relatorio 2004 2 hars

CENTRO FEDERAL DE EDUCAÇÃO TECNOLÓGICA DO PARANÁ

UNIDADE DE CURITIBA

DEPARTAMENTO ACADÊMICO DE MECÂNICA

RELATÓRIO EQUIPE 2 HARS (EQUIPE 24)SAE AERO DESIGN 2004

EQUIPE:

ALEKSANDAR MILANKOVIC

CLEVERSON KATSUO NAKAZAWA

ELOI LACERDA

FÁBIO ERNANES CZARNESKI

GUSTAVO SOARES E SILVA

LEANDRO LOURENÇO VIEIRA DA ROCHA

MARCELO DELATORRE LEDOUX RAMOS

RODRIGO RICETTI COCHÔA

ROGÉRIO YOSHINORI MOTOYAMA

THIAGO LEITOLES CORRÊA

SAE Aerodesign 2004 Equipe 2Hars (24) CEFET-PR

PROFESSOR ORIENTADOR:

CLÁUDIO TAVARES DA SILVA

CURITIBA – PARANÁ

2004

1


CÓPIA DO TERMO DE RESPONSABILIDADE

PÁGINA EM BRANCO PROPOSITADAMENTE. SUBSTITUÍ-LA PELA CÓPIA DO TERMO DE RESPONSABILIDADE.

2


ÍNDICE DE SÍMBOLOS

– POLIESTIRENO EXPANDIDO

– TEORIA DA SOLUÇÃO INVENTIVA DE PROBLEMAS

– CENTRO DE GRAVIDADE [M]

– DENSIDADE DO AR [KG/M3]

– VISCOSIDADE DO AR (PA.S)

– COEFICIENTE DE SUSTENTAÇÃO DO AEROFÓLIO

– COEFICIENTE DE SUSTENTAÇÃO DA ASA

– COEFICIENTE DE ARRASTO INDUZIDO TOTAL

– COEFICIENTE DE ARRASTO INDUZIDO DA ASA

– COEFICIENTE DE MOMENTO

– COEF. DE ARRASTO INDUZIDO DO PROFUNDOR

– COEFICIENTE DE ARRASTO PARASITA

– CORDA MÉDIA [M]

– CORDA NA RAIZ [M]

C T – CORDA NA PONTA [M]

– CORDA DE STENDER [M]

– CORDA REAL [M]

– CORDA ELÍPTICA [M]

– CARGA ÚTIL [KG]

– MASSA DO AEROMODELO [KG]

– MASSA TOTAL [KG]

– MASSA DO COMBUSTÍVEL [KG]

– TRAÇÃO DA HÉLICE [N]

– FORÇA DE ARRASTO [N]

– FORÇA DE SUSTENTAÇÃO [N]

– MOMENTO [N.M]

– MOMENTO DE INÉRCIA [M4]

– RAIO [M]

T – ESPESSURA [M]

– DISTÂNCIA, COMPRIMENTO OU ALTITUDE [M]

– PONTO NEUTRO MANCHE FIXO [M]

– CENTRO AERODINÂMICO DA ASA [M]

– PONTO DE MANOBRA MANCHE FIXO [M]

– ÁREA DE REFERÊNCIA [M2]

– ÁREA ÚTIL DA ASA [M2]

– COEFICIENTE DE VOLUME DE CAUDA HORIZONTAL

– COEFICIENTE AERODINÂMICO DE ESTABILIDADE

– ÂNGULO DE ATAQUE DA ASA

– ÂNGULO DE DOWNWASH

– FATOR DE ESTABILIDADE LONGITUDINAL

– ENVERGADURA [M]

– SEMI-ENVERGADURA [M]

– ALONGAMENTO

– VELOCIDADE [M/S]

– FATOR DE CARGA

– AFILAMENTO

– MÓDULO DE ELASTICIDADE [PA]

– TENSÃO DE ESCOAMENTO [PA]

– TENSÃO DE RUPTURA [PA]

– TENSÃO MÁXIMA [PA]

ÍNDICES

– EMPENAGEM HORIZONTAL

– EMPENAGEM VERTICAL

– ASA

– FUSELAGEM

3


– DECOLAGEM

– ESTOL SEM FLAPES

– CRUZEIRO

– MERGULHO

– MANOBRA

4


ÍNDICE

CÓPIA DO TERMO DE RESPONSABILIDADE....................................................................1

ÍNDICE DE SÍMBOLOS...........................................................................................................2

1. INTRODUÇÃO..................................................................................................................4

2. METODOLOGIA...............................................................................................................5

3. REQUISITOS DE PROJETO.............................................................................................6

4. CONCEPÇÃO DA AERONAVE.......................................................................................7

4.1. Escolha do Aerofólio.........................................................................................................7

4.2. Concepção da Asa..............................................................................................................7

4.3. Concepção da Empenagem................................................................................................8

4.4. Concepção da Fuselagem...................................................................................................9

5. ANÁLISE AERODINÂMICA.........................................................................................10

5.1. Forma em planta..............................................................................................................12

5.2. Considerações do projeto.................................................................................................13

5.3. Distribuição de sustentação..............................................................................................14

6. ANÁLISE DE ESTABILIDADE E CONTROLE...........................................................16

7. ANÁLISE DE DESEMPENHO.......................................................................................18

7.1. Conjunto Moto-propulsor................................................................................................18

7.2. Distância de Pouso e Decolagem.....................................................................................19

7.3. Previsão de Carga Útil.....................................................................................................22

8. ANÁLISE ESTRUTURAL..............................................................................................23

8.1. Diagrama V-n...................................................................................................................23

8.2. Trem de Pouso.................................................................................................................24

8.3. Distribuição de carregamentos na asa..............................................................................26

REFERÊNCIAS BIBLIOGRÁFICAS......................................................................................29

GRÁFICO DE CARGA ÚTIL ................................................................................................ 30

PLANTA 01 ............................................................................................................................ 31

PLANTA 02 ............................................................................................................................ 32

PLANTA 03 ............................................................................................................................ 33

PLANTA 04 ............................................................................................................................ 34

PLANTA 05 ............................................................................................................................ 35

5


1. INTRODUÇÃO

A principal meta da competição SAE Aerodesign 2004 é de que estudantes de

engenharia resolvam problemas geralmente encarados por profissionais da indústria

aeronáutica. Orientadores e membros de todas as equipes devem, a cada ano, tentar melhorar

seus projetos e desenvolver novas tecnologias a serem aplicadas em seus aeromodelos.

Este relatório tem como função mostrar sucintamente o trabalho da equipe 2Hars no

intervalo que sucede a competição. Este documento é disposto da seguinte forma:

Metodologia seguida, Requisitos de Projeto, Concepção da Aeronave, Análise Aerodinâmica,

Análise de Estabilidade e Controle, Análise de Desempenho, Análise Estrutural, Resultados e

Conclusões.

É explanada ainda sobre a inovação da equipe: utilizar a metodologia da TRIZ para

desenvolver um trem de pouso inteiriço e suas vantagens sobre os trens de pouso comuns.

6


2. METODOLOGIA

A metodologia utilizada durante todo o projeto do aeromodelo é a descrita abaixo:

Análise dos requisitos de projeto;

Análise dos erros encontrados nos projetos das equipes do CEFET-PR em competições

anteriores;

Análise dos projetos mais bem sucedidos de outras instituições;

Prática do projeto conceitual do aeromodelo, utilizando-se da ferramenta de criatividade

Matriz Morfológica, da ferramenta da TRIZ Análise de Recursos e de seções de

Brainstorming;

Prática do projeto detalhado e realizações de testes em softwares e em um aeromodelo

protótipo, seja de sustentação, de arrasto total, de estabilidade de vôo, de carga máxima,

dentre outros;

Reparos e recálculos no projeto detalhado;

Construção do aeromodelo e utilização da ferramenta da TRIZ Evolução Direcionada para

a inovação de se utilizar um trem de pouso inteiriço;

Realização de vôos com o aeromodelo.

7


3. REQUISITOS DE PROJETO

O objetivo principal da equipe é projetar, documentar e construir um aeromodelo

radio-controlado que faça um vôo padrão, o qual consiste em decolar em uma distância

máxima de 61 metros, executar pelo menos uma volta completa e pousar dentro dos limites

laterais da pista.

O aeromodelo deve estar dentro de certos requisitos estipulados pela competição e

encontrados no regulamento da mesma. Os requisitos da Classe Regular são listados abaixo:

Envergadura Máxima: 1.83 m.

Motor K&B .61 RC/ABC (PN 6170) ou O.S. .61 FX, originais, tipo glow, escapamento

original do motor.

Compartimento de Carga (medidas mínimas): 160 x 130 x 100 (mm3).

Tanque de Combustível: acessível.

Carga Útil: não pode contribuir na estabilidade estrutural do aeromodelo, mas deve ser

fixa no compartimento de carga.

Existem outros requisitos estipulados pela equipe, a serem executados na competição,

quais sejam:

Regularidades nos vôos;

Carga Útil de 7.5 kg (Vide “Gráfico de Carga Útil”);

Tempo mínimo de retirada de carga do compartimento;

8


4. CONCEPÇÃO DA AERONAVE

Definir a configuração da aeronave faz com que a mesma seja capaz de cumprir os

requisitos especificados anteriormente. As seguintes etapas foram cumpridas: escolha do

aerofólio, concepção da asa, concepção da empenagem vertical e horizontal e concepção da

fuselagem.

4.1. ESCOLHA DO AEROFÓLIO

Na pesquisa dos aerofólios, tomou-se como base os perfis que apresentaram grande

eficiência em projetos de Aerodesign anteriores. Analisou-se os perfis “Selig1223” e

“Epller423”, tomando como parâmetro de comparação o e a relação . Em um

segundo estágio foi verificado a facilidade de construção do perfil da asa e sua robustez.

Através dos testes executados e descritos no item “Análise Aerodinâmica”, optou-se pelo

perfil “Eppler423”.

4.2. CONCEPÇÃO DA ASA

A asa de uma aeronave tem como função primária a geração de uma força que

equilibra o peso da aeronave. Seguindo-se este raciocínio, procurou-se uma configuração que

minimize o arrasto total para uma dada sustentação e que atenda os requisitos estipulados pela

equipe inicialmente.

9


4.3. CONCEPÇÃO DA EMPENAGEM

A empenagem tem três funções: compensação (trim), estabilidade e controle. Isso faz

com que o dimensionamento e a configuração da empenagem tenham grande importância.

Partindo-se do princípio de que o aeromodelo apresenta uma corda na raiz muito

grande, gerando uma grande região de fluxo turbulento (downwash), não seria apropriado se

utilizar uma configuração de empenagem convencional. Isto decorre do fato de que o ângulo

entre a asa e a empenagem é relativamente elevado (12º).

O ideal, então, seria a utilização de uma configuração em “T”, porém a empenagem

ganharia peso, sendo necessário fazer um reforço entre a empenagem horizontal e a vertical.

Logo, adotou-se um misto entre as duas configurações: configuração em cruz, onde se elevou

o estabilizador horizontal, fazendo com que o ângulo do boom possa ficar relativamente suave

(5º).

Para se determinar as dimensões da empenagem, usar-se-á o coeficiente de volume da

empenagem:

(01)

(02)

Assim, pré-determinou-se como valor para os coeficientes, valores usados nas ultimas

competições: e . Resultando-se, portanto, em áreas para a empenagem

horizontal e vertical de:

(03)

10


(04)

Com o valor das áreas, podem-se determinar as dimensões finais, utilizando-se de uma

razão de aspecto (alongamento) ARHT = 3 e ARVT = 0,86.

(05)

(06)

Resolveu-se utilizar tanto a empenagem vertical como a horizontal tradicional de

aeromodelos, de forma a garantir um menor peso na empenagem e um menor .

4.4. CONCEPÇÃO DA FUSELAGEM

A fuselagem foi criada partindo-se das dimensões do compartimento de carga (160 x

130 x 100 mm3). Este compartimento deve ter um CG que coincide com o CG de todo o

avião, assim tendo um centragem correta.

Quanto a localidade do motor na fuselagem, escolheu-se um local a frente do CG,

facilitando, assim, a distribuição de massa e garantindo uma melhor centragem.

O passeio do CG deve ser de tal forma que o aeromodelo voe de forma estável. A

fuselagem deve ser resistente, mas leve. Com isso, optou-se pela fuselagem composta de fibra

de vidro e resina epóxi, a qual foi construída utilizando-se de uma técnica construtiva. Tal

meta visou utilizar EPS (Poliestireno Expandido) como “molde” para se aplicar a resina.

TABELA 01: Características Gerais do Aeromodelo

Envergadura 1.83 m Comprimento do Aeromodelo 2 mÁrea Alar 0.73515 m2 Alongamento 4.5Perfil da Raiz da Asa Eppler 423 Corrida de Decolagem 60.33 mAutonomia 6min 30s (à plena carga) Carga Útil 7.5 kgPeso Total 11 kg Motor O.S. .61 FXFatores de Carga Limite +4.40 / – 1.76 Corda na Raiz 0.6 mDeflexão de Aileron: -10º a 20º Deflexão do Leme: -30º a 30º

11


5. ANÁLISE AERODINÂMICA

A análise aerodinâmica do projeto tem grande importância, visto que esta afeta

diretamente o principal objetivo da competição que é carregar a máxima carga possível.

O primeiro estágio envolveu a escolha do aerofólio a ser utilizado. Os itens analisados

já foram citados anteriormente. Pode ser verificada no gráfico polar de arrasto (Figura 01) a

comparação das características dos perfis citados acima. Verifica-se que o perfil “Selig1223”

tem um maior, porém ao mesmo tempo possui elevado. Isto acarreta em um

aumento na área do estabilizador.

O perfil “Eppler423”, por outro lado, possui uma melhor relação e um traçado

de perfil mais simples, facilitando a construção e proporcionando um perfil mais robusto.

A análise dos perfis foi conduzida com o auxilio do software Javafoil (2004), escrito

em linguagem Java. Este software utiliza o método dos painéis para calcular a distribuição de

velocidade ao longo da superfície do aerofólio. Adicionalmente, o Javafoil corrige o efeito de

ponta de asa, utilizando a informação do alongamento da asa.

O alongamento é dado como:

(07)

Pode-se verificar na Figura 02 que com a restrição de envergadura, obtém-se um

alongamento de pequeno valor e um aumento expressivo no arrasto induzido, ainda obtendo

uma leve diminuição do .

12


FIGURA 01: Polar de Comparação entre os Perfis Selig1223 e Eppler423

FIGURA 02: Gráfico Asa Infinita x Asa Real

-1,0

-0,5

0,0

0,5

1,0

1,5

2,0

2,5

-10 -5 0 5 10 15 20

(deg)

Eppler423

Selig1223

Cm Selig1223

Cm Eppler423

0,0

0,5

1,0

1,5

2,0

2,5

0,00 0,05 0,10 0,15 0,20 0,25 0,30 0,35Cd

Cl

0,0

0,5

1,0

1,5

2,0

2,5

3,0

0,00 0,05 0,10 0,15 0,20 0,25 0,30

Cd

Cl

Perfil Eppler 423 - Re=650.000 - Asa Infinita

Perfil Eppler 423 - Re=650.000 - AR=4,5

0,0

0,5

1,0

1,5

2,0

2,5

3,0

-10 -5 0 5 10 15 20

(deg)

13


O passo seguinte foi estimar a contribuição da fuselagem para o arrasto e para a

sustentação. Arbitrou-se que não haveria sustentação adicional por parte da fuselagem e que

somente seria considerado a contribuição do arrasto aos cálculos.

O arrasto total é da forma (com e obtidos através do Javafoil e obtido

experimentalmente):

(08)

5.1. FORMA EM PLANTA

A asa de uma aeronave é caracterizada pela sua forma, pela torção ao longo da

envergadura e pelos aerofólios utilizados.

Para a definição desses parâmetros tomou-se como base a máxima envergadura

permitida e procurou-se maximizar o peso carregado.

Seguiu-se um processo iterativo para definir a corda na raiz ( ) com base no arrasto

total e na distância e velocidade de decolagem (através de um somatório de forças) e tendo

como parâmetros fixos o afilamento ( ) e a tração da hélice em função da

velocidade, , considerando a densidade ( ) e a viscosidade do ar ( ) ao nível do

mar.

O loop mostrado na Figura 03 foi realizado repetidas vezes, resultando na

configuração que alça vôo à maior carga paga possível.

14


FIGURA 03: Processo Iterativo para a Definição do Cr

Como resultado, obteve-se e . A corda média aerodinâmica

, segundo o método gráfico descrito por LENON (1996), resultou em .

5.2. CONSIDERAÇÕES DO PROJETO

A forma em planta que provê a melhor relação , segundo ROSKAN (1997), tem

distribuição elíptica. Entretanto, uma asa sem enflechamento e sem torção e com afilamento

possui arrasto induzido muito próximo de uma asa elíptica, a qual fornece o

mínimo valor para o arrasto induzido. Esse parâmetro foi adotado como premissa.

Com o ajuste do afilamento feito acima, a distribuição de ao longo da envergadura

alcança seu valor máximo na região próxima à ponta de asa, local este onde ocorre o início do

estol. Porém, para o afilamento adotado, observa-se na Figura 04 (a) que a distribuição de

15


tem pequena variação na região onde se localiza o valor máximo.

O alongamento resultou do processo iterativo de escolha da corda da raiz ( ) e tem

variação segundo a figura 04 (b). Foram considerados a torção geométrica e aerodinâmica

com valor zero, bem como o ângulo de enflechamento e de diedro na linha de .

FIGURA 04: (a) Coeficiente de Sustentação Total x Coordenada ao Longo da Semi-Envergadura (b) Coeficiente de Sustentação Local x Coordenada ao longo da Envergadura

5.3. DISTRIBUIÇÃO DE SUSTENTAÇÃO

A forma como a força de sustentação é distribuída sobre uma asa finita é uma das

questões mais importantes para o calculo de esforços sobre este componente. Esta distribuição

definirá a silhueta das distribuições de esforços, bem como o momento fletor e o momento

torçor.

O problema de resolver a forma desta distribuição foi solucionado por Ludwig Prandtl

no início do século XX. Utilizar-se-á aqui o Método de Stender, o qual se baseia na hipótese

de que a distribuição de cargas ao longo da envergadura é proporcional às áreas de uma asa

16


imaginária. Esta asa tem cordas que são média geométrica das cordas reais de uma asa elíptica

de mesma área e envergadura.

As Cordas de Stender estão descritas na Equação (09).

(09)

Resultando assim na distribuição de cordas ao longo da semi-envergadura conforme

Figura 05. Conforme citado anteriormente, admite-se que as sustentações são proporcionais às

suas cordas. As parcelas de sustentação são escritas como na Equação (10).

(10)

FIGURA 05: Cordas de Referência de Stender

17

Corda elíptica

0,00

0,10

0,20

0,30

0,40

0,50

0,60

0,0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1,0

Cor

da E

liptic

a [m

]

Corda de Stender

0,00

0,10

0,20

0,30

0,40

0,50

0,60

0,0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1,0

Semi Envergadura [m]

Cor

da d

e S

tend

er [m

]

Corda Trapezoidal

0,00

0,10

0,20

0,30

0,40

0,50

0,60

0,0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1,0

Carregamento Aproximado L(x)

0,00

2,00

4,00

6,00

8,00

10,00

12,00

14,00

16,00

18,00

0,0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1,0Semi Envergadura [m]

Car

rega

men

to

[N]


6. ANÁLISE DE ESTABILIDADE E CONTROLE

Deve-se analisar a estabilidade da empenagem, de modo que esta apresente eficiência.

Isto porque a empenagem é projetada para que o aeromodelo retorne a sua condição de

equilíbrio. Este equilíbrio, no qual se encontra o aeromodelo durante o vôo, pode ser

perturbado por rajadas e ventos, fazendo com que a empenagem atue, estabilizando o

aeromodelo e facilitando sua pilotagem quando sujeito a esses fenômenos.

Ao se analisar a estabilidade longitudinal do aeromodelo, utilizando-se dos cálculos

dos coeficientes aerodinâmicos, localiza-se o ponto neutro e o ponto de manobra.

Primeiramente localizar-se-á o ponto neutro:

(11)

Assim, foi localizado a 43,7% da corda média aerodinâmica, a partir do bordo de

ataque.

Já o ponto de manobra é expresso pela fórmula:

(12)

Sendo que é dado pela seguinte fórmula:

(13)

Assim, o ponto de manobra está a 74,4% da corda média aerodinâmica, a partir do

bordo de ataque.

Ainda tendo como dado o passeio do CG de 24% a 26% da corda média do avião,

confirma-se que o avião é estável longitudinalmente. Isto decorre do fato de que os pontos

18


neutros estão localizados atrás do passeio do CG. O aeromodelo apresenta uma margem de

estabilidade mínima de 31% quando o avião estiver com a carga máxima.

Devem-se ainda apresentar os dispositivos de controle no aeromodelo, de forma que

esses permitam que o aeromodelo se movimente em torno de seus três eixos de rotação.

Utilizar-se-á como dispositivos de controle ailerons, leme de direção e profundor. Não será

utilizado nenhum dispositivo hiper-sustentador.

Os ailerons possibilitam ao piloto inclinar o avião lateralmente em torno de seu eixo

longitudinal, realizando o movimento de rolagem. O leme de direção, localizado junto ao

estabilizador vertical, é a superfície de controle que comanda o movimento de guinada, que se

dá em torno do eixo vertical. Ele é utilizado para controle do aeromodelo no solo, junto com a

bequilha, e para compensar a guinada adversa, a qual ocorre pela diferença de arrasto entre os

dois ailerons no momento de uma manobra de rolagem. O profundor permite o movimento do

aeromodelo em torno de seu eixo transversal. Seu comando também pode auxiliar na

decolagem do aeromodelo.

19


7. ANÁLISE DE DESEMPENHO

O desempenho da aeronave consiste na decolagem dentro dos 61 metros com a carga

necessária e conseguir fazer o vôo e pousar. Assim, o desempenho é o reflexo da concepção

da aeronave, do conjunto moto-propulsor, como também da parte aerodinâmica.

7.1. CONJUNTO MOTO-PROPULSOR

Como já mencionado no item “Requisitos de Projeto”, a escolha do motor é estipulada

pelo regulamento. Optou-se em utilizar o motor O.S .61 devido a seu baixo peso, a possuir

uma faixa maior de rotações e a ter, observando competições anteriores, maior confiabilidade.

Após se ter escolhido o motor, deve-se partir para a escolha da hélice, a qual é fator

fundamental para o sistema moto-propulsor. Utilizou-se o software Propel para a comparação

das performances das hélices 12.25 x 3.75, 13.00 x 6.00 e 14.00 x 4.00. Este software utiliza

os métodos das pás, conforme HOUGHTON (1993).

FIGURA 06: Gráfico Tração x Velocidade

Nos gráficos encontrados nas Figuras 06 e 07, observa-se que a hélice 13 x 6 possui

um desempenho melhor do que as outras. Para se validar o resultado obtido no software,

executou-se um teste estático em uma bancada de tração. Este teste comprovou a maior tração

da hélice 13 x 6.

20

0

5

10

15

20

25

30

35

0 5 10 15 20Velocidade [m/s]

Tra

ção

[N

]

12,25 X 3,75 @ 10,000rpm

13,00 X 6,00 @ 10,000rpm14,00 X 4,00 @ 10,000rpm


FIGURA 07: Gráfico Potência Absorvida x Velocidade

7.2. DISTÂNCIA DE POUSO E DECOLAGEM

O processo de decolagem é normalmente dividido em 3 fases: rolagem em solo,

descolamento em solo e subida. Como restrição de projeto, a rolagem em solo não pode

ultrapassar 61m, define-se então a carga máxima como sendo a maior carga possível de se

alçar vôo nesta distância.

FIGURA 08: O Processo de Decolagem e suas Partes

Segundo Roskan (1997), a velocidade de decolagem (VTO) não deve ser menor que

.

Fazendo-se o somatório das forças, obtém-se a distância de decolagem. Esta distância

foi avaliada considerando o empuxo total fornecido pela hélice em função da velocidade, o

21

0

100

200

300

400

500

600

700

0 5 10 15 20Velocidade [m/s]

Potê

ncia

[W]


arrasto induzido total, o arrasto parasita total e a resistência à rolagem do protótipo. O arrasto

total é então dado pela seguinte fórmula:

(14)

Segundo a mecânica clássica:

(15)

e, como a aceleração é dada pela 2ª lei de Newton pela relação:

(16)

tem-se:

(17)

Fez-se interpolações com a ajuda do software MathCad e se chegou à conclusão de

que a carga máxima total carregada é de 11 kg.

0,0

10,0

20,0

30,0

40,0

50,0

60,0

70,0

6,00 7,00 8,00 9,00 10,00 11,00 12,00

Massa [kg]

Dis

tân

cia

de

dec

ola

gem

[m

]

Distância Utilizada

Limite de Decolagem

FIGURA 09: Gráfico Distância de Decolagem x Massa

22


A velocidade e a distância de decolagem foram obtidas através de cálculos, já citados,

tendo como resultado: e

Levou-se em consideração na decolagem:

Pista com gradiente constante;

peso constante durante a decolagem;

Cl e Cd constantes;

μ constante;

23


variação da velocidade conhecida.

Para o pouso, utilizou-se freio aerodinâmico, no qual o aileron possui comandos

independentes, para que o aeromodelo não ultrapassasse a distância de 122 metros.

Empiricamente, obtiveram-se as distâncias de pouso, conforme o gráfico da Figura 10.

FIGURA 10: Gráfico Distância de Pouso x Massa Total do Avião (empírico)

O cálculo das cargas

(18)

resulta em 7.5 kg.

(19)

Considerando o ângulo de instalação da asa no aeromodelo sendo de 3º na raiz.

7.3. PREVISÃO DE CARGA ÚTIL

Para a previsão da carga útil, foi utilizada a seguinte fórmula:

(20)

Conhece-se que a densidade do ar é fator fundamental no desempenho do aeromodelo,

entretanto a mesma varia em função da altura. A relação entre densidade do ar e a altitude,

24


encontrada na referência HOUGHTON & CARPENTER (1993), se encontra a seguir em uma

equação aproximada.

(21)

Utilizando a equação (20) e a equação (21), tem-se a equação da Carga Útil (em kg)

em função da Altitude (em m) descrita pelo “Gráfico da Carga Útil”.

FIGURA 11: Gráfico Densidade do Ar x Altitude

Como o tempo da retirada do compartimento de carga é bonificado, este também

passou a ser um item no desempenho. O desempenho agora não é do aeromodelo, mas sim da

equipe na competição. Assim, foi necessário otimizar a retirada da asa e, logo após, do

compartimento.

Para isto, utilizou-se como fixação da asa um pino, um contra-pino e apenas um

encaixe na parte frontal. Este modo de construção facilita a retirada da asa. Para o

compartimento, foi elaborada uma alça.

25


8. ANÁLISE ESTRUTURAL

8.1. DIAGRAMA V-N

O propósito principal do diagrama V-n é a determinação das condições de vôo para

cada velocidade e para cada fator de carga que a estrutura do avião deve suportar. Este fator

de carga pode depender tanto das rajadas (turbulências), como também, da capacidade de

manobra do avião.

Há quatro importantes velocidades a serem consideradas no diagrama V-n, quais

sejam: , , e . Essas velocidades foram calculadas utilizando critérios da norma

FAR-PART 23 e seus respectivos valores são:

;

;

;

.

Os valores obtidos para os limites de fator de carga foram e

, tendo como referência o valor do fator carga adaptado para aviões de categoria utilitária

como descrito na norma FAR-PART 23 (2003).

26


FIGURA 12: Diagrama V-n

8.2. TREM DE POUSO

O trem de pouso foi simulado e analisado utilizando o software por elementos finitos

MSC.Visual Nastran 4D (2002). Os materiais utilizados no ensaio, bem como suas

propriedades, estão listados na forma de tabela (Tabela 02).

TABELA 02: Materiais Utilizados e Propriedades

Peça Material E (GPa) Poisson (MPa) (MPa)

Rodas Alumínio 2024-T3 73,1 0,33 345 483Trem de Pouso Epóxi com Fibra de Vidro 45 0,19 1020 1020

Eixos Aço ANSI 1020 200 0,29 331 448

Os ensaios foram realizados considerando-se a condição mais crítica do pouso:

pouso em apenas uma roda, desprovida de mola de torção;

velocidade horizontal nula, ou seja, maior impacto;

velocidade vertical igual a 2m/s para baixo;

altura inicial da roda em relação ao solo igual a 128 mm;

avião com ângulo de ataque de 30º;

inclinação lateral 2º (para evitar o contato simultâneo de ambas as rodas com o chão).

A carga distribuída sobre o trem de pouso foi considerada como 10 kg e o peso deste

como 0,5 kg.

O tamanho da malha utilizada no ensaio da roda foi de 3mm. A Tensão Máxima de

von Mises foi de 69,4 kPa, não ocorrendo a falha da roda (Figura 13a).

O tamanho da malha utilizada no ensaio do eixo foi de 2mm. A Tensão Máxima de

von Mises foi de 1,67 MPa, não ocorrendo falha no eixo (Figura 13b).

O tamanho da malha utilizada no ensaio do corpo do trem de pouso foi de 7mm. A

Tensão Máxima de von Mises foi de von Mises foi de 56,8 kPa, não ocorrendo falha no trem

de pouso (Figura 14).

27


FIGURA 13: Simulação de Carga (a) na Roda e (b) no Eixo

FIGURA 14: Simulação de Carga no Trem de Pouso

Para que ocorresse o sucesso no teste do trem de pouso, este foi projetado se utilizando

uma ferramenta da TRIZ denominada Evolução Direcionada. Esta ferramenta é um conjunto

de perguntas a serem respondidas sobre a história da evolução de um sistema de modo ao

projetista ter informações suficientes para aplicar as Tendências de Evolução.

Tendências de Evolução são caminhos preferenciais que um sistema tende a evoluir.

Foram realizados Brainstormings em ter os integrantes da equipe para se gerar soluções

28


inovadoras para o trem de pouso.

As idéias se basearam no fato de que o trem de pouso deve ter uma boa rolagem e uma

trajetória retilínea na pista, mas ainda ser resistente ao impacto do aeromodelo no momento

do pouso.

Para isto foi escolhido o trem do tipo triciclo, no qual a bequilha e o trem de pouso

principal constituem um só elemento. O material que constitui é um compósito (fibra de vidro

com resina epóxi), como já mostrado na Tabela 02.

A bequilha é fundamental, pois possibilita o avião “manobrar” na pista e, ao mesmo

momento, o avião consegue ter uma corrida retilínea no momento da decolagem ao ser

devidamente fixada.

Uma forma de se obter uma bequilha bem estável e bem fixada, de maneira a não ser

danificada no momento do pouso, foi a principal idéia sugerida durante a aplicação da

Evolução Direcionada: trem de pouso em um só elemento (bequilha + trem de pouso

principal). Obteve-se assim um elemento rígido e que absorve o impacto muito bem. A

bequilha, adicionalmente, teve uma resposta melhor aos comandos.

8.3. DISTRIBUIÇÃO DE CARREGAMENTOS NA ASA

Para a análise estrutural da longarina, utilizou-se a metodologia de cálculo de vigas em

flexão simples. Como referência foi utilizado SHAMES (1983). Abaixo se encontram os

cálculos, conhecendo-se Lf = 187.2 N e CS = 2.5 (FAR-PART 23, 2003).

(22)

)(yFyM máx (23)

29


zz

máxmáx I

cM (24)

4

])2([ 44 trrI ee

zz

(25)

Utilizando-se de t = 1.5mm, máx = 2400 kgf/cm², g = 9,81 m/s² e b = 0.90 m, obteve-

se o raio externo re = 9,51 mm re(adotado) = 9,5 mm.

Para constatar a validade dos cálculos, realizou-se um teste prático de flexão pura, no

qual distribui-se uma carga de 12.5 kg na semi-envergadura da asa, conforme Figura 15.

FIGURA 15: Fotos do Ensaio

30


9. CONCLUSÃO

Ao se realizar testes de vôo com o aeromodelo construído, observou-se que o

aeromodelo foi projetado de modo satisfatório, já que o mesmo conseguiu carregar a carga

útil estipulada e atendeu todos os requisitos de projeto.

Deve-se levar em consideração que, devido às características da competição, tais como

o tempo, não foi possível avaliar todas as características pertinentes a um projeto completo de

aeronaves e vários parâmetros foram analisados de modo empírico.

A equipe se mostrou satisfeita com o empenho de todos os integrantes e de seu

orientador, já que realizou dentro do prazo todas as metas estipuladas em todas as partes do

projeto, quais sejam conceitual, preliminar e detalhado.

Espera-se que na competição o aeromodelo reproduza o que executou até o último

teste de vôo que sucedeu a entrega deste relatório e que os objetivos do projeto SAE

Aerodesign sejam alcançados.

31


REFERÊNCIAS BIBLIOGRÁFICAS

HOUGHTON, E.L. & CARPENTER, P.W. Aerodynamics for Engineering students. Nova

Iorque, EUA: Halsted Press, 1993 (4ª Edição).

FAR-PART23. Airworthiness Standards: Normal, Utility, Acrobatic, and Commuter

Category Airplanes. EUA: Federal Aviation Regulations, 2000.

LENNON, A. RC Model Aircraft Design. EUA: Model Airplane News, 1996.

ROSKAN, J. Airplane Design: Parts I, II, III and V. Kansas, EUA: Roskan Aviation

Engineering, 1997 (1ª Edição).

PINTO, L. S. Aerodinâmica e Desempenho de Aeronaves para Pilotos. Porto Alegre:

1989.

HERPERLE, Martin. Aerodynamics for Model Aircraft < http://mh-aerotools.de/airfoils /in

dex.htm>. Último Acesso em: 20 de Junho de 2004. Alemanha: 2003.

SHAMES, I. H. Introdução à Mecânica dos Sólidos. Rio de Janeiro: Pertence-Hall do

Brasil, 1983.

ZLOTIN, Boris; ZUSMAN, Allá. Directed Evolution: Philosophy, Theory and Practice.

Michigan: Victoria Roza, 1999.

MANN, Darrell. TRIZ: Hands-on Systematic Innovation. Ieper, Belgium: CREAX Press,

2002.

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Equipe Nr.24 - 2Hars - Gráfico de Carga Útil

y = -0,0009x + 7,518

0,0

1,0

2,0

3,0

4,0

5,0

6,0

7,0

8,0

9,0

0 500 1000 1500 2000 2500 3000 3500 4000 4500 5000 5500 6000Altitude h (m)

Car

ga ú

til W

u (k

g)

relatorio 2004 2 hars

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