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ESTUDO DA VIABILIDADE TÉCNICA DO USO DE PAINÉIS SOLARES PARA AUMENTO DE AUTONOMIA DE VÔO

DE AERONAVES EM ESCALA

AMARILDO GERALDO REIChELProfessor - Engenharia da Computação, Mecânica e Civil - UNICENP/Centro Universitário Positivo

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JULIANO TOPOROSkI MIChELETTOConcluinte - Engenharia Mecânica - UNICENP/Centro Universitário Positivo

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ESTUDO DA VIABILIDADE TÉCNICA DO USO DE PAINÉIS SOLARES PARA AUMENTO DE AUTONOMIA DE VÔO DE AERONAVES EM ESCALA

da Vinci, Curitiba, v. 4 , n. 1, p. �-24, 200710

RESUMO Estetrabalhoapresentaaanálisedeviabilidadetécnicadousodepainéissolaresparaaalimentaçãoparcialdeaeronavesemescala.Paraosistemadepropulsãodaaeronavefoiutilizadoumconjuntocompostopormotorebateriaselétricosemsubstituiçãoaosis-temadecombustãointerna,avaliandoacontribuiçãodospainéissolaresemconjuntocomasbateriasparaaalimentaçãogeraldosistema.Complementandooestudoeodesenvolvi-mento,sãoapresentadosresultadosdetestesdesolo,simulaçõesetestesdevôo,detalhesdeadaptaçõeseconexõesrealizadas.Oobjetivodestetrabalhofoiafamiliarizaçãocomsistemaselétricosaplicadosemaeronavesemescala,acompatibilidadeeviabilidadedousodecélulassolaresbuscandofuturasaplicaçõespráticasemveículosaéreosautônomosnãotripulados.OpresentetrabalhofoibaseadonoprojetodesenvolvidopelaequipedeAerodesigndoUni-cenPeapresentadoaoComitêdaCompetiçãoSAEBrasildeAerodesign®em2006. Palavras-chave: Painéis solares, aeronaves em escala, SAE do Brasil, projetoaeronáutico.

ABSTRACT Thisworkpresentstheanalysisof viabilityof analternativeenergyfeedingsystemusingappropriatesolarpanelstoscaleaircrafts.Inthisprojectitwaslookedforsubstitutethecurrentinternalcombustionpropulsionenginesystemforanelectricengine,identifyingtheoperationalenvelopeof thesolarenergyfeedingactingjointlywithbatterysystem,inwaytoguarantee the reliability, larger flight autonomy and larger payload capacity. Completing the study, data obtained in ground tests, flight tests, accessories adaptation and developed equi-pmentsarepresented.Thisworkaimedthefamiliarizationwithelectricsystems,compatibleenergyusewiththemaintainabledevelopment,lookingforfuturepracticalapplicationstoanautonomousunmannedaerialvehicle.ThepresentworkwasbasedontheprojectdevelopedbytheteamandpresentedtotheCommitteeof theSAEBrazilAerodesign®Competitionin2006. Keywords: Solar panels, scale aircrafts, SAEBrazilAeroDesign, aeronauticdesign

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AMARILDO GERALDO REIChEL E JULIANO TOPOROSkI MIChELETTO

1 INTRODUÇÃO Estetrabalhotevecomoprincipalobjetivoaanálisetécnicadaperformancedousocombinadodebateriaepainéissolaresaplicávelaaeronavesemescala,observandoosefei-tosrelativosaosistemadealimentação,comointuitodeprolongarotempodevôo.Comonecessidadesecundáriatem-seodesenvolvimentodeumaaeronaveplataformadestinadaaosensaios.

1.1 Escopo

Para este projeto, definem-se como delimitações internas ao escopo os itens:• Estabelecerrequisitoserestriçõesdoprodutoquantoàscaracterísticasene-

cessidadestécnicas.• Efetuaraaquisiçãodemateriaiseacessórios.• Projetoconceitualdaaeronave.• Apresentaranálisededesempenhodaaeronave.• Construçãodeaeronaveprotótipo.• Estabelecer envelope de desempenho de células solares especificadas para o

projeto.• Análisedaviabilidadetécnicadousocompartilhadodecélulassolaresebate-

riaLiPo.

Osfatoresexternosaoescoposãoosseguintes:• Sistemaeletrônicodeacompanhamentodoprotótipoemvôo(telemetria).• Análisedacomposiçãomaterialdascélulas.• Projetodetalhadodaaeronave.• Instrumentaçãodaaeronavecomequipamentosrelacionadosaaplicaçõesdi-

versas.• Desenvolvimentodeacessórioseletrônicos(servo-motor,motor,rádiocon-

trole).Utilizadosmodeloscomerciais.• Aplicaçãocomercial:Desenvolverplanooumodelodeaplicaçãocomercial.• Homologação:Processodeaprovação jurídicaparautilizaçãocomercialou

militardaaeronave.

ESTUDO DA VIABILIDADE TÉCNICA DO USO DE PAINÉIS SOLARES PARA AUMENTO DE AUTONOMIA DE VÔO

DE AERONAVES EM ESCALA

AMARILDO GERALDO REIChEL / JULIANO TOPOROSkI MIChELETTO



1.2 Informacional AERONAVE-Odimensionamentodaaeronave,segundorequisitoserestriçõesquanto às suas características, como objeto de uso experimental a fim de evidenciar e atender anecessidadeprincipal.Domesmomodo,corroborandocomascaracterísticasdaaeronavetem-sealimitaçãoemcustoetempodedesenvolvimento. EmNasa(2007)encontram-serecomendaçõessobreodesenvolvimentodeaero-navesquevisamovôoautônomonãotripuladoouumafuturaaplicaçãonestesentido.EmDaRosa(2006)éapresentadaafundamentaçãoadotadaparaasanálisesconceituaisepreli-minaresrealizadasdeacordocomtaisrequisitos.Atravésdestasreferênciasseestabelecemoscritériosaseguir:

• ConcepçãodeacordocomJointAirworthinessRequirementsPartVLA,VeryLightAirplanes.

• OperaçãoobedecendoFAA-ModelAircraftOperatingStandards-AC-91-57(FAA,1981).

• Pesomáximodedecolagemde2,0kgf.• Empuxo bruto ≤ 10 N.• Distância máxima de decolagem ≤ 15 m.• Área projetada ≤ 0,75 m²• Dimensõesdecélulasolar=94mmx150mm.

1.3 Análise conceitual da aeronave

SUPERFÍCIE DE SUSTENTAÇÃO - Como forma de confiabilidade adota-se diretamentenodesenvolvimento85%dosvaloresapresentadoscomorestrições,logo:

ST = Sw + Sh = 0,6375 [m²] (1)

Oprimeirodimensionamentoquantoàquantidadedecélulasbaseou-seemdadosanálogosaaeromodelosdepropulsãoelétricacujoporteseassemelhaaosrequisitosestabe-lecidos. Encontram-se para aeronaves desta categoria valores especificados entre 6,0 V e 12,0 Vdetensãoelétricaebateriascomcorrenteelétricaentre1,0A.ha2,0A.h.Porestesdadosestabeleceu-seautilizaçãode18células,cujascaracterísticasserãodiscutidasnodecorrerdotexto. Pelo número de células estabelecido, é possível definir o valor da corda média aero-dinâmica,cmawem0,225meenvergadurab=2,40m. ESTABILIZADORES-DeacordocomDaRosa(2006),adota-seovalordeVh=0,5paraarelaçãodevolumedecaudaparaaprimoraraestabilidadeestáticadoconjunto,sendo a relação do volume de cauda definida por:

(2)



Comoformadeotimizarorendimentoaerodinâmicodecauda,optou-sepelacon-figuração em “A” ou “V invertido”. Esta configuração proporciona uma redução em cerca de 11% da área molhada de referência em relação à configuração tradicional e reduz a ação de movimentos acoplados indesejados, como mostra a figura 1. Tal configuração favorece o emprego da configuração pusher para o sistema propulsor utilizando-se duplo tail boom.

Oresumodosdadosiniciaisdaaeronaveéapresentadonatabela1,comvaloresdos estabilizadores representados pela projeção da configuração adotada. Na figura 2 são apresentadasavistasuperioreavistalateral.

Figura 1 - Configuração dos estabilizadores.

Tabela1-Resumodedadosdaaeronave.



(a)

(b) Figura2-Vistalateral(a)evistasuperiordafuselagem(b),estabilizadoreasadireita.

2 DESENVOLVIMENTO

2.1 Aproximação Preliminar da Aeronave

A seleção do perfil aerodinâmico para asa e estabilizadores segue os passosdescritosemDaRosa(2006),tendocomobase a otimização dos perfis Drela 31 e Dre-la 51, obtidos em Nihon (2003), em função da otimização do seu coeficiente de susten-tação, momento e arrasto. Tais perfis foram analisadospelosoftwareitalianoPROFILI2.18A (Profili, 2005). Como resultante tem-se o perfil renomeado Drela-TOP cujas ca-racterísticassãoapresentadasnatabela2.

Tabela 2 - Dados do perfil.



2.2 Análise de Performance da Aeronave

CURVA POLAR DA AERONAVE - Através do dimensionamento conceitual eaproximaçãopreliminarépossívelefetuaraanálisedeperformancedaaeronave.PorDaRosa(2006) e Nicolai (2002) encontra-se a fundamentação para a obtenção dos coeficientes carac-terísticos da asa, CLw e CDw. Assim, obtendo a variação do coeficiente de arrasto induzido CDi. Pelo somatório dos coeficientes de arrasto dos elementos individuais somados às carac-terísticas aerodinâmicas da asa tem-se a curva polar da aeronave apresentada na figura 4.

VELOCIDADESCARACTERÍSTICAS-Aoperaçãodaaeronave,deacordocomosrequisitosestabelecidos,permiteoestabelecimentodeumenvelopedevelocidades,con-forme tabela 3. Requisitos de velocidade estabelecidos por norma aeronáutica (JAA, 1990) têmrelaçõescomaanáliseestruturaldaaeronave,externaaoescopodoprojeto.Noentanto,indicam-se na tabela 3, valores referenciais para prover o dimensionamento do sistema propulsor.

Figura 3 - Perfil Drela-TOP.

Figura4-Curvapolardaaeronave.



cionou-seomodeloconformecaracterísticasapresentadas na tabela 4. Tais especificações sãoatendidaspordiversosfabricantes. Speed Control – Modelo especificado considerando corrente máxima de operaçãode 20 A, específico para motores sem escova (brushless),devidoasuamodulação. Motor – A seleção do motor temcomo apoio o software MotoCalc (MotoCalc8.05,2007),queapresentaumacompilaçãodedadosdediversosmodelosdemotoreselétri-cos para aeromodelos com combinações dehélices,bateriasecaixasdetransmissão.Taisdadosdeperformancesãofornecidospelosfabricantes,sendonecessáriooensaiopráticoparavalidaçãodosmesmos.Osdadosdeentradadoprogramaestãocontidosnodesenvol-vimentodesteartigosendoalgunsdadosadicionaisadotados,apresentadosnatabela5.

SISTEMAPROPULSOR–Osiste-ma propulsor foi definido pelo conjunto de: motor, speed control, células solares e bateria.Odimensionamentodestescomponentes foibaseado pelos dados apresentados na análiseconceitual. Bateria – Inicialmentepara a bate-ria,comoformadesegurança,considerou-seum modelo com características suficientes paragarantirapotênciarequeridapelaaero-nave, apresentada na figura 4, independente doganhogeradopelas células solares,destemodo, garantindo confiabilidade ao vôo. Sele-

Tabela4-Dadosdabateria.

Figura5-Acessórioselétricos:(1)Receptor:Modelocomercialde7canais,FM,72MHz;(2)BateriaLi-Polymer. 3 cells, @1300 mAh. 20C e (3)Speed Control: Para motores brushless,20A.

Tabela5-Dadosadicionaisdeentradanoprograma.

Tabela 3 - Velocidades operacionais.



Atravésdeumaanáliseinicialdosmo-tores indicados, tem-se a percepção de que autilizaçãodemotorescommaiorpotênciare-duzaautonomiaemcondiçãodecruzeiroemrelaçãoamotoresdimensionadossemsobradepotência. Noentanto,quandoseanalisaocon-junto como um todo se verifica que esta idéia nãoéválida.Comoapoiodosoftwarepodemser obtidas combinações de maior eficiência energética. Pelos valores encontrados e restri-ções apresentadas na análise informacionaldoprojeto,foiselecionadoomotorHyperionHP-Z2213-20. Na tabela 6 são apresentados osvaloresdepotênciamáximadisponívelemfunçãodavelocidadedevôoparaomotorse-lecionado. Destemodoépossíveldeterminaracurvadepotênciadisponívelpelapotênciacon-sumida (RODRIGUES, 2007). Pela figura 6 pode ser visto o comportamento destas curvas.

Figura6-Curvasdepotênciadaaeronave.

Através dos dados da potência disponível, inicia-se a análise da quantificação do ganhorealizadopelospainéissolares,atravésdaseleçãoedadosresultantesdeensaios. CélulasSolares–Ascélulassolaresutilizadasnoprojetoforamadquiridasdaem-presaPowerFilmInc. (POWERFILMSOLAR,2007), fundadaem1988pelosDrs.FrankJeffrey e Derrick Grimmer, ambos físicos pesquisadores da 3M. OmodelodecélulasolarutilizadofoioMPT4.8-150.Assuasprincipaiscarac-terísticastécnicasobtidasdofabricantesão:tensãodeoperação4,8V,correntenominaldeoperação100mA,tensãoemcircuitoaberto(célulassemcarga):6,4Vecorrentemáxima

Tabela 6 - Dados do motor HP-Z2213-20.



decurtocircuito:120mA.Outrascaracterísticaspodemservistasnatabela7.Afotodeumadascélulasutilizadascomomodeloedisposiçãodosterminaisdeconexãolateraispodeservista pela figura 7.

Outrofatorcontribuinteàseleçãodestemodelodecélulaéasuamaleabilidade,demonstrada na figura 8. Isto permite melhor adaptação à curva do perfil aerodinâmico da asa,constituindoimportantecaracterísticaparaaeronavesdesteporte.

Figura7-CélulasolarmodeloMPT4.8-150,utilizadanoprotótipo.

Figura8-Maleabilidadedacélula.

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3 TESTES FUNcIONAIS Para a confirmação das características funcionais das células, foram realizados al-gunstestesdecampo,submetendoascélulasemcondiçõesdescritasnatabela8,objetivandoaviabilidadeaoprojeto.Inicialmenteforamefetuadostestesdetensãoecorrentesobcondi-çõesdesolintensocomaáreatotaldacélulaexpostaperpendicularmenteaosraiossolares,a45grausecomcéunublado.Nestascondiçõesforamefetuadasasmedidasdetensãoemcir-cuitoabertoecorrentedecurto-circuito.Aseguirforamrealizadososensaiosdecapacidadede potência sobre uma carga resistiva de 50 Ω, valor adequado ao fornecimento da potência nominaldacélula(4,8Vx100mA).Osresultadosobtidospodemservistospelatabela9. As células solares foram distribuídas sobre a asa conforme figura 2 e 10. Devido à tensãodabateria(10,5Va11,1V)sersuperioràdecadacélulasolar(4,8V),fez-senecessáriaaassociaçãoemseisconjuntosemparalelodetrêscélulasemsérieporconjunto,conformefigura 9, totalizando 13,5 V a 14,4 V, suficiente para a carga da bateria e alimentação do sis-tema.Aassociaçãodosconjuntosdetrêscélulasemparalelotemcomoobjetivooaumentodacapacidadedecorrentedisponívelaosistemadealimentação.

Tabela8-Característicastécnicasdascélulassolaresparadiferentescondiçõesdeoperação(POWERFILMSOLAR,2007).

Tabela7-Característicastécnicasdascélulassolaresfornecidaspelofabricante(POWERFILMSOLAR,2007).



Dada a configuração adotada para o conjunto de células (figura 9), foram efetuados alguns testes,assumindotrêscondiçõesdevôo:sobsol incidindoperpendicularmentenacélulacomaproveitamentomáximo;a45grausdeinclinaçãoeumamédiaponderadacom70% com sol na maior incidência e 30% com inclinações de 45 graus. Para cada uma destas condiçõesforammedidasascorrentesdisponíveispelascélulassolaresemconjuntocomabateria.Nãoforamconsideradasascondiçõesdevôoemdiasnublados,vistoqueatensãoelétricadoconjuntodecélulassolaresémuitomenorqueadabateria,nãosendoutilizadapelosistemadecontroledomotor,comopodeserobservadonostestesderendimentodascélulas(tabela10). Emcondiçõesnormaisdefuncionamentodoavião,semoacréscimodascélulas,comvôoemvelocidadede6,5m/s(velocidadedecruzeiro),apotênciabrutasolicitadapelosistemafoide10,1W,drenandodabateriaumacorrentede1,2A,considerando-setodasas

Figura9-Diagramadeassociaçãodascélulas.

Tabela9-Valoresobtidosatravésdosensaiossobváriascondiçõesdeoperação.

Figura10-Fotodemonstrandoadisposiçãodascélulassolaressobreaasa.



perdasnosistema.Nestascondiçõesaautonomiadevôofoiestimadaem65minutosnasmelhorescondiçõesclimáticasdevôo. Comainserçãodoconjuntodecélulassolares,houveumacréscimodepotênciadisponívelaosistema.Comestesacréscimosforamestimadososseguintesaumentosdeau-tonomia de vôo: 46% (30 minutos) nas melhores condições de insolação; 31% (20 minutos) nas piores condições e 39% (25 minutos) para uma média ponderada entre a insolação a 100%ea45grausdeincidêncianacélula.

4 cONcLUSÃO

Asmediçõesdosrendimentosdascélulassolaresforamfeitasemcondiçõesideaisdeuso, sem movimentação das células e fixadas perpendicularmente aos raios solares nas melhores condições.Emsituaçõesreaisdevôo,rendimentosmenorespodemseresperados,devidosàvaria-çõesnascondiçõesdeinsolaçãopelapresençaedeslocamentodenuvens,variandoconstantementeorendimentodascélulas.Comrelaçãoàautonomiadevôo,oscálculosforamobtidosdeformarelativa,comparando-seodesempenhosemecomascélulassolares,paraasmesmascondiçõesdevôo,ouseja,velocidadedecruzeiro,trajetóriaevelocidadeconstantesecondiçõesambientaisideais.Paracondiçõesreaisdevôo,aautonomiadevôoserámenor,poisserãoexigidasvariaçõesdevelocidadeetrajetórias,incorrendoemmaioresníveisdeconsumo.Entretanto,pelostestesrea-lizados se pôde observar um acréscimo significativo de autonomia de vôo, da ordem de 30 a 46%. Osresultadosdemonstramque,paravôodecruzeiroemcondiçõesambientaisideais,asrelaçõesentrecapacidadedealimentaçãoporbateriasepainéissolaressãopróximas,porémospai-néissolaresapresentamumarelaçãocusto/benefíciopiordevidoaoscustosdascélulasatualmente.Noentanto,dopontodevistaecológico,soluçõescommenoragressãoaomeioambientesefazemnecessáriaseimprescindíveisnaáreadeengenharia.Autilizaçãodecélulassolaresproporcionatambémapossibilidadedecargadasbateriasemcondiçõesdenão-usodaaeronave,principalmen-teemlocaisdedifícilacessoafontesdeenergiaelétricapararecargadasbaterias.. Odesign da aeronave, semelhante a uma configuração de aeronave tipo planador, viu-se condizentecomanecessidadeprincipalestabelecidapeloobjetivodoprojetodeevidenciaraaçãoconjuntadossistemasdealimentaçãoelétrica(bateria+célulassolares). Outras configurações na aplicação de células solares em diferentes aeronaves poderão apresentarmelhoresresultadospodendoserutilizadasemvôosdelongaduração. Opresente trabalhoabrenovaspossibilidadedeusosdecélulas solares fotovoltaicasemmodelosdeaeronavescommelhorotimizaçãodeconsumo,ondeaautonomiadevôoéoprincipalobjetivo,comoemdispositivosdeespionagemaéreaemonitoraçãodeáreasdesegurança.

Tabela10-Disponibilidadedecorrenteaosistema.



SIMBOLOGIAÍNDIcES SUBScRITOS:

w–Asah–EstabilizadorHorizontalv–EstabilizadorVerticalT–Total

AR Relaçãodeaspectocma Cordamédiaaerodinâmica[m].b EnvergaduraS Áreacaracterístical DistânciaentreCGaocentroaerodinâmicodereferênciadoestabilizadorhorizon-

tal(25%cmah)[m].a0 InclinaçãodacurvaClx αCL Coeficiente de sustentaçãoCl Coeficiente de sustentação de perfilCD Coeficiente de arrastoCDπ Coeficiente de arrasto parasitaCd Coeficiente de arrasto de perfilI Corrente[A]m Massa[kg]P Potência[W]v Velocidade[m/s]V Volumedecauda;Tensãoelétrica[V]α Ângulo de ataqueηt Rendimentodecauda.



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