CENTRO FEDERAL DE EDUCAO TECNOLGICA DO

PARAN

UNIDADE DE CURITIBA

DEPARTAMENTO ACADMICO DE MECNICA

RELATRIO EQUIPE 2 HARS

(EQUIPE 24)

SAE AERO DESIGN 2004

EQUIPE: ALEKSANDAR MILANKOVIC

CLEVERSON KATSUO NAKAZAWA

ELOI LACERDA

FBIO ERNANES CZARNESKI

GUSTAVO SOARES E SILVA

LEANDRO LOURENO VIEIRA DA ROCHA

MARCELO DELATORRE LEDOUX RAMOS

RODRIGO RICETTI COCHA

ROGRIO YOSHINORI MOTOYAMA

THIAGO LEITOLES CORRA

PROFESSOR ORIENTADOR: CLUDIO TAVARES DA SILVA

CURITIBA PARAN 2004

SAE Aerodesign 2004

Equipe 2Hars (24)

CEFET-PR

1

CPIA DO TERMO DE RESPONSABILIDADE

PGINA EM BRANCO PROPOSITADAMENTE. SUBSTITU-LA PELA CPIA DO

TERMO DE RESPONSABILIDADE.

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2

NDICE DE SMBOLOS

EPS POLIESTIRENO EXPANDIDO

TRIZ TEORIA DA SOLUO INVENTIVA DE PROBLEMAS

CG CENTRO DE GRAVIDADE [M]

AR DENSIDADE DO AR [KG/M3]

AR VISCOSIDADE DO AR (PA.S)

LC COEFICIENTE DE SUSTENTAO DO

AEROFLIO

lC COEFICIENTE DE SUSTENTAO DA

ASA

dtotC COEFICIENTE DE ARRASTO

INDUZIDO TOTAL

dC COEFICIENTE DE ARRASTO INDUZIDO

DA ASA

mC COEFICIENTE DE MOMENTO

dpC COEF. DE ARRASTO INDUZIDO DO

PROFUNDOR

dfC COEFICIENTE DE ARRASTO

PARASITA

c CORDA MDIA [M]

rc CORDA NA RAIZ [M]

C T CORDA NA PONTA [M]

sc CORDA DE STENDER [M]

gc CORDA REAL [M]

ec CORDA ELPTICA [M]

UW CARGA TIL [KG]

AW MASSA DO AEROMODELO [KG]

TW MASSA TOTAL [KG]

FW MASSA DO COMBUSTVEL [KG]

T TRAO DA HLICE [N] D FORA DE ARRASTO [N] L FORA DE SUSTENTAO [N] M MOMENTO [N.M] I MOMENTO DE INRCIA [M4] r RAIO [M] t T ESPESSURA [M]

h DISTNCIA, COMPRIMENTO OU ALTITUDE [M]

nh PONTO NEUTRO MANCHE FIXO [M]

oh CENTRO AERODINMICO DA ASA [M]

mh PONTO DE MANOBRA MANCHE FIXO

[M]

S REA DE REFERNCIA [M2]

eS REA TIL DA ASA [M2]

v COEFICIENTE DE VOLUME DE CAUDA HORIZONTAL

a COEFICIENTE AERODINMICO DE ESTABILIDADE

NGULO DE ATAQUE DA ASA NGULO DE DOWNWASH FATOR DE ESTABILIDADE LONGITUDINAL

B ENVERGADURA [M] b SEMI-ENVERGADURA [M]

AR ALONGAMENTO V VELOCIDADE [M/S] n FATOR DE CARGA

AFILAMENTO E MDULO DE ELASTICIDADE [PA]

Y TENSO DE ESCOAMENTO [PA]

R TENSO DE RUPTURA [PA]

max TENSO MXIMA [PA]

NDICES

HT EMPENAGEM HORIZONTAL VT EMPENAGEM VERTICAL

W ASA

F FUSELAGEM TO DECOLAGEM

S ESTOL SEM FLAPES

C CRUZEIRO

D MERGULHO A MANOBRA

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3

NDICE

CPIA DO TERMO DE RESPONSABILIDADE .................................................................... 1

NDICE DE SMBOLOS ........................................................................................................... 2

1. INTRODUO .................................................................................................................. 6

2. METODOLOGIA ............................................................................................................... 7

3. REQUISITOS DE PROJETO ............................................................................................ 8

4. CONCEPO DA AERONAVE ...................................................................................... 9

4.1. Escolha do Aeroflio ......................................................................................................... 9

4.2. Concepo da Asa ............................................................................................................. 9

4.3. Concepo da Empenagem .............................................................................................. 10

4.4. Concepo da Fuselagem ................................................................................................ 11

5. ANLISE AERODINMICA ......................................................................................... 12

5.1. Forma em planta .............................................................................................................. 14

5.2. Consideraes do projeto................................................................................................. 15

5.3. Distribuio de sustentao ............................................................................................. 16

6. ANLISE DE ESTABILIDADE E CONTROLE ........................................................... 18

7. ANLISE DE DESEMPENHO ....................................................................................... 20

7.1. Conjunto Moto-propulsor ................................................................................................ 20

7.2. Distncia de Pouso e Decolagem..................................................................................... 21

7.3. Previso de Carga til ..................................................................................................... 24

8. ANLISE ESTRUTURAL .............................................................................................. 25

8.1. Diagrama V-n .................................................................................................................. 25

8.2. Trem de Pouso ................................................................................................................. 26

8.3. Distribuio de carregamentos na asa ............................................................................. 28

REFERNCIAS BIBLIOGRFICAS ..................................................................................... 31

GRFICO DE CARGA TIL ................................................................................................ 30

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

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

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

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

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

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4

1. INTRODUO

A principal meta da competio SAE Aerodesign 2004 de que estudantes de

engenharia resolvam problemas geralmente encarados por profissionais da indstria

aeronutica. 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 relatrio tem como funo mostrar sucintamente o trabalho da equipe 2Hars no

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

Metodologia seguida, Requisitos de Projeto, Concepo da Aeronave, Anlise Aerodinmica,

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

Concluses.

explanada ainda sobre a inovao da equipe: utilizar a metodologia da TRIZ para

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

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5

2. METODOLOGIA

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

Anlise dos requisitos de projeto;

Anlise dos erros encontrados nos projetos das equipes do CEFET-PR em competies

anteriores;

Anlise dos projetos mais bem sucedidos de outras instituies;

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

Matriz Morfolgica, da ferramenta da TRIZ Anlise de Recursos e de sees de

Brainstorming;

Prtica do projeto detalhado e realizaes de testes em softwares e em um aeromodelo

prottipo, seja de sustentao, de arrasto total, de estabilidade de vo, de carga mxima,

dentre outros;

Reparos e reclculos no projeto detalhado;

Construo do aeromodelo e utilizao da ferramenta da TRIZ Evoluo Direcionada para

a inovao de se utilizar um trem de pouso inteirio;

Realizao de vos com o aeromodelo.

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6

3. REQUISITOS DE PROJETO

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

radio-controlado que faa um vo padro, o qual consiste em decolar em uma distncia

mxima 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 competio e

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

Envergadura Mxima: 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 mnimas): 160 x 130 x 100 (mm3).

Tanque de Combustvel: acessvel.

Carga til: no 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 competio,

quais sejam:

Regularidades nos vos;

Carga til de 7.5 kg (Vide Grfico de Carga til);

Tempo mnimo de retirada de carga do compartimento;

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4. CONCEPO DA AERONAVE

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

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

aeroflio, concepo da asa, concepo da empenagem vertical e horizontal e concepo da

fuselagem.

ESCOLHA DO AEROFLIO

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

eficincia em projetos de Aerodesign anteriores. Analisou-se os perfis Selig1223 e

Epller423, tomando como parmetro de comparao o maxlC e a relao d

l

CC

. Em um

segundo estgio foi verificado a facilidade de construo do perfil da asa e sua robustez.

Atravs dos testes executados e descritos no item Anlise Aerodinmica, optou-se pelo

perfil Eppler423.

CONCEPO DA ASA

A asa de uma aeronave tem como funo primria a gerao de uma fora que

equilibra o peso da aeronave. Seguindo-se este raciocnio, procurou-se uma configurao que

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

equipe inicialmente.

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CONCEPO DA EMPENAGEM

A empenagem tem trs funes: compensao (trim), estabilidade e controle. Isso faz

com que o dimensionamento e a configurao da empenagem tenham grande importncia.

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

grande, gerando uma grande regio de fluxo turbulento (downwash), no seria apropriado se

utilizar uma configurao de empenagem convencional. Isto decorre do fato de que o ngulo

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

O ideal, ento, seria a utilizao de uma configurao em T, porm a empenagem

ganharia peso, sendo necessrio fazer um reforo entre a empenagem horizontal e a vertical.

Logo, adotou-se um misto entre as duas configuraes: configurao em cruz, onde se elevou

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

(5).

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

empenagem:

WW

HTHTHT

Sc

ShC (01)

WW

VTVTVT

Sb

ShC (02)

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

competies: 5,0HTC e 07,0VTC . Resultando-se, portanto, em reas para a empenagem

horizontal e vertical de:

212,0466,1

7395,0.47,0.506,0mSHT (03)

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9

20672,0466,1

7395,0.83,1.07,0mSVT (04)

Com o valor das reas, podem-se determinar as dimenses finais, utilizando-se de uma

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

mSARb HTHTHT 6,012,0.3 (05)

mSARb VTVTHT 24,00672,0.86,0 (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 LC .

CONCEPO DA FUSELAGEM

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

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

avio, assim tendo um centragem correta.

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

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

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

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

de vidro e resina epxi, a qual foi construda utilizando-se de uma tcnica construtiva. Tal

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

TABELA 01: Caractersticas Gerais do Aeromodelo

Envergadura 1.83 m Comprimento do Aeromodelo 2 m

rea Alar 0.73515 m2 Alongamento 4.5

Perfil da Raiz da Asa Eppler 423 Corrida de Decolagem 60.33 m

Autonomia 6min 30s ( plena carga) Carga til 7.5 kg

Peso Total 11 kg Motor O.S. .61 FX

Fatores de Carga Limite +4.40 / 1.76 Corda na Raiz 0.6 m

Deflexo de Aileron: -10 a 20 Deflexo do Leme: -30 a 30

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5. ANLISE AERODINMICA

A anlise aerodinmica do projeto tem grande importncia, visto que esta afeta

diretamente o principal objetivo da competio que carregar a mxima carga possvel.

O primeiro estgio envolveu a escolha do aeroflio a ser utilizado. Os itens analisados

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

comparao das caractersticas dos perfis citados acima. Verifica-se que o perfil Selig1223

tem um maxlC maior, porm ao mesmo tempo possui mC elevado. Isto acarreta em um

aumento na rea do estabilizador.

O perfil Eppler423, por outro lado, possui uma melhor relao d

l

CC

e um traado

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

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

em linguagem Java. Este software utiliza o mtodo dos painis para calcular a distribuio de

velocidade ao longo da superfcie do aeroflio. Adicionalmente, o Javafoil corrige o efeito de

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

O alongamento dado como:

5.4

2

WW

WW AR

S

BAR (07)

Pode-se verificar na Figura 02 que com a restrio de envergadura, obtm-se um

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

uma leve diminuio do lC .

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

FIGURA 02: Grfico Asa Infinita x Asa Real

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

-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 0,35

Cd

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)

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sustentao. Arbitrou-se que no haveria sustentao adicional por parte da fuselagem e que

somente seria considerado a contribuio do arrasto aos clculos.

O arrasto total da forma (com dC e dpC obtidos atravs do Javafoil e dfC obtido

experimentalmente):

dfdpddtot CCCC (08)

FORMA EM PLANTA

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

envergadura e pelos aeroflios utilizados.

Para a definio desses parmetros tomou-se como base a mxima envergadura

permitida e procurou-se maximizar o peso carregado.

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

total e na distncia e velocidade de decolagem (atravs de um somatrio de foras) e tendo

como parmetros fixos o afilamento ( 45.0W ) e a trao da hlice em funo da

velocidade, VfT , considerando a densidade ( AR ) e a viscosidade do ar ( AR ) ao nvel

do mar.

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

configurao que ala vo maior carga paga possvel.

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FIGURA 03: Processo Iterativo para a Definio do Cr

Como resultado, obteve-se mcr 6.0 e 273515.0 mSW . A corda mdia

aerodinmica c , segundo o mtodo grfico descrito por LENON (1996), resultou em

mc 47.0 .

CONSIDERAES DO PROJETO

A forma em planta que prov a melhor relao D

L , segundo ROSKAN (1997), tem

distribuio elptica. Entretanto, uma asa sem enflechamento e sem toro e com afilamento

45.0W possui arrasto induzido muito prximo de uma asa elptica, a qual fornece o

mnimo valor para o arrasto induzido. Esse parmetro foi adotado como premissa.

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

alcana seu valor mximo na regio prxima ponta de asa, local este onde ocorre o incio do

estol. Porm, para o afilamento adotado, observa-se na Figura 04 (a) que a distribuio de lC

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tem pequena variao na regio onde se localiza o valor mximo.

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

variao segundo a figura 04 (b). Foram considerados a toro geomtrica e aerodinmica

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

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

de Sustentao Local x Coordenada ao longo da Envergadura

DISTRIBUIO DE SUSTENTAO

A forma como a fora de sustentao distribuda sobre uma asa finita uma das

questes mais importantes para o calculo de esforos sobre este componente. Esta distribuio

definir a silhueta das distribuies de esforos, bem como o momento fletor e o momento

toror.

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

no incio do sculo XX. Utilizar-se- aqui o Mtodo de Stender, o qual se baseia na hiptese

de que a distribuio de cargas ao longo da envergadura proporcional s reas de uma asa

imaginria. Esta asa tem cordas que so mdia geomtrica das cordas reais de uma asa elptica

de mesma rea e envergadura.

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As Cordas de Stender esto descritas na Equao (09).

egs ccc . (09)

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

Figura 05. Conforme citado anteriormente, admite-se que as sustentaes so proporcionais s

suas cordas. As parcelas de sustentao so escritas como na Equao (10).

LS

SL

s

ii .

(10)

FIGURA 05: Cordas de Referncia de Stender

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6. ANLISE DE ESTABILIDADE E CONTROLE

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

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

equilbrio. Este equilbrio, no qual se encontra o aeromodelo durante o vo, pode ser

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

aeromodelo e facilitando sua pilotagem quando sujeito a esses fenmenos.

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

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

Primeiramente localizar-se- o ponto neutro:

Fn

asa

Lon h

d

d

d

dC

a

vhh

1 (11)

Assim, nh foi localizado a 43,7% da corda mdia aerodinmica, a partir do bordo de

ataque.

J o ponto de manobra expresso pela frmula:

asa

Lnm

d

dCVhh

2 (12)

Sendo que dado pela seguinte frmula:

HTAR

T

hSg

W

(13)

Assim, o ponto de manobra mh est a 74,4% da corda mdia aerodinmica, a partir do

bordo de ataque.

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

confirma-se que o avio estvel longitudinalmente. Isto decorre do fato de que os pontos

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neutros esto localizados atrs do passeio do CG. O aeromodelo apresenta uma margem de

estabilidade mnima de 31% quando o avio estiver com a carga mxima.

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

esses permitam que o aeromodelo se movimente em torno de seus trs eixos de rotao.

Utilizar-se- como dispositivos de controle ailerons, leme de direo e profundor. No ser

utilizado nenhum dispositivo hiper-sustentador.

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

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

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

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

bequilha, e para compensar a guinada adversa, a qual ocorre pela diferena 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 tambm pode auxiliar na

decolagem do aeromodelo.

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7. ANLISE DE DESEMPENHO

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

necessria e conseguir fazer o vo e pousar. Assim, o desempenho o reflexo da concepo

da aeronave, do conjunto moto-propulsor, como tambm da parte aerodinmica.

CONJUNTO MOTO-PROPULSOR

Como j mencionado no item Requisitos de Projeto, a escolha do motor estipulada

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

uma faixa maior de rotaes e a ter, observando competies anteriores, maior confiabilidade.

Aps se ter escolhido o motor, deve-se partir para a escolha da hlice, a qual fator

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

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

os mtodos das ps, conforme HOUGHTON (1993).

FIGURA 06: Grfico Trao x Velocidade

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

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

executou-se um teste esttico em uma bancada de trao. Este teste comprovou a maior trao

da hlice 13 x 6.

0

5

10

15

20

25

30

35

0 5 10 15 20Velocidade [m/s]

Tra

o [N

]

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

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

14,00 X 4,00 @ 10,000rpm

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FIGURA 07: Grfico Potncia Absorvida x Velocidade

DISTNCIA DE POUSO E DECOLAGEM

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

descolamento em solo e subida. Como restrio de projeto, a rolagem em solo no pode

ultrapassar 61m, define-se ento a carga mxima como sendo a maior carga possvel de se

alar vo nesta distncia.

FIGURA 08: O Processo de Decolagem e suas Partes

Segundo Roskan (1997), a velocidade de decolagem (VTO) no deve ser menor que

SV2.1 .

Fazendo-se o somatrio das foras, obtm-se a distncia de decolagem. Esta distncia

foi avaliada considerando o empuxo total fornecido pela hlice em funo da velocidade, o

0

100

200

300

400

500

600

700

0 5 10 15 20Velocidade [m/s]

Po

tn

cia

[W

]

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arrasto induzido total, o arrasto parasita total e a resistncia rolagem do prottipo. O arrasto

total ento dado pela seguinte frmula:

VLWVDVDVTVF tpar (14)

Segundo a mecnica clssica:

saVV (15)

e, como a acelerao dada pela 2 lei de Newton pela relao:

VamVF (16)

tem-se:

TOTO VVDist

dVVF

VmDistdV

Va

Vds

00

.

0

. (17)

Fez-se interpolaes com a ajuda do software MathCad e se chegou concluso de

que a carga mxima total carregada 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

tn

cia

de d

eco

lag

em

[m

]

Distncia Utilizada

Limite de Decolagem

FIGURA 09: Grfico Distncia de Decolagem x Massa

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A velocidade e a distncia de decolagem foram obtidas atravs de clculos, j citados,

tendo como resultado: smVTO /5.17 e mhTO 33.60

Levou-se em considerao na decolagem:

Pista com gradiente constante;

peso constante durante a decolagem;

Cl e Cd constantes;

constante;

variao da velocidade conhecida.

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

independentes, para que o aeromodelo no ultrapassasse a distncia de 122 metros.

Empiricamente, obtiveram-se as distncias de pouso, conforme o grfico da Figura 10.

FIGURA 10: Grfico Distncia de Pouso x Massa Total do Avio (emprico)

O clculo das cargas

FATUUFAT WWWWWWWW (18)

resulta em UW 7.5 kg.

29.148

m

N

S

W

W

T (19)

Considerando o ngulo de instalao da asa no aeromodelo sendo de 3 na raiz.

Distncia de Pouso

0

50

100

150

200

250

0 4 8 12 16

Massa(Kg)

Dis

tn

cia

(m

)

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y = -6E-14x3 + 4E-09x

2 - 0,0001x + 1,2255

0,0

0,2

0,4

0,6

0,8

1,0

1,2

1,4

0 2000 4000 6000 8000 10000 12000

altitude (m)

den

sid

ad

e (

kg

/m)

PREVISO DE CARGA TIL

Para a previso da carga til, foi utilizada a seguinte frmula:

ATOARU WSVhLhW 2

2

1 (20)

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

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

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

equao aproximada.

2255,110104100,6 429314 hhhhAR (21)

Utilizando a equao (20) e a equao (21), tem-se a equao da Carga til (em kg)

em funo da Altitude (em m) descrita pelo Grfico da Carga til.

FIGURA 11: Grfico Densidade do Ar x Altitude

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

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

equipe na competio. Assim, foi necessrio otimizar a retirada da asa e, logo aps, do

compartimento.

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

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

compartimento, foi elaborada uma ala.

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8. ANLISE ESTRUTURAL

DIAGRAMA V-N

O propsito principal do diagrama V-n a determinao das condies de vo para

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

de carga pode depender tanto das rajadas (turbulncias), como tambm, da capacidade de

manobra do avio.

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

sejam: SV , CV , DV e AV . Essas velocidades foram calculadas utilizando critrios da norma

FAR-PART 23 e seus respectivos valores so:

smVS /073.15 ;

smVC /950.31 ;

smVD /056.43 ;

smVA /617.31 .

Os valores obtidos para os limites de fator de carga foram 40.4max n e

76.1min n , tendo como referncia o valor do fator carga adaptado para avies de categoria

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

FIGURA 12: Diagrama V-n

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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, esto listados na forma de tabela (Tabela 02).

TABELA 02: Materiais Utilizados e Propriedades

Pea Material E (GPa) Poisson Y (MPa) R (MPa) Rodas Alumnio 2024-T3 73,1 0,33 345 483

Trem de Pouso Epxi com Fibra de Vidro 45 0,19 1020 1020

Eixos Ao ANSI 1020 200 0,29 331 448

Os ensaios foram realizados considerando-se a condio mais crtica do pouso:

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

velocidade horizontal nula, ou seja, maior impacto;

velocidade vertical igual a 2m/s para baixo;

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

avio com ngulo de ataque de 30;

inclinao lateral 2 (para evitar o contato simultneo de ambas as rodas com o cho).

A carga distribuda 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 Tenso Mxima de

von Mises foi de 69,4 kPa, no ocorrendo a falha da roda (Figura 13a).

O tamanho da malha utilizada no ensaio do eixo foi de 2mm. A Tenso Mxima de

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

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

Tenso Mxima de von Mises foi de von Mises foi de 56,8 kPa, no ocorrendo falha no trem

de pouso (Figura 14).

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

FIGURA 14: Simulao 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 Evoluo Direcionada. Esta ferramenta um conjunto

de perguntas a serem respondidas sobre a histria da evoluo de um sistema de modo ao

projetista ter informaes suficientes para aplicar as Tendncias de Evoluo.

Tendncias de Evoluo so caminhos preferenciais que um sistema tende a evoluir.

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

inovadoras para o trem de pouso.

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

trajetria retilnea 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 s elemento. O material que constitui um compsito (fibra de vidro

com resina epxi), como j mostrado na Tabela 02.

A bequilha fundamental, pois possibilita o avio manobrar na pista e, ao mesmo

momento, o avio consegue ter uma corrida retilnea no momento da decolagem ao ser

devidamente fixada.

Uma forma de se obter uma bequilha bem estvel e bem fixada, de maneira a no ser

danificada no momento do pouso, foi a principal idia sugerida durante a aplicao da

Evoluo Direcionada: trem de pouso em um s elemento (bequilha + trem de pouso

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

bequilha, adicionalmente, teve uma resposta melhor aos comandos.

DISTRIBUIO DE CARREGAMENTOS NA ASA

Para a anlise estrutural da longarina, utilizou-se a metodologia de clculo de vigas em

flexo simples. Como referncia foi utilizado SHAMES (1983). Abaixo se encontram os

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

b b

F dyybb

LVF

0 0

22 (22)

)(yFyMmx (23)

zz

mxmx

I

cM

(24)

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4

])2([ 44 trrI eezz

(25)

Utilizando-se de t = 1.5mm, mx = 2400 kgf/cm, g = 9,81 m/s e b = 0.90 m, obteve-

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

Para constatar a validade dos clculos, realizou-se um teste prtico de flexo pura, no

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

FIGURA 15: Fotos do Ensaio

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9. CONCLUSO

Ao se realizar testes de vo com o aeromodelo construdo, observou-se que o

aeromodelo foi projetado de modo satisfatrio, j que o mesmo conseguiu carregar a carga

til estipulada e atendeu todos os requisitos de projeto.

Deve-se levar em considerao que, devido s caractersticas da competio, tais como

o tempo, no foi possvel avaliar todas as caractersticas pertinentes a um projeto completo de

aeronaves e vrios parmetros foram analisados de modo emprico.

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

orientador, j 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 competio o aeromodelo reproduza o que executou at o ltimo

teste de vo que sucedeu a entrega deste relatrio e que os objetivos do projeto SAE

Aerodesign sejam alcanados.

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REFERNCIAS BIBLIOGRFICAS

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

Iorque, EUA: Halsted Press, 1993 (4 Edio).

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 (1 Edio).

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

1989.

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

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

SHAMES, I. H. Introduo Mecnica dos Slidos. Rio de Janeiro: Pertence-Hall do

Brasil, 1983.

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

Michigan: Victoria Roza, 1999.

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

2002.

Equipe Nr.24 - 2Hars - Grfico de Carga til

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 6000

Altitude h (m)

Car

ga

ti

l W

u (

kg

)