desenvolvimento de uma aeronave elétrica tripulada...
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Desenvolvimento de uma Aeronave Elétrica Tripulada controlada por LabVIEW FPGA (cRIO) e IHM Touch Panel - P014_APH (ACS)
Aerospace & Defense Day 2016
18/10/2016
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1. Objetivo
2. Sora-e
3. Envolvidos
4. Eventos
5. Justificativa – Potência Dissipada
6. Justificativa – Toque variável
7. Justificativa – Ponto ótimo do motor Lycoming
8. Requisitos
9. Pulmão Energético
10. Benchmarking
11. Classificação
12. Eficiências
13. Análise
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Tópicos
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14. Análise de solução
15. Comparativo de soluções
16. Soluções
17. Sistemas
18. Sistemas Embarcados
19. Análise perfil puramente elétrico
20. Análise puramente elétrico – mesmo voo
21. Análise puramente elétrico – retorno de investimento
22. Diagrama Elétrico APH
23. Testes em Laboratório
24. Cálculo de elevação de temperatura no cabo por perfil de voo
25. Seleção da Bateria interna
26. Calibração dos Sensores para Ensaio da Bateria
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Tópicos
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27. Resultado do Ensaio da Bateria de Potência
28. Soluções e Análise
29. Conclusões
30. Trabalhos Futuros
31. Fontes
32. Agradecimentos
33. Contatos
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Tópicos
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5
IV. Potências dissipadas Objetivo
Desenvolvimento de uma aeronave híbrida/elétrica. Com intuito de aumentar a eficiência (redução do custo por hora de voo), como também à diminuição da emissão de poluentes*.
O sistema desenvolvido é um conceito e pode ser migrado para aeronaves de grande porte, para isto devem-se realizar algumas mudanças, que na maior parte envolvem apenas as potências envolvidas (quantidades ou tamanho dos motores).
*tráfego aéreo é responsável por cerca de 2,2% das emissões globais de CO2 (Fonte 1)
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Sora-e
Voo 19/05/2015
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Envolvidos
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Envolvidos
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9
2012
- Requisitos - Benchmark - Seleção - Opções - Lista de partes
2013 (aguardando a chegada do material)
- Memorial - Documentos de fabricação - Esquemáticos - Lista de acessórios -Arquitetura do software - Documentação bancada / vôo
2013 (chegada do material)
- Actuação do motor - Ensaios do sistema de refrigeração - Testes na bancada - Ensaios em vôo
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Eventos
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10
IV. Potências dissipadas
Motor a
combustião Gerador Driver 1 Driver 2 Bateria
Motor
elétrico
Eficiência do componente (%)
Fase Motor a combustão Gerador Driver 1 Bateria Driver 2 Motor elétrico
Decolagem
- 0,940 0,950 0,996 0,950
0,93 (3500 rpm)
Subida 0,955 (3500 rpm)
Cruzeiro 1 0,955 (3000 rpm)
Cruzeiro 2 0,955 (3000 rpm)
Loiter 0,957 (2200 rpm)
Descida 2 0,957 (2200 rpm)
Pouso 0,957 (2200 rpm)
Potência dissipada (W)
Fase Motor a combustão Gerador Driver 1 Bateria Driver 2 Motor elétrico
Decolagem
Entre 16797 e 33594 3359 2632
325 4051 5388
Subida 177 2204 1885
Cruzeiro 1 131 1634 1397
Cruzeiro 2 135 1676 1433
Loiter 103 1287 1051
Descida 2 103 1287 1051
Pouso 103 1287 1051
Hipótese : 50 kW na entrada da bateria Para cada 100 W disponível, 30-60 W são dissipados
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Justificativa – Potência Dissipada
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11
0
50
100
150
200
250
To
rqu
e (
Nm
)
RPM
Gráfico Torque (Nm) vs RPM
AeroVee 2.1 ASE MPE 750 TC JPX 4TX90 Simonini Victor 2 Super
MWFly B22L MWFly B22R SMART M160/1
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Justificativa – Toque variável
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0
20
40
60
80
100
120
140
1500 2000 2500 3000
En
erg
ia (
kW
.h)
RPM
Motor Lycoming
Ponto ótimo do motor Lycoming : Rotação : 2250 rpm
Potência : 65 hp (48,5 kW)
Consumo : 21,9 L/h Energia disponível com 60 L : 132,8 kW.h
Ponto ótimo do motor Smart M : Rotação : ???? rpm
Potência : 70 hp (52,2 kW)
Consumo : 14 L/h Energia disponível com 60 L : 223,7 kW.h
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Justificativa – Ponto ótimo do motor Lycoming
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Desempenho
Velocidade máxima de 220 km/h**;
Velocidade de Stall Vs – 83 km/h**;
Climb speed – mínimo de 450 ft/min;
93.9 hp (70 kW) por 1 minuto;
53.6 hp (40 kW) por 3 minutos até atingir 1500 ft;
Distância para decolagem 400 m;
Distância para pouso 450m (pista seca).
Autonomia
Autonomia – 3 horas + 45 minutos reserva (Para o Híbrido);
Alcance – 540 km + 45 minutos reserva (Para o Híbrido);
Pulmão (baterias) – Vide tabela (Para o Híbrido).
** É um requisito da categoria LSA (desejável, não obrigatório).
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Requisitos
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Empuxo
Hélice passo fixo;
Capacidade Contínua de 35 kW (46.9 hp) (Potência continua de
cruzeiro).
Peso Total de máximo de decolagem até 700 kg (SORA BR 01 Padrão).
Economia Redução do custo de voo no combustível em pelo menos 30%.
Emissão de Poluentes Redução da emissão em poluentes em pelo menos 20% para o mesmo
perfil de voo.
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Requisitos
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Segurança Derating mínimo de 30% desejável 80% quando possível e justificável;
Redundância para itens críticos (quando possível aplicar) preferencialmente paralela ativa;
Capacidade do pulmão definida para permitir alcançar 1500 ft sem uso de motor a combustão.
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Requisitos
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Descarga (Decolagem)
Conjunto Motor
Híbrido
Bateria
(Pulmão)
Propulsão
Legenda
Recarga (Cruzeiro) Descarga (Decolagem) Fluxo de Energia
Recarga (Cruzeiro)
Conjunto Motor
Híbrido
Bateria
(Pulmão)
Propulsão
Pulmão Energético
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Aeronáutico
Híbrido
Aeronave DA 36 E-Star (EADS, SIEMENS, Diamond Aircraft): propulsão puramente elétrica (motor SIEMENS 70 kW), energia armazenada em bateria e é gerada pelo motor a combustão de 30 kW trabalhando em regime constante Vídeo
Pipistrel Phantera: Híbrido (redução de 41% do consumo), 10 galões/h (37.85 L/h), venceu o concurso de eficiência energética da Nasa. 4 passageiros, 197 hp, 200 knots (370 km/h), painel touch screen e espaço para bagagem, custa 335 mil euros. Vídeo
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Benchmarking
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Aeronáutico
Elétrico (somente bateria)
Pipistrel Phantera versão Elétrica: 400 km de autonomia.
Em Paris Air Show, piloto francês Hugues Duval estabeleceu um recorde mundial de velocidade para todo-elétricos aviões quando seu avião pequeno avião Cristaline quebrou o record de velocidade 175 mph (282 km/h), superando o recorde anterior em 13 mph (21 km/h). O pequeno avião minúsculo tem uma envergadura de 16 metros e pesa apenas 200 quilos. Usa dois motores paralelos (bimotor) de 35 hp (26 kW) e duas baterias de 1,5 kWh (total de 3kWh) que mantém a velocidade máxima por pouco momento, mas a 65 mph (105 km/h) o avião pode voar cerca de 25 minutos. Vídeo
Sonex Electric Powered Flight, EAA AirVenture Oshkosh 2007. Vídeo
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Benchmarking
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Automotivo Ônibus Eletra: Ônibus de 12 m (motor típico de 210 hp) utilizando motor
diesel de 80 hp em regime ótimo constante (máximo rendimento), carregando um sistema de baterias (pulmão energético) que fornece a potência de pico exigida no tráfego. Possui sistema de controle de potencia, aceleração e regeneração parcial da frenagem;
Mercedes S400;
Volt; Vídeo 1, Vídeo 2
Prius; Vídeo 1, Vídeo 2
Fusion: Acionamento do motor a combustão acima dos 75 km/h ou após ter consumido 50% da bateria. Vídeo
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Benchmarking
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Híbrido-Paralelo: Motor a explosão com acoplamento direto ao eixo
de tração e um motor elétrico como sistema extra para melhorar o
desemprenho, muito utilizado em maquinas de pequeno porte.
Híbrido-Série: O motor a combustão é utilizado para gerar energia
(gerador) utilizada para locomoção e carga de baterias, utilizado em
maquinas de grande porte.
Híbrido-Misto: O terceiro é o sistema híbrido misto, que combina
aspectos do sistema em série com o sistema paralelo, que tem como
objetivo maximizar os benefícios de ambos. Este sistema permite
fornecer energia para as rodas do veículo e gerar eletricidade
simultaneamente, usando um gerador, diferentemente do que ocorre
na configuração paralela simples. É possível usar somente o sistema
elétrico, dependendo das condições de carga. Também é permitido
que os dois motores atuassem de forma simultânea.
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Classificação
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Classificação
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Eficiências
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Eficiências
Funcionamento por Histerese
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Perfil de voo: Taxi (10 min)
Decolagem
Climb
Cruzeiro
Descida
Loiter
Pouso
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Análise
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Potência requerida no perfil
18/10/16 25
Análise
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Perfil de voo: Distância
0 50 100 150 200 2500
1000
2000
3000
Tempo (min)
Altitude (
m)
Altitude
7500 ft
1150 ft
0 50 100 150 200 2500
200
400
600
800
Tempo (min)
Dis
tancia
(km
)
Distancia
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Análise
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Perfil de voo: Potência Requerida
18/10/16 27
Análise
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Perfil de voo:
Energia
0 50 100 150 200 2500
1000
2000
3000
Tempo (min)
Altitude (
m)
Altitude
7500 ft
1150 ft
0 50 100 150 200 2500
50
100
150
X: 12
Y: 12.46Tempo (min)
Energ
ia (
kW
h)
Energia Gasta
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Análise
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Perfil de voo LSA: Range
Energia
0 10 20 30 40 50 60 70 80 900
1000
2000
3000
Tempo (min)
Altitude (
m)
Altitude
7500 ft
1150 ft
0 10 20 30 40 50 60 70 80 900
50
100
150
200
X: 84
Y: 172.4
Tempo (min)
Dis
tancia
(km
)
Distancia
0 10 20 30 40 50 60 70 80 900
1000
2000
3000
Tempo (min)
Altitude (
m)
Altitude
7500 ft
1150 ft
0 10 20 30 40 50 60 70 80 900
10
20
30
X: 84
Y: 27.37
Tempo (min)
Energ
ia (
kW
h)
Energia Gasta
18/10/16 29
Análise
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Voo SORA BR: Range
Tempo
18/10/16 30
Análise
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Perfil de voo: Cruzeiro BR e LSA
100 120 140 160 180 200 220 24020
40
60
80
Velocidade (km/h)
Potê
ncia
(kW
)
Razão de comsumo BR 660kg
100 120 140 160 180 200 220 2402
4
6
8
Velocidade x Potência
Razão de Consumo
100 120 140 160 180 200 220 2401
2
3
4
5
6
7
8
9
10
Velocidade (km/h)
Razão
Razão de Comsumo Cruzeiro BR x LSA 660kg
Razão de Consumo BR
Razão de Consumo LSA
18/10/16 31
Análise
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Eficiência: Ponto ótimo
1000 1500 2000 2500 3000 35000
5
10
15
20
25
30
35
Rotação (RMP)
Consum
o (
L/h
)
Potência x Consumo
5 Hp
10 Hp
20 Hp
30 Hp
40 Hp
50 Hp
60 Hp
70 Hp
80 Hp
90 Hp
100 Hp
110 Hp
1000 1500 2000 2500 3000 35000.2
0.4
0.6
0.8
1
1.2
1.4
1.6
1.8
2
2.2
Rotação (RMP)
Consum
o E
specíf
ico (
L/h
/Hp)
Potência x Consumo
5 Hp
10 Hp
20 Hp
30 Hp
40 Hp
50 Hp
60 Hp
70 Hp
80 Hp
90 Hp
100 Hp
110 Hp
18/10/16 32
Análise
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Motor: 1 min 80 kW (107 hp)
2 min 50 kW (67 hp)
Cont. 40 kW (53.7 hp)
0,2 L/s at 20°C Água/Glycol limite 120°C, 200 kPa
18/10/16 33
Análise de solução
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Hélice: Velocidade na ponta da pá com TAS=0
1000 1500 2000 2500 3000 3500 4000100
150
200
250
300
350
400
450
500
Rotação (RPM)
Velo
cid
ade n
a P
onta
da H
élic
e (
m/s
)
Velocidade na Ponta da Hélice, Vsom = 340 m/s, TAS = 225km/h
84"
80"
76"
72"
68"
64"
mach 1.0
mach 0.90
mach 0.85
mach 0.75
18/10/16 34
Análise
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Potência: Gráfico de uso do motor
Tensão do controlador
Rotação Hélice
18/10/16 35
Análise de solução
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Baterias: ****
18/10/16 36
Análise de solução
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Baterias: ****
Evolução da densidade de energia de lítio, NiMH e NiCD
Potencial e desenvolvimento das baterias em função do tipo de tecnologia
18/10/16 37
Análise de solução
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Baterias: ****
18/10/16 38
Análise de solução
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Baterias: ****
18/10/16 39
Análise de solução
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Baterias: ****
18/10/16 40
Análise de solução
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Baterias: Boston Power (Exemplo)
18/10/16 41
Análise de solução
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Baterias: Boston Power (exemplo)
****
18/10/16 42
Comparativo de soluções
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Driver do motor: SAC 41 (exemplo)
18/10/16 43
Análise de solução
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Recarregador: Piktronik (Exemplo)
18/10/16 44
Análise de solução
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Tensões
Rotações
1000 1500 2000 2500 3000 3500 400050
100
150
200
250
300
350
400
450
Rotação (RPM)
Velo
cid
ade n
a P
onta
da H
élic
e (
m/s
)
Velocidade na Ponta da Hélice, Vsom = 340 m/s
84"
80"
76"
72"
68"
64"
mach 1.0
mach 0.8
mach 0.8
mach 0.7
18/10/16 45
Soluções
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Recarregador: Análise de limites
Tempo de recarga
Análise do autotrafo
18/10/16 46
Análise de solução
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18/10/16 47
Sistemas
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18/10/16 48
Sistemas
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18/10/16 49
Sistemas
Problema do Arrefecimento com:
Aeronave Parada
Aeronave Decolando
Aeronave Em pane
Arrasto
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Piktronik
cRIO
18/10/16 50
Soluções
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Controle e monitoramento do motor
Loops paralelos
Salva dados de voo
Monitoramento das baterias
Cálculo de autonomia das baterias
18/10/16 51
Soluções
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18/10/16 52
Interface Homem Máquina
Funções monitoradas
Tensão
Corrente
Energia
Temperatura
Rotação do motor
Potência do motor
Componentes monitorados
Motores
Baterias
Drivers
Sistemas Embarcados
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18/10/16
Descida
1
Tempo
Altitude 4500
ft Subida
Decolagem
Descida
2
Cruzeiro
Pouso 2000
ft
Tempo total do voo : 65 min
Range total : 194 km
Phase Potência disp Tempo Velocidade Razão de
subida Range Altitude
Ganho de altitude
- kW hp - km/h mph fpm km ft ft
Taxi 6,4 8,6 10 min 48,3 30,0 - - 2000 0
Decolagem 71,6 96,0 1 min 110,1 68,4 - - 2000 0
Subida 60 80,5 2,8 min 156,2 97,1 896 7,2 4500 2500
Cruzeiro 31,3 42,0 54,3 min 190,0 118,1 - 172,0 4500 0
Descida 1 (planeio)
- - 1,4 min 146,6 91,1 -734 3,3 3500 -1000
Descida 2 25,2 33,7 4,8 min 144,3 89,7 -304 11,4 2050 -1450
Pouso 25,2 33,7 < 1 min 120,5 74,9 -342,5 - 2000 -50
53
Análise perfil puramente elétrico
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54
S=0,79; C=0,79; L=0,79 S=0,79; C=0,79; L=0,82
S=0,79; C=0,79; L=0,85 S=0,79; C=0,82; L=0,79
S=0,79; C=0,82; L=0,82 S=0,79; C=0,82; L=0,85
S=0,79; C=0,85; L=0,79 S=0,79; C=0,85; L=0,82
S=0,79; C=0,85; L=0,85 S=0,82; C=0,79; L=0,79
S=0,82; C=0,79; L=0,82 S=0,82; C=0,79; L=0,85
S=0,82; C=0,82; L=0,79 S=0,82; C=0,82; L=0,82
S=0,82; C=0,82; L=0,85 S=0,82; C=0,85; L=0,79
S=0,82; C=0,85; L=0,82 S=0,82; C=0,85; L=0,85
S=0,85; C=0,79; L=0,79 S=0,85; C=0,79; L=0,82
S=0,85; C=0,79; L=0,85 S=0,85; C=0,82; L=0,79
S=0,85; C=0,82; L=0,82 S=0,85; C=0,82; L=0,85
S=0,85; C=0,85; L=0,79 S=0,85; C=0,85; L=0,82
S=0,85; C=0,85; L=0,85
880,0 890,0 900,0 910,0 920,0 930,0 940,0
Range cruzeiro + subida (km)
Range VS Eficiência da hélice S : eficiência da hélice durante a Subida, C : ‘’ Cruzeiro, L : ‘’ Loiter
18/10/16
Análise perfil puramente elétrico
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18/10/16
Avião SORA convencional
100 L de combustivel SORA elétrico
config AABB - 2000 ciclos (90%)
Custo do voo
(R$/km) 0,40 0,11
(R$/h de vôo) 72,6 19,1
Custo da manutenção
(R$/h de operação) 25,0 29,2
TOTAL : Custo do vôo + custo da manutenção
(R$/h de operação) 97,6 48,3
Custo do material FOB
R$ 60 860,70 148 000,00 *
* FOB estimado
Análise puramente elétrico – mesmo voo
55
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18/10/16
* Custo total = custo do material + custo do voo + custo da manutenção
0
50000
100000
150000
200000
250000
300000
350000
400000
0 500 1000 1500 2000 2500
Cu
sto
to
tal (R
$)
*
Tempo de operação (h)
SORA Convencional
SORA elétrico 2000ciclos
1780 h
56
Análise puramente elétrico – retorno de investimento
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18/10/16 57
Diagrama Elétrico APH
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18/10/16 58
Testes em Laboratório
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18/10/16 59
Testes em Laboratório
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18/10/16 60
Testes em Laboratório
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Perfil conservativo
Tabela 6 – Cálculo de elevação de temperatura no cabo
Tabela 7 – Cálculo de elevação de temperatura no cabo
18/10/16 61
Cálculo de elevação de temperatura no cabo por perfil de voo
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18/10/16 62
Seleção da Bateria interna
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Calibração dos Sensores para Ensaio da Bateria
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Resultado do Ensaio da Bateria de Potência
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0 5 10 15 20 25 30 35 40 45 5020
21
22
23
24
25
26
27
28
29
X: 1.033
Y: 21.21
Tempo(min)
Tem
pera
tura
(C)
Temperaturas na Célula Ensaiada 2C 3.6L
X: 34.75
Y: 27.79
Temp sup cel
Temp inf cel
Temp sup agua
Temp Ar Ext
0 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50-100
0
100
200
300
400
500
X: 2
Y: 370.3
Tempo(min)
Para
mêtr
os E
létr
icos
X: 2.034
Y: 124.1
X: 2.034
Y: 7.61
X: 1.9
Y: 445.6
X: 25.98
Y: 294.7
Paramêtros Elétricos da Célula Ensaiada 2C 3.6L
X: 26.07
Y: 316.8
X: 26.07
Y: 105.7
X: 25.97
Y: 152.8
X: 0.5835
Y: 418.4
X: 1.234
Y: 470.9
X: 1.033
Y: 130.2
X: 0.9835
Y: -0.172
Tensao (cV)
Corrente (A)
Potencia (W)
Energia (W*h)
Resultado do Ensaio da Bateria de Potência
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3 células em serie 24 em paralelo - 4 fans push-pull laterais Temperatura máxima: 47,4⁰C Diferença máxima de temperatura entre as células: ≈ 8⁰C
Soluções e Análise
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Soluções e Análise
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Mudanças Estruturais
d
l
φ
68
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O estudo e análise do sistema híbrido demonstrou-o como promissor obtendo ganhos superiores a 40 % e diminuição das poluição superior a este número, além de poder usar combustíveis renováveis;
O sistema puramente elétrica atende a casos particulares (é muito dependente da densidade energética das baterias (hoje já esta disponível no mercado baterias comerciais com o dobro da densidade energética)
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Conclusões
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Desenvolvimento de um sistema Híbrido
Aplicação a aeronave de maior porte
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Trabalhos Futuros
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Internet: 1. https://www.swe.siemens.com/portugal/web_nwa/pt/PortalInternet/QuemSomos/negocios/Industry/IA_DT/Notici
as_Eventos/noticias/Pages/Siemens_apresenta_primeiro_aviao_hibrido_do_mundo.aspx
Apresentações
Do desenvolvimento da Aeronave de Propulsão Elétrica/Híbrida – ACS/FINEP
Links sobre o Projeto http://economictimes.indiatimes.com/slideshows/science-technology/sora-e-a-carbon-fiber-
made-electric-powered-aircraft/dual-electric-engine/slideshow/47796425.cms
http://economia.uol.com.br/noticias/redacao/2014/08/28/prototipo-de-aviao-eletrico-e-testado-e-
deve-fazer-1-voo-ate-novembro.htm
http://www.progresso.com.br/caderno-a/brasil-mundo/brasil-realiza-testes-com-aviao-eletric
http://www.clickfozdoiguacu.com.br/itaipu-testa-primeiro-aviao-eletrico-tripulado-da-america-
latina/o-tripulado
https://www.brasil.gov.br/infraestrutura/2014/08/comecam-testes-com-primeiro-aviao-eletrico-
tripulado
http://portaliguacu.com.br/noticias-gerais/itaipu-inicia-testes-com-o-primeiro-aviao-eletrico-
tripulado-da-america-latina-4954
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Fontes
![Page 72: Desenvolvimento de uma Aeronave Elétrica Tripulada ...brasil.ni.com/...uma...controlada_por_labview_fpga_ihm_touch_panel.pdf · 4 passageiros, 197 hp, 200 knots (370 km/h), painel](https://reader033.vdocuments.com.br/reader033/viewer/2022052710/5a9bc28e7f8b9a451b8dfc46/html5/thumbnails/72.jpg)
Por contratar/apoiar/apresentar o desenvolvimento do projeto, ceder
imagens e informações agradecemos a:
ACS www.acs-solutions.com.br
FINEP www.finep.gov.br/
ITAIPU www.itaipu.gov.br
National Instruments www.ni.com
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Agradecimentos
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KRYPEM – Sistemas e Soluções
São José dos Campos – SP – BR
Fone/Fax: +55 (12) 3302-1032
www.krypem.com
Glêvson Diniz Franco - Eng. Sist.
Cel.: +55 (12) 8123-6056
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