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Universidade Federal de Juiz de Fora

Faculdade de Engenharia

Programa de Graduação em Engenharia Mecânica

João Pedro Portella Guedes Visconti

Estudo inicial de um veículo aéreo não tripulado do tipo tilt-rotor

Juiz de Fora

2016



Trabalho de conclusão de curso apresentadoao Curso de Graduação em Engenharia Mecâ-nica da Universidade Federal de Juiz de Fora,como requisito parcial para obtenção do títulode graduação em Engenharia Mecânica

Orientador: Prof. Me. Vitor Mainenti Leal Lopes

Coorientador: Prof. Dr. Leonardo de Mello Honório

Juiz de Fora

2016

Ficha catalográfica elaborada através do programa de geração automática da Biblioteca Universitária da UFJF,

com os dados fornecidos pelo(a) autor(a)

Visconti, João Pedro Portella Guedes. Estudo inicial de um veículo aéreo não tripulado do tipotilt-rotor / João Pedro Portella Guedes Visconti. -- 2016. 62 f. : il.

Orientador: Vitor Mainenti Leal Lopes Coorientador: Leonardo de Mello Honório Trabalho de Conclusão de Curso (graduação) - UniversidadeFederal de Juiz de Fora, Faculdade de Engenharia, 2016.

1. VANT. 2. Veículo Aéreo. 3. Drone. I. Lopes, VitorMainenti Leal, orient. II. Honório, Leonardo de Mello,coorient. III. Título.



Trabalho de conclusão de curso apresentadoao Curso de Graduação em Engenharia Mecâ-nica da Universidade Federal de Juiz de Fora,como requisito parcial para obtenção do títulode graduação em Engenharia Mecânica

Aprovada em: 16 Fevereiro de 2016

BANCA EXAMINADORA

Prof. Me. Vitor Mainenti Leal Lopes - OrientadorUniversidade Federal de Juiz de Fora

Prof. Dr. Marcos Martins BorgesUniversidade Federal de Juiz de Fora

Prof. Dr. Carlos Renato PagottoUniversidade Federal de Juiz de Fora

AGRADECIMENTOS

Primeiramente gostaria de agradecer aos mestres, que não ensinam todos os dias oque sabem, mas sim o que seus alunos não sabem.

Ao meu orientador professor Vitor Mainenti pela paciência, e em especial aosprofessores Marcos Borges, que me abriu grandes oportunidades e Leonardo Honório, quealém de um excelente orientador, é um grande amigo.

Aos amigos de Paraíba do Sul que nunca me abandonaram mesmo longe, semdúvida a família que escolhi pra mim.

A todos os amigos de faculdade, que por todo esse período de nossas vidas nosapoiamos, sempre contribuindo e ajudando para crescermos juntos.

Ao meu amigo e irmão Bruno Pinheiro, sempre presente, nos momentos maisdifíceis, abraçando qualquer problema meu como se fosse dele.

À Vivian Caruso uma pessoa mais que especial, minha companheira perfeita,presente no final da minha trajetória da faculdade, que do meu lado me incentivou quandoeu mais precisei... Amo muito você.

Aos meus avós, Murillo e Zezé, sempre carinhosos e atenciosos.

A Guta Visconti, minha irmã, meu espelho de vida. Você me mostrou que possoser sempre melhor e almejar sem medo grandes conquistas.

Por fim gostaria de agradecer, principalmente, aos meus pais, meus heróis, MariaEduarda Visconti e Renato Visconti. Vocês dedicaram tudo para a minha formação nãosó profissional, mas como ser humano. O que sou hoje devo a vocês. Muito obrigado!

RESUMO

O trabalho propõe o projeto inicial de um Veículo Aéreo Não Tripulado (VANT) com acapacidade de executar voos, decolagens e pousos, para diferentes situações, na formavertical e planada. O desenvolvimento de uma aeronave da classe Tiltrotor se baseia najunção de um avião de asas fixas e de uma aeronave de asas rotativas. O presente trabalhovisa validar o uso desse tipo de aeronave com um projeto inicial de menor complexidade,através de estudos realizados na bibliografia existente, juntamente com simulações dascaracterísticas da aeronave e das condições que esta estará sujeita. O trabalho selecionaprimeiramente algumas características baseadas na literatura existente sobre o assunto,validando cada uma dessas e selecionando as que melhor se adaptarão nas condições devoo que a aeronave estará sujeita. Dessa forma determinasse o melhor perfil aerodinâmicoa ser utilizado, as características geométricas da asa, a tipologia usada no momento devoo vertical e um projeto preliminar da aeronave.

Palavras-chave: VANT. Veículo Aéreo. Drone.

ABSTRACT

The work proposes the initial design of an Unmanned Aerial Vehicle (UAV) with the abilityto perform flights, takeoffs and landings, for different situations, upright and planing form.The development of an aircraft Tiltrotor class is based on the junction plane of a fixedwing and rotary wing aircraft. This study aims to validate the use of this type of aircraftwith an initial project of lesser complexity, through studies in the existing literature, alongwith simulations of aircraft characteristics and conditions that will be subject. The workfirst select some features based on existing literature on the subject, validating each ofthese and selecting the one that best adapt the flight conditions that the aircraft willbe subject. Thus determine the best aerodynamic profile to be used, the geometricalcharacteristics of the wing, the type used in vertical flight time and a preliminary designof the aircraft.

Key-words: UAV. Aerial Vehicle. Drone

Lista de ilustrações

Figura 1 – Esquema de controle de velocidade Fonte: (SÁ, 2012) . . . . . . . . . 4Figura 2 – Primeiro VANT, 1916 Fonte: (NONAMI, 2007) . . . . . . . . . . . . . 5Figura 3 – Vant de 1970, chamado Firebee, Fonte: (NONAMI, 2007) . . . . . . . 5Figura 4 – Principais componentes da aeronave, Fonte: (RODRIGUES, 2013) . . 6Figura 5 – Escoamento do fluido em uma asa Fonte: (RODRIGUES, 2013) . . . . 8Figura 6 – Ilustração da pressão e tensão de cisalhamento em uma superfície

aerodinâmica Fonte: (ANDERSON, 1985) . . . . . . . . . . . . . . . . 8Figura 7 – Ilustração da forças aerodinâmicas resultantes no centro de pressão

Fonte: (ANDERSON, 1985) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 9Figura 8 – Visualização do fluxo de fumaça das bolhas laminares de recirculação

em um perfil E387. Fonte: (SELIG, 2003) . . . . . . . . . . . . . . . . 11Figura 9 – Analise de perfis com diferentes espessuras, Fonte: (MUELLER, 2001) 13Figura 10 – Coeficiente de Sustentação para Reynolds = 6000, Fonte: (MUELLER,

2001) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 14Figura 11 – Coeficiente de Sustentação para Reynolds = 2000, Fonte: (MUELLER,

2001) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 15Figura 12 – NACA 0002 e NACA 0008 camada limite para Reynolds = 6000 variando

angulo de ataque, Fonte: (MUELLER, 2001) . . . . . . . . . . . . . . 15Figura 13 – Forças aerodinâmicas e momento ao redor do centro aerodinâmico,

Fonte: (RODRIGUES, 2013) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 16Figura 14 – Polar de arrasto, Fonte: (RAYMER, 1999) . . . . . . . . . . . . . . . . 18Figura 15 – Aerofólio discretizado Fonte: (PEREIRA; BODSTEIN, 2004) . . . . . 19Figura 16 – Túnel de vento do tipo aberto e fechado, Fonte: (JARZABEK, 2011) . 20Figura 17 – Polar de arrasto perfil Eppler 387 para diversos Reynolds Fonte:

(MCARTHUR, 2007) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 22Figura 18 – Gráfico referente aos perfil NACA 2414 Fonte: Autor . . . . . . . . . . 24Figura 19 – Gráfico referente aos perfil NACA 2415 Fonte: Autor . . . . . . . . . . 25Figura 20 – Gráfico referente aos perfil Eppler E387 Fonte: Autor . . . . . . . . . . 26Figura 21 – Simulação perfil Eppler 387 a Re = 225000 Fonte: Autor . . . . . . . . 30Figura 22 – Gráficos simulação perfil Eppler 387 a Re = 225000 Fonte: Autor . . . 31Figura 23 – Vista superior da asa retangular e as dimensões Fonte: Autor . . . . . 32Figura 24 – Tipologias variadas do sistema de giro dos motores . . . . . . . . . . . 35Figura 25 – Tipologia descartada para o giro dos motores Fonte: Autor . . . . . . 36Figura 26 – Secção da asa com o sistema Till Fonte: Autor . . . . . . . . . . . . . 36Figura 27 – Secção da asa mostrando o caixão central Fonte: Autor . . . . . . . . 37Figura 28 – GPS Fonte: Autor . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 39

Figura 29 – APM 25 Fonte: Autor . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 39Figura 30 – Xbee Fonte: Autor . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 39Figura 31 – Transmissor Fonte: Autor . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 39Figura 32 – Gopro Fonte: Autor . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 39Figura 33 – Disposição dos componentes Fonte: Autor . . . . . . . . . . . . . . . . 40Figura 34 – Disposição dos componentes Fonte: Autor . . . . . . . . . . . . . . . . 41Figura 35 – Disposição dos componentes eletrônicos e das baterias na fuselagem

Fonte: Autor . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 42Figura 36 – Sistema de prateleiras para o travamento das laterais e fixação dos

componentes Fonte: Autor . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 43Figura 37 – Representação do conceito e medidas da empenagem Fonte: Autor . . 44Figura 38 – Curva Cm x Alpha com Re = 225000 Fonte: Autor . . . . . . . . . . . 44Figura 39 – Esboço 2D do projeto conceitual da aeronave Fonte: Autor . . . . . . 45

Lista de tabelas

Tabela 1 – Parâmetros utilizados para cálculo de Reynolds . . . . . . . . . . . . . 23Tabela 2 – Valores utilizados para cálculo aerodinâmico . . . . . . . . . . . . . . . 28Tabela 3 – Valores das massas de cada componente eletrônico . . . . . . . . . . . 40

Lista de abreviaturas e siglas

VTOL Vertical Takeoff and Landing

VANT Veículo Aéreo Não Tripulado

Lista de símbolos

F Força

m Massa

a Aceleração

p Pressão

ρ Densidade

V Velocidade

L Força de Sustentação

S Área

CL Coeficiente de Sustentação

D Força de Arrasto

CD Coeficiente de Arrasto

Re Número de Reynolds

υ Velocidade Média do Fluxo

µ Viscosidade Dinâmica

Dl Longitude Característica do Fluxo

α Angulo de Ataque

Ma Número de Mach

ν Velocidade do Escoamento

c Velocidade do som

p0 Pressão atmosférica padrão ao nível do mar

T0 Temperatura atmosférica padrão ao nível do mar

g Aceleração da gravidade ao nível do solo

L0 Taxa de gradiente adiabático

R Constante dos gases ideais

M Massa molar de ar seco

h Altitude em metros acima do nível do mar

AR Alongamento

b Envergadura da asa

c Corda média aerodinâmica

Sumário

1 INTRODUÇÃO . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 11.1 Objetivo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2

2 REVISÃO BIBLIOGRÁFICA . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 32.1 Conceitos iniciais . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 32.2 Princípios Básicos . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 32.3 Veículos aéreos não tripulados (VANT) . . . . . . . . . . . . . . . . . 42.4 Conceitos de aeronaves de asas fixas . . . . . . . . . . . . . . . . . . 62.5 Aerodinâmica de asa . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 72.5.1 Força de Sustentação . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 72.5.2 Força de Arrasto . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 112.5.3 Numero de Reynolds . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 122.5.4 Momentos na asa . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 162.5.5 Número de Mach . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 162.6 Analise da Aerodinâmica . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 172.6.1 Polar de arrasto . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 172.6.2 XFLR5 e Métodos dos Painéis . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 182.6.3 Visão geral dos túneis de vento . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 19

3 METODOLOGIA . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 213.1 Definição do Perfil . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 213.1.1 Equilíbrio de Forças . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 213.1.2 Comparação dos perfis . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 213.2 Geometria da Asa e Projeto aerodinâmico . . . . . . . . . . . . . . . 27

4 RESULTADOS/DISCUSSÃO . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 284.1 Cálculo das condições de voo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 284.2 Simulações tridimensionais do Perfil Eppler 387 . . . . . . . . . . . . 294.2.1 Ajuste das curvas simuladas . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 324.3 Cálculo da área necessária de asa . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 324.4 Aeronaves Hibridas . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 344.4.1 Sistema Tilt . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 344.4.2 Asa . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 374.5 Fuselagem e Componentes . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 384.6 Projeto conceitual de Empenagem . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 43

5 CONCLUSÃO . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 46

REFERÊNCIAS . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 47

1

1 Introdução

Os Veículos Aéreos Não Tripulados (VANT), são aeronaves controladas remotamenteque visam realizar tarefas de forma mais rápida, eficiente e com o menor custo e risco.Estes são usadas nas áreas civis e militar. Algumas formas de utilização civil seria paravigilância de tragédias como queimadas, inundações, deslizamento de terras ou até paramonitoramento de tráfico. No campo militar, as aeronaves não tripuladas são usadas parainteligencia e estratégia, vigilância, marcação de alvos, entre outras. (SALAZAR-CRUZ;LOZANO; ESCAREÑO, 2009)

Tendo em vista as diversidades de utilização das aeronaves, é necessário quese conheça as especificações das funções que esta está destinada, chamada comumentena aeronáutica de missão. Essas especificações tratam de tipo de aeronave, fabricante,condições de voo, tamanho e até mesmo do cliente que o produto é destinado.

O projeto, nomeado de design de aeronaves, trata-se da escolha de um formato deaeronave adaptado às necessidades, bem como todo o processo analítico para determinartal formato, quais soluções deverão ser desenvolvidas, e quais as modificações deverão serfeitas ao longo do projeto para atender aos requerimentos e especificações.(RAYMER,1999)

As condições de voo e características da missão serão melhor apresentadas maisadiante, na seção [3.2] Geometria da Asa e Projeto Aerodinâmico.

Aeronaves hibridas possuem um sistema de inversão de tipos de voo que permitemefetuar voos planados, ou horizontais, assim como voos verticais, podendo assim seaproveitar das qualidades de ambos os modos. Podendo fazer voos tanto verticais comohorizontais, esse tipo de aeronave apresenta uma maior versatilidade para cumprir tarefasmais complexas e de maiores exigências.

O voo vertical permite que em um curto espaço possa se realizar tarefas de formasmais simples e as vezes impossíveis de serem realizadas para aeronaves de voos apenas naforma horizontal.

As aeronaves de asas rotativas apresentam uma excelente dirigibilidade, podendofacilmente se posicionar em locais almejados, mesmo esse sendo de difícil acesso. Mas emrelação ao consumo das mesmas, essas não demonstram uma eficiência satisfatória para arealização de tarefas de longo alcance.

Capítulo 1. Introdução 2

1.1 ObjetivoO presente trabalho visa apresentar uma tipologia simples, mas eficiente, para

aeronaves hibridas, assim como mostrar que, apesar da complexidade de projeto, execuçãode montagem e mecânica, essa aeronave ainda é uma excelente para escolha para diversasatividades, devido a sua versatilidade. Assim como atender as necessidades impostas parautilização da mesma. Tendo em vista a complexidade do projeto como um todo, o estudofoi feito basicamente levando em consideração a bibliografia existente sobre os assuntosapresentados. Juntamente com simulações e um estudo inicial do perfil escolhido, paravalidação e aperfeiçoamento do mesmo.

As características que a aeronave estará sujeita parte do princípio que esta levantarávoo na forma vertical, alcançando uma velocidade média de 15m/s e fazendo a transiçãode voos nesse momento. Para que seja possível realizar a missão descrita, no momento detransição será mostrado a partir das simulações e de cálculos, que a aeronave sustentao seu peso para se manter em voo planado. Para tal simulações é levado em conta queo voo horizontal apresenta um número de Reynolds, utilizado para desenvolver o estudoaerodinâmico, mais reduzido. Este se mostra na faixa de 2 × 105.

O presente trabalho pretende validar a proposta inicial de aeronave feita, mostrandosuficientes características que apoiam a execução do conceito apresentado, não visandono atual momento uma otimização mais detalhada da aeronave para melhor desempenho,mas sim um resultado para validação do projeto apresentado.

3

2 Revisão Bibliográfica

2.1 Conceitos iniciaisNos últimos setenta anos, depois do primeiro voo bem sucedido de uma aeronave

com decolagem vertical, os helicópteros tem evoluído e se tornado cada dia mais sofisticados.Uma estrutura simples, mas a primeira com o sistema de rotor, foi proposta em 1907. Comdois rotores, um em cada extremidade, girando em sentidos opostos.

Mas a origem do helicóptero não é clara, não foi realmente comprovado que essaaeronave mantivesse um voo satisfatório para registro. Sabendo que um helicóptero podeser considerado qualquer aeronave com asas rotativas, que promovem a propulsão, asustentação e a estabilidade do mesmo. (LEISHMAN, 2000)

O desenvolvimento de aeronaves do tipo VTOL (Vertical Takeoff and Landing)despertou o interesse de pesquisadores para manter os estudos visando o aprimoramentodas aeronaves. São conhecidas hoje, diversas topologias e estudos diferentes na área deconsumo, estabilidade e tecnologia. (SÁ, 2012) apresenta diversas dessas topologias.

2.2 Princípios BásicosSempre intrigante para os pesquisadores a capacidade de VTOL (Vertical Takeoff

and Landing), foi desenvolvidos diversos conceitos para tal aeronave. As formas hibridasdessas aeronaves, como a abordada nesse trabalho, apresentam diversas configurações,para atingirem a capacidade de voos planados e verticais.

Atuando tanto na forma de aeronaves de asas fixa quanto na de asas rotativas,apresentam assim a facilidade e dirigibilidade de voos verticais, com a eficiência e velocidadedos voos planados. Mesmo apresentando uma certa dificuldade quanto ao controle econstrução mecânica, principalmente no momento de transição dos modos de voo, essasaeronaves conseguem se sobressair pela sua versatilidade. Essa capacidade de voo permiteque as aeronaves hibridas efetuem missões com maior grau de complexidade o que despertao interesse nessa área de estudo. Com diversas configurações existentes é possível que seutilize de diversos números de motores, dependendo da sua aplicação. (CETINSOY et al.,2012)

Foi selecionado para o projeto descrito nesse trabalho, a tipologia que utiliza dequatro motores, devido a sua estabilidade e simplicidade de controle e construção. Para autilização de uma configuração com quatro rotores é necessário que se tenha dois pares de

Capítulo 2. Revisão Bibliográfica 4

hélices, cada qual posicionados para movimentar-se em sentidos opostos, e dois pares demotores, também girando dois no sentido horário e dois no anti-horário, visando aindabalancear os torques com a sua disposição. (LEISHMAN, 2000)

O quadrimotor tem seu controle feito pela variação de velocidades angulares nosmotores, como mostra a Figura 1

Figura 1 – Esquema de controle de velocidade Fonte: (SÁ, 2012)

Mantendo os quatro motores com as velocidades angulares iguais entre si, acelerandoe reduzindo as mesmas, temos a movimentação normal de um VTOL (Vertical Takeoffand Landing), com o movimento apenas vertical.

2.3 Veículos aéreos não tripulados (VANT)Os veículos aéreos não tripulados apresentam em algumas situações grandes vanta-

gens quando comparados aos pilotados por uma pessoa, por isso sua utilização em diversasexigências diferentes. Grandes vantagens são observadas no que diz respeito ao custo erisco. (SÁ, 2012)

Seu tamanho e configuração são determinados a partir do tipo de missão ao qualé requerido, mas é possível que um sistema com uma determinada configuração possaatender a mais de uma exigência. (AUSTIN, 2011)

Este tipo de aeronave surgiu em 1916, quando o primeiro veículo aéreo não tripuladofoi criado pelos Norte Americanos Lawrence e Elmer Sperry. Foi considerado o primeiro"controle de altitude"montado em uma aeronave, considerado também a primeira direçãoautomática. O "Aerial Torpodo"mostrado na figura 2 , foi designado para lançar explosivos


em um alvo e este voou a uma distância de 30 milhas. A baixa tecnologia e conhecimentoda época fez com que o VANT se tornasse impraticável e mais tarde excluído do seu usona Primeira Guerra mundial e na Segunda Guerra Mundial. (NONAMI, 2007)

Figura 2 – Primeiro VANT, 1916 Fonte: (NONAMI, 2007)

Ao final dos anos 50, durante a Guerra do Vietnã e a Guerra Fria, esses veículoscomeçaram a apresentar maiores vantagens. Sendo fortemente estudados nos anos de 1970,surgindo o chamado Firebee, mostrado na figura 3.

Figura 3 – Vant de 1970, chamado Firebee, Fonte: (NONAMI, 2007)

Depois disso, foi criadas diversas tipologias diferentes com o despertar do interesse


nas utilizações de aeronaves com menor custo para as tarefas mais complexas. (NONAMI,2007)

Para o projeto de veículos aéreos não tripulados deve ser levado em consideraçãoalgumas características para um bom desenvolvimento inicial e visando sempre sua utiliza-ção. O tamanho da aeronave poderá ser ditada pela variedade de sistemas e componentesque essa deverá conter. (AUSTIN, 2011)

2.4 Conceitos de aeronaves de asas fixasUma aeronave de asas fixas constitui diversas variedades de propostas, contudo

são constituídas por componentes principais, asas, empenagem, motor propulsor, trem depouso e fuselagem. Figura 4.

Sendo que cada uma dessas partes possuem variadas tipologias, que são adequadaspara um determinado projeto, devido as características do mesmo.

Figura 4 – Principais componentes da aeronave, Fonte: (RODRIGUES, 2013)

O projeto de uma aeronave hibrida constitui na junção do conceito de asas fixas easas rotativas. Devido essa complexidade, a escolha de uma característica inicial do projetofoi baseada na simplicidade de desenvolvimento e construção.


Uma aeronave hibrida apresenta os conceitos de asas fixas, para suprir o defeito deaeronaves de asas rotativas, que seria a sua autonomia.

Utiliza-se do voo planado para alcançar maiores distâncias, característica necessáriaexigida, já que para as empresas essa desvantagem apresenta um grande problema, tendoem vista a necessidade de uma autonomia maior para realização das tarefas. (NAPSHOLM,2013)

2.5 Aerodinâmica de asaA aerodinâmica é a parte onde se estuda as características e propriedades dos

fluidos, assim como a influência desses em um corpo imerso em um escoamento. Sendode suma importância para o desenvolvimento de um projeto aeronáutico, pois irá ditar odesempenho e estabilidade da aeronave bem como seu calculo estrutural. (RODRIGUES,2013)

2.5.1 Força de Sustentação

A força de sustentação é basicamente o que mantém em voo a aeronave, ou seja, elaque vence o peso do conjunto. Essa é formada por um interação entre a asa e o ar que fluisobre o avião, criando uma componente de força perpendicular a direção do movimento.Seu principio de funcionamento esta ligado diretamente a diferença de pressão que surgemdevido a velocidades diferentes nas partes superiores e inferiores da asa (BRUNETTI,2007).

Para uma análise de sustentação inicial, visando simplificar as contas num pri-meiro momento, faz-se necessário a consideração de que o escoamento é incompressívele permanente, que seriam situações onde podemos desconsiderar as varições de massaespecifica (regime incompressível) e manter constante em todos os pontos do escoamentoas propriedades do fluido (regime permanente). (BRUNETTI, 2007)

A equação de Bernoulli ou equação do momento 2.2 que será vista mais a frente, éo inicio para o cálculo de aerodinâmica. Sabendo que as condições de voo da aeronave emestudo tem velocidades de cruzeiro mais baixas (Mach < 0.3), podemos assumir o fluidoincompressível baseando a equação de Bernoulli na segunda lei de Newton (equação 2.1),aplicado a um fluido incompressível.

F = m ∗ a (2.1)

O escoamento do fluido, no caso o ar, se deslocando ao longo do perfil de uma asacorresponde a uma divisão do escoamento, como mostrado na figura 5


Figura 5 – Escoamento do fluido em uma asa Fonte: (RODRIGUES, 2013)

De acordo com (ANDERSON, 1985) a complexidade e tamanho das superfíciesimersas em um escoamento, as forças aerodinâmicas e momentos são gerados inteiramentepor duas fontes básicas, sendo essas a pressão p e a tensão de cisalhamento τ . A formade ação dessas estão representadas na figura 6, onde esta representado também umarepresentação da direção do escoamento s

Figura 6 – Ilustração da pressão e tensão de cisalhamento em uma superfície aerodinâmicaFonte: (ANDERSON, 1985)

Os efeitos produzidos pela pressão e pela tensão de cisalhamento na superfíciedo corpo resulta em uma força aerodinâmica, denominada R, e em um momento M . Aresultante aerodinâmica pode ser dividida em duas partes, uma paralela ao escoamentochamada de Força de Arrasto D e uma perpendicular ao escoamento, denominada Forçade Sustentação L. Ambas, como ilustrado na figura 7, se encontram no centro de pressãodo perfil.


Figura 7 – Ilustração da forças aerodinâmicas resultantes no centro de pressão Fonte:(ANDERSON, 1985)

O angulo que a linha horizontal faz com o sentido de escoamento do fluido échamado angulo de ataque α, de acordo com (RODRIGUES, 2013) ele provoca umamudança de direção no fluido forçando o mesmo a desviar da linha original. Essa mudançarepentina gera uma força exercida em uma parcela do escoamento, a asa então sofre umareação de igual magnitude no sentido vertical para cima. Esse conceito é explicado pelaterceira lei de Newton, que diz que pra toda ação, existe uma reação de mesmo módulomesma direção e sentido oposto.

A equação de momento, assim como a equação da continuidade, relaciona aspropriedades de pressão, densidade e velocidade, entre dois pontos. (YECHOUT, 2003)Tendo em vista inicialmente um fluido perfeito, ou seja, privado de viscosidade e atrito,admite-se que este em todo o seu trajeto teria de manter sua energia interna.

Esta energia consta de três componentes:

1. Cinética: Energia devida a velocidade

2. Potencial Gravitacional: Energia devida a altitude

3. Energia de Fluxo: Energia devida a pressão

p1 + 12ρV1

2 = p2 + 12ρV2

2 (2.2)


Essa equação traduz a conservação da energia através da linha de fluxo. (SHAMES,1982)

A força de sustentação esta relacionada com a geometria escolhida para a asa,levando em consideração seu perfil, comprimento, largura, etc. E varia diretamente coma densidade do ar, a área da asa e a velocidade ao quadrado, podendo ser expressa pelaseguinte equação: 2.3 (ABBOTT; DOENHOFF, 1959)

L = 12ρV

2SCL (2.3)

Onde:

• L : Força de Sustentação

• ρ : Densidade

• V : Velocidade da aeronave

• S : Área da asa

• CL : Coeficiente de Sustentação

Pode-se concluir então que a analise aerodinâmica da asa esta intimamente ligada aforça de sustentação, sendo que alguns desses parâmetros, como o coeficiente de sustentação,só podem ser obtidos após a escolha de uma configuração que solicite o melhor desempenho.

Não podemos esquecer que escoamentos de Reynolds baixos apresentam umacaracterística fundamental para melhor analise de desempenho que são as bolhas laminaresde recirculação que podem ser vistas na figura 8, que apresenta o perfil E387 em umavisualização de fluxo com fumaça das bolhas de recirculação a Re = 100.000, α = 2. Estasestão ligadas a incapacidade do fluxo de fazer a transição de laminar para turbulento, nacamada limite da superfície do aerofólio, separando do fluxo laminar antes que ocorra atransição. (SELIG, 2003)


Figura 8 – Visualização do fluxo de fumaça das bolhas laminares de recirculação em umperfil E387. Fonte: (SELIG, 2003)

Quando isso acontece, a separação da bolha laminar reatribui a superfície doaerofólio, resultando em sua maior parte em um arrasto de pressão. Este por sua vez éresponsável pela resistência que acompanha aerofólios de baixo Reynolds. (SELIG, 2003)

2.5.2 Força de Arrasto

Com o deslocamento de um fluido sobre um corpo nele imerso, surge uma força quese relaciona com a forma do corpo chamada força de arrasto. Essa age de forma negativaao movimento do corpo, atrapalhando o desempenho. O projeto então deve visar reduziressa influencia visando um menor gasto de potência para o desenvolvimento do voo.

Podem existir diversas configurações de asas diferentes, com características aerodi-nâmicas igualmente diversas, com isso a força de arrasto se relaciona com essas diversidadesse opondo ao movimento e agindo em um ponto fixo em relação a asa. Essa força pode serexpressa em termos de coeficientes adimensionais que são função do desempenho, assimcomo a velocidade, a densidade do ar e a área da asa. Pode ser expressa a força de arrastode acordo com a equação: 2.4 (ABBOTT; DOENHOFF, 1959)

D = 12ρV

2SCD (2.4)

Onde:

• D : Força de Arrasto


• ρ : Densidade

• V : Velocidade da aeronave

• S : Área da asa

• CD : Coeficiente de Arrasto

Assim como a força de sustentação, o arrasto esta ligado aos parâmetros ditadospelo perfil de asa escolhido, devendo então analisar o mesmo para um bom desempenho.Esse parâmetro no caso é o coeficiente de arrasto. Uma asa considerada aerodinamicamenteeficiente, apresenta um alto coeficiente de sustentação e um baixo coeficiente de arrasto.Esses valores são obtidos a partir da configuração do perfil, do ângulo de ataque e donúmero de Reynolds.

É importante ressaltar que existem duas fontes de arrasto principais, o arrasto depressão e o arrasto de atrito. Sendo esses provenientes respectivamente do desbalanceamentode pressão existente sobre as superfícies da aeronave e devido as tensões de cisalhamentoatuando em toda a área do projeto. Outros tipos de arrasto são derivados desses doisprincipais. (RODRIGUES, 2013)

2.5.3 Numero de Reynolds

O número de Reynolds é uma característica adimensional usado para a determinaçãodo regime de ecoamento que se encontra um determinado fluido, esse pode ser Laminar,de Transição ou Turbulento. (WHITE, 2010)

O número de Reynolds apresenta uma indispensável significância ao projeto, princi-palmente quando se trata da força de arrasto presente na aeronave e no coeficiente máximode sustentação. (ROSKAM; LAN, 1997)

Esse pode ser obtido a partir da velocidade média do fluxo (υ), da longitudecaracterística do fluxo (Dl), da viscosidade dinâmica do fluido (µ) e da densidade domesmo (ρ).

Re = ρυDl

µ(2.5)

Existe grande influência entre a escolha de um perfil aerodinâmico e o número deReynolds, ja que se obtém diferentes resultados devido ao formato da asa. Um estudo jafoi feito experimentalmente por (JACOBS; SHERMAN, 1937) mostrando os efeitos nonúmero de Reynolds para diversos perfis titulados NACA.


Diversos parâmetros tem sido estudados para números de Reynolds baixo paradiferentes perfis NACA da família de quatro dígitos (NACA four-digit family). Para estes,uma grande quantidade de possibilidades são geradas nessa família.

Operando a baixo Reynolds o principal efeito é o aumento do coeficiente de arrastoque não é compensado pela sustentação, resultando em uma redução na razão de L

D. Sendo

(L) a força de sustentação (Lift) e (D) o arrasto (Drag). Fazendo com que voos nessascondições sejam menos eficientes que com velocidade mais elevadas. (MUELLER, 2001)

Para analise aerodinâmica visando a escolha do perfil ideal a ser usado, devemoslevar em consideração que com a redução da velocidade os efeitos de aumento da espessurada camada limite do escoamento são acentuados. Isso causa uma variação nas pressõesque atuam na asa, assim como está afetivamente ligado aos coeficientes de arrasto esustentação. (MUELLER, 2001) Apresentou um estudo sobre as espessuras máximas dosperfis, variando de 2 a 8%, as mesmas com um incremento de 2%. Essas são simuladas paradois números de Reynolds diferentes Re = 6000 e Re = 2000. Apresentando os seguintesresultados mostrados na figura 9

Figura 9 – Analise de perfis com diferentes espessuras, Fonte: (MUELLER, 2001)

O que se pode observar com esses resultados é que com um aumento da espessura doperfil, obtém-se variações tanto na força de arrasto como na de sustentação. O coeficientede arrasto se comporta como ja esperado para escoamentos com o número de Reynoldsbaixo, apresentando um aumento na sua magnitude, não desejado para o projeto. Além


de uma elevação considerável nesse parâmetro se compararmos o Reynolds de 6000 e de2000. Mostrando que nesse regime, uma pequena variação da velocidade do escoamento,apresenta uma grande mudança no coeficiente de arrasto.

Com a variação da espessura do perfil podemos observar uma redução na inclinaçãoda curva de sustentação. Esse efeito pode ser observado nas figuras 10 e 11

Figura 10 – Coeficiente de Sustentação para Reynolds = 6000, Fonte: (MUELLER, 2001)


Figura 11 – Coeficiente de Sustentação para Reynolds = 2000, Fonte: (MUELLER, 2001)

Ainda se tratando da espessura do perfil aerodinâmico da asa, podemos citartambém que com o aumento do mesmo, observamos um incremento na assimetria daforma gerada pela camada limite, o que resulta em um decremento da inclinação da curvaexpressa pelo coeficiente de sustentação. (MUELLER, 2001)

Podemos observar esse efeito na figura 12.

Figura 12 – NACA 0002 e NACA 0008 camada limite para Reynolds = 6000 variandoangulo de ataque, Fonte: (MUELLER, 2001)

Para os perfis NACA de baixo número de Reynolds são bastante citados na literaturaexistente pelo seu bom desempenho, o NACA 2414 e o NACA 2415. (SELIG, 2003)


2.5.4 Momentos na asa

As forças de arrasto e de sustentação podem ser consideradas atuantes em um pontofixo na asa, mas para conhecimento geral das forças é necessário levar em consideração omomento atuante nesse ponto. Para uma asa com movimentos simétricos, ou seja, apresentaforça de arrasto e força de sustentação iguais a zero, essa força de momento atua no eixode simetria do avião tendendo a mudar o ângulo de ataque do mesmo (Figura 13).

Figura 13 – Forças aerodinâmicas e momento ao redor do centro aerodinâmico, Fonte:(RODRIGUES, 2013)

2.5.5 Número de Mach

O número de Mach é uma relação de velocidades, entre a velocidade de escoamentodo fluido e a velocidade do som, podendo ser expresso pela equação:

Ma = ν

c(2.6)

Onde:

• ν : Velocidade do Escoamento

• c : Velocidade do Som

Este parâmetro é predominante em escoamentos compressíveis, tendo diferentesefeitos variando a sua magnitude. Para o estudo feito no trabalho, utiliza-se do número deMach < 0,3 podendo considerar então o escoamento incompressível, ou seja, não ocorre avariação de massa especifica. (WHITE, 2010)

Para (WHITE, 2010) os escoamentos devido ao número de Mach, podem ser classi-ficados grosseiramente em:


• Ma < 0,3 : escoamento incompressível, podendo ser desprezados os efeitos dadensidade.

• 0,3 < Ma < 0,8 : escoamento subsônico, onde os efeitos das densidades são conside-rados, mas não surgem ondas de choque.

• 0,8 < Ma < 1,2 : escoamento transônico, iniciam-se as ondas de choque.

• 1,2 < Ma < 3,0 : escoamento supersônico, ondas de choques presentes, mas não seapresenta em período de transição como o anterior.

• Ma > 3,0 : escoamento hipersônico, as ondas de choque e outras variações noescoamento são especialmente agravantes.

2.6 Analise da AerodinâmicaComo ja descrito, um melhor desenvolvimento analítico do projeto quanto a sua

parte aerodinâmica, dita sua eficiência como projeto. Para isso visa reduzir ao máximo osatritos presentes entre o corpo e o fluido que escoa, no caso o ar, objetivando uma maiorvelocidade e eficiência. Juntamente com o estudo feito adequadamente dos perfis aerodi-nâmicos e o desempenho destes para seu determinado papel com auxilio de ferramentas,sabendo que a aerodinâmica está presente em todas as etapas de desenvolvimento de umaaeronave, com foco no melhor projeto final. (RODRIGUES, 2013)

Para um maior alcance de voo torna-se fundamental o melhor perfil de asa e formatoda fuselagem, com os requisitos utilizados para a escolha. Para uma melhor escolha doperfil, é necessário levar em consideração a força de arrasto e sustentação, e para o corpoda aeronave a eficiência aerodinâmica. Além dessas características temos que assumir umprojeto mecânico bem feito, para minimizar peso e fortalecer a estrutura. (CETINSOY etal., 2012)

2.6.1 Polar de arrasto

A figura 14, ilustra uma curva de polar de arrasto, que é padrão para análisedos dados aerodinâmicos usados para cálculos de performance. Essa é simplesmente umaplotagem do coeficiente de sustentação versus o coeficiente de arrasto. (RAYMER, 1999)


Figura 14 – Polar de arrasto, Fonte: (RAYMER, 1999)

Na figura 14, o angulo de ataque α esta representado ao longo da curva. Isso éusual para o entendimento do relação entre sustentação, arrasto e angulo de ataque, masnão é uma prática comum.

A partir da curva polar podemos obter o maior valor de L/D, tendo em vista queesse representa o maior valor de coeficiente de sustentação, com o minimo valor possívelobtido para essa característica, de coeficiente de arrasto. O projeto visa esse ponto para omelhor desempenho da aeronave. A obtenção desses gráficos no presente trabalho foi feitaa partir de simulações com a utilização do programa XFLR5.

De acordo com (RAYMER, 1999), a velocidade pode ser expressa a partir da cargaalar, do coeficiente de sustentação e da densidade do ar. Apresentando a velocidade e aaltitude constantes, o maior alcance, juntamente com a maior eficiência da aeronave, seráquando obtivermos para o coeficiente de CL/CD o seu valor máximo. (RAYMER, 1999)

2.6.2 XFLR5 e Métodos dos Painéis

Método dos Painéis é um método numérico que realiza divisões na geometriaestudada em superfícies de iguais dimensionamentos facilitando os cálculos. (PEREIRA,2005) Ou seja, o mesmo discretiza a superfície a ser estudada, separando essa em elementos


que aumentando a ordem dos mesmos, elevamos também a exatidão de resultados. Adiscretização do aerofólio pode ser representada como na figura 15

Figura 15 – Aerofólio discretizado Fonte: (PEREIRA; BODSTEIN, 2004)

O software utilizado, possibilita uma ampla e refinada análise aerodinâmica per-mitindo avaliar os efeitos do escoamento sobre um corpo que se encontra imerso em umfluido. Quando observamos a geometria do perfil e ate mesmo o próprio aeromodelo, acomplexidade da forma torna quase impossível um estudo didático e analítico, sendonecessário recorrer a recursos computacionais.

A utilização do software XFLR 5 permite, que por meio de métodos numéricosja mencionados, que incluem implicitamente conceitos vistos, fazer análise do problema,modelagem até possíveis modificações de parâmetros da configuração do projeto de formaa permitir um desempenho aerodinâmico satisfatório.

O mecanismo de modelagem viabiliza, através do método dos painéis descrito anteri-ormente, a obtenção de cálculos de um corpo em 3D, possibilita a construção superficial daaeronave bem como permite a análise do conjunto asa e empenagem, calculando coeficientesestáticos e dinâmicos. Os resultados obtidos pela simulação são expressos em gráficos ondeas curvas exprimem as polares de arrasto, sustentação, momentos, eficiência aerodinâmicaque tem seus resultados modificados por influência de mudanças de velocidade, ângulo deataque, número de Reynolds e outros parâmetros. Este software ainda permite expressardistribuições de pressão e cisalhamento.

2.6.3 Visão geral dos túneis de vento

Os túneis de ventos possuem diversas tipologias diferentes variando suas proprieda-des de fluxo e design. Para o presente trabalho tem-se como foco a propriedade de baixavelocidade de fluxo. Outra distinção a ser feita por estes, é de túnel de vento de circuitoaberto e fechado. De acordo com (JARZABEK, 2011), o de circuito aberto e formado poruma entrada, uma seção de teste, um difusor e um ventilador. Ja o fechado é formado


pela seção de teste, difusor, ventilador, seção divergente e paletas giratórias. Os dois sãoilustrado na figura 16.

Figura 16 – Túnel de vento do tipo aberto e fechado, Fonte: (JARZABEK, 2011)

Ambos os designs apresentam suas vantagens e desvantagens, assim como umamelhor utilização para cada. Como o túnel de vento de circuito aberto apresenta umacomplexidade menor de componentes e montagem, esse também representa um menorcusto de investimento. Além de ser útil para teste com motores a combustão interna oupara conduzir um teste com fluxo visual, valendo-se de fumaça para tal. Como este utilizao ar externo como reservatório, supre a necessidade de purificação do mesmo.Por outrolado dificultaria o controle da qualidade do fluxo de ar, por esse depender das condiçõesdo reservatório de ar externo ao túnel. Também apresenta um custo maior de utilização,ja que o ar externo tem que ser acelerado na velocidade adequada para a realização dostestes, essa energia é perdida na forma cinética. (JARZABEK, 2011)

Para o túnel de vento de circuito fechado a história se inverte. Com a utilização depaletas giratórias adequadas, pode-se melhorar significativamente a qualidade do fluxoa ser estudado, assim como a diminuição do gasto com a sua utilização e obtido coma reutilização do ar já acelerado. Porém, para manter as condições do túnel de vento,faz-se necessário a purificação do mesmo após a realização de alguns teses como o de fluxovisível valendo-se de fumaça para tal e testes feitos em motores. Também os motores dosventiladores são geralmente resfriados por fluxo de ar, tendo a necessidade assim de umatroca de calor de uma outra forma. Esse excesso de temperatura diminui a eficiência dotúnel de circuito fechado. (JARZABEK, 2011)

21

3 Metodologia

3.1 Definição do PerfilA escolha do perfil tem como base as documentações da literatura existente no

assunto, assim como os testes realizados pelos mesmos comparando com resultados obtidosa partir de estudos feitos nesse trabalho. Os testes de autores nos permitem refinar abusca por um perfil melhor para a utilização. Esses testes geralmente se dão em umambiente controlado para um melhor resultado, mais próximo da realidade. Utiliza-se paraa realização os tuneis de vento, que oferecem uma informação confiável, baseada no fluxoreal de um fluido.

3.1.1 Equilíbrio de Forças

Testes em túnel de vento são feitos principalmente para a determinação das forçase visualização do fluxo em torno dos modelos de teste. Podendo ser realizados de formadiferentes como: (JARZABEK, 2011)

• Medindo diretamente as forças atuantes no modelo.

• Medindo as tensões existentes e calculando as forças.

• Medindo os efeitos que o modelo de teste exerce sobre o fluxo do fluido e analisandoas pressões dinâmicas e estáticas.

• Analisando a cinemática do modelo sobre o fluido e obtendo as forças atuantes pormeio das equações de movimento.

O primeiro item envolve o uso de uma ferramenta, que pode se apresentar inter-namente ou externamente, para o equilíbrio de forças. O mais comumente utilizado é aexterna, devida suas vantagens e sua alta precisão. (BARLOW et al., 1999)

3.1.2 Comparação dos perfis

Um estudo bem extensivo foi realizado por (SELIG; GUGLIELMO, 1997) co-meçado em 1986 na Universidade de Princeton. Este estudo apresenta a curva de ar-rasto/sustentação para 60 perfis, com o número de Reynolds mantido entre 6 × 104 ≤ Re

≤ 3 × 105. O coeficiente de sustentação nesse estudo foi medido diretamente, através do

Capítulo 3. Metodologia 22

equilíbrio de força com a ajuda de um Strain Gage, ja o coeficiente de arrasto foi calculadoutilizando-se de um tubo de Pitot.

Foi resultado desse estudo que para Reynolds maiores que 1 × 105 o arrasto polarapresentasse qualitativamente similar ao arrasto polar de Reynolds mais elevados. Contudo,para a maioria dos perfis estudados, com o Re ≤ 1 × 105, estes apresentam um aumentosignificativo no coeficiente de arrasto medido a uma sustentação moderada.

Uma plotagem mostrada na figura 17, apresentada por (MCARTHUR, 2007)podemos observar a polar de arrasto do perfil Eppler 387. Este foi escolhido devido aampla variedade de estudos realizados, entre diversos autores, para esta faixa de númerosde Reynolds. Este aerofólio foi desenhado por Richard Eppler para ter uma elevada taxade sustentação/arrasto com Re próximos a 5 × 105.

Para este trabalho os principais pontos a serem levados em consideração, são aslinha com os valores de Reynolds iguais a 3 × 105 e 2 × 105 que apresentam um coeficientede arrasto baixo e com pouca variação quando aumentam o coeficiente de sustentação.

Figura 17 – Polar de arrasto perfil Eppler 387 para diversos Reynolds Fonte:(MCARTHUR, 2007)


Para a escolha de qual melhor perfil se encaixaria ao trabalho realizado, foi levadoem conta além dos estudos ja documentado e comentados anteriormente, uma simulaçãofeita com três perfis mais citados na literatura estudada com Reynolds baixo, NACA 2414,NACA 2415 e Eppler 387.

Utiliza-se para essa simulação condições reais que a aeronave hibrida aqui tratadaseria sujeita. Para um estudo inicial, visando comparar os resultados obtidos, são usadosvalores padrões ao nível do mar. Com essas características pré-determinadas foi possível,através de cálculo, chegar a um valor de Reynolds igual a 2 × 105, tendo em vista osparâmetros a seguir:

Tabela 1 – Parâmetros utilizados para cálculo de Reynolds

ρ 1,225kg/m3

υ 15m/sDl 220mmµ 1.8 × 10−5Kg/m× s

Tendo em vista que os valores apresentados para o cálculo do Número de Reynoldsforam escolhidos a fim de obter uma primeira análise. Esses podem variar de acordo com aaltitude (valor de ρ e valor de µ) e com o regime de voo (valor da velocidade υ). A partirde um primeiro resultado, as simulações tiveram como análise valores de Reynolds em umfaixa próxima a obtida dos cálculos iniciais.

Foram feitos simulação para a obtenção de gráficos afim de analisar o melhor perfildentre os selecionados de baixo Reynolds escolhidos (NACA-2414, NACA-2415 e EpplerE387). Esses estudos foram gerados a partir do programa XFLR5, que utiliza o Método dosPainéis para análise de escoamento tridimensional. Os resultados obtidos são mostradosnas figuras 18 , 19 e 20.

Pode se observar através dos gráficos apresentados que os estudos foram feitosutilizando-se de uma mesma faixa de numero de Reynolds, ou seja, os perfis tiveramresultados diversos, com uma mesma velocidade de voo. Para os dois perfis NACA, asdiferenças são muito pouco significativas, os dois obtiveram um mesmo coeficiente dearrasto e sustentação, apresentando assim um gráfico de polar de arrasto muito próximoum do outro. Mas quando comparado ao Eppler essa mudança fica mais significativa,a taxa de Arrasto/Sustentação do perfil Eppler 387 é maior que a apresentadas pelosNACAs. Sendo assim esse será o perfil mais adequado para esse projeto.


Figura 18 – Gráfico referente aos perfil NACA 2414 Fonte: Autor


Figura 19 – Gráfico referente aos perfil NACA 2415 Fonte: Autor


Figura 20 – Gráfico referente aos perfil Eppler E387 Fonte: Autor


3.2 Geometria da Asa e Projeto aerodinâmicoO projeto aerodinâmico visa atingir o objetivo apresentado por esse trabalho da

forma mais otimizada possível. Faz-se então uma proposta de asa que atenda as premissasdestacadas. Paras os cálculos aerodinâmicos foram utilizados das equações ja apresentadasde arrasto e sustentação.

A aeronave do presente trabalho deverá levantar voo na forma vertical, alcançar avelocidade média que essa forma apresenta e nesse momento fazer a transição de voo paraa forma planada.

A missão a ser executada pela aeronave, visa fazer a transição de voos na veloci-dade média de um VANT de característica vertical, ou seja, no momento de transiçãode voo vertical para horizontal da aeronave essa se encontraria em uma velocidade deaproximadamente 15m/s e a uma altitude de 1000m.

Levando em consideração as condições em que se encontraria a aeronave no momentode voo de cruzeiro e no momento da transição entre o voo vertical para o voo horizontal,foi possível calcular que seria plausível, com a velocidade dos voos apresentados, mantera sustentação da carga presente no avião. Ou seja, no momento da transição, tendoconhecimento da velocidade média de um VANT com apenas voo vertical, seria possívelpara a aeronave se manter em voo horizontal, com a velocidade em que essa ira se encontrar.

28

4 Resultados/Discussão

4.1 Cálculo das condições de vooPara tal analise toma-se os valores padrões ao nível do mar para os seguintes

parâmetros utilizados para o cálculo da densidade do ar a 1000m de altitude, que seránecessária para achar a carga sustentada no momento do voo.

• p0 - Pressão atmosférica padrão ao nível do mar

• T0 - Temperatura atmosférica padrão ao nível do mar

• g - Aceleração da gravidade ao nível do solo

• L0 - Taxa de gradiente adiabático

• R - Constante dos gases ideais

• M - Massa molar do ar seco

• h - Altitude em metros acima do nível do mar

Tabela 2 – Valores utilizados para cálculo aerodinâmico

p0 101,325KPaT0 288,15Kg 9,807m/s2

L0 0,0065K/mR 8,3145J/(mol ×K)L 0,0290kg/mol

Com os valores apresentados torna-se possível encontrar a densidade do ar com aaltitude desejada, tomando as equações a seguir para tal cálculo. A partir da equação 4.1é possível encontrar qual seria a temperatura a 1000m, com a equação 4.2 podemos achara pressão.

T = T0 − L0 × h (4.1)

Capítulo 4. Resultados/Discussão 29

p = p0 × (1 − L0H

T0)

gMRL (4.2)

ρ = p×M

R × T(4.3)

Encontramos com os cálculos realizados uma pressão atmosférica a 1000m dealtitude igual a p = 89,861KPa e uma temperatura de t = 281,65K.

A partir desses valores e da equação 4.3 podemos calcular a densidade do ar,juntamente com os parâmetros apresentados na tabela 2

ρ = 89,861Pa× 0,029kg/mol8,31447J/(mol ×K) × 281,65K (4.4)

Obtendo assim um valor para a densidade do ar igual a ρ = 1,113kg/m3

4.2 Simulações tridimensionais do Perfil Eppler 387A partir da obtenção dos parâmetros de voo e condições do mesmo, podemos

realizar a simulação para obtenção da curva polar de arrasto no software XFLR5, como perfil previamente selecionado. Foi fixado nas simulações a velocidade de voo, ja queo presente trabalho visa a validação de que nessas condições a aeronave se mostrariasuficiente. As simulações são apresentadas nas figuras 21 e 22


Figura 21 – Simulação perfil Eppler 387 a Re = 225000 Fonte: Autor


Figura 22 – Gráficos simulação perfil Eppler 387 a Re = 225000 Fonte: Autor


4.2.1 Ajuste das curvas simuladas

Como foi possível observar, há algumas diferenças entre as simulações rodadaspelo Método dos Painéis no programa XFLR5. Para ajustar a curva de coeficiente desustentação pelo coeficiente de arrasto apresentado pelo programa, fez-se necessária aaplicação de um fator de segurança nesses resultados de valor igual a 1,2. Apenas corrigindoo coeficiente de arrasto, mantendo assim ainda mais conservadores os resultados obtidos.

Para aferir a precisão do Método dos Painéis para modelagem de escoamentos emregime de baixo número de Reynolds, seus resultados foram comparados àqueles obtidosem ensaios em túnel de vento.

4.3 Cálculo da área necessária de asaUma vez determinada o perfil da asa, a forma da asa é escolhida com base na faixa

de velocidades, tamanho da envergadura, eficiência da asa, garantindo compatibilidadecom a fuselagem a ser utilizada.

Para maior simplicidade de um projeto inicial, foi selecionado uma asa completa-mente retangular, tendo em vista que essa não apresenta desvantagens significativas parao momento de projeto inicial dessa aeronave hibrida.

A asa apresenta as dimensões mostradas na figura 23:

Figura 23 – Vista superior da asa retangular e as dimensões Fonte: Autor

(RODRIGUES, 2013), para garantir uma boa construção de um projeto de asa,é necessário também analisar seu alongamento que está relacionado com a envergadurada asa e sua corda. No caso da aeronave em análise, esta apresenta uma envergadurab = 1500mm e uma corda média do perfil c = 220mm. Com isso utiliza-se da equação 4.5


para calcular o alongamento.

AR = b

c(4.5)

Onde:

• AR: Alongamento

• c: Corda média aerodinâmica

• b: Envergadura da asa

De acordo com as dimensões ja estabelecidas e valendo-se da equação 4.5, obteremosAR = 6,82 para o alongamento do aeromodelo. Essa baixa proporção no valor obtidoe resultado da forma retangular da asa, apresentando assim um grande fluxo de ar emintervalos de tempos equilibrados, principalmente em situações com angulo de ataquemaiores, reduzindo a eficiência da asa. Apresenta também uma redução na diferença depressão entre a parte superior e inferior.

Como forma de contornar a situação, sem agregar dificuldades ao projeto, as asastraseiras terão que apresentar ângulo de ataque maior que o das asas dianteiras.

Com esse formato mais simples é possível calcular a área da asa S = 0,33m2 apenascom a multiplicação da corda c pela envergadura da mesma, equação 4.6.

S = b× c (4.6)

Agora verificamos com a equação de sustentação 2.3 que a velocidade de transiçãoentre o modo de voo vertical para o modo de voo planado, é suficiente para manter aaeronave. Para isso utilizamos também os parâmetros calculados para as condições de voo.Sendo a velocidade de cruzeiro igual a V = 15m/s.

Para o coeficiente de sustentação CL, podemos facilmente encontrar no gráficoapresentado pela figura 22. Para a velocidade apresentada, o número de Reynolds ficapróximo de 225000, encontrando assim um alpha em relação ao CL/CD máximo próximode 5. Ainda no gráfico da figura 22, achamos o coeficiente de sustentação próximo de 0,7.

L = 12 × 1,113kg/m3 × 152m/s× 0,33m2 × 0,7 (4.7)

Obtemos pelos cálculos uma carga de sustentação L = 28,92N , ou seja, L = 3kgaproximadamente, sendo superior ao peso estimado da aeronave.


Sabendo que no presente trabalho foi determinado as características de voo paraa aeronave, como a velocidade e a densidade do ar na altitude de voo determinada,visa-se através dos cálculos apresentados, determinar a carga que a aeronave sustentarianas condições apresentadas. Utilizando de uma condição sub-ótima para o momento datransição a aeronave mantem sua sustentação.

Para melhor qualidade de voo de cruzeiro, ou seja, após a rotação completados motores, obtém-se a velocidade necessária para manter o mesmo valor de força desustentação, mas otimizando CL/CD. Utilizando α = 3 obtemos um valor de coeficientede sustentação próximo a 0,6, fazendo a conta inversa temos.

v =√

2 × 28,921,113kg/m3 × 0,33m2 × 0,6 (4.8)

Obtemos pelos cálculos a velocidade ótima para o voo de cruzeiro da aeronave iguala v = 16,2m/s2

4.4 Aeronaves HibridasO projeto de uma aeronave hibrida, contendo assim tanto o voo de forma vertical

como o voo horizontal, possibilita ter dirigibilidade característica dos VANTs de asasrotativas juntamente com a velocidade e baixo consumo do VANTs de asas fixas, podendoassim ser aplicados em diversas missões.

4.4.1 Sistema Tilt

Hoje existe diversos tipos de aeronaves hibridas, com tipologias de voo, posici-onamento dos motores, quantidade de sistemas propulsores e diversas características,diferentes. Essas visam atender a necessidade das missões em que o VANT irá descrever.

Inicialmente para o projeto, visava-se utilizar de uma tipologia de sistema para ogiro do motor que promovesse esse sem alterar as posições do mesmo em relação a asa.

No momento da decolagem da aeronave, dois pares de motores se encontrariamvoltados para cima, fazendo a propulsão em um sentido, e os outros dois estariam nosentido oposto. No momento em que o giro fosse completamente feito, os dois motores quese encontram na parte posterior da aeronave, seriam desligados, tendo assim, apenas ossistemas de propulsão dianteiros para o voo planado.


Figura 24 – Tipologias variadas do sistema de giro dos motores


Além da complexidade mecânica envolvida na criação e construção desse sistema,outras desvantagens foram apontadas, como a dificuldade de controle do giro no momentoda transição entre os voos planados e vertical, descartando assim essa tipologia para oprojeto aqui descrito. A figura 25 mostra um esquema de como ficariam as posições dosmotores.

Figura 25 – Tipologia descartada para o giro dos motores Fonte: Autor

O modelo irá apresentar um par de asas com quatro motores acoplados a um sistemade hastes giratórias, denominado aqui como sistema Tilt, para fazer a transição entre asconfigurações. Esse sistema mantém os motores na posição vertical para os momentos dedecolagem e pouso, e os colocam em posição horizontal, onde se encontram um a cima dooutro, para os voos verticais de maiores velocidades. Conforme mostrado na figura 26.

Figura 26 – Secção da asa com o sistema Till Fonte: Autor

Esse sistema foi escolhido inicialmente para uma redução da complexidade mecânica


do projeto, tendo em vista que sua funcionalidade atente as exigências e demanda domesmo.

4.4.2 Asa

Além da funcionalidade essencial da asa de manter a sustentação da aeronave, essaainda apresenta algumas outras estruturas que também influenciam no projeto como umtodo.

A estrutura interna da asa apresenta uma possível função de armazenamento decomponentes eletrônicos, assim como por esse espaço interno passam os fios que estãoligados ao mecanismo de acionamento dos aileron. Tendo em vista essa necessidade,desenvolveu-se para o projeto uma forma de estrutura que permitisse a utilização dessecompartimento.

Com o perfil definido, foi feito pequenas modificações na sua linha de curvatura,sem que essas interferissem na aerodinâmica e desempenho do aerofólio, para adequarum vão central na asa em formato retangular aqui denominado de caixão central, comomostrado na figura 27.

Figura 27 – Secção da asa mostrando o caixão central Fonte: Autor


Esse caixão central é formado por duas placa de fibra de carbono montadas na partesuperior e anterior internas do bordo de ataque e mais uma no bordo de fuga. Permitindoassim manter a resistência mecânica da asa, mas sem propiciar um peso excessivo naestrutura.

A parte inferior da asa é coberta com uma placa removível de carbono, mantendoassim o acesso aos componentes e fiação presentes no interior da asa. Essa modelagem visamanter a simplicidade do projeto, assim como a funcionalidade do mesmo para futurosreparos e correções.

4.5 Fuselagem e ComponentesCom os requerimentos necessários de execução de missões, tamanho e proporção,

fez-se baseado em algumas dessas informações a fuselagem necessária para juntar oscomponentes de asa, assim como conter os componentes eletrônicos e baterias. Com baseem alguns estudos feitos, busca-se nesse trabalho uma simplificação da fuselagem, sem queessa perca seu objetivo original e sua performasse no momento de voo.

Como ideia para inicio de projeto, os componentes eletrônicos e baterias foramtodos desenhados em programa de modelagem 3D, para buscar dispor esses da melhormaneira possível, sem alterar o equilíbrio da aeronave. Com a disposição correta dessescomponentes pode-se reduzir o tamanho da fuselagem, assim como o seu peso total.


Figura 28 – GPS Fonte: Autor Figura 29 – APM 25 Fonte: Autor

Figura 30 – Xbee Fonte: Autor Figura 31 – Transmissor Fonte: Autor

Figura 32 – Gopro Fonte: Autor

Com os componentes e a bateria todos desenhados, pode-se então dispor estes damelhor maneira, para que ocupem o menor espaço possível sem alterar a força de momentogerado pelo peso dos mesmos.


Figura 33 – Disposição dos componentes Fonte: Autor

Foi escolhida a configuração que mantém as duas baterias na parte traseira daaeronave e os componentes eletrônicos na parte frontal. A estrutura da fuselagem foi entãodividida em três espaços, cada um desses apresentam as mesmas dimensões. Foi baseadono tamanho da bateria para a divisão desses slots.

Com os componentes representados pelo programa Solidworks, ja está definidoo espaço que cada um preencherá. Utilizando das ferramentas de massa do programa,foi possível calcular em que posição se encontraria o centro de gravidade da aeronave.Para isso, cada componente teve a sua massa medida e alterada nas características queesses apresentam dentro do programa. A tabela 3 mostra as massas reais medidas doscomponentes.

Tabela 3 – Valores das massas de cada componente eletrônico

Componente PesogXbee 13,0

GPS Ciricomm 22,0Gopro Hero 2 100,0

APM 25 18,0Transmissor 72

Bateria Duratrax 6400 512,0

Esses valores foram substituídos no programa a partir da ferramenta de propriedadesde massa como mostrado na figura 34.


Figura 34 – Disposição dos componentes Fonte: Autor


O sistema de coordenadas foi colocado em um ponto do desenho que facilitaria oscálculos para equilíbrio dos momentos. Levando em considerações futuras mudanças coma construção do protótipo. Ou seja, no momento da fabricação, tem-se algumas variáveisinevitáveis, assim como a não uniformidade do material.

A segunda bateria, situada na parte anterior da fuselagem, seria opcional levandoem consideração os aspectos da missão que a aeronave deve executar. Com isso, paramanter o equilíbrio de momentos caso essa segunda bateria esteja presente ou não, ocentro de massa da mesma coincide com o centro de massa da aeronave como um todo.Sendo assim, com ela presente no momento do voo ou não, a única característica quealteraria seria o peso completo da aeronave, seu momento e posição de centro de gravidade,permaneceriam intactos.

Figura 35 – Disposição dos componentes eletrônicos e das baterias na fuselagem Fonte:Autor

O tamanho e o peso final da calda foi estimado, sem que a mesma esteja projetadapara que pudesse adequar, ao centro de gravidade se localizar no centro de massa dabateria e o equilíbrio dos momentos. Para isso foi estimado que o profundor e o lemeteriam no total 200g e estariam distantes 500mm do inicio da fuselagem.

A asa e a sua posição na aeronave também dependem da localização do centro degravidade, mantendo novamente o equilíbrio de todo o conjunto. A 3/4 do bordo de fugada asa marca-se o ponto que coincide com o centro de gravidade de todo o VANT.

Para o travamento de todos os componentes eletrônicos dentro da fuselagem doVANT, desenvolveu-se um sistema de prateleiras que mantém preso os componentes efornece uma característica estrutural fixando as laterais da fuselagem. Alem de simplificara manutenção da aeronave, facilitando o acesso ao conjunto interno da estrutura.


Figura 36 – Sistema de prateleiras para o travamento das laterais e fixação dos componentesFonte: Autor

4.6 Projeto conceitual de EmpenagemEsta seção visa apresentar um conceito simplificado de empenagem, validando o

mesmo a partir do gráfico de coeficiente de momento de arfagem (pitching moment) peloangulo alpha.

Para o projeto conceitual da empenagem, foi utilizado novamente da ferramenta desimulação computacional XFLR5. A partir de um dimensionamento inicial, com um perfilbásico simétrico, foi-se ajustando os comprimentos de corda e envergadura, simultaneamentecom o angulo α a fim de validar um projeto inicial de empenagem.

Foi estimado, a partir de interações realizadas no programa, os valores de corda ecomprimento para empenagem vistos na figura 37, além de um valor de angulo de girodessa em relação a horizontal de 6◦.


Figura 37 – Representação do conceito e medidas da empenagem Fonte: Autor

O gráfico mostrado na figura 38, apresenta a curva do momento de arfagem cm emrelação ao α. Tendo em vista que a curva se mostra com uma derivada negativa e estacorta o eixo x, no mesmo valor de α apresentado com CL/CD máximo, valida-se assim oprojeto conceitual de empenagem com os valores supostos para a mesma.

Figura 38 – Curva Cm x Alpha com Re = 225000 Fonte: Autor


Podemo a partir da definição da empenagem, juntamente com as característicasda aeronave previamente apresentadas no trabalho, esboçar um projeto conceito para amesma, apresentado na figura 39.

Figura 39 – Esboço 2D do projeto conceitual da aeronave Fonte: Autor

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5 Conclusão

Visando o projeto de um aeronave de caráter hibrido, com uma simplicidade maior,devido ao seu estágio inicial de projeto, foi passível de conclusão que essa tipologia deaeronave apresenta inúmeras características como pontos positivos e negativos. Valendo-seda exigência que é apresentada em cada missão que o protótipo deverá realizar, aeronaveshibridas são uma excelente escolha, devido a vários fatores.

• Dirigibilidade

• Consumo

• Versatilidade

Características apresentadas separadamente em aeronaves de asas rotativas eaeronaves de asas fixas, são mescladas em um projeto.

O perfil utilizado apresentou-se como uma escolha aerodinâmica muito satisfatóriadentre os diversos aerofólios estudados, além de ter a vantagem de facilitar algumascaracterísticas estruturais do projeto, como o caixão central da asa que permite a disposiçãoda fiação e também facilita o acesso a mesma caso haja algum problema.

Para trabalhos futuros, poderia ser desenvolvido um estudo que apresentasse autilização de apenas dois dos quatro motores presentes na aeronave, no momento do voohorizontal. Desligando-se dois sistemas de propulsão a medida que se faz a transição entreos voos. Diminuindo assim, ainda mais, o consumo total da aeronave

Foi estimado um peso aproximado para a cauda da aeronave visando os cálculosde momento. Mostra-se válido a utilização de uma bateria reserva removível, tendo emvista que o equilíbrio dos momentos devido ao peso apresentado por cada componenteda aeronave foi alcançado, com a presença da mesma ou quando essa não se mostravanecessária.

Ainda pode se realizar estudos na geometria da asa, apresentada na forma retangularno presente trabalho, para um melhor aproveitamento aerodinâmico. Assim como umaprimoramento da fuselagem, reduzindo o arrasto proporcionado por essa, aumentandoporém a complexidade mecânica e de construção da mesma.

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