Introdução Ao Projeto Aeronáutico - Final
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Agro Aeronave
Professor: Juliano T. Micheletto
Alunos: Chaiane Wiggers de Souza
Fbio do Monte Sena (capito)
Fernando Jnior Groff
Guilherme Tozzi Marques
Marco Aurlio Stimamiglio
Timmermann
Florianpolis, dezembro de 2010.
Universidade Federal de Santa Catarina
Centro Tecnolgico
Departamento de Engenharia Mecnica
EMC5352 Introduo ao Projeto Aeronutico
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Introduo
O presente trabalho constitui-se como finalizao da disciplina de Introduo ao
Projeto Aeronutico. No incio do semestre, o desafio foi proposto como projetar uma
aeronave dentre as opes oferecidas pelo professor, ou outras sugeridas pelo grupo. No
nosso caso, escolhemos uma aeronave agrcola, cujo uso seria destinado a aplicao de
inseticidas e pesticidas.
O projeto era desenvolvido medida que os checks eram seguidos. No final, o
contedo foi sintetizado, resultando na aeronave projetada.
-
Desenvolvimento
Primeiramente, a equipe escolheu o desafio: construir uma aeronave agrcola. Tal escolha
deu-se ao perceber a falta de aeronaves agrcolas no Brasil, ou seja, uma possibilidade de
mercado. O capito foi escolhido por demonstrar pr-atividade, Fbio Sena. Em seguida,
entendendo o nosso pblico-alvo, escolhemos trs diretrizes de projeto:
Custo: o consumidor deseja uma boa relao custo-benefcio. Uma aeronave muito
cara no atende a esse requisito.
Segurana: o avio voar em baixos altitudes, perto de fios eltricos e construes,
por exemplo. O risco de acidentes alto. A proteo ao piloto fundamental.
Manuteno: o custo para manter a aeronave em operao deve ser baixo para que o
agricultor possa maximizar o lucro.
Para melhor basear nosso projeto, fizemos uma pesquisa de algumas aeronaves com uso
agrcola, com destaque Ipanema (Neiva), um avio totalmente brasileiro movido a lcool. As
aeronaves escolhidas foram:
Neiva Ipanema
American Champion Citabria - 7GCAA Citabria "A" Package
Air Tractor AT502-B
Aero Boero AB-115
Piper Cherokee PA-28-140
Socata TB-9
Tabela 1: Anlise histrica
Fabricante
NEIVA AMERICAN CHAMPION CITABRIA
AIR TRACTOR AERO BOERO
PIPER CHEROKEE
SOCATA
Nome Ipanema (lcool) 7GCAA Citabria "A" Package
AT-502B AB-115 PA-28-140 TB9
Envergadura (m)
11.69 10.2 15,84 10.78 9.2 9.89
Altura (m)
2.22 2.4 2.1 2.25 3.02
Comprimento (m)
7.43 6.9 7.23 7.16 7.72
Aeroflio
NACA 4412 NACA 65415
Peso vazio (kg)
503.5 1949 557 544 647
-
Peso de carga (kg)
1800 748 975
Peso til (kg)
244.5 2451 430 413
Mximo peso de decolagem (kg)
748 4272 770 975 1060
Peso de Pouso (kg)
3629
Capacidade de combustvel (L)
264 utilizveis 644 57.5
Velocidade mxima (km/h)
260.7 220.48 230 309
Velocidade de cruzeiro
204 a 222 202.8 248 144.84 201 196
Velocidade de stall (km/h)
88 82.1 Usually landed: 85. UP: 132 (8000ps 3629kg). DOWN: 109 (mesmas condies)
67-84 87 108
Range (alcance) (km)
610 804.7 998 867
Tipo de trem de pouso
pneus 8.50 x 10-10 lonas
rodas: 5.00 x 5
Distncia de decolagem (m)
354 347 (4264kg)
Autonomia
4,5 a 5h
Capacidade de carga
15.3
Motorizao
Lycoming IO-540-K1J5, 6 cilindros (Motor a lcool)
1 Lycoming O-320-A2B
P&W PT6A-15AG 1 AVCO Lycoming 0 235 C2A, 2400 Horas TBO
1 Lycoming O-320-E2A Sensenich M74DM
1 Lycoming O-320-D2A 4-cylinder horizontally-opposed direct drive
320 hp, 2.700 rpm 150 hp (111.9 kW)
680 @ 2200 RPM 115 hp a 2800 rpm
150 hp (113 kW)
119 kW (160 hp)
Hlice Hartzell trip Hartzell HC-B3TN-3D/T10282N+4
1.9m de dimetro
rea de asa (m)
15.3 29,01 15.3 15.14 11.9
Consumo
25L/h
Links de referncia
http://www.aeroneiva.com.br/site/content/produtos/produtos_ipanema_dados.asp
http://en.wikipedia.org/wiki/American_Champion_Citabria
http://www.airtractor.com/502a502b
http://pt.wikipedia.org/wiki/Aero_Boero_AB-115
http://en.wikipedia.org/wiki/Piper_Cherokee#cite_note-POH-16
http://www.socata.org/
NEIVA AMERICAN CHAMPION CITABRIA
AIR TRACTOR
AERO BOERO
PIPER CHEROKEE
SOCATA
Agro Project
-
Alongamento AR 6,15 6,80 8,65 7,60 5,59 8,22 6,67
Relao peso potncia (kg/hp)
5,63 4,99 6,28 6,70 6,50 6,63 6,41
Relao de massas 47,2% 67,3% 45,6% 72,3% 56,8% 61,0% 29,3%
Carga alar (kg/m) 90,33 48,89 147,26 50,33 64,40 89,08 136,67
Para melhor visualizao dos resultados, foram elaborados os seguintes grficos:
0123456789
Alongamento
Alongamento AR
0,00
2,00
4,00
6,00
8,00
Relao peso potncia (kg/hp)
Relao peso potncia (kg/hp)
-
0,0%10,0%20,0%30,0%40,0%50,0%60,0%70,0%80,0%
Relao de massas
Relao de massas
0,00
50,00
100,00
150,00
Carga alar (kg/m)
Carga alar (kg/m)
-
Fotos das aeronaves pesquisadas:
Figura 1: Ipanema
Figura 2: Desenhos tcnicos do Ipanema
-
Figura 3: 7GCAA Citabria A
Figura 4: AT-502B
-
Figura 5: Desenhos tcnicos do AT-502B
Figura 6: PA-28-140
-
Figura 7: TB9
Com base na anlise histrica e levando em considerao que nosso projeto no seria
to otimizado quanto as aeronaves pesquisadas, fizemos uma estimativa pessimista em
relao ao peso da aeronave:
Tabela 2: Estimativa de massas da aeronave
Tanque de combustvel 150kg
Tanque de produtos qumicos 1200kg Motor 100kg Fuselagem 500kg Piloto 100kg Peso inicial estimado 2050kg
Para decidir a configurao da aeronave, comparamos as vantagens e desvantagens de
alguns itens:
Tabela 3: Comparao das configuraes possveis
Item Subitem Vantagens Desvantagens
Superfcies de sustentao
Asa retangular Barato; Fcil construo.
Baixa eficincia aerodinmica devida ao arrasto induzido.
Asa baixa Melhor aplicao do produto; Maior manobrabilidade de rolamento; Menor efeito solo; Exige menor pista de decolagem.
Menor estabilidade lateral.
Formas de controle Configurao Menor peso
-
convencional estrutural. Propulso Motor a lcool Mais barato;
Ecologicamente correto.
Exige maior tanque de combustvel.
Motor localizado na parte frontal
CG localizado mais na frente.
Hlice localizada na frente do motor
Escoamento sem perturbaes na hlice.
Esteira de vrtices na asa; Aumento do arrasto total (aumenta o arrasto de atrito sobre a aeronave).
Sistema de pouso Trem convencional
Mais barato; Menor necessidade de manuteno.
Mais susceptvel a acidentes no nariz; Pior visibilidade.
Trem de pouso fixo
Mais fcil construo; Mais barato.
Perda de eficincia aerodinmica.
Estrutura Materiais: Alumnio
Resistncia a corroso; Relativamente leve; Facilidade de manipulao
Fibra de vidro Resistente; Baixo peso; Adequa-se ao formato desejado.
Compsitos Alta resistncia. Caro. Ao Resistente;
Duro. Denso.
Com base na tabela e nas diretrizes de projeto, a concepo escolhida foi:
Propulso: Motor a lcool, localizado na parte frontal do avio, atrs da hlice
Sistema de pouso: Trem convencional
Estrutura:
Materiais:
Alumnio;
Fibra de vidro;
Ao (trem de pouso);
Compsitos.
Forma:
Semelhante aos esboos a mo (em anexo).
-
Nossa anlise aerodinmica partiu da frmula do nmero de Reynolds, que um
nmero adimensional que define vrias propriedades do escoamento de fluidos.
Para a nossa asa, retangular, que ter corda de 1,5m e ter velocidade de cruzeiro de
aproximadamente 200 km/h e considerando a densidade de 1,225 kg/m e viscosidade do ar
17,89 Pa.s (dados retirados do livro ROSA, Edison da. Introduo ao Projeto Aeronutico:
uma contribuio contribuio SAE Aerodesign; colaborao Juliano Toporoski. Florianpolis:
UFSC/GRANTE, 2006):
= 1,225 kg/m
c = 1,5 m
= 17,89 * Pa.s
Tabela 4: Nmeros de Reynolds
Cl Velocidade de estol (m/s)
Velocidade atual (m/s)
Re para a velocidade atual
0,7 55,9 30,0 3,08E+06
0,8 52,3 32,5 3,34E+06
0,9 49,3 35,0 3,59E+06
1,0 46,8 37,5 3,85E+06
1,1 44,6 40,0 4,11E+06
1,2 42,7 42,5 4,37E+06
1,3 41,0 45,0 4,62E+06
1,4 39,5 47,5 4,88E+06
1,5 38,2 50,0 5,14E+06
1,6 37,0 52,5 5,39E+06
1,7 35,9 55,0 5,65E+06
1,8 34,9 57,5 5,91E+06
1,9 33,9 60,0 6,16E+06
2,0 33,1 62,5 6,42E+06
2,1 32,3 65,0 6,68E+06
Para a velocidade estimada de cruzeiro, v = 200/3,6 m/s,
Re = 5,70*106.
Para essa mesma velocidade, tambm calculamos o nmero de Mach usando
vsom=340m/s:
-
M=0,1634.
Tendo em vista as premissas de projeto definidas no projeto informacional, escolhemos seis itens para a seleo de perfil. Em seguida, eles foram valorados de acordo com essas premissas, em ordem de importncia.
Tabela 5: Critrios para seleo de perfil e respectivo peso
Critrio Valor (1 a 5)
Arrasto 2
Fabricao 5
Coeficiente de momento 5
Relao Cl/Cd 1
Resistncia Estrutural 3
Sustentao 3
Alguns perfis foram escolhidos para passar por essa avaliao, baseados na anlise
histrica e em perfis semelhantes queles. Os candidatos foram:
NACA 0010
NACA 4412
NACA 65-210
SD 7062 (14%)
SD 8040 (10%)
Utilizando o software XFLR5 para anlise aerodinmica, os dados dos perfis foram
avaliados, como mostra a tabela a seguir:
Tabela 6: Comparao dos perfis
Peso NACA 4412
Nota SD 7062
Nota NACA 0010
Nota NACA 65-210
Nota SD 8040
Nota
Raio - - - - -
Espessura (%)
11,94 - 14 - 9,95 - 9,99 - 10,01 -
Camber (%) 4 - 3.97 - 0.04 - 1.1 - 2.65 -
3 Cl mx 1,485 1 1,936 5 1,737 3 1,685 2 1,899 4
1 Cl/Cd mx 177,2 5 170,0 5 111,6 3 109,6 2 142,0 4
2 Cd (para Cl mx)
0,044 2 0,039 3 0,028 5 0,035 4 0,035 4
5 Cm (para Cl mx)
-0,030 4 -0,039 5 0,028 4 -0,003 2 -0,014 3
5 Fabricao 4 4 5 1 4
3 Resistncia 4 5 2 2 3
-
Estrutural
Total 64 86 73 37 68
O perfil selecionado foi o SD 7062, visto que ele apresentou maior pontuao segundo os
critrios estabelecidos.
Para o clculo do coeficiente de sustentao da asa, primeiramente foi feita a
simulao da curva Cl x do perfil, fixando Re=5,7.106 e Mach=0,163. Ento procedemos com
o clculo de CL segundo os mtodos conhecidos.
Segundo da Rosa,
Em que a0 obtido por:
Figura 8: Grfico Cl x alfa do perfil
-
Ento:
Resolvendo CL por Nicolai,
Aps definidas as equaes, prosseguimos com a simulao da asa no software XFLR5,
com Re=5,6*106, M=0,16, =1,225 kg/m3 e =1,5*10-5m2/s pelo mtodo do 3D pannels.
A tabela abaixo apresenta valores de CL em funo de Cl (Nicolai) e de (linearizao),
sendo os valores de Cl obtidos em simulao no XFLR5. Por comparao, os valores obtidos
com a simulao da asa encontram-se na ltima coluna.
Tabela 7: Valores de CL
Alpha ()
Cl CD CDp CL por
linearizao CL por Nicolai
CL na simulao
-10,0 -0,6924 0,0101 0,0058 -0,1672 -0,5152 -0,4484
-9,5 -0,6355 0,0097 0,0053 -0,1531 -0,4728 -0,4097
-9,0 -0,5782 0,0092 0,0048 -0,1391 -0,4302 -0,3708
-8,5 -0,5204 0,0089 0,0043 -0,1250 -0,3872 -0,3319
-8,0 -0,4627 0,0085 0,0038 -0,1109 -0,3443 -0,2930
-7,5 -0,4047 0,0081 0,0034 -0,0968 -0,3011 -0,2539
-7,0 -0,3462 0,0078 0,0030 -0,0827 -0,2576 -0,2149
-6,5 -0,2875 0,0075 0,0027 -0,0686 -0,2139 -0,1757
-6,0 -0,2286 0,0073 0,0025 -0,0546 -0,1701 -0,1366
-5,5 -0,1697 0,0072 0,0022 -0,0405 -0,1263 -0,0974
-5,0 -0,1108 0,0069 0,0020 -0,0264 -0,0824 -0,0581
-4,5 -0,0517 0,0068 0,0018 -0,0123 -0,0385 -0,0189
-4,0 0,0075 0,0067 0,0016 0,0018 0,0056 0,0204
-3,5 0,0665 0,0066 0,0015 0,0159 0,0495 0,0597
-3,0 0,1256 0,0065 0,0013 0,0299 0,0935 0,0989
-2,5 0,1848 0,0064 0,0012 0,0440 0,1375 0,1382
-
-2,0 0,2435 0,0063 0,0011 0,0581 0,1812 0,1775
-1,5 0,3021 0,0061 0,0010 0,0722 0,2248 0,2167
-1,0 0,3608 0,0060 0,0010 0,0863 0,2684 0,2559
-0,5 0,4194 0,0058 0,0009 0,1004 0,3120 0,2951
0,0 0,4778 0,0057 0,0010 0,1144 0,3555 0,3342
0,5 0,5362 0,0057 0,0010 0,1285 0,3989 0,3733
1,0 0,5944 0,0056 0,0011 0,1426 0,4423 0,4123
1,5 0,6527 0,0057 0,0012 0,1567 0,4856 0,4513
2,0 0,7109 0,0057 0,0013 0,1708 0,5289 0,4902
2,5 0,7688 0,0058 0,0014 0,1849 0,5720 0,5291
3,0 0,8265 0,0060 0,0016 0,1989 0,6149 0,5678
3,5 0,8837 0,0061 0,0017 0,2130 0,6575 0,6065
4,0 0,9406 0,0063 0,0019 0,2271 0,6998 0,6450
4,5 0,9972 0,0064 0,0021 0,2412 0,7419 0,6835
5,0 1,0532 0,0066 0,0024 0,2553 0,7836 0,7219
5,5 1,1077 0,0067 0,0026 0,2694 0,8242 0,7601
6,0 1,1607 0,0069 0,0029 0,2834 0,8636 0,7982
6,5 1,2152 0,0073 0,0032 0,2975 0,9041 0,8362
7,0 1,2695 0,0077 0,0035 0,3116 0,9445 0,8741
7,5 1,3231 0,0081 0,0038 0,3257 0,9844 0,9118
8,0 1,3757 0,0085 0,0042 0,3398 1,0236 0,9494
8,5 1,4268 0,0090 0,0046 0,3539 1,0616 0,9868
9,0 1,4757 0,0096 0,0051 0,3679 1,0980 1,0241
9,5 1,5230 0,0102 0,0056 0,3820 1,1332 1,0612
10,0 1,5696 0,0107 0,0061 0,3961 1,1678 1,0982
10,5 1,6124 0,0114 0,0067 0,4102 1,1997 1,1349
11,0 1,6524 0,0121 0,0074 0,4243 1,2294 1,1715
11,5 1,6779 0,0129 0,0081 0,4384 1,2484 1,2079
12,0 1,7014 0,0138 0,0090 0,4524 1,2659 1,2441
12,5 1,7200 0,0151 0,0102 0,4665 1,2797 1,2802
13,0 1,7369 0,0166 0,0117 0,4806 1,2923 1,3160
13,5 1,7499 0,0185 0,0136 0,4947 1,3020 1,3516
14,0 1,7587 0,0210 0,0161 0,5088 1,3085 1,3870
14,5 1,7596 0,0243 0,0195 0,5228 1,3092 1,4221
15,0 1,7538 0,0286 0,0238 0,5369 1,3049 1,4571
15,5 1,7345 0,0346 0,0299 0,5510 1,2905 1,4918
16,0 1,7171 0,0413 0,0367 0,5651 1,2776 1,5263
16,5 1,7177 0,0468 0,0423 0,5792 1,2780 1,5605
17,0 1,7147 0,0530 0,0486 0,5933 1,2758 1,5945
17,5 1,7089 0,0599 0,0557 0,6073 1,2715 1,6283
18,0 1,7003 0,0676 0,0635 0,6214 1,2651 1,6618
18,5 1,6869 0,0764 0,0724 0,6355 1,2551 1,6950
19,0 1,6708 0,0860 0,0821 0,6496 1,2431 1,7280
19,5 1,6530 0,0961 0,0924 0,6637 1,2299 1,7607
20,0 1,6337 0,1068 0,1033 0,6778 1,2155 1,7932
20,5 1,6141 0,1178 0,1144 0,6918 1,2009 1,8253
-
21,0 1,5949 0,1287 0,1255 0,7059 1,1867 1,8572
21,5 1,5767 0,1396 0,1364 0,7200 1,1731 1,8889
22,0 1,5613 0,1499 0,1469 0,7341 1,1617 1,9202
22,5 1,5465 0,1601 0,1572 0,7482 1,1506 1,9512
23,0 1,5316 0,1702 0,1675 0,7623 1,1396 1,9820
23,5 1,5199 0,1797 0,1771 0,7763 1,1309 2,0125
24,0 1,5076 0,1894 0,1869 0,7904 1,1217 2,0426
24,5 1,4965 0,1988 0,1963 0,8045 1,1134 2,0725
25,0 1,4877 0,2077 0,2053 0,8186 1,1069 2,1021
25,5 1,4766 0,2170 0,2148 0,8327 1,0986 2,1313
26,0 1,4689 0,2257 0,2236 0,8468 1,0929 2,1603
26,5 1,4622 0,2342 0,2322 0,8608 1,0879 2,1889
27,0 1,4535 0,2431 0,2412 0,8749 1,0814 2,2172
27,5 1,4477 0,2514 0,2495 0,8890 1,0771 2,2453
28,0 1,4426 0,2595 0,2577 0,9031 1,0733 2,2729
28,5 1,4361 0,2680 0,2663 0,9172 1,0685 2,3003
29,0 1,4321 0,2759 0,2743 0,9313 1,0655 2,3274
29,5 1,4279 0,2838 0,2823 0,9453 1,0624 2,3541
30,0 1,4237 0,2918 0,2903 0,9594 1,0593 2,3805
Figura 9: Grfico comparativo dos CL
-1,0000
-0,5000
0,0000
0,5000
1,0000
1,5000
2,0000
2,5000
3,0000
-20,0 -10,0 0,0 10,0 20,0 30,0 40,0
Cl do perfil
CL por linearizao
CL por Nicolai
CL na simulao
-
Em seguida, foi plotada a curva de distribuio de CL na asa para =0.
Figura 10: Distribuio de CL na asa
Percebe-se que o coeficiente de sustentao nas pontas de asa menor, diferena
esta causada pelas perdas aerodinmicas. Percebeu-se tambm que a soma das duas reas (da
curva de CL e do downwash) uma constante para cada trecho da asa.
A figura a seguir ilustra o escoamento na asa, onde percebe-se pela corrente de ar a
ocorrncia do efeito dos vrtices de ponta de asa.
Figura 11: Distribuio de Cp na asa e vrtices de ponta de asa
Para o clculo do coeficiente de Oswald, interpolamos na tabela de Glauert, para = 1 (asa retangular) encontra-se = 0,052, e como ew = 1/(1+ ):
ew = 0,95087
O coeficiente de arrasto induzido em funo de CL calculado da forma:
-
A tabela a seguir mostra os valores de CDi em funo de CL e de :
Tabela 8: CDi em funo de CL e de alfa
Alfa () CL CDi
-10,0 -0,4484 0,0100964
-9,5 -0,4097 0,0084271
-9,0 -0,3708 0,0069055
-8,5 -0,3319 0,0055328
-8,0 -0,2930 0,0043100
-7,5 -0,2539 0,0032382
-7,0 -0,2149 0,0023182
-6,5 -0,1757 0,0015507
-6,0 -0,1366 0,0009365
-5,5 -0,0974 0,0004760
-5,0 -0,0581 0,0001696
-4,5 -0,0189 0,0000179
-4,0 0,0204 0,0000209
-3,5 0,0597 0,0001788
-3,0 0,0989 0,0004916
-2,5 0,1382 0,0009593
-2,0 0,1775 0,0015815
-1,5 0,2167 0,0023581
-1,0 0,2559 0,0032886
-0,5 0,2951 0,0043725
0,0 0,3342 0,0056091
0,5 0,3733 0,0069978
1,0 0,4123 0,0085377
1,5 0,4513 0,0102278
2,0 0,4902 0,0120671
2,5 0,5291 0,0140545
3,0 0,5678 0,0161887
3,5 0,6065 0,0184683
4,0 0,6450 0,0208920
4,5 0,6835 0,0234582
5,0 0,7219 0,0261652
5,5 0,7601 0,0290113
6,0 0,7982 0,0319947
6,5 0,8362 0,0351135
7,0 0,8741 0,0383656
7,5 0,9118 0,0417491
8,0 0,9494 0,0452617
8,5 0,9868 0,0489011
-
9,0 1,0241 0,0526651
9,5 1,0612 0,0565513
10,0 1,0982 0,0605571
10,5 1,1349 0,0646801
11,0 1,1715 0,0689175
11,5 1,2079 0,0732668
12,0 1,2441 0,0777251
12,5 1,2802 0,0822898
13,0 1,3160 0,0869579
13,5 1,3516 0,0917265
14,0 1,3870 0,0965926
14,5 1,4221 0,1015531
15,0 1,4571 0,1066053
15,5 1,4918 0,1117457
16,0 1,5263 0,1169714
16,5 1,5605 0,1222791
17,0 1,5945 0,1276655
17,5 1,6283 0,1331277
18,0 1,6618 0,1386621
18,5 1,6950 0,1442657
19,0 1,7280 0,1499349
19,5 1,7607 0,1556666
20,0 1,7932 0,1614574
20,5 1,8253 0,1673038
21,0 1,8572 0,1732026
21,5 1,8889 0,1791505
22,0 1,9202 0,1851442
22,5 1,9512 0,1911800
23,0 1,9820 0,1972548
23,5 2,0125 0,2033651
24,0 2,0426 0,2095077
24,5 2,0725 0,2156795
25,0 2,1021 0,2218767
25,5 2,1313 0,2280964
26,0 2,1603 0,2343352
26,5 2,1889 0,2405898
27,0 2,2172 0,2468571
27,5 2,2453 0,2531340
28,0 2,2729 0,2594173
28,5 2,3003 0,2657036
29,0 2,3274 0,2719903
29,5 2,3541 0,2782742
30,0 2,3805 0,2845521
-
Para o clculo do rendimento na empenagem, necessrio conhecer a geometria da aeronave.
Vamos ento basear a geometria da aeronave com o intuito de obter t 0,9. O estado utilizado para calcular o t da aeronave quando em cruzeiro.
Primeiramente, calcula-se o CL da aeronave atravs da frmula:
Quando em cruzeiro, o avio mantm uma altitude constante, ento a sustentao igual ao peso da aeronave. A velocidade de cruzeiro de 200 km/h = 55,5 m/s. A rea da superfcie da asa 15 m2.
Possuindo o valor de CL , utilizando a frmula:
Encontra-se = 0,067. Sendo a tg (0,067) = 0,00117.
Com isso, calcula-se Ht da aeronave com a seguinte frmula:
Sendo H =lref . tg e lref = 5,375m. Verifica-se que o valor de t = 0,9 esta compreendido
entre os valores de 0,5 Z 0,9. Sendo Z = 0,9 , calcula-se o Ht da aeronave, que Ht = 0,98m.
O prximo passo foi o clculo das resistncias da agro aeronave. Utilizando a tabela da pgina 132 do livro, estimam-se valores de CD:
Parte Descrio CD A
Fuselagem Forma aerodinmica, sem salincias
0,06 SC
Nacele Acima da asa em avies pequenos
0,1 SC
Flaps 60% da envergadura, defletido 30
0,025 S1
Bequilha Roda da bequilha e sua estrutura
0,25 Spr
Trem de pouso Rodas e estrutura expostas
0,4 Spr
-
Figura 12: CL x CD da aeronave (verde) e da asa (vermelho)
Em seguida, consideramos o efeito solo. Este efeito de especial importncia na nossa
aeronave, uma vez que a mesma voa em baixas altitudes para aplicao do veneno. O grfico
abaixo mostra a influncia do efeito solo a uma altitude de 5m.
Figura 13: Grfico CL x CD da aeronave sem levar em conta efeito solo (verde) e levando em conta o efeito solo (azul)
Estipulamos os seguintes dados para as rodas:
-
Raio Dimetro do pneu
Rodas dianteiras 0,10 m 0,05 m Roda traseira 0,075 m 0,04 m
Calculamos o arrasto na aeronave utilizando a seguinte tabela:
Tabela 9: Clculo do arrasto para diferentes fases do vo
Corrida (=0) Decolagem (=20) Cruzeiro (=2)
Arrasto de perfil (Cd0)
Cd0 para =0 Cd0 para =20
(aproximadamente de estol)
Cd0 para =2
0,006 0,012 0,006 Arrasto induzido (CDi)
0,0051 0,2703 0,0111 Arrasto parasita (CDP)
0,026918 Arrasto de rolagem (Q)
Q=0 Q=0
16892,8 0 0 Arrasto Total
8606,2 N 1871,2 N 362,9 N
83,69 m/s 100,43 m/s 117,17 m/s
Por semelhana com o tipo de aeronave, o motor selecionado foi um motor genrico
de uma aeronave de transporte ttico areo 350HP, cuja curva foi fornecida pelo professor:
Figura 14: Curva de potncia disponvel do motor escolhido
0,00
2000,00
4000,00
6000,00
8000,00
10000,00
0 50 100 150 200
TD [N]
TD [N]
-
Tabela 10: Potncia disponvel e requerida
v [m/s] CL CD TR [N] TD [N] PD [N.m/s]
PR [N.m/s]
10 22,345 7835,50 78355
20 5,58625 7652,00 153040
30 2,482778 7449,50 223485
40 1,396563 7228,00 289120
50 0,8938 0,038906 4504,158694 6987,50 349375 225207,9347
60 0,620694 0,022189 2249,249594 6728,00 403680 134954,9756
70 0,45602 6449,50 451465
80 0,349141 0,012359 831,7877035 6152,00 492160 66543,01628
90 0,275864 0,010689 586,1839221 5835,50 525195 52756,55299
100 0,22345 0,009951 450,6862428 5500,00 550000 45068,62428
110 0,184669 0,009457 367,6899719 5145,50 566005 40445,89691
120 0,155174 0,009131 314,8261856 4772,00 572640 37779,14227
130 0,132219 0,009437 291,7391438 4379,50 569335 37926,0887
140 0,114005 0,008838 257,8883437 3968,00 555520 36104,36812
150 0,099311 3537,50 530625
160 0,087285 0,008713 230,6402471 3088,00 494080 36902,43953
170 0,077318 2619,50 445315
180 0,068966 2132,00 383760
O volume de cauda um parmetro, fundamental para a estabilidade longitudinal,
definido da seguinte forma:
A partir de um valor referncia obtido da Tabela 10.1 pg. 187 para a aeronave Piper
Cherokee, que possui S = 16,26m e b = 10,16m, valores semelhantes aos estimados para a
0
100000
200000
300000
400000
500000
600000
700000
0 50 100 150 200
Series1
-
nossa aeronave. Analisando a tabela obtivemos um valor para o volume de cauda = 0,61.
Estimou-se ainda um valor para = 5m.
Com isso determinamos o valor de :
Analogamente ao valor de obtido a seguir, onde o valor de foi obtido da tabela
10.1 e
Com os valores das reas dos estabilizadores, pode-se determinar o dimensionamento
final dos mesmos, conforme se pode observar na tabela:
Profundor Leme
S (m) 2,745 1,11
b (m) 3 1,5
c (m) 0,915 1
c (m) - 0,48
Para fazer o clculo de hn, utiliza-se a frmula:
Sendo a = 4.437, aII = 1.8, h0 = 0.375, = 0.067, VH = 0.61 e t = 0.9.
Com isso, calcula-se hn = 0,582795.
Para fazer o clculo de MS, utiliza-se:
Sendo hn = 0,0582795 e h = 0.51, chega-se a:
MS = 0,072795
A curva CM x foi plotada no software XFLR5, tendo como base o perfil selecionado e o
comprimento da corda e a envergadura da asa.
-
Figura 15: Curva CM x alfa da asa
Sendo a massa da aeronave 2050 kg, seu peso 20110 N. Com este peso, calcula-se n1
=2,179.
Para a velocidade de cruzeiro, q = 3788,7 Pa. Sendo S = 15 m, encontra-se a
sustentao para o maior CL da aeronave, que L = 40217 N. Pensando nisso, no diagrama CM
x obtivemos o valor de ngulo de ataque para essa carga, 14,5.
Em seguida, plotamos a curva da distribuio de momento fletor ao longo da asa para
este ngulo, com a finalidade de calcular os esforos a que ela est submetida. Escolhemos o
formato da viga, uma viga caixo, para melhor suportar a toro.
Figura 16: Distribuio de Momento Fletor na asa para velocidade de cruzeiro a =14,5
-
Tendo em vista a segurana, arredondamos o momento fletor mximo da longarina
para 5.104 N.m. A partir deste valor, e levando em considerao o camber do perfil
selecionado, iniciamos o dimensionamento da longarina.
Figura 17: Esquematizao do perfil
O dimensionamento da longarina se dar levando em conta a tenso das partes
superior e inferior da viga, visto que as partes laterais no sero to afetadas pelo momento
fletor.
Portanto, a altura mxima que a longarina pode ter de 0,21m. Tomando uma altura
menor para que a aba caiba no perfil, escolhemos uma altura de 0,10m e uma espessura para
a alma e para a aba de 0,02m. O prximo passo ser encontrar a largura da viga. Relacionando
tenso e o momento fletor, temos:
Para a viga caixo:
O material escolhido foi o Alumnio 2014-T6, cujas propriedades esto listadas a seguir:
-
Tabela 11: Propriedades do Alumnio 2014-T6
Densidade (kg/m3) 2800
Mdulo de Elasticidade (GPa) 72,4
Tenso de Escoamento (MPa) 662
Tenso de Cisalhamento (MPa) 290
Utilizamos um fator de segurana 1,2, de forma que aumentasse a segurana mas no
fosse muito acrscimo de peso.
Ao compararmos esta frmula com as anteriores, obtemos:
b=0,0583 m
O peso da longarina foi calculado pela densidade do material:
m=132 kg
-
Figura 18: Esquematizao da longarina
-
Concluso
Ao final desenvolvimento do projeto, percebeu-se que o avio ainda no encontra-se
pronto para comercializao. Para atingir esse nvel, um estudo mais aprofundado deveria ser
feito, complementado com mais simulaes, testes e otimizaes.
Esse curso, foi, entretanto, muito instrutivo na aprendizagem de aeronutica. Apesar
de algumas dificuldades, como obteno de dados de aeronaves existentes, utilizao dos
programas de simulao e falta de literatura aprofundada no assunto em portugus, muito foi
aprendido, no s em sala de aula, mas principalmente na elaborao do projeto de um avio.
-
Referncias
ROSA, Edison da; TOPOROSKI, Juliano. Introduo ao projeto aeronutico: uma
contribuio competio SAE Aerodesign. Florianpolis, SC: UFSC, Centro Tecnolgico, 2006.
283p.
http://www.airtractor.com/ - Acesso em setembro de 2010.
http://www.globoaviacaoagricola.com.br/ - Acesso em setembro de 2010.
http://www.aeroneiva.com.br/ - Acesso em setembro de 2010.
http://www.engbrasil.eng.br/ - Acesso em setembro de 2010.
http://www.ganum.unifei.edu.br/ - Acesso em outubro de 2010.
http://www.inf.unioeste.br/~rogerio/02f-Aplicacao-Aerodinamica2.pdf - Acesso em
novembro de 2010.
http://www.matweb.com acesso em 08 de dezembro de 2010.