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DEPARTAMENTO DE ENGENHARIA MECÂNICA
CURSO DE GRADUAÇÃO EM ENGENHARIA
AEROESPACIAL
TRABALHO DE CONCLUSÃO DE CURSO
ESTUDO CONCEITUAL DE UM EVTOL
PARA TRANSPORTE URBANO EM MASSA
Paulo Henrique Caires Rocha Varges
Belo Horizonte
2018
Paulo Henrique Caires Rocha Varges
ESTUDO CONCEITUAL DE UM EVTOL
PARA TRANSPORTE URBANO EM MASSA
Trabalho apresentado como requisito parcial para a Conclusão do Curso de
graduação em Engenharia Aeroespacial do Departamento de Engenharia Mecânica
da Universidade Federal de Minas Gerais.
Área de concentração: Projeto de aeronaves.
Orientador: Prof. Eduardo Bauzer Medeiros
DEMEC, UFMG.
Belo Horizonte, Minas Gerais
10 de dezembro de 2018
Agradecimentos
Dedico este trabalho às pessoas que me ajudam a alcançar o sucesso, indo de
fracasso em fracasso sem perder o entusiasmo.
Aos colegas de faculdade que me ajudaram nos dias difíceis, estudando,
consolando, ou mesmo compartilhando dos almoços na universidade, foram tantas
experiências que tive a honra de compartilhar. Obrigado Raquel, Tiago, Daniel,
Thais, Samuel e todos os outros que estiveram comigo, foi um grande orgulho
estudar com vocês.
Aos colegas de trabalho, sempre dispostos a ajudar e a passar seu conhecimento,
foi uma grande honra poder fazer estágio na Embraer com pessoas tão boas e
capacitadas, obrigado Otto, Fred, Alex, Pedro, João, Leo, Rodrigo, Areal e todos de
São José dos Campos que tanto me ajudaram. Obrigado ao pessoal de BHZ,
Pedreiro, Leandro, Fernando, Luana, André, Marina, Mario e todos do escritório
BHZ, vocês foram os melhores colegas que eu poderia ter. Tenho certeza que todo
o conhecimento repassado, as dicas e ensinamentos, vão ser balizadores da minha
vida. Obrigado pela humildade e paciência, espero conseguir reproduzir tudo que me
foi ensinado e me tornar um grande engenheiro, como vocês são!
À minha família que sempre me apoiou e me deu a oportunidade de me dedicar a
uma grande universidade e ao meu curso dos sonhos. Obrigado vó e obrigado tia,
por todo o apoio que sempre me deram.
Finalmente obrigado Luiza, por estar ao meu lado e por ser a melhor namorada, tudo
que faço é para poder viver uma vida feliz ao seu lado, obrigado pela paciência, por
entender todas as noites que fiquei estudando, todas as reclamações e
inseguranças. Você é a minha motivação mais importante!
“Ninguém consegue subir a escada do sucesso sem se dedicar muito, não pensei
em desistir nunca, a palavra desistir quase não existe em meu dicionário”
Ozires Silva
Resumo
Este trabalho tem como objetivo apresentar um estudo conceitual sobre o
anteprojeto de uma aeronave que tenha capacidade de decolagem e pouso vertical,
tenha motorização totalmente elétrica, seja capaz de transportar com segurança
quatro passageiros e possa ser usada para o transporte urbano em massa nas
grandes cidades, com um custo acessível para a população. As etapas desse estudo,
consistem em estudar várias possibilidades e conceitos que possam integrar a
aeronave e no final, apresentar um modelo de aeronave, fazendo alguns cálculos
preliminares sobre a forma em planta, potência requerida, motorização disponível,
estabilidade e mecânica do voo básicas. Também serão analisadas de forma
superficial, as vantagens na operação desse tipo de aeronave e os custos envolvidos
na fabricação e operação da mesma. Ao final do estudo será apresentado um modelo
de aeronave que represente os conceitos estudados e será feita uma análise de
viabilidade, citando os maiores problemas de sua implementação.
Palavras chaves: VTOL, EVTOL, Uber Elevate, propulsão elétrica, estudo conceitual,
projeto de aeronaves, anteprojeto, cálculos preliminares.
Abstract
The objective of this work is to present a conceptual study on the design
of an aircraft that has vertical takeoff and landing capability, is fully electrically powered,
is capable of safely transporting four passenger, can be used for mass urban transport
in large cities and is accessible to the population in terms of cost. Several possibilities
and concepts for the aircraft are studied. Preliminary calculations on the aircraft layout,
required power, available power, stability and flight mechanics of the aircraft are
performed. The advantages in the operation of this type of aircraft and the costs
involved in its manufacture and operation will also be analyzed in a superficial way. At
the end of the study will be presented an aircraft model that represents the concepts
studied and will be made an analysis of the aircraft's feasibility, citing the major
problems of its implementation.
Key words: VTOL, EVTOL, Uber Elevate, electric propulsion, advanced project.
Lista de figuras
Figura 1 Carro voador desenho Jetsons Página 15
Figura 2 Helicóptero de Leonardo Da Vinci Página 19
Figura 3 Primeiro helicóptero controlável desenvolvido Página 19
Figura 4 Primeiro helicóptero produzido em massa Sikorsky Página 20
Figura 5 Primeiro avião elétrico registrado Electravia Página 21
Figura 6 Primeiro avião elétrico brasileiro Sora-e Página 21
Figura 7 F-Helicopter Página 23
Figura 8 BlackFly Página 23
Figura 9 Volocopter Página 24
Figura 10 Zee Aero Página 24
Figura 11 Protótipo 2 Volocopter Página 25
Figura 12 Tier Robinson R.44 Página 25
Figura 13 Lilium-Jet Página 26
Figura 14 Astro AA 360 Página 26
Figura 15 Protótipo 2 Zee Aero Página 27
Figura 16 Kitty Hawk Cora Página 27
Figura 17 Vahana Airbus Página 28
Figura 18 E Hang184 Página 28
Figura 19 Workhorse SureFly Página 29
Figura 20 Comparativo motores aeronáuticos Página 42
Figura 21 Evolução Histórica de densidade energética e do custo
das baterias
Página 43
Figura 22 Materiais constituintes das baterias Página 43
Figura 23 Modelo 1 de Vertiport Página 44
Figura 24 Modelo 2 Vertiport Página 45
Figura 25 Estimativa de uma viagem EVTOL Página 47
Figura 26 Certificação e tipologia do projeto Página 49
Figura 27 Desconforto de acordo com ruído em decibel Página 50
Figura 28 Desenho em vista superior da aeronave Página 53
Figura 29 Desenho em vista frontal da aeronave Página 54
Figura 30 Desenho em vista lateral da aeronave Página 54
Figura 31 Requisitos de conforto ANAC Página 56
Figura 32 Simulação CFD de uma fuselagem curta Página 57
Figura 33 Características de perfis NACA série 6 Página 64
Figura 34 Características de perfis Wortmann Página 64
Figura 35 Características de perfis HQ Página 65
Figura 36 Perfil NACA 65 (2) 415 Página 65
Figura 37 Perfil NACA 65 (2) 415 - Gráfico cl x cd e cl x Alpha Página 66
Figura 38 Perfil NACA 65 (2) 415 - Gráfico cl_cd x Alpha e cd x Alpha Página 66
Figura 39 Perfil NACA 65 (2) 415 - Gráfico cm x Alpha Página 67
Figura 40 Esboço das empenagens Página 71
Figura 41 Perfil NACA 64 (t) 012 Página 72
Figura 42 Perfil NACA 64 (t) 012 - Gráfico cl x cd e cd x Alpha Página 72
Figura 43 Perfil NACA 64 (t) 012 - Gráfico cl_cd x Alpha e cd x Alpha Página 73
Figura 44 Perfil NACA 64 (t) 012 - Gráfico cm x Alpha Página 73
Figura 45 Pack de baterias Oxis Energy Página 86
Figura 46 Bonde elétrico preso a fio Página 87
Lista de Gráficos
Gráfico 1 Comprimento da fuselagem Página 33
Gráfico 2 Altura da fuselagem Página 33
Gráfico 3 Envergadura da asa Página 34
Gráfico 4 Área da asa Página 34
Gráfico 5 Peso vazio Página 35
Gráfico 6 Peso máximo de decolagem Página 36
Gráfico 7 Alcance das aeronaves Página 37
Gráfico 8 Teto de operação Página 37
Gráfico 9 Velocidade de cruzeiro Página 38
Gráfico 10 Potência total requerida em Hp Página 39
Gráfico 11 Densidade (Hp/m²) Página 39
Gráfico 12 Carregamento de disco (kg/m²) Página 40
Gráfico 13 Missão típica Página 51
Gráfico 14 Alcance missão típica Página 51
Gráfico 15 Representação do comprimento na tabela comparativa Página 55
Gráfico 16 Comparação da altura da aeronave Página 58
Gráfico 17 Comparação peso máximo de decolagem Página 59
Gráfico 18 Comparação carga útil Página 60
Gráfico 19 Comparação área de asa Página 60
Gráfico 20 Comparativo de velocidade da aeronave Página 61
Gráfico 21 Carga na asa Página 76
Gráfico 22 Relação potência hover por peso Página 78
Gráfico 23 Carregamento de disco Página 79
Gráfico 24 Exemplo de mapa de eficiências das hélices Página 81
Lista de Tabelas
Tabela 1 Compilação de dados de aeronaves relevantes Página 31
Tabela 2 Aeronaves selecionadas para tabela comparativa de
dimensões
Página 32
Tabela 3 Aeronaves selecionadas para tabela comparativa de
pesos
Página 35
Tabela 4 Aeronaves selecionadas para tabela de desempenho Página 36
Tabela 5 Aeronaves selecionadas para tabela de propulsão Página 38
Tabela 6 Quantidade de acidentes no EUA 2017 Página 46
Tabela 7 Graus de autonomia em voo Página 48
Tabela 8 Dados da asa CEA-ELEVATE Página 75
Tabela 9 Dados aileron CEA-ELEVATE Página 75
Tabela 10 Dados empenagem horizontal CEA-ELEVATE Página 76
Tabela 11 Dados empenagem vertical CEA-ELEVATE Página 76
Tabela 12 Comparação de potência de hover calculadas para
helicópteros
Página 78
Tabela 13 Comparação de motores elétricos Página 80
Tabela 14 Especificações Oxis Energy Página 82
Lista de abreviaturas e siglas
EVTOL Electric Vertical Takeoff and Landing
STOL Short Takeoff and Landing
VTOL Vertical Takeoff and Landing
NASA National Aeronautics and Space
Administration
CFD Computational Fluid Dynamics
CAD Computer Aided Design
NACA National Advisory Committee for Aeronautics
Hp Horse power
kW Quilowatt
P Potência
ft Pé
kW/h Quilowatt / hora
Wh/l Watt hora / litro
dB Decibel
VT Vertical tail
K Kelvin
kg/m² Quilograma / metro quadrado
Cl Coeficiente de sustentação
AR Alongamento
b Envergadura
cmg Corda média geométrica
cma Corda media aerodinâmica
Re Número de Reynolds
Cd Coeficiente de arrasto
Cm Coeficiente de momento
𝛼 Ângulo de ataque
L/D Sustentação / arrasto
CG Centro de gravidade
CA Centro aerodinâmico
VHT Volume de cauda empenagem horizontal
LHT Distância do CA da empenagem horizontal ao
CG
SHT Área empenagem horizontal
VVT Volume de cauda da empenagem vertical
LVT Distância do CA da empenagem vertical ao CG
SVT Área da empenagem vertical
S Área da asa
b_ail Envergadura do aileron
𝜌 Densidade
Ap Área de disco
Cp Coeficiente de pressão
Wh/kg Watt-hora/ quilograma
g gravidade
MTOW Peso máximo decolagem
µ Viscosidade dinâmica
Cl_máx Coeficiente de sustentação máximo
Sumário
1 - Introdução ....................................................................................................... 15
1.1 Objetivo ........................................................................................................ 17
1.2. Justificativa ................................................................................................... 17
2 – Revisão Bibliográfica ........................................................................................ 18
2.1. Introdução ................................................................................................... 18
2.2. Histórico ....................................................................................................... 18
3 - Metodologia de projeto .................................................................................. 30
3.1 Tabela Comparativa ..................................................................................... 30
3.2 Dimensões ....................................................................................................... 32
3.2.1 Análise do comprimento da fuselagem ..................................................... 33
3.2.2 Análise da altura da fuselagem ................................................................. 33
3.2.3 Análise da envergadura ............................................................................ 34
3.2.4 Análise da área da asa ............................................................................. 34
3.3 Comparativo Pesos ...................................................................................... 35
3.3.1 Peso vazio ................................................................................................ 35
3.3.2 Análise peso máximo de decolagem ........................................................ 36
3.4 Tabela Comparativa Desempenho ............................................................... 36
3.4.1 Análise do alcance .................................................................................... 37
3.4.2 Análise do teto de operação ..................................................................... 37
3.4.3 Análise da velocidade de cruzeiro ............................................................ 38
3.5 Propulsão ..................................................................................................... 38
3.5.1 Análise da potência total instalada ............................................................ 39
3.5.2 Análise da densidade de potência pela área de disco .............................. 39
3.5.3 Análise do carregamento de disco ............................................................ 40
3.6 Especificações e requisitos .......................................................................... 40
3.6.1 Propulsão elétrica ..................................................................................... 40
3.6.2 Decolagem e pouso verticais .................................................................... 44
3.6.3 Requisitos de segurança........................................................................... 45
3.6.4 Requisitos de desempenho ....................................................................... 46
3.6.5 Requisitos de autonomia........................................................................... 47
3.6.6 Especificações sobre a certificação e valores investidos .......................... 48
3.6.7 Requisitos sobre ruídos ............................................................................ 49
3.7 Missões típicas ............................................................................................. 50
4 Resultados e discussões ................................................................................. 52
4.1 Anteprojeto ................................................................................................... 52
4.1.1 Simplicidade .............................................................................................. 52
4.1.2 Menor custo .............................................................................................. 52
4.1.3 Segurança Operacional ............................................................................ 53
4.2 Desenho em planta ...................................................................................... 53
4.3 Características da aeronave ........................................................................ 55
4.3.1 Dimensões da fuselagem.......................................................................... 55
4.3.2 Dimensões da Asa .................................................................................... 58
4.3.3 Dimensões das empenagens .................................................................... 68
4.3.4 Dimensões do aileron ............................................................................... 74
4.3.5 Dimensões do trem de pouso ................................................................... 74
4.4 Tabelas de dados da aeronave .................................................................... 75
4.4.1 Dados da asa ............................................................................................ 75
4.4.2 Dados do aileron ....................................................................................... 75
4.4.3 Dados da empenagem horizontal ............................................................. 76
4.4.4 Dados da empenagem vertical ................................................................. 76
4.5 Propulsão ..................................................................................................... 77
4.5.1 Motores Verticais ...................................................................................... 77
4.5.2 Motores horizontais ................................................................................... 83
4.5.3 Considerações sobre os resultados de motores ....................................... 84
4.5.4 Baterias ..................................................................................................... 85
4.6 Considerações finais do anteprojeto ............................................................ 87
4.6.1 Rede de fios entre os vertiports ................................................................ 87
4.6.2 Carregamento por indução ....................................................................... 88
5 Conclusão ......................................................................................................... 89
6 Trabalhos futuros ............................................................................................. 90
7 Referências ....................................................................................................... 91
15
1 - Introdução
Segundo dados do governo de São Paulo, em pesquisa encomendada ao
Jornal Estado de São Paulo em 2016 (fonte: Estadão), os paulistas perdem cerca de
duas horas por dia em média no trânsito. Esse problema vem crescendo nos últimos
anos e é apontado como um dos grandes vilões da qualidade de vida na sociedade
atual. Se cada vez mais pessoas necessitam de se locomover e os espaços para a
infraestrutura urbana são limitados, uma solução possível para o transporte urbano
em massa, pode ser aérea. Esse é o futuro que os filmes antigos imaginavam, um
futuro onde os carros voadores sejam responsáveis pelo transporte em massa dentro
das cidades.
Figura 1 - Carro voador desenho Jetsons
FONTE: (Foto: Reprodução/Slashgear)
O sonho, apesar de futurístico, pode ser uma realidade plausível. Os últimos
desenvolvimentos no setor de baterias elétricas com alta capacidade específica,
motores elétricos cada vez mais confiáveis e econômicos, aliados a um alto grau de
evolução tecnológica da indústria aeroespacial mundial, apontam para um
amadurecimento suficiente para a implementação desse tipo de transporte.
16
A motivação deste estudo é analisar diversos conceitos relevantes na
implementação de um veículo EVTOL, fazendo um estudo conceitual das vantagens
e desvantagens, analisando outros projetos que sigam a mesma ideia e finalmente
propondo um modelo que possa ser construído em um futuro próximo.
Os helicópteros já conseguem mostrar as funcionalidades de uma decolagem
vertical, mas têm alto custo e são ruidosos, de modo que acabam gerando várias
restrições à sua operação, o que acaba inviabilizando seu uso para a população
comum.
Para analisar o custo, temos que partir da premissa que veículos de decolagem
vertical são mais complexos que carros comuns, isso fará com que sejam mais caros
que os modelos de carros populares atuais, porém cada usuário ter seu próprio veículo
talvez não seja o ideal, devido à baixa taxa de utilização dos veículos de uso de um
único dono, o que tende a ser ineficaz.
Graças à presença de empresas de aplicativos móveis de transporte, onde se
destaca a Uber, podemos imaginar no futuro, que os veículos de transporte urbano
possam ter um uso compartilhado eficiente. Hoje com os veículos da Uber, por
exemplo, o usuário do serviço não precisa possuir um veículo para usufruir do seu
serviço de transporte, pois um mesmo veículo pode ser utilizado por várias pessoas,
o que dilui o seu preço e justifica um produto com maior custo.
Um veículo EVTOL totalmente elétrico teria diversas vantagens, com um
controle de tráfico eficiente, como o que ocorre hoje na cidade de São Paulo com a
frota de helicópteros, só que com mais corredores bem definidos. Seria possível
diminuir as distâncias das viagens, pois tal veículo poderia seguir uma rota com menos
desvios entre sua partida e destino. Evitando problemas com trânsito, pois poderiam
coexistir várias rotas possíveis, alterando a altitude de cada uma das aeronaves em
trânsito, de acordo com o trecho.
Os motores elétricos não gerariam poluição em forma de gás carbônico e
fuligem como os motores dos carros populares atuais, melhorando a qualidade do ar
e diminuindo a incidência de doenças respiratórias nas grandes cidades. Veículos
voando entre suas rotas programadas, poderiam voar em sua velocidade de cruzeiro
que seria substancialmente maior, que a dos veículos terrestres. O fato de seguir um
destino mais retilíneo, agregado a uma velocidade de translado maior, diminuiria muito
o tempo de trajeto, melhorando a qualidade de vida do usuário.
17
Por serem veículos construídos seguindo novas normas mais severas de
produção e com grau de maturidade tecnológica, o risco de acidentes e o número de
vítimas fatais poderia diminuir, em comparação com os números dos carros populares
atuais.
1.1 Objetivo
1.1.1 Objetivo geral
O objetivo geral desse estudo é fazer um estudo conceitual sobre a
implementação de um EVTOL, apresentando um projeto preliminar básico de um
veículo e discutindo sobre as maiores dificuldades para sua implantação e concepção.
1.1.2 Objetivos específicos
a) Avaliar a viabilidade do cumprimento dos requisitos de projeto;
b) Identificar os fatores positivos para a implementação do projeto;
c) Elaborar um modelo com os cálculos preliminares do EVTOL;
d) Identificar os maiores desafios para a concepção de um veículo EVTOL
1.2. Justificativa
O estudo conceitual e anteprojeto são os primeiros passos para a construção de
uma aeronave. Os cálculos básicos visam atender a alguns requisitos que nascem de
acordo com a necessidade do mercado. O desafio é mostrar que um projeto que
atende aquelas expectativas pode ser considerado viável e também se existe
maturidade tecnológica e quantidade de mão de obra disponível para conceber um
novo produto.
O anteprojeto dessa aeronave, caso seja possível a implementação de uma
aeronave EVTOL de transporte urbano, poderá revolucionar toda a rede de
transportes mundiais. Gerando melhor qualidade de vida ao usuário, desenvolvimento
para a sociedade e segurança no transporte urbano em massa.
18
2 – Revisão Bibliográfica
2.1. Introdução
O estudo apresentado irá utilizar como metodologia de projeto a tese de
doutorado “Uma Metodologia para o Desenvolvimento de Projeto de Aeronaves Leves
Subsônicas”, de autoria do Prof. Cláudio Pinto de Barros, 2000. A tese, porém, se
baseia em todas as grandes literaturas sobre projeto de aeronaves no mundo, sendo
alicerçada em estudos e artigos desenvolvidos no Centro de Estudos Aeronáuticos da
UFMG. Também foram utilizadas na concepção do projeto as notas de aula do curso
de Engenharia Aeroespacial na UFMG.
Devido ao trabalho de Barros (2000) se tratar de uma tese que não foi
desenvolvida para aeronaves EVTOL, algumas etapas serão adaptadas, sendo
usadas metodologias de outros autores como Roskam (1997).
2.2. Histórico
A tecnologia EVTOL mistura duas ciências de fronteira da tecnologia e de
grandes desafios, a decolagem e pouso verticais e o uso de uma nova matriz
energética propulsiva, a própria energia elétrica.
a) Helicóptero
O sonho de voar e decolar verticalmente começou inicialmente com a invenção
do helicóptero. A primeira proposta de algo próximo ao helicóptero nasceu de
Leonardo da Vinci, ainda no século XV.
19
Figura 2 - Helicóptero de Leonardo da Vinci
Fonte: Leonardo da Vinci helicopter [Domínio público]
Existiu um hiato entre o projeto de Leonardo da Vinci e a invenção do primeiro
helicóptero. No início do século XX, vários nomes se destacaram entre eles Louis
Breguet, Juan de La Cierva, Émile Berliner e sendo Paulo Cornu o primeiro a
conseguir um voo bem-sucedido e registrado de helicóptero em 1907. Entre 1920 e
1926 o argentino Raul Panteras fez vários desenvolvimentos sobre o ajuste angular
das pás para melhorar o controle dos helicópteros, porém o primeiro voo de um
helicóptero completamente controlável foi feito por Hanna Reitsch em 1937,
conduzindo um Focke-Wulf Fw61.
Figura 3 - Primeiro helicóptero controlável desenvolvido
Fonte: Desconhecido [Domínio público]
20
No início de 1940 Igor Sikorsky fez o primeiro helicóptero anfíbio e em 1946 foi
lançada a primeira produção em massa do Bell 47B, que comportava 2 pessoas e
atingia 140 km/h.
Figura 4 - Primeiro helicóptero produzido em massa Sikorsky
Fonte: Desconhecido [Domínio público]
O helicóptero devido a sua capacidade de decolagem vertical e sua alta
velocidade, comparada aos veículos terrestres, traziam diversas vantagens para esse
tipo de aparelho, permanecendo o alto consumo de combustível, baixa eficiência e o
elevado ruído produzido como seus principais problemas.
b) Aviões elétricos
O uso da energia elétrica em aeronaves começou no longínquo ano de 1885,
quando Gaston Tissandier usou um motor elétrico para impulsionar e controlar um
dirigível. No ano de 1886 dois inventores Charles Renard e Arthur Krebs também
usaram motores elétricos similares no dirigível La France. O uso em aeronaves de
asa fixa data de 1957. Somente em 1973 foi implementada uma conversão do
motoplanador Brditschka HB-3 para que pudesse ser propelido por motores elétricos.
Em 2007 aconteceu o primeiro simpósio de aeronaves elétricas em São Francisco
onde a primeira aeronave elétrica registrada, o Electravia BL1E, fez seu voo inaugural
naquele mesmo ano.
21
Figura 5 - Primeiro avião elétrico registrado Electravia
Fonte: Desconhecido [Domínio público]
No ano de 2015 foi desenvolvido o primeiro avião elétrico brasileiro. O projeto Sora foi
financiado pela usina de Itaipu e foi inspirado em um projeto do professor Cláudio
Barros, cuja tese norteia este estudo.
Figura 6 - Primeiro avião elétrico brasileiro Sora-e
Fonte: ACS Aviation, 2015
22
c) EVTOL
Baseado na tecnologia de decolagem e pouso vertical dos helicópteros e
também no uso da energia elétrica como fonte propulsiva, surgiu a categoria de
aeronaves EVTOL.
Num contexto atual de inovação, onde a empresa Tesla (fabricante de carros
elétricos) cresce com o objetivo de revolucionar o transporte urbano mundial, que hoje
é baseado no uso de veículos que usam combustível fóssil, propondo produzir
somente veículos totalmente elétricos. No qual as empresas de táxi por aplicativos,
têm se consolidado como provedoras do transporte urbano, por exemplo a Uber,
identificamos mudanças no transporte urbano significativas.
Vários fabricantes da indústria aeronáutica global trabalham, seguindo um
convite da Uber para tornar o uso da propulsão elétrica e dos veículos com decolagem
vertical, uma possibilidade possível para o futuro. Sobre a propulsão elétrica, em artigo
publicado na Aero Magazine, Ernesto Klotzel (2015) afirma que o futuro da aviação
passará pelo uso híbrido da energia elétrica, já sendo possível na atualidade, a sua
aplicação para aviação experimental, de instrução e de lazer. Porém, devido à baixa
autonomia característica da propulsão elétrica (devido as baterias não serem
suficientemente eficientes) é de se esperar que o uso em grandes aeronaves, só seja
possível, através do aumento da capacidade das baterias em armazenar energia.
O desafio das aeronaves EVTOL consiste em unir duas grandes tecnologias
para ter um produto que consiga incorporar as vantagens de ambas. Existe um
movimento fomentado pela Uber, para que sejam projetados veículos EVTOL que
possam ser usados pela empresa, para suprir a necessidade de transporte urbano
nas grandes cidades.
Atualmente, apesar de não termos um modelo comercial em operação, existem
várias propostas de EVTOL que serão elencadas a seguir.
Fazendo uma linha do tempo, começamos com o primeiro projeto em agosto
de 2011, o F-Helicopter.
23
Figura 7 - F-Helicopter
Fonte: evtol.news/aircraft/solution-f/
Naquele mesmo ano em 5 de outubro, aconteceu o primeiro voo do BlackFly
Figura 8 - BlackFly
Fonte: evtol.news/aircraft/opener-blackfly/
No mês de outubro dia 11, aconteceu o primeiro voo do Volocopter.
24
Figura 9 - Volocopter
Fonte: evtol.news/aircraft/volocopter-vc1-vc2/
E finalmente em dezembro de 2011, o primeiro voo do Zee Aero.
Figura 10 - Zee Aero
Fonte: evtol.news/aircraft/zee-aero/
Já em novembro de 2013, a Volocopter desenvolve um novo protótipo e ele
realiza seu primeiro voo.
25
Figura 11 - Protótipo 2 Volocopter
Fonte: evtol.news/aircraft/volocopter/
Em setembro de 2016, a Robinson desenvolve um helicóptero elétrico Tier
Robinson R-44
Figura 12 - Tier Robinson R-44
Fonte: evtol.news/aircraft/tier-1-robinson-r44/
Já em abril de 2017, a Alemã Lilium desenvolve seu primeiro protótipo Lilium-
Jet
26
Figura 13 - Lilium-Jet
Fonte: evtol.news/aircraft/lilium/
Em maio de 2017, o primeiro voo do Astro AA360
Figura 14 - Astro AA360
Fonte: evtol.news/aircraft/passenger-drone/
Em 1 agosto de 2017, o segundo protótipo Zee Aero.
27
Figura 15 - Protótipo 2 Zee Aero
Fonte: evtol.news/aircraft/zee-aero/
Em novembro de 2017, voa o primeiro protótipo Kitty Hawk Cora
Figura 16 - Kitty Hawk Cora
Fonte: evtol.news/aircraft/kitty-hawk-cora/
Já no ano de 2018 em 1 de janeiro, voa o primeiro protótipo da Vahana, uma
subsidiária da Airbus
28
Figura 17 – Vahana Airbus
Fonte: evtol.news/aircraft/a3-by-airbus/
Em fevereiro de 2018, voa o primeiro protótipo asiático dessa lista, o chinês
EHang 184
Figura 18 - E Hang 184
Fonte: evtol.news/aircraft/ehang/
Finalmente a lista de protótipos que já voaram apresentados, termina com o
Workhorse SureFly.
29
Figura 19 - Workhorse SureFly
Fonte: evtol.news/aircraft/workhorse/
Todos esses protótipos apresentados já voaram e lideram as pesquisas para o
desenvolvimento de um veículo EVTOL. Grandes empresas aeronáuticas
apresentaram propostas e projetos e nos próximos anos vários outros protótipos
deverão realizar seus primeiros voos. Gigantes da aviação como Embraer, Boeing e
Airbus deverão expor seus projetos em uma feira em Dubai no ano de 2020,
patrocinada pela Uber. A feira chamada de Uber Elevate, promete iniciar a
comercialização e uso desses veículos no transporte urbano.
30
3 - Metodologia de projeto
3.1 Tabela Comparativa
Segundo Barros (2000), o desenvolvimento de uma aeronave é influenciado
pelas características e desempenho dos aviões existentes disponíveis. O projeto de
uma aeronave não acontece a partir do vazio, mas sim da observação detalhada das
melhores aeronaves existentes na categoria em que se iniciará o projeto. Uma boa
forma de começar um projeto é por meio da elaboração de tabelas comparativas, onde
constam as características básicas de tais aeronaves. Isto é essencial para o correto
direcionamento do projeto e para análises de resultados.
Por ser uma tecnologia de vanguarda, existem poucos dados confiáveis de
EVTOLs. Serão então comparados helicópteros, drones e até mesmo aviões comuns,
para analisar as similaridades inerentes aos projetos, observando que o EVTOL é uma
junção da tecnologia dos aviões elétricos e dos helicópteros. Logo teremos dados que
poderão ser usados para comparação, desde que observada as similaridades e
diferenças características de cada projeto.
Através da construção de uma tabela podemos estimar dados, não havendo
necessidade de se prender a uma simples média dos valores da tabela, mas sim
usarmos as tabelas como comparação, perceber tendências e até mesmo
implementar extrapolações que visem a excelência de uma aeronave.
Para criar as tabelas comparativas foram analisadas 26 aeronaves diferentes,
cada uma com uma especificidade que a torna importante nesse estudo.
As 26 aeronaves, foram divididas em 6 grupos: as de empuxo vetorado, que
tem a possibilidade de modificar a posição e ângulo dos seus propulsores para criar
sustentação; as de empuxo por função, que tem propulsores verticais para a fase de
hover e outros propulsores para o translado em cruzeiro; helicópteros; drones; aviões
elétricos e aviões a combustão de pequeno porte.
31
Tabela 1 - Compilação de dados de aeronaves relevantes
Fonte: Autoria própria
EVTOL Modelo Passageiros Ano 1° voo Fuselagem (m) Altura (m) Area de asa (m²) Envergadura (m) Peso vazio (kg) Máx Peso decolagem (kg) Carga útil (kg) Alcance (km) Altitude (ft) Vel_cruzeiro (km/h) Propulsores Potência (hp) Energia
Empuxo vetorado Vahana Alpha 1 2018 5,7 2,81 6,25 5,7 475 815 90 60 5000 200 8 8x60 elétrica/baterias
Vahana Beta 2 2018 5,86 2,81 6,25 5,7 475 815 200 100 10000 230 8 8x60 elétrica/baterias
aeroG aG-4 12 - 12,53 5,34 14,79 - - - - - - - 4 2x1000 elétrica/baterias
AirspaceX MOBi 2 - 9 3 12 - 200 104 240 6 - elétrica/baterias
Bartini 4 - 5,2 1,7 - - - - 400 150 3000 300 4 - 200Wh/kg-700Wh/kg(64kWh)
HopFlyt Venturi 4 - 7 8 - 185 222 8 - elétrica/baterias
Jetoptera - - - - - - - 907 181 322 15000 322 6 - elétrica/baterias
Lilium 2 2017 - - - 440 640 200 300 36 - elétrica/baterias
BlackFly 1 2016 4 1,88 - - 140,6 - 90,7 32 8 - combustão
Trifan 600 6 - 11,8 - 11,5 - 2404 816 1060 29000 555 3 - combustão
Empuxo por função Aurora eVTOL 2 2018 8 - 8 8 575 800 225 180 - - elétrica/baterias
Embraer-X 6 - - - - - - - - - - - - - elétrico
Flexcraft 9 - - - - - 1814 3239 1000 926 - - combustão
Kitty Hawk 2 - - - 11 - - - 181 100 3000 333 12 - elétrico
TF-2 4 - - - - - 4080 500 230 - elétrico
Helicopteros Robinson R-44 4 1990 8,96 3,28 - - 658 1134 340 560 14000 200 1 245 combustão
Helibras Esquilo 6 1974 10,93 3,14 - - 1174 2250 600 662 15000 200 1 847 combustão
Agusta westland AE 109 7 1971 11,44 3,5 - - 1590 2850 800 932 - 285 2 2x 561 combustão
Bell 429 8 2017 11,13 3,48 - - 2007 3175 722 20000 285 1 1100 combustão
Drones Phantom 3 pro - - - - - - - 1,2 - 2 30 50 1 elétrica/baterias
Phantom 4 pro - - - - - - - 1,3 - 7 30 72 1 elétrica/baterias
Inspire 2 - - - - - - - 2,8 - 7 30 94 1 elétrica/baterias
Spark - - - - - - - 0,3 - 0,09 30 50 1 elétrica/baterias
Aviões elétricos Sora-e 1 2016 6,5 1,8 9,3 8,5 445 600 - 142 12500 190 1 94 elétrica/baterias
Aviões a combustão Paulistinha 2 1941 6,76 2,08 10,6 434 750 187 2000 137 1 103 combustão
Cessna 350 4 2000 7,67 2,74 13 11 1000 1500 420 2000 18000 300 1 310 combustão
32
Para que possamos apresentar os dados de uma forma mais organizada, foram
separadas as análises por características da aeronave, sendo traçados alguns
gráficos com a finalidade de entender as variações dentro do parâmetro analisado,
usando para comparação a capacidade de passageiros da aeronave.
A primeira análise realizada, será das principais dimensões da aeronave
conforme o número de passageiros, afinal vamos nos basear na quantidade de
passageiros para definir as dimensões. Para tal serão separados alguns aviões com
os dados mais adequados.
3.2 Dimensões
Tabela 2 - Aeronaves selecionadas para tabela comparativa de dimensões
Fonte: Autoria própria
A partir da tabela, iremos dividir a análise parte a parte da geometria da
aeronave. Serão montados gráficos, que mostram a evolução do parâmetro
analisado, de acordo com o aumento do número de passageiros que a aeronave
transporta.
Modelo Passageiros Fuselagem (m) Altura (m) Area de asa (m²) Envergadura (m)
Empuxo vetorado Vahana Alpha 1 5,7 2,81 6,25 5,7
Vahana Beta 2 5,86 2,81 6,25 5,7
aeroG aG-4 12 12,53 5,34 14,79 -
AirspaceX MOBi 2 9 3 - 12
Bartini 4 5,2 1,7 - -
HopFlyt Venturi 4 7 - 8 -
BlackFly 1 4 1,88 - -
Trifan 600 6 11,8 - 11,5 -
Empuxo por função Aurora eVTOL 2 8 - 8 8
Helicopteros Robinson R-44 4 8,96 3,28 - -
Helibras Esquilo 6 10,93 3,14 - -
Agusta westland AE 109 7 11,44 3,5 - -
Bell 429 8 11,13 3,48 - -
Aviões elétricos Sora-e 1 6,5 1,8 9,3 8,5
Aviões a combustão Paulistinha 2 6,76 2,08 - 10,6
Cessna 350 4 7,67 2,74 13 11
Tabela Dimensões externas
33
3.2.1 Análise do comprimento da fuselagem
Gráfico 1 - Comprimento da fuselagem
Fonte: Autoria própria
3.2.2 Análise da altura da fuselagem
Gráfico 2 - Altura da fuselagem
Fonte: Autoria própria
4,5
5,5
6,5
7,5
8,5
9,5
10,5
11,5
12,5
13,5
0 2 4 6 8 10 12 14
Co
mp
rim
en
to F
use
lage
m (
m)
N° passageiros
Comparação de número de passageiros com comprimento da fuselagem
Empuxo vetorado Empuxo por função Helicopteros Aviões elétricos Aviões a combustão
0
1
2
3
4
5
6
0 2 4 6 8 10 12 14
Alt
ura
Fu
sela
gem
(m
)
N° passageiros
Comparação de número de passageiros com altura da fuselagem
Empuxo vetorado Helicopteros Aviões elétricos Aviões a combustão
34
3.2.3 Análise da envergadura
Gráfico 3 - Envergadura da asa
Fonte: Autoria própria
3.2.4 Análise da área da asa
Gráfico 4 - Área da asa
Fonte: Autoria própria
0
2
4
6
8
10
12
14
0 0,5 1 1,5 2 2,5 3 3,5 4 4,5
Enve
rgad
ura
(m)
N° passageiros
Comparação de número de passageiros com envergadura da asa
Empuxo vetorado Aviões elétricos Aviões a combustão Empuxo por função
5
6
7
8
9
10
11
12
13
14
15
0 2 4 6 8 10 12 14
Áre
a d
e a
sa (
m²)
N° passageiros
Comparação de número de passageiros com área de asa
Empuxo vetorado Aviões elétricos Aviões a combustão Empuxo por função
35
3.3 Comparativo Pesos
Tabela 3 - Aeronaves selecionadas para tabela comparativa de pesos
Fonte: Autoria própria
3.3.1 Peso vazio
Gráfico 5 - Peso vazio
Fonte: Autoria própria
EVTOL
Modelo Passageiros Peso vazio (kg) Máx Peso decolagem (kg)
Empuxo vetorado Vahana Alpha 1 475 815
Vahana Beta 2 475 815
Lilium 2 440 640
Empuxo por função Aurora eVTOL 2 575 800
Flexcraft 9 1814 3239
Helicopteros Robinson R-44 4 658 1134
Helibras Esquilo 6 1174 2250
Agusta westland AE 109 7 1590 2850
Bell 429 8 2007 3175
Aviões elétricos Sora-e 1 445 600
Aviões a combustão Paulistinha 2 434 750
Cessna 350 4 1000 1500
0
500
1000
1500
2000
2500
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
Pe
so v
azio
(kg
)
n° passageiros
Peso Vazio x Passageiros
Empuxo vetorado Empuxo por função Helicopteros Aviões elétricos Aviões a combustão
36
3.3.2 Análise peso máximo de decolagem
Gráfico 6 - Peso máximo de decolagem
Fonte: Autoria própria
3.4 Tabela Comparativa Desempenho
Tabela 4 - Aeronaves selecionadas para tabela de desempenho
Fonte: Autoria própria
0
500
1000
1500
2000
2500
3000
3500
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
Pe
so (
kg)
n° passageiros
Peso máx decolagem x Passageiros
Empuxo vetorado Empuxo por função Helicopteros Aviões elétricos Aviões a combustão
Modelo Passageiros Alcance (km) Altitude (ft) Vel_cruzeiro (km/h)
Empuxo vetorado Vahana Alpha 1 60 5000 200
Vahana Beta 2 100 10000 230
AirspaceX MOBi 2 104 240
Bartini 4 150 3000 300
HopFlyt Venturi 4 185 222
Trifan 600 6 1060 29000 555
Empuxo por função Aurora eVTOL 2 180
Kitty Hawk 2 100 3000 333
Helicopteros Robinson R-44 4 560 14000 200
Helibras Esquilo 6 662 15000 200
Agusta westland AE 109 7 932 - 285
Bell 429 8 722 20000 285
Drones Phantom 3 pro 0 2 30 50
Phantom 4 pro 0 7 30 72
Inspire 2 0 7 30 94
Spark 0 0,09 30 50
Aviões elétricos Sora-e 1 142 12500 190
Aviões a combustão Paulistinha 2 2000 137
Cessna 350 4 2000 18000 300
EVTOL
37
3.4.1 Análise do alcance
Gráfico 7 - Alcance das aeronaves
Fonte: Autoria própria
3.4.2 Análise do teto de operação
Gráfico 8 - Teto de operação
Fonte: Autoria própria
0
500
1000
1500
2000
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9
ran
ge (
km)
N° passageiros
Alcance
Empuxo vetorado Empuxo por função Helicopteros Drones Aviões elétricos Aviões a combustão
0
5000
10000
15000
20000
25000
30000
35000
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9
alti
tud
e (
ft)
N° passageiros
Altitude
Empuxo vetorado Empuxo por função Helicopteros Drones Aviões elétricos Aviões a combustão
38
3.4.3 Análise da velocidade de cruzeiro
Gráfico 9 - Velocidade de cruzeiro
Fonte: Autoria própria
3.5 Propulsão
Tabela 5 - Aeronaves selecionadas para tabela de propulsão
Fonte: Autoria própria
0
100
200
300
400
500
600
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9
velo
cid
ade
(km
/h)
N° passageiros
Velocidade de cruzeiro
Empuxo vetorado Empuxo por função Helicopteros
Drones Aviões elétricos Aviões a combustão
Modelo Passageiros Propulsores Potência (hp) Área de disco (m²) Densidade (hp/m²) Carregamento de disco (kg/m²)
Empuxo vetorado Vahana Alpha 1 8 480 11,9 40,4 68,6
Vahana Beta 2 8 480 11,9 40,4 68,6
Helicopteros Robinson R-44 4 1 245 80,1 3,1 14,2
Helibras Esquilo 6 1 847 89,8 9,4 25,1
Agusta westland AE 109 7 2 1122 95,0 11,8 30,0
Bell 429 8 1 1100 115,6 9,5 27,5
Aviões elétricos Sora-e 1 1 94 - - -
Aviões a combustão Paulistinha 2 1 103 - - -
Cessna 350 4 1 310 - - -
EVTOL
39
3.5.1 Análise da potência total instalada
Gráfico 10 - Potência total requerida em Hp
Fonte: Autoria própria
3.5.2 Análise da densidade de potência pela área de disco
Gráfico 11 - Densidade (Hp/m²)
Fonte: Autoria própria
0
200
400
600
800
1000
1200
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9
po
tên
cia
(hp
)
N° passageiros
Potência
Empuxo vetorado Helicopteros Aviões elétricos Aviões a combustão
0,0
5,0
10,0
15,0
20,0
25,0
30,0
35,0
40,0
45,0
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9
de
nsi
dad
e (
hp
/m²)
N° passageiros
Densidade
Empuxo vetorado Helicopteros
40
3.5.3 Análise do carregamento de disco
Gráfico 12 - Carregamento de disco (kg/m²)
Fonte: Autoria própria
3.6 Especificações e requisitos
Os requisitos foram definidos conforme descrito no “White Paper Uber”
documento lançado pela Uber em 2017, na falta de requisitos do paper, também foram
consideradas as análises realizadas através das tabelas comparativas apresentadas,
para construir um novo requisito. A seguir serão detalhados os requisitos e
especificações para número de passageiros, analisando: dimensões máximas,
desempenho almejado, missões típicas e características pretendidas gerais, sendo
apresentados os motivos que embasam tal escolha.
3.6.1 Propulsão elétrica
O projeto deverá ter propulsão totalmente elétrica, que é um requisito do “White
Paper Uber”. Os motivos para tal escolha serão listados a seguir.
O uso da energia elétrica nos meios de transporte em massa, a exemplo do
uso com os metrôs e trólebus é taxado como um case de sucesso. O uso pode ser
intensificado com os veículos EVTOL. Devido a complexidade de implementação e ao
seu conceito disruptivo perante a sociedade moderna, usar energia elétrica poderia
trazer para o projeto, uma maior aceitação.
0,0
10,0
20,0
30,0
40,0
50,0
60,0
70,0
80,0
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9
Car
rega
me
nto
de
dis
co (
kg/m
²)
N° passageiros
Carregamento de disco
Empuxo vetorado Helicopteros
41
Hoje o convencional é o uso de motores operando a combustível fóssil,
praticamente todos usando petróleo como matéria prima base para o combustível. O
futuro, porém, pode promover uma mudança na matriz energética, sendo um dos
principais facilitadores para o uso da eletricidade, o avanço tecnológico das baterias
de alta capacidade específica.
A seguir iremos listar algumas vantagens do uso da energia elétrica. Pensando
nos veículos EVTOL, a energia elétrica não gera poluentes atmosféricos diretos em
seu uso, que são usualmente dispersados pelos motores a combustão. Segundo
Dapper (2016) a poluição gerada pelos veículos tradicionais é uma das maiores
causas de doenças respiratórias na cidade de São Paulo. Logo, veículos elétricos
iriam economizar gastos do governo com saúde pública, no tratamento de várias
doenças respiratórias. Isso poderia ser convertido em incentivos financeiros para a
compra de veículos elétricos, sendo que esse tipo de incentivo já acontece, por
exemplo, com o abatimento de impostos, na compra de carros elétricos em alguns
estados dos Estado Unidos.
A energia elétrica não necessita de armazenamento em grandes tanques e
também a sua distribuição é feita por fios, evitando problemas com logística. O
combustível fóssil, tem problemas com desperdícios em vazamentos, alguns riscos
de poluição marítima na extração do petróleo entre outros de logística.
A quantidade de potência fornecida seria mais estável, aumentando a vida útil
dos motores. Não seria necessária a limpeza de injetores, velas e filtros, os motores
teriam menos partes móveis, aumentando sua vida útil e diminuindo os custos de
fabricação. Tudo isso também implicaria na mitigação de gastos com a manutenção
da aeronave.
O uso da energia elétrica diminuiria o ruído gerado pela combustão
convencional. Segundo Lang da Silveira (2018), considerando só a taxa de eficiência
dos motores, a eficiência na conversão da energia elétrica em trabalho útil pelo motor
elétrico é cerca de três vezes maior que a taxa de conversão de energia em trabalho
útil de um motor a combustível fóssil.
Motores elétricos também são mais leves que os motores a combustão, para
a mesma potência requerida. Devido a ter menos partes móveis e não necessitar de
tantos lubrificantes.
A figura 20 representa um motor aeronáutico elétrico e um motor a combustão
convencional. O motor elétrico da Siemens, à esquerda, consegue gerar 260 Kw de
42
potência pesando 50 kg, já o motor ao lado, um PT6A-25C de uso comum em
aeronaves como os Super Tucanos da Embraer, produzem 560 kW, pesando 153 kg.
A relação de potência por peso é 1.5 vezes maior para o motor elétrico.
Figura 20 - Comparativo motores aeronáuticos
Fonte: Siemens paper eletric
O principal problema do uso da energia elétrica na aviação é a baixa densidade
energética das baterias atuais, comparadas com a densidade energética dos
combustíveis fósseis. Segundo cálculos expostos por Lang da Silveira (2018), as
melhores baterias desenvolvidas atualmente, têm densidade útil de energia (energia
que pode ser convertida em trabalho) cerca de três vezes menor que um combustível
fóssil de aviação.
Outro ponto a ser pensado e se os países teriam capacidade de geração de
energia elétrica suficiente, para atender uma grande demanda de consumo das novas
aeronaves. Caso sejam necessários construir termelétricas, por exemplo, as
melhorias ambientais na dispersão de poluentes, seriam afetadas.
A longo prazo, porém a previsão é que os problemas de densidade energética
e volumétrica e na produção de energia elétrica, deixem de ser proibitivos para o uso
da energia elétrica na aviação.
43
Figura 21 - Evolução histórica da densidade energética e do custo das baterias
Fonte: Global EV OUTLOOK 2017/ AIE
Outro ponto de interesse abordado na figura 21 é a diminuição do custo das
baterias, que ajuda na viabilidade dos veículos elétricos. Outras tecnologias e
constituintes das baterias estão sendo descobertas, figura 22 e podem melhorar além
da densidade energética, também a densidade volumétrica, outro ponto importante
para a aviação, já que pode reduzir o volume da aeronave.
Figura 22 - Materiais constituintes das baterias
Fonte: Global EV OUTLOOK 2017/ AIE
44
3.6.2 Decolagem e pouso verticais
Outro requisito básico da aeronave EVTOL é o pouso e decolagem verticais.
Associada à praticidade desse tipo de voo. Para um transporte urbano ser eficiente
nas grandes cidades, ele deverá ser capaz de decolar e pousar de diferentes locais,
fazendo isso repetidas vezes ao dia.
A ideia inicial presente no White Paper Uber é de que existiriam vertiports
(locais apropriados para o pouso e decolagem dos veículos), integrados aos outros
tipos de transporte como: viário, metro e até aos aeroportos convencionais.
Grandes empresas estão engajadas na criação de um modelo de vertiport que
seria capaz de atender a demanda por este tipo de aeronave nas grandes cidades.
Os vertiports também prometem mitigar o ruído das operações dessas aeronaves.
Cerca de seis empresas entregaram projetos para vertiports durante a última reunião
da Uber Elevate, realizada em setembro de 2018 em Los Angeles. Dois serão
representados nas figuras 23 e 24.
Figura 23 - Modelo 1 de Vertiport
Fonte: EV Word
45
Figura 24 - Modelo 2 de vertiport
Fonte: Uber Skyport Gannet Fleming
3.6.3 Requisitos de segurança
Uma motivação adicional para o desenvolvimento desse tipo de aeronave, além
da diminuição de tempo e custo é a diminuição da quantidade de mortes no trânsito.
Os números de mortes registrados nos Estados Unidos em censo realizado no
ano de 2017 chegaram a 14.701 vítimas fatais de acidentes naquele país, dados
apresentados na tabela 6.
Nos países em desenvolvimento como o Brasil, os números são
percentualmente ainda maiores, sendo um dos principais problemas na promoção da
saúde pública. Milhões de reais são gastos anualmente com a reabilitação de
acidentados no trânsito, gerando grandes prejuízos à máquina pública.
46
Tabela 6 - Quantidade de acidentes nos EUA
Fonte: Uber White paper
Índices de mortes nesses padrões são inaceitáveis e a aeronave deve ser mais
segura que os carros atuais, representados acima por “passenger cars”. Os índices
de acidentes fatais nessa comparação devem ser menores, sendo também muito
importantes para a aceitação do mercado e da opinião pública sobre a utilização
desses veículos para o transporte em massa de passageiros.
Sendo mais seguro que os carros convencionais, acredita-se que as pessoas
irão aceitar a utilização desses veículos sem maiores problemas.
3.6.4 Requisitos de desempenho
Os Requisitos de desempenho foram construídos com base no “White Paper
da Uber”, que por sua vez realizou uma pesquisa de mercado e de custos para que
um projeto nesses moldes possa ser viável economicamente.
A aeronave deve ter um alcance perto de 50 milhas (80km), o que seria
suficiente para cumprir uma missão de transporte urbano entre cidades vizinhas sem
maiores problemas.
O teto de operação da aeronave seria limitado a 10.000 pés, mas a altitude de
cruzeiro seria algo próximo dos 1.000 pés, devido ao curto alcance da aeronave.
47
A velocidade da aeronave seria algo em torno de 150 nós (250 km/h), baseado
no desempenho requerido.
A figura 25 mostra um prospecto de uma missão típica para a aeronave.
É importante analisar a estimativa de tempo que essa viagem levaria em comparação
com uma mesma viagem, feita em um carro convencional da Uber.
Figura 25 - Estimativa de uma viagem EVTOL
Fonte: Uber White paper
Na figura é possível perceber que o trajeto que teria duração média de mais de
duas horas sendo feito de maneira convencional, passaria a demandar apenas 18
minutos, cerca de seis vezes mais rápido.
3.6.5 Requisitos de autonomia
Atualmente a maioria das formas de transporte em massa necessitam de um
piloto ou controlador. Mesmo os trens municipais contam com uma pessoa
responsável embarcada. Os carros terrestres, por exemplo, não são autônomos.
Não ter um piloto poderia trazer desconfianças ainda maiores para a população
comum, em relação ao veículo EVTOL, atrapalhando na viabilidade do uso da
tecnologia.
Pensando nisso, a Uber estabelece que um primeiro veículo desenvolvido teria
um piloto responsável pelo controle da aeronave, mas a ideia a longo prazo é ter um
grau de automação onde não seja necessário um piloto para o voo. A sociedade
americana de engenharia mecânica (ASME) define os graus de automação seguindo
a escala representada abaixo.
48
Tabela 7 - Graus de autonomia em voo
Fonte: Uber White paper
Nessa escala é mostrada a intenção de evolução do EVTOL, sendo que a
primeira aeronave teria um grau de automação 2, ou seja, o piloto teria controle, mas
num voo normal, o computador realizaria a maioria das funções. É importante definir
também que no nível 2 já seriam obrigatórios comandos “full fly by wire” e também um
controle por radar preciso, de altitude e posição da aeronave.
Apesar de fugir um pouco do escopo deste trabalho é interessante salientar,
que, a longo prazo, a Uber pretende evoluir o grau de automação do veículo. É
estimado no “White Paper Uber” que, num futuro próximo, esses veículos sejam de
nível 5, ou seja, totalmente autônomos e com inteligência artificial.
3.6.6 Especificações sobre a certificação e valores investidos
Como não existem leis que certifiquem ou autorizem o voo de EVTOLs. Neste
estudo usaremos regras de certificação para aeronaves comuns FAR23 e também
para helicópteros FAR27, de modo a ponderar o peso de uma certificação para a
aeronave. Deverão surgir novas normas específicas para este tipo de veículo.
49
Figura 26 - Certificação e tipologia do projeto
Fonte: Uber White paper
Em seu “White paper” a Uber estima que a partir de 2024 a certificação desse
tipo de produto já esteja concluída. Na figura 26 são estimados alguns gastos, que
também podem ser considerados otimistas, fazendo uma comparação com projetos
de aeronaves atuais. Também é importante chamar atenção para a expectativa de
produção de 10 a 50 aeronaves no ano de 2023 e para o início dos testes no ano de
2019.
3.6.7 Requisitos sobre ruídos
A Uber em seu “White Paper” também define requisitos para o ruído provocado
por essas aeronaves, limitando a 75-80 dB a 50 pés de altitude. Outra limitação é um
ruído de 62 dB a 500 ft de altitude. Para termos de comparação, um helicóptero gera
em média 93 dB em aproximação para pouso ou na decolagem, segundo Marcos
André Silva Costa (2017).
A aeronave EVTOL seria um veículo com menor ruído que os helicópteros
convencionais atuais. O “White Paper Uber” define esse nível de ruído com base na
50
comparação com um caminhão passando num viaduto a 50 ft de altitude, em relação
a um ouvinte logo a baixo.
Figura 27 - Desconforto de acordo com o ruído em decibel
Fonte: ACN Expert ICAO (1998)
3.7 Missões típicas
Baseado nas tabelas comparativas e no “White Paper Uber” a aeronave deverá ter
altitude de cruzeiro de cerca de 1000 pés e um alcance restrito, devido à dificuldade
das baterias em armazenar energia suficiente. Cerca de 20 minutos de autonomia de
51
energia das baterias seriam necessários, o suficiente para a aeronave cumprir sua
missão de transporte urbano e intermunicipal. Tendo em vista a sua velocidade e o
fato de conseguir se mover em corredores mais retilíneos, é possível percorrer toda a
extensão das grandes cidades com a autonomia definida.
Gráfico 13 - Missão típica
Fonte: Autoria própria
A missão típica representada no gráfico 13 baseia-se no requisito de alcance
representado no gráfico 14. O projeto leva em consideração um incremento extra, para
o caso de algum problema com o local de pouso que faça com que a aeronave alterne
para um próximo vertiport disponível.
Gráfico 14 - Alcance missão típica
Fonte: Autoria própria
0
200
400
600
800
1000
1200
0 5 10 15 20 25
Alt
itu
de
(ft)
minutos
Missão típica
0
10
20
30
0 20 40 60 80 100
Tem
po
(m
)
Distância(km)
Alcance
52
4 Resultados e discussões
4.1 Anteprojeto
No decorrer do projeto serão escolhidas diferentes soluções, sendo elas
motivadas pela experiência aeronáutica dos meus orientadores, colegas de trabalho,
baseadas nas tabelas comparativas construídas, na literatura, na análise de soluções
adotadas em projetos similares e nos requisitos apresentados e listados.
A decisão de qual solução usar nem sempre é trivial. Como exemplo, para um
bom desempenho aerodinâmico, as vezes temos uma aeronave com um maior custo
de fabricação, sendo impossível atender plenamente a diversos requisitos no mesmo
projeto. Para facilitar a escolha das soluções, será apresentada uma lista de
prioridades a serem contempladas.
As decisões serão tomadas conforme três prioridades:
• Simplicidade
• Menor custo
• Segurança Operacional
4.1.1 Simplicidade
O estudo visa uma aeronave de fácil produção em série. Devido à sua natureza
disruptiva e ao fato de usar propulsão elétrica e ser VTOL, o que representam grandes
inovações no projeto, podem ocorrer erros em sua fabricação, por causa de uma
complexidade excessiva. Também existem problemas com o receio do público comum
em usar a aeronave, dado seu caráter inovador.
A ideia então é tomar decisões já consagradas na indústria aeronáutica sempre
que o projeto permitir, tornando o mais simples possível a concepção da nova
aeronave.
4.1.2 Menor custo
A principal motivação da criação desta aeronave é substituir os veículos
convencionais no transporte em massa nas grandes cidades, mas para isso, o
transporte EVTOL tem que apresentar um preço acessível, para que seja viável a sua
implementação.
53
4.1.3 Segurança Operacional
O veículo tem como requisito ser mais seguro que os veículos convencionais.
Para que isso seja possível, é preciso de uma operação rígida e extremamente
segura, lembrando que o número de acidentes fatais com o uso da nova aeronave,
precisará ser substancialmente menor que dos veículos convencionais.
4.2 Desenho em planta Todo grande projeto começa de um esboço feito em uma prancheta, aquele
desenho será refeito alguns milhares de vezes, mas será o início de grandes estudos
e grandes desafios.
Figura 28 - Desenho em vista superior da aeronave
Fonte: Autoria própria
54
Figura 29 - Desenho em vista frontal da aeronave
Fonte: Autoria própria
Figura 30 - Desenho em vista lateral da aeronave
Fonte: Autoria própria
55
4.3 Características da aeronave
4.3.1 Dimensões da fuselagem
A fuselagem terá as seguintes dimensões:
• Comprimento = 7.75 m,
Sendo a cabine de passageiros responsável por 5.85 m de comprimento e o resto
construído de modo a alocar os dois propulsores traseiros, baterias e a empenagem
em formato T.
Com base na tabela comparativa de comprimentos da fuselagem, vemos que o
valor está entre os valores que foram apresentados
Gráfico 15 - Representação do comprimento na tabela comparativa
Fonte: Autoria própria
O comprimento foi calculado baseando-se em ergonomia para o transporte de
quatro passageiros adultos numa disposição 2x2, ou seja, um piloto com autonomia
de controle, um passageiro ao lado e atrás deles mais dois assentos para dois
passageiros.
Foi usada a regulamentação da ANAC que qualifica o conforto dos passageiros
para analisar o comprimento
4,5
6,5
8,5
10,5
12,5
14,5
0 2 4 6 8 10 12 14
Co
mp
rim
en
to F
use
lage
m (
m)
N° passageiros
Comparação de número de passageiros com comprimento da fuselagem
Empuxo vetorado Empuxo por função Helicopteros
Aviões elétricos Aviões a combustão Anteprojeto
56
Figura 31 - Requisitos de conforto ANAC
Fonte: ANAC regulamentação de voos domésticos
A estimativa da fuselagem aponta para um espaço entre os assentos, que
enquadra a aeronave na categoria A de conforto. O que pode ser importante para o
início da operação das aeronaves EVTOL.
Logo, o limitante não será o espaço para os passageiros. Porém uma
fuselagem mais curta, teria necessariamente menor esbeltez, o que pode gerar em
alta velocidade problemas aerodinâmicos. Caso o projeto não seja bem executado,
fazendo com que as perdas de arrasto de pressão sejam compensadas por uma
melhor área molhada, causando aumento de arrasto.
As estimativas de arrasto poderão ser feitas em etapas futuras do
desenvolvimento, sendo importante por hora definir a importância do arrasto da
fuselagem, no projeto da aeronave.
Para demonstrar o fenômeno, foi feita uma simulação via CFD para estimar
características do escoamento em uma fuselagem com menor comprimento, no caso
com seis metros de comprimento total.
57
Figura 32 - Simulação CFD de uma fuselagem curta
Fonte: Autoria própria
Na figura é possível ver um descolamento do escoamento atrás da fuselagem.
Isso motivou mudanças no projeto de tal forma a diminuir os ângulos de inclinação do
perfil da fuselagem, também aumentando seu comprimento, para evitar
descolamentos prematuros. Segundo Roskam (1981) a esbeltez mínima
recomendada para uma aeronave é 6, tal requisito não será atendido, porém a
fuselagem foi dimensionada com maior comprimento viável possível.
• Altura fuselagem = 1,5 m
A altura foi definida com base no comprimento de conforto mínimo para um
passageiro sentado em uma poltrona. Com base nos estudos feitos por Shimano
(2010), a partir de 1,5 m, a altura já é adequada.
58
Gráfico 16 - Comparação da altura da aeronave
Fonte: Autoria própria
• Largura =1,6 m
A largura também foi definida com base na distância mínima confortável para
alocar duas pessoas lado a lado, em uma aeronave.
Shimano (2010) estabelece que para o conforto de um passageiro a distância
entre ombros deve ser de no mínimo 0,50 m. Para termos uma cabine mais ampla e
que possa ser usada por indivíduos de maior porte, o valor pode ser fixado em 0,75
m. Logo a cabine terá 1,5 m ocupados pelos dois assentos e mais 0,1 m de folga,
totalizando 1,6 m.
4.3.2 Dimensões da Asa
Para que possamos encontrar a forma em planta e perfil da asa, precisamos
considerar o peso da aeronave. Como o peso envolve grande complexidade em sua
estimativa, somente no final do projeto teremos valores finais para ele. O peso
estimado abaixo já é resultado de algumas iterações, feitas com o avanço do estudo.
• Peso Vazio = 1025 kg
Com base na Tabela comparativa de pesos vazios, podemos estimar um valor
para o peso vazio da aeronave. O peso vazio engloba as estruturas da aeronave,
sistemas, motorização e baterias.
0
1
2
3
4
5
6
0 2 4 6 8 10 12 14
Alt
ura
Fu
sela
gem
(m
)
N° passageiros
Comparação altura da fuselagem
Empuxo vetorado Helicopteros Aviões elétricos
Aviões a combustão Anteprojeto
59
O anteprojeto tem um peso vazio maior que aeronaves a combustão,
principalmente devido ao alto peso das baterias e também ao fato de ter seis motores
com hélices dutadas em sua fuselagem e mais dois motores perto da empenagem
vertical. Várias outras questões como o uso de tecnologia fly by wire, uso de matérias
compostos mais leves e etc. Serão ignoradas numa análise inicial.
O grande diferencial de peso da aeronave é devido as baterias serem
substancialmente mais pesadas em comparação com o combustível fóssil usado por
aeronaves convencionais. Para mitigar as diferenças, o alcance da aeronave será
substancialmente menor, o que reduz a quantidade de baterias necessárias.
• Peso Máximo de decolagem = 1450 kg
Agora temos que levar em conta passageiros e bagagens. Estimando 425 kg
por conta dos passageiros, somamos ao valor a estimativa de peso vazio, totalizando
um peso Máximo de 1450 kg.
O valor é estimado, com base na tabela comparativa apresentada abaixo e nas
relações de peso vazio, versus peso máximo de decolagem propostas por Roskam
(1981).
Gráfico 17 - Comparação Peso Máximo de decolagem
Fonte: Autoria própria
Logo a carga útil será de 425 kg.
Os dados são apenas estimativas e estão sujeitos a mudanças no decorrer do
desenvolvimento do projeto.
0
500
1000
1500
2000
2500
3000
3500
0 2 4 6 8 10
Pe
so (
kg)
n° passageiros
Peso máx decolagem x Passageiros
Empuxo vetorado Empuxo por função Helicopteros
Aviões elétricos Aviões a combustão Anteprojeto
60
Na tabela comparativa abaixo o valor está em concordância com os demais e
pode ser usado como estimativa.
Gráfico 18 - Comparação Carga útil
Fonte: Autoria própria
Baseado no peso máximo de decolagem estimamos uma área de asa.
• Área da asa = 10,12 m
Gráfico 19 - Comparação área de asa
Fonte: Autoria própria
0
500
1000
1500
2000
0 2 4 6 8 10
Pe
so v
azio
(kg
)
n° passageiros
Carga_útil x Passageiros
Empuxo vetorado Empuxo por função Helicopteros
Aviões a combustão Anteprojeto
0
2
4
6
8
10
12
14
16
0 2 4 6 8 10 12 14
áre
a (m
²)
N° passageiros
Área de asa
Empuxo vetorado Empuxo por função Aviões elétricos
Aviões a combustão Anteprojeto
61
Para a aeronave, na velocidade de estol, os motores verticais estariam em
funcionamento de forma que a asa poderá ser otimizada para o cruzeiro.
Considerações sobre o estol serão ignoradas, partindo do pressuposto que a
aeronave não entra em estol, devido ao fato da asa não ser a principal responsável
pela sustentação nas fases críticas de velocidade baixa.
Podemos então calcular o Cl para cruzeiro pela seguinte equação:
𝐶𝑙 = 2 ∗ (𝑃𝑚á𝑥 ∗ 𝑔)
𝑟ℎ𝑜 ∗ 𝑆 ∗ 𝑉²
Vamos definir a velocidade de cruzeiro com base no requisito de ser próximo
de 250 km/h e também nos dados da tabela comparativa.
• Velocidade de cruzeiro = 270 km/h
Tal velocidade foi obtida, com base no resultado da área de asa para sustentar
o peso estimado do coeficiente de sustentação requerido para a escolha de um perfil
adequado e também levando-se em conta a velocidade necessária para cumprir a
missão típica desejada no requisito.
Uma mudança na área da asa ou no perfil da asa, mudará a velocidade de
cruzeiro da aeronave.
Gráfico 20 - Comparativo de velocidade da aeronave
Fonte: Autoria própria
100
200
300
400
500
600
0 2 4 6 8 10
(km
/h)
N° passageiros
Velocidade de cruzeiro
Empuxo vetorado Empuxo por função Aviões elétricos
Aviões a combustão Anteprojeto Helicopteros
62
Com base na altitude de cruzeiro igual a 1000 pés, definida pela missão típica,
alcance desejado e velocidade de translado, podemos definir a densidade igual a
1,189 kg/m³ nessa altitude, calculada pela tabela de densidades por altitude e
temperatura (NASA-SAM).
𝐶𝑙 = 2 ∗ 1450 ∗ 9,81
1.189 ∗ 10.12 ∗ 75²= 0.40
Outro parâmetro importante é o alongamento da asa, que para a asa retangular
pode ser definido por:
𝐴𝑙 =𝑏
𝑐𝑚𝑔
𝐴𝑙 =𝑏2
𝐴𝑎𝑠𝑎
Definimos então um valor para a envergadura
• Envergadura(b) = 7.8 m
A envergadura foi definida com base no requisito de caber na área de pouso
dos vertiports sem acarretar maiores problemas, seu valor está próximo do
comprimento da fuselagem, otimizando a área necessária de pouso e hangaragem.
A ideia foi usar o estabelecido pela ANAC (91.137 (a) do RBHA 91), que
recomenda um isolamento circular da área de pouso e decolagem de um helicóptero
para o EVTOL. Uma análise da possibilidade de que uma envergadura maior poderia
acarretar na necessidade de vertiports com área extensa foi preponderante.
Também foi analisado o aspecto do alongamento que essa asa deverá ter para
assim definir a envergadura da aeronave.
O alongamento então, pode ser calculado como:
𝐴𝑙 =7,82
10,12
63
• Alongamento (Al) = 6.01
De posse do alongamento e envergadura, calcula-se a corda média
aerodinâmica:
𝑐𝑚𝑎 =𝑏
𝐴𝑙
𝑐𝑚𝑎 =7.8
6.01
• Corda média aerodinâmica = 1.29 m
Como a asa é retangular, a corda média geométrica é igual a aerodinâmica.
Uma vez estimado o Cl de cruzeiro e as dimensões principais da asa,
calculamos o número de Reynolds de cruzeiro, para selecionar um perfil adequado
para a aeronave.
𝑅𝑒 =𝑟ℎ𝑜 ∗ 𝑉 ∗ 𝑐𝑚𝑎
µ
𝑅𝑒 =1.189 ∗ 69.44 ∗ 1.29
1.78𝐸 − 5
• Reynolds = 6 E6
Para esse Reynolds, são considerados alguns perfis que possam entregar o Cl
de cruzeiro requerido com baixo coeficiente de arrasto.
Baseado em Abbott & von Doenhoff(1959), encontram-se várias classes de
perfil que podem ser usadas.
Para o presente projeto e baseado em Barros (2000) estudamos as seguintes
famílias de perfil:
- NACA série 6
- Nasa série MS
- Wortmann
- HQ
64
• Perfil Naca série 6 A
São os primeiros perfis laminares a serem inventados no mundo segundo
Barros(2000) e precisam ser bem polidos e quando bem fabricados produzem baixo
arrasto. Por facilidade de construção foram procurados perfis com espessura relativa
de 12% a 15% para a raiz e de 10% a 12% para a ponta da asa.
Figura 33 - Características de perfis NACA série 6
Fonte: Barros (2000)
• Nasa MS
Perfis para regime turbulento e média velocidade, foi criado o MS(1) 0313 de
13% de espessura relativa. Os dados obtidos para M = 0,13 e Re = 2,2E6 são:
Cl_máx = 1,65, Cd_mín = 0,01, Cm = -0,75 e estol suave em alpha 22°.
• Wortmann
Desenvolvido para velocidades muito baixas e serão desconsiderados no
escopo desse projeto.
Figura 34 - Características perfis Wortmann
Fonte: Barros (2000)
65
• HQ
São perfis desenvolvidos para motoplanadores, não sendo os mais
recomendados para o uso nesse projeto, afinal é um perfil otimizado para velocidades
menores.
Figura 35 - Características de perfis HQ
Fonte: Barros (2000)
Estudadas essas classes de perfis, decidiu-se adotar o perfil NACA 65 415, pois
ele foi projetado para um Cl de 0,4 que é muito próximo do Cl de cruzeiro, tem uma
espessura razoável para fabricação usando material composto, foi projetado para
Mach e Reynolds próximos do desejado no cruzeiro. Seu Cl_máx é igual a 1,55 e
possui um Cd de 0.042.
• Perfil da asa NACA65(2) 415
Figura 36 - Perfil NACA 64(t) 415
Fonte: Airfoil Tools
66
Figura 37 - Perfil NACA 65(2) 415- Gráfico Cl x Cd e Cl x Alpha
Fonte: Airfoil Tools
Figura 38 - Perfil NACA 65(2) 415- Gráfico Cl_Cd x Alpha e Cd x Alpha
Fonte: Airfoil Tools
67
Figura 39 - Perfil NACA 65(2) 415- Gráfico Cm x Alpha
Fonte: Airfoil Tools
• Asa reta
A asa será reta, sem enflechamento e sem diedro, pois as velocidades de
cruzeiro são relativamente baixas e a forma em planta reta simplifica o projeto e a
construção da aeronave.
• Asa Alta
A escolha pela posição de asa alta é porque os motores de propulsão vertical,
estão posicionados na posição média da aeronave e ficariam muito próximos a asa,
caso a asa fosse fixada em outra posição.
Segundo Roskam (1997) essa configuração tem melhor relação L/D e maior
estabilidade lateral.
• Flapes
É importante esclarecer que a aeronave pousa verticalmente, com a
sustentação sendo fornecida pelos motores verticais. Portanto não existe a
necessidade do uso de flapes, para aumentar a sustentação em baixas velocidades.
68
4.3.3 Dimensões das empenagens
As empenagens serão construídas em T, para que não sejam afetadas pela
esteira da asa tampouco pela esteira dos propulsores verticais, que estão
posicionados na fuselagem conforme vista da figura 40.
Segundo Roskam (1997), para estimar as dimensões requeridas para as
empenagens vertical e horizontal, um procedimento usado é o cálculo dos volumes
de cauda.
• Volume de cauda horizontal
𝑉𝐻𝑇 =𝑙𝐻𝑇 ∗ 𝑆𝐻𝑇
𝑐𝑚𝑔 ∗ 𝑆
Para determinar a distância do centro aerodinâmico da empenagem horizontal
até o centro de gravidade do avião é necessário estimar a posição do CG. Em um
anteprojeto de uma aeronave, o CG pode variar, devido às alterações necessárias
durante a concepção de projeto.
Afim de contornar este problema é feita uma estimativa grosseira e ao final do
projeto serão feitos retrabalhos para acomodar a variação do CG.
• Centro de Gravidade = 3,0 m
A estimativa do CG foi feita com base no posicionamento da asa na fuselagem
que está entre 2,5 m e 3,7m e também na posição dos propulsores verticais que estão
localizados entre 0 m e 6,3 m. A cabine de passageiros está entre 1,0 m e 5,85 m e
as baterias serão alocadas para balancear a aeronave, de tal modo que o CG possa
ser preliminarmente definido sem grandes complicações futuras. Assim, a distância
do CA da empenagem horizontal até o CG da aeronave será de 4,5 m.
Segundo Roskam (1997) o volume de cauda horizontal varia normalmente
entre 0,35 e 0,5 para as aeronaves. Como nesse projeto os propulsores verticais
fazem o papel da empenagem horizontal em baixas velocidades, a empenagem só
será utilizada em velocidades mais altas, logo ela pode ser subdimensionada e
consideraremos o menor volume de cauda igual a 0,35.
69
Para determinar a área da empenagem horizontal:
𝑆𝐻𝑇 =𝑉𝐻𝑇 ∗ 𝑐𝑚𝑔 ∗ 𝑆
𝑙𝐻𝑇
Substituindo os valores:
𝑆𝐻𝑇 =0.35 ∗ 1.29 ∗ 10.12
4.5= 1.02 𝑚²
• Volume de cauda vertical
𝑉𝑉𝑇 =𝑙𝑉𝑇 ∗ 𝑆𝑉𝑇
𝑏 ∗ 𝑆
O volume de cauda vertical varia historicamente entre 0,03 e 0,06. Conforme
os mesmos critérios que foram usados para o volume de cauda horizontal, o menor
valor para o volume de cauda vertical será usado.
Isolando a área da empenagem vertical temos:
𝑆𝑉𝑇 =𝑉𝑉𝑇 ∗ 𝑏 ∗ 𝑆
𝑙𝑉𝑇
𝑆𝑉𝑇 =0,03 ∗ 7,8 ∗ 10,12
4,5= 0,53 𝑚²
Com base nas áreas das empenagens, pode-se definir suas cordas e
envergaduras.
Segundo Roskam (1997), pode-se considerar um alongamento da empenagem
vertical mínimo de 1,5 e da empenagem horizontal mínimo de 2. Baseados na
observação de projetos aerodinâmicos consagrados, chegou-se à conclusão, que
uma estimativa para o alongamento da empenagem horizontal poderia ser 4.
Podemos calcular a envergadura por:
70
𝑏𝑉𝑇 = √𝐴 ∗ 𝑆
Ao calcular a envergadura da empenagem vertical obtemos os seguintes
valores.
𝑏𝑉𝑇 = √𝐴𝑉𝑇 ∗ 𝑆𝑉𝑇 = √1.5 ∗ 0.53
• Envergadura empenagem vertical = 0.89 m
De posse da envergadura, podemos calcular a corda média da empenagem
vertical, que será trapezoidal:
𝑐𝑚𝑔𝑉𝑇 =𝑆𝑉𝑇
𝑏𝑉𝑇= 0.60 𝑚
Esta será a corda média geométrica da empenagem vertical. A corda na raiz é
igual a 0,67 m e a corda na ponta igual a 0,53, formando um trapézio retângulo
perfeito.
• Corda média empenagem vertical = 0.60 m
• Corda na raiz = 0.67 e na ponta igual a 0.53 m
Para que a empenagem vertical possa se mover sem se chocar com a empenagem
horizontal, que está conectada logo acima em T, teremos um espaço vazio.
Considerando que a empenagem vertical poderia se mover mais ou menos 30°
para cada lado, a amplitude de movimento dela será um ângulo de 60. O comprimento
de cada lado do triângulo formado pelo movimento da empenagem vertical é, por
definição, igual a corda da empenagem vertical. A área total de movimento pode ser
calculada por:
𝐴𝑚𝑜𝑣𝑖𝑚𝑒𝑛𝑡𝑜 =√3 ∗ 𝑐𝑚𝑔²𝑉𝑇_𝑝𝑜𝑛𝑡𝑎
4= 0,1216
Logo, essa área representa um furo triangular na empenagem horizontal.
71
Para compensar o espaço de movimentação da empenagem vertical temos que
acrescer essa área na área da empenagem horizontal inicial, mantendo o
alongamento. Seguindo a mesma equação da empenagem vertical, temos:
𝑏𝐻𝑇 = √𝐴𝐻𝑇 ∗ (𝑆𝐻𝑇 + 𝐴_𝑚𝑜𝑣𝑖𝑚𝑒𝑛𝑡𝑎çã𝑜) = √4 ∗ (1.02 + 0.12 ) = 2.13 𝑚
• Envergadura empenagem horizontal igual 2.13 m
E então:
𝑐𝑚𝑔𝐻𝑇 =𝑆𝐻𝑇 + 𝐴_𝑚𝑜𝑣𝑖𝑚𝑒𝑛𝑡𝑎çã𝑜
𝑏𝐻𝑇 = 0.53 𝑚
• Corda empenagem horizontal = 0.53 m
Figura 40 - Esboço das empenagens
Fonte: Autoria própria
O perfil das empenagens será escolhido de maneira similar ao da asa. Segundo
Barros (2000), comumente são usados perfis simétricos turbulentos ou laminares com
espessura relativa entre 6% e 12%. No caso da empenagem em T é comum o uso na
empenagem vertical de um perfil com até 15% de espessura relativa, para evitar
problemas estruturais.
Também precisamos ponderar o fato de que, quanto mais fino for o perfil, menor
será o arrasto e maior será o peso (devido a menor espessura da caixa de torção,
necessitando de reforços).
72
As escolhas são baseadas no requisito de simplicidade, optando por um perfil
mais espesso para aliviar peso na empenagem e facilitar a construção.
Foram analisados alguns perfis que podem ser usados nas empenagens.
Adotaremos o perfil NACA 64t-012, pois esse apresenta baixo arrasto e alto
valor de Cl, para grande faixa de ângulos de ataque. A espessura relativa maior é
motivada pela simplicidade de projeto estrutural da aeronave.
Figura 41 - Perfil NACA 64(t) 012
Fonte: Airfoil Tools
Figura 42 - Perfil NACA 64(t) 012 - Gráfico Cl x Cd e Cl x Alpha
Fonte: Airfoil Tools
73
Figura 43 - Perfil NACA 64(t) 012 - Gráfico Cl_Cd x Alpha e Cd x Alpha
Fonte: Airfoil Tools
Figura 44 - Perfil NACA 64(t) 012 Gráfico Cm x Alpha
Fonte: Airfoil Tools
74
4.3.4 Dimensões do aileron
Será construído um aileron para cada semi-asa para controle da aeronave. Suas
características geométricas serão baseadas na estabilidade da aeronave.
As dimensões dos ailerons segundo Roskam (1999), podem ser calculadas de
acordo com as seguintes relações:
𝑏𝑎𝑖𝑙 = 0,4 ∗𝑏
2
𝑐𝑚𝑔𝑎𝑖𝑙 = 0,25 ∗ 𝑐𝑚𝑔
• Envergadura do aileron = 1,56 m
• Corda do aileron = 0,32 m
4.3.5 Dimensões do trem de pouso
O trem de pouso da aeronave será do tipo triciclo e fixo. As motivações residem
na simplicidade de projeto. A escolha da configuração tipo triciclo se dá em virtude de
a configuração convencional criar um maior arrasto parasita. O trem será fixo, pois
trens de pouso retráteis exigem um sistema de atuação para fazer o recolhimento, o
que gera maior peso para a aeronave e como a velocidade de voo é baixa, o arrasto
gerado pelo trem de pouso é relativamente baixo.
Ao contrário dos trens de pousos das aeronaves comuns, onde são necessários
sistemas de amortecimento avançados e pneus aeronáuticos certificados, como a
aeronave pousa e decola verticalmente, o trem de pouso pode ser feito de maneira
mais simples e menos resistente.
Os trens de pouso contarão com uma polaina para diminuir o arrasto
aerodinâmico. Baseando-se em um diâmetro mínimo de 0.10 m para o pneu, estima
se que o trem de pouso terá 0.15 m de altura.
Nos cálculos preliminares o trem de pouso não será representado, podendo ser
desenvolvido assim como a polaina, em fases subsequentes do projeto.
75
4.4 Tabelas de dados da aeronave
Foram apresentadas as estimativas para as diferentes partes da aeronave, que a
partir de agora será denominada CEA-ELEVATE. As tabelas seguintes resumem as
dimensões principais da aeronave.
4.4.1 Dados da asa
Tabela 8 - Dados da asa CEA-ELEVATE
Variável Valor
Envergadura da asa 7,8 m
Comprimento 7,75 m
Altura máxima do solo 2,70 m
Área da asa 10,12 m²
Diedro 0,0°
Alongamento 6,01
Afilamento 1,00
Corda na raiz 1,29 m
Corda da ponta 1,29 m
Torção geométrica 0,0°
Ângulos de incidência Raiz Ponta
Geométrica 3° 0°
Aerodinâmica 0° 0°
Fonte: Autoria própria
4.4.2 Dados do aileron
Tabela 9 - Dados aileron CEA-ELEVATE
Envergadura Aileron 1,56 m
Área Aileron 0,50 m²
Fonte: Autoria própria
76
4.4.3 Dados da empenagem horizontal
Tabela 10 - Dados empenagem horizontal CEA-ELEVATE
Envergadura 2,13 m
Área total 1,02 m²
Área do profundor 1,02 m²
Diedro 0,0 °
Área do compensador 0,0 m²
Corda do perfil 0,53 m
Fonte: Autoria própria
4.4.4 Dados da empenagem vertical
Tabela 11 - Dados empenagem vertical CEA-ELEVATE
Envergadura 0,89 m
Área total 0,53 m²
Área do profundor 0,53 m²
Diedro 0,0 °
Área do compensador 0,0 m²
Corda média do perfil 0,60 m
Fonte: Autoria própria
4.4.5 Comparativo carga na asa
Gráfico 21 - Carga na Asa
Fonte: Airfoil Tools
50
100
150
0 0,5 1 1,5 2 2,5 3 3,5 4 4,5
Car
ga n
a A
sa(k
g/m
²)
N° passageiros
Carga alar
Empuxo vetorado Aviões elétricos Aviões a combustão
Empuxo por função Anteprojeto
77
4.5 Propulsão
O veículo conta com oito propulsores elétricos, seis deles dispostos na lateral da
fuselagem para prover empuxo vertical e dois na parte traseira da fuselagem
responsáveis pelo empuxo horizontal. Será feita uma análise baseada em cada eixo
de movimento da aeronave, o acoplamento dos motores e a transição de hover para
cruzeiro não serão analisados neste escopo inicial do projeto.
4.5.1 Motores Verticais
A aeronave terá 6 motores elétricos com o diâmetro da pá da hélice igual a dois
metros. O valor do diâmetro é uma estimativa com base nos cálculos posteriores da
potência requerida.
Os motores ficarão alocados na fuselagem 0.2 m abaixo da linha média da
fuselagem na posição z = -0.9. Serão colocados em pares na posição x = 2.0 m, x
=4.1m e x = 6.2 m, dispostos de maneira simétrica no eixo y.
A potência requerida em cada motor pode ser estimada pelo cálculo da potência
necessária para a aeronave em hover. Podemos então usar a teoria do disco atuador,
segundo Leishman (2006), onde temos as seguintes hipóteses: escoamento invíscido,
incompressível e permanente, limitado pelas linhas de cisalhamento e adotamos que
a hélice é equivalente a uma descontinuidade plana.
Após algumas simplificações, temos que a potência requerida para o hover da
aeronave pode ser descrita segundo a equação:
𝑃ℎ𝑜𝑣𝑒𝑟 = 𝑊3/2
√2 ∗ 𝑟ℎ𝑜 ∗ 𝐴𝑝
Para calcular a área de disco das hélices, assumimos que essa área é a área
de disco de todos os seis motores somados e então:
𝐴𝑝 =(6 ∗ 𝜋 ∗ 𝑑2)
4= 18,85 𝑚²
• Área de disco = 18,85 m²
78
E logo:
𝑃𝑖𝑑𝑒𝑎𝑙 = (1450 ∗ 9.81)3/2
√2 ∗ 1.19 ∗ 18.85= 253 𝐾𝑊
• Potência em Hover = 340 Hp
Para fins de comparação, foram calculadas a potência em hover de dois
helicópteros comerciais o R22 e o Esquilo. Os resultados podem ser verificados na
tabela abaixo:
Tabela 12 - Comparação de potência de hover calculadas para helicópteros
Área (m²)
peso (kg) Potência total
(Hp) Potência hover calculada (Hp)
Potência por peso (Hp/kg)
Robinson R-44 46,20 635,00 124,00 64,72 0,10
Esquilo 89,75 2250,00 847,00 300,00 0,13
CEA-ELEVATE 18,85 1450,00 786,00 340,00 0,23
Fonte: Autoria própria
Gráfico 22 – Relação potência Hover por peso
Fonte: Autoria própria
Em comparação com os helicópteros, observa-se que a potência requerida em
hover admensionalizada pelo peso para o CEA-ELEVATE é mais alta. Isto ocorre
0,00
0,05
0,10
0,15
0,20
0,25
0 1 2 3 4 5 6 7
(Hp
/kg)
Número de passageiros
Relação: Potência/Peso
Robinson R-44 Esquilo CEA-ELEVATE
79
devido à pequena área de disco da aeronave em comparação com a área de disco
dos helicópteros.
Observa-se que os helicópteros listados têm potência total disponível bem
maior que a potência requerida em hover. Isto acontece para que exista um extra de
potência que compense erros nos cálculos, usando teoria do disco atuador e para que
exista uma sobra de potência para promover uma velocidade de subida da aeronave.
A potência do CEA-ELEVATE deve ser um pouco maior que a potência em
hover calculada para que a aeronave tenha uma velocidade de subida condizente com
sua operação e também possa usar a diferença de potência entre os motores para
controlar o movimento de rolamento e arfagem em baixas velocidades, segundo o
gráfico de missão típica da aeronave, a velocidade de subida vertical varia seguindo
a curva:
Gráfico 23 - Carregamento de disco
Fonte: autoria própria
O projeto das pás da hélice dos motores está fora do escopo desse estudo,
mas é importante fazer uma menção ao fato de que a hélice está bastante carregada,
como representado no gráfico 23, devido à pequena área de disco dessa aeronave.
Para mitigar possíveis problemas é fortemente recomendado o uso de várias pás, para
diminuir o carregamento da hélice e o ruído gerado.
O fato das hélices serem dutadas ainda diminui o ruído gerado.
0,0
10,0
20,0
30,0
40,0
50,0
60,0
70,0
80,0
90,0
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9
Car
rega
me
nto
de
dis
co (
kg/m
²)
N° passageiros
Carregamento de disco
Empuxo vetorado Helicopteros CEA-ELEVATE
80
Serão analisados alguns motores elétricos disponíveis para procurar motores
que possam fornecer essa potência mínima de hover, com os devidos acréscimos de
potência necessários.
Tabela 13 - Comparação motores elétricos
Motor voltagem(V) potência (kW) potência (Hp) eficiência peso (kg) diâmetro (mm)
Emrax 268 250 230 308 98% 20,3 91
Emrax 348 340 300 402 98% 40 107
Emrax 228 130 100 134 98% 12,3 86
Siemens SP260D 580 261 349 95% 50 418
MacLaren 420 110 147 96% 26 185 Fonte: Autoria própria
• Motor Emrax 228
• Potência = 131 Hp cada ou 786 Hp o conjunto
O motor escolhido é o Emrax 228, que é capaz de gerar uma potência útil de
131 Hp, ou seja, os 6 motores verticais seriam capazes de produzir em conjunto 786
Hp. Um valor acima do calculado para o Hover da aeronave.
Cada motor pesa somente 12.3 kg, totalizando 73.8 kg e o diâmetro é 0.086 m,
cerca de 4% do diâmetro da hélice o que não sombreia a hélice de diâmetro de dois
metros. Segundo o fabricante, o motor aguenta um torque de 230 Nm.
A potência dos motores deverá ser maior que a potência calculada em hover,
para conseguir um voo seguro, garantir velocidade de subida e também garantir o uso
dos motores para o controle lateral da aeronave.
Em caso de falha de um dos motores, o motor que falhou pode ser posto em
autorrotação e os outros motores devem ser capazes de sustentar a aeronave em
uma descida controlada.
Temos que considerar a eficiência da hélice em transformar a potência em
sustentação. A título de exemplo, usando uma hélice de perfil Clark Y na raiz e também
na ponta, com um ângulo ótimo de torção, podemos estimar uma eficiência de 80%
para uma hélice bem projetada, um valor ilustrativo para dimensionar o efeito da
hélice.
81
Gráfico 24 - Exemplo de mapa de eficiências das hélices
Fonte: Hortman
Logo a potência fornecida pelo motor para o hover será igual a:
𝑃ℎ𝑜𝑣𝑒𝑟 = 0,8 ∗ 𝑃𝑚𝑜𝑡𝑜𝑟
• Potência de hover = 628.8 Hp
Para estimar o consumo (C) de um motor, podemos calcular a potência líquida:
𝑃𝑙𝑖𝑞 =𝑃𝑓𝑜𝑟𝑛𝑒𝑐𝑖𝑑𝑎
𝑟𝑒𝑛𝑑𝑖𝑚𝑒𝑛𝑡𝑜%=
786
0.96= 818,75 𝑘𝑊
Onde 𝑃𝑙𝑖𝑞 é a potência. Com base na missão típica os motores verticais ficam
ligados por 3 minutos em média no hover de subida e mais 3 minutos para o pouso.
O consumo dos motores é de 818,75 kW, porém na condição normal eles só
ficam ligados por 6 m. Assim pode-se fazer uma equivalência simples e tem-se que
os motores consomem em 6 minutos, cerca de 81,875 kW.
Com base nos dados descritos pelo fabricante, a bateria com melhor densidade
energética disponível para venda hoje tem as seguintes especificações:
82
Tabela 14 - Especificações Oxis Energy
Fonte: OxisEnergy
Considerando a voltagem mínima de cada motor, podemos empacotar as
células da bateria em pacotes com mais de 55 células para garantir a voltagem de
operação do motor que é de 130 V, cada pacote teria cerca de 5 kg e ocuparia cerca
de 0,0065 m³ de espaço.
Logo 500 kg de bateria ocupam 0,65 m³, o que não é proibitivo de se alocar na
aeronave.
Com base na energia gravimétrica prometida pelo fabricante de 400 wh/Kg,
teremos que, para fornecer o consumo de 81,875 Kw/h, em 6 minutos, temos:
𝑝𝑒𝑠𝑜𝑏𝑎𝑡𝑒𝑟𝑖𝑎𝑠 =𝑃𝑙𝑖𝑞
𝑑𝑒𝑛𝑠𝑖𝑑𝑎𝑑𝑒𝑒𝑛𝑒𝑟𝑔∗ 𝑓𝑟𝑎çã𝑜ℎ𝑜𝑟𝑎 = 205 𝑘𝑔
Logo o peso para a missão típica, somente das baterias usadas no voo em
hover seria de 205 kg.
83
4.5.2 Motores horizontais
Para calcular o peso das baterias e a potência necessária para os motores
horizontais, temos que estimar um arrasto em cruzeiro para a aeronave. O arrasto
pode ser dividido em arrasto induzido e arrasto parasita: dentro do arrasto parasita
temos o arrasto de interferência e arrasto de perfil, de onde tiramos o arrasto de fricção
e de pressão.
Como forma de simplificação, iremos estimar o arrasto somente na condição
de cruzeiro, através do software Open VSP, adotando os motores verticais junto com
a prancha que os sustenta, como dois flutuadores aquáticos de mesma área.
Chegamos num valor de coeficiente de arrasto alto, perto de aeronaves com
mesmo número de passageiros. Isso é entre outros motivos devido a prancha dos
motores verticais, que aumenta o arrasto, pois aumenta a área molhada da aeronave
e prejudica a aerodinâmica como um todo da aeronave.
Será necessária uma simulação em CFD, e até um ensaio em túnel de vento,
para fixar um valor mais coerente para o arrasto e continuar os cálculos nas próximas
fases do projeto.
De acordo com Pullin (1976), a potência requerida pode ser estimada pela
equação:
𝑃𝑟𝑒𝑞 = 𝑊√2 ∗ 𝑊
(𝑟ℎ𝑜 ∗ 𝑆𝑚𝑜𝑙ℎ𝑎𝑑𝑎) 𝐶𝑑/𝐶𝑙
32
𝑃𝑐𝑟𝑢𝑧 = (1450 ∗ 9.81)√2 ∗ 1450 ∗ 9.81
(1.19 ∗ 15.51)∗
0.113
0.432
= 249 𝐾𝑊
𝑃𝑐𝑟𝑢𝑧 = 334 𝐻𝑝
Para garantir essa potência requerida, iremos adotar dois motores alocados no
final da fuselagem da aeronave. Com base na tabela 13 de motores estudados, um
motor possível é o Emrax 268, cada um é capaz de fornecer 302 Hp, o peso de cada
motor é de 20,3 kg, logo os dois motores mais o pilone, que pode ser estimado
pesando 5kg, terão peso final de 50,6kg.
84
Considerando uma eficiência de 0,8 para a hélice, podemos considerar que
cada motor é capaz de fornecer 240 Hp de potência útil em voo. Para suprir a potência
em voo requerida, temos que cada motor pode trabalhar com 70% da potência,
produzindo juntos 336 Hp.
Considerando a missão típica e os motores trabalhando a 70% da potência,
podemos calcular o peso das baterias para o cruzeiro, adotando o mesmo
procedimento para o consumo dos motores verticais e logo:
𝑝𝑒𝑠𝑜𝑏𝑎𝑡𝑒𝑟𝑖𝑎𝑠 =𝐶
𝑑𝑒𝑛𝑠𝑖𝑑𝑎𝑑𝑒𝑒𝑛𝑒𝑟𝑔∗ 𝑓𝑟𝑎çã𝑜ℎ𝑜𝑟𝑎
𝑝𝑒𝑠𝑜𝑏𝑎𝑡𝑒𝑟𝑖𝑎𝑠 =258 𝑘𝑊
400 𝑘𝑊ℎ/𝑘𝑔∗ 0.35 ℎ = 225.75 𝑘𝑔
4.5.3 Considerações sobre os resultados de motores
Para uma aeronave eficiente, precisamos otimizar a relação de potência
requerida entre o hover e o voo em cruzeiro. Tem-se que quanto maior a área de disco
dos motores verticais, menor será a potência requerida no hover, porém maior será o
arrasto gerado em cruzeiro pela estrutura dos motores verticais e logo maior será a
potência gasta em cruzeiro. Existe, portanto, um valor ótimo para cada missão da
aeronave.
É necessário considerar também o carregamento na pá da hélice, que pode ser
um requisito mínimo para a área de disco da aeronave, usaremos 3 pás, como uma
estimativa inicial, para diminuir o carregamento da hélice. Também podem ser usadas
outras soluções para diminuir o carregamento, por exemplo, segundo Glauber (2018)
o uso de motores contra rotativos.
Devido a necessidade de motores desacoplados, um para cada parte da
missão, temos que a potência total instalada na aeronave é muito maior que a de
outras aeronaves. Os motores elétricos, por serem mais leves, tem vantagem nesse
tipo de aplicação. Motores a combustão seriam demasiado pesados, para serem
usados somente em uma parte do voo.
85
Gráfico-21 Exemplo de mapa de eficiências das hélices
Fonte: Hortman
4.5.4 Baterias
As baterias serão da Oxis Energy. Para cada motor foi estimado o consumo e
com os resultados temos os pesos das baterias para cada fase de voo. Para o hover
precisamos de 205 kg e para o cruzeiro precisamos de 225.75 kg. Considerando um
peso de cerca de 50kg de baterias, para suprir o consumo dos sistemas elétricos da
aeronave. Temos também por requisito, segundo o “White Paper Uber”, que a bateria
precisa ter 20 % de carga a mais, caso a aeronave precise alternar o pouso para outro
vertiport mais próximo.
O fato de a bateria não descarregar totalmente, aumenta a sua vida útil. Por
exemplo, para a bateria usada da Oxis Energy, a vida útil passa de 100 ciclos para
200 ciclos.
𝑃𝑡𝑜𝑡𝑎𝑙 = (𝑃ℎ𝑜𝑣𝑒𝑟 + 𝑃𝑐𝑟𝑢𝑧𝑒𝑖𝑟𝑜 + 𝑃_𝑠𝑖𝑠𝑡𝑒𝑚𝑎𝑠) ∗ 1.2
O peso total das baterias será de 577 kg, o que corresponde a cerca de 56%
do peso vazio da aeronave, uma estimativa ainda maior que a adotada no início dos
cálculos. O peso dos motores junto com sua estrutura é cerca de 125 kg, ou seja, a
aeronave tem cerca de 68% do seu peso, somente com o grupo propulsor.
0
500
1000
1500
2000
2500
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9
po
tên
cia
(hp
)
N° passageiros
Potência
Empuxo vetorado Helicopteros Aviões elétricos Aviões a combustão CEA-ELEVATE
86
As baterias Oxis Energy foram usadas, por serem as com melhor densidade
energética no mercado, porém tem vida útil de somente 200 ciclos, o que seria um
grande impeditivo para o uso em massa nas aeronaves.
Outro ponto relevante é o tempo necessário para carregar a bateria, que
segundo o fabricante é de 4 horas. Para que essa aeronave fosse usada diversas
vezes ao dia, seria necessário um sistema de troca dos packs de bateria a cada pouso,
o que devido ao peso do conjunto de baterias, quase 577kg, não seria algo trivial de
ser feito.
Figura 45 - Pack de baterias Oxis Energy
Fonte: OxisEnergy
Analisando o custo das baterias, apesar da fabricante não definir um valor por
conjunto de células, temos que o custo segundo estudos feitos pela fundação Fapesp
giraria em torno de 250 $, por kWh, logo todos os packs usados na aeronave custariam
juntos cerca de 57000 $, o que em conversão direta para o real daria algo em torno
de 200 mil reais.
A cada 200 ciclos de uso da bateria, precisariam ser gastos 200 mil reais com
a troca das baterias da aeronave, sem contar os custos de projeto, certificação,
fabricação e do próprio consumo de energia elétrica do protótipo, que não seria
irrisório. Temos também o risco de explosões, intrínsecas a baterias de lítio, caso as
baterias sejam submetidas a temperaturas acima de 25 ° C.
87
4.6 Considerações finais do anteprojeto
Temos como principais dificuldades do uso da bateria para um projeto viável: a
baixa densidade energética em relação aos combustíveis fósseis; problemas com o
alto custo das baterias; baixo ciclo de vida; baixa confiabilidade e lento carregamento.
A solução para o projeto, seria o uso de tecnologias alternativas, que dispensem o
uso de baterias na aeronave. Vamos destacar duas possibilidades.
4.6.1 Rede de fios entre os vertiports
Essa ideia consiste em ligar todos os vertiports por linhas de energia. Assim a
aeronave seria capaz de voar presa por cabos flexíveis, à linha de energia que liga os
vertiports, garantindo a energia para o voo. As baterias da aeronave forneceriam
energia somente em caso de desconexão da aeronave da linha de fios e essa energia
seria somente o suficiente para a aeronave descer em hover, reduzindo drasticamente
o peso das baterias necessárias para o voo, o que reduziria o peso da aeronave, junto
com todos os problemas citados acima.
Essa ideia é similar aos bondes elétricos, que também usam de redes de fios
instaladas entre suas estações.
Uma solução próxima seria usar fios, para fazer a transmissão de energia
somente na parte da decolagem em hover. A ideia seria ter um cabo ligado a cada
vertiport, no qual a aeronave subisse em hover ligada ao cabo e se desprendesse
após adquirir velocidade horizontal suficiente
Figura 46 - Bonde elétrico preso a fio
Fonte: OxisEnergy
88
4.6.2 Carregamento por indução
Essa ideia consiste em carregar a bateria da aeronave em movimento.
Atualmente, temos a empresa Qualcomm, com uma tecnologia batizada de Dynamic
Eletric Vehicle Charging System (DEVEC), que promete fornecer energia para as
baterias de carros elétricos, utilizando uma tecnologia de indução, através de trilhos
eletrificados que ficariam acoplados às estradas, isso sem precisar de ter contato
físico entre o carro e os trilhos. A ideia então seria usar uma estrutura que pudesse
carregar as baterias das aeronaves em voo, através de indução elétrica.
89
5 Conclusão
Neste trabalho, buscou-se estudar as dificuldades inerentes ao projeto de um
EVTOL para transporte em massa de passageiros. Foram apresentados o histórico de
desenvolvimento de aeronaves com missões similares, foram definidos os requisitos
para o projeto da aeronave e partiu-se para o estudo conceitual da aeronave CEA-
ELEVATE, com o intuito de exemplificar um anteprojeto de uma aeronave que
cumprisse os requisitos definidos.
Foi realizado um esboço da aeronave, sendo feitos cálculos preliminares, que
levaram a uma geometria possível para a aeronave. Foram estudadas diferentes
configurações e suas vantagens para o uso nesse tipo de veículo. Os estudos
apontam que as baterias elétricas necessárias são a maior dificuldade atualmente
para a concepção do projeto e consequente implementação de uma aeronave viável.
90
6 Trabalhos futuros
Para estudos futuros, para que seja possível a implementação desse tipo de
aeronave EVTOL, recomenda-se o estudo de novas tecnologias de baterias elétricas
com maior densidade energética aliado ao estudo de formas alternativas de
fornecimento de energia elétrica.
91
7 Referências ANDERSON, J. D. Fundamentals of Aerodynamics. New York: McGraw-Hill Book Company, 1984. p. 15-25. ANDERSON, J. D. Modern compressible flow: with historical perspective. 3. ed. New York: McGraw-Hill Book Company, 1990. p. 20-81. BARROS, J. E. M. EMA 237 - Propulsão I: Modelo de Fan Elétrico. Belo Horizonte: Escola de Engenharia da UFMG, 2017. 1 p. Notas de aula. ABBOTT, I. H.; DOENHOFF, A. E. Theory of Wing Section. New York: Dover Publications Inc., 1959. BARROS, C. P. Projeto da Aeronave CB-7 Vésper, Belo Horizonte: Departamento de Engenharia Mecânica, Centro de Estudos Aeronáuticos UFMG, 1986. BARROS, C. P. Introdução ao projeto de Aeronaves – Volume 1, Belo Horizonte: Departamento de Engenharia Mecânica, Centro de Estudos Aeronáuticos UFMG, 1995. BARROS, C.P. Desenvolvimento de uma Metodologia para o Projeto de Aeronaves Subsônicas Leves. Belo Horizonte: Departamento de Engenharia Mecânica da UFMG, 2000. 310p (Dissertação, Doutorado em Engenharia Mecânica). CARMICHAEL, B. H. Personal Aircraft Drag Reduction, San Clemente, Califórnia: Publicação Própria, 2000. FEDERAL AVIATION ADMISTRATION. Federal Aviation Regulation – Part 23, 1999. HOERNER, S. F. Fluid Dynamic Drag, Brick Town: Publicação própria, 1965. MCCORMICK, B. W. Aerodynamics, Aeronautics, And Flight Mechanics, John Wiley & Sons Inc., 1979. PAZMANY,L. Light Airplane Design. 3.ed. San Diego: L. Pazmany,1963. 80p. PECKHAM, D. H. Engineering Science Data Unit - Item Number 75018 – Estimation of cruise range:propeller-driven aircraft, London: 1975. PINTO, R.L.U. Um Procedimento Alternativo para Cálculo Aerodinâmico de Aeronaves Leves Subsônicas; Belo Horizonte: CEA-UFMG, Congresso SAE, 1999. PULLIN, D. Aerodinâmica e Desempenho de aviões, Belo Horizonte: CEA-UFMG; 1976. RAYMER, DANIEL. Aircraft Design a Conceptual Approch. 1.ed. Sylmar. California: AIAA Education Series, 1992.
92
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