostas de desenvolvimento do ATF de acordo corn os novos requisitos. Ao mesmo tempo é langada a solicitagao para o projeto dos motores, corn a participagao da General Electric e da Pratt & Whitney. 1984: Os requisitos do projeto ATF convergem para urn aviao de 22,7 toneladas de peso maximo de decolagem. Velocidade de cruzeiro desejada de M 1,5. Distancia de decolagem de 610 m. Aceleragao ao nivel do mar de M 0,6 a M 1,0 em 20 s. Capacidade de aceleragäo lateral em curves de 6 g, a 1,5 M.

I ntroducao ao Projeto Aeronautico

21

1990: RFP para propostas de desenvolvimento de engenharia e manufatura, "Engineering and Manufacturing Development", EMD. 1991: Em abril e definido o YF-22 como o projeto vencedor, usando motor P&W. 1997: Em 09/04/1997 sai o primeiro F-22A de produgao. Em 07/09/ 1997 e feito o primeiro vac) deste. 1999: Os protOtipos sac) testados corn axito corn angulos de ataque de ate 60°. 2001: E assinado contrato de fabricagao para 331 unidades. 2002: E fabricado o Ultimo modelo do programa inicial de testes operacionais. 2003: Conclusao dos testes de vOo corn nove avibes, mais de 4000 horas de ybo. Encerrado o EMD. 2005: Introdugao progressiva em servigo do F-22. Referancias, ver: http://www.invisible-defenders.org/programs/yf-23/yf-23 grog-hist.htm http://www.combatsim.com/archive/htm/htm arc1/atfighter.htm http://www.codeonemagazine.comiarchives/1998/articles/apr 98/apra 98.html

Figura 1.1 — Protetipo de demonstracào de conceito YF-22. ANTENA VHF

1985: Apresentado o "Request for Proposal", RFP, para a fase de demonstragao de conceitos e validagäo dos mesmos. Nä° se exige ainda a construgäo de protOtipos de v6o.

SIMULATOR — ANTENAS INTEGRADAS NA ESTRUTURA

EIXO EM MATERIAL COMPOST°

1986: RFP suplementar para a construgäo de protOtipos, o YF-22 e o YF-23, das dual empresas escolhidas, Lockheed e Northrop, corn primeiros vOos tendo ocorrido em 29/09/1990 e 27/08/1990 respectivamente.

NERVURA EM COMPOST°

F/XAC6ES EM TITANID CAVERNAS E ESTRUTU

DISPLAY HEAD-UP AVIONICS REERIGECUOOS POR LIQUID°

aI

ANTENAS DE SISI EMAS DE GUERRA ElETRCIN/CA PYLON PARA ARMAMENT°

RADAR

CANNX0 20 mat M61A2 MISS/1 AR-AR AIM-9 SIDEWINDER

ENTRADA DE AR PNEUS RADIAIS MICHELIN AIR-X

Figura 1.3 — Ilustraceo do F-22 em corte.

Figura 1.2 — Modelo definitivo do F-22.

SISTEMA DE OFTECCAO DE MISSEIS

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Edison da Rosa

Durante a fase de concepgão e essencial a busca de v6rias idêlas e concepgOes alternativas, para poder comparar o desempenho destas e como que cada uma atende aos requisitos e restrigOes. Deve-se buscar ao menos umas très diferentes concepgdes, pois "a primeira idéia 6 sempre Otima, pena que nunca funciona". Podemos dizer que o projeto se desenvolve em diferentes niveis hierárquicos, passando de urn nivel para o outro de forma ciclica. Os niveis hierãrquicos säo PRODUTO, SISTEMA ou MONTAGEM e PECA. 0 projeto conceitual usa as especificagOes de projeto e gera urn "layout" basico do produto, corn indicagäo dos diferentes sistemas e dispositivos que foram idealizados. Este "layout" estabelece a configuragao do produto, apresentando as solugOes de forma esquemética. 0 projeto conceitual inicia corn o requisito funcional do produto, o qual deve ser analisado e assim o projetista estabelece algumas formas alternativas para a estrutura funcional do produto. Esta estrutura funcional 6 a subdivisão da fungäo global do produto em fung,des parciais ate o nivel de fung,Oes elernentares. Estas säo definidas como as menores fungbes da estrutura, que nao podem ser mais subdivididas. Resumidamente o projeto conceitual gera a estrutura funcional e a partir deste, buscando como implementar cada fungào, é desenvolvida a estrutura dos chamados principios de solugào. Um principio de solugão é como que na prâtica uma certa fungäo set-6 desempenhada. A estrutura de principios de solugäo pode ser usada para estabelecer o "layout" bãsico do produto, que em outras palavras e alocar espago fisico e esbogar os diferentes principios de solugão, quanto a sistemas, montagens, pegas. FurVo Global do Produto Fungao Parcial do Produto

Fungao Parcial do Produto

Fungao Elementa do Produto

Fungao Elementa do Produto

Fungäo Global da Pega

Funcao Global da Poo

Grupo Funcional da Pega

Grupo Funcional da Pega

Fungao Local da Peca

Estrutura Funcional do Produto

Fungao Parcial do Produto

1

Grupo Funcional da Pega

Fungao Local da Pega

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Introdugao ao Projeto Aeronautic°

FOCO MICRO

FOCO MACRO

( PEDA )

( PRODUTO )

Conceitual

Conceitual

Preliminar

Preliminar

Detalhado

Detalhado

Figura 1.5 - Ciclo de desenvolvimento do projeto: Produto g> Sistema b Peca g> Sistema Produto.

Esta figura ilustra o inter-relacionamento entre os très niveis hierárquicos de foco do produto, Macro, Medio e Micro, durante as etapas de projeto conceitual, projeto preliminar e projeto detalhado. 0 projeto evolui de macro para micro e volta a macro, para avaliar os efeitos das decisOes tomadas a nivel de pega, sobre o sistema e sobre o produto como urn todo. 0 ciclo inicia a nivel macro, corn a concepgao global do produto, descendo para sistemas e montagens, chegando finalmente na concepgäo de cada pega. 0 processo assim do tipo "top-down", porêm sofrendo realimentagao para os niveis mais altos. Este ciclo e executado vérias vezes durante o projeto, ate que o projeto conceitual e o preliminar estejam concluidos. Neste ponto inicia o detalhamento do projeto, que tern uma trajet6ria inversa, "botton-up", ou seja, iniciando em nivel de pega, evoluindo para sistema e finalmente em nivel de produto. Assim, o projeto detalhado do produto é a soma dos projetos detalhados de cada pega e de cada montagem e sistema. CONCEITOS DE ENGENHARIA SEQUENCIAL E ENGENHARIA SIMULTANEA Tradicionalmente a engenharia de projeto adota uma divisäo entre as diferentes etapas e uma nova etapa so inicia quando a anterior é praticamente finalizada. Cada nova etapa que inicia tern urn custo tipicamente dez vezes major do que a anterior. Uma s6rie de problemas 6 oriunda desta filosofia, como urn longo tempo e urn maior custo de desenvolvimento. Quando problemas säo detectados nas etapas mais avangadas, o projeto deve ser parcialmente refeito. Conceitual Preliminar

Estrutura Funcional da Pega

Figura 1.4 — Estrutural funcional do produto, suportada pela estrutura funcional das pecas.

Detalhado Construgäo Testes

LL__> Avaliag5o Figura 1.6 - SeqUência de etapas em urn processo tradicional de projeto.

bUyUlf dCllarlie, Corn

investimentos cada vez mais elevados. Pela superposigeo das etapas existe a possibilidade de corregOes durante o desenvolvimento, sem grande prejuizo de tempo e recursos investidos. Conceitual Preliminar Detalhado

<'-) 1

Construgäo Testes Avaliagao Figura 1.7 - SeqUéncia de etapas em urn processo de projeto usando Engenharia Simultânea.

TIPOS DE PROJETO: Projeto inovativo: Quando urn produto novo é desenvolvido, sem que a empresa tenha experiencia anterior corn este tipo de produto. Projeto evolutivo: Quando a empresa ja possui urn produto similar que atende a necessidade, mas devere ser melhorado, reprojetado. Projeto de ponta: Quando as solugOes adotadas seo novas, corn concepgOes e principios inovadores. Projeto tradicional: Ocorre na condigeo na qual o projeto adota solugOes je usadas, testadas e avaliadas em produtos similares. No caso especifico de uma aeronave, as diferentes etapas do processo de projeto contem, de forma tipica, as seguintes atividades: PROJETO CONCEITUAL EspecificagOes; Estudo parametrico (banco de dados de aeronaves similares); "Layout" da fuselagem; "Layout" da asa (projeto aerodinämico); "Layout" do aviao completo; PROJETO PRELIMINAR Estimativa de massa; Avaliageo aerodinemica (curve polar, performance);

• • 40

CS lclUll IUdUC c uvi

Simulageo de vOo; Estimativas de performance; "Layout" geral da aeronave; Anelise de cargas e projeto estrutural; PROJETO DETALHADO Projeto de sistemas; Dimensionamento e projeto de pegas; "Layout" detalhado da aeronave; Desenho de pegas; Desenho de montagem; Desenho de manutengeo; Planejamento de processos de fabricageo.

1.2 CONSTRUCAO A construgeo de urn modelo ou prot6tipo, relacionado ao desenvolvimento de um produto, sempre envolve uma boa dose de trabalho artesanal, meticuloso, demorado que exige tecnica, treinamento e paciéncia. A construgeo de urn prot6tipo pode ser feita de diferentes formas, usando diferentes materiais, dependendo do tipo e finalidade do prot6tipo. No caso da indOstria automobilistica é comum o use de uma centena de prot6tipos, antes do langamento de urn novo veiculo. O primeiro prot6tipo a ser construido e o "prot6tipo funcional", que procura demonstrar a viabilidade da concepgeo. E o prot6tipo de demostrageo e validageo de conceito. Normalmente este pode ser feito corn materials mais simples, diferentes dos que sera° usados na construgeo final. Estes prot6tipos funcionais sao em geral muito trabalhados, alterados, para testar diferentes configuragOes ou dimensOes geornêtricas, etc. Os prot6tipos de desempenho tern por objetivo testar as capacidades funcionais do projeto, sendo importante a configurageo adotada e os equipamentos, nao tanto os materials e processos de fabricageo. Estes prot6tipos seo posteriores aos funcionais, pois permitem verificar a capacidade do projeto desempenhar a fungeo pretendida. Os prot6tipos funcionais verificam a funcionalidade do projeto de urn modo qualitativo. Os prot6tipos de desempenho o fazem de forma quantitative.

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Edison da Rosa

Corn o projeto bem definido os prot6tipos de durabilidade devem ser construidos e ensaiados. Estes protOtipos visam caracterizar, por exemplo, a capacidade de carga de sistemas estruturais, a resisténcia ao desgaste de uma superficie, etc. Estes protOtipos normalmente sofrem ensaios destrutivos, pois se deseja em geral verificar a maxima capacidade do projeto. Os prot6tipos de durabilidade nao necessitam ser do produto completo, mas do sistema ou pega que deve ser testado, desde que as solicitagbes atuantes possam ser corretamente aplicadas durante o teste. Em projetos aeronauticos os testes de capacidade de carga sao efetuados normalmente sobre ao menos dois prot6tipos, urn para cargas estaticas e outro para cargas de fadiga. Outro tipo de protdtipo e o de processo, no qual as tecnicas de fabricagao sao testadas. Estes protOtipos em geral sao similares as pegas reais, para verificar a viabilidade do processo de fabricagao. Assim, para testar a fabricagao de uma asa em material composto, moldada a vacuo, corn nOcleo de espuma, uma pequena segao ja é suficiente. Varios prot6tipos de processo podem ser necessarios. Adicionaimente ao tipo de protdtipo, podemos classifica-los quanto abrangéncia, ou seja, quanto ao nivel da estrutura do produto onde o protdtipo se encontra. Desta forma, podemos ter urn protdtipo de durabilidade ao nivel de pega, ou ao nivel de todo urn sistema. Urn protdtipo de desempenho pode ser urn protdtipo do produto completo. A abrang6ncia do protdtipo pode ser em nivel de pega, em nivel de sistemas ou montagens e em nivel de produto. No caso do concurso SAE AeroDesign recomenda-se, em especial para equipes iniciantes, a construgao de tres prot6tipos do modelo, P1, P2 e P3, ao longo do desenvolvimento do projeto, normalmente durante oito meses, de margo a outubro. As equipes ja experientes podem prescindir do protdtipo P1. Estes protetipos sao definidos a seguir. P1 - t um protdtipo que tem por objetivo familiarizar a equipe corn a construcao de aviSes em escala, corn as dificuldades iniciais. Deve ser urn projeto simples, tradicional, respeitando as regras do concurso SAE AeroDesign. E uma plataforma para testar tecnicas de fabricagao, treinar o veo, testar conceitos e desempenho. Em resumo, P1 serve para a equipe ganhar experiencia em construgao e veo. Devem-se user as tecnicas de construgao as mais simples e tradicionais possiveis. P2 - E o modelo corn a configuragao do projeto para a competigao. t usado para testar as solug6es de concepgao e de fabricagao do protdtipo final. Deve ser usado exaustivamente para testar as solug6es adotadas, medir o desempenho em pista, capacidade de decolagem e treinar o piloto. E comum o P2 sofrer varios acidentes e ser reconstruido varias vezes!! Este protdtipo deve ser o mais fiel possivel ao projeto final. P3 - t o modelo construido para a competigao. 0 projeto e as tecnicas de fabricagao sao praticamente identicas as do P2. Nao se

Introduc5o ao Projeto Aeronautic°

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pode mudar muito o projeto neste ponto, sob pena de inviabilizar a participagao. 0 protdtipo P3 deve ser usado para os testes finals, verificagao de estabilidade, etc. Deve-se prever um born conjunto de pegas de reserva para a competigao!!

A fabricagao de pegas aeronauticas tern algumas caracteristicas especificas, relatives ao tipo de produto. Estas pegas se caracterizam por serem fabricadas em pequenas quantidades, usam em geral materials nobres, corn altas caracteristicas de desempenho e devem apresentar altos indices de confiabilidade em servigo. 1st° leva que a fabricagao destas pegas exige muito ern termos de equipamentos, toleräncias apertadas, extensivo use de gabaritos e dispositivos de posicionamento, fabricagao, montagem, verificagao, etc. Os testes de vOo a serem efetuados devem procurar eliminar todas as incertezas sobre o desempenho, estabilidade, seguranga ern operagao, etc. A capacidade do projeto, definida pela envoltOria de vOo, deve ser testada de forma progressive, expandindo pouco a pouco, teste a teste, os limites de vOo seguro. Para a aeronave completa, os testes devem iniciar corn o teste de pista, corn a aeronave taxiando e verificando todos os controles e respostas. A resposta a aceleragao do motor e a distancia de decolagem sao parametros essenciais no caso da competigao SAE AeroDesign. Os testes de desempenho corn a aeronave, efetuados corn diferentes niveis de carga, podem ser resumidos como: Testes Testes Testes Testes Testes Testes Testes Outros

de pista; de aceleragao e decolagem; de capacidade de carga na decolagem; de estabilidade em veo, manobrabilidade; de aterrissagem e arremetida; de recuperacao de picada; de recuperagao de estol; testes.

Os testes estruturais, para verificar a carga de colapso, sao essenciais para a asa e o trem de pouso, itens criticos no projeto AeroDesign. Os testes de fabricagao buscam verificar a viabilidade dos processos e tecnicas, a compatibilidade dos diferentes materials, a montagem das pegas, etc.. Antes de iniciar qualquer projeto, dois testes sao essenciais, os testes de motor e de hence. Os testes de motor tem por objetivo obter a curva de potencies do mesmo, para que a analise de desempenho seja o mais realista possivel. 0 mesmo pode ser dito dos ensaios de hence, e em particular para orientar a escolha da melhor opgao de hence. Por Ultimo, sempre ter pegas sobressalentes em quantidade suficiente e, se uma pega for modificada, nunca testar esta mudanga na competigao, pois as modificag6es nunca funcionam na primeira vez! Assim, sempre user pegas e solug6es ja testadas.

Introducao ao Projeto Aeronáutico

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29

Edison da Rosa ATIVIDADE A Al A2 A3 A3.1 A3.2 A4

1.3 ORGANIZACAO E GERENCIAMENTO A organizacao e o gerenciamento de todo o processo de projeto é essencial para garantir seu sucesso, pois apenas o conhecimento e a boa vontade das pessoas n a- o säo suficientes. 0 gerenciamento busca a definigäo e o encadeamento das diferentes tarefas, de modo que as metas sejam atingidas nos prazos adequados, usando os recursos humanos e materials disponiveis. 0 primeiro ponto a ser detalhado é estabelecer o conjunto de atividades que devern ser desenvolvidas para que a meta pretendida seja atingida. Para as equipes do projeto AeroDesign e importante a definicao do objeto do projeto. Conforme ja comentado, o produto a ser projetado, construido e testado, nao 6, como poderiamos pensar, o modelo da competicao, mas simobterumapontuacaoexpressiva e vencer a competicao. Desta forma o projeto daparticipacaona competicao inclui o projeto do modelo, mos tambem a construcao, testes, relatOrio, apresentacao, etc. Todos estes aspectos deverao ester presentes no planejamento e acompanhamento do projeto': •

As atividades devem ser inicialmente pensadas em urn nivel macro, algumas poucas grandes atividades, que deverão ser progressivamente detalhadas, ate urn nivel adequado ao completo entendimento das tarefas e a previsão de recursos que deveräo ser consumidos. Assim temos uma progressiva fragmentagbo das atividades, niveis Macro / Medio / Micro, ate o ponto onde cada tarefa é auto-explicativa e executavel. Em primeiro nivel, deve-se pensar em atividades macro, comestimativas de prazos para a execucao, compativeis com os dados criticos. Estas atividades se enquadram em: Atividades tecnicas (Projeto, construcao, testes,...); Atividades administrativas / Burocraticas (Documentos para inscricao, pagamentos de taxes,...); Atividades de logistica (Transporte, hospedagem,...).

Urn ponto importante é verificar a interdependência e prioridades entre as diferentes atividades. Sempre que possivel, desenvolver varias atividades em paralelo. E necessario identificar quais atividades podem ser realizadas em paralelo, de forma simultânea, e quais atividades que devem ser secitienciais. Uma forma muito usada em visualizacäo é o chamado grafico de GANTT, onde temos tempo no eixo X, em dias, sernanas ou meses, e atividades em Y, conforme Figura 1.9.

S1

S2 S3 S4

S5

S6

111=11111n111.111111MINIII

B

Figura 1.9 - Cronograma na forma de urn grafico de Gantt. ATIVIDADE DATA

Semana 1 10-03-2003

Semana 2 Semana 3 Semana 4 17-03-2003 24-03-2003 31-03-2003

A Al A2 A3 A3.1 A3.2 A4

5h 8h 2h

1h 5h 4h

1h



TOTAL (horas) 26 h 5h 8h 9h 4h 5h 4h

B

Figura 1.10 - Cronograma na forma de uma matriz atividade - tempo.

Este tipo de cronograma é essencial para acompanhar o desenvolvimento do trabalho e definir aches corretivas quando detectados desvios do previsto. Uma forma mais refinada de estabelecer o cronograma é analisar, para cada atividade, suas duraches minimas, mèclias e maximas, em horas, dias ou semanas, dependendo da escala de tempo adequada. CRONOGRAMA DO CONCURSO / CRONOGRAMA DA EQUIPE Dentro do cronograma do concurso cada equipe deve se adequar, considerando suas caracteristicas prOprias, como habilidades, nirmero de participantes, experibncia anterior, etc. As atividades tecnicas s a- o as que mais utilizam tempo, podendo ser divididas em: Projeto: projeto, desenhos, relathrio, apresentac5o; Construgäo: ProtOtipo funcional, pecas; Testes de pecas e sistemas; testes do prothtipo em pista, testes em vho; Correches no projeto, na fabricacbo, etc.

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Edison da Rosa

RECURSOS Uma vez definidas as atividades e necessario oferecer recursos para que estas possam ser executados. Estes incluem recursos humanos, recursos materiais e recursos financeiros. No primeiro caso temos uma matriz de recursos humanos, ou matriz de responsabilidades, que define a divisào de responsabilidades. Em certas situagOes e conveniente prever a necessidade de uma terceirizagao de servigos, por questao de prazos, habilidades, dispositivos, maquinas ou materia prima. A alocagâo de pessoas, divisäo de responsabilidades, deve ser compatibilizada com a carga horaria das atividades (ver grafico de GANTT) e corn a disponibilidade de horas / semanas de cada participante. Necessidades de capacitagao de pessoas: Treinamento Têcnico (curso) Treinamento Pratico (construgao do prot6tipo P1) Quanto aos recursos materiais, estes devem ser divididos em equipamentos e ferramentas (computador, impressora, software, furadeira, dobradeira, prensa e ferramentas diversas de oficina) e materia prima como madeira, chapas compensadas, chapas Al, espumas, adesivos (anaerobico, epOxi rapid°, epOxi vinte e quatro horas), etc, e assim definir as necessidades para cada atividade.

Nome 1

Nome 2

Al A2 A3

2 h

3h

A3.1 A3.2 A4

2h

1h

2h

2 h

Nome 3

Nome 4

A

26 h 5h 8h 9h

8h

1h 5h

4h 5h 4h

Figura 1.11 — Matriz de recursos humanos necessarios por atividade, corn carga horana dedicada. ATIVIDADE A Al A2 A3

A3.1 A3.2 A4

Recurso 1

Recurso 2

Recurso 3

Recurso 4





TOTAL 26 h 5h 8h 9 h

5h 8h

2h

1h 5h 4h

1h

Figura 1.12 — Exemplo de matriz de recursos necessarios por atividade.

A quantidade / tempo de use é uma boa indicagao da necessidade de mais de urn equipamento do tipo (por exemplo, sao necessarios 1 ou 2 microcomputadores). ORCAMENTO Por Ultimo, os recursos financeiros necessarios a cada atividade, fragao dos custos envolvidos, devem ser avaliados, montando uma tabela de orgamento. Corn a definigao do custo total a equipe tern condigOes de estabelecer criterios para a busca destes recursos, atraves de patrocinios, etc. ATIVIDADE A Al A2 A3 A3.1 A3.2 A4

Ferramentas

Material

Equipamento

Servicos

TOTAL

Figura 1.13 — Matriz de orgamento, por atividade.

1.4 DOCUMENTACAO 0 processo de projeto durante seu andamento gera uma serie de documentos e manipula muitas informagOes. Surge a necessidade de organizar as informagbes para facilitar o seu acesso.

MATRIZ DE RECURSOS: Pessoal. ATIVIDADE

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In troduoao ao Projeto Aeronautic°

4h 5h 4h

Existem varios matodos de documentagao de projetos que se diferenciam quando desenvolvidos e executados por designers, quando por escritOrios, ou quando por departamentos internos de empresas. No entanto todos possuem caracteristicas semelhantes. Corn relagao ao estado tecnico e as caracteristicas funcionais, a documentagao pode ser: Manual; Semi-informatizada; Informatizada. Os documentos sera) os mesmos, porem as entradas e as saidas sera() diferentes. Fisicamente os arquivos sera° diferentes. OBJETIVOS DA DOCUMENTACAO DE PROJETOS Facilitar a comunicagao entre as pessoas envolvidas ou nao corn o projeto; Registrar todo o processo de trabalho; Registrar a metodologia utilizada;



Edison da Rosa

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Facilitar o controle do andamento do projeto; Auxiliar na administragao do pessoal, tempo e custo; Registrar as informagbes necessarias para o entendimento do funcionamento, fabricagao, instalagao e manutengao do produto.

Introducao ao Projeto Aeronautico

DOCUMENTACAO DE AP010 Objetiva facilitar o manuseio de informagbes sobre o projeto e evitar gastos de tempo na busca de informagbes isoladas. Busca seletiva de informagOes:

TIPOS DE DOCUMENTACAO Documentagào administrativa; Documentagao de apoio; Documentagao tecnica.

Catalogo de concorrentes; COpias de livros, revistas, fotografias; Dados ergonOmicos; Dados de custos; Lista de materiais e processos relativos ao projeto; Lista de fornecedores; Catalogos, desenhos e especificagäo de componentes; Pedidos de amostras, amostras; Pedidos de orgamentos, orgamentos.

DOCUMENTACAO AD M IN ISTRATIVA Objetivo: Registrar e arquivar os documentos referentes a administragao e contabilidade do projeto. Contem: Dossi6 do cliente; Relatbrios de visitas tecnicas; Diagn6sticos; Briefing; Proposta de projeto; Contrato de trabalho; Controle de tempo, mapa e atividades; RelatOrios periOdicos da gerencia; Correspondência corn clientes; Memorandos internos; Atas de reuniOes de projeto; Documentos de aprovagao de etapas do projeto; Documentos de aprovagao final do projeto. A proposta de projeto deve incluir titulo, departamento, antecedentes, quem propbe, porque, expectativas, objetivos, justificativas, beneficios, metodologia, cronograma, recursos disponiveis, orgamento do projeto, orgamento para langamento do produto, equipe envolvida, perspectivas de "marketing", custos previstos para o produto, prego de venda, etc. DOCUMENTACAO DA CONTABILIDADE DO PROJETO Esta documentagao deve conter todas as informagOes para o acompanhamento financeiro, como: Duplicatas; Faturas; Recibos; DepOsitos; Notas de servigo; Ordens de pagamento; Notas fiscais. A responsabilidade pela documentagao administrativa junto a secretaria do departamento ou escrit6rio, corn supervisao da coordenagão do projeto.

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Responsabilidade pela documentagao corn estagiario, projetista junior, deve ser supervisionado pelo coordenador do projeto. DOCUMENTACAO TECNICA Deve registrar os resultados obtidos no projeto conceitual e preliminar, inclusive para a apresentagao do projeto e registrar o projeto detalhado para a sua fabricaga- o, instalagao e manutengão. Projeto conceitual e preliminar: o o o o o o o o o o o

Desenhos preliminares; Desenhos esquematicos; "Rendering"; Modelos funcionais; "Mock ups"; Modelos, maquetes; Documentos de apresentagao; Desenhos tecnicos preliminares; Fotos; Layout, arte final; Banco de dados: nomes, ideias, produtos, etc.

Projeto detalhado o o

o

o o o o o o o o

Desenhos tecnicos de protótipos; Indite de documentos; Arvore grafica do produto; Desenho dos sistemas e subsistemas; Desenhos mecanicos; Desenhos de montagem; Procedimentos de testes; InstrucOes de manutenc5o; Manuais de treinamento; Lista de materials; Esquemas eletricos.

Responsabilidade pela documentagao junto a designers, estagiarios, desenhistas, modelistas, corn supervisao do coordenador. NORMAS BASICAS Codificagao de documentos; Normalizagao visual dos documentos; Rotinas de documentagao e arquivamento; Procedimento para alteracties; Responsabilidades pelos arquivos.

Edison da Rosa

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ARQUIVOS FiSICOS Pastas; IndOstria / produtos; EscritOrios / projetos; Equipe; Empresa ou instituig5o; HistOrico; Prämios; ExposigOes.

Desenhos em geral; Desenhos tëcnicos; Arte final, fotolitos; Slides, negativos; PortfOlios; PublicagOes importantes: Arquivos em disquetes, CD; Mapotecas; ALGUMAS INDICAOES PARA 0 AERODESIGN: Projeto Piloto; Minuta relaterio; Desenhos projeto; Slides apresentacao. Livro de projeto; Livro de gerOncia; Manual da equipe. Check List:

Regulamento; Logistica; Equipamentos/ Ferramentas; VOo.

Encarregado da documentacao. Pesquisar;

I ntroducão ao Projeto Aeronutico

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Usar inicialmente sempre o processo mais simples de cälculo. Sofisticar ap6s,emiteragOessubseqUentes,se necessârk) for. Ao calcular e especificar uma dimens5o, buscar valores padronizados (diãmetm, espessura, largura, etc.). Avaliar o resultado quanto a outras formas de solugão possiveis para o projeto. Analisar os resultados obtidos e avaliar no contexto do conjunto de pegas e do equipamento como um todo. Escrever as conclusOes. Identificar claramente o inicio e o fim de urn cãlculo, pelo titulo inicial e pelas conclusOes. Manter uma disposigäo do texto, nas folhas, clara e agradavel, corn os värios itens facilmente identificäveis. LIVRO DE PROJETO

Selecionar;

Divulger; Armazenar; "Back Up" RelatOrio: o Estrutura do relatOrio; o-Minuta do relatOrio.

MEMORIAL DE CALCULO 0 desenvolvimento de calculos para o dimensionamento (seja aerodinämico, cinemätico, estrutural, etc.) deve ter os mais completos e claros registros, escritos de forma agradâvel e compreensivel por qualquer pessoa que vä revise-lo (voce mesmo depois de dois anos, ou seu chefe apOs duas horas). Em qualquer dos casos todas as informagOes necess6rias para a perfeita compreensäo devem estar presentes, ou citadas as fontes de onde podem ser obtidas. De qualquer modo o tempo gasto para escrever urn born relatOrio / memorial de câlculo, sera muito menor do que o tempo exigido para decifrar urn relatOrio incompleto, mal escrito, sem referencias, etc. Algumas indicagOes de como fazer um memorial de càlculo säo discutidas a seguir. Identificar (dar urn titulo) o que está sendo feito, sistema ou pega em estudo, criterio de cälculo. Listar as hip6teses para o cälculo. Definir o modelo. Escrever as eq uagOes pertinentes. Definir todas as variáveis do problema. Citar as referéncias usadas de forma completa. Substituir nas equagOes as variáveis pelos seus valores numbricos, exatamente na mesma ordem em que aparecem na expressào analitica. Resolver as equagOes indicando claramente todas as transformagOes e substituigOes que foram efetuadas. Justificar! Anotar todos os resultados intermediânos. Ressaltar os resultados finais obtidos.

objetivo do livro de projeto, que deve ser um caderno de ao menos 200 folhas, é de documentar todos os dados e informacties pertinentes ao desenvolvimento. Assim, tem-se em um Unico documento todas as informagOes evitando que estas fiquem extraviadas. livro do projeto deve ter um responsävel, na pessoa do projetista da equipe. Este fica encarregado de desenvolver todos os pontos do projeto, sempre mantendo o livro atualizado. Os esbocos iniciais para a busca de solucOes, os primeiros calculos de aerodinamica, etc, tudo deve ser feito no livro de projeto. As decisOes de cunho tecnico tornado em reuniOes da equipe tambem devem ser registradas. livro de projeto deverd ter entao, ao final do desenvolvimento, toda a histOria do mesmo, as varies alternatives buscadas, os calculos efetuados, as referencias consultadas, etc. Toda anotacao no livro de projeto deve sempre ser assinada e datada. Ver as indicaOes de como escrever um memorial de calculo. LIVRO DE GERENCIA

De forma similar ao livro de projeto, o livro de gerencia tem por objetivo documentar o gerenciamento da equipe e do projeto. Deve ser tambem um caderno, corn 100 folhas. Neste livro o gerente (capitao da equipe) deve anotar todas as decisOes e acOes tomadas, como as atas de reuniao, assinadas sempre por todos os participantes, a lista de membros da equipe corn seus telefones residenciais e celulares, a lista de e-mails, etc. livro de geréncia deve contar: Lista da equipe e meios de contato; Atas de reuniOes; Organograma; Cronograma / GANTT; Matriz de responsabilidades;

Matriz de recursos; Matriz de orcamento; Acompanhamento e controle financeiro.

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Edison da Rosa

A estrutura da equipe (organograma) deve ser definida desde o inicio, sendo formada por: Capitao da equipe; Projetista da equipe; Demais componentes; Orientador da equipe. As atividades de concepcao/ criatividade/ sao individuais, mss suaavaliagao deve ser feita em discussao na equipe pare definir os pros e os contras.

E interessante a equipe estabelecer, a partir de discussOes internas, de padrOes de trabalho, etica, posture no projeto e no lahoratOrio, etc.

I ntrodugão ao Projeto Aeronautico

Atitudes desejadas: Autoconhecimento de habilidades e limitagOes. Capacidade de comunicacào oral, corporal e escrita. Capacidade de receber critica. Capacidade de negociagào. Humildade para aceitar idêias e ajuda quando necessârio. Responsabilidade. Atitude otimista.

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Atitudes a serem evitadas: Centralizador. Mau humor. Pessimismo. Indecisäo. Criticas excessivas. Nä° concorda e nä° d6 sugestOes. Irresponsabilidade. Assume tarefas que nä° vai cumprir, estourando prazos.

1.5 ORGANIZACAO DA EQUIPE TRABALHO EM EQUIPE 0 trabalho em equipe e algo mais do que pessoas trabalhando juntas. As diferengas dos membros da equipe sao encaradas como habilidades complementares e nào de exclusäo. Deve haver uma comunicagäo transparente e permanente. 0 chefe de equipe deve estar preparado para a gerência de conflitos, que sempre ocorrer5o.Algumas indicagOes para urn born trabalho em equipe sao: Definigäo do objetivo e estabelecimento de metes. Relacionamento entre pessoas da equipe, confianga no trabalho dos outros, habilidades complementares. Determinagäo de responsabilidades, rodizio de responsabilidades. Comprometimento com o processo, as pessoas que participaram do processo sentem-se proprietarias deste e logo comprometidas corn o seu sucesso. Implementagào, como realizar, planejamento, acompanhamento e anàlise de desempenho. Sinergia, melhoria continua do processo. Resultado, planejado x realizado, avaliagäo da equipe, avaliagào individual, identificar pontos de conflito. O trabalho em equipe exige maturidade psicolOgica, rib- o têcnica, e aprendizado constante. Os membros devem saber colocar-se no lugar do outro. Para uma equipe realmente funcionar, cuidados devem ser tomados quanto as caracteristicas de personalidade individuais.

Conforme tratado no texto sobre o livro de gerencia, a organizagao da equipe deve iniciar definindo o organograma desta, em especial as tres posigOes criticas: Capitao da equipe: E a pessoa que deve assumir a responsabilidade de coordenar e gerenciar organizacionalmente a equipe. Projetista da equipe: E quem em geral tem major conhecimento tecnico, com afinidade com os detalhes do desenvolvimento do projeto, ou da construgao e ve). Orientador da equipe: E o professor responsavel, perante a SAE e a instituigao pela equipe. Junto como capitao e o projetista formam o ndcleo executivo da equipe. Em muitos casos 6 conveniente estabelecer ainda os cargos de: Secretdrio da equipe: EesponsAvel pela documentagao, tanto tecnica como administrative. Pode ser o responsavel pelo livro de gerencia. E quem escreve as atas das reuniOes, que devem ser assinadas ao final da mesma. Tesoureiro da equipe: Responsavel pelos recursos financeiros. Deve buscar patrocinios, controlar os gastos e manter atualizada a contabilidade da equipe. Cuidado para a equips, 'leo ter so caciques! Os demais componentes da equipe sao muitas vezes iniciantes, sem experiencia e que vao adqui rind° esta experiencia corn o desenvolvimento do projeto. Nos anos subseofientes serao os candidatos naturais a capita() ou projetista da equipe.

Introducäo ao Projeto Aeronautic°

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2. CONCEITOS DE ENGENHARIA AERONAUTICA 2.1 SISTEMA DE COORDENADAS 0

Figura 2.1 — Sistema de coordenadas internacionalmente adotado.

Para designar os movimentos, velocidades, forgas e momentos em relagäo a cada urn dos eixos, sera adotada a seguinte simbologia neste texto: Tabela 2.1 — Simbologia de movimentos, velocidades, forgas e momentos: Forca

X

FX

Mx

Velocidade linear Vx

Y Z

FY

My

Vy

Fz

MZ

Vz

EIXO

Momento

Velocidade angular

Angulo

Momento de inercia

cpx

eX

o

Oy

Ty

wZ

9z

Iz

Ix

4

Edison da Rosa

40

Os movimentos de rotagao em relagao a cada urn dos tras eixos recebem denominacties especificas, como indicado na tabela a seguir: Tabela 2.2 — DenominagOes dos eixos: EIXO

X Y Z

TERMO EM INGLES Roll Pitch Yaw

TERMO EM PORTUGUES Rolagem Arfagem Guinada

2.2 NOMENCLATURA AERONAUTICA

Introducäo ao Projeto Aeronautic°

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Tabela 2.3 — Partes da aeronave: GRUPO ITEM 1 2 3 3.1 3.2 3.3 3.4 3.5 3.6 3.7 4 4.1 4.2 5 5.1 5.2

DESCRICAO Fuselagem Boom Asa Bordo de ataque Bordo de fuga Aileron Flap Linha media aerodinamica, a 25 `)/0 da Gorda local Corda, perfil, de ponta de asa Corda, perfil da raiz da asa Estabilizador horizontal Estabilizador Profundor Estabilizador vertical Estabilizador Leme

2.3 SIMBOLOGIA Tabela 2.4 - Indices subscritos: Simbolo Asa 1; W

2 3

Descrigdo

Estabilizador Horizontal Estabilizador Vertical

Area de secao

Figura 2.2 — Partes de uma aeronave.

No caso do aviao possuir movimentos angulares em relacâo a cada

urn dos eixos, estes movimentos tam nomes especificos, como:

pr

Area projetada

TE

Parasita; referente a fuselagem

42



Edison da Rosa

SIMBOLOGIAGEOMETRICA

Introducào ao Projeto Aeronautico

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SIMBOLOGIA AERODIN A MICA:

A

COMPARTIMENTO DE CARGA 12

b, Figura 2.4 — Simbologia aerodinâmica. Figura 2.3 — Simbologia geomêtrica.

Tabela 2.6 — Simbologia Aerodinamica:

Tabela 2.5 — Simbologia Geometrica:

Simbolo ao a

Simbolo

Unidade

Descricao

1

Relack) de aspecto (AR = b 2 / S; A R Area Envergadura Corda, velocidade do som Corda media aerodinamica Corda na raiz da asa Corda na ponta da asa Corda media Comprimento caracteristico

12

Distancia entre as linhas de 25% da cma da asa e

AR

S b Cma Cr et

=

b

cma) mm mm Min mm mm mm Min

mm

estabilizador horizontal. 13

Distancia entre as linhas de 25% da cma da asa e

x

estabilizador vertical. Maximo comprimento da fuselagem Maxima largura da fuselagem Comprimento da pista de decolagem Coordenada do extremo da asa, y > 0 Coordenada do extremo da asa, y < 0 Altura em relacào a linha do CG Fator de conicidade da asa

A

Torcâo geomètrica Angulo de enflechamento da asa

Lf Wf X

Y-

z

a,

C, m- 2

mm Min RIM m Min mm mm

Descricao Inclinacâo da curva C, x a Inclinacäo da curva C, x a ; Aceleragäo Inclinagao da curva de cauda Coeficiente de sustentagào do perfil

C,„ Coeficiente de sustentacâo para a = 0 C L Coeficiente de sustentagão da asa C 0 Coeficiente de arraste do perfil Co Coeficiente de arraste da asa Co, Coeficiente de arraste induzido C D , Coeficiente de arraste parasita C M Coeficiente de momento da asa Cr, Coeficiente de momento do perfil Forga de arraste (resistencia aerodinamica) Fator de eficiência de Oswald; excentricidade da roda Empuxo E L Empuxo liquido f Coeficiente de atrito de rolamento entre as rodas e a pista. F Forga Aceleragäo da gravidade 9 Peso total do aviao h, Ponto neutro Coeficiente de momento L Forga de sustentagbo m Massa Total

Unidade

N N N N m/s' N

N Kg

graus

mo

Massa do aviao sem carga

Kg

graus

m 0

Massa da carga Otil do aviao

Kg

Edison da Rosa

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Simbolo Descricäo M



Momento de yaw Pressào dinamica Resistencia de rolamento NOrnero de Reynolds Re Tempo Velocidade Volume de cauda Altitude geogrefica y Angulo de ataque a Angulo de ataque para sustentacao nula Angulo de incidéncia Angulo de ataque induzido Densidade do ar p Coeficiente de atrito do asfalto Rendimento de cauda. ni 13 Angulo de Yaw

q

Unidade

NUmero de Mach; Momento



m/s

2.4 FORCAS ATUANTES As Figuras 2.5 a 2.9 ilustram as diferentes forgas que atuam sobre urn aviao, ern diferentes condigOes de vOo. ForcIs aerodifigrifEas:

- L (lift) Sustentacao - D (drag) Arraste Forges nao aerodinamicas: -G Peso -E Empuxo Em condicOes de equilibria: L = G, E = D; e tambern quanta aos momentos, em relagäo ao CG. Figura 2.5 — Forgas em vOo horizontal. Fotias aerodinaiiiicas: -L Sustentagão -D Arraste Forges não aerodinamicas: Peso -G -E Empuxo Em condicoes de equilibria: L cos Oy + E sen Oy D sen Oy = G. E cos tl y - L sen Oy D cos O y ; e tambern quanta aos momentos. Figura 2.6 — Forgas em subida. Forgas aerodinamicas: Sustentacao -L Arraste -D Foras não aerodinamicas: -G Peso Empuxo -E Em condipties de equilibria: L cos 0, + E sen Oy D sen Oy = G, E cos e y - L sen ey = D cos Oy; e tambern quanta aos momentos.

Figura 2.7 — Forgas em descida.

Introducao ao Projeto Aeronautic°

45

FargillerarnOicas: Sustentagao -L Arraste -D ForpaitDA0 ierodinamipas• Peso -G Empuxo -E Atrito -Q -R Reagao Em condigOes de equilibria: L + R = G, E = D + Q e tambem quanta aos momentos, em relagào ao CG. Figura 2.8 — Forgas em decolagem / aterrisagem.

Forcas aerosa—"' inamiCas: Sustentagao -L Arraste -D ForoolilkolefOciin icas: Peso -G Empuxo -E Centrifuga -F Em condigOes de equilibria: L cos Ox = G, L sen Ox = F e tambern quanta aos momentos. Figura 2.9 — Forges em curva. No caso do aviao estar acelerando em qualquer uma das diregOes, devem-se considerar as condigOes de equilibrio dinthnico, segunda lei de Newton, seja para forgas como para momentos. E, Fx; = m a, E, F„ = m ay E, F, = m a,

E, M x; = l x ax M, = 1,, ay

Ei

Ei M L =

az

a - Angulo de ataque. de incid ëncia da asa. eY - Angulo de pitch. a; - Angulo

a = a, + ey + arctg Vz / Vx , ou a + Oy + Vz Vx Figura 2.10 — Orientacâo do vento relativo. As forgas aerodinämicas estão orientadas segundo o vento relativo e a intensidade destas depende do 5ngulo de ataque, formado pela corda, linha de referência da asa, e a diregäo do vento relativo, de componentes Vx e Vz.

46



Edison da Rosa

2.5 ATMOSFERA Esta discussao sobre a atmosfera coloca apenas algumas informagOes necessarias para o entendimento do comportamento de urn aviao em vOo, em especial quanto as caracteristicas fisicas do ar, como pressao, temperatura, densidade, viscosidade, etc. 0 ar atmosferico é uma mistura de \fel-los gases, mas corn uma predominancia de nitrogénio e de oxigénio. Tabela 2.7 - Composicao Atmosferica:

Altitude: Medida em relagäo ao nivel do mar. E uma medida absoluta. Altura: Medida em relagao ao relevo no ponto. A densidade do ar, uma das principais propriedades, varia corn a pressao e a temperatura, de acordo corn a lei dos gases perfeitos. Assim, para altitudes ate 70 km, vale: p (kPa

ou,

T [K]]

p [ Kg/m] = 0.4647 P [mm Fig] T [K]

Internacionalmente e adotada a chamada atmosfera padrao, uma atmosfera de referencia, ficticia, correspondendo a atmosfera a 40° de latitude norte. As tabelas a seguir fornecem as caracteristicas para diferentes altitudes. Ao nivel do mar a atmosfera padrao apresenta: p=

1,225 kg / m3;

Re =

T = 288,15 K;

p = 101,33 kPa

0 1 000 2 000 3 000 4 000 5 000 6 000 7 000 8 000 9 000 10 000

12 000 14 000 16 000 18 000 20 000 25 000 30 000 35 000 40 000 45 000 50 000 60 000 70 000

v•1

Dados da atmosfera padrao:

Altitude Temperature Velocidade [ K [m/s] [ m

A composigao da atmosfera e aproximadamente constante na camada inferior, troposfera, pela presenga de ventos em todas as directies. Nas camadas superiores, estratosfera, ocorre predominancia de ventos na diregao horizontal, o que facilita uma deposigao de gases mais pesados e a predominancia de gases leves em maiores altitudes. Aqui deve ser esclarecida a diferenga entre os termos altitude e altura.

p [kg/m 1 ] = 3, 485

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A viscosidade é a viscosidade dinämica e v é a viscosidade cinematica. 0 nUmero de Reynolds, Re, tambern listado, e dado pela expressào abaixo, que represents a relagao entre as forgas de inercia e as forgas viscosas, presentes no escoamento.

Tabela 2.8-

% EM VOLUME 78,03 % 20,99 % 0,94 % 0,03 °A 0,01%

GAS

Nitrogen io Oxigenio Argonio DiOxido de carbono Outros gases (15)

Introduc'ao ao Projeto Aeronautic°

288,15 281,65 275,15 268,65 262,15 255,65 249,15 242,65 236,15 229,65 223,15 216,65 216,65 216,65 216,65 216,65 221,65 226,65 237,05 251,05 265,05 270,65 245,45 217,45

340,30 336,44 332.53 328.58 324.58 320.53 316.43 312.28 308.07 303.80 299.47 295.07 295.07 295.07 295.07 295.07 298.46 301.81 308.65 317.64 326.37 329.80 314.07 295,62

Densidadei _ V scosidade Pressao p

[kg / 1,225 1,112 1,006 0,909 0,819 0,736 0,659 0,589 0,525 0,466 0,413 0,311 0,227 0,165 0,120 680 0,088 030 0,039 460 0,018 010 0,008 210 0,003 850 0,001 880 0,000 970 0,000 280 0,000 074

MPa

[Ns/ m2]

0,10 327 0,089877 0,07949 0,070110 0,061 64 0,054 02 0,047 18 0,041 06 0,035 60 0,030 74 0,026 44 0,019 33 0,014 10 0,010 29 0,007 505 0,005 475 0,002 511 0,001 172 0,000 559 0,000 277 0,000 143 0,000 076 0,000 020 0,000 005

0,00001789 0,00001757 0.00001725 0.00001693 0.00001661 0.000 01628 0.000 01594 0.000 01560 0.000 01526 0.000 01492 0.000 01457 0.000 01421 0.000 01421 0.000 01421 0.000 01421 0.000 01421 0.000 01448 0.000 01476 0.000 01531 0.000 01604 0.000 01675 0.000 01703 0.000 01575 0,000 01426

Reynolds 68 458 v.1 63 237 v.1 58 313 v.1 53 674 v.1 49 311 v.1 45 211 v.1 41 366 v.1 37 764 v.1 34 396 v.1 31 252 v.1 28 323 v.1 21 864 v.1 15 950 v.1 11 636 v.1

8 488 v.1 6 193 v.1 2 724 v.1 1 220 v.1 536,3 v.1 240,02 v.1 112,27 v.1 57,38 v.1 18,30 v.1 5,207 v.1

48

Edison da Rosa

Introducäo ao Projeto Aeronautico

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Tabela 2.9 — Dados da atmosfera padre° detalhados:

0 250 500 750 1 000 1 250 1 500

Temperature [K] 288,15 286,52 284,90 283,27 281,65 280,02 278,40

Velocidade [m/s] 340,30 339.34 338.37 337.41 336,44 335.47 334.49

Densidade p [kg / m'] 1,225 1,196 1,167 1,139 1,112 1,085 1,058

600

284.25

337.99

1,156

Altitude

[rn]

Pressao p Viscosidade u Viscosidade u [MPa] 0,10133 0,09836 0,09546 0,09264 0.08988 0,08718 0,08456

[Ns/ ml 0,000 01789 0,000 01 81 0,000 01773 0,000 01765 0,000 01757 0,000 01749 0,000 01741

[m'/ s] 0,000 01460 0,000 01489 0,000 01519 0,000 01549 0,000 01580 0,000 01612 0,000 01646

0,09432

0,000 01770

0,000 01531

ReYnolds 68 458 v.1 67 124 v.1 65 810 v.I 64 514 63 237 61 979 v.1 60 739 v.1 65 289 v.1

Para altitudes ate 1 500 m, a Tabela 2.8 apresenta urn major detalhamento. A altitude de 600 m é aproximadamente a de Sao Josè dos Campos, local da competigeo. Em urn dia quente, 30°C a 600 m e corn 60% de umidade relativa, condigOes tipicas da competigeo, temos:

p = 1,07291 kg /m 3 ;

Figura 2.13— Esquema do JSF-STVL.

CONTROLE DE YAW E o controle direcional do avieo. E efetuado por uma superficie que gera forgas de tal modo a provocar urn momento em relageo ao eixo Z do avieo. Em geral é feito pelo leme, superficie mOvel do estabilizador vertical. Alguns modelos apresentam dois lemes, em posigeo nä° central.

Re = 57656 v.I

2.6 CONTROLE DE VOO 0 aviao deve ter um sistema de controle de voo que permita o controle sobre os trés eixos, ou seja, Pitch, que e o principal, e mais Yaw e Roll. CONTROLE DE PITCH E urn controle que exerce forgas aerodinemicas atuando em pontos relativamente distantes do centro de gravidade, no sentido longitudinal. Tradicionalmente é feito pelo profundor, no estabilizador horizontal, ou em avities corn configurageo canard, Figura 2.12, pelo acionamento do canard. Surge uma nova forga aerodinemica, a forge de sustentageo no estabilizador horizontal, L,,. No caso de aviOes com uma Unica superficie aerodinemica, asas voadoras, o controle é feito diretamente sobre superficies auxiliares junto ao bordo de fuga.

Figura 2.14 —Controle de guinada, ou yaw.

CONTROLE DE ROLL A rolagem do aviâo é empregada principalmente em curvas, para equilibrar a forga centrifuga pela componente horizontal da sustentageo, Figura 2.9. A rolagem é desenvolvida por forgas aerodinâmicas que geram momentos em relageo ao eixo X. Estas forgas podem ser geradas na asa, usando ailerons, que é a forma mais usual. Porem, varias outras formas podem ser, e foram, adotadas, como o use de lemes rebaixados, profundores corn controle diferenciado, dentre outros.

Figura 2.11— Controle de pitch convencional.

Figura 2.12 —Controlede pitch canard. Figura 2.15 — Algumas formas de controle de rolagem de urn aviäo.

ot n vwuyav cud r



51

2.7 CONCEITOS DE EQUILiBRIO E ESTABILIDADE EQUILIBRIO Urn corpo é dito em equilibria quando satisfaz as seis equagOes de equilibria da estatica, ou seja, Equilibria na translacao: E Fx = 0; Equilibria na rotacao: E M x = 0;

E Fz = O.

EFy = 0;

000

E Mz = O.

E My = 0;

ESTABILIDADE ESTATICA Embora o corpo possa estar em equilibria, podem surgir pequenas perturbagOes que o tirem deste equilibria, e assim a questao da estabilidade do equilibria passa a ser relevante. Dependendo da resposta a pequenas perturbacOes o sistema pode ser considerado coma estavel, instavel, ou ainda, indiferente. A classics figura de uma esfera sabre uma superficie ilustra adequadamente o conceito de equilibria e de estabilidade deste equilibria. Este e o caso da chamada estabilidade estatica.

100

200

3.00

4.00

500

0.00

1 1.00

1 200

I

I

300

400

500

Figura 2.17 — Resposta de um sistema estavel e urn instavel, a uma excitacão degrau unitario.

A Figura 2.18 mostra as regities nas quais o ser humano consegue responder adequadamente para manter o controle, dependendo do grau de amortecimento e da freqiiancia natural da resposta do sistema. Sistemas cam pouco amortecimento tendem a ter uma resposta que oscila em tomo da posicao desejada, enquanto que urn amortecimento muito alto faz corn que o sistema responds lentamente, tendendo para a posicao especificada. [r.ael/s]

PREVISAO DO COMPORTAMENTO DINAMICO (Sistemas sob controle humano)

0

7,00 — Resposta finical radicle, sensibedade excessive.

6,00 —

POBRE

5,0 — Equilibrio indiferente

Equilibria estavel

Equilibrio instavel

Resposta lenta. Drlicil de controlar, grande curso e forces elevadas.

Estdvel sob restricaes

Figura 2.16 — CondicOes de equilibrio e de estabilidade estatica.

ESTABILIDADE DINAMICA A avaliacao dinamica da estabilidade diz agora respeito a forma que o corpo retorna a condicao de equilibria, se retornar. Assim o comportamento dinâmico do corpo quando afastado da condicao de equilibria passa a ser essencial para estabelecer se existe ou rib° estabilidade dinamica.

ACEITAVEL

4,00 —

3,00 —

2,00 — Resposta infidel lenta, corn tendency a oscilar e alto pico de resposta.

Resposta muao lenta, grandes movirnentos para controlar. Distil de equilibrar.

1,00 —

Algumas formas de caracterizar a resposta dinar-nice sao par exempla analisar a resposta do sistema a uma excitagao degrau unitario. A resposta é entao caracterizada pelo tempo de resposta, t R, pelo pica de resposta, P R e pelo tempo de amortecimento, par exempla.

I.

Resposta hidel radicle, tendência a social e alto pico de resposta.

INACEITAVEL

0 00

1

I

I

1

1

1

1 1

10 0 C Figura 2.18 — Regiiies de estabilidade e instabilidade dinämica, para sistemas controlados pelo homem. 0,10



1,00

it

Edison da Rosa

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I ntrod Lic5o ao Projeto Aeronautic°

53

2.8 MOVIMENTOS ACOPLADOS

Mawr sustentacAo Ma j or arraste

Quando o aviao tern uma trajetOria näo simatrica, ou quando as superficies de controle desenvolvem forgas tambèrn nao simètricas, é bastante comum que passemos a ter urn acoplamento de movimentos, ou seja, urn movimento de yaw gera tarnbarn urn de rolagem, ou urn de rolagem gera urn de yaw, por exemplo. Estes acoplamentos podem ser beneficos, se no sentido correto, mas podem ter urn resultado adverso, em que uma corregao em sentido contrario passa a ser necessaria para manter o aviao em condigOes de vOo controlaveis. Menor sustentaeao Menor arraste

ACOPLAMENTO YAW-ROLL PELO ACIONAMENTO DO LEME. Figura 2.20 — Efeito do yaw adverso devido aos ailerons.

Outra situagao em que movimentos acoplados podem ocorrer é quando o aviao tern uma componente do vento relativo na diregao lateral ou vertical, tendo o mesmo, asas corn diedro ou enflechamento.

Leme acima do CG



Leme abaixo do CG

Figura 2.19 — Efeito da posicao vertical do leme sobre o movimento de roll.

As duas situagOes ilustradas na Figura 2.19 correspondem ao aviao fazendo uma curva para a esquerda, sendo que corn o leme situado acima do CG o roll é em sentido contrario ao desejado, para fazer uma curva coordenada. Tal leva a necessidade a ter superficies de controle de roll corn major "autoridade". Ja no caso de urn leme posicionado abaixo do CG o momento da forga do leme é no sentido de auxiliar o roll no sentido correto mas a necessario cuidado adicional corn o contato do leme corn o solo. ACOPLAMENTO ROLL-YAW PELO ACIONAMENTO DOS AILERONS Quando urn aileron é acionado, ele muda a curvatura do perfil e assim o coeficiente de sustentagao daquela parte da asa. Na parte em que aumenta a sustentagao, ocorre o efeito de uma major resist6ncia induzida, enquanto que no lado em que diminui a sustentagao, tamb6rn diminui a resist6ncia induzida. Tal situagao leva a um momento de yaw contrario ao desejado, exigindo assim major atuagao do leme. Varian configuragOes alternativas de ailerons sao usadas para reduzir ou eliminar este efeito de yaw adverso.

ACOPLAMENTO PELA VELOCIDADE LATERAL Uma componente lateral do vento relativo pode ocorrer por uma rajada lateral, ou pelo aviao estar fazendo uma curva plana, sem quase roll, em que a forga centrifuga faz o aviao escorregar lateralmente. Em qualquer das situagOes uma asa sem diedro e sem enflechamento apresenta quase que nenhum efeito. Se no entanto a asa tiver um diedro ou urn angulo de enfiechamento, efeitos acoplados ira- o surgir. EFEITO DO DIEDRO 0 vento relativo em cada metade da asa deve ser decomposto segundo o piano da asa. Assim, cada parte da asa tern uma componente perpendicular ao seu piano, ou aumentando o angulo de ataque, e portanto a sustentagao, ou diminuindo ambos. Esta diferenga de sustentagao tern como resultado liquid() urn momento que leva o aviao a um movimento de roll. Moment() pelo efeito do diedro

Major sustentacdo

Menor sustentacao

V0

vy Major

Figura 2.21 — Efeito de roll devido ao diedro.

54

Edison da Rosa

EFEITO DO ENFLECHAMENTO. Urn vento relativo lateral apresenta urn outro efeito, caso a asa apresente urn angulo de enflechamento. Este efeito ocorre porque para uma asa o que é importante é a velocidade do ar perpendicular ao seu bordo de ataque, nao a velocidade que e paralela. Assim, decompondo o vento relativo ern uma componente normal ao bordo de ataque e outra paralela a este, a parte da asa em que incide o vento lateral, tera major sustentacao que a outra. Isto leva a urn movimento de roll, similarmente ao caso do diedro. Por outro lado, como a resistência tambarn aumenta, urn momento de yaw aparece, fazendo o aviao apontar para o vento relativo.

Introducão ao Projeto Aeronaut co

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3. AERODINAMICA DE CONFIGURACAO 0 3.1 MISSAO A missao do protOtipo a ser projetado, construido e ensaiado, é a de transportar o maximo de carga util, dentro das condigOes do regulamento. Quanto a definicao da missao, esta pode ser colocada como mostra a figura a seguir, apresentando tambem uma previsao do tempo de viio consumido em cada etapa da missao. A estimativa de tempo de vOo é da ordem de 2 minutos. Assim considerando por seguranga que o aviao tenha que fazer uma segunda volta para aterrissar, urn tempo de ve5o de 5 minutos é suficiente. Esta e uma informacao para dimensionar o tanque de combustivel. A velocidade de vOo é da ordem de 15 a 20 m/s. A velocidade na decolagem fica em aproximadamente 14 m/s.

Figura 3.1 — DefinicAo da missao. Figura 2.22 — Efeito de yaw e roll devido ao enflechamento.

Atraves das edigOes da Competicao AeroDesign, algumas condigOes basicas do projeto das aeronaves sao alteradas pelas diferentes versdes do regulamento. Tais mudancas visam aumentar a competitividade entre as equipes e o desenvolvimento de novas idaias.

Tabela 3.1 — Exemplo de variagOes de regras: I Ano 2002 2003 2004 2005 2006

Limite na sustentagao Area projetada maxima 7 750 cm'

Envergadura maxima 183,0 cm Envergadura maxima 183,0 cm Envergadura maxima 152,4 cm (USA) Envergadura 240 cm + 12 mm

Volume do compartimento de carga Minimo de 4 800 cm3 Minimo de 4 800 cm3 DimensOes minimas de 15 x 10 x 13 cm Dimens5es minimas de 12,7 x 15,24 x 20,32 cm DimensOes minimas de 76,2 x 12,7 x 406,4 cm

56



Edison da Rosa

Introducäo ao Projeto Aeronautic°



57

ANALISE DA MISS-AO Corn a definicao da missao, é necessario analisar como que esta vai direcionar o projeto do aviao. No caso da competicao AeroDesign, tal é feito pelo requisito de maxima carga transportada, corn urn comprimento de pista limitado. Uma analise da decolagem, considerando certas hipoteses simplificadoras, Capitulo 9, leva a uma expressao do tipo: m 2 = 7,6198 CLAE

A constante 7,6198 surge das condicbes nominais de densidade do ar, aceleracao da gravidade e comprirnento de pista. A constante CLAE é na realidade ciproduto , area, empuxo liquido: LII

CLAE = C L . S . E L Deste modelo pode-se ver que a maxima carga que pode ser transportada depende de urn minima peso prOprio do aviao, mas principalmente, do produto que define CLAE. Assim, tern igual importancia cada uma das tras variaveis, procurando-se obter o maxima de cada uma. 0 projeto deve buscar sempre o maxima coeficiente de sustentacao da asa, a maxima area de asa e o maxima de empuxo liquido. Este valor é o que se pode chamar de classe do projeto. Assim, temos projetos classe 10, apenas classificatarios. Projeto classe 30 ou 40 é urn vencedor hoje. A perspectiva e chegar a urn projeto classe 50.

AL

,11 M

t

ts I G

Figura 3.2 — Forcas necessàrias para equilibrio.

As caracteristicas da geometria da asa dizem respeito a relacao de aspecto, enflechamento, conicidade, torgao geornetrica ou torgao aerodinamica.

A R = 10 A = 30°

Estas sdo as premissas do projeto. Isto tern como implicacaes a selecao do perfil, o layout do modelo e o projeto da halice, trem de pouso e resistancia aerodinämica.

A R= 5

RELACAO DE ASPECTO

A R = 7,3 3. = 0,5

3.2 SUPERFICIES DE SUSTENTACAO

ENFLECHAMENTO

Perfil de ponta de asa

CON1CIDADE Perfil de raiz da asa

0 projeto da superficie de sustentacao inicia corn a selecäo do perfil da asa, cujas caracteristicas dependem do layout proposto, ern especial quanta ao coeficiente de momento do perfil e suas caracteristicas de estol. Urn layout corn superficie de controle auxiliar, seja tradicional ou canard, nao apresenta restricao quanta ao coeficiente de momenta do perfil de asa, pois estas superficies podem gerar urn momento suficiente para estabelecer o equilibrio. Numa configuracao tradicional o equilibria de momento é feito par uma cauda. No caso de urn canard, em geral, este contribui para a sustentacao.

TORCAO GEOMETRICA

Figura 3.3 — Diferentes efeitos na geometria da asa.

EFE1TOS DA GEOMETRIA DA ASA 0 projeto da asa, em especial seu formato na projecao horizontal, exerce uma grande influancia sabre seu desempenho, afetando a distribuicao do coeficiente de sustentacao local, C r , gerando assim urn C L da asa maior ou menor. Isto afeta tanto o local de inicio de estol da asa, essencial para a estabilidade em vOo, bem como os valores do arraste induzido e da inclinagao da curva de sustentacao da asa. Afeta tambêm a maxima sustentacao que

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Edison da Rosa

pode ser obtida corn o perfil, em outras palavras, o rendimento da asa em gerar sustentagào. Urn resumo destas influAncias é apresentado a seguir: ASA DE FORMA ELIPTICA A geometria eliptica é considerada ideal, por ter uma distribuigäo de Cr uniforme em toda a asa, caso nä° tenha torgOo. Neste caso o arraste induzido e o minimo possivel. 0 estol ocorre sobre toda a envergadura, pois o coeficiente de sustentagOo é o mesmo ao longo da asa. Por ter corda variável ao longo de toda a asa, a asa eliptica é a de construgäo mais dificil. ASA RETANGULAR E a geometria de asa mais fAcil de ser construida, corn corda constante em toda a extensOo da asa. A separagão do escoamento tende a ocorrer primeiro na raiz da asa e se distribui subseqUentemente para outras regiOes.Apresenta urn esforgo de flexâo na raiz maior do que uma asa eliptica ou trapezoidal. ASA TRAPEZOIDAL Em uma asa trapezoidal a separagOo do escoamento tende a ocorrer primeiro na extremidade da asa, onde a redugOo de sustentagOo é sentida primeiro e onde ela tende a estolar. Estruturalménte a asa trapezoidal sofre menores solicitagOes na raiz do que uma retangular, entretanto, sua construgäo é urn pouco mais dificil. ASA ENFLECHADA Asas corn enflechamento para trAs tern efeito de diedro, sendo muito usadas por avides acrobAticos. Esse tipo de asa é usado para se obter maior estabilidade, por exemplo, em aviOes corn pouca cauda porque puxam o centro aerodinâmico para trOs. Grandes enflechamentos aumentam a sustentagão maxima da asa e o arraste induzido, aumentando tambern a possibilidade de estol de ponta de asa. Asas corn enflechamento para frente ajudam no controle do aviäo em pequenas velocidades atrasando o estol de ponta de asa, tendendo a estolar primeiro na raiz, porem desestabilizam lateralmente o avião.



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Introducäo ao Projeto Aeronautic°

EFEITO DA RELACAO DE ASPECTO A relagOo de aspecto de uma asa é a razOo entre a envergadura da asa e a sua corda media. E urn dos mais importantes parOmetros a ser definido no projeto aerodinArnico da asa. Afeta de forma significativa todas as caracteristicas da asa, ver Capitulo 6. INCLINACAO DA CURVA C L -a A relagOo de aspecto altera a inclinagOo da curva C L x a da asa (Figura 3.5) ern relagäo a curva do perfil, onde observa-se que quanto maior a relagOo de aspecto, maior a sustentagOo alcangada para urn mesmo angulo de ataque e menor o angulo de estol da asa, diminuindo o angulo de ataque necessOrio para alcangar o C L mAximo. Isto tern como conseqUAncia tambem uma major sensibilidade da asa para variagOes no angulo de ataque, provocadas por rajadas verticais por exemplo. SUSTENTACAO DA ASA Conforme aumenta a relag6o de aspecto o C L da asa aumenta, tornando assim a asa mais eficiente para gerar a sustentag5o. Desta forma uma asa corn pequena relacão de aspecto nä° e tao eficiente quanto uma corn major relacäo. Acima de uma relacäo de aspecto de 12 em geral as diferencas säo muito significativas. ARRASTE INDUZIDO Uma diferenca marcante que a relagão de aspecto provoca diz respeito ao arraste induzido, que cresce muito para pequenas relacOes.Assim, uma major relacäo de aspecto é a maneira mais eficiente de se reduzir o arrasto induzido. A

CL Curva do perfil A R = 00

A R= 10

A R= 5

cc •

Figura 3.4 — Efeito da geometria na regiao de inicio do estol da asa.

Figura 3.5 — Efeito da relagao de aspecto sobre a curva de sustentacao.

60



Edison da Rosa

EN FLECHAMENTO 0 sentido positivo do enflechamento é na diregao de vac), isto é, para tras ou "sweepback". 0 enflechamento positivo causa urn leve aumento do CL da asa, enquanto o negativo gera urn pequeno decrescimo na sustentagao, (Figura 3.7). Uma grande vantagem do enflechamento é o controle que se pode ter sobre o momento da asa, ern relagäo a sua corda da raiz. Isto ajuda a equilibrar o aviao.

Introduoäo ao Projeto Aeronautico

61 2.00 -

2.00

CL

CL

1.60 1.00

C D,

000

Efeito da tory5o 080 -

CON IC IDADE A conicidade é definida como a relagäo da corda na ponta da asa e da corda na raiz ("taper ratio" X). O C L de uma asa corn X = 0,6 cal cerca de 10% ern relagao a asa retangular, ern compensagao o coeficiente de arrasto induzido tambern é menor. TORCAO A torgao na asa é usada comumente para evitar o estol de ponta de asa, principalmente em aviaes corn asa trapezoidal. E o Ultimo recurso do projetista para modificar as caracteristicas aerodinamicas da asa. E urn recurso sofisticado, exigindo urn grande controle geom6trico quando da fabricagao. Sendo o sentido positivo da torcao o de redugao do angulo de ataque na ponta da asa, os dados mostram que uma asa corn torgao de 6°, a perda de sustentagao e cerca de 8% em relagão a uma asa retangular e existe urn ganho de cerca de 3% para uma asa corn torgao de -6° (Figura 3.7). Entretanto, o arrasto induzido da asa corn torgao negativa aumenta, pelo aumento da sustentagao.

Efeito do enflechamento

C Di

-zoo -30.00

.2o °a

-1000

aoa

10.00

0.00 20.00



30.00

600

.4 CO

OC

0 00

2.00

4.00

6.00

Figura 3.7 - Efeitos sobre a sustentacâo da asa e sua resistOncia induzida. Angulos medidos em graus.

A Figura 3.8 mostra como que os diferentes tipos de geometrias de urn asa afetam a distribuigão do coeficiente de sustentagao ao longo da envergadura. Foi considerado urn valor maxima de 2,00 para C,. 0 coeficiente de sustentagao da asa, C L , depende dos valores locals de C,e da corda da asa. 2.00

.41111111111111 1 11 .11411101111.111°.-

0 '4111411111111111 -.."1111111111111 1111111.11.11...-

1.00 -

As Figuras 3.6 e 3.7 ilustram como que os diferentes parametros afetam a sustentagao da asa, o arraste induzido e o coeficiente de momento. A geometria da asa de referencia é A R = 10; X = 1,0 (conicidade), A = 0°, (enflechamento) e c = 0°, (torgao).

0.40 -

0

0

0

Asa co m platatorma ellphca Asa corn plataforrna retangular, A 8 Asa corn conictclacle 0.4

Asa corn flecha negative 0 €1, Asa corn torcio positive

0

0,00

0.00



0.20



Asa cam flecha 00E4 v ou torclo negative

0.40

060



0.80



1.00

Meia envergadura

Figura 3.8 - Distribuicao de C, ao longo da envergadura da asa. 160

Efeito da relacAo de aspecto,

CL

AR

A superficie de sustentagao pode ser ainda considerada como uma superficie simples, ou mUltipla, como no caso de configuragOes bi-plano, tripiano ou ainda multi-piano no caso geral. Este aspecto nâo sera discutido no presente texto.

Efeito da conicidade

o ea -

0 80 -

0 40

0.40 -

3.3 SUPERFICIES DE CONTROLE

c,, 000

1

(ri 1 0 DO ==.3

000 10000

0.00

0,20

0 40

0.60

Figura 3.6 - Efeitos sobre a sustentagao da asa e sua resisténcia induzida.

0.80

1 00

0 objetivo de uma superficie de controle é de gerar forgas de natureza aerodinamica, que altere o equilibria de vac) e assim estabelecer uma alteragäo de trajetaria do aviao. Como uma superficie aerodinamica gera forgas tanto na diregao do fluxo (arraste), como na diregao normal a este (sustentagao), tanto

Edison da Rosa

62

uma forge como outra pode ser usada como forge de controle. A posigao relative ao aviao da superficie de controle deve ser adequada ao tipo de controle desejado, se controle de yaw, roll ou pitch, gerando momentos adequados.

Introducäo ao Projeto Aeronautico

Slot-lip

aileron Pitcheron Stabilators

Controle por sustentacäo

Controle por arraste

Figura 3.9 — Geragao de forgas aerodinámia-as por sustentacäo ou por arraste.

0 desempenho de uma superficie de sustentagao deve ser efetivo tanto para garantir o equilibrio do aviao em toda e qualquer condigao de vi5o, bem como garantir ainda a estabilidade deste. Estes conceitos devem ser usados para qualquer urn dos tr6 s principais controles necessarios.

Finbilators Figura 3.11 — Controle de roll.

Tradicional Leme de

arraste Canard Spoilers Na asa Figura 3.10 — Controle de pitch. Figura 3.12 — Controle de yaw.

Efeito diedro

Leme "11117111=

Aileron

tradicional Flaperon

Aileron

externo Spoiler

Figura 3.13 — B2 "Shadow" corn suas superficies de controle por arrasto.

63

Edison da Rosa

64

I ntroducao ao Projeto Aeronautic°

65

No caso especifico de uma propulsäo por helices, diferentes configuragOes podem ocorrer, quanto a posigâo longitudinal no avie- o, ou quanto a posigâo vertical, bem como ainda quanto ao controle de fluxo do ar que passa na helice. Como uma helice gera esforgos nao so na diregào axial, mas tambem no seu piano, quando atingida por urn fluxo obliquo, ela apresenta urn efeito similar ao de uma superficie de controle, podendo melhorar ou piorar a estabilidade. Estudos tanto teOricos como experimentais indicam que uma posigäo acima do eixo da fuselagem e numa configuragâo pusher, ocorre urn aumento da estabilidade longitudinal do aviào, e uma redugäo para as outras posigOes.

Configuracào helice tratora

Configuragao 1/2 pusher

Configurnao 3/4 pusher

ConfiguracOo full pusher

Figura 3.15 — Localizagao longitudinal de uma

Empuxo acima do eixo

Figura 3.14 — Ex6tica configuracão de asa do Russo: Sukhoi Su-37 "Berkut" e NASA Ames AD-1.

3.4 PROPULSA0 0 sistema de propulsäo tern por finalidade gerar uma reagäo sabre o aviâo, pela aceleragäo de uma quantidade de gases, que impulsione o aviäo no sentido de vOo. Esta aceleragäo dos gases pode ser feita de diferentes maneiras, algumas mais eficientes a baixas altitudes e baixas velocidades, outras mais eficientes no vacua e assim por diante. As principais formas adotadas, ou estudadas, atualmente, s'eo: Propulsâo por helices, acionadas por motores alternativos ou turbo helice; Motores a reagäo pura (jato puro); Motores turbo-fan; Motores ran-jet; Motores pulso-jato; Motores foguetes; Motores iOnicos.

Empuxo alinhado verticalmente corn eixo

Empuxo abaixo do eixo

Figura 3.16 — Localizagao vertical de uma helice.

CUIDADOS COM A LOCALIZACÁO DO SISTEMA PROPULSOR Para a local izagäo do sistema propulsor, e tambern de outras superficies, devemos respeitar alguns limites geomètricos e evitar situagOes que possam comprometer a seguranga da aeronave. Nos exemplos a seguir estäo ilustradas algumas dessas restrigOes.

Introducao ao Projeto Aeronàutico

00

Tabela 3.2— OrientagOes para posigao de propulsao.

Para aeronaves corn motores localizados na asa, deve-se respeitar urn angulo de seguranga minima de 5 graus em relagäo a panto de cantata do trem de aterrissagem principal e o solo. Esta medida é valida para qualquer outro componente que se localize nesta regiao.

OTIMIZACAO POR CONTROLE DE FLUXO No que diz respeito ao controle do fluxo do ar que passa pela helice, esta pode ser de fluxo livre, que é o usual, ou pode ser de fluxo controlado, em que urn anel envolve a helice (ducted fan). Este anel tern como fungäo direcionar o ar, tanto na entrada da helice quanta na sa Ida da mesma. Adicionalmente o anel reduz o turbilhonamento que ocorre nas pontas das pas, melhorando desta forma o rendimento da helice.

1 O

to

•.

67

. 1 6

6

1•

Em aeronaves corn configuragao pusher, é recomendavel localizar a helice a major distancia possivel do bordo de fuga da asa.

(00.64,11,1, igier so*,

..,

Em aeronaves Aero Design corn o motor situado a frente, deve-se tomar cuidado corn a proximidade da h6lice em relagâo ao solo e bequilha. Esta medida de seguranga fica ern torn° de 5 cm.

Figura 3.18 — Helice corn anel de controle de fluxo. Equipe Aerotau 2005 - Universidade de Taubate.

Certos modelos de aviào usam ainda urn empuxo vetorizado, defletindo o fluxo de ar numa ou noutra diregao e assim gerando forgas adicionais de controle. E uma solugao bastante usada para modelos STOL ou mesmo VSTOL.

-

...!n'' ---

9,'V 'Itt: t-*X4'-

1..., !a

.

4'

rr

Figura 3.17 — Flagrante de "Engine Strike" durante urn pouso de urn 747-200 Cargo.

Por Ultimo, o rendimento de uma helice depende da sua adaptagao as caracteristicas tanto do motor (curva de pot6ncia), como do aviao (polar de desempenho). 0 rendimento da helice esta diretamente associado ao seu projeto, ou seja, a geometria da pa, no que diz respeito ao seu diametro e passo nominal, que sào seus dados de referencia. Adicionalmente, os perfis usados em cada saga°, da helice, a variagao de passo ao longo do raio e a variagao da corda da pa estabelecem os parametros aerodinamicos da helice e portant° seu desempenho. A Figura 3.19 ilustra uma pa de helice cam geometria otimizada, gerada par computador, objetivando o maxima de empuxo a baixas velocidades.

Figura 3.19 — Pa de helice gerada por computador a partir de dados de urn software de otimizacao de desempenho de helices.

No caso particular da competicao AeroDesign, estudos realizados indicam que a melhor configuracao de [-lance, para maxim° empuxo a baixas velocidades, é uma configuragao pusher e de uma Unica pa, associada a urn grande diametro e pequeno passo.

3.5ANALISE DE DADOS HISTORICOS Uma vez decidida a configuracao do projeto, a prOxima etapa e a de definicao das dimensbes basicas, como area da asa, relagao de aspecto, tipo de geometria, etc. No caso da competicao AeroDesign, a tabela abaixo apresenta urn resumo dos principais dados de alguns modelos 2001. 0 site UFSC AeroDesign na secao HistOrico, apresenta os resultados de carga transportada pelos tits primeiros colocados nas competigOes desde 1994. 0 recorde mundial esta em 13,26 kg, conquistado pela equipe da Universidade de Akron, em 1997. Tabela 3.3- Exemplo de dados de alguns modelosAeroDesign EQUIPE / UNIVERSIDADE Ano Colocac ãi o da equipe Asa Perfil Area

Envergadura Gorda na raiz Gorda na ponta Empenagem Horizontal Perfil Figura 3.20 - Embraer CBA-123 VECTOR corn seu inovador sistema de propulsao.

Area

Dist âi ncia ao CG Empenagem vertical Perfil

J. Bravo 2001 8°

Sellig1223

E 423 flap

0,640 2,80 0,24 0,16

0,587 2,35 0,25 0,25

Sellig1223 0,639 2,50 0,33 0,17

E 197 inv 0,060 0,90

E 423 inv 0,056 1,30

E 168

Area

Figura 3.21 - Piaggio P-180 Avanti - Urn magnifico tri-piano "pusher".

IME

UFRGS 2001 6°

2001 10°

AeroFloripa 2002 14°

Ceu Azul 2004 7°

FX76 140 0,588 2,45

Eppler 423

0,24 0,24

0,805 1,83 0,46 0,38

E 168 0,064 1,06

0,045 1,28

Naca 0009 0,102 1,20

E 169 0,046

E 168 0,060

0,034

Naca 0009 0,050

Helice Massa

12 x 6

12 x 6

14 x 4

13 x 4

12 x 6

Aviâo vazio

3,00

3,50

4,50

5,50

3,50

Maxima transportada

8,00

5,37

3,16

3,10

9,33

Figura 3.22a -Aeronave Ceu Azul UFSC 2004.

0 desenho de layout é o ponto de partida para toda a definigao do projeto detalhado. Este desenho deve ser usado para o calculo da posigao do centro de gravidade, em especial a sua posigao longitudinal, que deve estar recuado aproximadamente de 25 % a 30% da corda media aerodinamica da asa, em relagäo ao seu bordo de ataque. A posigao correta do centro de gravidade em relagäo a corda media aerodinamica sera verificada quando do calculo de estabilidade do projeto. Deve ser montada uma tabela corn todos os componentes que estao sendo considerados no projeto, corn o seu peso e a sua posigäo em relagäo ao sistema de coordenadas XYZ do aviao.

Figura 3.22b — Aeronave Ceu Azul UFSC 2006.

3.6 ESTU DOS DE LAYOUT Corn as principais caracteristicas aerodinamicas definidas, o prOximo passo é o estudo da disposigao dos varios sistemas que devem fazer parte do aviao, alocando espago para todos os componentes e prevendo folgas suficientes para a operagao dos mecanismos de acionamento das superficies de controle. Nesta etapa inOmeros calculos relativos a geometria sao necessarios, como calculo de areas, volumes, posigao do centro de gravidade, momentos de inercia, etc. Como nao é ainda o projeto definitivo e inOmeras alteragOes deverao ocorrer ao longo do tempo, e importante nesta etapa que o mesmo esteja em urn meio fisico, ou seja, em uma folha de papel de tamanho adequado a urn desenho em escala, que permita urn detalhamento dos varios pontos de interesse. Urn elemento que ajuda consideravelmente nesta etapa, em especial para uma visa° espacial de espago disponivel, ou de mecanismos propostos, é a construgao de uma maquete, ou urn mockup, em escala apropriada. Corn os atuais sistemas de modelamento geometrico tridimencionais, a criagao e desenvolvimento virtual do projeto é uma constante, embora o autor enfatize a necessidade de ter sempre a mao urn desenho cornpleto ern papel, preferenciaimente em escala 1:1, para estudar mudangas de layout, conferir dimensOes, etc.

0 desenho de layout deve conter ao menos tres vista do projeto, corn detalhes do contorno do motor e hake, compartimento de carga, sistema de controle, bem como os pontos de fixagbo dos diferentes componentes estruturais, como asa, boom, trem de pouso, motor, etc. Deve ser feito urn desenho de referencia, em que todas as informagOes relevantes ao projeto estao presentes ou vao sendo agregadas conforme o projeto avanga. Este desenho deve estar a vista de todos, para poder ser tirada qualquer dOvida de posigao de pecas, especificagao, comprimento, area, etc, a qualquer instante de tempo e por qualquer pessoa da equipe de projeto.

Desenhos profissionais de projetos aeronauticos assina lam, alem do sistema de coordenadas, urn conjunto de estagOes, referidas a fuselagem, asa, empenagem, etc. Estas estagOes sac) posigOes de referencia de uma segao transversal do projeto. Em geral estao uniformemente espagadas entre si, algo como 10°, ou 200 mm por exemplo. As estagOes sao numeradas, pela sua coordenada correspondente e esta convengäo facilita bastante identificar posigOes no aviao, essencial em projetos de avibes de grandes dimensiies. No calculo de areas, em especial a area projetada dos diferentes componentes, o use de formas geornetricas basicas é essencial. No caso de formas mais elaboradas, como no caso da fuselagem, algumas alternativas devem ser colocadas. Uma forma aproximada de estimar uma area é considerar como uma interpolagao entre uma area retangular, de 1/4 de elipse, e de uma area triangular, como abaixo. c = 1,00

1 Area retangular 2 Area el Iptica 3 Area triangular 4 Area 50% entre 2 e 3 5 Area 50% entre 1 e 2

c = / 4 = 0,7854 c = 0,500 c = 0,642 c = 0,892

Em certas situagOes é conveniente fazer uma integragao numerica, no calculo da area. Assim, usando a regra do trap6zio, podemos calcular a area como detalhado abaixo. No caso de volumes, é possivel usar a mesma expressao, apenas que substituindo as ordenadas pelas areas das segOes transversals. Conhecendo-se as ordenadas y, para os pontos x, uniformemente afastados entre si pela distancia h, a area pode ser calculada por: h A — [y, + +

2

x—m-1 2

y,

72

Edison da Rosa

Introducäo ao Projeto Aeronautico

73

3.7 MAPA DE CONFIGURACOES A Figura 3.23 apresenta urn mapeamento das diferentes alternativas de configuragOes que urn projeto pode apresentar, considerando urn sistema de propulsao corn dois motores. Assim, no eixo horizontal temos aproximadamente a distancia entre os dois motores, desde centrados, a esquerda, ate o maxim° de afastamento possivel, nas pontas de asa, a direita. No eixo vertical temos a posigao longitudinal dos motores, bem a frente, no topo da figura, ou numa posigao recuada, pusher, na posigao de baixo.

ti

1- Fairey Gannet AS4

Kt

2 - Northop Alcor Duo



3 - F-82 Twin mustang

y

4 - Scaled Composites - Adam

5 - DeHavilland Dash 8 402Q

7 - Douglas XB-42 Mixmaster



6 - Boeing / Bell V-22 Osprey

8 - P-180 Piaggio Avanti

Figura 3.24 - Exemplos de diferentes configuragOes para aviOes bimotores.

3.8 ESTIMATIVA DE PESOS

Figura 3.23 - Mapa de diferentes configuracOes para avibes bimotores.

A partir do desenho de referancia inOmeras analises devem comegar a serem feitas para estudar o projeto proposto sobre os mais diferentes aspectos, de forma a garantir cada vez mais o seu sucesso. Assim, urn dos primeiros pontos a considerar é o peso do aviao. Uma estimativa preliminar, muito grosseira, pode ser feita corn base nos dados hist6ricos, que fornece apenas o peso total da aeronave. Uma melhor estimativa pode ser feita considerando o desdobramento do peso dos diferentes componentes, analise esta que faz use de correlacOes empiricas entre area da asa e peso desta, ou volume da fuselagem e seu peso, ou similares. 0 projeto AeroDesign apresenta uma peculiaridade em relagao a outros tipos de aeronaves, como mostra a Tabela 3.3. 0 peso da carga util transportada pode chegar a 70 % do peso total, enquanto que nos aviOes tradicionais de transporte raramente ultrapassa 30 %.

74



Edison da Rosa

Tabela 3.4 - Comparacäo dos percentuais de peso de carga Otil, combustivel e peso pr6prio para varias categorias de veiculos aereos Aeronave

Carga 0til

Combustivel

Carga total

Peso vazio

Jato regional

24

25

49

51

Jato executivo

10

30

40

60

Monomotor

30

10

40

60

Hang glider

70

70

30

AeroDesign

70

72

28

2

Figura 3.25 —Airbus Beluga sendo carregado corn parte de urn satelite. Airbus A300B4608ST Super Transporter (Beluga). 37900

B-747

B-777

B-767

35400'

Figura 3.26 — Comparagäo das dimensOes e compartimentos de carga do Antonov An-225.

MODULO 2

Introduca"o ao Pro eta Aeronautic°



77

4. ESCOAMENTO SOBRE UM PERFIL 4.1 MECANICA DOS FLUIDOS Esta segao faz uma breve revisao dos principals conceitos da Mecanica dos Fluidos, necessaria para o desenvolvimento do texto. 0 primeiro ponto a considerar diz respeito as forgas que agem sobre urn fluido. Assim, podemos considerar: Forgas gravitacionais; Forgas devido a pressao; Forgas viscosas; Forgas de inêrcia; Forgas elasticas; Forgas de tensao superficial. Para o escoamento do ar sobre urn corpo algumas destas forgas nao sao relevantes. Assim, inicia-se o estudo de escoamento aerodinamico corn urn fluido ideal, o qual e considerado como urn meio: Homogéneo; Continuo; Incompressivel; Nao viscoso. Esta concepgao de fluido ideal, ou perfeito, pode ser aplicada para velocidades inferiores a velocidade do som, e sobre uma regiao nao imediatamente junto a superficie do corpo em estudo. Corn velocidades maiores do que 75% da velocidade do som os efeitos de compressibilidade do ar passam a ser relevantes. 0 efeito da viscosidade em geral é importante apenas em camadas do fluido que estao escoando muito prOximas de uma superficie, chamada de camada limite. 0 fluxo fora da camada limite é o de urn fluido ideal. Isto no entanto vale apenas enquanto a camada limite permanecer aderida ao corpo. Assim, junto a superficie de urn corpo, dentro da camada limite, a viscosidade do ar passa a ser importante e deve ser considerada. Para formas aerodinâmicas o fluido perfeito é uma boa aproximagao para estudar o fluxo sobre o corpo. Para formas nao aerodinamicas, o escoamento potencial gera resultados apenas aproximados, havendo urn forte efeito da separagao da camada limite.

Edison da Rosa

78

EQUACAO DA CONTINUIDADE Esta equagao expressa a continuidade da massa que passa por urn tubo de corrente. Para qualquer intervalo de tempo, a massa de fluido que entra é igual a massa que sai (fluido incompressivel).

Introducão ao ProjetoAeronautim

Urn conceito importante ligado a equagao de Bernoulli e o de ponto de estagnagao, no qual v = 0, e logo p = H. Na analise do escoamento sobre superficies, e em especial quando o interesse e nas forgas geradas pelo escoamento, e conveniente definir o chamado coeficiente de pressão, C,, como sendo:

dV,=A1 v, dt

C = P—P° p q0

dV 2 = A2 v 2 dt

dm, =

onde p é a pressao em urn ponto de uma superficie e p, é a pressao em urn ponto afastado, assim como q 0 , pressao dinamica neste ponto. Usando a equagao de Bernoulli, o coeficiente de pressão pode ser escrito como:

dt i31

dm 2 = A2 v 2 d t

79

P2

Figura 4.1 — Continuidade do fluxo de massa.

Como dm, = dm 2 , resulta

Cp = A l v 1 p 1 = A2 v 2 p2

e para urn caso incompressivel,

V

2

2 Vo

Assim, tendo a distribuigâo de velocidades podemos determinar a distribuigao do coeficiente de pressao.

A l v 1 = A2 v2 EQUACAO DE BERNOULLI Consideremos urn elemento de volume dentro de urn tubo de corrente. Considerando o fluido incompressivel, o aumento de velocidade do fluido é proveniente de uma diferenga de pressao entre as duas faces do elemento de

FLUXO DE UM FLUIDO IDEAL EM TORNO DE UM CILINDRO

Em urn ponto qualquer sobre a superficie,

volume.

a velocidade tangencial é: v = 2 V D sen 0

dv p . A-(p+dp) • A =dm — dt

v + dv

Como dm = A p dx, dp = - p v dv

-411m=

Figura 4.3 — Fluxo em torno de um cilindro.

p + dp A

Uma vez sabendo a distribuicao de veloCidades, usando a equagao de Bernoulli podemos obter a distribuicao de pressbes,

Figura 4.2 — Equilibrio de forgas em dV. 1

2

1

p, + r v o 2 / 2 = p, + r v, 2 / 2 p, - p a = r ( v o 2 - v 1 2 ) / 2 ,

2

Integrando dp, p = -- p- v + C , ou p+ — p. v = C = H , 2

2

sendo H a pressao total. Definindo: p - pressao estatica, e q = 2 p . v

2

e usando a expressao de v, 10 1 - Po r- q . (

a pressao dinamica, logo p+q=H

1 - 4 sen 20 ) ,

sendo q, a pressao dinâmica do fluxo afastado do cilindro. Neste caso a coeficiente de pressao, C p , passa a ser :

80



Edison da Rosa

Cp (1— 4 -

sen20)

TIPOS DE FLUXO 0 fluxo de urn fluido pode ser dito como irrotacional ou como rotacional. 0 fluxo e irrotacional quando a circulagão, G, definida abaixo, zero. Quando a circulagao nao é zero o fluxo é dito rotacional. A circulagao definida por

F=^v

ds

sendo a integral definida sobre urn contorno fechado. v, é a velocidade tangencial a este contorno e ds e o elemento de arco do contorno. Em urn dado ponto do escoamento a circulacao e uma constante, nao interessando a percurso da integragao para o seu calculo. Urn caso particular, mas de interesse, é quando se tern urn percurso circular de integragao e a velocidade tangencial e constante em todo este percurso. Assim,

F =

= v, • r •

ds = v1 4. ds =

27r

ou seja, a circulagao passa a ser simplesmente o produto da velocidade pelo comprimento da circunferancia. Assim, a circulagao tern por unidade m 2 / s. A partir da circulagao, podemos calcular a velocidade tangencial para este caso como:

v=

r

Esta solucao vale para urn fluido ideal, visto que apresenta uma singularidade, corn rain muito pequeno. Nos fluidos reais esta singularidade nao ocorre devido a viscosidade. 0 ponto de singularidade e gerado por urn vOrtice pontual, que gera a circulacao. A importancia da circulagao na aerodinamica e que ela é a responsavel pela sustentacao que urn corpo imerso no fluido desenvolve. 0 exemplo de urn cilindro se movendo em urn fluido corn velocidade v e ao mesmo tempo girando, faz com que surja uma forca normal a direcao do movimento. r

Introducao ao Projeto Aeronautic°

81

Usando Bernoulli, conhecida a velocidade tern-se a distribuicäo de pressao. Desta forma, integrando sobre a superficie de urn cilindro de largura b, a sustentagao é dada por: L = p vo F b , que é a equacao de sustentagao de Kutta-Joukowski. Da mesma forma, sendo o corpo urn perfil aerodinamico, se o fluxo gerar uma circulagao, ocorrera a formagão de uma distribuicao de pressao que gera uma sustentagao, seguindo a mesma equagao de Kutta-Joukowski. Dada a geometria de urn perfil, o valor da circulacao que se origina no fluxo depende apenas do angulo de ataque a que se encontra o perfil. A equacao de Kutta-Joukowski levou ao desenvolvimento da teoria de perfis finos, na qual a geometria do perfil se resume a sua linha media, sendo a circulacao gerada por uma distribuicao de vortices ao longo da linha media, gerando assim a circulagao total. A forma da linha media afeta a posicao da singularidade associada ao vOrtice e assim afeta tambem a distribuicao das velocidades ao longo do perfil.

4.2 TEORIA DE PERFIS FINOS ALGUNS RESULTADOS Esta teoria considera que toda a geometria do perfil é definida exclusivamente pela linha media. Sendo y = f(x) a funcao que define a linha media, todas as caracteristicas aerodinamicas dependem desta expressao. A seguir sac) apresentados alguns exemplos de aplicacao desta teoria.

Distribuigâo de espessura

Linha media

Raio do bordo de ataque Anqulo do bordo de fuga / Figura 4.5 — Principals caracteristicas geometricas de urn perfil.

EXEMPLO 1 No caso particular da linha media ser urn arco de circunferancia, corn corda unitaria, como na Figura 4.6, a altura maxima do perfil, Ymax, sera :

v,-=v sene

v2=F/27cp

Ymax = R ( 1 - cos 43,

v3= v, +v2

Figura 4.4 — Superposicâo de urn fluxo sem circulacao corn uma circulaoâo pura.

sendo a corda unitaria,

R sen(1) = 0,5

Edison da Rosa

82

83

Introducao ao Projeto Aeronautico

EXEMPLO 2 Uma linha media proposta por von Mises [24], é na forma:

e para angulos pequenos, sen4 4) e cos (I) 1 —

y = k (1 - 4 t2) (X + t), Da geometria pode-se obter que Ymax

ou



1— cositi 2 . sew!)

usando as aproximacties para pequenos angulos, 4 .Ymax Ymax

sendo y a coordenada adimensional, eta posigeo ao longo da corda, valendo + 0,5 no bordo de ataque e - 0,5 no bordo de fuga. Sendo x a posicao adimensional sobre a corda, corn origem no bordo de ataque, como é mais usual, x = 0,5 - t.

A

0,05

0,10

0,15 X

4)

exato.

0,199

0,3946

0,5826

4)

aprox.

0,200

0,4000

0,6000

R

2,534

1,301

0,909

x/c = 0,00 t = + 0,05

k * ( 1 - 4* t * )* ( X+ t) 1: =0,10,

0.0001 *(1- 411)*(1000+t) 0.02*(1- 4*t*t)*(5+t) 0.1 * (1- 4*t*t)*(1+t) 0.2*(1- 411)*(0.5+t) 0.31 *(1- 4'1'0*(0.25+9

Y max

C1=2pa+4pYmax

Figura 4.7 — Diferentes formas para a linha media, segundo Mises.

a () = - 2 Ymax

0

C ma, = - Ymax

ponto de maxima ocorre para :

t0 = Referencia: Streeter.

6_

V4X.2 +3 —22.1 , e vale

Ymax = k (1 - 4 to e )

+ to)

Corn 1 tendendo a infinito, o ponto de maxima tende para t = 0, ou seja, 50% da corda. Neste caso a linha media tende para urn arco de circunferencia. As caracteristicas aerodinemicas do perfil sac):

C I = 2 7 sen + (3) sec p CC O = R

= 2TE a.,

sendo f3 = (1:1 / 2 Figura 4.6

ae = a + ao Cm„ = - 71

Para Ymax = 0,10, considerando o centro do arco sobre o eixo OY, ou seja, arco simetrico, a equageo deste arco é: y = 111,6926— t 2 —1,201; para t [-0,5;0,5]

x/c = 1,00 t - 0,05

0,20, 0,50, 0,80

a0 = -( 4X.- 1 ) lc/ 2 42n.. - 3/2 ) k / 4

Como se pode ver da expressao da linha media, o parametro k e diretamente proporcional a ordenada maxima do perfil. Para urn dado perfil, conhecendo-se a posicao do ponto de maxim°, o parametro X e calculado e a partirdeste, pelo valor do maxima, o parametro ke obtido.

Edison da Rosa

84

ATabela 4.1 fornece a 0 e C mac , calculados para uma ordenada maxima unitaria, Y ,,,ax = 1. Para urn valor diferente de Y m6x , basta multiplicar pelo correspondente Y max , pois k é proporcional ao seu valor e assim tambarn o sao a o e C max quanto a k. A tabela detalha a faixa para o parametro 2 desde 0 ate 2, que é em geral a faixa mais

Tabela 4.1 - Valores de ao e

0.00000 0.10000 0.20000 0.30000 0.40000 0.50000 0.60000 0.70000 0.80000 0.90000 1.00000 1.10000 1.20000 1.30000 1.40000 1.50000 1.60000 1.70000 1.80000 1.90000 2.00000

I ntroducao ao Projeto Aeronautic°

85

Como t varia entre - 0,5 e + 0,5, os termos em t e t 3 sao extremamente pequenos, se comparados corn os outros termos, alern de se anularem em t = 0,5, t = 0 e t = - 0,5, podemos escrever como uma boa aproximagao, y = 0,1 (1 - 4 t2 ) , que e a equagao de uma parabola que passa pelos dois extremos do arco de circunferancia em anblise e pelo seu ponto central, em t = 0.

Cmac

to

xo

ym.,„/k

kp/y=1

ao

C,„

0.28868 0.25726 0.22961 0.20551 0.18465 0.16667 0.15119 0.13785 0.12633 0.11633 0.10763 0.10000 0.09329 0.08735 0.08207 0.07735 0.07311 0.06929 0.06583 0.06269 0,05982

0.21132 0.24274 0.27039 0.29450 0.31535 0.33333 0.34881 0.36215 0.37367 0.38367 0.39237 0.40000 0.40671 0.41265 0.41793 0.42265 0.42689 0.43071 0.43417 0.43731 0.44018

0.19245 0.26268 0.33901 0.42011 0.50491 0.59259 0.68251 0.77416 0.86720 0.96132 1.05631 1.15200 1.24827 1.34501 1.44214 1.53960 1.63734 1.73531 1.83349 1.93184 2.03034

5.19615 3.80688 2.94974 2.38033 1.98054 1.68750 1.46519 1.29172 1.15314 1.04024 0.94670 6.86806 0.80111 0.74349 0.69341 0.64952 0.61075 0.57627 0,54541 0.51764 0.49253

2.59808 1.14206 0.29497 -0.23803 -0.59416 -0.84375 -1.02563 -1.16254 -1.26846 -1.35231 -1.42004 -1.47569 -1.52211 -1.56133 -1.59485 -1.62380 -1.64902 -1.67117 -1.69077 -1.70822 -1.72385

6.12157 3.28891 1.62171 0.56085 -0.15555 -0.66268 -1.03568 -1.31886 -1.53965 -1.71571 -1.85883 -1.97713 -2.07633 -2.16056 -2.23288 -2.29559 -2,35043 -239877 -2.44167 -2,47999 -2.51440

EXEMPLO 3 Comparando as duas solugOes vistas nos exemplos acima, podemos obter alguns resultados adicionais. A linha media do exemplo 2, no limite para urn arco de circunferancia, fornece uma solucao para flecha maxima unitaria que tende para: , a() = - 2,00 e Cmac=-

1t,

Por outro lado, da expressao do coeficiente de momento, verifica-se que o mesmo e igual a zero quando 1, = 0,375. 0 perfil da linha media para este valor esta na figura abaixo, adequada para asas voadores, dado seu coeficiente de momento ser nulo.

Figura 4.8 - Linha media para C o, ec = 0, corn Al = 0,375 e k = 0,20.

EXEMPLO 4 Para o caso de urns linha media na forma de uma parabola, simatrica em relacao ao ponto de 50% da corda, corn altura maxima h, sua equagäo é: y=4 hx( 1 -x) Para esta linha media a teoria de perfis finos leva aos resultados: C

= 2Th a + 4Th h ao = - 2 h a = 0 Cmac = - Th h

EXEMPLO 5 A teoria dos perfis finos pode tambern fornecer urns indicacao do efeito relativo da atuacao de urn flap no bordo de fuga, conforme ilustra a figura abaixo. A solugao para este problema fornece: AC, = 5 [ 2(Th - 0) + 2 sen 0] ACmac = 8 [ sen 0 cos ( 0 - 1 )] , sendo, cos 0 = 1 - 2 xf

coincidindo portanto corn a solugao do exemplo 1 anterior. Da equagao de y, para o caso particular de Y max = 0,10, coal X = 1000 e k =0,0001, tern-se, y = 0,0001(1 - 4t2 ) (1000 + t), ou y = 0,0001(1000 + t - 4000 t2 - 4 t3)

c -1,00

Figura 4.9 - Geometria considerando urn flap defletido.

Edison da Rosa

86

Introducâo ao Projeto Aeronàutico

4.3 GEOMETRIA DE UM PERFIL

0

A geometria de urn perfil Pica definida por alguns parametros basicos, sendo os principais os listados abaixo, conforme Figura 4.10. Corda. Linha media, posicao do ponto de maxim°. Espessura, posicao do maxima, distribuicao ao longo da corda. Raio do bordo de ataque. Angulo do bordo de fuga.

1/8

1/4

87

3/8

1/2

5/8

3/4



7/8

LR

Corda definida pela linha media Figura 4.13 — Definica"o da corda pela construcäo, a partir da linha media.

Altura maxima (camber)

Espessura maxima

Linha media

Distribuicào de espessura\

Perfil Wortmann FX 74-CL5-140 Corda

Linha de referencia - LR Angulo do bordo de fuga

Raio do bordo de ataque Figura 4.10 — Geometria de urn perfil.

A definigao da corda pode ser de diferentes formas, Figuras 4.11 a 4.13.

0.00

x/c

-0.02

LR

Gorda medida pela face inferior

0.00

0.04

0.08

Figura 4.14 — Detalhe do perfil FX 74-CL5-140, indicando o raio do bordo de ataque. Figura 4.11 — Definicao da corda pela face inferior.

0 calculo da geometria pode ser feito de duas formas:

Figura 4.12 - Definicâo da corda pelo arco a partir do bordo de fuga.

o Perfil fornecido diretamente por pontos na superficie superior e inferior. Normalmente considers-se corda unitaria, corn os postos iniciando no bordo de fuga, seguindo pela superficie superior e retornando pela superficie inferior. 0 contorno é assim percorrido no sentido anti-horario. o Perfil fornecido pela linha media e pela distribuicao de espessuras. Neste caso a meia espessura deve ser somada a linha media, levando em conta a inclinacao desta, em especial perto do bordo de ataque, em que a inclinacao é mais acentuada, Figura 4.15.

88

Edison da Rosa

Superficie superior do perfil: x 1 = x 0 - y t sen 0

(x;y

= yo + yt cos 0 Linha media x ;

89

Drela; Eppler; Hepperle; Larrabbe; Liebeck; Lissaman; Selig; Wortmann; e outros.

Y

Superficie inferior do perfil: x = X + y sen 0 2 0 t y2 = yo - yt cos 0

Introducao ao Projeto Aeronautic°

)0

x; X

4.5 FAMELIA DE PERFIS Figura 4.15 - Construcâo do perfil a partir da linha media e da distribuigäo de espessura.

4.4 DESENVOLVIMENTO DOS PERFIS 0 desenvolvimento dos perfis aerodinárnicos seguiu, em seus primbrdios no in icio do seculo XX, duas linhas, uma a teoria de perfis finos, e a outra, seguiu a teoria desenvolvida por Jukowski, a partir da solucào da sustentagäo de urn cilindro corn fluxo rotacional. Simultaneamente, urn grande esforco experimental teve in icio, corn inOmeros WI-leis de vento sendo construidos, ern especial na Alemanha e Estados Unidos. Estes ensaios levaram ao desenvolvimento de muitos perfis, de uma forma empirica, que ainda hoje s5o usados, sendo o mais tradicional destes o Clark Y. No final da decada de 20 a NACA iniciou urn intenso trabalho de sistematizagão na definicäo da geometria dos perfis, surgindo assim diferentes familias de perfis NACA, iniciando corn os perfis da familia de quatro digitos, como o NACA 4412. Todo o desenvolvimento da NACA estava baseado na definicão geométrica da distribuicäo de espessuras do perfil e da sua linha media. Urn determinado perfil era obtido pela superposicão das espessuras sobre uma dada linha media. Corn o desenvolvimento da teoria aerodinämica e dos sistemas computacionais, a partir da decada de 70, urn novo procedimento de projeto de aerofblios passou a ser utilizado, o chamado metodo inverso. Neste metodo e especificada uma distribuicäo de pressão para cada uma das duas superficies e a partir deste dado a geometria do perfil é sintetizada. Este procedimento permitiu toda uma nova gama de tipos de perfis, buscando uma aplicagâo tipica. Este metodo inverso e o utilizado para gerar os perfis de melhor desempenho hoje, como os desenvolvidos por:

As familias de perfis iniciaram corn a pesquisa sistematizada sobre diferentes geometrias, inicialmente de uma forma empirica e progressivamente adotando criterios mais cientificos. Duas familias de perfis classicos sào importantes de citar, a serie Clark, incluindo o ainda hoje usado Clark Y, mas que inclui: Clark: K; V; W; X; Y; Z. Y; YH; YM15; YM18; YS. Outra familia de perfis clàssicos, é a dos perfis desenvolvidos na Alemanha, os Gottingen, e particular o 398, tao eficiente quanto o Clark Y. As principals familias de perfis sào as NACA, corn vàrias familias sendo desenvolvidas a partir da decada de 30. Afamilia NACA de quatro digitos adotou uma distribuigão de espessuras bastante similar ao Clark Y e Gottingen 398, sobrepondo a esta uma linha media definida por dois polinOrnios, ver [1] .

)(XXX NACA 4 Digitos

Espessura do perfil, % da corda Posicao do camber maxim°, % da corda Camber maxim°, % da corda

Exemplo, NACA 7212:

Edison da Rosa

90

Introducâo ao Projeto Aeronautic°

91

XXXXX NACA 5 Digitos

Espessura do perfil, % da corda Posieäo do camber maxim°, % da corda

GOttingen 398 Espessura 0.1385, Raio do bordo de ataque 0.0425, Camber 0.0485

CI de projeto, ( 2(10)/3 do valor )

Exemplo, NACA 23012:

1X-XXX NACA Serie 1

Espessura do perfil, % da corda

NACA 0009 Espessura 0.0902, Raio do bordo de ataque 0.0046, Camber 0.0000

Cl de projeto (10 vezes o valor) Posicdo da pressäo minima

Exemplo, NACA 16-212: NACA 6409 Espessura 0.0903, Raio do bordo de ataque 0.0096, Camber 0.0586

6X,y-XXX NACA Serie 6

Espessura do perfil, % da corda Cl de projeto (10 vezes o valor) Faixa de Cl para minimo Cd Posicao da pressdo minima

NACA 0012 Espessura 0.1200, Raio do bordo de ataque 0.0172, Camber 0.0000

Exemplo, NACA 653-215

4.6 EXEMPLOS DE PERFIS PERFIS CLASSICOS Os perfis ditos classicos säo os perfis desenvolvidos sem o auxilio de tecnicas computacionais modernas, estando incluidos os perfis desenvolvidos empiricamente, bem como todos os perfis das diferentes families da NACA.

NACA 23012 Espessura 0.1201, Raio do bordo de ataque 0.0171, Camber 0.0146 Figura 4.16 - Alguns dos perfis classicos.

CLARK Y Espessura 0.1171, Raio do bordo de ataque 0.0128, Camber 0.0343

PERFIS TIPO "REFLEX", 0 Urn perfil e considerado "reflex" quando a sua linha media sofre uma inflexäo prOxima ao bordo de fuga. Esta inversào na curvature e introduzida para deixar o perfil corn urn coeficiente de momento o mais proximo de zero possivel, ou ate levemente positivo.

Edison da Rosa

92

Introducão ao Projeto Aeronautic°

93

Este tipo de perfil e essencial em asas voadoras para que estas consigam manter uma condigâo de equilibria, corn superficies de controle muito pr6ximo do centro aerodinemico do perfil.

PERFIS DEALTASUSTENTACAO Os perfis de grande sustentagáo se caracterizam par uma linha media corn grande curvatura e o panto de maxima deslocado para frente, para gerar urn pequeno momenta. Os principais perfis seo:

CLARK YS Espessura 0.1170, Raio do bordo de ataque 0.0429, Camber 0.0235

Eppler E 423 Espessura 0.1252, Raio do bordo de ataque 0.0265, Camber 0.0992

Hepperle MH-18 Espessura 0.1113, Raio do bordo de ataque 0.0047, Camber 0.0280

Hepperle MH-61 Espessura 0.1026, Raio do bordo de ataque 0.0071, Camber 0.0144

Liebeck LA 203 A Espessura 0.1573, Raio do bordo de ataque 0.0333, Camber 0.0548

Selig S 1223 Espessura 0.1214, Raio do bordo de ataque 0.0316, Camber 0.0869

Wortmann FX 72 MS 150A Espessura 0.1501, Raio do bordo de ataque 0.0159, Camber 0.0834 NACA/ Munk M18. Espessura 0.1202, Raio do bordo de ataque 0.0435, Camber 0.0411

Wortmann FX 05 H 126 Espessura 0.1261, Raio do bordo de ataque 0.0199, Camber 0.0440

Wortmann FX 74-CL5-140 /Adln. Espessura 0.1644, Raio do bordo de ataque 0.0075, Camber 0.1086 Figura 4.18 - Alguns perfis para desenvolver alta sustentagáo.

Figura 4.17 - Alguns perfis para asas voadoras.

94



Edison da Rosa

Introducao ao ProjetoAeronautico

95

4.7 DISTRIBUICAO DE VELOCIDADES E PRESSAO FORCAS NO PERFIL As forges que atuam sobre urn perfil sao caracterizadas pelas componentes da forge resultante da distribuigao de pressao, na diregao normal ao movimento (vento relativo) e na diregao do movimento. A primeira gera a sustentagao, L, e a segunda o arraste aerodinemico, D. A forge resultante age no centro de pressao, CP.

Distribuicao de espessura

lido media

+2 (v / +1

Centro de pressao Angulo de ataque C

Figura 4.19 - Forces atuantes no perfil.

Coeficientes do perfil.

L =C I •q•S D =C d q S M = C m •q•S•c 0 momento do perfil depende do ponto considerado, se diferente do centro de pressao. 0 conceito do centro de pressao nao possui utilidade no estudo de perfis, pois sua posigeo é muito varievel corn mudangas no angulo de ataque. Urn conceito muito mais Otil é o do centro aerodinernico.

Distribuicao de espessura mais linha media

Distil:mica° de espessura =tin linha media e Angulo de ataque

DISTRIBUICAO DE PRESSOES A teoria de aerofOlios, para pequenos engulos de ataque, ou seja, sem separagao da camada limite, preve que a distribuigao de pressao sobre a superficie do perfil é formada por ties parcelas, praticamente independentes entre si, sendo a pressao final em urn dado ponto a soma dos efeitos das diferentes parcelas. Estas parcelas correspondem a: Distribuigao de espessura, ou seja, perfil simetrico, corn angulo de ataque zero. Forma da linha media, ou seja, perfil delgado, corn angulo de ataque zero. Efeito do angulo de ataque sobre urn perfil sem cambagem e sem espessura. A figura que segue ilustra os efeitos na distribuigao de velocidades sobre o perfil, partindo de uma segao simetrica.

Figura 4.20 — Distribuicäo de velocidades e de pressOes ao longo de urn perfil.

CENTRO AERODINAMICO Para normalizar o càlculo do momento, é definido o centro aerodinâmico, que, segundo a teoria de perfis finos é o ponto em tomb do qual o coeficiente de momento nao muda corn vanacties do angulo de ataque. Para perfis idealmente finos, està situado exatamente a 25% da corda, a partir do bordo de ataque. Nos perfis reais a posicào e prOxima do ponto de 25% da corda.

Edison da Rosa 96

Introdueäo ao ProjetoAeronautico

97

__

100 —

docresconte 100—

Centro aerodinämico 000 —

li.iiI/1100 • VW 20,

Figura 4.21 - Forgas atuantes sobre o centro aerodinämico do perfil.

00 00

As caracteristicas aerodinãmicas de urn perfil säo dadas pelos fit's de momento. Este Ultimo e coeficientes, C I de sustentacao, C d de arrasto e C m sempre em relacâo ao centro aerodinämico e aparece tambern como C c, ou m ou ainda, C m , 25d, indicando que é em relagâo o ponto a 25% do bordo de Cm ataque.

Curva polar do perfil

1,5

1,5

Cm

C

C

1,0 10

0,5 0,5



1 00 000

1000 Alle

S1223 Clean

p.00

30 00

000

1 0 00

1 10 00 Ails

S1223 VG

Figuras 4.23 - Curvas indicando o efeito do nOmero de Reynolds e da variacao do ängulo de ataque, para o perfil S 1223 limpo e corn geradores de vortices, VG.

4.8 CRITERIOS DE SELECAO DE UM PERFIL A escolha de urn determinado tipo de perfil passa por uma de consideragOes, todas elas de uma ou de outra forma relacionadas corn as curvas caracteristicas do mesmo. Assim, de uma forma geral podemos dizer que as curvas de C I e C d de urn perfil podem se enquadrar num dos tipos ilustrados na Figura 4.24. Os critarios de selegao buscam adequar o perfil a aplicagao pretendida para a aeronave em projeto. Assim, os requisitos especificados para o projeto, como velocidade minima de vOo, capacidade de carga desejada, etc., direcionam a escolha do perfil, ou mesmo o desenvolvimento de um novo perfil, especifico para a aplicagao. Alguns criterios para a escolha de urn perfil estao exemplificados abaixo:

0,0 0,0

0.5

o,00

El 1 -h 1-1

LIJ L _J J_ 1_1 _ 1_1

171- 1

1111

0,01

0,02

1 1_

1-1

-h- 1-i

_co

1111

1111 0,03

0,04

Cd Figura 4.22 - Curvas caracteristicas de urn perfil.

- 10

Variacao do angulo de ataque para maxima sustentacao e perda total de sustentacao, Aa > 6°. Coeficiente de sustentacao corn valor maxim() superior a X.X.X. Coeficiente de sustentacao corn use de flaps major do que Y.YY. Coeficiente de momento sobre o centro aerodinamico limitado a M.MM. Coeficiente de arraste minimo da secao menor do que D.DD. Coeficiente de arraste em condicOes de vOo de cruzeiro menor que E.EE. Aspecto do bordo de fuga da secao de forma a facilitar a construcäo e acionamento dos flaps. Perfil pouco suscetivel a perder performance devido a irregularidade e dep6sitos no bordo de ataque.

98

Edison da Rosa

3.00 -

Introducäo ao ProjetoAeronautico

5.

99

CAMADA LIMITE E SEPARACAO

5.1 VISCOSIDADE E CAMADA LIMITE 100

0.00

-1.00

Figura 4.24 — Possiveis formas da curva de sustentagâo e da curva polar.

Em uma an6lise de escoamento o efeito da viscosidade ocorre principalmente proximo a superficie banhada pelo fluido. Como exatamente na superficie o fluido tern velocidade zero, forma-se urn forte gradiente de velocidade em uma fina camada de fluido junto a superficie. Esta camada, em que a velocidade varia desde zero ate a velocidade do fluxo, é a chamada camada limite, CL. Em geral esta espessura é muito pequena, da ordem de alguns milimetros ou centimetros. A espessura da camada limite, 8, aumenta conforme o ponto analisado vai avangando sobre a superficie, no sentido do escoamento, Figura 5.1. Dentro da camada limite o escoamento pode ser laminar (baixo Re), ou turbulento (alto Re). A distribuigäo de velocidades dentro da camada limite, Figura 5.2, é dada pelas expressdes da Tabela 5.1. A espessura da camada limite é definida como a posigáo na qual é atingida uma fragáo da velocidade do fluxo, da ordem em geral de 99%. Deve ser observado que a curva que delimita a camada limite näo é uma linha de fluxo.

Figura 5.1 — Variag,ão da espessura da camada limite ao longo da distància.

Figura 4.25 — Simulagão numèrica do fluxo ao redor de um perfil. Curvas de velocidade e de pressäo. Perfil simulado Epplig 2575, 25% das coordenadas do Eppler 423 e 75% das coordenadas do Selig 1223. 0 fluido é ar a 25°C, velocidade e pressäo de 15 m/s e 101350 Pa respectivamente. Simulagao de Bruno Alexandre Contessi, equipe CeuAzul.

Tabela 5.1 – Tipo da camada limite Tipo da camada limite

Camada limite laminar Camada limite turbulenta

Distribuicâo de velocidades —=1–I 1–Y1 — v0

r

Fluxo na camada limite

Edison da Rosa

100

Introducao ao Projeto Aeronautic°

101

Tabela 5.3— Espessura da camada limite y/6

Tipo de camada limite Camada limite laminar

Espessura \X i v•x

cSL = 4,96

Camada limite laminar

Camada limite turbulenta

Camada limite turbulenta

ST

=

v•x

0,376

\X

\ 6

Camada limite turbulenta

0.0

Vebcidade relativa v /

Figura 5.2 — Variacâo da velocidade dentro da camada limite.

Em um fluxo laminar a espessura e menor, alguns milimetros, ou menos ate. Para urn fluxo turbulento na camada limite, a espessura desta passa a ser sensivelmente major. A espessura da camada limite pode ser calculada como indicado na Tabela 5.2. A coordenada x e medida a partir do ponto inicial do fluxo sobre a superficie.

Espessura

Tipo da camada limite

Camada limite turbulenta

4,96 . x (Re)-y = 0,376 . x • (Re)_y =

0 nOmero de Reynolds usado no calculo e o chamado nOmero de Reynolds local, ou seja, na posigao x em que se deseja a espessura da camada limite. v

Re = °°

•

X,

x Figura 5.3 — Comparagao das espessuras da camada limite.

Tabela 5.2 — Espessura da camada limite:

Camada limite laminar

Camada limite laminar

ou Re = 68 458 v. ° • x (no ar ao nivel do mar)

0 nOmero de Reynolds e essencial em qualquer estudo da camada limite, pois ele e diretamente uma indicagao do efeito da viscosidade no fluxo, comparativamente ao efeito da inercia do fluido, sendo definido justamente como a relagao entre as forgas de inercia e de viscosidade. Em alguns casos as expressbes para o calculo da espessura da camada limite podem ser mais Uteis na forma abaixo, sendo v a viscosidade cinernatica do fluido e v 0, a vp loririariP dP referencia. nominal do fluxo. medida afastada do corpo.

Como as moleculas do fluido dentro da camada limite estao a diferentes velocidades, ocorre urn atrito entre estas e isto leva a urn atrito do fluxo sobre o corpo. Considerando uma placa plana submetida a urn fluxo paralelo, a forga de atrito devida a viscosidade depende do tipo de fluxo na camada limite. Assim, no caso de uma camada limite turbulenta, como o gradiente de velocidades na diregao normal a superficie da placa é muito maior do que no caso laminar, a forga de atrito desenvolvida é tambern major. Uma medida adimensional da forga de atrito viscoso e feita pela definigao do coeficiente de atrito, Cf, como sendo:

Cr

F q•SW

sendo SW a area total da placa banhada pelo fluido. A camada limite se mantêm laminar para valores de Re ate a faixa de 300 000 a 500 000. A partir deste ponto inicia a transigao para uma camada limite turbulenta, aumentando muito o valor de Cf . 0 valor de Re para a transigão varia caso a caso, conforme detalhado a seguir.

Edison da Rosa

102

introducao ao Projeto Aeronâubco

103

Tabela 5.4— Valores de Cf

Camada limite laminar - CLL



Camada limite turbulenta - CLT Transicao (Prandtl-Gebers)

C =1328- (Re)-o'"

f

Transibao laminar - turbulenta

Cr = 0,455 . (log 10 Re)2'58

Camada limite turbulenta

Cf =- 0,074 . (Re)-0'20 —1700 . (Re)-1,0°

Camada limite laminar

Figura 5.5 — Transigäo da camada limite, de laminar para turbulenta.

No caso de urn perfil aerodinâmico, a transigao ocorre tanto na superficie superior como na superficie inferior. Como os fluxos sao distintos, o ponto de transigao e diferente, sendo antecipada na superficie superior pela major velocidade que se desenvolve nesta. Este efeito é muito dependente do angulo de ataque do perfil. Transicao na superficie superior 9

V

CO

Camada limite laminar

Camada limite turbulenta

Figura 5.4 — Coeficiente de atrito viscoso. Transicão na superficie inferior

5.2 TRANSICAO DA CAMADA LIMITE

Figura 5.6 — Transigäo da camada limite em urn perfil aerodinâmico.

Quando o nOmero de Reynolds é baixo, o efeito da viscosidade elevado, e faz corn que qualquer perturbagao no fluxo seja rapidamente amortecida, levando a urn fluxo essencialmente laminar. Corn Re crescendo 0 efeito da viscosidade passa a ser cada vez menor, nao amortecendo tanto as perturbagOes. Se estivermos percorrendo a superficie na diregbo do fluxo, aumentando Re, ao mesmo tempo a camada limite tambern aumenta de espessura. Se por outro lado o aumento de Re é devido a urn aumento de velocidade, o efeito da viscosidade diminui, e a espessura da camada limite passa a ser menor corn Re crescente. Com a redugao do efeito da viscosidade qualquer irregularidade que perturbe o fluxo faz corn que este passe a ser turbulento. Quanto mais rugosa a superficie mais facil de ocorrer a transigao, diminuindo o Re critic° da CL para transigao. A transigao ocorre mais rapidamente tambam quando o fluxo incidente ja apresenta urn certo grau de turbulancia, provocando assim uma transigao corn urn menor valor de Re. Para o ensaio em tOnel de vento, a turburencia do fluxo incidente deve ser minimizada, sendo tomados \tar-los cuidados corn o projeto do tOnel para reduzi-la, em especial a gerada pelas helices de acionamento do fluxo de ar.

5.3 SEPARACAO DA CAMADA LIMITE A separagao, ou desprendimento, da camada limite, CL, é urn fen6meno que deve ser evitado sempre que possivel, pois leva a conseqOancias como perda brusca de sustentagao no perfil (estol, ou stall) e aumento da resistência ao avango, ambas prejudjcjais ao desempenho. A separagao ocorre quando a CL nao possui energia suficiente para vencer o gradiente de pressao adverso que ocorre ap6s o ponto de maxima espessura do perfil, logo maxima velocidade e minima pressao. Assim, apOs este ponto a CL é desacelerada e pode ocorrer das moleculas serem bloqueadas no seu avango pela pressao existente. A Figura 5.7 mostra no ponto B uma distribuigao de veiocidades que indica o inicio da separagao da camada limite, e o ponto C corn urn fluxo reverso junto a superficie do perfil. 0 fluxo na regiao separada e totalmente turbulento, corn a formagao de uma esteira e grande consumo de energia. Na regiao da separagao o fenOmeno tern uma dinamica na qual o ponto B, uma vez desprendida a CL, vai se movendo em diregao ao ponto A, aumentando a area de separagao. A separagao da CL

Edison da Rosa

104

pode ocorrer tanto corn uma camada limite laminar como corn uma turbulenta. 0 efeito de separagao da CL ocorre em mu itos casos dentro da CL, formando a chamada bolha de separagao, Figura 5.8. Isto é usual corn baixos nOmeros de Reynolds. Esta bolha de separagao encerra no seu interior urn vOrtice, que altera a forma da camada limite, aumentando sua espessura e assim muda tanto o arraste do perfil como sua sustentagao.

Introducao ao Projeto Aeronautic°

105

A Figura 5.10 mostra o comportamento da sustentagào corn o aumento ou reducao da velocidade, corn marcante efeito de histerese.

C,

C,

2.00 ° R •ro.c. el.r.octne

ow.

1.80 1.60

Ponto de maxima velocidade

1 40 1.20 1.00

B "1:****•:•.10+44•4441.44.144:1:::1.1,

Ponto de separacao

x

Ponto de estagnaclo

Ci

0.60

e_

060

D

040

Velocidades em C

Velocidades em B

0.20 40 000

1000

x0.00

Figura 5.9 — Efeito do nOrnero de Reynolds sobre a sustentacao. Perfil Selig 1223. [19]

Figura 5.7 — Separagao da camada limite.

Bolha de separagao dentro da camada limite

60 BO 100 120 140 160 180 200 220

30.00

Re. 10'

Figura 5.10 — Efeito do nOmero de Reynolds Sobre a sustentacao. Perfil Selig 1223. [19]

5.4 CONTROLE DACAMADA LIMITE

Transicao na superficie superior

V

'NM/ •••

Camada limite laminar

..1n11.....mmummuum Camada limite turbulenta

Transicäo na superficie inferior

Evolupo da bolha de separagao corn o angulo de ataque Figura 5.8 — Formagao de uma bolha de separagao e sua evolugao corn o aumento de a.

A formagao de uma bolha de separagao ocorre num dado valor do angulo de ataque, para urn dado Re. Para que a bolha desaparega e o perfil volte a desenvolver toda a sustentagao, o angulo de ataque deve ser reduzido a valores menores do que o angulo no qual a bolha se formou. Isto leva ao desenvolvimento de uma histerese aerodinamica, corn a formagao de urn lago de perda de sustentagao, conforme mostram resultados experimentais do perfi S1223 na Figura 5.9, para verios Re. Corn maiores Re, o efeito da histerese vai diminuindo ate que acima de urn valor critico, ela desaparece. Uma maneira de evitar os problemas de formagao da bolha de separagao é pelo use de geradores de vOrtice, que perturbam o fluxo, provocando prematuramente uma transigao de CLL para CLT, o que aumenta a energia das moleculas junto a superficie, impedindo, ou ao menos retardando, a separagao.

Para melhorar o desempenho dos perfis ern situagc5es de alta sustentagào e portanto alto angulo de ataque, ou de baixo nOmero de Reynolds, ambas favorecendo a separagao da camada limite, é essencial que formas adequadas de reduzir ou evitar esta separagao sejam usadas. 0 desempenho de urn sistema de controle da camada limite é algo dificil de se prever, devendo ser sempre baseado em resultados experimentais, em v'bo ou em ensaios controlados ern tOnel de vento. As formas de controle podem ser divididas em dois grandes grupos, mecanicos ou pneurnaticos. CONTROLE MECANICO Este e o caso mais comum, sendo empregados os chamados geradores de vOrtice, que tern por fungao perturbar o fluxo, precipitando normalmente a transigâo (CLL para CLT), o que energiza as camadas de ar junto a superficie e impede sua separagao. Embora ao precipitar a transigão ocorra urn aumento na resistancia aerodinamica, este aumento e muito menor do que ocorreria no caso da separagao. Verias formas de geradores de vOrtice (GV) sac) usadas. Os geradores de vOrtice devem ser muito bem dimensionados para que produzam urn resultado positivo. Assim, se o GV for muito alto, ao inves de induzir a uma transigão, ele provoca diretamente uma separagao, corn resultados piores que o original, sem GV.

Edison da Rosa

106

0 GV faz corn que o ponto de transigeo se move para frente do perfil, em diregeo ao GV. Aumentando o tamanho do GV o ponto de transiceo se move mais para frente, ate que coincide corn a posigeo do GV. 0 GV corn tamanho suficiente para causar a transigeo imediatamente ap6s sua posigeo é dito ter uma "rugosidade" critica. 0 tamanho desta "rugosidade" é normalmente definida por urn Re critico, chamado Rk, sendo k a altura do

Introducao ao Projeto Aeronâutico

Tabeia 5.5 — Valores de Reynolds critico, [36] Tipo de GV

Rk para place plane

Rk para urn perfil

Linha de esferas

570

1140

Rugosidades (lixa) Vareta redonda ou arame

320

640

220

440

Vareta quadrada

180

360

Elementos triangulares

50

100

GV. GRUPO 1: Elementos que se projetam da superficie superior do perfil.

• Rugosidade na superficie

Linha de esferas na superficie



Vareta sobre a superficie

GRUPO 2: Elementos especiais na superficie superior do perfil.

Linha de trifingulos



Linha de aletas verticais



GRUPO 4: ModificagOes na geometria do perfil.

Perfil corn rebaixo



Perfil chanfrado

Perfil corn ressalto

Figura 5.11 — Diferentes tipos de geradores de vOrtice.

Aspiracdo da camada limite

Figura 5.12 — Controle da camada limite por aspiraca'o.

Tela na frente do perfil

Fio ou arame, na frente do perfil

Para dimensionar urn GV é necesserio primeiro calcular a altura do GV para a velocidade desejada, usando Rk. A posiceo do GV na superficie superior do perfil é obtida pela espessura da CL. Esta espessura da camada limite e calculada a partir do ponto de estagnaceo, ponto S na Figura 5.12, que para grandes angulos de ataque pode ser considerado no ponto de tangencia do raio do bordo de ataque corn a superficie inferior.

D

GRUPO 3: Elementos a frente do perfil.

•

IZ

Dados experimentais mostram que a posigeo de major efeito do GV quando a camada limite tern uma espessura 25% major que a altura do GV. Como o GV este na CLL, a espessura desta e que deve ser usada.

V

Linha de retingulos

107

Reducio do rain no bordo de ataque

CONTROLE PNEUMATICO E usado o pr6prio ar para evitar a separaceo.Isto pode ser feito aspirando para dentro da asa a camada limite de baixa energia, propensa a se separar. Pode ser feito tambern urn insuflamento de ar corn elevada velocidade, no sentido do fluxo, acelerando a camada limite e impedindo que as molecules venham a perder velocidade e o fluxo separar. Sao tecnicas em que o correto posicionamento dos orificios e as vazbes e velocidades devem ser muito estudadas e os resultados seo dependentes do engulo de ataque e do Re. Se o Re critico do perfil é baixo, o use de GV nao sere muito efetivo em melhorar a performance do perfil. Pode no entanto deixar esta mais constante, pois o ponto de transigeo CLL para CLT fica fixo, na posigeo do GV, independente do angulo de ataque ou da velocidade, Re. Se o perfil trabalha corn baixo Re, as irregularidades pr6prias da construgeo podem ser benefices, funcionando em parte corn GV, gerando assim uma CLT, melhorando o desempenho do perfil.

Edison da Rosa

108

Introducäo ao Projeto Aeronautic°

Para perfis que operam corn Re acima do critico, a presence de GV ou irregularidades no bordo de ataque aumentam a resisténcia aerodinamica e baixam o C lm3x do perfil. Assim, por exemplo, para o perfil Go 803, testado corn e sem GV, para dois valores de Re, fica claro o efeito distinto do GV para diferentes Re.

Go 803

Airfoil: Davis 3R, Builder: H. Cole - Multiple plain trips (h/c = 0.15%; w/c = 2.1%) @ ( X/C = 28.1%; 42.4%; 54.4%; 65.4%; 76.3%)

alpha /



Sem GV

Tabela 5.7- Efeito de geradores de vOrtice mOltiplos sobre a sustentagao,[19]

Reynolds: 39800

Tabela 5.6 - Efeito do GV, [19] Re 150 000

Re 75 000

Corn GV



Cimax

Cam111

1,25

0,035 0,030



1,52



-3.18

-0.167

-1.63 -0.72 0.40

0.187 0.314 0.446

0,027

1.31 2.38

0.551 0.669

1.48 2.37

0.646 0.746

1.51 2.52

0.712 0.810

0,030

3.50

0.781 0.845

3.46

0.854 0.951 1.042 1.099 1.156 1.180

3.50 4.47 5.67

0.903 0.993 1.092 1.145 1.188 1.233 1.278

c, 1.20-

4.39 5.50 6.44 7.55 8.45 9.54 10.62 11.70 12.53

080-

--(00aP! 0.00

20.00

a

30.00

Figura 5.13 - Desempenho do perfil Davis 3R para Re de 39 800 a 299 200, [19].

1.316 1.353 1.365

6.66 7.66

1.021 1.107 1.153 1.211 1.258 1.304 1.339 1.391 1.429

299200

alpha / Cl -2.79 0.073 0.428

-1.79 -0.59 0.43

0.572 0.685

1.45 2.42

0.792 0.893

3.65 4.57 5.52 6.57 7.76 8.70 9.76 10.72 11.76

1.015 1.081 1.139 1.201 1.262 1.304 1.360 1.432 1.478

12.81

1.452

13.64 14.47 15.57

1.310 1.271 1.146

13.69 14.61 15.67

1.328 1.279 1.168

13.07 14.10 15.09

1.421 1.370 1.325

13.00 14.19 15.31

1.421

1.295 1.268

16.50 17.47

1.244 1.171

16.46 17.53

1.160 1.150 1.152 1.169 1.179

16.13 17.38

1.169 1.187

18.59 19.72 20.46

16.63 17.69 18.68 19.43

1.204 1.215

1.162 1.134 1.143 1.176

1.062 1.106 1.141

15.98 16.92

18.45 19.66

18.03 19.09 20.06 21.06

1.169 1.169 1.189

18.29 19.20

1.174 1.155 1.168

20.52 21.46 19.99 19.07 17.88

1.165 1.150 1.124

17.01 16.08 14.91

1.127 1.155 1.225

14.01

1.284

13.11 11.95 11.02 10.06

1.283 1.275 1.245 1.204 1.168 1.121 1.077

21.56 20.02 18.99 17.99 17.01 16.05 15.09 14.13 13.07 12.06 11.06 10.06 9.03

1.155 1.138 1.176 1.153 1.132 1.124

20.49 21.53 20.05 18.76

1.193 1.176 1.163

1.212 1.192 1.177 1.174

1.341 1.255

20.16 21.22 20.00 18.99 18.35

1.201 1.180 1.168 1.171

17.98

1.169

20.41 19.46 18.39

1.121 1.141 1.242

16.86 16.10 14.88

1.153 1.174 1.210

17.43 16.43 15.51

1.202

17.16

1.179

1.206 1.188

15.95 15.16

1.226 1.340

1.288 1.334 1.322 1.286 1.243

13.92 12.97

1.367 1.352

12.10 10.94 9.89 9.10

1.346 1.311 1.269 1.230 1.174

14.64 13.47 12.71 11.45 10.46

1.353 1.416 1.422

14.11 12.85 12.67

9.46 8.37

1.411 1.351 1.309 1.263

10.72 9.74 8.84

1.385 1.429 1.439 1.429

1.124 1.069

7.41 6.31

1.218 1.158

7.92 6.90 5.77

1.013

5.37 4.16

1.108

4.70

1.084

1.025 0.947

3.69 2.74

1.15 0.26 -0.87

0.830 0.724 0.627 0.499

1.89 0.77

1.012 0.922 0.832 0.713

-1.94

0.184

-0.29 -1.10 -2.30

0.504 0.333

-2.98

0.044

-2.28

0.162

1.193 1.155 1.123 1.057

0.939

8.00 6.98 6.00

3.97 2.76

0.838 0.734 0.647

4.99 3.97 2.95

1.83 0.91

0.549 0.430

1.93 0.93

-0.29 -1.18 -2.15

0.291 0.176

0.413

-0.000

-0.33 -1.25 -2.21

0.302 0.144

-0.26 -1.33 -2.13

-3.29

-0.223

-3.23

-0.039

-3.24

Tabulated file CL00751.DAT &

-0A0

1.222 1.270 1.310 1.323

8.64 9.61 10.53 11.72 12.59

4.06 5.24 6.08 7.19 8.16 9.21 10.13 11.10 12.35

Reynolds:

14.55 15.53

4.90

0.00 -

4.59 5.54 6.45 7.51 8.56 9.50 10.62 11.70 12.57

199400

alpha / Cl -2.92 0.052 -2.05 0.170 -1.15 0.329 -0.08 0.596 1.19 0.736 2.05 0.825 3.05 0.928

13.56

7.09 5.84

0.40-

0.926 1.075 1.147 1.184 1.217 1.262

Reynolds:

1.304 1.312 1.324

9.08 8.07

.1000

99800

alpha / Cl -3.11 0.105 -1.56 0.382 -0.53 0.502 0.51 0.610

1,53 1,52



alpha / Cl -3.14 -0.026 -1.58 0.262 -0.59 0.396 0.36 0.510

Reynolds:

Comin

1.60 -

10.00

Cl

Reynolds: 59600

C ,ma„

Em certos casos a literature recomenda usar urns combinagao de varios GV em seqOancia, de forma a manter ao longo de toda a superficie do perfil controle sobre a camada limite. Esta situagäo ocorre por exemplo corn Re muito baixos, sendo necesserio energizer a CL mais de uma vez. 0 exemplo a seguir ilustra uma aplicagbo corn 5 GV em diferentes posigOes. E evidente a uniformidade das curves de sustentagao, mesmo para Re tao baixos como 39 800, corn urn comportamento bastante confievel do perfil.



109

0.970 0.878 0.780 0.676 0.576

Tabulated file CL00753.DAT &

7.96 6.88 5.81 5.01 3.88 2.80 1.98 0.84

0.909 0.801 0.723 0.618 0.501 0.390 0.277 0.095

Tabulated file CL00755.DAT &

3.31 2.19

Tabulated file CL00871.DAT &

1.353 1.305 1.262 1.212 1.148

0.594

Tabulated file CL00873.DAT &

Edison da Rosa

110

introducào ao Projeto Aeronautico

111

5.5 DISPOSITIVOS DE ALTA SUSTENTACAO Estes dispositivos tern a funcao de aumentar a sustentacao maxima do perfil, na maioria das vezes as custas de urn aumento na resistencia aerodinamica. Estes dispositivos podem ser estaticos ou acionados mecanicamente, agindo mudando a geometria do bordo de fuga, o mais comum, do bordo de ataque, ou ainda atuando em conjunto.

"Sloted" flap multiplo.

FLAPS ATUANDO NO BORDO DE FUGA

Perfil UA 79-SF-187 corn flap. Figura 5.14 —Alguns exemplos de flaps.

"Split" flap.

"Plain" flap.

Fowler flap.

GURNEY FLAP Urn conceito pouco difundido é o do chamado Gurney flap, GF, muito utilizado na aerodinamica de autornOveis de competicào. Este tipo de flap é uma pequena superficie montada junto ao bordo de fuga, na superficie inferior do perfil, perpendicularmente a esta. A altura do GF esta situada em geral entre 1% e 5% da corda. A aplicagao do GF leva a urn aumento relevante de C, e tambern de C m . Desde que o GF esteja dentro da CL, nao ocorre acrescimo substancial do C d . 0 funcionamento do GF esta baseado no desenvolvimento de urn sistema de dois vortices estacionarios que se formam, urn logo antes do GF, na superficie inferior, e outro apOs o GE Este sistema de vortices tern como efeito liquido defletir o fluxo de ar para baixo, agindo da mesma forma que urn flap mecanico. A Figura 5.15 ilustra esta situacao. A Figura 5.16 compara os resultados de sustentacao para Re 200 000 do perfil S 1223, na condicao limpo, corn GF de 1% e corn GV. Pode-se ver que o GV nao e uma boa alternative, diminuindo o C, e introduzindo uma histerese que nao existia. No caso do GF1, ocorre urn aumento constante do C, para todos os valores de a, desde - 2°, corn urn comportamento de estol igual ao perfil limpo.

Gurney flap de 3 %

"Sloted" flap. Figura 5.15 — Gurney flap aplicado no perfil Wortmann FX 72 MS 150A.

Edison da Rosa

112

c,

Introducäo ao Projeto Aeronautic°

Fi GF I

2.00

Clean

VG 1

113

Quanto ao coeficiente de momento, alguns resultados indicam que a relagAo entre o coeficiente de momento e o de sustentagAo fica prOxima de 0,22. Interpretando os dados de outra forma, o aumento do coeficiente de momento, pelo uso do GF, é 0,97 do acr6scimo do coeficiente de sustentagao. A Figura 5.17 mostra o efeito do GF1 sobre a curva polar do perfil S1223. E visivel que para C 1 > 1,6 nä() existe aumento na resistencia aerodin 'Arnica do perfil. 2 50

•

Clean • Rs 198 100 VG • Re 197 200 GF .12e 201 300

—

S 1223 Clean Re 200 400 S 1223 Clean Re 198 500 S 1223 GF 1 Re 199 400

—

— I— —

— -I— —

2.00

10.00

-10.00

20.00

a

30.00

I I

I

_

L _ _ .1._ _

I

I

I

1.50 -1.00

——— ———

CI

Figura 5.16 — Comparagão das curvas de sustentagäo do perfil S 1223, nas condigbes de perfil limpo, corn GF de 1% e corn VG, [19].

InOmeros resultados experimentais e de simulagäo indicam que a aplicagâo de urn GF de 1% da corda ja apresenta efeitos significativos. ATabela 5.8 mostra alguns resultados.

1.00

0.50

I

0.00 0.000

Tabela 5.8 — Resultados corn o uso de Gurney flap Efeito do GF no perfil NACA 4412 corn a = 0°. 2,00 1,50 1,00 0,50 0,46 0,36 0,27 0,16

h/c, % AC 1

Efeito do GF no perfil DU 93.W.210. 1,00 0,00 h/c, % 1,58 1,33 Clmax Efeito do GF no perfil RISC) A1-24, a = 0°. 1,00 0,00 h/c, % C 1 0,42

0,70

2,00 1,70

0.010



0020

0.030



Cd Figura 5.17 — Efeito do GF sobre a resistência aerodinárnica, [19].

3,00 0,57

0.040



0.050

DISPOSITIVOS NO BORDO DE ATAQUE Os flaps podem ter seu desempenho melhorado se puderem operar corn maiores Angulos de ataque da asa, sem que ocorra separacAo. Para tal, o uso de slots no bordo de ataque é bastante eficiente. 0 slot é um canal formado por uma parte da asa, que contèm o bordo de ataque, chamado slat, e o restante da asa, Figura 5.18.

2,00 0,78

Efeito do GF no perfil RISC) A1-24, a = 5°. h/c, %

0,00

C 1 1,05

2,00 1,40

Figura 5.18 - Slat aplicado em uma asa.

1,00

2,00

0,014

0,015

Os slats funcionam atravAs do redirecionando do ar incidente na superficie inferior da asa, acelerando-o atravès do canal do slot e direcionando o ar tangencialmente a superficie superior da asa. Isto acelera o ar prevenindo o estol ate urn angulo muito major, garantindo major coeficiente de sustentacäo e reducAo da velocidade nas condicOes criticas de pouso e decolacem.

1,00 1,30

Efeito do GF no perfil RISC) A1-24, C l = 1,0.

h/c, % Cd

0,00 0,010

115

A desvantagem do slat é que o ar acelerado requer energia, o que significa mais arraste. Por isso grande parte das aeronaves utiliza este sistema de maneira retrãtil. . 0 diagrama seguinte ilustra o use de slats para aumentar o coeficiente de sustentacão de uma asa. CL 3,5

2,5

Perth corn slat e

flap

1,5

Perftl com flap

Perfil liso, sem slat e flap

15°

Angulo de ataque

30°

Figura 5.19 - Comparacâo do coeficiente de sustentacäo entre dispositivos.

CL Perfil corn slat e flap

e-ci1/4 —

3,5

2,5

1,5

Perfil corn flap

Perfil liso, sem slat e flap

VOo em cruzeiro

Co

Figura 5.20 - Comparacao de curvas polares de asas corn dispositivos aplicados.

Pelos dados bibliogràficos encontrados, a utilizacao de slats pode ser de grande vantagem, principalmente para aeronaves AeroDesign, nas quais hà maior preocupacäo justamente nas etapas de melhor rendimento deste dis positivo, a decolagem e pouso.

Figura 5.21 — Slat fixo e invertido no bordo de ataque do estabilizador horizontal do Piper EMB 711ST Corisco 2.

Introduc5o ao Projeto Aeronautic°

117

ESCOAMENTO SOBREA ASA

6.

6.1 GEOMETRIA DA ASA A geometria de uma asa na sua concepgào geral e dada por uma funcao fc (y,z) que define a posigâo do centro aerodinramico de cada segäo da asa, mais uma fungào f,(y) que caracteriza a segào transversal em qualquer posigäo transversal. Nos casos mais usuais ambas as fungOes são simetricas, sendo que fc (y) e linear, caracterizando uma asa trapezoidal reta ou enflechada.

Figura 6.1 - Representag5o geral de uma geometria de asa.

PARAUMA ASA GERAL: A

fy_c(y)dy

=

(Y + -0 2_

b2

R

1

y"

=—f ma

S

=

c 2 (y)dy

1 f : 31 ' Y

Yuma

c =

b

c(ADY

c(y+) =

c(0)

Cr

PARAUMA ASATRAPEZOIDAL: S= 12 c (l+k) 2 r C ma = 2 C r

3

b

2

b2

Cr

1+X

S

AR =

b 1+2k

1+X+ X2

Y. =

1+X

6

1+X

PARAUMA ASA RETANGULAR: c ( y ) = cr

= 1

C

= Cma = Cr

AR = b/c

Edison da Rosa

118

Introducão

ao Projeto Aeronautico

119

6.2 DESENVOLVIMENTO DA SUSTENTACÁO

Forma na vista frontal

Elementos adicionais



Forma na vista superior

Conforme discutido no Capitulo 4, a sustentagao de urn perfil, e portanto de uma asa, é conseqOancia de urn fluxo rotacional que se sobrepOe ao fluxo de translacao, proveniente do movimento relativo fluido / perfil. Este efeito e no entanto diferente no caso do perfil, fluxo 2D e no caso de uma asa, fluxo 3D. Neste ponto uma forma Otil de entender a sustentacao e considerar a conservacao da quantidade de movimento do ar que passa pela asa. Devido a circulagao o fluxo de ar tern uma componente vertical, subindo junto ao bordo de ataque e descendo, no bordo de fuga. Esta componente vertical, gera o chamado upwash, no bordo de ataque, e o downwash no bordo de fuga, onde vale 2w.

Figura 6.2 - Diferentes tipos de geometria da ponta de asa. Upwash

Downwash

ii

2w

C

Figura 6.5 - Efeito da circulag5o. Angulos de upwash e downwash.

Desta forma o ar ao se aproximar do bordo de ataque é dirigido para cima e ao sair pelo bordo de fuga, é dirigido para baixo Este efeito ocorre tanto para o fluxo 2D do perfil, como no fluxo 3D da asa, embora nesta Ultima, outros efeitos vao afetar o upwash e o downwash. Ern termos de conservagao da quantidade de movimento, o ar e defletido para baixo de um angulo E, angulo de downwash, que por sua vez impulsiona o perfii para cima. 0 volume de ar que e defletido corresponde ao de urn cilindro cujo diametro e a envergadura da asa. Ap6s a passagem pelo bordo de fuga o ar continua seu movimento, gerando a chamada esteira, de fluxo normalmente turbulento provocado pelos vortices gerados, em especial nas pontas de asa. Figura 6.3 - Variaveis que definem a geometria da planta da asa trapezoidal.

Centro Acrodmamico - --

25% c

Figura 6.6 - Desenvolvimento da sustentag.fio.

Sendo A a area da secao do cilindro de diametro b, a massa de ar defletida, por unidade de tempo, é: Figura 6.4 - Determinagao da corda media e do centro aerodinnmico, asa trapezoidal.

c(y) =

cr X

=1

C

= Cma =

A R b/c

120



Edison da Rosa

m=(pAvco)—

p

Introducâo ao ProjetoAerondutico

121

b2 4

E como a mudanga de diregao e dada pela componente vertical, 2w = sen logo: e para pequenos angulos, 2w =

E

L—p

itb2 voo 4

• E .

q. E•b 2 •c 2

=

Figura 6.7 - Determinagao da sustentac.ão pela integral da distribuicào de

Esta expressao indica que para a mesma pressao dinamica e sustentacao, o produto b 2 • c deve ser constante, ou seja, uma asa corn grande envergadura induz urn angulo de downwash muito menor do que uma asa de pequena envergadura. No caso de um perfil, corn fluxo 2D, e como se fosse uma asa com envergadura infinita, ou seja, o angulo de downwash tende a zero. Considerando agora a definigao do coeficiente de sustentagao da asa e da relagao de aspecto, L = CL q S;

AR =

b2

L = CL • q

;

A sustentagä'o e dada pela diferenga de pressao entre as dugs superficies, como: dL = q•

o (C — C pu)db•dx

e como as superficies sao inclinadas, o angulo 0 da superficie em relagao horizontal deve ser considerado, assim: dL = q • oe

b2

pressao.

cos 8, —C, • cos (9„) db • dx

,

Quanto ao arrasto, se a analise for de urn fluido ideal, tera zero como resultado.

combinando as equagOes acima, vem 2 CL

6.3 EFEITOS DO DOWNWASH

E= TC

Esta expressao torna claro o fato de ocorrer um downwash zero corn relagao de aspecto infinita. No estudo de estabilidade uma fungào importante é a derivada do angulo de downwash em relagäo ao angulo de ataque, que se pode escrever como: dc =

2

dC L

da 7C • A R da



2

a,

• AR

sendo "a" a declividade da curva de C L. Por outro lado, raciocinando corn relagao a distribuicão de pressào nas superficies do perfil, a sustentagao tambern pode ser obtida como segue, para urn segmento da asa de largura db:

Considerando que a sustentacao em uma segao da asa seja conhecida, esta depende do coeficiente de sustentagao do perfil, para aquele angulo de ataque, e da corda. Se considerarmos que näo estamos trabalhando na regiao de estol do perfil, o C L deste e proporcional ao angulo de ataque efetivo, a - ao, de igual forma portanto para dL: dL = q a ( a — a o ) c db Se an for constante em toda a envergadura, ou seja, asa sem torcao aerodinamica, entao dL é diretamente proporcional a corda. Considerando agora o efeito do downwash, este altera o angulo de ataque do perfil, sendo considerado que o fluxo, junto ao perfil, forma um angulo igual a metade do angulo de downwash ap ps o bordo de fuga. Este é o chamado angulo de ataque induzido, =— 2

122



Edison da Rosa

Assim a sustentacao em urn trecho da asa passa a ser dada por : dL =qa(a-ai- ao) cdb

0 angulo de ataque induzido depende como que a circulagao atua sobre a asa e isto e fortemente influenciado peia geometria da asa. No caso particular de uma asa eliptica o angulo de downwash e constante ao longo de toda a envergadura, corn a l portanto constante. Podemos dizer de uma forma geral que todo o efeito da geometria de uma asa sobre suas caracteristicas aerodinamicas esta relacionado como que o downwash se distribui ao longo da envergadura e portanto o angulo de ataque induzido.

Introduc5o ao Projeto Aeronautic°

123

Urn efeito importante do downwash é o angulo de ataque induzido, que define o fluxo sobre o perfil. Desta forma as forgas geradas pelo perfil e caracterizadas pelos seus coeficientes C I e C d , estao orientadas segundo este fluxo local. Ocorre que para a asa e para o aviao como urn todo, a referencia é o fluxo afastado, nao o local. Assim, é necessario corrigir os valores de sustentagao e de arrasto para esta referencia. Sendo L 1 e D 1 os valores segundo o fluxo local e L e D os valores segundo o fluxo afastado, considerando pequenos angulos: L = L 1 cos a; - D i sen (xi; D= D i cos + L 1 sen ai;

A distribuigao da sustentagao sobre a envergadura da asa é afetada pelo angulo de ataque induzido, que modifica localmente o valor de C I . Sem este efeito, a sustentacao seria diretamente proporcional a corda e portanto a distribuigao da sustentacao seguiria exatamente a forma da asa. No caso da asa eliptica, como C I é constante, a sustentacao passa a ter uma distribuigao tambem eliptica sobre a asa. No caso de uma outra geometria, a distribuigao real é intermediaria entre a distribuigao sem downwash e a distribuigao eliptica, sendo na pratica tomada como a media entre as duas, conhecida como aproximagao de Schrenk. As curvas da Figura 6.8 sao para igual sustentagao da asa.

ou ou

L Li; D +

ai;

Von

Figura 6.9 - Angulo de ataque induzido e resistencia induzida.

1.00

c, c

Das equagOes acima, vemos que o efeito é muito pequeno na sustentagao, pois a i e pequeno, assim como D. No entanto, para o arrasto existe uma significative contribuigao da sustentacao, gerando uma resistancia adicional, chamada de resistancia induzida, conseqUencia da sustentacao e do angulo de ataque induzido. Colocando na forma de coeficientes:

0 Asa corn geometria eliptica 0 Asa corn geometria retangular 0 Aproximagao de Schrenk ® Distribuigao exata

0.00 0.00

0.20

0.40

0.60



0.80

1.00

Men envergadura

CL

CL1

CD=

0 coeficiente obtido como:

1.00

c, c

C Di e

C Di = L

0 O 0 0

q•

Asa can geometria eliptica

S

a1

e como a, = / 2,

resulta portanto:

Dol.*. Amin

0.00 0.00

0.20

0.40

0.60

Meia envergadura

0 80

. .Figura 6.8 - Efeito da geometria sobre a distribuigao de sustentagao.

1.00

±

CD,

o coeficiente de 'arrasto induzido, que pode ser

Asa mm goommna trqoecoicial AproomaoSo de SdIrenk



C Di =

C. 2 7C •AR

CC. =

CL 7C - A,

Edison da Rosa

124

Este resultado na realidade e exato apenas no caso de uma asa corn geometria eliptica. Para outras formas e introduzida uma corregeo, tanto para a como para C D,: C,

a =

TC

- C Di

+

CL

(1+6),

n • AR

• A,

sendo T e S dados pela Tabela 6.1, segundo Glauert, para asas trapezoidais. Finalmente, o conhecimento do engulo de downwash é essencial para o projeto do estabilizador horizontal e uma boa referencia e o relatOrio, NACA NR 648. Tabela 6.1 - Fatores de correcâo para asas de geometria trapezoidal, segundo Glauert, [1]

AR A. = 1,0 A,. = 0,8 X = 0,6 A. = 0,4 A. = 0,2

n 0,020 0,12 0.004 0,02 0,015

S 27[ 0,048 0,031 0,016 0,010 0,024

T •

371 0,078 0,050 0,025 0,017 0,031

it

0,103 0,066 0,029 0,05 0,009

2a 0,170 0,110 0,051 0,011 0,012

3a 0,240 0,159 0,073 0,018 0.017

6.4 EFEITOS DAGEOMETRIA A seguir säo apresentados dados dos efeitos obtidos por simulag5o, da relacâo de aspecto, conicidade, enflechamento e torc5o, estando colocados nas Tabelas 6.3 a 6.6 a seguir. 0 sweep e positivo para tres, sendo o twist positive no sentido de washout, diminuindo o angulo de ataque para as pontas da asa. 0 coeficiente de momento e em relacào o ponto de 25% da corda, na raiz da asa. Cada tabela apresenta o efeito de apenas um fator de cada vez, variando em relaceo a asa de referencia. Todas as anelises foram feitas para urn valor de referencia de C,r,„ = 2,00. A Tabela 6.2 abaixo fornece os dados da asa de referencia. Estes dados consideram urn fluido ideal, sem separagäo da camada limite, unicamente para ilustrar o efeito da geometria da asa. Tabela 6.2 - Geometria da asa de referencia AR Sweep 0 10

Taper 1

ASA DE REFERENCIA - CDi CM CL Alfa Twist 0,96133 0,10407 0,00000 1,77287 21 0

Introdugáo ao Projeto Aeronautic°

125

Tabela 6.3 - Efeito da relageo de aspecto AR 2 4 6 8 10 12 15 20 50 100

Alfa 37.5 26.0 23.0 21.5 21.0 20.5 20.0 19.5 18.5 18.5

CL 1.59339 1 62580 1.68516 1.71799 1.77287 1.79789 1.82471 1.85397 1.90677 1.96476

CM 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000

CDi 0.40299 0.21097 0.15266 0.12052 0.10407 0.09042 0.07600 0.06067 0.29060 0.01700

1.00269 0.99699 0.98681 0.97443 0.96133 0.94830 0.92963 0.90166 0.79653 0.72274

CM - 2.49703 - 1.54579 - 0.72973 0.00000 0.65957 1.29699 1.90829

CDi 0.11773 0.11364 0.10892 0.10407 0.09109 0.08425 0.07417

0.89302 0.92193 0.94443 0.96133 0.97307 0.97945 0.97954

CM 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000

CDi 0.10407 0.11019 0.11149 0.11292 0.10403 0.05032

0.96133 0.97703 0.98970 0.99486 0.97927 0.87288

Tabela 6.4 - Efeito do enflechamento Sweep 30 20 10 0 -10 - 20 - 30

Alfa 24.0 22.5 21.5 21.0 20.0 20.0 20.0

CL 1.81742 1.81424 1.79525 1.77287 1.66873 1.61014 1 51082

Tabela 6.5 - Efeito da con icidade Taper 1.0 0.8 0.6 0.4 0.2 0.0

Alfa 21.0 21.5 21.5 21.5 20.5 14.0

CL 1.77287 1.83910 1.86186 1.87864 1.78897 1.17472

\

Tabela 6.6 - Efeito da torgâo Twist Alfa CL CM 6 22.0 1.62759 0.00000 4 21.5 1.66195 0.00000 2 21.0 1.69631 0.00000 0 21.0 1.77287 0.00000 - 2 20.5 1.80723 0.00000 - 4 20.0 1.84158 0.00000 - 6 19.0 1.83373 0.00000 Estes valores foram apresentados na forma de graficos no capitulo 3 Referência de calculo: http://aero.stanford.edu/VVingCalc.html

CDi 0.08512 0.08946 0.09413 0.10407 0.10957 0.11541 0.11632

0.99065 0.98278 0.97288 0.69133 0.94882 0.93535 0.92013

Edison da Rosa

126

0 fator de eficiencia da asa caracteriza o aumento do arrasto induzido pelo desvio da geometria eliptica ideal, sendo tambern conhecido como fator de eficiencia de Oswald. 0 coeficiente de arraste induzido é entao calculado como: C Di

Introducäo ao ProjetoAeronOufico

127

A declividade da curva da asa, a, fica menor do que a declividade da curva do perfil, a0: a,

a= 1+

= CL2

a

°

-A, •e

0 fator de eficiencia e assim analog() ao fator 6 de Glauert, calculados corn base em consideragees diferentes. 0 fator de eficiencia de Oswald como colocado diz respeito apenas a asa, caracterizando a major ou menor perda de rendimento em comparagao corn uma asa eliptica de igual area e relagao de aspecto. Neste caso pode ser conveniente usar a notagao e w , para evitar confusao quando se estuda tambern a eficiencia do aviao completo, conforme detalhado no Capitulo 7.

6.5 CARACTERISTICAS AERODINAMICAS DA ASA 0 fato de a asa ter uma relagao de aspecto finita faz corn que as caracteristicas do perfil nao se apliquem diretamente para a asa, conforme ja visto no caso da resistancia induzida. No caso da sustentacao, o angulo de ataque induzido, variando ponto a ponto, faz corn que o C, local vane de saga() para secao da asa, levando a uma distribuicao de sustentacao que nao necessariamente acompanha a forma da asa. Urn efeito adicional é corn relagao a curva de sustentacao da asa, C L x a. A relagao de aspecto finita provoca uma reducao na inclinagao da curva. 3.00

Quanto ao coeficiente de momento, o efeito da geometria é de reposicionar o centro aerodinamico, no caso de urn enflechamento da asa. Este efeito e muito usado para ajustar a posicao relativa entre o centro aerodinamico e o centro de gravidade.

6.6 TEORIA DE SUSTENTACAO DA LINHA DE VORTICES 0 desenvolvimento da sustentagao da asa ocorre pela circulacao ao longo desta, porem esta circulagao nao pode parar bruscamente nos extremos da asa. Uma das primeiras teorias usada no estudo de urns asa corn envergadura finita foj a chamada teoria da linha de vortices. Nesta teoria a asa é representada apenas pela sua linha do centro aerodinamico. Sobre esta linha é estabelecida uma distribuicao de vortices que geram a circulacao, proporcionalmente ao valor existente na secao. Nos extremos da asa, esta linha de vortices dobra subitamente para traz, fazendo corn que os vortices gerados produzam uma velocidade para baixo no interior da asa. Os vortices laterais (trailing vortex) pode ser explicados tam/barn pela diferenca de pressao entre as du g s superficies, corn o ar da superficie inferior, major pressao, passando para a superficie superior pelas pontas da asa. Isto provoca tambem urn fluxo transversal nas pontas de asa.

C, C, 2.00

1.00

0.00 -1000

0.00

10.00

20.00

Figura 6.10 - Efeito da relacäo de aspecto sobre a curva do coeficiente de sustentac5o.

Figura 6.11 - Efeito combinado da circulagào na linha c14 e nas pontas de asa.

128



Edison da Rosa

Introducão ao Projeto Aeronautico

129

Voo

Figura 6.13 - Geragão da esteira ap6s a asa.

CA CA

Figura 6.12 - Visualizacao dos vortices de ponta de asa em um: General Dynamics F-16A MLU Fighting Falcon da Forga aerea da Belgica em v g o de demonstragäo.

linha media da esteira

Corda media aerodindmica

Figura 6.14 - Posicào relativa na esteira da empenagem horizontal.

6.7 RENDIMENTO DA EMPENAGEM 0 fato de a empenagem estar normalmente situada ap6s a asa, o fluxo de ar que ela recebe é afetado pela presenga da asa. 1st° diz respeito tanto direcao do fluxo, como a pressào dinamica que atua. A diregao do fluxo é considerada, no ponto medio da esteira, pelo angulo e de downwash. No caso da pressao dinamica sobre a empenagem, esta e menor do que a que atua no caso da asa, pelo efeito de arrasto desta que diminui a velocidade do ar, em particular as moleculas que estäo na regiao central da esteira. Se a empenagem estiver dentro deste fluxo, sua eficiência pode ser muito prejudicada e assim é necessario termos uma ideia desta perda de pressão dinâmica, sendo definido o rendimento de cauda Como:

0 rendimento da empenagem e dado em fungáo do afastamento relativo desta e o centro da esteira, ou seja,

Z =

H+H t

sendo

H = I re, • tg

c;

'ref =1„—

0.75

Cma 1.00

n 0.80

qt

lit =q.

0.60

0.40 0.00

0.20

0.40

0.60

121 Figura 6.15 - Rendimento aerodinamico da empenagem, funcao de Z.

0.80

0 Edison da Rosa

130

".%

Introducao ao Projeto Aeronautic°

131

indicada na Tabela 7.1. Para o aviao em contato corn o solo, surge o atrito de rolamento, que atua durante a decolagem ou aterrissagem, decorrente das deformacOes que o pneu e o solo sofrem.

7. RESISTENCIA AERODINAMICA 7.1 TIPOS DE RESISTENCIAS A resister-Ida que urn aviao enfrenta ao seu movimento é proveniente de diferentes tipos de mecanismos de interacao entre ele e o meio ambiente. No caso da resistencia aerodinamica os diferentes tipos de arrasto podem ser classificados da seguinte forma: Atrito viscoso, decorrente da acao da viscosidade do fluido na camada limite, junto a superficie do corpo banhada pelo fluido; Arrasto induzido, decorrente do desenvolvimento da sustentacao e da acao do angulo de ataque induzido, funcao do angulo de downwash; Arrasto de forma, ou de pressao, formado pelo desprendimento da camada limite, corn a geracao de vortices nestes pontos. Quanto major o volume de ar dentro da esteira formada, major o arrasto desenvolvido. Para o fluido ideal esta parcela é nula; Efeito de interferer-Ida. Quando varios corpos estao prOximos, como asa e fuselagem; Arrasto devido a onda de choque no caso de velocidades supersOnicas.

Tabela 7.1 — Nomenclatura de coeficientes ASA Perfil Forma Viscoso Induzido

7.2 CALCULO DAS RESISTENCIAS AERODINAMICAS No caso da resisténcia viscosa, esta pode ser calculada pelo coeficiente de atrito viscoso, C ; e pela area S w que é banhada pelo fluido. Como normalmente a referencia é a area projetada da asa, o coeficiente de resisténcia deve ser corrigido para esta nova area de referencia. Como a area projetada pode ser considerada a metade da area banhada, o coeficiente de arrasto é o dobro do coeficiente de atrito. Para perfis simetricos a relacao recomendada 2,035. Para perfis nao simetricos, pode chegar a 2,09. Para urns primeira estimativa o valor 2,00 e adequado. 0 coeficiente C f depende do tipo de camada limite. Cdf

Tabela 7.2 — Coeficiente

2 Cf

Cdf

Camada limite laminar

Cdf 2,656- (Rer°

Camada limite turbulenta

Cdf = 0,910 . (log io Re)-2'58

Transigäo (Prandtl-Gebers)

Cdf = 0,148 . 02_40,20 —3400.020-1'w

Cdo + C D i

A resisténcia do perfil é dada diretamente pela curva de Cd , sendo que este coeficiente inclui as perdas de forma e de atrito.

Cdo C dl Cdf Cdf Cdf CDi

PARASITA

CDp =

1,05 E CD, A, / S

CD, CD1 CDf

Forma Viscoso Interferencia

f„ = C D, A,'

CD1 CDf

Correcao de 5% a 10%

TOTAL CD

Cd0

CDp CDi

C o = C D°

C2

7Z" • A R

A resisténcia parasita, dos outros elementos do aviao em cantata corn o ar, tern sua previsao considerando a area efetiva de resisténcia, definida por:

sendo C D 0 correspondente coeficiente e A area associada ao coeficiente. Esta area pode ser a area transversal, pode ser a area projetada, ou ainda, a area banhada pelo fluido. A area resistente total do aviao sera portanto f = f

e

Analisando a resist8ncia aerodin 'arnica nos varios componentes de urn aviao, e possivel separar em duas grandes fontes de arrasto, a asa e o restante do aviao. Para este em geral a resisténcia aerodinbmica é chamada de resist6ncia parasita. A nomenclatura para os diferentes tipos de coeficientes é

A forca resistente é apenas entao D p = f.q

Se colocarmos na forma de coeficiente, o coeficiente de arrasto parasita sera, considerando agora a area de referencia como a area projetada da asa, S:

Edison da Rosa

132 Dp = CDp q S, ou,

C,„ =

f q • S S

Tabela 7.3 - Coeficiente de resistencia e area de calculo, [27] Parte Asa Em penagem Fuselagem Fuselagem Fuselagem Fuselagem Nacele Nacele Nacele Tanque de asa Tanque de asa Tanque de asa Bombs Flaps Bequilha Trem de pouso Trem de pouso

Descricao Espessura de 10% a 20% Espessura de 8% a 12% Forma aerodin5mica, sem saliências Pequeno modelo corn motor no nariz Aviâo de transporte Born bardeiro Acima da asa em aviao pequeno No bordo de ataque em aviao de grande porte Turbo jato, montada na asa Na ponta de asa, para baixo Centralizado na ponta de asa Suspenso abaixo da'asa, para dentro Suspensa abaixo da asa 60% da envergadura, defletido 30° Roda da bequilha e sua estrutura Rodas bem carenadas Rodas e estrutura expostas

0,004 a 0,010 0,006 a 0,008 0,03 a 0,08 0,09 a 0,20 0,07 a 0,10 0,08 a 0,12 0,07 a 0,12

S,

0,05 a 0,09

Sc

0,04 a 0,07 0,07 a 0,10 0,05 a 0,07 0,15 a 0,30 0,20 a 0,30 0,02 a 0,03 0,50 a 0,80 0,15 a 0,30 0,30 a 0,50

Sc So Sc Sc Sc Si Spr

Introduc5o ao Projeto Aerontutico

133

Urn aviao corn muitos elementos expostos ao ar, como antenas, tomadas ou saidas de ar, superficies corn folgas, e outras semelhantes, pode ter urn acrescimo na resistencia aerodinemica de mais de 50%. Assim, muitas vezes apenas uma limpeza no aspecto externo, uma atengeo nos detalhes, pode levar a urn arrasto aerodinemico bastante menor. A Tabela 7.5 indica valores percentuais do aumento do arrasto para alguns itens mais comuns. Sempre que possivel usar amplos raios de concordencia entre as superficies, ern especial entre a asa e a fuselagem, o que reduz a parcela de interferencia.

S2

Sc S, Sc So So

s, Sc,

Si : Area projetada da asa; S2: Area da empenagem; S0 : Area da secgeo transversal; Spr: Area projetada do pneu. Para urn projeto aerodinamicamente eficiente, este valor é da ordem de 0,005, enquanto que para urn projeto corn todos os elementos expostos (modelos dos anos 1900 / 1910, ou aviOes de Gaga corn muitos misseis / bombas acoplados externamente) vale algo como 0,02. Deve ser observado que estes valores esteo incluindo o coeficiente de arrasto do perfil da asa. A Tabela 7.3 indica valores ATabela 7.4 mostra o efeito que se pode esperar sobre orientativos de C D, e o desempenho na decolagem de urn modelo AeroDesign CLASSE 36, quando 0 coeficiente de arrasto do aviao é alterado, de 0,00 ate 0,05.

A Figura 7.1 a seguir mostra o efeito do alongamento da fuselagem, definido como a relageo comprimento / diametro, sobre seu coeficiente de resistencia aerodinamica. Neste caso a area de referencia considerada é a area da segeo transversal da fuselagem. 0 efeito da interferancia entre a fuselagem e a asa, quanto as caracteristicas aerodinernicas do conjunto, tern urn texto de referencia, [13]. Tabela 7.5 -Acrescimo na resister-Ida aerodinemica devido a detalhes, [27] DETALHE

ACRESCIMO

Aberturas da carenagem do motor, para refrigeragäo Tomada do carburador näo carenada Fluxo de refrigeragào de acessOnos Tubulacao e orificios de saida da descarga Tomada de intercooler Radiador de Oleo Flaps de refrigeragão do motor sem selos Portas näo seladas do trem de pouso Piso antiderrapante na asa Antenas Tubos de armamentos TOTAL 1.00

18,6 % 3,6 % 3,0 % 3,6 % 6,6 % 10,2 % 5,4 % 1,2 % 4,2 % 4,8% 1,8 % 63,0 %

Cd

0.80

OMO

Tabela 7.4 - Efeito da resister-Ida aerodinemica na decolagem 0.40

CD0 0.00 0.01 0.02

0.03 0.04 0.05

7.2846 7.3706 7.4646 7.5636 7.6686

x[m] 58.3619 59.3880 60.5250 61.7273 63.0095

7.7786

64.3557

v[mis] 14.9049 14.8914 14.8822 14.8729 14.8641 14.8541

L-G[N] 7.4627 7.1588 6.9512 6.7419 6.5431 6.3175

z[mm]

4.991 4.997 4.995 4.994 , 5.024

4.999

0.20

0.00 0.00

4.00

8.00



12.00



1/d

16.00

Figura 7.1 - Efeito do alongamento da fuselagem sobre a resistencia aerodinémica.



Edison da Rosa

134

7.3 RESISTENCIA DE ROLAMENTO No caso do äviao estar rolando sabre o solo, o atrito de rolamento e uma resistencia consideravel. Assim se existe uma resistencia de rolamento do pneu contra o solo, esta resistencia pode ser pensada como decorrente de urn avango da reagao do solo sobre o pneu, Figura 7.2, dificultando seu movimento de rotagao. Adicionalmente a este atrito de rolamento deve ser considerado tambêm o atrito de escorregamento, junto ao mancal montado no eixo. Sendo "e" a excentricidade da reagao do solo sobre o pneu, o coeficiente de atrito de rolamento e definido como:

Q f= -

ou considerando a excentricidade,

f=

e

,

FZ

sendo R o raio do pneu. 0 atrito de escorregamento no eixo pode ser considerado calculando o momento de atrito e convertendo para a forga junto ao solo, somando assim este efeito ao atrito de rolamento. Sendo "d" o diärnetro do eixo, o momenta de atrito e : M

= t Fz d/ 2, e a forga resistente,



Q=

Introducäo ao ProjetoAeron6utico

135

equivalente sobre o desempenho na decolagem para urn modelo CLASSE 36. 0 criteria para definir a decolagem foi a altura acima do solo z = 0,005 m. Tabela 7.6 - Efeito do coeficiente de atrito na decolagem. t[s] 6.9856 7.1916 7.4936 7.8126 8.1456 8.4948

0.00 0.01 0.02 0.03 0.04 0.05

x[m] 57.1965 58.3970 60.8762 63.4381 66.0190 68.6263

L-G[N] 9.3316 7.0132 6.8846 6.8984 6.9151 6.9155

0,023 z[m] 0.005018 0.004995 0.004985 0.004993 0.005006 0.004985

A Figura 7.3 mostra comparativamente os efeitos do atrito e da resistencia aerodinamica. As curves indicam claramente que a resisténcia aerodinamica nao afeta tanto o desempenho do aviao coma o coeficiente de atrito de roiamento equivalente. Assim recomenda-se urn cuidado especial no atrito de rolamento, ficando o cuidado de reduzir a resistencia aerodinamica em segundo nivel. C D0

•Fz•d/2 R

Desta forma o coeficiente de atrito de rolamento equivalente sera :

v[m/s] 14.9876 14.8850 14.8793 14.8799 14.8806 14.8806

C D0 =

70.00

d ieg R +2.R e

60.00

50.00

0.00



0.02

0.04



0.06

Figura 7.3 - Efeito do atrito e da resisténcia aerodinAmica no desempenho de decolagem. Figura 7.2 - Calculo do atrito de rolamento e escorregamento. 0

Pela analise da expressao de f,, podemos ver quaffs os pontos a serem trabalhados para diminuir o atrito devido as rodas do trem de pouso. Em primeiro lugar, usar rodas corn grande raio R. Em segundo lugar, usar urn material duro nos pneus, cam pequena deformagao e logo uma baixa excentricidade da reacao. Por Ultimo, um eixo corn pouco atrito, e corn o menor diametro passive!. ATabela 7.6 abaixo indica o efeito do coeficiente de atrito

eRITANicp SAPE:R00NICO

De acordo corn a teoria de resistencia de rolamento, rodas especiais foram desenvolvidas para este projeto. Projetada por elementos finitos, as rodas do Thrust suportam ate 35000 g. Elas foram forjadas em aluminio e usinadas pela Dunlop Aviation, que tambern as testou em urn dinamOrnetro sob 9500 rpm.

136



Edison da Rosa

Introducgo ao Projeto Aeronautic°

137

CD = C Dmin K" CL 2 + °Di Ele náo é urn mas é muito mais rapido que muitos deles. Este e o Thrust SSC. 0 primeiro carro a, comprovadamente, ultrapassar a barreira do som (Mach 1.0).

C2 L (1+6) 7r • A R

C D = C Dmin +/(". C I!

CD

2 C1_

= C D„.th, +

- 7t - A R e

sendo que o fator de eficiência do aviao passa a ser :

1 71- . 71,•K" +0+8) , ou'

e— Figura 7.4 - Thrust SSC.

1 —=(1+8)+7-c•AR•K" , e

e generalizando:

7.4 POLAR DE DESEMPENHO

1 1 — = — + ey, e

0 coeficiente de arrasto total da asa depende do angulo de ataque da mesma, ou o que é equivalente, •depende do coeficiente de sustentagao, devido a resistancia induzida. A resistëncia da asa é dada por: CD = c do + CD, sendo, para asas el Ipticas:

I

A

Ve

Para uma correcao quanto a presenga de outros corpos alern da asa, como a fuselagem, naceles, etc, tern-se a parcela A ve , que pode ser obtida da Figura 7.6, sendo S a area da asa e S r a area de referencia do corpo.

C2L

rc • AR

e para asas nao el ipticas : C„„

2

=

L

(1+6)

rc • A,

Esta Ultima expressao é tambern escrita como: 2

CD

=

CL TC • A R • e w

000

020

040

OW

OBO

c,

103

Figura 7.5 - Curva polar do aviao.

sendo "e: o fator de eficiancia de Oswald da asa, que considers o rendimento aerodinamico da geometria da asa quanto ao arrasto induzido. Quanto ao comportamento do aviao como urn todo, tambern temos urn arrasto parasita e urn arrasto induzido, gerado pela asa. Urn estudo mais detalhado do arrasto parasita revela que este tambem depende do angulo de ataque, ern especial as parcelas da fuselagem e empenagem. Assim, o coeficiente de resisténcia aerodinamica do aviao corno urn todo tern uma parcela constante, que é urn valor minim para o C o , e uma parcela que depende quadraticamente do coeficiente de sustentagao C„ mais a resistencia induzida.

Figura 7.6 - Correcâo no fator de Oswald devido a outros corpos. Fuselagem, nacele, etc.

7.5 SENSIBILIDADE A ERROS DE CONSTRUCAO As superficies aerodinamicas, devido a construgao, apresentam sempre algum tipo de imperfeigao, como erros de forma, rugosidades na superficie, etc. Estas imperfeigaes podem comprometer tanto a sustentagao

138

Edison da Rosa

maxima do perfil como a resist6ncia aerodinâmica, diminuindo a primeira e aumentando esta. Quanto a sustentagao, a geometria do perfil e critica no bordo de ataque e nos 50% iniciais da superficie superior. Nesta regiao o cuidado corn a forma e acabamento da superficie é essencial. Por outro lado, uma superficie corn urn erro aproximadamente constante (offset) nao e too prejudicial do que uma superficie ondulada, como erro variavel. A Figura 7.7 e a Tabela 7.7 indicam alguns resultados experimentais da curva polar testando cinco modelos de urn mesmo perfil.

Introdugao ao Projeto Aeronautic°

139

aumenta o coeficiente de sustentagao e altera ainda o ângulo de ataque efetivo da asa. Todos estes efeitos sao decorrentes de uma significative mudanga do downwash da asa, parcialmente bloqueado pela presenga do solo. Estes efeitos sao mais significativos quando a asa esta a uma pequena altura do solo, da ordem de 50% da envergadura ou menos. Sao definidos os fatores de corregao do arrasto, K0 , e da sustentagao, KL , como a relagao entre os coeficientes em efeito solo (IGE) e fora do efeito solo (OGE).

KD—

CD I• -IGE C D; -OGE

K = L

e

CL-IGE CL-OGE

Aifoils at reduced Reynolds number 98 863 Tabela 7.8 — Fatores de corregao do arraste induzido e sustentagao pelo efeito solo

0,8 0,6 0,4 0,2 0,0

001

0,02

0,03 Cd

h/b

Ko

0,05 0,075 0,10 0,15 0,20 0,25 0,30 0,40 0,50 0,60

0,35 0,43 0,51 0,63 0,71 0,77 0,81 0,87 0,92 0,96

KL 1,215 1,170 1,140 1,110 1,087 1,070 1,052 1,038 1,030 1,025

0,04

Figura 7.7 - Efeito de erros na construgäo sobre a curva polar do perfil, [19]. Obs. Reynolds reduzido = Re C-.

Modelo

Desvio mêdio (in.)

Desvio maxima (in.)

SD7037A SD7037B SD7037C SD7037D SD7037E

0.0119 0.0081 0.0141 0.0065 0.0113

0.03 0.028 0.045 0.045 0.028

7.6 EFEITO SOLO A proximidade da asa corn o solo durante a decolagem, ou aterrissagem, tern urn efeito significativo, chamado efeito solo. 0 efeito solo afeta todo o comportamento aerodinamico da asa e portanto do aviao. Basicamente o efeito solo reduz o coeficiente de resist8ncia induzida do aviao,

Figura 7.8 - Ekranoplan LUN -Aeronave Russa anti-navios e base avangada de langamento de misseis. V6a a poucos metros do nivel da agua, utilizando apenas efeito solo. TambPrn conhecido como WIG - (Wing In Ground-effect).

140

Edison da Rosa

7.7 ESTIMATIVA DO ARRASTO AERODINAMICO A seguir e apresentada uma estimativa dos valores de forgas de resistencia aerodin'emica para urn modelo AeroDesign tipico, corn as caracteristicas descritas. 0 valor de co calculado para o modelo foi de 0,0197. Tabela 7.9 — Caracteristicas do modelo Fuselagem

Asa

Estab. Horizontal

Estab. Vertical

Rodas

Comprimento 1020 mm

Envergadura 2600 mm

Envergadura 610 mm

Altura 254 mm

Diametro 140 mm

Largura 150 mm

Corda 250 mm

Corda 110 mm

Corda na raiz 200 mm

Largura 7 mm

Altura 200 mm

Area 0,65 m2

Area 0,067 m2

Corda no topo 140 mm

Três rodas

Tabela 7.10 - Forgas de resistencia aerodinemica em diferentes condicdes Condigao de aceleracao C L = 0,7

Condigâo de decolagem

Condicao em cruzeiro

CL = 1,6

CL = 1,0

v = 15,60 m/s

v = 15,60 m/s

v = 20,00 m/s

DFuselagem = 0,4 N

DFuselagem = 0,4 N

DFuselagem 0,66 N

D Perfil = 1,1 N

Dperfil = 1,1 N

Dperfil = 1,8 N

D lnduzido = 1,6 N

Dlnduzido 8,2 N

Dlnduzido = 5,3 N

DCauda = 0,2 N

DCauda = 0,2 N

DCauda = 0,36 N

D Rodas = 0,2 N

= 0,2 N DRodas0,32 DRodas

DTotal = 3,5 N

DTotal 10,1 N

N

DTotal 8,44 N

MODULO 3

Introducao ao Projeto Aeronâutico

143

8. PROPULSAO 8.1 MOTORES Os motores aeronauticos de combustäo interna para aplicagdes em avides pequenos e mádios sào usualmente motores de quatro tempos, refrigerados a ar e corn turbo alimentacao para compensar, em parte, a diminuicao da densidade do ar corn a altitude. Ja no caso de motores para aeromodelos os motores podem ser de dois ou de quatro tempos. Adicionalmente existem ainda motores a 00 2 , comprimido em urn reservatOrio, e motores elètricos. 0 desempenho de urn motor é caracterizado pelas suas curvas, de poténcia e torque. Uma curva de potancia deve ser obtida pelo ensaio do motor em uma bancada apropriada, medindo torque e rotagao do motor, quando uma carga é usada para frear o motor. No caso de motores aeronauticos esta carga pode ser urn freio dinamornetrico, ou a prOpria halice. Neste Ultimo caso é necessario usar diferentes helices para podervariar a rotacao e a poténcia consumida, obtendo assim a poténcia gerada dentro da faixa de rotagao de trabalho. A Figura 8.1 mostra alguns pontos obtidos corn urn motor OS 0.61 SF.

0

1000

Motor OS 0.61 SF

P[ N]

800

3X6 o 11 X8

11X7 .

o 11 X 6

12 X6 600 14X6

400 8000



10000



12000



14000

16000

Figura 8.1 - Potência consumida por diferentes helices. Teste de motor

Teste de hence

Medir rotapo

Medir rotaciao

Medir torque

Medir empuxo

Calcula poténcia

Medir velocidade do ar

Figura 8.2 - EspecificagOes das bancadas de ensaio de motor e de helice.

L

Edison da Rosa

144

Introducão ao Projeto Aeronautic°

145

Para o caso de passo constante ao longo da pa, a Figura 8.4 mostra o comportamento do angulo de hake.

8.2 GEOMETRIA DE UMA HELICE Ageometria de uma helice estabelece de forma univoca o desempenho que podemos esperar desta. A geometria pode ser definida pelas variaveis: Diametro da helice; Passo nominal; Corda da secao da pa; Forma da secao transversal da pa; NOrnero de pas. 0 angulo de helice p é formado entre o piano da helice e a Gorda da secao em consideragao da pa. Para uma saga() a uma distancia "r" do eixo da helice o passo da pa esta ligado diretamente ao angulo de hake por: p=2trtgJ3, ou

13 = arc

tg

2TE • r

Deve ser observado que a aproximagao para pequenos angulos nao é adequada, pois pode assumir valores elevados, em especial pr6ximo do eixo, e tambern em helices para grandes velocidades.

r/R Figura 8.4 - Variaga- o do angulo de hake corn o raio. Helice de passo constante.

A selegao do passo esta ligada a velocidade do aviao, sendo tanto major quanto maior a velocidade deste. As helices podem ser classificadas quanto ao passo, Figura 8.5, como: Helice de passo constante, 0 passo nao varia ao longo da pa; Helice de passo variavel. 0 passo varia ao longo da pa; Helice de passo fixo. 0 passo de uma dada secao e fixo. Em geral é de passo variavel; Helice de passo ajustavel, ou de velocidade constante. 0 passo ajustado pela rotagao da pa ao longo de seu eixo, em relacao ao cubo. 10.0—

2rcr

Passo ajustavel

p

• Passo variavel 5.0 — Passo constante

0.0 0.75

0.00

0.20

0.40

0.60

0.80

1.00 r/R

Figura 8.5 - Distribuicão do passo ao longo da pa. Figura 8.3 - Definic"ao geornetrica de uma helice.

As informacOes basicas sobre a geometria da helice sao seu diametro e seu passo nominal, definido como o passo na secao a 75% do raio da helice.

Uma pa de helice que usa urn mesmo perfil em toda a sua extensao deve apresentar urn passo constante, para que o 'angulo de ataque da pa, em cada secao, seja o mesmo, igual ao angulo de ataque de projeto. No caso de usar urn perfil variavel secao a secao, que é o usual, cada secao deve ter seu

146

Edison da Rosa

angulo de ataque selecionado de acordo corn a curva do perfil usado. Da geometria da Figura 8.6, vem : a = -

,

I ntroducâo ao Projeto Aeronautic°

147

8.3 TEORIA AXIAL DE HELICES A chamada teoria axial de helices é uma aproximagao que considera o fluido ao longo de urn tubo de fluxo, passando pela helice. Foi originalmente desenvolvida por Rankine, sendo tambern conhecida como teoria da quantidade de movimento. Na secao da hence ocorre uma descontinuidade de pressao, nao de velocidade, provocada pela energia que a hence esta fornecendo ao fluido. Esta diferenca de pressao entre os dois lados do disco da hence é que gera o empuxo. A hence capta o ar a entrada do tubo de fluxo, na velocidade de vc5o, "v", e o acelera, impulsionando a mesma massa a sua retaguarda. Pela variagao da velocidade, de "v" na entrada, para "v; na saida, ocorre uma contracao no tubo de fluxo que envolve a hêlice. PrOximo ao disco da hêlice ocorre urn aumento de velocidade, chamada de velocidade induzida, "v i ", pela energia que a hence entrega ao ar. Ate o disco da hêlice a velocidade é acelerada de "v 4 ", e ao final é acelerada de "v". A equagao de Bernoulli pode ser aplicada antes da hêlice e depois da hence, mas nao sobre a hêlice, pela descontinuidade de pressao. A Figura 8.8 mostra a situacao discutida.

sendo: a angulo de ataque, 13- angulo de hence, y- angulo do vento relativo, calculado como: V tg y to • r

disco de helice

Figura 8.6 - Geometria de definigão do angulo de ataque de uma secâo da pa.

A definicâo geomètrica completa de uma pa deve incluir entao, para cada secao, o angulo de hence, ou o passo, a corda da secâo e a prOpria forma geometrica do perfil da secao, Figura 8.7. Outro conceito ligado a geometria da hence e o de fator de atividade, que da uma ideia da area do disco da hence ocupada e da eficiencia desta ocupacao. Seu valor fica geralmente entre 0,01 e 0,02. E definido como: 1( AF =

Jx.

c

—• X

3

v p

V3 p3

v, p,

V4

P4

v + vi

Va

P

r

dx, sendo x = — R

Figura 8.8 - Variacão da velocidade axial e da pressäo estâtica ao longo do tubo de fluxo.

Das condicties de contorno e de continuidade temos as igualdades: v 1 = v;

1.0

V + Va;

V2 = p, c

P4

13; P

Pl•

Passo 0.5

Aplicando Bernoulli entre 1 e 2, p+

Gorda

p

v2 /

2 p2 + p V 2 2 / 2

e entre 3 e 4, 0.0

13 4 + p ( V + ) 2 / 2 = p 3 + p V 32 / 2

0.75 0.00

0.20

0.40

0.60

0.80

r/R

Figura 8.7 - Geometria da pa de uma helice.

1.00

Subtraindo uma equacbo da outra, resulta: p 3 -13 2

= p ( V + v,

/2 )



Edison da Rosa

148

Esta diferenca de pressào agindo na area "A" do disco produz o empuxo "T". T = pA(v+v , /2 )v, 80.00 —

Introducto ao Projeto Aeronautic°

ainda a Figura 8.8, o empuxo gerado este impulsionando o avieo na velocidade "v". Esta é a potencia Otil. No entanto, a potencia que a hêlice entrega é o produto do empuxo pela velocidade do ar ao passar pelo disco, v + V a . 0 rendimento neste caso, chamado de rendimento induzido, passa a ser portanto:

T [N]

h, -

40.00 —

0.00 0.00

4.00

8.00

12.00



16.00

vi

20.00

Figura 8.9 - Efeito da velocidade induzida sobre o empuxo gerado. HOlice de 13" a 20 m/s.

Outra forma de se obter o empuxo e considerar agora a quantidade de movimento do ar que e acelerado ao passar pela helice, ou equivalentemente, a segunda lei de Newton.

149

Tv T (v +

1/3

rc . p- D2(1-ri,)_ Disc loading 1000

1.00



Disc loading 10000

4111111111111111

Igualando as duas expressoes para o empuxo, T=pA(v+v , /2 )v,=pA(v+va)v, , 0.50

( v + v , /2 ) v , = ( v + v a ) v , e portanto

Este resultado implica que a acelerageo da massa de ar que passa pela helice é feita metade ate o disco e metade apOs o disco.

2•P

V=

T=pA(v+va)vi

v a = v , /2

sendo b = — v,

A este rendimento deve ser considerado o rendimento da pa, devido as perdas por atrito do ar, resistencia induzida e pelo movimento de rotageo da esteira formada. Estes perdas sac) consideradas por urn rendimento adicional, que caracteriza a eficiencia da pe entregar energia para o ar, ri b . Este rendimento fica na faixa de 0,85 a 0,90. Apenas helices muito eficientes e corn baixa potencia relative ( P / D z ), tern este rendimento na faixa de 0,95. Este rendimento sere derivado pelo desenvolvimento feito na secâo seguinte. Considerando ambos os rendimentos, o rendimento global de uma helice passa a ser ri p = • Combinando as equagees de rendimento e empuxo, podemos escrever a equageo abaixo, que acopla velocidade, rendimento e poténcia, representada pelas curves da Figura 8.10.

F = m a, logo, Av m Tm. — = — • IT- , ou, At At

ou seja,

1 I + b/2

/1/1/111 1AiI

111

Disc loading 100000

Disc loading = P / D2

0.00 0.00



20 00



40 00



60 00



. .

80 00

100.00

Figura 8.10 - Efeito da velocidade e da carga do disco sobre o rendimento induzido.

8.5 TEORIA DO ELEMENTO DE PA 8.4 RENDIMENTO 0 rendimento de uma helice é definido pela relageo entre a potência Otil, gerada pela [lace, e a poténcia que a helice este absorvendo. Usando

Esta teoria considers que a pa da hêlice funciona como uma asa de avieo, gerando sustentaceo, que sere responsavel pelo empuxo, e gerando arraste, ou seja, urn torque resistente e assim sendo responsavel pelo consumo de potencia. Esta teoria considers cada segeo da pa agindo independentemente,

Edison da Rosa

150

Introducào ao Projeto Aeronautico 151

sem fluxo radial, apenas circunferencial. Esta teoria foi inicialmente desenvolvida por Froude. As forgas de sustentagào e arraste da segéo da pa estäo orientadas segundo a diregäo do vento relativo, Figura 8.11. As componentes axiais dFx geram o empuxo e as componentes circunferenciais dFy geram o torque resistente. Considerando urn elemento da pa, de largura db, as forgas geradas serao dL e dD.

T– R 3 •cu 2

c

4•co2

p

M =R

2

(

sendo: I,

=.1.

.7C

/

1 xo

\

2 1+

1+

X2

( I3

1

fR

fR

T =

(DL sen y — dD cos y)

Substituindo as express6es, T=

1.

R

CL•P-•(2+(o'• r)c • cos arctg

V

cD

P (2 +(02.r2) c •sent arclg V dr W •r 2

co • r

ro

M= f[C, •

• CI -(2 +0) 2• r 2 )c • cos(arctg • (2 -1-t.o 2 • r 2 )csen(arctg—lt-)+C„ 0) •

r

2

arctg — dx \ICC J

( ( sett arctg Adz \,1 i i 17:r /

J

(

\ 2\

/

\\

cos arctg

dx

x3

j)2\ 1+

/ sen

arctg

\

dx

`•71-x

Para obtermos as forgas resultantes de resistência e de empuxo, T, é necessario integrar as express'Oes de dF, e dF y . No caso desta tiltima e melhor trabalhar corn o momento gerado por esta, que representa o torque, M, absorvido pela halice.Assim,

cos y — dD sen

j\

cos

1+

(

dF x = dL cos y - dD sen y DF, = dL sen y + dD cos y dL = C L q c db, e dD = C D q c db q = p v r2 / 2, sendo v r2 = + 0.) 2 r2

(dL

3

p (CD•I3+CL•I4)

J

Figura 8.11 - Forgas aerodinernicas atuantes na pa da asa.

T=

X

c

2

co •r

)1•r•dr

Considerando a corda, C, e C D constantes ao longo da pa (na realidade uma grande simplificagäo do problema) e adimensionalizando quanto ao raio, as expressOes podem ser postas na forma:

e a constante J, chamada de razao de avango, é fungao da velocidade do aviao, v [m/s], a rotagéo da helice, n [rps], e o diametro do hêlice, D [m]. E definida por: J=

V

nD

Estas integrals, calculadas numericamente, estao colocadas na tabela 8.1, como fungäo de J, para x o = 0,20, o que corresponde a urn spinner corn 20 % do diametro da helice. As forgas desenvolvidas na pa, em especial o empuxo, tern uma forte tendencia de flexionar a pa, podendo alterar sua geometria e assim mudar o ängulo de ataque da segao, comprometendo o rendimento. Desta forma a pa deve ser bastante rigida para suportar estas forgas. Outra forga importante no calculo de resisténcia de uma helice é a forga centrifuga, que pode desenvolver tensOes elevadas no material.

152



Edison da Rosa

Tabela 8.1 - Integrals para o celculo de helices. A pa é considerada corn corda constante

Introducâo ao Projeto Aeronautico 0.01

153 I

I

I

0.009 0.008

J/t

11

12

13

14

0.007

0.00 0.05 0,10 0,15 0,20 0,25 0,30 0,35 0,40 0,45 0,50

0,326 0,327 0,332 0,335 0,341 0,349 0,359 0,370 0,382 0,395 0,409

0,000 0,024 0,048 0,074 0,101 0,131 0,162 0,196 0,234 0,274 0,317

0,245 0,243 0,247 0,250 0,254 0,259 0,265 0,272 0,279 0,298 0,296

0,000 0,016 0,033 0,050 0,068 0,087 0,108 0,129 0,153 0,178 0,204

0.006 0.005 0.004 0.003 0.002 0.001 0

0.10



0.20 0.30 v / nD [-]

0.40

Figura 8.12 - Curva tipica do coeficiente de poténcia.

0 desempenho de uma helice, em especial quando determinado experimentalmente, e em geral colocado na forma de coeficientes, o coeficiente de empuxo e o coeficiente de potencia, definidos como: T

CT =

P-

D4



C

n2



3

5

P n -D

Finalmente, o rendimento da pa, comparando a potencia entregue ao avião pelo empuxo e a potencia absorvida pela hence, é dada por : J • CT

Tlb

Figura 8.13 - Corn seus quatro motores Kuznetsov NK-12 de 14795hp/motor e helices contrarotativas o Tupolev Tu-95KD-22 "Bear" é capaz de atingir 830 km/h, velocidade semelhante a muitos avities a jato.

8.7 EMPUXO ESTATICO 8.6 CURVAS CARACTERISTICAS DE HELICES As caracteristicas de uma hence sac) fornecidas pelas curves do coeficiente de potencia e do coeficiente de empuxo, fung5o da razào de avanco. A curve de rendimento e tambem muitas vezes fornecida, porem para uma aplicagão da helice, a urn dado projeto, näo e tão relevante como as curves de C r e C p . A Figura 8.12 mostra uma curve tipica de Cp.

Para a decolagem do aviäo uma informagäo importante é o empuxo gerado pela hence em baixa velocidade. Uma estimative do empuxo gerado estaticamente, corn base em verios ensaios, segundo [5], é dada por :

T, = Kro N

D

sendo K fung5o de J de projeto, ou seja, J para maxima rendimento, Figura 8.14. As unidades s5o: T [N]; P [kW]; N [rpm]; D [m].



Edison da Rosa

154

Introducao ao Projeto Aeronautico

155

CORRECAO DA PRESSA0 A densidade do ar depende diretamente da pressao, que resulta numa corregao:

2.0E+5 — K to

=

1.6E+5 —

CORRECAO DE TEMPERATURA A influencia da temperatura é similar a da pressao e resulta no fator de corregao:

12E+5 —

r \k C7, = —

, k = 1.4 e o coeficiente isotrepico.

0 8.0E+4 —

4.0E+4

o.00

aim

0.80

1.60

1.20 -1

CORRECAO DA UMIDADE Para a corregOo da umidade é necessario considerar a quantidade de agua na massa de ar que e usada na combustao, usualmente medida pela umidade relativa do ar. A umidade relativa é a razão da massa atual de agua no ar pelo maxima valor possivel, na temperatura. Usando a pressào parcial de vapor d'agua, resulta a expressao:

Figura 8.14 - Curva para estimar o empuxo estatico.

, onde:

CH—

8.8 EFEITO DAS CONDICOES ATMOSFERICAS - o interna depende da A performance de urn motor de combust 6 quantidade de ar ou, mais precisamente, da quantidade de oxigenio, que pode ser queimado em urn ciclo do motor. Esta quantidade pode ser expressa em fungOo da densidade do ar, que depende das condigees atmosfericas. A pressäo e a temperatura locals tem uma grande influencia na densidade. Adicionalmente, a quantidade de oxigénio é reduzida quando a o ar contem vapor d'agua, ou seja, contem umidade. Para uma comparageo de resultados de teste de motor, é usual referenciar a condigees padre -5es. Essas condigees padrbes sac) as da atmosfera padrao, ao nivel do mar. DETERMINACAO DOS FATORES DE CORRECOES A corregOo é necessaria em trés aspectos: o o o

corregao de pressOo; corregao de temperatura; corregao de umidade.

Os fatores de corregao sao aplicados atualmente nos dados medidos, para procurar urna potencia e rotagao equivalentes nas condigbes padr5es. Por outro lado, usando os fatores de corregao, e possivel passar das condigbes padrao para condigees reais.

P

•RH —

PH 0 ' RH 0 )

P H e a pressào parcial para a temperatura ambiente corrente T, RH e a umidade relativa, P„ é a pressào parcial para as condigOes padrOes. CORRECAO DA DENSIDADE Ao acoplar uma helice ao motor, é necessario compatibiiizar a potencia produzida pelo motor corn a potencia consumida pela helice, nas condigOes atmosfericas. Da definig5o do coeficiente de potencia da helice: C— P p.n3.D5

Assumindo que o nOmero de Reynolds e constante, o coeficiente de potencia para uma hake dada sera sempre o mesmo. Rearranjando a equagOo e inserindo uma relagào entre duas diferentes condigees atmosfericas, a velocidade de rotagao depende da densidade e da potencia dada. Assim terminamos em urn fator C,, que descreve a influencia da densidade do ar na velocidade do motor. I

/

\ i P _

CR = \

Po

/ =

/

r vr

\

r -, 0 \ Po •T /

1

156



Edison da Rosa

introducao ao Projeto Aeronautic°

157

1000

CORRIGINDO OS DADOS DE PERFORMANCE Depois dos três fatores de correcäo terem sido calculados, a potancia para cada ponto medido, tern que ser multiplicada por esses fatores:

1 P[ W]

12 X 6 11X 10

= Pmedido •C P * C T H

13 X 7

Porem, a velocidade de rotacâo tern que ser corrigida. Corn as caracteristicas aerodinamicas da helice, teremos uma velocidade corrigida:

X8

12 X 7 800

Proi corrigida

11 X 7

Motor OS .61 FX 11 x 1 • •12 X 8

11 X 6

Curva linearizada

12.5 X 9 600

CC p . T .0 .0 R)-3n corngida -= n medida •

8.9 DADOS DO MOTOR OS.61FX MEDIDO EM BANCADA Em artigo publicado em "Model Airplane News" de maio de 2003, temos ensaios realizados corn motores da classe .60, em bancada dinamornêtrica. Dentre estes motores estava o OS .61 FX.ATabela 8.2 apresenta os principais resultados obtidos. A coluna "Passo provavel" indica uma correcao no passo da helice, de forma que a simulacao fornecesse a mesma poténcia medida na bancada. Esta alteracäo de passo corresponde ao que pode ocorrer na fabricayao da helice, ficando o passo real diferente do passo nominal. Asimulacao foi feita corn o diametro nominal e rotacao do ensaio. Foi usado o software Propeller Selector, da Giles Aerodesign. A curve de potericia esta mostrada na Figura 8.15. Deve ser observado que o fabricante apresenta o dado de 1,9 hp © 16 000 rpm como a potancia maxima fomecidapor este motor. Nesta rotagao e potancia, por simulacao, o motor teria condicbes de girar uma hêlice 11 x 6. Pelos testes esta helice nao ultrapassou a rotacao de 13 150 rpm, corn potancia gerada de 1,22 hp. A curva linearizada passa no ponto de 710 W © 9 000 rpm e 925 W @ 13 000 rpm. Peios dados experimentais parece que a partir de 13 000 rpm a curve de potencia comega a cair.

400 8000

10000

12000



14000



n rpm 16000

Figura 8.15 - Curva de poténcia medida do motor OS .61 FX.

ENSAIOS UFSC AERODESIGN Devido as divergencias entre resultados apresentados pelo fabricante e publicagOes independentes, e tambern a necessidade de quantificar o desgaste de motores de propriedade das equipes UFSC, foi projetada e constru Ida uma bancada de testes para a medicäo de empuxo, torque e rotacao de helices comerciais em testes estaticos e dinamicos. Estes ensaios foram executados em bancada instrumentada corn extensOmetros, medindo a deformacao sofrida pelo suporte do motor, quando este em funcionamento. Assim, obtarn-se dados precisos e confiaveis, via calibracäo previa da bancada. Os ensaios dinamicos foram realizados corn o auxilio de urn tOnel de vento. Os resultados obtidos para as helices testadas encontram-se na Tabela 8.3. Tabela 8.3 — Resultado dos testes de empuxo [N]

He lice usada 12.5 X 9 13 X 7 11 X 10 12 X 8 11 X 11 12 X 7 12 X 6 11 X 8 11 X 7 11 X 6

Rotagao medida

Potencia (hp)

Passo provüvel

9 250 9 900 10 000 10 300 10 450 10 950 11 750 12 250 13 000 13 150

0,97 1,02 1,03 1,04 1,06 1,11 1,15 1,19 1,24 1,22

8.68 6.92 10.56 8.04 9.87 7.37 6.42 7.65 6.91 6.65

Helices APC 12 x 6 MAS 13 x 6 MAS 13 x 5 J/C 16 x 6

0 46,24 55,89 49,86 45,03

Velocidade do ar (m/s) 5 10 43,82 41,41 53,48 49,86 46,24 43,82 42,62 37,79

15 35,37 43,82 36,58 28,13

158

Edison da Rosa

Introducäo ao Projeto Aeronautic°

159

9. ANALISE DE DESEMPENHO Este capitulo tern a preocupagao de unir as informagees ate o momento apresentadas, porem ainda fragmentadas, de modo a obter uma visao complete do que se pode esperar do desempenho do projeto. As informagees que serao consideradas dizem respeito a curva de ootencia do motor, as curvas de desempenho da helice e a curva polar do aviao. Estas tres informacees sintetizam todo o potencial de desempenho do aviao, quanto a sua capacidade em veo, ou mesmo em decolagem.

9.1 CURVAS DE POTENCIA Figura 8.16 - VariagOo do empuxo fornecido pelo conjunto propulsor corn a velocidade do ar

0 ponto de partida para a analise de desempenho é determinar as curvas de potencia, considerando o aviao em veo horizontal, a velocidade constante. o Potencia disponivel para veo, dependente da curva do motor e das curvas da helice. o Forel-Iola consumida em veo, dependente das caracteristicas de resisténcia aerodinamica do aviao, dada pela curva polar.

Figura 8.17 - Bancada UFSC AeroDesign de testes e sensores corn extensOmetros para medir o empuxo e torque.

CURVA DO MOTOR A Figura 9.1 mostra as curvas de urn motor de medio porte, de 180 HP e, para o caso do motor OS.61 FX, urns estimative da curva de potencia. No caso de dados obtidos em bancada de testes, usar diretamente estes dados. Muitas vezes a curva de potencia experimental é transformada em urns expressao analitica, ajustada, que para certas analises de desempenho é mais adequado. Urn cuidado é separar os dados de potencia de marketing dos

dados de potência de engenharia.

Figura 8.18 - Medicäo da rotacâo ern tOnel de vento e aquisicao de dados.

Edison da Rosa

160

Introducao ao Projeto Aeronautico

161

200

Motor Lycoming 0360

2 700 00

n effindm.391$

Tabela 9.1 - Dados de projeto

02 aiMoos

100 000

P

Perth

Vd

0

E

750 W

Clark Y

10 m/s

350 mm

31,5 N

Passo 9,4°

137 mm

mm

Tabela 9.2 - Coeficientes caracteristicos da helice

0 8 000

0 000

2 000

wmwel 721

10 W

ea°

600

*100 t220,1 2000

10000

12000

12000

112000

Figura 9.1 - Curva de poténda do motor. Motor Lycoming 0360 e motor OS.61 FX.

CURVAS DA HÈLICE As curvas relevantes da helice sa g as curvas dos coeficientes de empuxo e pot6ncia, C T e C p , e a curva de rendimento, todas como fungäo da taxa de avango, J. Curvas tipicas estäo colocadas na Figura 9.2, para uma helice corn as especificagOes da Tabela 9.1, usando urn motor OS.61 FX. 0.08 -

0.04

0.00

J

V

Cp

CT

0.000 0.026 0.050 0.076 0.100 0.126 0.150 0.176 0.200 0.206 0.210 0.216 0.240 0.266 0.290 0.316 0.340 0.346 0.356 0.380 0.400 0.416

0.0 1.8 3.5

0.01448 0.01018 0.01141 0.01212 0.01272 0.01326 0.01387 0.01442 0.01424 0.01343 0.01304 0.01294 0.01240 0.01175 0.01100 0.01013 0.00911 0.00888 0.00839 0.00698 0.00566 0.00455

0.05663 0.05733 0.06188 0.06295 0.06270 0.06180 0.06009 0.05758 0.04422 0.03660 0.03376 0.03319 0.03027 0.02721 0.02404 0.02075 0.01730 0.01656 0.01503 0.01095 0.00745 0.00470

5.3 7.0 8.8 10.5 12.3 14.0 14.4 14.7 15.1 16.8 18.6 20.3 22.1 23.8 24.2 24.9 26.6 28.0 29.1

0.000 0.141 0.271 0.390 0.493 0.583 0.650 0.699 0.621 0.559 0.544 0.551 0.586 0.614 0.634 0.646 0.645 0.643 0.636 0.596 0.527 0.428

Para montar a curva de potencia disponivel no aviao, fornecida pelo conjunto motor-helice, devemos escolher um ponto da curva do motor, n„ P. Corn estes valores é calculado o coeficiente de poténcia, usando o diärnetro da helice. Lembrar que nos celculos de helices, n sempre em rps e náo rpm. Da curva da helice e lida a razáo de avango correspondente, J,. Corn este valor é calculada a velocidade de vOo do aviào v,. As formulas necesserias são: CPi = Figura 9.2 - Curvas caracteristicas de desempenho de uma hêlice 350x137.



p • 1.1;

3

D

5

J

Edison da Rosa

162

Do valor de J, é obtido tambêm o rendimento /I. Corn este valor é calculada a potencia disponivel na helice. Desta forma temos os pontos corn valores de velocidade e potencia disponivel. = P i rli Tabela 9.3 - Dados do aviao para construcao da curva de potência consumida em vOo Perfil

Peso

S[m2]

S1223

160,37

0.65



Cop





0.0050



AR.e

1,225

8.817

Tabela 9.4- Construgäo da curva de potência consumida a partir da curva polar a

CL

Cd

-3.5 -2.5 0.0 2.5 5.0 7.5 10.0 12.5 15.0 17.5 20.0

0.39 0.78 1.08 1.33 1.54 1.74 1.92 2.08 2.19 2.11 1.96

0.045 0.04 0.017 0.019 0.021 0.025 0.028 0.031 0.038 0.056 0.075

C00 0.0500 0.0450 0.0220 0.0240 0.0260 0.0300 0.0330 0.0360 0.0430 0.0610 0.0800

CEO 0.0055 0.0220 0.0421 0.0639 0.0856 0.1093 0.1331 0.1562 0.1731 0.1607 0.1387

co 0.0555 0.0620 0.0680 0.0879 0.1116 0.1393 0.1661 0.1922 0.2161 0.2217 0.2187

P[kW] 0.7327 0.2894 0.1948 0.1842 0.1878 0.1951 0.2007 0.2060 0.2144 0.2326 0.2562

v[m/s] 32.127 22.717 19.306 17.397 16.167 15.210 14.479 13.911 13.557 13.812 14.331

I ntroducao so Projeto Aeronautic°

163

9.2 ENVOLTORIA DE VOO A Figura 9.3 ilustra a forma geral que as curvas de potencia apresentam, estando estas curvas esquematizadas para urn caso genêrico na Figura 9.4. Nesta figura temos alguns pontos que sec) caracteristicos do problema de desempenho do aviao. A velocidade v, corresponde a minima velocidade a que o aviao pode voar, limitada pelo maximo coeficiente de sustentacao, ou seja, é a velocidade de estol, v s . A velocidade v2 por sua vez é a maxima velocidade que o aviao pode atingir em vtio horizontal, sendo tambêm chamada de vH . Outro ponto de interesse é a velocidade v m , ponto de maximo afastamento entre as duas curvas, ou seja, de maxima potência liquida. Pontos a direita de vm permitem que o aviao ganhe altura corn o aumento do angulo de ataque pela acao do profundor. Tal faz corn que aumente a sustentagao, aumente o arrasto e logo a velocidade diminui. Mas corn a reducao da velocidade a poténcia liquida cresce, viabilizando o ganho de altitude do aviao. Se agora o aviao esta voando abaixo de vm , a manobra tambern reduz a velocidade, mas agora a potencia liquida e menor, nä° permitindo que se tenha ganho de altura, mas pelo contrario, perda de altura. E a chamada regiao de reversao de comando.

. Potencia disponivel P [kW]

o Potencia consumida

z50 -

P [kW)

c,

080 -

/00 -

Polknaa 444,1.1 Potence consurn[de

040-

V

rn

V [M/S]

0 50 -

Figura 9.4 - Curva de potência corn as velocidades caracteristicas do aviao. 0.00

' 0.00

1 aos

1 alo

'

1

0.15

'

000

1

020

025



10 00



20.00

Figura 9.3 - Curva polar do aviao e curvas de potencia consumida e disponivel.

30.00

i

i

40 DO

A Figura 9.5 mostra o comportamento da velocidade corn a altura. Nesta figura fica definida a envoltbria de vOo do aviao, minima e maxima velocidade possivel, para aquela altura. Adicionalmente a figura apresenta outros dois pontos caracteristicos, o de maxima velocidade em veio horizontal, e o de altitude maxima que pode ser atingida.

Edison da Rosa

164

Introducao ao Projeto Aeronautic°

165

No modelo de aceleragao constante esta sera: h [km]

a=

To —(D+ Q) = Tn in

nz

v [m/s]

Figura 9.5 - Curva dos limites de velocidade funceo da altitude de vOo.

9.3 ANALISE DE DECOLAGEM Dos problemas classicos de analise de desempenho, o da decolagem é o mais importante para o -projeto do AeroDesign, pelas limitagOes do regulamento. Uma analise detalhada da decolagem é bastante complexa, pelos varios fatores que afetam, bem como pela dificuldade em quantificar estes valores corretamente para o caso em estudo. Em situagOes praticas a solugao do problema de decolagem pode ser obtida de duas form as:

x \\V>,\xe\NV>..\`0,\Nb,\X‘`,.\ \x?›.s.W.V.,,,,V>,\V>,\WW>,\‘<1>WAxes,,\X/./

o Solugao analitica, na qual certas simplificagbes devem ser feitas para viabilizar a solugao. o Solugao numerica, que pode obter uma resposta bastante precisa, desde que os dados necessarios estejam disponiveis. Uma solugao analitica exige certas hip6teses sobre o comportamento das forgas envolvidas, Figura 9.6. Em geral a principal simplificagao e feita sobre o comportamento do empuxo liquido, dado pelo empuxo bruto, gerado pela helice, menos a resistência aerodinamica e a resistancia de rolamento das rodas no solo, durante a fase de aceleragao. Assim existem solugOes nas quais o empuxo liquido e considerado constante, ou uma fungäo linear da velocidade, ou ainda, uma fungäo quadratica da velocidade. 0 modelo mais simples e o que considers uma forga constante, o que leva a uma aceleragäo constante tambern, ou seja, urn movimento retilineo uniformemente variado. Dados da literatura indicam que, para este modelo, uma boa aproximagao para as forgas envolvidas, e considerar estas na velocidade de 75% da velocidade de decolagem. Assim, o empuxo liquido pode ser obtido pelos valores de empuxo bruto, resisténcia aerodinamica e de rolamento, naquela velocidade.

Figura 9.6 - For-pas envolvidas na analise de decolagem.

0 avian é acelerado em contato corn o solo ate a velocidade em que ocorre pela primeira vez L = G, ou seja, o aviao comega a ter urn movimento vertical e a se distanciar do solo. Estee o ponto te6rico que define a distancia de decolagem. Os resultados da simulagao numerica detalham mais este aspecto. Como esta velocidade é a de estol, vs, 2

vs =

2•G p • C L •S

Das equagOes da cinematica, resulta:

ilk



166

Edison

da Rosa

2

p • C I, • S • Tr,

isolando a massa,

,

,

2 G

2

1

•S • T„ =

xo p

g

167

e, finalmente, T, e T2 correspondem ao empuxo liquido para v = 0 e v = vs, respectivamente. Este modelo pode ser facilmente comparado corn a formulagäo de aceleragao constante, apresentada acima, se substituirmos vs pela sua expressao:

111 • g X=

Introducäo ao Projeto Aeronautic°

v s = KCL • S • T,,A

p . C L . S

•

logo,

x= 2 - IC,

m2 • g p - C i.. • S • T,

g isolando a massa,

Nesta equageo temos: Massa que pode ser acelerada ate v s na distancia x; m xo Distancia maxima de decolagem (61 m); Massa especifica do ar, nas condigOes da decolagem; P Acelerageo da gravidade no local da decolagem; g Coeficiente de sustentageoquando da decolagem, incluindo efeito solo. C, Area de referencia do aviao; S Empuxo liquido, considerado constante ate vs. T, As varieveis que aparecem no primeiro termo entre colchetes sec) constante para a competigeo, e adotando os valores padrao, ou seja x, = 61 m, r = 1,225 e g = 9,80665, m2 =

7,6198 . (C,, • S•

7'n ) .=

7,6198 . CLASSE

2 — X • m = •• It„,

p

C L • S • T1 ;

sendo K r, =

g

1

2Kx

A constante Km depende da relagao entre T2 e T1 , Figura 9.7. E flagrante a equivalancia entre esta expressao e a anterior, coincidindo ambas quando T2 = T1 , como seria de se esperar. A Figura 9.7 mostra uma aproximagao linear da curva de Km. 1.50 — K m _

IC– 0,31333 + 0,68333 T 2 / T1

1.00

Conforme detalhado na analise numerica, esta expressao deve ser modificada para : m2 -=

0.50 —

7,1207 • CLASSE

de forma a considerar uma definigeo do ponto de decolagem como sendo quando o aviao esta a 5 mm de altura do solo. Nas expressOes acima é definida a variavel CLASSE, que e o produto do coeficiente de sustentageo, da area de referencia e do empuxo liquido. Este produto, como discutido no Capitulo 3, define o nivel de engenharia e o potencial da capacidade de carga do projeto. 0 relatOrio NACA NR 450 apresenta um modelo urn pouco mais sofisticado, corn uma fungeo linear para a variagão do empuxo corn a velocidade. Neste modelo a distancia percorrida ate o aviao atingir v s e:

x =

K x g

.vs

2

G,

.—

1

send()

\ 1 ( 1 K x = — —1-- In(1—k) k k

corn

1— k =

T,,

0.00 0.00 Figura 9.7 - Fungão da constante

0.50

1.00

T2 / T 1

1.50

Kr,.

9.4 ANALISE NUMERICA DE DECOLAGEM Uma solugao mais exata para o problema de calcular a distancia de decolagem pode ser obtida por urn processo numeric°, integrando duas vezes a aceleragao instantanea, obtida pelas forgas que atuam sobre o aviao naquele instante. Iniimeros softwares podem ser usados para esta analise, como MatLab, MathCad, Mathematica, etc, ou entao desenvolver o pr6prio software a partir de algum algoritmo de solugao de equagOes diferenciais, como Euler, Runge-Kutta, Newmark e outros.

Edison da Rosa

168

Os resultados apresentados nos graficos e tabelas a seguir foram obtidos para urn aviao corn as caracteristicas dadas pela Tabela 9.5. Os dados sao tipicos de urn modelo da competigao AeroDesign, tendo sido ajustado a valor da massa do modelo de forma que corn os dados da Tabela 9.5 o criteria de decolagem seja atendido na distancia de 61 m, ou exatamente 60,87 m. As tabelas 9.6 a 9.9 apresentam urn resumo dos dados de simulagao obtidos. As unidades das diferentesvariaveis estäo no SI, ou seja, m; m/s; N. Tabela 9.5 - Dados do modelo analisado II

Massa

Peso

S

f

CL

16,37

160,37

0,65

0,020

1,900

CDO 0,023

AR.e 8,817

1,225

Tabela 9.6 - Dados de simulag'ao, de 0 a 10 s

0.0000 1.0000 2.0000 3.0000 4.0000 5.0000 6.0000 7.0000 8.0000 9.0000 10.000

X distance 0.0000 1.1217 4.5785 10.357 18.325 28.313 40.147 53.668 68.544 84.438 101.13

X velocity

L-G

0.0000 2.2759 4.6337 6.9002 9.0073 10.939 12.705 14.289 15.420 16.335 17.069

0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 19.287 41.261 59.815

Z distance .0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.1199 1.4038 5.1855

Thrust

Net thrust

Lift

Z velocity

38.8876 42.0189 41.6542 39.5459 37.0457 34.4982 32.3760 29.6562 27.4414 25.5163 23.9711

35.6759 38.7594 38.2447 35.8957 33.0868 30.1845 27.6777 21.8957 16.6493 13.4058 10.7474

0.0000 1.6498 6.8387 15.164 25.840 38.111 51.412 130.63 179.87 201.84 220.40

0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.4623 2.3294 5.4302

6.7396 6.8106 6.8826 6.9526 7.0226 7.0926 7.1616 7.2306 7.2986 7.3666 7.4346 7.5016

X distance 50.0000 51.0000 52.0000 53.0000 54.0000 55.0000 56.0000 57.0000 58.0000 59.0000 60.0000 61.0000

X velocity

L-G

13.9093 14.0180 14.1249 14.2245 14.3191 14.4076 14.4911 14.5736 14.6539 14.7331 14.8112 14.8872

0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0753 1.8503 3.6108 5.3568 7.0627

Z distance 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 3.1E-9 9.5E-5 0.0007 0.0023 0.0054

Tabela 9.8 - Dados na fase de decolagem, alturas de 0,000 ate 0,100 m Time 7.2296 7.2996 7.3836 7.4236 7.4526 7.4746 7.4936 7.5636 7.6126 7.6516 7.8036 7.9536

Time

Tabela 9.7 - Dados na fase de decolagem, de 50 ate 61 m de pista Time

169

X distance 56.9883 58.0112 59.2464 59.8374 60.2671 60.5936 60.8761 61.9203 62.6545 63.2408 65.5414 67.8357

X velocity

L-G

14.5724 14.6551 14.7527 14.7987 14.8317 14.8567 14.8782 14.9565 15.0107 15.0535 15.2169 15.3734

0.0491 1.8763 4.0487 5.0753 5.8165 6.3769 6.8597 8.6284 9.8571 10.829 14.572 18.192

Z distance 0.00000 0.00010 0.00100 0.00200 0.00300 0.00400 0.00500 0.01000 0.01500 0.02000 0.05000 0.10000

Thrust

Net thrust

Lift

Z velocity

29.1015 28.9400 28.7491 28.6594 28.5948 28.5460 28.5041 28.3509 28.2450 28.1614 27.8420 27.5363

19.4637 19.1925 18.8713 18.7200 18.6109 18.5285 18.4576 18.1983 18.0187 17.8768 17.3328 16.8099

160.6340 162.4610 164.6340 165.6600 166.4020 166.9620 167.4450 169.2130 170.4420 171.4150 175.1570 178.7770

2.1E-6 0.0041 0.0193 0.0305 0.0401 0.0483 0.0560 0.0891 0.1168 0.1414 0.2594 0.4096

Tabela 9.9 - Dados na fase de subida, de 55 ate 100 m de pista

II; Time

Introducâo ao Projeto Aeronautic°

Thrust

Net thrust

Lift

Z velocity

30.3975 30.1850 29.9762 29.7814 29.5967 29.4236 29.2604 29.0992 28.9423 28.7875 28.6348 28.4864

25.4035 24.7218 23.6241 22.7422 21.4455 19.9313 19.6951 19.4598 19.1964 18.9360 18.6785 18.4278

61.6484 79.6804 98.6043 117.585 137.095 157.020 158.846 160 660 162.435 164.196 165.942 167.648

0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 0.0000 5.9E-6 0.0040 0.0154 0.0339 0.0594

7.0926 7.4346 7.7676 8.0936 8.4127 8.7259 9.0340 9.3381 9.6372 9.9323

X distance 55.0000 60.0000 65.0000 70.0000 75.0000 80.0000 85.0000 90.0000 95.0000 100.000

X velocity

L-G

14.4076 14.8112 15.1787 15.5150 15.8223 16.1039 16.3629 16.6019 16.6219 17.0251

0.0000 5.3568 13.693 21.502 28.786 35.587 41.947 47.908 53.469 58.672

Z distance 0.0000 0.0023 0.0413 0.1687 0.4280 0.8559 1.4845 2.3430 3.4509 4.8299

Thrust

Net thrust

Lift

Z velocity

29.4236 28.6348 27.9167 27.2422 26.5955 26.0029 25.4579 24.9549 24.4920 24.0644

19.9313 18.6785 17.4603 16.3172 15.2335 14.2328 13.3062 12.4456 11.6490 10.9093

157.0200 165.9420 174.2780 182.0870 189.3710 196.1720 202.5320 208.4930 214.0540 219.2570

0.0000 0.0339 0.2283 0.5794 1.0699 1.6859 2.4158 3.2506 4.1769 5.1877

0 criterio de decolagem adotado foi o do aviao ter atingido uma altura de 5 mm, tendo em vista que a definigao, se a decolagem e valida ou nao, ser meramente visual. Da Tabela 9.8 pode-se ver que o aviao atinge v, na distância de 56,9883 m, mas a distancia do solo cresce, de inicio, muito lentamente, Tabela 9.7, atingindo 0,005 m na distancia de 60,876 m, ou seja, praticamente 4 m depois de atingir v s . Alguns procedimentos para definir a distancia de decolagem em avibes comerciais consideram uma velocidade 20% superior a vsde forma a deixar uma margem de seguranga. Como no caso do AeroDesign temos uma competigao, este criteria nä° se aplica, pois a margem de seguranga deve ser praticamente zero, de modo a extrair o maxima que o aviao pode entregar em desempenho. Assim, o criteria para atingir v s e uma distancia menor que os 61 m, no caso adotada de 57 m, levando entao a equagao de previsào da massa como:

m2 =

7,1207.CLASSE

ataque e o C L . A figura mostra ainda a curva de empuxo usada nos calculos. A Figura 9.9 apresenta as curvas das principals forgas envolvidas no problema. Sao apresentadas como funcao do tempo, ate 10 s, e como funcao da distancia percorrida na pista, ate 100 m.

30 — 20 — 10 — Resiefifnue eeredonimee

As curvas mostradas na Figura 9.10 ilustram como que a altura do aviao varia apôs este ter atingido vs , o que ocorre no instante de 7,2296 s, ou distancia percorrida de 56,9883 m.

2



Resialdnela Da onto

4

6

I

'

8

[s]

I 10

Variacao de CL. 10 — lieereteede weal

1,9

Re...

a lieLmencie de et.

I

'

I

20

'

40

I

I

60

80

•

I

x Irn! 100

Figura 9.9 - Fel-9as envolvidas na decolagem: Empuxo, empuxo liquido e resisténcias de atrito e aerodinâmica. 1. 0E+1

0,8

2 [mj

1.0E+0—

Intervalo de rotagão

4—>

1.0E-1 —g

Distancia percorrida

1.0E-2,

50 m 55 m

1.0E-3

50 1.0E-4 7

8

40

9

1.0E+1

30

1.0E+0

20

1.0E-1

1.0E-2

10 1.0E-3

0

4



8

12



16



1.0E-4

20

Figura 9.8 - Comportamento simulado do coeficiente de sustentacao. Curva de empuxo.

50

60

70

80

Figura 9.10 - Altura Z versus tempo e altura Z versus distancia X.

90

x[m]

100

172



Edison da Rosa

Introducao ao Projeto Aeronautic°

173

70.00 -

9.5 ANALISE DE SENSIBILIDADE

X [m]

Com o modelo analisado numericamente, uma segunda etapa do estudo foi feita, de forma a determinar a sensibilidade da distancia de decolagem corn relagao aos principais parámetros envolvidos no problema. Foram analisados os parametros: Coeficiente de arrasto parasita do avi5o, Figura 9.11; Coeficiente de atrito de rolamento, Figura 9.11; Variagäo do empuxo da halice, Figura 9.12; Efeito da curva de empuxo, Figuras 9.13 e 9.14; Efeito do ponto de rotagäo e do comprimento da fase de rotacào, Figura 9.15; Efeito do C L na fase de aceleragäo e da reducao no arrasto induzido, Figura 9.16. Em todos os casos que estao apresentados a dist5ncia de decolagem foi determinada pelo criterio de 5mm de altura em relagáo ao solo.

DIstAncta para decolagem, Z 5 mm

60.00 -

Vanacao do empuxo

50.00 0.90

1.00

10.00 Z jrn]

5.00 -

Vanacão do empuxo

0.00 0.90

X Em]

1.10

1.00

1.10

Figura 9.12 - Efeito da varia0o do empuxo em relagão ao nominal.

70.00 100 00 T [5]

60.00 50.00

50.00 CD, 0.00

0.02

0.06

0.04

0.00

X [m] 200.00 -

70.00 X [m]

100.00 -

60.00

0.00

50.00

25 00 0.00

0.02

0.04

f (1

Figura 9.11 - Coeficiente de arrasto parasita do aviäo e atrito de rolamento.

0.06

; [NJ

1 30.00

35.00

40.00

45.00

50.00

Figura 9.13 - Variageo do empuxo da helice. Efeito de curvas de empuxo sobre a distáncia

de decolagem. Todas as curvas de empuxo geram o mesmo empuxo medio ate 15m/s.

it

Edison da Rosa

174

Introducâo ao Projeto Aeronautic°

175

100.00 o T • 250,10) 50(10,15) T •13,13(0,15)

T[N]

T•

50(0.)25(5:15) v • 15 mi•

50.00

v inns] 0.00 0.00

4.00

8.00

12.00

I

I

16.00

20.00

80.00 X [MI

70.00 60.00 60.00 Rcducdo do

50.00 25 00

30.00

'35.00

40.00

45.00

50.00

50.00

0.00

Figura 9.14 - Efeito da curva de empuxo.

arum induzido

I

I

I

0.40

0.80

1.20

Figura 9.16 - Efeito do CL na fase de aceleragao e da reducao no arrasto induzido.

Da anàlise das figuras podemos tirar algumas conclusbes: 0 empuxo é a variavel mais importante, pois uma variacao de apenas 2% neste leva a uma variacao de 1,66 m na distância de decolagem. De forma coerente corn o modelo analitico corn empuxo linear, uma 6nfase no empuxo estatico é prejudicial para o desempenho. Existe urn ponto de Otimo para o ponto de in icio da rotagao do aviao, no caso em aproximadamente 52 m. A fase de rotacao deve ser a mais curta possivel. Existe urn valor de Otimo para o quando da fase de aceleracao, no caso de 0,36. A resistôncia devida ao atrito de rolamento é mais importante do que o arrasto parasita, ou mesmo que o arrasto induzido.

9.6 COMPARACAO COM OS RESULTADOS ANALITICOS Comptimento da fase de rotacao, [m].

0.00

4.00

8.00

12.00

16.00

[1,344 6] 20.00

Figura 9.15 - Efeito do ponto de rotacao e do comprimento da fase de rotacao.

E interessante fazer uma comparacao entre os resultados numericos e os resultados que se obtem corn os modelos analiticos. Assim, usando os dados do modelo simulado e possivel montar a seguinte tabela de comparKao.

Tabela 9.10 - Dados de comparacao entre as solugaes analiticas e a

numerica

X 0 = 61 m X 0 = 57 m

QT=q-s-

CONSTANTE m = 17,475 kg m = 16,893 kg

MODELOS LINEAR m = 16,322 kg m = 15,778 kg

NUMERICO

m = 16,370 kg

C DO ± K D

aQL—

q•S•

8QT ac L

T 1 = 38 N e T2 = 24 N.

0+2

Os resultados da tabela 10 atestam novamente a importancia de se ter urn modelo da curva de empuxo o mais exato possivel, sendo a aproximagao linear uma aproximagao, quanto a previsäo de carga, bastante condizente corn os resultados numericos. Presume-se que estes sejam exatos, dentro dos dados disponiveis.

9.7 COEFICIENTE DE SUSTENTACAO OTIMO Durante a fase de aceleragao é interessante que a resistencia ao movimento do aviao seja a menor possivel, ou seja, a soma da resistencia aerodinamica e da resistencia de rolamento. Se a sustentagao for pequena, gera pouco arrasto induzido, mas é grande a forca de resistencia devida ao atrito de rolamento. Se a sustentagao e alta, e menor o efeito do atrito de rolamento, mas em compensagao aumenta a resistencia induzida. Para tal existe urn valor Otimo para o coeficiente de sustentacao, C u) , na fase de aceleragao. 2 C

L rc • A R• e

D = CD q S Q=f(G-L)

e considerando o efeito solo,

+f.[G-q•S•CL•KL]

• KD

q . S •2 . K D

2-

0

C

•

L

•

KL 2

c

•

K ,-

+

R •e

•K 2 L TE • A,-e

f -[0-q-S•KL]=

0

f q S KL = 0

L

CLL 1-c•A R •e

f

L

valor Otimo de C, na aceleragao é portanto: TC • A

R

• e•f

CLO 2•K,•KL

No caso do modelo numeric°, com os dados da Tabela 5 e para h/b = 0,20, K, = 0,71 e K, = 1,087, resultam

C LO

27,7.0,02 0,3589 2.0,71.1,087

Pela curva da Figura 9.16 verifica-se que a minima distancia para decolagem ocorre para urn C, da ordem de 0,36, perfeitamente de acordo corn o calculado acima. Para obter este C, os angulos de incidencia da asa e geometria do trem de pouso devem ser estudados, bem como a mudanga do angulo de ataque pelo efeito solo.

9.8 ANALISE DE DADOS EXPERIMENTAIS

QT = D Q, = q - s • C DO + 7z_ • A R e

R •e

TC • A

Assim, T 2 / T 1 = 0,632 e K m = 0,745.

c2

A

0 valor de C L para minimo Q T sera obtido pela derivada de Q T , ou seja,

32,45 N, valor medio ate a distancia de 61 m. Para o modelo linear, foi ajustada uma reta a curva de empuxo liquido, fornecendo

C DO +

rc •

m = 16,370 kg

0 empuxo liquido usado no modelo de aceleragao constante foi de

C D -=

c L 2 lcL2

+f•[G-q•S•CL]

Dados disponiveis fornecem informacties sobre a massa do aviào, area de asa e velocidade, tanto na decolagem como em vOo. Estes dados permitem uma avaliagâo sobre o comportamento destes modelos. A Tabela 9.11 apresenta urn resumo destes dados, bem como uma estimativa de C„.

178



Edison da Rosa



179

10. EQUILIBRIO E ESTABILIDADE

Tabela 9.11 - Dados de vtios experimentais corn medidas de velocidade Modelo

Introduc'ao ao Projeto Aeronautic°

S [m 2]

G [N]

Motor

Helice

Fase

v [m/s]

q [N/m2]

CL

0,6447

89

OS 61

Apc14/5

TO

13,86

117,7

1,17 1,50

III

0,6447

106,8

KB 61

Apc14/5

TO

13,41

110,1

III

0,6447

89

OS 61

Apc14/5

FLY

25,0

382,8

0,36

FLY

29,5

533,0

0,31

III

0,6447

106,8

KB 61

Apc14/5

V

0,6447

103,7

OS 61

Apc14/5

TO

14,3

125,2

1,28

V

0,6447

103,7

OS 61

Apc14/5

FLY

24,6

370,7

0,434

V

0,6447

116,1

OS 61

Zng14/4

TO

12,5

81,25

2,22

LK

0,6447

98,34

KB 61

Apc13/6

FLY

33,52

688,4

0,194

Embora este capitulo trate apenas dos conceitos mais basicos de equilibrio e estabilidade, é conveniente apresentar uma visao de conjunto do problema de equilibria estabilidade e controle, de urn aviao em vac). Os estudos de equilibrio e estabilidade aqui tratados consideram que as superficies de controle estejam fixas (stick fixed). Numa analise mais sofisticada de estabilidade as superficies sao consideradas livres (stick free). Ja no caso da analise de controle as superficies sao tratadas como ativas. 0 estudo no movimento longitudinal, ou seja, movimento da aeronave no piano XZ, °soilage° de pitch, é em geral o mais importante, pois caracteriza a capacidade do aviao voar corn controle de altitude. Por ser urn piano de simetria, este movimento é desacoplado dos outros movimentos do aviao. Ja no caso dos movimentos no piano XY, yaw, e no piano YZ, roll, existe urn acoplamento entre ambos, fazendo corn que o estudo de controle deva ser efetuado em conjunto. De uma forma resumida a analise de equilibrio busca estabelecer a configuracao das superficies de sustentagao e controle para via° horizontal, usando as equagOes de equilibrio de forges e momentos. Busca-se definir o ponto de equilibrio, para uma dada velocidade, corn momento resultante zero em torno do CG. Esta analise determina as cargas que a empenagem horizontal deve desenvolver em diferentes condigties de vOo. A analise de estabilidade trata de verificar o que acontece quando a aeronave, em vOo, é perturbada no seu equilibrio, em qualquer urn dos seus graus de liberdade. Esta analise de estabilidade pode ser estatica, ou seja, verificase a tendancia da aeronave retornar as condigbes de equilibrio, ou dinamica, se esta tendéncia converge no tempo, ou nao. Na analise dinar-nice as propriedades de inarcia sac) fundamentais. Adicionalmente a analise de estabilidade pode considerar pequenas perturbacOes, usando-se geralmente urn comportamento linear, caracterizado pela derivada dos momentos em relacao a cada urn dos graus de liberdade, ou nao linear. Neste ultimo caso as perturbacOes consideradas sac) grandes, estudando-se o comportamento em condicees de perda de sustentacao, por exemplo. A analise nao linear é bem mais complexa e em muitos casos e feita apenas de uma forma qualitative. A capacidade de controle do aviao depende da eficiência da atuacao das superficies de controle, ou seja, da intensidade das forges e momentos gerados. Urn aspecto estudado é o comportamento quanto a trajetOria, corn a atuagao das superficies de controle. A inèrcia do aviao e uma variavel importante a ser considerada. Outro aspecto da analise de controle é a determinacao dos esforcos que o piloto deve exercer sobre os comandos, ou

ta)

Edison da Rosa

180

no caso de uma aeronave servo-controlada, as forgas e momentos que os servos deverao desenvolver em vac). 0 estudo de controle nao sera abordado neste texto.

10.1 EQUILIBRIO 0 equilibria do aviao em vac) horizontal, corn velocidade constante, esta relacionado corn as forgas representadas na Figura 10.1. Na pratica, a forga de arrasto e o momento da empenagem sao desconsiderados, por terem valores muito menores do que o as outras forgas. 0 equilibrio de forgas verticals tern como resultado a equagbo abaixo e a sustentagão total do aviao é a soma das sustentagbes da asa e da empenagem. Assim,

EFx = 0

181

urn projeto corn todas as superficies contribuindo para a sustentagao (configuragao canard, tandem ou ainda "lift tail"). Duas condigaes de perda de sustentagao devem ser analisadas: o Proximidade do angulo de sustentagbo nula, corn pequenos angulos de ataque; o Proximidade do angulo de estol, corn grandes angulos de ataque. Estas duas situagOes serao analisadas de uma forma qualitativa, para definir condigOes gerais que o projeto aerodinamico deve atender, para urn comportamento estavel.

L, + L„ — G = 0, ou L — G = 0, sendo L = L, + L„

Considerando agora o equilibrio de momentos em relagbo ao centro de gravidade,

= 0

Introducào ao Projeto Aeronäinico

m 1 +1\4„ L 1 .• 1, + D, • Z, + D„ • z„ — L„•1„ — T Z p = 0

Figura 10.1 — Forcas e momentos atuantes com o aviao em vOo.

Das duas condigOes de equilibria acima e possivel determinar as cargas na empenagem para equilibrar o aviao em vOo. Esta carga é variavel, conforme o aviao esta mais ou menos carregado, ou esta a uma velocidade maior ou menor. Assim, o angulo de ataque deve ser ajustado, atuando no profundor, de forma que a asa gere uma sustentagao L adequada, ver Figura 10.4.

,

CG G

Figura 10.2 — Forcas verticais atuantes corn o aviao em vOo.

ANALISE PARA PEQUENOS ANGULOS DE ATAQUE Para vaos a alta velocidade a asa opera corn pequenos angulos de ataque, ja que urn pequeno coeficiente de sustentagao é suficiente para o vOo. Com pequenos angulos de ataque o perfil esta pr6ximo da condigao de sustentagao nula, e uma situagäo de perda de sustentagào pode se manifestar. Neste caso a segunda superficie deve atingir esta condigao em primeiro lugar. Sem sustentagao na segunda superficie o peso gera urn momento que tende a aumentar o angulo de ataque e isto faz corn que a sustentagao volte a ser gerada em S ig , retornando ao equilibria. Se, ao contrario, a primeira superficie atingir antes o angulo de sustentagao nula, o momento gerado pelo peso tende a diminuir ainda mais o angulo de ataque. Para atender esta condigao, e possivel trabalhar no angulo de incid6ncia das duas superficies, ou na selegäo do perfil. Neste Ultimo caso o perfil de S i deve ser mais arcado, com mais camber, do que o perfil de S ir . Isto decorre do fato que o angulo de ataque para sustentagao nula a o , e, para perfis finos, calculado pela expressao abaixo, sendo z max a maxima coordenada, normalizada, do perfil. a, = —1, 07 • arctg

10.2 ANALISE EM SITUACOES LIMITES 0 conceito de estabilidade longitudinal, detalhado logo a seguir, deve iniciar corn algumas idelas basicas. Em uma analise simplificada, desconsiderando os momentos aerodinamicos e as forgas de resist6ncia ao movimento, as forges atuantes serao apenas as forgas verticais. Considerando

S„

max

1—p

ANALISE PARA GRANDES ANGULOS DE ATAQUE Quando a aeronave esta voando a baixas velocidades, deve operar com grandes angulos de ataque, para gerar sustentagão suficiente. Neste caso, quando pr6ximo do estol, a primeira superficie deve atingir o angulo de estol antes da segunda superficie. Assim, devido a um acrescimo brusco do

%.1 Edison da Rosa

182

angulo de ataque, a primeira superficie entra em estol e diminui a sustentacao. Na seci0Oncia, é gerado urn momento que leva a aeronave a diminuir o angulo de ataque e a superficie sai do estol, voltando a gerar sustentacao e a aeronave retorna a uma condicao de equilibrio. Esta é portanto uma situaeäo estavel. 0 contrario ocorre caso a segunda superficie "estole" antes, perdendo sustentaeao. 0 momento gerado pelo peso aumenta ainda mais o angulo de ataque, instabilizando completamente a trajetOria de vOo. Esta condicao é obtida fazendo corn que S I tenha uma major relagao de aspecto que S II , pois:

dC,a o =a—

dota 1+ ° IT •

A,

A Figura 10.3 ilustra as duas situacOes acima e os requisitos aerodinamicos necessarios para uma configuragao estavel.

Introducao ao Projeto Aeronautic°

183

0 conceito de estabilidade longitudinal esta ligado ao comportamento do aviao corn o angulo de ataque, em especial do momento em tomo do eixo Y. Para o aviao ser estavel, se por alguma razao o angulo de ataque variar, o aviao deve ter a tendéncia de gerar urn momento em sentido contrario, de modo a retornar a condicao inicial. Assim, aumentando o angulo de ataque, em relacäo a condieao de equilibrio, o momento deve ser negativo, levando o aviao a picar, diminuindo a. Ao contrario, diminuindo o angulo de ataque, em relaeao a condieäo de equilibrio, o momento deve ser positivo, levando o aviao a cabrar, aumentando a e retornando ao equilibrio. A condicao de estabilidade e entao definida pelo sinal da derivada do momento, em relaeao ao angulo de ataque.

aC M < 0 as

2.00 —

PE QUENOS A NGULOS DE ATAQ UE

A

10.3 ESTABILIDADE LONGITUDINAL

2.00

GRANDES ANGUWS DE ATAQUE 100

1.50 1.50 —

M[Nm] 1 00

50

41111111."3...— Stqterficie I

0

aso — 111.1111111C11

Superficie II

Estavel, mas nao equilibrado 5.00

10.00

15.00

5.00

I —1 15.00 10.00

- 50

- 100

0

2

Angulo de ataque [ °I

4

6

150

COMBINA CA O DOS DOIS CASOS

Momenta em tomo de Y .

M [ N 1]

Condicbes de estabilidade e instabilidade

100 ih.._Mais estavel

5.00

10.00

15.00

50

Milli,

0

.

Figura 10.3 —

Requisitos de estabilidade para pequenos e grandes angulos de ataque.

111111111011111 IIONINaki

Panto de estol-

- 50

0

Annirin Ho .rand.

2

4

0

6

Figura 10.4 — Diferentes comportamentos quanta a estabilidade longitudinal.

r01

8

•



Edison da Rosa

184

10.4 ANALISE LINEAR PARA PEQUENAS PERTURBACOES Neste estudo sera° consideradas apenas pequenas perturbagOes em torno do ponto de equilibria, de forma que as condigOes limites de estol ou sustentagao nula nao sat) analisadas. Adicionalmente, como as perturbagees sao pequenas, e perfeitamente possivel utilizar uma analise linear, usando diretamente as derivadas primeira nesta linearizagOo.

I ntroducao ao Projeto Aeronautic°

185 v

= S 11 H S

C M 4h—h0)—C,/, V, •ri, Esta expressão caracteriza o coeficiente de momento sobre o CG nas suas tras principais parcelas: Contribuigao do momento gerado pelo perfil; Momento da sustentagao da asa, agindo no centro aerodinamico; Contribuigao da sustentagao da empenagem horizontal.

II

M CG Mi+Li-(1—ho)•cma+Di-Zi—Lu.1H—T-Zp

posiciona o centro aerodinamico, em geral da ordem de 0,25. A rigor deve ser considerado o efeito da fuselagem, que sera discutido mais adiante. Dave ser lembrado que as forgas aerodinamicas da empenagem sao afetadas pelo rendimento aerodinamico desta, ri„ bem como pelo angulo de downwash, E. Assim, o angulo de ataque da cauda, a n , é igual ao angulo de e menos o angulo de ataque da asa menos o angulo de incidancia, downwash, s: ail = a - a, -

E

Colocando a equagao de momento na forma de coeficiente de momento do aviao, C M , dividindo a expressao de M c , pela pressao dinamica, pela area de referenda da asa e pela corda media aerodinämica,

C ma

substituindo, finalmente obtemos:

No estudo de estabilidade a usual posicionar o CG em relagao ao bordo de ataque, medido na corda media aerodinamica da asa.AquantificagOo do nivel de estabilidade longitudinal é obtida como segue. Sem considerar os efeitos do arrasto e do momento da saga° da empenagem, temos, para o momento resultante em torno do CG:

0 valor de h a a fragao da c r,„ que o CG ocupa e h o é a fragao que

1 11

iz,

Cse 1 Zn

Z

Figura 10.5 — Forgas e momentos atuantes no aviao.

Para verificar agora a condigao de estabilidade ou nao, é necessario calcular a derivada de C m em relagao a a. Para tal, é necessario entao expressar as parcelas da sustentagao da asa e a sustentagao da empenagem em fungao do angulo de ataque. Assim, 0 . = a a.;

ae r-- a + a0•'

ao

a= 1+

a

°

n•A, Cm —Cm+C,4-11,)+CD•zi/cma—C,„•SH S

it

T.Z

Para a sustentagão da empenagem,

q.S.cma

c ma

C LII = all all

S c ma

a =

a011

1+ a011 Tc•AR„

ou, nä° considerando o efeito do arrasto e do empuxo,

C M =C m +C L • 01—h o) —C ur Sil 1„

= CC - ai - E ;

rit

Urn parâmetro que surge nestas equagOes, fundamental para a estabilidade longitudinal, e o chamado volume de cauda horizontal,

C M = C m +a . (a+cto )• (h—ho )—a ll 4a—cc; --e)• VH•11,

O angulo de downwash na cauda nä° e constante, depende do angulo de ataque, ou seja, da circulagao que esta sendo gerada na asa. Assim, este deve ainda ser colocado como fungäo de a, na forma:

Edison da Rosa

186 £

dc - CC da

Introduce- 0 ao Projeto Aeronautic°

187

0 valor de o, pode ser estimado, conforme visto no Capitulo 6, por :

cc

=dE -

da

C M =C m +a.(a+a0).(h-ho)-a c[4-E„,)-ailVH•rit

d 2 C L da , n A RJ

2

1 dCL

7t A R

da

ou,

A derivada de C m pode agora ser obtida como: Valores mais exatos de s, podem ser obtidos em [25]. ° Cm -cmci=a-01-no)-all.(-Ovi_crit aa

Para o aviao ter uma estabilidade neutra, C Ma = 0. Isto leva a urn valor particular para a posicao do CG do aviao, definido como ponto neutro. Esta posigão, como fragao da c am, e dada por h, designado agora h„.

Voltando a expressào de C m ,„ varios aspectos devem ser comentados. Para que seja negativo, ja vimos que a margem estatica tern que ser positiva, CG a frente do ponto neutro. Na expressào do ponto neutro, o valor de h, é a posicao do centro aerodinamico do aviao, ou seja, asa mais fuselagem, principalmente. Na falta de maiores informagOes, este ponto pode ser tornado como o centro aerodinamico da asa, ou seja, h 0 = 0,25.

h u =110+ an a

h„ = h, +

a

ll

a

.0 -E a ). V, •11,

A relagao ada pode ser estimada na faixa de 0,8 a 0,9. Quanto a s,,, ja vimos uma forma de calcular seu valor. Este em geral se situa entre 0,3 e 0,5. Quanto ao volume de cauda, em geral esta situado entre 0,4 e 0,7. Para planadores ate 0,3 e usado. A Tabela 10.1 mostra alguns valores para V H . Por Ultimo, o rendimento de cauda pode ser estimado pela Tabela 10.2, ou pela Figura 10.7. Nesta figura z é a relagao, entre a altura do ponto media da esteira e a c„,a do estabilizador, e a c r„a da asa. Vero Capitulo 6, secao 6.8. Tabela 10.1 -Valores do volume de cauda de algumas aeronaves Figura 10.6 - Efeito da posicâo do CG na estabilidade longitudinal.

Para garantir a estabilidade, o centro de gravidade deve estar a frente do ponto neutro e a diferenca h n - h é a chamada margem estatica de estabilidade, MS. Esta deve ser pelo menos de 0,05, ou seja, o CG 5% da corda media aerodinamica a frente do ponto neutro. MS = h„ - h; MS > 0,05

Por outro lado, nao e conveniente uma margem estatica muito grande, maior do que 0,20, pois o aviao fica dificil de pilotar, por ser muito estbvel e exigir muito dos comandos para sair da trajetOria. Em asas voadoras a margem estatica é menor, de 0,02 a 0,05.

Aeronave

S [MI

b Cm]

Cessna Skywagon Cessna Skylane Piper Cherokee Piper Saratoga Neiva Ipanema MD - 11 C-5A - Galaxy AVo 68 Sirius 2 ST-100 LET-13SW G1098 CB-9 WINDEX

16,17 16,17 16,26 16,54 19,97 338,90 576,00 20,70 16,10 19,79 19.15 19,00 16,40 7,41

11,63 11,74 10.16 11,57 29,99 51,77 67,97 16,7 20,38 17.60 16,70 17,40 14.00 12.10

S rrnH9 4,17 3,60 3.21 3,36 4,67 85,50 89,74 2,90 1,54 2,23 2,67 2,59 2,70 0.95

[m] 4.94 4,36 4.90 4,94 4,15 20,92 39.75 4,94 5,57 5.40 5,62 5,54 4,83 2.71

VH 0,92 0,71 0,61 0,70 0,56 0,687 0,620 0,558 0,674 0.541 0,683 0,692 0,614 0.567

Sy

E M1

1,49 1.73 1,28 1,48 1,39 56,20 89,28 1,82 1,08 1,58 1,62 1,42 1,56 0,76

Iv [FA

Vv

5,49 4,82 4,66 4,63 4.29 20,92 34,44 5,11 5,04 4.98 5.21 5,28 5,09 2,43

0,046 0,047 0,037 0,038 0,022 0,067 0,079 0,027 0,017 0.023 0,026 0,023 0.034 0,021

Introducào ao Pro eto Aeronautic°

189

Edison da Rosa

188

10.5 EFEITOS DA FUSELAGEM, HELICE E OUTROS

Tabela 10.2 - Rendimento aerodinAmico da cauda — Ref. Capitulo 7 Tipo de cauda Canard Cauda em T Cauda normal

Rendimento

Cauda dentro da esteira

0,30 a 0,40

Os efeitos da fuselagem, naceles e outros corpos externos que estejam presentes na aeronave, sAo em geral desestabilizadores, ou seja, contribuem com uma parcela positiva na derivada aC m/3a, alem de alterar o ponto de equilibrio. Este Ultimo efeito näo chega a ser preocupante, desde que o profundor tenha capacidade de gerar forges adequadas para restabelecer o equilibrio. No caso da helice, o efeito pode ser desestabilizante ou nb- o, dependendo da posigao relative, no sentido longitudinal e vertical. 0 efeito da fuselagem pode ser obtido experimentalmente por ensaios em time] de vento, ou numericamente. Uma solugäo analitica, Otil na falta de outros dados mais exatos, pode ser calculada pela expressäo a seguir:

0,95 0,90 0,60

1.00

OC

as

t

2 W •

L

" = K " f S•cnia

sendo: Kf - coeficiente de momento, figura 10.8, fungao da posigao do (AC) centro aerodinAmico na fuselagem; wt - maxima largura da fuselagem; Lt - maxima comprimento da fuselagem.

0.80

0.60

0.05 Kr 0.04

0.40

0.03

0.00

0.40

0.20

0.80

0.60

1z1

Figura 10.7 - Rendimento aerodinâmico da cauda.

0.02

0.01

Na literature encontram-se algumas orientagbes sobre a posigão do CG em relagAo a c ma , baseadas nesta teoria apresentada e em alguns "ajustes" empiricos.

ai

0.00 0.00

0.20

0.40

0.60

Posicao do AC da corda da raiz como fracao do comprimento da fuselagem

Figura 10.8 - Coeficiente do efeito da fuselagem na estabilidade longitudinal.



h = 0,26+0,43• VH; h = 0,14 +0,375-NTH; 3. h = 0,10+ 0,25-NTH • VA, .

Frank Zaic, 1959, [36 ] Bumpy Green Bumpy Green

0 empuxo gerado pela unidade de propulsäo tern efeito tanto sobre a estabilidade como sobre a condigAo de equilibrio. No caso do ponto de equilibria, como o empuxo é variAvel, se o momento gerado em relagäo ao CG for muito grande, correcOr es freq0entes no equilibria podem ser necessArias. Assim, nä° é conveniente ter a linha de agao do empuxo passando muito afastada do CG, em especial em aeronaves corn potäncia especifica elevada. Adicionalmente, quando uma helice é usada para a propuls5o, ela apresenta urn efeito importante quando o vento relativo incidente forma urn Angulo em





Edison da Rosa

190

relacäo ao seu eixo. Neste caso a hence desenvolve, alem do empuxo, uma forga, N p , perpendicular ao eixo, no piano deste e a diregao do vento relativo, figura 10.9. Esta forga normal ao eixo e gerada pela diferenga de Angulo de ataque entre as pas da hence, uma que esta subindo e a outra pa que esta descendo. Referencias neste aspecto sac): [6], [16], [30] e [31]. O momento gerado pela hêlice em relagao ao CG, Figura 10.9, M 00 = T • Zp Np•lp

Introducao ao Projeto Aeronautic°

191

aC Mp

act

D2 Z P n = a • —• • — + uL a

s

Cma

r

Cma

Esta expressao representa os dois efeitos da posigao da hence sobre a estabilidade. Se Z ID e I P forem positivos, conforme Figura 10.9, a hence tern urn efeito desestabilizante, ou seja, derivada positiva. Assim, corn uma hence abaixo do CG e a frente deste, as duas parcelas de aC mp /aa sao positivas. Por outro lado, corn a hence acima do CG e atras deste, as duas parcelas sao negativas e logo aumenta a estabilidade.

Na seqUencia é necessario definir o coeficiente de empuxo T1 e o coeficiente de forga normal, C Np , sendo D o diametro da hence e S a area do disco, como:

T—

Np

C,

p • v-

q

Sp H6lice abaixo do CG

a

Helice acima do CG

Helice alinhada corn o CG

Figura 10.10 - Efeito da posigäo da helice na estabilidade longitudinal.

10.6 ESTABILIDADE DINAMICA

Figura 10.9 - Forgas geradas pela helice.

Colocando na forma de coeficiente de momento,

2

D2

C mp

S

Zp

c ma

S

A avaliagao dinamica da estabilidade diz agora respeito a forma que o corpo retorna a condigao de equilibrio, se retornar. Assim o comportamento dinamico do corpo quando afastado da condigao de equilibrio passa a ser essencial para estabelecer se existe ou nao estabilidade dinamica.

P P C ma S

C NP

Para a analise de estabilidade a derivada aCmplaa deve ser obtida. 0 ealculo detalhado destas derivadas é bastante demorado e exige muitos dados experimentais. Uma solugeo aproximada, corn base em testes, é a segunda equagao abaixo.



aC m a

aa

" =

2.D 2 Z p T•

act



a

s, •—

cnia +

NP

S C

ou

Algumas formas de caracterizar a resposta dinamica sac) por exemplo analisar a resposta do sistema a uma excitacao degrau unitario. A resposta é entao caracterizada pelo tempo de resposta, t R , pelo pico de resposta, P R e pelo tempo de amortecimento.

• • • • • • • •

Edison da Rosa

192

000

1,00

2,00

3,00

4,00

5.00



100

000

200

3.00

4.00

IntroducOo ao Projeto Aeronautico

193

No estudo da resposta diner-nice do avieo, os momentos de inercia sea essenciais. Urn problema freq0ente é que nas etapas de concepgeo do projeto näo existem informacbes suficientes para o celculo de l x , l y e I Z . Desta forma uma maneira de estimar estes valores passa a ser muito Otil. Na referencia [23], alguns dados interessantes seo apresentados e o resumo destes este na Tabela 10.3. As dimensbes do avieo seo sua envergadura, b, o comprimento total, I e a altura, incluindo a empenagem vertical, h. 0 celculo do momento de inercia usa as duas dimensOes que esteo no piano normal ao eixo considerado. Uma orientageo, [22], e que para o aviao apresentar boas caracteristicas de vOo, os raios de girageo sobre X e Z devem ser menores do que 20% e 30% da envergadura, respectivamente. Isto deve ser complementado corn as caracteristicas aerodinemicas de estabilidade, C o e C p , secOes 10.7 e 10.8.

500

Figura 10.11 - Diferenca na resposta din0mica de urn sistema estavel e urn instavel.

Tabela 10.3 - Celculo dos momentos de inercia do aviäo 0) Expressäo de calculo do momento de inercia

PREVISAO DO COMPORTAMENTO DINAMICO (Sistemas sob controle humane)

[rac1/5]

Ix

7,00 –

Resposta inicial rapids, sensibilidade excessive.

-

Iz

Cx.m.(h 2 + b2 ) Cy.m.(h 2 + 12 ) Cz.m.(1 2 + b2 )

Valores do coeficiente C, Minimo Media maxim° 0,0131 0,0193 0,0283 0,0325 0,0362 0,0394 0,0180 0,0219 0,0264

0,00 – Resposta inicial rapida,

tendência a oscilar e alto pico de resposta.

POBRE

5,0 —

Resposta lenta. Dificil de controlar, grande curse e forces elevadas.

----n--0-Oscilacao de longo periodo (phugoid)

4,00 –

3,00 —

Oscilacdo de curto periodo

2,00 –

Figura 10.13 - Modes de oscilagâo que surgem na analise dinâmica de estabilidade.

Resposta inicial lenta, corn tendência a oscilar e alto pico de resposta.

Resposta muito lenta, grandes movimentos pars controlar. Dificil de equilibrar.

1,00 –

INACEITAVEL 0,00

I 0,10

I

!III 1,00



Figura 10.12 - Regibes de aceitabilidade da resposta dinâmica.

10,0

Uma ferramenta para o celculo de estabilidade longitudinal, tanto estatica como dinámica pode ser encontrada em [11]. 0 software "Pitch Stability Estimator" permite o celculo das condigOes de equilibria a posiceo do ponto neutro, a margem estetica e as freq0encias e amortecimentos para os dois modos de oscilageo, Figura 10.13.

Edison da Rosa

194

10.7 ESTABILIDADE DIRECIONAL 0 estudo do controle direcional, assim como do controle em rolagem, envolve movimentos nao simêtricos e isto leva a urn acoplamento dos movimentos de yaw e roll. Os dois modos de instabilidade resultantes sao a chamado "dutch roll" (folha seca) e a instabilidade espiral, ilustradas na Figura 10.14.

Introducào ao Projeto Aeronautico

195

geradas e urn efeito de diedro surge, corrigindo a trajetbria, tanto em yaw como em roll. Em aeronaves de alto desempenho é urn elemento aerodinamico importante.

Figura 10.15 - Winglets tipo Whitcomb, gerando tarps de "sustentagao" horizontais.

No caso do estudo de estabilidade, corn pequenas perturbacOes, o efeito de acoplamento pode ser desconsiderado, em outras palavras, verificar a tendancia da aeronave retornar a uma condicao estável de vac) quando perturbada, separadamente para yaw e roll.

Instabilidade espiral

Oscilacdo "dutch roll" Figura 10.14 - Modos de instabilidade lateral.

Tanto a oscilagao folha seca como a instabilidade espiral, sao afetadas pela eficiência do estabilizador vertical e pelo diedro efetivo do aviao. Ocorre que os efeitos sao contrarios, ou seja, melhorando a estabilidade quanto a oscilacao de folha seca piora a estabilidade espiral e vice-versa. Assim, urn menor diedro e conveniente para evitar a folha seca, mas pode excitar uma instabilidade espiral. Por outro lado, urn volume de cauda vertical menor pode eliminar a instabilidade espiral, mas isto pode desencadear uma instabilidade folha seca. A tabela abaixo resume esta discussao.

Considerando inicialmente a questao da estabilidade direcional, ou seja, movimento de yaw, a geometria do problema esta definida na Figura 10.16. Considerando que o aviao esta voando corn urn angulo de yaw, b, ou seja, esta voando "de lado", o momento M z, que na nomenclatura aeronautica designado por N, que deve ser gerado é no sentido de restabelecer urn voo simetrico, ou seja, alinhar o aviao com a direcao de vOo. Assim, o requisito de estabilidade neste caso e que Amp seja positivo. Colocando na forma de coeficiente, o momento de yaw sera:

C=

" qSb

e o criterio de estabilidade:

ac„ ap =c o >0

Tabela 10.4 - Formas de evitar os modos de instabilidade lateral MODO Espiral



Folha seca



DIEDRO

Vv

Major

Menor

Menor

Major

No caso da asa adotar wingiets do tipo Whitcomb, que geram sustentacao em direcao ao interior da asa, estas forcas aerodinamicas exercem urn importante efeito na estabilidade lateral e no controle direcional e de rolagem do aviao. Em condicOes de fluxo lateral os angulos de ataque mudam, aumentando em urn lado e diminuindo no outro. 1st° altera as forgas

Figura 10.16 - Orientagâo positiva do angulo e do momento de yaw.

Edison da Rosa

196

A estabilidade direcional como colocad a, tern uma contribuigao

significativa do momento criado pela empenagem vertical, que gera uma forga transversal ao eixo do avi5o, gerando o momento restaurador. Equacionando: q Sv I v ,

N = - e na forma de coeficiente,

C n =—C,„

S , 1 , . S•13 11"

1 _V • C =—C vVvit L n v , SS.

sendo V v o volume de cauda vertical, corn alguns valores tipicos dados na tabela 10.1. As principals contribuigOes que surgem na derivada C rr , säo discutidas a seguir, [27]. EFEITO DO ENFLECHAMENTO DA ASA. No caso de ser para tr5s, e levemente estabilizante. Sua contribuig5o 6: Co l = 0,00006 ( Acir )Q5

Introducao ao Projeto Aeronautic°

197

Como valores orientativos para uma boa estabilidade direcional, Cr r do avrào deve estar na faixa de 0,0015 a 0,0020, corn urn minimo aceit5vel de 0,0005.

10.8 ESTABILIDADE LATERAL E DIEDRO EFETIVO Corn a incid6ncia de vento lateral surge urn outro efeito sobre o comportamento do avi5o, adicionalmente ao yaw, que e urn movimento de rolagem, pois o yaw e o roll estäo sempre acoplados. 0 vento lateral altera a distribuig5o de carga nas duas metades da asa e urn momento M . é gerado. 0 fencimeno do roll devido a urn vento lateral é chamado de efeito diedro, e na realidade nao e urn problema de estabilidade est5tica, mas é tratado de forma semelhante, ja que afeta a trajetOria de vit5o. Na literatura aeron5utica o momento sobre o eixo X e designado por L (n5o é a sustentagao L), e a derivada em relagäo ao 5ngulo 6, C ir . Este valor est5 diretamente ligado ao conceito de diedro efetivo, que é o diedro que aerodinamicamente atua sobre o avi5o, sendo a soma do diedro geometric° corn os diferentes efeitos aerodinämicos. Urn diedro geometric° de 1° corresponde a urn C r, = - 0,00021. Para haver estabilidade lateral o diedro efetivo deve ser positivo, o que leva a uma derivada: C p < 0.

EFEITO DA FUSELAGEM A fuselagem e bastante desestabilizante, contribuindo na faixa: C r02 = — 0,0006; a — 0,0012 EFEITO DA POSICAO DA ASA A posig5o da asa em relagäo a fuselagem, no sentido vertical, tern como contribuig5o:

DrecAo do vento

Figura 10.17 - D edro geometric° e vento lateral incidente.

Asa alta: Asa media: Asa baixa:

C nri3 = 0 '0002 0,0001 C np = 0 , 0000

C

EFEITO DA HELICE De modo similar ao caso da estabilidade longitudinal, a hence gera uma forga normal, agora no sentido lateral. Seu efeito e instabilizante para uma hence a frente do CG. Uma hence pusher passa a ter uma contribuigào estabilizante, o chamado efeito leme. Neste caso a contribuicao da hence é positiva. Para uma hence de duas pas, tratora, apenas girando, sem gerar empuxo (windmilling), na media, C np4 = — 0, 00165 No caso de plena poténcia, 50% a mais,

C 0{34 =

0,00248

Os principals fatores aerodinämicos que atuam sobre o efeito diedro sac): EFEITO DA CONICIDADE DA ASA No caso de uma asa trapezoidal, urn efeito diedro se manifesta, desde que exista urn pequeno diedro geometrico. Sua contribuig5o 6: a

C10 '

1+2X

6 1+k

EFEITO DO ENFLECHAMENTO DA ASA No caso de uma asa enflechada, o efeito diedro é dado por: 1 1+2X C 113 , — 3 1+ C, •tgAn,2

EFEITO DA POSICAO DA ASA A posigeo da asa em relagão a fuselagem, no sentido vertical, tern coma contribuicào: Asa alta: Asa media: Asa baixa:

C,„3= —0 0006 a-0,00168 C,„= 0,000 C,„3 = + 0,0006 a + 0,00168

EFEITO DA FORMA DA PONTA DA ASA A forma geomètrica da ponta da asa, vista de frente, afeta levemente o diedro efetivo. Ponta chanfrada para cima:

0,00021 C„=-0,00021

2..../111111".— Ponta corn chanfro simetrico:

C,= 0,000

Ponta chanfrada para baixo:

C„= + 0,00021

3101=MIMIIIn_ EFEITO DO USO DE WINGLETS 0 use de winglets do tipo Whitcomb gera urn significativo efeito diedro, estimado par: C lp

5 - 0 , 0084 • h

b

MODULO 4

Introdugao ao Projeto Aeronautic°

201

11. REGULAMENTACAO AERONAUTICA 11.1 INTRODUCAO Os regulamentos aeronauticos, RA, sao documentos oficiais que operam como normas no setor da aeronautica civil. Sao desenvolvidos por Orgáos governamentais em conjunto corn associacães, comissbes, etc. Os regulamentos disciplinam todos os aspectos relativos a aeronautica, sendo divididos em %/arias "partes". Internacionalmente existe uma padronizacao na designagao das "partes", relativas a urn mesmo assunto, Tabela 11.2, bem como nos paragrafos do texto de cada "parte" ou "subparte". Assim, por exemplo, aviCies comerciais de grande porte säo tratados nas seguintes partes: Nos EUA, FAR PART 25; Uniäo Europeia, JAR 25; Australia, CASA PART 25; Brasil, RBHA 25 e Canada - CAR 525. As Tabelas 11.1 a 11.3 mostram os principals &Or os de homologagao aeronautica e as principals partes de urn Regulamento Aeronautic°, RA. Tabela 11.1 - Principals entidades de regulamentacäo aeronautica Pats CANADA AUSTRALIA BRASIL ESTADOS UNIDOS UNIAO EUROPEIA

Orgao regulador Canadian Aviation Regulation Advisory Council Civil Aviation Safety Authority Australia Departamento de Aviacao Civil Federal Aviation Administration Joint Aviation Authorities

Sigla CARAC CASA DAC FAA JAA

Regulamento Canadian Aviation Regulation Civil Aviation Safety Regulations Regulamento Brasileiro de Homologagao Aeronautica Federal Aviation Regulation Joint Aviation Requirements

Sigla CAR CASR RBHA FAR JAR

Tabela 11.2 - Principais partes dos regulamentos aeronauticos Contend°

CAR

Homologagao de produtos e pegas Planadores e motoplanadores Aviees categorias normais, utilitarios, acrobatices Aviees de transporte (grande pone) AviOes categorias primaries ou intermediaries Aeronaves normais de asas rotativas (pequenas) Aeronaves de transporte de asas rotativas (grandes)

CASA

FAA

Dictionary Part 1 Part 11 Part 11

Definigees Procedimentos para elaboragao dos regulamentos Chapter 521 Chapter 522 Chapter 523 Chapter 525

Part 21

Part 21

Part 22

JAA

RBHA

JAR-1 JAR-11

RBHA 01 RBHA 11

JAR-21

RBHA 21

JAR-22

RBHA 22

Part 23

Part 23

JAR-23

RBHA 23

Part 25

Part 25

JAR-25

RBHA 25

Part 26 Part 27

Part 27

JAR-27

RBHA 26 RBHA 27

Part 29

Part 29

JAR-29

RBHA 27

al

Edison da Rosa

202

Babes livres tripulados

Chapter 531

Helices Normas de ruido / emissOes Manutencao, reconstrucao e alteracào Registro de aeronaves Aeronaves muito leves Aviagào agricola

RBHA 31

Part 31

Part 32

Motores aeronauticos para aviOes muito leves Motores aeronauticos

Part 31

Chapter 533 Chapter 535 Chapter 516 Chapter 571 Part II Chapter 523

Part 33

Part 33

JAR-E

RBHA 33

Part 35

Part 35

JAR-P

RBHA 35

Part 36

JAR-36

RBHA 36

Part 43

Part 43

JAR-147

RBHA 43

Part 47

Part 47 Part 103 Part 137

Part 26 Part 137

RBHA 47 RBHA 26

JAR-VLA

RBHA 137

Tabela 11.3 - Algumas partes apliceveis ao projetoAeroDesign Contend° Aeronaves planadores / motoplanadores. Aeronaves categorias normals, utilitarios, acrobaticos. Aeronaves muito leves. Aeronaves categoria primaria e intermediaria. Veiculos aereos nâo tripulados. Aeronaves corn peso maxim° inferior a 450 kg. Modelos de aeronaves em espago aberto. Modelos de aeronaves em espago aberto.

Parte FAR-22, JAR-22 FAR-23, JAR-23 JAR-VLA CASA PICA 28 CASA UAV Design Standards - UA25 CASA CAR Part 101 / 101.55 (1988) CASA CAR Part 95 / 95.21 (1988) CASA Part 200 / 200.9 (1998)

Introducao ao Projeto Aeronautico

203

11.2 CONTEODO DE UM REGULAMENTO AERONAUTICO Dentre os verios tipos de partes que formam o conjunto de normas de urn Pais, o interesse principal neste texto é sobre as partes que estabelecem os criterios para projeto, construcao e testes de aeronaves. Sao as partes que tratam dos chamados requisitos de aeronavegabilidade, "Airworthiness Standards". Para este tipo, a parte e subdividida em subpartes, como detalhado no exemplo da FAR 23 a seguir. A estrutura de subpartes e de paregrafos, é padronizada, de forma que uma mesma numeraceo trata do mesmo assunto, em partes diferentes, dentro do contexto da parte especifica. Assim, por exemplo, todas as partes de aeronavegabilidade dos regulamentos tratam da estrutura da aeronave na Subparte C. 0 paregrafo XX.335 desta subparte trata das velocidades de projeto e o paregrafo XX.337 dos fatores de carga de manobra, dentro do item de Cargas de V6o. Os paragrafos que neo se aplicam sea omitidos e suas numeracOes nab aparecem na parte. Subpart C—Structure General XX.301 Loads. XX.302 Canard or tandem wing configurations. )0(.303 Factor of safety. XX.305 Strength and deformation. XX.307 Proof of structure. Flight Loads XX.321 General. XX.331 Symmetrical flight conditions. XX.333 Flight envelope. XX.335 Design airspeeds. XX.337 Limit maneuvering load factors. XX.341 Gust loads factors. XX.343 Design fuel loads. XX.345 High lift devices. XX.347 Unsymmetrical flight conditions. XX.349 Rolling conditions. XX.351 Yawing conditions. XX.361 Engine torque. XX.363 Side load on engine mount. XX.365 Pressurized cabin loads. XX.367 Unsymmetrical loads due to engine failure. XX.369 Rear lift truss. XX.371 Gyroscopic and aerodynamic loads. XX.373 Speed control devices. Control Surface and System Loads Abaixo este colocado o conte0do da FAA-FAR Part 23, sendo detalhadas as subpartes B, C e D nos seus tbpicos.

204



Edison da Rosa

PART 23 - AIRWORTHINESS STANDARDS: NORMAL, UTILITY, ACROBATIC, AND COMMUTER CATEGORY AIRPLANES Subpart A—General Subpart B—Flight General Performance Flight Characteristics Controllability and Maneuverability Trim Stability Stalls Spinning Ground and Water Handling Characteristics Miscellaneous Flight Requirements

Introducâo ao Projeto Aeronautic°

205

11.3 RESUMO DA DEFINICAO DAS CONDICOES DE CARGA Foi adotada neste texto a parte CASR 26 [4j, para a discussao dos criterios usuais para a definicao das condigOes de carregamento, aplicavel a aeronaves das categorias primaria e intermediaria. As subpartes C e D sac) as principals para o projeto estrutural. A subparte B especifica as caracteristicas de vOo que a aeronave deve apresentar. Os principals pontos da subparte C, STRUCTURE, sao detalhados e discutidos a seguir. Pequenas adaptagOes de unidades e de nomenclatura foram feitas.

A26.301 LOADS Carga limite (limit load): Maxima carga esperada em servigo. Carga de colapso (ultimate load): Carga limite multiplicada por urn coeficiente de seguranga.

Subpart C—Structure General Flight Loads Control Surface and System Loads Horizontal Stabilizing and Balancing Surfaces Vertical Surfaces Ground Loads Water Loads Emergency Landing Conditions Fatigue Evaluation

Subpart D—Design and Construction Wings Control Surfaces Control Systems Landing Gear Floats and Hulls Personnel and Cargo Accommodations Pressurization Fire Protection Electrical Bonding and Lighting Protection Miscellaneous

Subpart E—Powerplant Subpart F—Equipment Subpart G—Operating Limitations and Information Appendixes

A26.303 FACTOR OF SAFETY

Estruturas e pegas metalicas e de madeira: Material composto testado em condigeies tipicas de calor e umidade: Composto nao testado em condigOes tipicas de calor e umidade: 2,25.

1,50; 1,80;

A26.305 STRENGTH AND DEFORMATION A estrutura deve suportar as cargas limite sem deformag ao i permanente e sem deformagOes grandes o suficiente que interfiram corn a operagäo segura; A estrutura deve ser capaz de suportar as cargas de colapso corn uma margem de seguranga positiva (se verificado por analise), ou sem falha, por pelo menos 3 segundos (se verificado por testes estaticos em laboratOrio).

A26.333 FLIGHT ENVELOPE Para manobras simetricas os requisitos estruturais devem ser verificados e satisfeitos nos casos de carga correspondentes aos pontos A, C, E, F, G, AF e O F da envoltOria de vOo abaixo ilustrada. As velocidades de projeto säo definidas em A26.335. Os fatores de carga säo definidas em A26.337 (manobra) e em A26.341 (rajada).

Edison da Rosa

206



207

OBSERVACAO:

Fator de carga • Rajada o Manobra

-

' A

Cm=135

no

AF

= 2.00

1,0

Introduc5o ao Projeto Aeronautic°

Uma forma alternativa de calcular as velocidades de projeto é usar a velocidade VH como referencia. A velocidade VH a a maxima em v8o horizontal ao nivel do mar, com minimo peso de decolagem, capitulo 9. As outras velocidades sao calculadas a partir desta, usando as proporgOes do paragrafo A26.335, corn(); V, = 1,11

E

V

E

n

VH;

Velocidade do ar VA = 0,62 V0;

0,46

VD;

= 0,71

V0.

VF =

Vc

n4

A26.337 LIMIT MANOEUVRING LOAD FACTORS a) 0 fator positivo de carga de manobra, n 1 , nao pode ser menor do que:

Figura 11.1 - Envolteria de vOo.

A26.335 DESIGN AIRSPEED As velocidades de projeto, [m/s] sec) calculadas como segue, sendo: n 1 - fator de carga de manobra, ver A26.337; m - massa total da aeronave, [kg]; S - Area de referencia da asa, [m2]. Velocidade de manobra, V A = 3,48 [n i m / S

] 1/2

VD 3,96 [n 1 m / S] 1/2 No entanto nao necessita ser major do que 0,9 V H , sendo V H calculada corn a potencia maxima, minimo peso e ao nivel do mar. c) Velocidade de mergulho, V D , nao pode ser menor que a menor de 1; 2 e 3: 1 - V 0 = 5,59 [n 1 m / S ] 1/2 , ou; 2 - Vo = 1,40 V D [n 1 / 3,8 ] 1/2 , se VD foi determinada corn base em V H ou; =1,11

V H.

Velocidade minima de flap, V F: VF

b) 0 valor absoluto do fator negativo de carga de manobra, n 2 , nao pode ser menor do que 50% do fator positivo de carga de manobra. c) 0 fator positivo de carga de manobra corn flaps baixados, n F, e 2,0.

VA:

Velocidade de cruzeiro, V D:

3 - VD

1 - n 1 3,8 para aeronaves nä° acrobaticas; 2 - n 1 6,0 para aeronaves acrobaticas. NOTA: Para o calculo estrutural das asas, urn fator adicional deve ser usado, ver A26.343(a).

2,56 [n, m / S ] 1/2

No calculo do lado esquerdo da envolteria de veo, velocidades abaixo de VA , na condica'o de flaps levantados, urn C N = 1,35 pode ser usado e no caso de flaps baixados, C N = 2,00.

OBSERVACAO:

Os fatores de carga de manobra consideramo efeito das forgas inerciais que surgem com a aeronave em manobra, como curvas, subidas, etc. Por esta razao no caso dos aviOes acrobaticos estes valores sao maiores. No caso do projeto AeroDesign, as condigOes de veio na competicao, em especial com carga maxima, fazemcomque as monobras efetuadas durante a missao sejam bastante suaves. Desta forma, os fatores de carga especificados em A26.337 sao excessivos. Assim, pode-se pensar em uma reducao nos valores para n 1 = 2,0 e n2 -1,0.

A26.341 GUST LOAD FACTORS Os fatores de carga de rajada devem ser considerados na condicao de flaps levantados, na velocidade V D , ao nivel do mar. Os fatores de carga sao: n3 = 1 + q S SC L / G n 4 = 1 — q S SC L / G Sendo: q - pressao dinamica na velocidade V D ; [Pa] S - Area de referencia da asa; [m2] G - peso total da aeronave; [N] SOL -Acrescimo no coeficiente de sustentaceo. Pode ser calculado como: SC E = a arctg ( FU / VD ), sendo:

Edison da Rosa

208

a - Inclinagao da curva de sustentagao. Pode ser usado o valor 0,08 / °. U - Velocidade do rajada, que deve ser de 15,24 m/s. F - Fator de redugao da rajada: F = 0,2 ( m / S

) 0,25.

OBSERVACAO: Os fatores de carga de rajada consideram um vento vertical de 50 ft/ s. 0 fator de redugao leva em conta que existe um gradiente nesta velocidade, ou seja, o aviao nao e subitamente submetido a esta rajada, mas sim progressivamente. No caso especifico do projeto AeroDesign, estes fatores de rajada podem ser tambem reduzidos, pois o v8o nao e efetuado a grandes alturas, logo a velocidade padronizada de 50 ft/s dificilmente ire se manifestar, pela proximidade da aeronave com o solo. Neste sentido, o relat8rio NACA NR-692 indica que, para v8os abaixo de 3500 ft, a velocidade de rajada nao excede 25 ft/s, com mais de 95% dos pontos abaixo de 20 ft/s. Assim, recomenda-se trabalhar para o projeto AeroDesign com uma velocidade de rajada U, de 25 ft/s, ou 7,62 m/s. 0 fator de redugao F deve ser usado.

introducao ao Projeto Aeronautic°

209

Adicionalmente a esta carga normal, uma carga horizontal deve ser considerada, corn a mesma forma de distribuigao da caraa normal, corn intensidade: Pontos A e G na envolteria de vOo: H = 0,25 N; Todos os outros pontos: H = 0,20 N. Outras distribuigbes aceitaveis de N sao a de Schrenk e a da teoria da linha de sustentagao, que usa a expansao em sane de Fourier no calculo do distribuigao do circulagao. Para estas distribuig,Oes a carga horizontal deve ser obtida pelo calculo local de C c , angulo induzido e resistência aerodinamica na segao. 0 posicionamento da carga ao longo do corda e feito considerando o momento aerodinamico gerado pelo perfil. Nos casos de flaps defletidos, a distribuigao de sustentagao pode ser obtida corn os acrescimos de sustentagao e arrasto causados pelos flaps, considerando uma distribuigao retangular para estes acrescimos, no comprimento dos flaps. OBSERVACAO:

A26.343 WING AERODYNAMIC LOAD DISTRIBUTION Para os casos positivos de carga de manobra e de rajada, as forgas aerodinâmicas horizontal e vertical sobre a asa devem ser aumentadas pelo fator 1,05. As cargas aerodinamicas na asa devem ser consideradas atuantes na area liquida, a menos que a parcela de carga aerodinamica que atua na fuselagem possa ser realisticamente determinada. c) A seguinte distribuigão de cargas normais pode ser usada, para o caso de flaps para cima.

/2

No projeto aerodinamico da asa nao e considerada a fuselagem, ou seja, a area de referencia é a area geometrica bruta da asa. Jd o calculo estrutural considera, por seguranga, apenas a area liquida da asa, externa a fuselagem, como a area que ester gerando sustentacao e equilibrando as forges de peso e de manobra.

A26.347 UNSYMMETRICAL FLIGHT CONDITIONS Aeronaves nao acrobaticas. Considerar 100 % da carga aerodinamica do caso A em urn lado do aviao e 70 % carga aerodinamica do caso A no outro lado. Aeronaves acrobaticas. Considerar 100 % do carga do caso A em urn lado do aviao e 60 % caraa aerodinämica do caso A no outro lado. Esta carga nao simetrica é reagida pela inercia da aeronave. Este caso de carga geralmente afeta apenas a estrutura de fixagao asa-fuselagem. Foram se houver massas significativas na asa, como motores ou tanques de combustive' em ponta de asa, entao uma analise completa do asa é necessaria.

a

Figura 11.2 - Carga aerodinämica sobre a asa.

W N

1 2 b'—c„,a /4

N - Forga normal total do aeronave; [N] b'- semi-envergadura liquida; [m] cma - corda media aerodinämica. [m]

A26.349 ROLLING CONDITIONS A asa e a estrutura de fixagao asa-fuselagem deve ser projetada para cargas normais e horizontais de 75 % do caso A, agindo em ambos os lados do aeronave, mais a torgao do asa decorrente do deflegäo dos ailerons. Esta torgao e calculada como: Cm = Cmo + 0,01 6,;

aileron para cima;



Edison da Rosa

210

Cm = C md — 0,01 5 d ;



Motores de dois tempos: 6 para motor de 1 cilindro; 3 para motor de 2 cilindros; 2 para motor de 3 cilindros ou mais.

Cmd - Deflexäo do aileron, para cima, [ °]; 6d ; - Deflexào do aileron, para baixo, [ ° ];

Aa=

V Vc

'3 p

6 - Deflexéo total do aileron, [ ° ]; 6p = 6d + Calcule

Ab=

0,5 . - /=\ 7. • 6p

6d;

C —0 01 . 5 b V K C ma —0,01 . 5 a vc 6d - Deflexão do aileron, para baixo, correspondente a Ad; 66 - Deflexäo do aileron, para baixo, correspondente a Ab;

Se K < 1,0, Ad e critico e é usado para determinar O d e 5 d . Neste caso V0 é critics e deve ser usada no calculo da torcäo da ass. Se K 1,0, Ab e critico e e usado para determinar e 6 d . Neste caso VD e critics e deve ser usada no cblculo da torgéo da ass.

A26.351 REAR FUSELAGE LOADS A parte traseira da fuselagem é considerada a partir do ponto traseiro de fixacäo da asa na fuselagem. A fuselagem traseira deverà suportar as seguintes cargas, agindo separadamente: As cargas simetricas da empenagem horizontal, A26.421; As cargas nä° simetricas da empenagem horizontal, A26.427; As cargas da empenagem vertical, A26.441; As cargas da bequilha traseira, A26.497.

A26.361 FORWARD FUSELAGE AND ENGINE MOUNT LOADS A fuselagem dianteira e o suporte do motor devem ser projetados para suportar as cargas: a) Os fatores de carga positivos e negativos de manobra e rajada, combinados corn o torque do motor na poténcia maxima para decolagem multiplicado, pelo fator abaixo: a1) Motores de quatro tempos: 8 para motor de 1 cilindro; 4 para motor de 2 cilindros; 3 para motor de 3 cilindros; 2 para motor de 4 cilindros;

211

Motores de quatro tempos: 1,33 para motor de 5 cilindros ou mais.

aileron para baixo.

Coeficiente de momento local da segéo; C m --Coeficiente de momento do perfil da segéo;

Calcule

Introducào ao Rroje to Aeronautic°

Para motores corn caixas de reducâo os fatores acima podem ser alterados, dividindo os mesmos pela relagäo de transmissao da reducäo. 0 fator resultante nào pode ser menor que 1,33. Urn fator de carga para carga lateral deve ser usado de 1,5 para aeronaves n'So acrobaticas e de 2,0 para aeronaves acrobSticas.

1

d) No cSlculo corn as cargas transmitidas pelos elementos adjacentes do trem de pouso o torque do motor pode ser considerado zero.

0

A26.393 LOADS PARALLEL TO HINGE LINE Nas superficies de controle os suportes, articulagOes e pontos de fixacào devem ser projetados para urns carga de inercia agindo paralela ao eixo da articulagao, igual a K vezes o peso da superficie de controle. K = 24 para superficies verticals; K = 12 para superficies horizontais.

A26.421 HORIZONTAL TAIL LOADS Calcule as cargas de manobra usando a presséo: = 230 + 0,534

n

•

I G [Pa],

575 Pa

Calcule as cargas devido a rajadas corn a pressäo: [Pa];

NT/ = q • 6ci,

6CLT = 0,5 . aT arctg

• FU

a T - Inclinagäo da curva de sustentagäo da empenagem. vcPode ser usado o valor 0,06 / °. c) Determine a pressäo de projeto w 1 como a maior de a) e b). As duas distribuicOes de carga abaixo devem ser consideradas. Calcule w2 como:

2

W =

C S + CE + h 0,5 . (cs + cE )+ h



Edison da Rosa

212

Introducao ao Projeto Aerontutico

w 5= 0,64 .1

213

6.S C

N[Pa], _ 575 Pa,

.2 = w5• 3

A seguinte distribuicão de carga no flap deve ser usada:

4 w., w2 A

Wi c/4

h

Cs

CE

ws

C

w6 /2

Figura 11.3 - Carga sobre o estabilizador horizontal e profundor.

d) As cargas definidas acima devem ser consideradas agindo verticalmente nos dois sentidos.

A26.441 VERTICAL TAIL LOADS 0 carregamento nesta superffcie e o mesmo de A26.421(a) e as distribuicOes de A26.421(c) devem ser consideradas.

A pressäo de projeto w 3 dos ailerons é calculada como: [Pa], n' = 0,466 . G

575 Pa

cA + h

w4

Figura 11.5 - Carga aerodinâmica sobre os flaps.

A26.473 GROUND LOADS AND ASSUMPTIONS As cargas de impacto de aterrisagem, sob A26.479 a 483, podem ser calculadas a partir da energia de impacto, como determinado por este paragrafo. No calculo da energia a ser absorvida pelo trem de pouso, as seguintes hip6teses podem ser usadas.

A26.455 AILERONS =

CF

Iv ' 0,5 . c A + h

1 - A massa usada para determinar a velocidade vertical de descida deve corresponder a maxima massa de decolagem. 2 - A velocidade vertical da aeronave 6:

A distribui0o de carga a ser considerada nos ailerons é:

\ 0,25

V=

0,902

m — S,

[m/s]

A velocidade vertical näo pode ser menor do que 2,13 m/s, e näo precisa ser major que 3,04 m/s. c) 0 fator de carga de inarcia usado para o projeto nao pode ser menor do que 2,67 e o fator de reacao do solo nä° pode ser menor do que 2,0.

A26.479 LEVEL LANDING CONDITION Figura 11.4 - Carga sobre os ailerons.

A26.457 WING FLAPS A carga nos flaps 6 calculada pela equacäo a seguir, sendo C N o valor maximo do coeficiente de forca normal da asa.

a) Para aeronaves corn bequilha traseira, a aeronave esta em posicäo nivelada corn uma carga vertical no trem de pouso principal de: = (n -

G, sendo:

n - Fator de carga no CG, durante o impacto corn o solo, A26.473; - Fator de carga de sustentacao da asa, n L = 0,67.

Introducäo ao Projeto Aeronautico

214

215

Edison da Rosa

As cargas de aceleracäo do movimento da roda (spin up) e a carga dinamica de retorno, aplicadas nos eixos, fornecem uma carga horizontal, em ambos os sentidos, FH: FH = 0,25 n G. b) Para aeronaves corn bequilha dianteira: 1 - Corn todas as tres rodas em contato corn o solo simultaneamente, o fator de carga vertical sobre o CG do avião e como mostrado; e 2 - Corn a bequilha fora do contato corn o solo, o carregamento acima se aplica.

A26.485 SIDE LOAD CONDITIONS Corn a aeronave nivelada e as rodas em velocidade, as cargas nas rodas do trem principal sao:

0,67 G 'V 0,67 G

Figura 11.7 - Cargas transversais nas rodas.

A26.493 BRAKED ROLL CONDITIONS Corn a aeronave nivelada, as cargas nas rodas do trem principal sao:

Figura 11.6 - Carregamento no trem de aterisagem. K=0,25;

PF

= (n — n,) G b

•

a+b'

a PR = (n—n L ) •G b a + b A26.481 TAIL DOWN LANDING a) As condicifies de aterrissagem corn a cauda baixada sao: 1 - Para aeronaves corn bequilha traseira, considerar todas as rodas em contato corn o solo simultaneamente; ou 2 - Para aeronaves corn bequilha dianteira, considerar na posicâo de estol, ou corn a cauda imediatamente fora de contato corn o solo, o que for manor. b) Em ambos os casos acima, as cargas de aceleragao do movimento da roda sac) consideradas zero.

A26.483 ONE WHEELLANDING Em ve) nivelado a aeronave toca o solo corn apenas uma roda do trem principal. As cargas sao as mesmas que para uma roda, determinadas em A26.479.

4

P

0,54 G

0,67 G

Figura 11.8 - Cargas longitudinais nas rodas.

0,54 G

0,67 G

A26.499 SUPPLEMENTARY CONDITIONS FOR NOSE WHEELS Corn a aeronave no solo, na sua condicao normal, as cargas na bequilha dianteira e sua estrutura, incluindo as articulaceies de acionamento, sao: Carga horizontal dirigida para tras: Fv = 2,25 R, F H = 0,8 • Fv Carga horizontal dirigida para frente: Fv = 2,25 R, F H = 0,4 • Fv c) Carga horizontal dirigida para o lado: Fv = 2,25 • R, F L = 0,7 • Fv

216

Edison da Rosa

Introduc5o ao Projeto Aeronautic°

217

sendo: R - Reagao estatica no eixo da bequilha;

12. PROJETO ESTRUTURAL

F v - Forga vertical no eixo; F H - Forga horizontal no eixo; F L - Forga horizontal, agindo no solo.

12.1 INTRODUCA0A0 PROJETO DE ESTRUTURAS 0 processo de calculo estrutural tern como ponto de partida as seguintes informagOes, que devem estar disponiveis: Geometria da estrutura a ser projetada, seja asa, empenagem, trem de pouso, etc; Propriedades mecanicas do material proposto para a estrutura; EnvoltOria de cargas previstas para a estrutura; Fatores de carga para a estrutura; Coeficiente de seguranga recomendado. As cargas previstas para a estrutura devem estar de acordo corn o regulamento aeronautic° adotado para o projeto, incluindo as cargas aerodinarnicas, nas diferentes condigOes de vOo, as cargas de manobra, as cargas de inercia em condigOes criticas, as cargas de rajada e outras eventuais especificadas. \XS.W.Arkliaucts..imattiorit.tismil .. 7:,1/4 ,\ \ \.,,s\ \\\\,skit, 74%,‘,

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Figura 12.1— Sega° da ponta da asa de urn Piper Asteca.

218



Edison da Rosa

Introducao ao Projeto Aeronautic°

219

12.2 TIPOS DE ESTRUTURAS As estruturas aeroneuticas apresentam-se nas mais variadas formas e configuragbes, dependendo da aplicageo, porte e custo da aeronave, dentre outros fatores. No entanto, dois pontos esteo sempre presentes, que sao o aspecto do peso, buscando-se o menor possivel, e o aspecto da seguranga. Adicionalmente, a rigidez da estrutura é tambern importante, de modo a garantir a forma e posicionamento geometrico e, portanto, o desempenho aerodinamico. Em geral as estruturas podem ser classificadas em trés tipos: ESTRUTURAS TRELICADAS Sao formadas por elementos lineares que trabalham predominantemente sob carga axial, trageo ou compressão. Os elementos sao unidos entre si por solda, no caso de tubos de ago, padrao aeronautic°, tipo 4130, ou por unities coladas, no caso de madeira ou materiais compostos.

n 0

, 1

ESTRUTURAS SEMI-MONOCOQUE Urna estrutura monocoque exige chapas espessas, para que haja estabilidade da mesma. Assim, uma estrutura semi-monocoque, usando chapas mais finas, e mais eficiente, sendo mais leve. Neste tipo de estrutura a chapa, por ser mais fina, necessita ser suportada por reforgos. Assim, existe adicionalmente a chapa uma estrutura interna de reforgo que mantêm a geometria e de estabilidade a chapa. Os reforgos sao na diregeo transversal, na forma de cavernas ou nervuras, bem como no sentido longitudinal, stringers. Urns estrutura semi-monocoque pode usar chapas tao fines como 0,5 mm, ou ate menos, corn plena seguranga. E a forma mais usual de fabricageo de estruturas aeroneuticas.

L

Figura 12.2 - Estrutura trelicada da fuselagem de uma aeronave de pequeno porte.

As estruturas aeroneuticas de alto desempenho devem ser rigidas, leves e aerodinemicas. Esta conjungeo de fatores faz com que sejam projetadas junto a superficie aerodinamica, na forma desta, usando materiais leves, de media e alta resistencia, corn uma espessura de material bastante pequena. Este é o conceito que levou ao desenvolvimento das estruturas do tipo monocoque e semi-monocoque. ESTRUTURAS MONOCOQUE As estruturas deste tipo tern como caracteristica que o revestimento alern de ter fungeo aerodinemica é tambern estrutural. Assim, a estrutura fabricada a partir de superficies, normalmente duas ou mais chapas de aluminio, conformadas corn a geometria e unidas por rebites ou cola. Urn material tipico é a lige de aluminio 2024 T3. Mais recentemente tern sido usadas tambern chapas sandwich de material composto. Esta construgeo é eficiente para estruturas relativamente pequenas, pois a chapa deve transmitir todo o esforgo e com grandes dimensbes ela fica instavel, a menos que tenha uma espessura relativamente grande.

r

Figura 12.3 - Estrutura monocoque de urn cone traseiro de uma fuselagem.

L

N N r

r

r

Figura 12.4 - Exemplos de estruturas semi-monocoque.

12.3 SOLICITACOES PREDOMINANTES Os elementos estruturais mais importantes de uma aeronave sao: Asa; Fuselagem; Empenagem; Trem de pouso; Suportes e fixagOes diversas.

r

11

Edison da Rosa

220

Os tipos, origens e intensidades das solicitagOes sac) bastante diferentes em cada caso, mas de uma forma geral sao sempre do tipo: Flexao; Cisalhamento; To rga o. Como as estruturas aeronauticas sao usualmente construidas corn espessuras de parede muito pequena, o tipo de configuragao / solugâo estrutural é em muitos aspectos diferente do habitual na engenharia de projeto de pegas e equipamentos. No caso da flexao, a eficiancia estrutural e maxima quando o material esta totalmente colocado longe da linha neutra, como em um perfil de saga° I. Assim, muitas longarinas de asa sao projetadas como uma saga° construidas a partir de cantoneiras extrudadas, ou perfis de chapa dobrada, ou ainda de urn Onico bloco usinado. Em geral a espessura da alma é muito menor do que a espessura das abas (mesas) da saga°.

introduc5o ao Projeto Aeronâutico

221

Em estruturas corn paredes tao finas urn aspecto essencial é prover o reforgo necessario para distribuir cargas que atuam concentradamente, como fixag g es de trem de pouso, motores, asas, etc. Nestes casos colocado urn reforgo, corn o suporte incorporado, que recebe a carga concentrada e distribui de forma mais uniforme para a chapa da estrutura. O perfil de reforgo e calculado com base na formulagao de vigas sob apoio elastic°, apoio este formado pela chapa. 0 critario de calculo pode ser em termos de urn deslocamento maxim° (rigidez), ou de tensäo maxima na chapa, ou mesmo no perfil.

o\ 0 000 0

J Figura 12.5 - SegOes tipicas de uma viga, para suportar apenas flexa"o e cisalhamento.

Em muitos casos, como em estruturas monocoque e semi-monocoque o revestimento e estrutural, este e usado para resistir aos esforgos de flexäo e torgão, sendo incorporada uma alma para suportar o cisalhamento.

Figura 12.7 - Suporte aplicado em estrutura de parede Tina, corn perfil de reforgo.

Para resistir a torgäo e essencial o use de estruturas tubulares, corn perimetro fechado, corn a maior area interna possivel, ver Figura 12.9. Varias alternativas de estruturas para resistir a torgão sao usadas. Algumas destas alternativas estäo mostradas na Figura 12.8.

I

Figura 12.6 - SolugOes de vigas em estrutura monocoque.

Edison da Rosa

222

Introducao ao Projeto Aeronautic°

223

materiais leves, como ligas de alumlnio, de media e alta resistência, corn uma espessura de material bastante pequena. A Tabela 12.1 mostra as espessuras e o tipo de material de uma fuselagem de urn pequeno avieo comercial. Tabela 12.1 - Distribuicao de espessuras em urn pequeno avieo comercial Secdo corn uma cèlula fechada CODIGO

MATERIAL

ESPESSURA

1

2024 - T3

0,41 mm

2

2024 - 0

0,51 mm

3

2024 - T3

0,51 mm

4

2024 - T3

0,635 mm

5

2024 - T3

0,81 mm

6

2024 - T3

1,02 mm

8

Tubo de torso Secdo corn duas celulas fechadas

Tubo "D" no bordo de ataque (CI )

Figura 12.8 - Soluc c- ies para resistir a toroo da asa.

A Figura 12.9 faz uma comparacao entre duas secOes tubulares de secao circular, uma fechada e outra aberta, por urn corte longitudinal. E evidente a superioridade da secao fechada, corn uma tensäo 60 vezes menor e uma rigidez 1200 vezes maior. Os valores numericos foram calculados para R/t = 20.

7

2024 - 0

8

Fiberglass

9

Fiberglass

10

2024 - T3

4 1 2

8 8 tr.

5

• •

5

5

9





To =

(1) 0 = 1

60

55 5

12.4 PROJETO DE ESTRUTURAS DE PAREDE FINA Uma estrutura aeronautica tipo monocoque ou semi-monocoque tern como caracteristica, alêm de serem rigidas, leves e aerodinamicas, o use de



5



5

111 I4

0,81 mm

0,81 mm

Uma dificuldade na analise estrutural para este tipo de estrutura, muitas vezes de forma geometrica pouco regular, como no caso do perfil usado na segào de uma asa, e o calculo das propriedades geomètricas da seg5o, como area, perimetro, momento de inêrcia, momenta polar de inercia, posicao do CG da seg5o, etc. Uma tecnica que facilita estes calculos em muitos casos inicialmente considerar uma secao cheia, calcular as propriedades desejadas e dar urn acrescimo infinitesimal nas dimens6es, igual a duas vezes a espessura. 0 acrescimo na propriedade é o resultado desejado. Exemplificando para o caso da area de urn tubo de segäo circular, temos, para a area da secäo cheia, Ao,

Calculando a diferencial dA, e como dD = 2 t,

1200

Figura 12.9 - Comparag5o entre sec.ao fechada e aberta.

5 5

7r.D2 Ao = 4 To = 1

10 5

5

4

dA = 2 7 4D dD = 7 2D 2 t e como dA6 a area A para o tubo,

A = 2D 2 t

= TC

•D•t

Edison da Rosa

224

Introdu0o ao Projeto AeronAutico

Para o caso do tubo de segbo quadrada, de !ado D, os calculos sao:

225

Para uma saga() circular cheia,

P

A, = D 2 ; dA = .D • dD; A = 4 . D • t Para uma segao de parede fina,

P=

e para uma saga° tubular geral, Figura 12.11, D

2 R 2 1– x 4 p – — ; 4 1– x-

muln

sendo x =

0.75

p/R 0.70

Figura 12.10 - Calculo das propriedades secionais de perfis de parede fina.

0.65

Tabela 12.2 - Calculo de propriedadet secionais

0.60

SE CA °



A REA ir•R2



J



0.55

n•1:2 4 / 4

Tc•R° / 2

b•h 3 / 12

ID•h•(b2 + h 2) / 12

tr. a-b3 / 4

Th.a.b.(a2+ b2) / 4

0.50

• 0.00

b•h

a•b

0.50

0

r/R

1.00

Figura 12.11 - Relacão p / R para tubos circulares de parede espessa. •

r4) / 4

IT (R 2 - r2)

tt.(R4 - r4 ) / 2



rr•D•t

tr•ra •t

27c•r'•t

2•(b+h)•1

h2 •t•(b+h / 3) / 2

t-(3h2.b+3h•b2+r0+0) / 6



Uma propriedade muito util no caso de cargas compressivas e o raio de giragao da saga), p, definido coma: ou,

I

= p2 • A

Uma forma de estrutura muito utilizada é a de uma viga caixao, Figura 12.12, pois resiste simultaneamente a flexao, cisalhamento e torcao, podendo ser ainda reforgada por perfis rebitados ou nab. A parede superior e inferior podem ainda ser conformadas de modo a fazerem parte da prOpria superficie externa da asa ou da empenagem, por exemplo. Na analise de flexao, podemcs considerar apenas as duas abas como efetivas, desconsiderando a pequena contribuigào das duas almas, que sac) importantes para o cisalhamento. Como as abas tam espessura pequena, é passive! tratar como area concentrada, desconsiderando o momenta de inercia em relagao ao seu pr6prio baricentro.



ri Edison da Rosa

226

Introducäo ao ProjetoAerontutico

227

h

b

J

Figura 12.12 - Conceito de viga caix5o. Figura 12.13 -Analise sob torgao de uma secao tubular fechada.

I =Iy 2 A; y = —

2"

I=

A = b•t Considerando o elemento de arco dS, a parcela de momento que é equilibrada é:

b-112 -t 2

dM = dF • r; sendo dF =

As tensOes de flexao sao logicamente calculadas por:

a—

M •c

h ; c = - 2' a=

2 b•h -t I= 2

• t -dS;

dF = q•dS

dM =q-r-dS;

sendo r•dS =2.dA

M= $2 . /pdA =2 -q• IdA= 2 -q•A= 2 -T

A

Desta forma a tensao de cisalhamento que ocorre no material sera:

b•h•t

No caso do cisalhamento, o esforgo cortante V e equilibrado pelas tens6es que agem nas du g s paredes verticals, que atuam como as almas da viga caixao. Assim, e imediato:

=

T

assim,

V 2 -It •t

- o a seguir detalha o No caso da solicitagäo de torgao, a discuss a procedimento de calculo. Consideremos uma saga) tubular fechada de forma qualquer, corn espessura t variavel, tendo urn perimetro S e uma area A, medidos na espessura media. A hipOtese basica da analise e que o chamado fluxo das tensOes cisalhantes, q = T, t, e constante ao longo de todo o percurso da segao. Isto implica que quando a espessura e pequena a tensao e alta e quando a espessura é major, as tensOes diminuem, como e esperado.

Ti

2•A-t ,

Para a analise de rigidez usa-se o angulo de torgao por unidade de comprimento, 60:

(1)0=

M fc/S •

G A2

[rad I ni]

Se for de espessura constante,

M•S (1) °

4•G•A 2 -t

[rad / rn]

No caso da segao ser longitudinalmente aberta, as expressOes passam a ser: T =

MO.S+1,8-t) U2.t,2

228

Edison da Rosa

229

IntroducAo ao Projeto Aeronautico

3•M 0=

•; [rad / m] GS•

12.5 FLAMBAGEM DE ESTRUTURAS As estruturas sob compressao, em especial as de parede fina, apresentam uma grande resistOncia estrutural, desde que a parede seja estabilizada por meio de reforgos, transversais e longitudinais. Estes reforgos impedem que a chapa usada na construgao venha a flambar sob a agao de tensOes de compressao, sempre presentes em solicitagOes de compressao, mas tambern na flexao, na torgao e no cisalhamento. Um primeiro caso a ser estudado e o classic° problema da flambagem de colunas. Sendo uma coluna fabricada na forma de urn tubo, corn parede fina, adicionalmente ao problema da estabilidade da coluna, como urn todo, existe tambern o problema da estabilidade local da parede do tubo. Esta parede pode perder a estabilidade e flambar localmente, enrugando-se e provocando a falha da coluna; abaixo de sua carga critica. FLAMBAGEM DE COLUNAS A solugao do problema de flambagem de uma coluna longa, de segao constante e dentro do regime de comportamento elastic° do material, de acordo corn a teoria de Euler, é dada por:

rc• ' E F„ = k •

; ou

a„ = k

•TC 2.E • x2

k = 0,25

k = 1,00

k = 4,00

k = 2,047

k = 0,794

k' . 0,25

k'= 1,00

k. = 1,20

k'= 1,20

k'= 0,794

Figura 12.14 - Valores para a constante k ou k' da formula de Euler.

No caso de colunas relativamente curtas a teoria de Euler nao pode ser aplicada, pois a tensao critica comega a se aproximar da tensao limite de escoamento do material. Neste caso varias teorias foram desenvolvidas, sendo a mais usada no campo aeronautic° a que considera uma variacao quadratica da tensao, tangenciando a curva de Euler e passando pela tensao limite de escoamento do material. Neste caso, a tensao critica é calculada pela expressao abaixo, para I menor que o valor de transigao, X„. Acima de a teoria de Euler é aplicavel, pois a coluna ja é tratada como longa. A Figura 12.15 apresenta as duas equagOes, para k = 1, 6, = 300 MPa e E = 70 000 MPa. \2

a E

I

2rt

k•E



;

27t2 k • E

2L2 (5.E

500.00

X,

Cun a de Euler 400.00

sendo a constante k dependente das condigOes de contorno do problema. A Figura 12.14 mostra algumas situagOes. Para o Ultimo caso, de uma carga uniformemente distribuida, a carga critica calculada é a carga total, ou seja, a carga distribuida vezes o comprimento da coluna. Deve ser observado no entanto que estes valores de k apresentados sao te6ricos, sendo que na pratica e muito dificil obtermos estes valores, em especial no caso da coluna bi-engastada, pois a rigidez dos apoios nunca é infinita. Os valores k' sao valores recomendados quando nao é possivel assegurar urn engaste perfeito.

300.00

200.00 Colunas congas

100.00

0.00

0.00

20.00

40.00

60.00

Figura 12.15 - Tensào critica de flambagem de colunas.

80.00 a.

100.00

Edison da Rosa

230

FLAMBAGEM LATERAL DE VIGAS Quando temos uma viga corn grande altura da secao, comparativamente corn a largura desta secao, existe a possibilidade de que ocorra uma instabilidade lateral da viga, por torgao desta. Para o caso de vigas corn secao retangular, conforme ilustrado, corn o ponto de aplicagao da carga a uma altura "a" acima da linha neutra da saga), as expressdes abaixo fornecem o valor critico da carga.

Introduc5o ao Projeto Aeronautic°

231

No caso de uma carga Q uniformemente distribuida ao longo do comprimento da viga, o seu valor critic() e, aproximadamente, Q 01 = 3 Pcr. VIGA SOB FLEXAO PURA Extremos mantidos na vertical, mas [l y res na horizontal: 77-• t 3

M" „=

• ly V(1-0,63. tl b) E. G 6.1

FALHA NA ALMA EM PONTOS DE CARGA CONCENTRADA Nas vigas corn almas de parede Tina, existe a possibilidade de que esta alma venha a falhar como decorrencia da carga concentrada que atua, seja carga aplicada, seja uma reagao que se desenvolve. Para o calculo da tensäo compressive na alma e usada uma area efetiva que corresponde ao produto da espessura da alma, vezes o comprimento da regiao de aplicagao da carga, corn urn acrescimo quanto a distancia k da face externa da aba, ate a raiz da concordância entre a aba e a alma. Esta tensäo nao pode ultrapassar 75 % da tensao limite de escoamento do material da alma.

1k

Figura 12.16 - Flambagem lateral de vigas esbeltas.

VIGA BIAPOIADA, CARGA CENTRAL Extremos da viga impedidos de torcer. 2,82• t 3

Per —

NA1-0,63. t I 1)) E •G 12

1

4

1 74 -a '

1

E

G • (1-0,63 •t / b)

No caso de uma carga Q uniformemente distribuida ao longo do comprimento da viga, o seu valor critico e, aproximadamente, Q cr = 1,67 Pr.

Figura 12.17 - Efeito da carga concentrada sobre a alma da viga.

FALHA POR COMPRESSAO DIAGONAL Uma possibilidade de falha que pode ocorrer em vigas de grande altura, onde a espessura da alma é pequena, é a flambagem diagonal da alma, decorrancia das tens g es compressivas a 45° que se desenvolvem, como resultado do cisalhamento.

VIGA ENGASTADA Conforme Figura 12.16,

P= Cr

0,669 • t 3

• bV (1-0,63 • t I b) •E •G 12

1

a

E

2.1

G• (1-0,63 • t I b)

1 Figura 12.18 - Flambagem da alma da viga sob compressào diagonal.

Edison da Rosa

232

Introducao ao Proje to Aeronautic°

A tensão critica de flambagem para uma placa simplesmente apoiada de largura b e comprimento a, de espessura t pode ser obtida pela expressao a seguir, sendo que a constante k depende da relagao b/a, Figura 12.19. .1„

7C2 E

Caso 1 - Arestas simplesmente apoiadas. Caso 2 - Uma aresta simplesmente apoiada, uma livre. Caso 3 - Uma aresta engastada, uma livre. Caso 4 - Placa sob flexao no piano, arestas simplesmente apoiadas.

t2

10.00

12 (1 - v 2 b2

m 1 2 3 4 5

k

10

9

233

8.00

k

8

600

7 4.00

6 b/a 5 0,1

0,2 0,3 0,4 ' 0,5

0,6 0,7

0,8

2.00

0,9 1,0

Figura 12.19 - Constante para flambagem por compressäo diagonal. 0.00

ESTABILIDADE DE PLACAS SOB COMPRESSAO Quando temos uma placa submetida a compressao, dependendo das dimensdes, modulo de elasticidade e nivel de carga, pode ocorrer uma instabilidade na placa, onde esta passa a assumir uma deformada, que de um modo geral é dada por uma serie trigonometrica dupla: w(x;

• sen

Y)=E

nu r x

.sen

n7z

y

a

A partir desta expressao e buscando os valores de m e n que tornam minima a energia potencial do sistema, podemos obter a carga critica, que de urn modo geral pode ser expressa por: I, Cr cr "

•E 12 . (1-

t2

v 2 ) b2

k=

m•b a



+

\2

a

0.00



1.00

I

200

300

4•00 a / b 5'00

Figura 12.20 - Constante para flambagem de placas sob c,ompress0o. Tabela 12.3 -

a/b Caso 1 Caso 2 Caso 3 Caso 4

Constante k para diferentes casos de condigäo de contorno

0,2

0,4

0,6

0,8

1,0

1,2

1,4

2,0

2,4

5,0

27 -

8,41 29,1

5,14 3,2 24,1

4,20 2,01 24,4

4,00 1,44 1,70 25,6

4,13 1,13 1,47 -

4,47 0,95 1,36 23,9

4,00 0,69 1,36

4,13 0,62 1,47 -

4,00 0,51 -

00

4,00 0,46 1,33 -

A Figura 12.21 mostra como que uma chapa sob compressao pode ser mais bem aproveitada, sendo formado urn perfil corrugado, feito corn uma chapa dobrada, diminuindo a largura efetiva de flambagem, b.

m•b)

sendo air a tensäo critica da placa, k e uma constante que depende da geometria e das condigbes de contorno, t é a espessura da placa, a é o comprimento ebea largura desta placa. No caso da placa estar simplesmente apoiada nas quatro arestas, a Figura 12.20 abaixo indica os valores da constante k. Para outras condigOes de contorno das laterais da placa a Tabela 12.3 indica os valores de k adequados. Os casos considerados sao:

b ))Figura 12.21 - Chapa plana e parede corrugada da segäo para aumentar a resistência a flambagem.

Introdugao ao ProjetoAeronautico

235

Edison da Rosa

234

Tabela 12.4 - Tensdes criticas para colapso de urn cilindro por instabilidade da parede.

CASCAS CILINDRICAS SOB COMPRESSAO

E

COMPRESSAO vcr

Figura 12.22 - Geometria de uma casca cilindrica sem reforcos e corn reforgos.

Cascas nal ° reforgadas. t cs Cr =0,3-E•—

Cascas corn reforgos axiais. r

„=

-\ 1,6

-\ 2

t 3,62•E• — \b)

+E•

+0,16•

1— v2

r t2

(

t \ 2— 7-„=E — 1,8+ _

TORCAO

L - compri ento da casca

3.(1— v 2 ) r

Mcr = 1,14•

FLEXAO

t

V1,2 + 0,201U-sit r

12.6 CALCULO ESTRUTURAL DA ASA Para o calculo estrutural da asa du g s informagOes basicas sao necessarias. 0 carregamento e a geometria das segOes, bem como suas propriedades. No calculo das propriedades secionais, pela forma tipica dos perfis aerodinamicos, e necessario o use de urn processo numeric°, seja para calcular a area, o perimetro, os momentos de inercia, etc. Neste sentido, foram preparadas as Tabelas 12.5 a 12.7 corn as principals propriedades, adimensionalizadas para urn perfil de corda unitaria. Os resultados foram obtidos pelo software X-Foil, pelo engenheiro Mauricio Lobao, para os principais perils usados na construgao de superficies aerodinamicas dos projetos AeroDesign.

No caso da apli g agao a uma asa de um aviao, o raio e logicamente o raio de curvatura da superficie superior, que fica sob compressao. Como as tens6es calculadas acima sac) tensOes criticas de falha, as tensOes atuantes devem considerar tanto urn fator de carga, da ordem de 3, bem como urn coeficiente de seguranga, da ordem de 1,5, o que faz corn que as tensOes para carregamento estatico, de peso pr6prio, devem ser 4,5 vezes menores que a critica, por exemplo. TUBO CILINDRICO DE PAREDE FINA No caso de carga compressiva a instabilidade local de um tubo de parede fina corresponde a uma ondulagäo de forma senoidal da superficie cilindrica.

Figura 12.24 - Calculo de propriedades da area da cacao (solid).

xc

S Figura 12.23 - Deformada tipica de flambagem de urn cilindro sob compressäo.

s

dS;

1,, =I y 2 -tdS;

Js

x lyy = f x 2 -tdS;

Figura 12.25 - Calculo de propriedades do perimetro da segâo (skin).

J=

f r2

Js

tdS

Edison da Rosa

236 Tabela 12.5 - Propriedades em relagao ao eixo X Airfoil E 423 S 1223 FX 72150A FX 721508 FX 74CL5140 FX74MODSM FX 76MP140 FX 76MP160

Centroid

Max

Min

Solid

Skin

Xc

X-Xc

X-Xc

lyy

I yy/t

0.39923 0.34612 0.39467 0.39319 0.38014 0.37676 0.41364 0.41043

0.60077 0.65388 0.60533 0.60681 0.61986 0.62324 0.58636 0.58957

-0.39924 4.5058e-3 -0.34607 3.0426e-3 -0.39468 3.9739e-3 -0.39319 3.9321e-3 -0.38026 3.6141e-3 -0.37674 3.3943e-3 -0.41366 4.7726e-3 -0.41042 5.4471e-3

Solid lyy/(XXc) 7.500e-3 4.653e-3 6.565e-3 6.480e-3 5.831e-3 5.446e-3 8.139e-3 9.239e-3

0.20145 0.22972 0.20019 0.20267 0.20931 0.21075 0.19320 0.19516

Introducao ao Projeto Aeronautic°

237

Para o calculo do carregamento o primeiro ponto é determinar a distribuigao do carregamento aerodinamico ao longo da envergadura da asa. Para tal pode ser usada a distribuigao especificada em A26.343, ou a distribuigao de Schrenk, ou a distribuigao obtida por integragao da distribuigao de pressbes calculada localmente para cada segao da asa. No presente texto sera usada a distribuigao de Schrenk, que sera obtida a partir de trés distribuigbes basicas, correspondendo a urna distribuigao eliptica, uma retangular e uma triangular. Corn estas du g s Oltimas, uma distribuigao correspondente a uma geometria de asa trapezoidal pode ser facilmente obtida. 0 mOtodo aqui descrito se aplica a asas retangulares, trapezoidais ou elipticas, sem enflechamento e sem torgao.

Skin I yy/t/(XXc) 0.33532 0.35132 0.33072 0.33399 0.33768 0.33815 0.32949 0.33101

No calculo das propriedades da segao do perfil, para uma corda qualquer, corn uma espessura de parede tambam qualquer, devemos multiplicar os valores das tabelas pelas dimensdes do perfil, conforme indicado na Tabela 12.8. Tabela 12.6 - Propriedades em relagao ao eixo Y Airfoil E 423 S 1223 FX 72150A FX 72150B FX 74CL5140 FX74MODSM FX 76MP140 FX 76MP160

Centroid Yc 7.689e-2 6.842-2 6.656e-2 7.769e-2 8.109e-2 7.9874e-2 5.680e-2 4.881e-2

Max Y-Yc 8.166e-2 6.684e-2 8.854e-2 9.093e-2 8.747e-2 7.956e-2 8.324e-2 9.029e-2

Min Y-Yc -9.201 e-2 -8.425e-2 -8.149e-2 -9.013e-2 -8.829e-2 -8.864e-2 -7.855e-2 -8.341 e-2

Solid lxx 1.189e-4 7.304e-5 1.405e-4 1.509e-4 1.195e-4 9.991 e-5 1.367e-4 1.884e-4

Solid lxx/(Y-Yc) 1.293e-3 8.669e-4 1.587e-3 1.659e-3 1.354e-3 1.127e-3 1.643e-3 2.086e-3

Skin bodt 6.201e-3 4.193e-3 6.816e-3 7.393e-3 6.516e-3 5.787e-3 6.619e-3 8.012e-3

Skin lxx/t/(Y-Yc) 6.739e-2 4.976e-2 7.698e-2 8.130e-2 7.381e-2 6.528e-2 7.951e-2 8.874e-2

E 423 S 1223 FX 72150A FX 72150B FX 74CL5140 FX74MODSM FX 76MP140 FX 76MP160

Esforgo cortante (V) = Ks•G•n,

Solid J = lxx + lyy

Skin J/t

Solid Area

Skin

0.0046248 0.0031156 0.0041145 0.0040830 0 0037336 0 0034942 0 0049094 0 0056355

0.2076522 0.2339120 0.2070086 0.2100612 0.2158300 0.2165331 0 1998214 0.2031683

8.277266e-2 6.490830e-2 8.953214e-2 8.934598e-2 8.208869e-2 7.802048e-2 9 507936e-2 0.1084915

2.095863 2.094889 2.081388 2.093352 2.096648 2.092252 2075164 2.081449

S

Tabela 12.8 - Fatores multiplicativos para calculo para uma corda qualquer Max X - Xc

Min. X-Xc

Solid lyy

Skin lyy/t

c^4

c^3

Solid lyy/(X-Xc)

Skin I yy/t/(X-Xc) e2

Solid ea

Figura 12.26 - Distribuicao de sustentagao em uma asa.

0 carregamento atuante numa segao da asa, definida pela sua posigao y', é dado por:

Tabela 12.7 - Momento polar de inercia, area e perimetro Airfoil

Distribui0o uniforme de carga Distribuicao eliptica de carga Distribuica) tnangular de carga

Skin J/t e3

Solid Area e2

Skin S c

e

Momento Fletor (M) = KB•G-n•b

Tabela 12.9 - Constantes para calcular o esforgo cortante e o momento fletor Posicao da

Distribuicao eliptica

Distribuicao retangular

Distribuicao triangular

Sega°

Fator Kso

Fator Kbo

Fator Ksi

Fator

Fator K52

Fator Kb2

0.000000 0.100000 0.200000 0.300000 0.400000 0.500000 0.600000 0.700000 0.800000 0.900000 0.950000

0.500000 0.434500 0.372000 0.310000 0.250700 0.194000 0.141000 0.093000 0.051000 0.017800 0.005900

0.106000 0.082300 0.062000 0.044600 0.031000 0.019900 0.011500 0.005500 0.001910 0.000294 0.000054

0.500000 0.450000 0.400000 0.350000 0.300000 0.250000 0.200000 0.150000 0.100000 0.050000 0.025000

0.125000 0.101250 0.080000 0.061250 0.045000 0.031250 0,020000 0.011250 0.005000 0.001250 0.000313

0.500000 0.405000 0.320000 0.245000 0.180000 0.125000 0.080000 0.045000 0.020000 0.005000 0.001250

0.083333 0.060750 0.042667 0.028583 0.018000 0.010417 0.005333 0.002250 0.000667 0.000083 0.000010



Introducao ao Projeto Aeronautico

239

Edison da Rosa

238

Para uma asa corn geometria eliptica, os valores de K s e K, sào usados diretamente da Tabela 12.9, K„ e K„. Para uma asa corn geometria trapezoidal, no calculo de sua constante definida pela aeometria, K 0 , é necessario interpolar entre a asa retangular e a triangular, pela equagào:

Sendo a asa retangular, os coeficientes da geometria se- a diretamente K,, pois X = 1. Os coeficientes da asa sera° portanto a media entre K, e K,. Assim, para o momento fletor no engaste, K 0 = 0,1155 e K, = 0,5000. Deve ser considerado o fator adicional 1,05, segundoA26.343(a). M = K e Gn,1,05 b M = 0,1155 160 2,0 1,05 2,6 M = 100,900 Nm

+ (1-2n,) • K2

K G =

A constante da asa, K A , ou simplesmente K, e entao dada pela media entre a distribuigào definida pela geometria, K 0 , e a distribuigäo da asa eliptica, K s , segundo Schrenk. 0.15 —1

KB 0.125

Considerando uma asa corn estrutura monocoque, todo o revestimento sendo estrutural, para urn perfil corn maxim° momento de inercia, da Tabela 12.4, e o perfil Wortmann FX76 MP-160 corn 16% de espessura. Para este perfil,

Distribuipào uniforme de carga

Wf

o Distribuigao eliptica de carga 0.10

I XX

Y

Distribuipeo triangular de carga

=

0,088 735•t

Wf =

5 546 t [mm3]

Yc

A tens5o atuante na segao da raiz da asa e portanto, 0.05

M100 900 18,193 = = W, 5 546 • t t

0.00

0.00

0.20

0.40

0.60

0.80

(1'12) 1.00

0.50

Ks

[Nmm /

Distribuioão uniforme de carga o Distribuipâo eliptica de carga

Para determinar a espessura necessaria na segào do engaste, é necessario conhecer a tense- a admissive'. Para tal devemos verificar quais modos de falha sào relevantes. Neste caso a flambagem da superficie superior é o criteria a ser adotado. Considerando como uma casca cilindrica não reforgada, a tensäo critica de flambagem é:

Distribuipao triangular de carga

a cr

0.00

0.00

0.20

0.40

0.60

0.80 Y (1'12) 1.00

t

Para uma construgäo integral em resina plastica reforgada corn fibra de vidro, corn densidade 1,9, E = 72 400 MPa e para uma corda de 250 mm, R = 900 mm. Usando urn coeficiente de seguranca.de 2,25, A26.303, a a„,

Figura 12.27 - Coeficiente de momento fletor e coeficiente de esforgo cortante.

EXEMPLO DEAPLICACAO Vamos considerar o projeto de um modelo corn os dados abaixo: m = 16,37 kg; G = 160 N; S = 0,65 m2; n,= 2,0; b = 2,600 m; c = 0,25 m; X =1.

= 03-E-

= 2acr , 2 5 = 10,726•t

igualando as duas expressOes, 6=

r

18,193 t

acr = 10,726 • t

18 , 193 —1 696 t =1,3 mm 10:726 ' " —n

Edison da Rosa

240

As espessuras calculadas se aplicam para a superficie superior (que esta sob compressao), e podem ser urn pouco menores, pelo apoio que a espuma do nUcleo fornece, aumentando a rigidez da parede. No calculo da flexao deve ser considerado ainda o carregamento horizontal segundo A26.343, de 25% da carga vertical, nos pontos A e G, e de 20% nos outros pontos. Neste exemplo, para ser mais breve, este calculo nao sera feito. Na pratica o dimensionamento e feito corn aqui indicado e a carga horizontal e considerada na etapa de verificagao das tensOes e da estabilidade. Tabela 12.10 -Celculo da espessura do revestimento da asa Fator Kba 0.106000 0.082300 0.062000 0.044600 0.031000 0.019900 0.011500 0.005500 0.001910 0.000294 0.000054

Segao 0.000000 0.100000 0.200000 0.300000 0.400000 0.500000 0.600000 0.700000 0.800000 0.900000 0.950000

Fator Kb 0.1155 0.0918 0.0710 0.0529 0.0380 0.0256 0.0157 0.0838 0.0034 0.00078 0.000184

Fator KW 0.125000 0.101250 0.080000 0.061250 0.045000 0.031250 0.020000 0.011250 0.005000 0.001250 0.000313

1,50

•

I I I o Espessura calculada • Espessura deconstrucao x Superficie infenor

t [mm]

Espessura 1 30 1.16 1 02 0.88 0.75 0.61 0.48 0,35 0.22 0.11 0.02

Momento 100 900 80 178 62 025 46 235 33 196 22 342 13 760 7 316 3 018 674 15.8

-

1.00

Introdu0o ao Projeto Aeroneutico

241

Aar-ea necessaria para suportar este esforgo sera :

A=

V

=

T ad

16 8 0,11 1

=1512 mm2

ou seja, 0,223 da area total da segao transversal do perfil, calculada como 6 780 mm 2 . A largura do nOcleo de espuma e calculada considerando uma altura estruturalmente efetiva de 30 mm. Tabela 12.11 - Calculo do nOcleo de espuma da asa Segão 0.000000 0.100000 0.200000 0.300000 0.400000 0.500000 0.600000 0.700000 0.800000 0.900000 0.950000 60.00 t [mm]

0.50

Fator Ksa 0.500000 0.434500 0.372000 0.310000 0.250700 0.194000 0.141000 0.093000 0.051000 0.017800 0.005900

Fator Ks1 0.500000 0.450000 0.400000 0.350000 0.300000 0.250000 0.200000 0.150000 0.100000 0.050000 0.025000

Fator Ks 0.50000 0.44225 0.38600 0.33000 0.27535 0.22200 0.17050 0.12150 0.07550 0.03390 0.01545

Cortante 168.000 148.596 129.696 110.880 92.518 74.592 57.288 40.824 25.368 11.390 5.191

Largura 50.450 44.623 38.948 33,297 27.783 22.400 17.204 12.259 7.618 3.421 1.559

I o Largura calculada Largura de construc5o blialn M11.141=

30.00 0.00 0.00



0.20



0.40



0.60



--

1.00

0.80

Ii IIMMI

Y

Figura 12.28 - Espessura do revestimento da asa.

Para calcular a asa quanto ao cisalhamento, vamos considerar que a casca de fibra esta montada sobre urn nUcleo de espuma de poliestireno extrudado (Styrofoam SP), corn densidade 0,035 e t, = 0,25 MPa. Adotando 0 coeficiente de seguranga de 2,25, a tensão admissivel sera:

T ad = 0,111 MPa Na segao da raiz da asa, Ks = 0,500, logo V = 0,500 160 2,0 1,05 = 168 N

0,00 0,00



0.20



0.40



0,60



0.80



1 00

Figura 12.29 - Largura do nticleo de espuma da asa.

Este calculo permite uma estimativa do peso da asa. Considerando apenas o revestimento, corn uma espessura media de 0,45 mm, e o nOcleo de espuma, corn uma largura media de 38 mm, V fibre = 0,045.260.25.2,0814 = 608,8 cm'. G„ r = 608,8.1,90 = 1 157 g = 3,8.3,0.260 = 300 cm'. G eSP ma = 300.0,035 = 10,5 g

242



Edison da Rosa

ft Introduoâo ao Projeto Aeronautic°

243

0 peso desta asa, sem considerar o peso de adesivo, sere portanto da ordem de 1200 g.

12.8 PROJETO ESTRUTURAL DO TREM DE POUSO

Considerando agora o projeto de uma viga caixao de secáo retangular como Onico elemento estrutural, construida em aluminio, nas dimensOes de 30 mm x 60 mm, a tenseo critica de flambagem na face superior, e a admissivel,

0 celculo estrutural do trem de pouso inicia corn a determinagào dos fatores de carga para o impacto da aeronave contra o solo, A26.473. A velocidade vertical da aeronave, V y , é,

0

• •

\0,25

a c, = 4

n 2 .E

t2

= 264 000 . —

12 . 0—v 2 ) 62

= 176 000-

b2

v = 0,902

b2

Por outro lado, as tensOes atuantes, devidas ao momento fletor, a—

M



b•h•t

100 900

a = 60 30 • t

6=

t2 56 056 602

=

'

t 3 =1,147

Sendo m a massa do aviào e K sua energia cinetica,

56,05(

Igualando as duas express6es, 176 000

[m .5]

t = 1,05 mm.

Como o aluminio tern uma densidade de 2,75, esta espessura corresponde a 2,89 kg/m 2 , enquanto que a fibre de vidro, corn 1,25 mm e densidade de 1,9 fornece 2,38 kg/m2.

K = m v , / 2. Esta energia deverb ser absorvida pelo sistema do trem de aterrissagem. Este pode ser puramente elestico, corn urn pequeno amortecimento estrutural, ou ser projetado corn forte amortecimento, corn elementos especificos para tal. Neste Ultimo caso as cargas desenvolvidas, para uma mesma energia cinetica, sâo consideravelmente menores. F MAX

A

12.7 PROJETO ESTRUTURAL DA FUSELAGEM E EMPENAGEM A fuselagem deve ser considerada separadamente em fres parte, a dianteira, a central e a traseira. Na dianteira incidem as cargas do motor e bequilha, conforme A26.361. Na parte central as cargas säo as de fixacäo da asa e do trem de pouso principal, de acordo corn A26.343 a A26.349 e de A26.473 a A26.493. Na fuselagem traseira as cargas consideradas se-0 decorrentes das superficies de controle da empenagem, A26. 351. 0 projeto estrutural deve ser feito corn as cargas especificadas, para a empenagem horizontal, segundo A26.421 e para a empenagem vertical, segundo A26.441.

Fs 8 5 Marc Sistema eldstico puro

Sistema corn amortecimento

Figura 12.30 - Curva carga-deslocamento do trem de pouso.

Para o caso elestico, sendo d a deflexäo do trem de pouso, a energia armazenada sere U=Fi5/ 2, e para a carga estetica de peso prOprio, U s = G8,/ 2,

•



244

Edison da Rosa

sendo d, a deflexão estatica. Como a constante de mola F

G

k =— =— 6 6s

U = — . k • 62

Introducão ao Projeto Aeronautic°

Na condigao de pouso nivelado, mas sem contato com a bequilha, a carga sobre o CG atua na vertical, corn o valor acima calculado, mas considerando apenas como atuante o trem de pouso principal.

2

e igualando as energias, K=U,

=(n—n,) G b a+ b

K = — . m . v 2 ;

= M ' V2 = M • V

k

1

K = 0,25

2

a PR = (n—n,)•G b a±b

U = — . k .62

2

52

245

2

2

=V

G / 6s g

,

6s

As cargas laterais e de frenagem sao tratadas como:

Como o fator de carga de impacto e

n=

F

.

6 .x — MA 6s

AM X -

Fs

resulta:

n=

1 g•6s 0,67 G

Desta forma a carga agindo sobre o CG e :

Figura 12.32 - CondigOes de cargas laterais e de frenagem, sob acâo do peso pr6prio.

F=(n—n,)•G Numa analise mais detalhada devem ser consideradas separadamente as caracteristicas dinamicas de cada um dos elementos do trem de aterrissagem.

Para a bequilha, A26.499, corn a aeronave no solo, na sua condigao normal, as cargas na bequilha dianteira e sua estrutura, incluindo as articulagOes de acionamento, sao: Carga horizontal dirigida para tras: Fv = 2,25 • R, = 0,8•Fv Carga horizontal dirigida para frente: Fv = 2,25 • R, F H = 0,4 • Fv c) Carga horizontal dirigida para o lado: Fv = 2,25 • R,

Figura 12.31 - Condicao de carga para pouso nivelado. A26.479(b).

F L = 0,7 • Fv

Edison da Rosa

246

sendo: R - Reageo estatica no eixo da bequilha; F . - Forgo vertical no eixo; F. - Forgo horizontal no eixo; F, - Forgo horizontal, agindo no solo. Para outras condicties de calculo do trem de pouso, verificar o regulamento aeronautic° adotado.

Figura 12.33 — Detalhe do trem de pouso principal do Airbus A380-841 e Antonov An-225.

Figura 12.34 — Trem de pouso principal Airbus A330-223 durante pouso.

Este capitulo apresentou de forma bastante resumida alguns dos aspectos relevantes para o projeto estrutural. Para o leitor interessado, a referencia [2] é a melhor indicaceo na area de projeto de estruturas aeronauticas e aeroespaciais. E considerada como uma "biblia" no assunto.

MODULO 5

Introducao ao Projeto Aeronautic°

249

13. PROJETOAERODESIGNER Neste capitulo, demonstraremos uma entre inOrneras abordagens para o projeto de uma aeronave destinada a Competicao SAE AeroDesign. Lembramos que este e apenas urn exemplo didatico que utiliza solucties comuns observadas pelas equipes UFSC em competicties anteriores. Deixaremos tambem a parte de organizacao e gerenciamento tratada no Capitulo 1, a criterio do leitor.

13.1 PROJETO INFORMACIONAL MISSAO Desenvolver uma aeronave radio-controlada, que transporte o maxima de carga Citil corn previsào de comportamento mais acurada possivel, de acordo corn as regras estabelecidas pela comissao organizadora da competicao SAE AeroDesign. Na Tabela 13.1, como exemplo, colocamos as regras da competicao de 2005.

RI

m

Figura 13.1 - Esquema da missao.

Tabela 13.1 —Criterios estabelecidos pela SAE na edicao de 2005 Regras da Competly5o e dados relevantes. R1 R2 R3 R4

Maxima envergadura permitida. DimensOes do compartimento de carga. Limite de pista para decolagem. Motor

Bonificacties B1 B2

Tempo de retirada do suporte de carga Aterrissagem dentro dos limites de pista

B3

Relagao carga papa / carga aeronave

NOMENCLATURA Semelhante ao Capitulo 2.

Valor 1,524 m (12,7 x 15,24 x 20,32) cm 61 m OS .61 ou K&B .61

Valor Pontos = 10 — (r10/40), se positivo, ou entao zero (0). 122 m — 2 pontos por pouso. Eficiência estrutural (EE) = carga Otil / peso vazio. Pontos = 0,15eEE

250



Edison da Rosa

ATMOSFERA Valores realistas para os calculos, observado em diversas participagOes das equipes UFSC em Sao Josê dos Campos sao: p = 95 kPa

T = 30 °C

p = 1,0927 kg/m3



Introdugao ao Projeto Aeronautic°



251

1

Tabela 13.2 - Estimativa de pesos e CG X m1 [kg] x; [m]

h (relativa) = 1178 m

13.2 PROJETO CONCEITUAL SUPERFICIES DE SUSTENTACAO Para selecionar a principal superficie de sustentagao, observamos a regra R1, que limita o espago destinado a mesma e a teoria apresentada nos Capitulos 3, 6 e 7. Assim, optamos por uma configuragao corn geometria retangular corn dispositivo em sua extremidade que garanta melhor distribuicao de sustentagào e minimizagao de vortices. Outras sugestOes: Asa corn fator de conicidade; aeronave corn configuragao biplano. SISTEMA DE CONTROLE Ailerons e estabilizadores horizontal e vertical traseiros. SISTEMA PROPULSOR Motor OS.61 SISTEMA DE POUSO Tipo triciclo corn freio na bequilha. CONFIGURACAO Para garantir urn melhor entendimento deste exemplo e maior confiabilidade, selecionamos a configuragao classica corn propulsào tratora e estabilizadores posteriores.

m i .dx; yl [m]

mi.dyi

Componentes padrão 0,669 0.036 0,032 0,080 0,045 0,038 0.038 0,038

Motor Helice Spinner Bateria Receptor Servo acelerador Servo bequilha Servo freio

GMP

AviOnicos

Componentes de construcao Asa (mais dois servos) Estabilizador Horizontal Leme Tail Boom 2 servos Celula Estrutura Entelagem da fuselagem Trem de pouso traseiro Bequilha + freio Cabos e fiacao Combustive' Total Total

sem combustive)

12,00

-0.400 -0,450 -0,460 -0,270 0,166 -0,277 -0,277 -0.277

-0,268 -0,016 -0.015 -0,022 0.007 -0,011 -0,011 -0,011

0.152 0,142 0,142 0,080 0,060 0.140 0,140 0,140

0,102 0.005 0,005 0,006 0,003 0.005 0,005 0.005

0,750

0,000

0,000

0,160

0.120

0,450 .,

0,900

0,405

0,310

0,140 -

0,200 0,070 0,130 0,060 0,080 0,195

-0,060 -0,050 0,050 -0,350 0.400 -0.180

-0,012 -0,004 0,007 -0,021 0.032 -0,035

0,060 0,070 -0,025 0,040 0.110 0,150

0,012 0,005 -0,003 0,002 0,009 0.029

2.911 2.716

0,028 0,063

•

0.450 0,421

-en -410-- corn combusth.el

10,00

ro

- - -0 • • sem combusthel

8,00 6,00 4,00

ESTIMATIVA DE PESOS Analisando os componentes fixos padrao (motor, servos) e componentes de construgao ou massa variavel (aquele que depende da experiencia construtiva da equipe e materiais empregados), temos os primeiros dados de nossa aeronave. Tambarn podemos definir a localizagão destes componentes para calcularmos o envelope do centro de gravidade da aeronave, como mostrado na Figura 13.2. Algumas dicas importantes para auxiliar a localizagão de componentes sac) discutidas ao final deste t6pico.

b. 2,00 % cm a

0,00

".." 24

25

26

27

28

29

30

Figura 13.2 - Envelope do CG.

A Figura 13.2 é de grande utilidade pois pode prever o comportamento do CG corn a adigao das cargas. Como podemos ver, nosso modelo possui tendéncia a ser mais estavel na medida em que é carregado. Mais detalhes sobre a localizagao do CG encontra-se no Capitulo 10.



252

Edison da Rosa

Pela analise de dados hist6ricos, para nosso projeto configurar entre os primeiros colocados, vemos que é necessario algar cerca de 10,0kg de carga Otil totalizando nossa massa de decolagem em: 12,911kg. PRIMEIRA APROXIMACAO DO PROJETO Considerando os diferentes aspectos discutidos ao longo deste livro, vamos considerar que seja possivel projetar e construir urn projeto Classe 30. Assim, nossos dados iniciais sac): Tabela 13.3 — Determinagao da Classe Valor

Fonte

0,700 Area da asa [m2]



Como (Si = que

Empuxo liquido [N]

x 1,52), temos = 0,46m 30

Coeficiente de sustentacâo da asa

1,50'

CLASSE

31,5

Dados histOricos Testes de motor e helice. Equipes Aero982 e Cau Azul 2004/2005 75% do valor maxim° dos perfis de alta sustentacho

Pela equacao: (Capitulos 3 e 9) m 2

x(3 1.(C L E L)

As variaveis que aparecem no primeiro termo entre colchetes sac) constantes para a competigao, e adotando os valores padrao, ou seja: x o = 59 m (dois metros a menos para garantir que a aeronave nao invalide a decolagem aos olhos do jUri); p = 1,0927; g = 9,8066.

Introducäo ao Projeto Aeronautico

seja, quanto maior a corda major sera a CLASSE do aviao, em compensagão esta ira gerar urn maior arrasto. EMPUXO LIQUIDO Este é o empuxo bruto gerado pela halice, menos as perdas de atrito de rolamento e de arraste aerodinamico. Estes valores exigem uma halice muito bem escolhida e urn motor regulado. COEFICIENTE DE SUSTENTACAO DA ASA 0 valor de 1,50 nao e urn valor facil de ser atingido devido a baixa relagao de aspecto da asa. Para que a asa tenha urn born rendimento, esta deve ser geometricamente muito bem feita, bem como que nao existam perdas adicionais de sustentagao, como frestas nas superficies de controle, ondulagao ou empenamento na superficie, etc. OUTROS DADOS DIMENSIONAIS A, = 13 1 / cmac, = 3,30 Para estimar as dimensOes da empenagem, uma opgao e definindo o volume de cauda horizontal (detalhado no Capitulo 10), VH

m 2 = 6,574-( C L - S - E L )= 6,574. CLASSE m = 14,39 kg Considerando a massa do aviao igual a 2,911 kg, resulta para a carga maxima, me = 11,479 kg. CONSIDERACOES SOBRE OS VALORES USADOS PARA DEFINIR CLAE. AREA DA ASA Como a envergadura e limitada, trabalhamos entao corn o valor da corda. Urn dos pontos importantes do projeto e definir urn valor de corda ideal, ou

= S II • 1 11

"="-%

[0 1 30 a 0,60]

Adotando urn valor de VH = 0,45; e 1 2 = 1,2 m temos: VH /

Substituindo:

253

1 2 = (0,45 x 0,7000 . 0,46)/1,2 = 0,1200 m2.

Reunindo a configuragao definida corn as pegas listadas é possivel desenhar o primeiro esbogo em tras vistas da aeronave seguindo algumas dices importantes discutidas a seguir. VISTA LATERAL: Aeronaves AeroDesign tern relagäo - carga Otil /carga aeronave prOxima de 4/1, portanto, comece o desenho tragando a vista lateral do compartimento de carga, pois é nele que estara o centro de masse da aeronave (CG). Alinhar a asa corn o centro geornatrico do compartimento de carga por urn ponto situado a 25% de sue corda media contando a partir do bordo de ataque. Esta sera a linha de CG. 3. Para localizar o trem de pouso principal, tragamos uma linha a 10 graus a linha de CG, partindo do centro do compartimento. A intersegao desta linha corn o solo sera o ponto de toque das rodas.

I ntroduc5o ao Projeto Aeronautic°



255

Edison da Rosa

254

) ) ) j • • •

Colocamos grandes rodas e eixos de pequeno diametro para diminuir o atrito e aumentar a velocidade de decolagem. Ver Capitulo 7. Para localizar a bequilha, responsavel pelo sistema de diregao da aeronave, a posicionaremos de maneira que suporte cerca de 20% da massa total da aeronave. Para isto calculamos a distancia a partir do ponto de toque do trem principal em relagao a linha de CG por urn simples brago de momento. VISTA FRONTAL: Passamos os dados ja con hecidos na vista lateral, estabelecemos a distancia entre as rodas traseiras e atravês de uma linha de 5° a 8° corn o solo, partindo do ponto de toque, podemos situar o limite minimo da altura da asa (ver Capitulo 3, Tabela 3.2). VISTA LATERAL Etapa 2: Situamos o estabilizador horizontal respeitando o limite demarcado por tre's linhas: a) linha de 18° corn o solo partindo do ponto de toque; b) linha de 8° tangente a superficie superior da raiz da asa; c) linha vertical que, de acordo corn dados histaricos, distante cerca de 1,20m. Colocamos o "tail boom" de modo a suportar os estabilizadores e fixado em dois pontos de apoio na fuselagem, distanciados no minim° em 15 cm. Areas de estabilizadores podem ser retiradas a partir dos dados histericos. Colocamos os servos de controle o mas proximo possivel de sua superficie de atuagbo. Posicionamos o grupo moto-propulsor a uma distancia que equilibre a aeronave na linha de CG. Como medida de seguranga, deixar no minim° 5cm de distancia da area de giro da helice de qualquer parte do aviao e do solo. Estimar uma estrutura rigida de maneira que suporte as cargas exigidas na operagäo da aeronave.

1

If

_

__1_ --1 \ -F ti II

H

) .

I/

7 .

.

-Thil Figura 13.3 — Detalhe ampliado da vista lateral.

Figura 13.4 — Vistas superior e frontal.

A )

_



256

.

Edison da Rosa

_

257

I ntroducao ao Projeto Aeronautico

13.3 PROJETO PRELIMINAR

1,50 1,40

sELEcAo DO PERFIL

1,30

De acordo corn os criterios tratados no Capitulo 4, entre os tres perfis mais comuns ern competigOes (Eppler, Sellig, Wortmann) selecionamos o perfil

1,20 1,00

Eppler 423.

0,90 0,80

RESISTENCIAS A seguir é apresentada uma estimative dos valores de forgas de resisténcia aerodinamica para a aeronave, calculadas de acordo corn o Capitulo 7, considerando sempre escoamento laminar.

Cdit

Asa Estabilizador H Estabilizador V Bequilha Trem Traseiro Rolamento Fuselagem Tail Boom Total

0,01 0,05 0,05 0,027 0,06 0,06

S [ma] 0,7000 0,1200 0,0500 0,0017 0,0022 0,0228 0,0144

E TAPA 1 Aceieracao v =10 m/s 1,870 0,078 0,033 0,004 0,006 3,770 0,074 0.047 5.882

Arrasto [N) E TAPA 2 Decolagem v =13 m/s 9,444 0,553 0,058 0,008 0,011 0,131 0,083 10.288

0,80 0,050



0,100

0,150

0,200

0,250

0,300

13.4 DESEMPENHO

E TAPA 3 Cruzeiro v = 15 m/s 5,636 0,269 0,073 0,010 0.013 0,167 0,105 6,273

ESCOLHA DA HELICE De acordo corn o Capitulo 8, utilizamos os resultados da halice 13 x 6. PREVISAO DE CARGA UTIL Para o calculo de carga t5til deste exemplo, utilizamos urn modelo simplificado de analise de decolagem, corn as formulas de Newton, calculadas de maneira iterativa no "software Microsoft Excel" como mostra o diagrama abaixo.

cla (Eppler 423)

RESISTENCIA DE ROLAMENTO:

= C, AR/(2 + (4 + ART),

Tabela 13.5 - Definigao das dimensbes das rodas e resisténcia de rolamento



- Etapa 1 (aceleragao) Roda Dianteira Roda Traseira

CD

0,50 0,000

EFEITO SOLO Corn a altura da asa em relagao ao solo definida, obtemos os fatores de corregao K 0= 0,59; para o arrasto e K L = 1,127; para a sustentagao.



0--Asa -e--Curva polar de a•ronava

0,70

Figura 13.5 - Curva polar da asa e do avi5o.

Tabela 13.4 - Forgas de resisténcia aerodinamica para a aeronave

Componente

ri

1,10

Densidade (altitude)

r

R [mm]

0 Eixo [mm]

Q [N]

80,00 100,00

5,00 mm 8,00 mm

0,558 1,608 (p/roda)

CURVA POLAR Corn os resultados das resisténcias calculadas, mais os resultados da performance aerodinamica da asa, chega-se as seguintes curvas.

g = 9,801 m/s

I x= 58 m

k = x p(v)

g

Figura 13.6 - Procedimento de calculo da carga Otil.

Baseado nos resultados obtidos é entao encontrada a melhor equagao de reta que representa a capacidade de carga Otil do aviao para as diferentes condigOes de atmosfera.

Edison da Rosa

258

9,00 8,57

8,56

8,50

8,33-

8,22

Na continuageo deste modulo de exemplos, demonstraremos uma abordagem para o projeto de uma aeronave, nao tripulada, destinada ao transporte de cargas entre plataformas "Off-Shore".

8,11 8,00

—7,77 g,

—7,33 6,39

7,00

6,50

259

14. PROJETO UAV "OFF-SHORE" 8,45

8,00 -

7,50

Introduc50 ao Projeto Aeronautic°

14.1 I NTRODUCAO Desenvolver o projeto de uma aeronave nao tripulada para o transporte de carga entre duas plataformas petroliferas off-shore.

—0-8,669 - 4,935E-4 . Y 'Altitude [m]

6,00 0

500

1000

1500

2000

2500

3000

3500

4000

Figura 13.7 — Previsäo de carga

CONCLUSAO Febo grefico podemos observer que nao sere possivel algar os 10kg pretendidos, corn esta configuraceo. Portanto sere necesserio urn redimensionamento da aeronave, fechando urn ciclo de projeto. Provavelmente verios ciclos serao necesserios ate encontrarmos a aeronave Otima, pois a cada centimetro alterado, temos uma nova aeronave e novos resultados. Lembrem-se, a perspective é chegar a urn projeto classe 50.

REQUISITOS Capacidade para alcar 50 kg de carga (Ail; Volume minimo do compartimento de carga de 0,5m x 0,5m x 1,2m; Autonomia de vao de 150 km; Comprimento de pista de 120 m; Velocidade de cruzeiro de 40 m/s; Altitude de cruzeiro de 50 a 500 m; Alta confiabilidade de veo (todos os sistemas principals devem ser redundantes).

ESTIMATIVA INICIAL DE PESO DA AERONAVE Define-se que a carga Util é 60% da massa do aviao:

=- 0,6 m, ,

como

in = 50 kg,

'n o = 85 kg

Estimando a massa de combustive' em: = 40 kg,

in, = /n o + in„ + in, = MT = 175 kg CRUZEIRO

Da condigeo de cruzeiro pode-se tirar a pressao dinemica 2 1 q — pv 2

= 980 N/m2

260

Edison da Rosa

Sabe-se que a sustentagao em cruzeiro é igual ao peso da aeronave. Estimando um CL = 0,5

261

Introduoào ao Projeto Aeronautic°

Como o sistema requer confiabilidade, usaremos dais motores que possam fornecer 25 HP cada. Os motores que foram oferecidos para escolha säo:

L= S • CL • q

S=

L —

C • q

3,5 m2

o o

A razâo de aspecto da asa do avião é dada por

ROTAX (BOMBARDIER) AR731 (UAV ENGINES)

NOs utilizaremos o AR731, pois os dados sabre o outro motor sào insuficientes para justificar sua escolha. 40

b2

AR =

S

Usando uma AR igual a 6 e uma asa retangular, tira-se

30

= 4,6 m e c= 0,77 m Do vOo em cruzeiro pode-se dimensionar os motores, visto que o empuxo deve ser pelo menos igualaoarrasteda aeronave ( E D). Sabendo que:

20

CD = CDO + CD,

e estimando

CD0 = 0,08 e CD, = 0,016

10

CD = 0,096 0 arrasto gerado pode ser obtido por D=

CD •S-q =338N

2000

4000

6000

8000

Figura 14.1 — Dados do motor AR731 (UAV Engines).

E assim,

E 350N

Das especificacOes do motor e da Figura 14.1, podemos tirar que Prnotorm.,. =

A poténcia requerida pode ser então calculada por Preq = E • v =

14000 W

38 HP @ 7800 RPM

Para dimensionar o tanque de combustivel, precisamos saber o consumo de combustivel especifico (SFC) do motor, que tambarn pode ser tirado da Figura 14.1.

Sabendo que

SFC = 0,63 @ 25 HP pmoto

req

r 11 H Usando urn rendimento de hêlice P„,, , or = 18,667

kW ou 25 HP

Considerando urn tempo maxima de vOo de 1,5 hora e a potancia de cruzeiro, temos o consumo dada por CT = SFC

[lbf HPh

ri r P !HP _1= 23,6251b = (10,7 kg)

262



Edison da Rosa

Considerando Pcc,mbus,ive/ = 0,8



Introducäo ao Projeto Aeronautic°



263

kg

1

CT =13,4 litros Esse é o consumo total de urn motor operando a 25 HP durante 1,5 hora. Como o sistema deve ser redundante, o avrao devera carregar o dobro, ou 26,8 litros (21,4 kg).

q

=

L = m r g C L • S C, • S

=

p•x

g

C • S•E

Utilizando 2/3 da pista para decolagem ( x = 80 m ) e urn coeficiente de sustentagào de 1,2 para os procedimentos de decolagem/pouso chega-se a • • 72 12 •S•E

777 .

Como a area da asa e a massa total do aviäo ja säo fatores conhecidos, podemos obter o empuxo liquido.

EL = 730 N Sabe-se que uma parte do empuxo e perdida corn o atrito de rolamento, dado por QR

f•

MT • g

onde f e o coeficiente de atrito de rolamento. Usando

409 N1m2

A velocidade minima corn que o aviäo toca a pista de pouso pode ser tirada da pressao dinámica.

vntin—

DECOLAGEM 0 empuxo liquido necessario para a decolagem pode ser obtido pela equagéo abaixo:

—

2 .q

— 26 m/s

Utilizando v = 30 m/s, a potencia requerida, é:

Preq = 24000 kW Corn urn rendimento de helice 7 entregue pelo motor, é: Pmotor

= 0, 75 , a poténcia que deve ser

32000 kW ou 42 HP

Pode-se ver que o motor escolhido sera suficiente para decolar a aeronave corn 80 metros de pista. Deve-se lembrar que este° sendo utilizados dois motores de 38 HP cada. E considered° que durante a decolagem os dois motores estarao sempre apresentado born funcionamento (caso urn dos motores esteja corn problemas, a decolagem é abortada ate que o problema seja identificado e consertado). Assim, cada motor urn fornecere 21 HP. FALHA DE UM DOS MOTORES Caso urn dos motores venha a falhar durante a decolagem e ja nâo seja mais possivel abortar a mesma, a aeronave ainda conseguiria decolar em 110 metros de pista utilizando 85 % da potencia do motor restante. No entanto, isso iria acarretar urn consumo adicional de combustivel. Esse consumo sere calculado corn base no use de 100 % da potencia do motor restante. Da Figura 14.1, tira-se

Q, = 66N 0 empuxo total que deve serfornecido pelo motor durante a decolagem

E = EL + Q, = 800 N

SFC = 0,52 @ 38 HP Corn urn tempo de decolagem de 2 minutos o consumo adicional, sera:

CT = 0,66 kg = 0,83 litro Para sabermos a potencia requerida durante a decolagem e necesserio saber a velocidade minima da aeronave na iminencia de deixar a pista. Utilizando a pressão dinamica:

Essa quantidade adicional deve ser carregada em cada tanque. Isso eleva a massa total de combustivel para 22,72 kg.

1



264



Edison da Rosa

ATERRISAGEM Suponhamos que o aviao sera parado atraves de urn dispositivo semelhante aos usados em porta-aviOes. Desejamos conhecer a for-9a que sera imposta para poder parar totalmente a aeronave.

Introducao ao Projeto Aeronautic°

Apotencia requerida sera

a •

Ax

Consideraremos v O = 30 m/s. Levando em conta que o aviao deve estar parado ao final da aterrissagem e utilizando uma distancia de pouso de 30 metros (visto que o aviao é segurado por cabos), chegamos a

15-2 S

que é a desaceleragao sofrida pela aeronave. Podemos assim calcular a forca necessaria para parar o aviao por:

F=

• a =

=2625 N

REDIMENSIONAMENTO DA AERONAVE Corn a nova massa de combustivel a nova massa total do aviao.

Utilizando o mesmo motor (AR731 — UAV Engines), o consumo especifico do motor sera SFC =

=

E =

60N

790 N

q=

340

N rn

vmin =

23,56 mis

Considerando a =—

10,4

S

Afar-9a para pararo aviao sera enrao

Definiremos urn novo coeficiente de arrasto em cruzeiro, sendo: F =— CDO

HP

A forca necessaria para parar o aviao na aterrissagem devera diminuir, visto que agora a massa total da aeronave foi reduzida.

= 22,8 kg) pode-se calcular

Corn a nova massa do aviao, obtemos o novo atrito de rolamento, para entao conseguir o novo empuxo total:

0,63 @ 22,6

ou seja, o consumo de combustive! nao mudou. Assim, a quantidade de combustive] necessaria e a mesma da calculada anteriormente, o que significa que as nossas especificaccies e dimensionamento da aeronave estao corretos.

=157,8 kg

QR

kW = 22,6 HP

P, 0,0, =16.8

v 2 = v o2 +2

kW

=12,6

A aceleracao pode ser dada por:

a =-

265

1515 N

0,08

CD, = 0,005 CD

= 0,085

D =

300 N

0 empuxo em vbo sera, então,

E=315N

CONCLUSAO Corn este segundo redimensionamento podemos observar a grande diferenca encontrada corn os valores estimados inicialmente. Observamos que por mais equivocado que sejam, os valores convergem a urn ponto que melhor atende aos requisites iniciais. Como sugestao para a continuidade deste projeto, temos diversos pontos que devem ser trabalhados para garantir os dados citados acima, por exemplo: selecao do perfil, projeto de helice, projeto estrutural, calculo de peso, etc.

I ntroducao ao Projeto Aeronautico

267

15. PROJETO PILOTO Em paralelo corn a apresentagao do material, ao longo dos 12 capitulos, sugerimos o desenvolvimento de urn projeto piloto, visando a aplicagao pratica imediata dos tOpicos abordados. Este projeto piloto foi idealizado como urn roteiro, passo a passo, para a elaboracao do projeto do modelo para a competigao. A seguir estäo detalhadas as 12 etapas do projeto piloto.

1. ORGANIZACAO DA EQUIPE Estabelecer o conceito do projeto e seus requisitos. Abrir os livros de projeto e de gerencia. Definir organograma; Chefe de equipe; Projetista; Grupos de trabalho (aerodinamica, estruturas, fabricagao, testes); Piloto; Orientador. Montar: Cronograma, Matriz de responsabilidades (recursos humanos), Matriz de recursos, Orgamento.

2. INTRODUCAO Corn base no regulamento do concurso e analisando as capacitagOes e limitagOes da equipe, estabelecer a pontuagao pretendida: Expectativa pessimista; Expectativa realista; Expectativa otimista. Considerar os diferentes tipos de penalidades que podem ocorrer. Procurar e esquematizar algumas formas alternativas de controle do aviao: Pitch/Yaw/Roll

3. PROJETO DA CONFIGURACAO Buscar definir ao menos tres diferentes configuragOes aerodinamicas (layout) para o projeto. Considerar diferentes alternativas para: Superficies de sustentagao; Superficies de controle; Sistema de propulsao; Posigao e forma para o compartimento de carga. c) Estabelecer criterios de comparagao, considerando:

268

Edison da Rosa

I ntroduca o ao Projeto Aeronautico



269

Desempenho; Estabilidade; Fabricagao; . lnovagao. Definir pesos para cada criterio. d) Avaliagao das alternatives. Justificar cada analise. Quantificar a adequagao da solugao.

Estimar a distribuigao de sustentagao e arraste ao longo da envergadura, usando a aproximagao de Schrenk, para C L = 1. Determinar o angulo de downwash na empenagem usando o NACA Report 648. f) Determinar o rendimento aerodinamico da empenagem.

4. PROJETO PRELIMINAR

Considerar as varias condigbes de vao do aviao durante a missao. Determinar o arraste da asa, perfil mais induzido. Calculo do arraste parasita. Estimativa do fator de Oswald da asa. Estimativa do fator de Oswald do aviao. Curva C L x C D do aviao. g) Curva C L x C D do aviao corn correcao devido ao efeito solo.

Distribuigao de areas. Fazer o dimensionamento aerodinamico inicial. Elaborar desenho de layout do modelo. Fazer em tres s vistas, em escala, por exemplo 1:5, ou 1:2, em papel. Estimativa de pesos para cada pega. Peso maxima para decolagem. e) Determinar a posigao do CG e calcular os momentos de inercia de massa, em X, Y e Z. f) Construir maquetes funcionais ou de layout.

5. SELECAO DO PERFIL Estabelecer criterios de selegao do perfil. Considerar aspectos relacionados corn: Aerodinamica; Desempenho nas varias fases da missào; Fabricagao; Resistancia estrutural, entre outros. Escolher os perfis candidatos. Fazer uma lista corn ao menos quatro perfis. Verificar o efeito do use de GV, flaps, GF, etc. Determinar dados de comparagao e fazer tabulageo. Montar uma tabela corn os perfis e seus dados. Escolha do perfil. Definir pesos para os criterios escolhidos. Aplicar os criterios e seus pesos.

6. ESCOLHA E VERIFICACAO DA GEOMETRIA Determinar os dados geometricos e aerodinamicos da asa (perfil na raiz e na ponta de asa, relagao de aspecto, conicidade, corda na raiz, enflechamento, torgao) Calcular o nOrnero de Reynolds tipico ao longo da asa. c) Usando o software WingCalc calcular os coeficientes caracteristicos da asa. (usar no calculo urn coeficiente de sustentagao da asa de referencia, C L = 1)

7. CURVA POLAR DO AVIAO

8. PROJETO E SELECAO DA HELICE Atraves do software JavaProp, executor: Estabelecer criterios para o projeto da hence. Fazer o projeto axial da hence. Estudar o efeito de diferentes diametros sobre o empuxo e rendimento. Projeto da pa, por segao. Atraves do software Propeller Selector, executor: Simulagäo das caracteristicas da halice. Determinar uma previsao do empuxo estatico.

9. DESEMPENHO Determinar as curvas de potencia consumida e potencia disponivel. Calcular estas curvas para o nivel do mar, 500 m e 1000 m de altitude. Determinar a velocidade vH para os tress casos. Fazer uma avaliageo da capacidade de cargo do modelo. e) Calcular o valor Otimo de CL para minima resister-Ida quando da aceleragao.

10. EQUILEBRIO E ESTABILIDADE a) Montar urn quadro resumo corn a caracterizagão aerodinâmica completa do projeto.

270

Edison da Rosa ---------------

Definir as diferentes condigbes de operagao do aviao durante a missao. Usar pelo menos dois valores de carga. Para cada uma das condigOes de operagao calcular o ponto de equilibrio, a carga e o coeficiente de sustentagao necessario na empenagem. Verificar o desempenho do perfil da empenagem, se adequado para os valores de C Lii calculados em 3. Calcular a posicao do ponto neutro e a margem estatica para cada uma das condigOes de v6o. Calcular o valor de C r,, .do projeto. Calcular o valor de C k .do projeto. h) Calcular para as varias condigdes de vOo o comportamento do aviao, usando o "Pitch Stability Estimator". Obter as informagOes de equilibrio, posicao do ponto neutro e margem estatica, as freq0encias e amortecimentos para os dois modos dinamicos e outros dados julgados relevantes para o projeto.

11. ENVELOPE Calcule VH e demais velocidades de projeto. Calcular os fatores de carga de manobra e de rajada. Construir o grafico n x V. Determinar as cargas de projeto para: asa, fixacao asa — fuselagem, empenagem horizontal, empenagem, vertical, fuselagem traseira, fuselagem dianteira, trem de pouso principal e bequilha.

12. PROJETO ESTRUTURAL Determinar os fatores de carga de projeto do modelo. Calcular a distribuicao de carga aerodinamica na asa, usando o metodo de Schrenk. Fazer os diagramas de momento fletor, cortante e torgao para a asa. Fazer o anteprojeto estrutural da asa. Determinar o fator de carga de impacto para o trem de pouso. Determinar as cargas de projeto para o trem de pouso principal e bequilha.

REFERENCIAS

Introduc5o ao Prdjeto Aeronautic°

273

EQUIPES UFSC DESDE 1999

1999 - Teco Leco Orientador Prof. Honorato Antonio Tomellin

2000 -Aspirados Orientador Prof. Edison da Rosa

2000 - Teco Leco Orientador Prof. Josè A. Bellini Neto

Aldo Speck Zaccaron - Piloto Anderson Jacinto Claudio M. G. de Araujo Fernando M. C. Arruda Lucas M. C. Arruda

Marcial Garcia Suarez - Piloto Celso Kenzo Takemori Claudio de Pellegrini Luis Adolfo Hegele Luis Bertezzini Sergio Augusto Costa Guilherme K. Giesbrecht Fernando H. da Silva Wagner Barbosa Angelo

Aldo Speck Zaccaron - Piloto Anderson Jacinto Diego Alexandre Estivam Diogo Eduardo Ribeiro Gisele dos S. Machado Juliana M. Stalliviere Luis Eduardo Lima Kido Oswaldo Luiz S. Junior Ricardo Morel Hartmann

Ill

274 2000 - Turbulencia Orientador Prof. Carlos Alberto Sziics

2001 - Turbulència 2 Orientador Prof'. Angela do Valle

2001 -Aero 982 Orientador Prof. Edison da Rosa

2002 - Aero 982 Orientador Prof. Edison da Rosa

Edison da Rosa

Andre Labanowski Junior Augusto Stepheld Borin Carlos A. Szpoganicz Eduardo Faraco Fernando Almeida Aguiar Fernando Benko Ian Kocialkowski Fiore Martius Tilger Barbosa Roberval Lech Guerreiro

Roberval Guerreiro - Capitao Andre Labanowski Augusto Borin Carlos Szpoganicz Ian Fiore Martius Barbosa

Joao Monteiro - Capitao Aldo Zaccaron - Piloto Carlos Leonel Diogo Tavares Juliano Toporoski Micheletto Marcos Coelho Oswaldo Savini Jr. Rafael Spagnuolo Ricardo Galvez Samuel Voss

Rafael Spagnuolo - Capita() Marcial Garcia Suarez - Piloto Fabiano Bassani Joao Monteiro Ricardo Galvez Mauricio Lobao

275

IntroducAo ao Projeto Aeronàutico

2002 -AeroFloripa Orientador Prof. Edison da Rosa

2002 - Omega Orientador Prof. Narciso A. Ramos Arroyo

Alberto Gomes - Capitao Marcia! Garcia Suarez - Piloto Huang Chieh Isaac Newton Raitz Lucas Ant6nio Marcelo dos Santos Raphael Athanasio Thiago Felipe

Luis Eduardo Kido - Capita) Fabio Angheben Weber - Piloto Ana Tanaka David Tasso Diego A. Estivam Ewaldo Schubert Jr. Fernando Mello Neto Lucas M. C. Arruda Maicon Waltrich Rodolfo de Lorenzi

2003 - Omega Orientador Prof. Amir Ant6nio Martins de Oliveira JOnior Luis Eduardo Kido - Capitao Fabio Angheben Weber - Piloto Carlos Eduardo Agnes Diego Alexandre Estivam Ewaldo Schubert Junior Maicon Waltrich Marcelo Fraga Rodolfo Savans de Lorenz

•.•

276 2003 -Ze Perry Orientador Prof. Edison da Rosa

2004 - Ceu Azul Orientador Prof. Edison da Rosa

2005 - Ceu Azul Orientador Prof. Edison da Rosa

Edison da Rosa

Introducgo ao Rrojeto Aeronautic°

277

BIBLIOGRAFIA Juliano Toporoski Micheletto - Capitao Marcial Garcia Suarez - Piloto Bruno Alexandre Contessi Fabio Brasiliense Isaac Newton Raitz Jean Bolsi Marcelo de Luca dos Santos Rafael Kamura de Lucca Rodrigo Vronscki Ricardo

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Edison da Rosa

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Design. University of Kansas, Lawrence,

U U tit

Introduce° ao Projeto Aeronautic°

281

REFERENCIAS FOTOGRAFICAS E IMAGENS Figura Figura 1

Modelo Competigao AeroDesign 1999 e Logo

Autor

Fonte

SAE Brasil

www.saebr.org.br

1.1a

YF-22

Autor desconhecido

www.globalsecurity.org

1.1b

YF-23

Autor desconhecido

www.webshots.com

1.2

YF-22

Autor desconhecido

www.globalsecurity.org

1.3

YF-22 em code

Autor Desconhecido

www.f22fighter.com/f22cutaway.jpg

2.13

JSF-STVL

Autor desconhecido

www.jsf.mil

3.13a

B2 Shadow

Autor desconhecido

www.globalsecurity.org

3.13b

B2 Shadow

Autor desconhecido

www.globalsecurity.org

3.14a

Sukhoi Su-37 "Berkut"

Alex Pereslavtsev '

3.14b

Ames AD-1

K. 0. Eckland'

3.17

747 — Engine strike

Daryl Chapman

3.20

Embraer CBA-123

Pedro Arag ai o °

3.21

Piaggio P-180 Avanti

Krzysztof Godlewski

www.epgd.net

3.24.1

Fairey Gannet

Autor desconhecido

http://1000aircraftphotos.com

3.24.2

Northop Alcor Duo

Autor desconhecido

www.aeroflles.com

3.24.3

F-82 Twin Mustang

Roger Post

www.flightjournal.com

3.24.4

Scaled Composites Adam

Bernhard C. F. Klein

http://1000aircraftphotos.com

3.24.6

Boeing Bell V-22 Osprey

Autor desconhecido

www.globalsecurity.org

wimwaerofiles.com www.airliners.net

1

11 V

Edison da Rosa

282

Autor desconhecido

http://1000aircraftphotos.com

3.24.8

Piaggio P-180 Avanti

Krzysztof Godlewski

www.epgd.net

3.25

Airbus Beluga

Vesa MOrsky

6.12

F-16 - vortices

7.4

Thrust SSC

Jeremy Davey

www.thrustssc corn

7.8

Ekranoplan Lun

Autor desconhecido

www.aquaglide.ru

8.13a

Tkuznetsov NK-12

Daniele Faccioli 6

Tkuznetsov NK-12

Jakob Dahlgaard Kristensen

8.13b

283

NOTAS:

Douglas XB-42 Mixmaster

3.24.7

Introducao ao Projeto Aeronautic°

Nicolas Laroudie

12.33a

Airbus A330-223

Fabidn Gysel

12.33b

Antonov An-225 Mriya

Radek Oneksiak

12.34

Airbus A380-841

Bernard Charles

www.airliners.net

1 - DEAR FRIENDS! Thank you for attention to my photos. I was the student in the past too. And I now how important to have good books. I approve to use my photos in your education project. My unique condition: the signature under a photo "Pereslavtsev Alex [email protected] " I would like to receive a copy of this book. Let my know of you can send me a copy of you book. Also I will consider any other interesting proposals. BEST REGARDS, ALEX 2 - I am pleased to share our knowledge and files for educational projects. Permission is granted to use the requested material at no cost, but kindly give author credits where applicable. If pratical, I would like a copy of the publication for our files to demonstrate our support in education, I will refund postal costs.

Cordially, K. 0. ECKLAND AEROFILES PO BOX 66 PARADISE CA 95967 USA

www.club-concorde.org

3 - Hello, Sure you can use it, please credit my name on the picture and send me a copy of the book, thats all I want.... I like to keep copies of all the books, magazines etc that have used my pictures. Is that ok? Best Regards Daryl Chapman P.S. I no longer use airliners.net . Now I only submit to www.jetphotos.net you will also find that picture there

As fotos e imagens 2.1, 3.18, 3.22, 3.24.5, 5.21, 8.17, 8.18, 12.1, bem como as ilustragOes da Capa e Abertura de Madulos são da autoria de Juliano Toporoski.

4 - Pedro Aragäo pedroaragao©netcabo.pt 5 - Dear Juliano, I will be very pleased if you use my pic for your book. Just let me know when this book is released and if it is possible to have one here in France. thanks by advance and and good luck in your works Best regards Nicolas Laroudie 6 - Dear Mr Toporoski, You can use the picture for your book! The twin engine of the bear has an amazing sound it's a great plane! Sincerely Daniele Faccioli Verona, Italy