UNIVERSIDADE FEDERAL DO RIO GRANDE DO NORTE
PROGRAMA DE PÓS-GRADUAÇÃO EM
ENGENHARIA MECÂNICA
ALYSSON NASCIMENTO DE LUCENA
DESENVOLVIMENTO DE UM VEÍCULO AÉREO NÃO TRIPULADO
COM SUSTENTAÇÃO E PROPULSÃO HÍBRIDA
Janeiro de 2018
Natal - RN
Alysson Nascimento de Lucena
DESENVOLVIMENTO DE UM VEÍCULO AÉREO NÃO TRIPULADO
COM SUSTENTAÇÃO E PROPULSÃO HÍBRIDA
Dissertação de Mestrado apresentada ao Programa de Pós-Graduação em
Engenharia Mecânica da UFRN como parte dos requisitos para obtenção de
título de Mestre em Engenharia Mecânica.
Orientador: Prof. Dr. Raimundo Carlos Silvério Freire Júnior.
Universidade Federal do Rio Grande do Norte - UFRN
Sistema de Bibliotecas - SISBI
Catalogação de Publicação na Fonte. UFRN - Biblioteca Central Zila Mamede
Lucena, Alysson Nascimento de.
Desenvolvimento de um veículo aéreo não tripulado com
sustentação e propulsão híbrida / Alysson Nascimento de Lucena. -
2018.
141 f.: il.
Dissertação (mestrado) - Universidade Federal do Rio Grande do
Norte, Centro de Tecnologia, Programa de Pós-Graduação em
Engenharia Mecânica, Natal, RN, 2018.
Orientador: Prof. Dr. Raimundo Carlos Silvério Freire Júnior.
1. VANT - Dissertação. 2. Propulsão híbrida - Dissertação. 3.
Asa voadora - Dissertação. 4. Multirotor - Dissertação. 5. Drone
- Dissertação. I. Freire Júnior, Raimundo Carlos Silvério. II.
Título.
RN/UF/BCZM CDU 621.3
Alysson Nascimento de Lucena
DESENVOLVIMENTO DE UM VEÍCULO AÉREO NÃO TRIPULADO
COM SUSTENTAÇÃO E PROPULSÃO HÍBRIDA
Esta dissertação foi julgada adequada para a obtenção do título de
MESTRE EM ENGENHARIA MECÃNICA
sendo aprovada em sua forma final.
Banca Examinadora
__________________________________________
Prof. Dr. Raimundo Carlos Silvério Freire Junior
__________________________________________
Prof. Dr. Wallace Moreira Bessa
__________________________________________
Prof.a Dra. Karilany Dantas Coutinho
__________________________________________
Prof. Dr. Wanderley Ferreira de Amorim Júnior
DEDICATÓRIA
Dedico este trabalho para as duas pessoas
a quem dedico também a minha vida,
minha esposa e meu filho.
AGRADECIMENTOS
Primeiramente agradecer a Deus por toda essa caminhada da vida, tenho certeza
que ele sempre está ao meu lado, as dificuldades enfrentadas não deixam dúvidas.
A minha esposa Myrtz de Lucena e Silva e a meu filho Gabriel Silva de Lucena,
por todo apoio e compreensão, muitas foram as dificuldades durante o desenvolvimento
desse trabalho e sem eles os voos ainda estariam somente nos meus pensamentos.
A minha mãe Maria de Lourdes Nascimento de Lucena e meu pai Eliú Pereira de
Lucena, deles vem toda a minha formação educacional e pessoal, agradeço a Deus pelos
ótimos pais que tenho.
Aos meus sogros, João Batista da Silva e Edinelza Pereira de Lucena e Silva que
sempre torceram por mim.
A meus irmãos que sempre me apoiaram durante toda a vida.
A meus tios, tias e primos, sempre presentes! Em especial a meu tio Francisco Luiz
de Almeida, ele, engenheiro da vida, me ensinou muito.
Ao meu orientador, professor Dr. Raimundo Carlos Silvério Freire Júnior, seus
ensinamentos e participação durante o projeto foram essenciais, não poderia ser outra
pessoa!
A todos os amigos, em especial ao amigo Talisson Araújo Figueiredo, existem
amigos que aparecem na hora certa com a palavra certa, isso faz toda a diferença!
Aos docentes e servidores da escola de Ciências e Tecnologia (C&T), do
Departamento de Engenharia Mecânica (DEM) e do programa de Pós-Graduação em
Engenharia Mecânica da UFRN (PPGEM) por todos os ensinamentos e orientações.
“As invenções são, sobretudo,
o resultado de um trabalho teimoso.”
Alberto Santos Dumont
RESUMO
Este trabalho busca apresentar o desenvolvimento de um Veículo Aéreo não
Tripulado (VANT) duplamente híbrido, capaz de conciliar as vantagens de dois tipos de
aeronaves (asa fixa e multirotor), utilizando motores a combustão e elétricos para a
propulsão e para a sustentação em voo a asa e o multirotor, capaz de decolar e pousar
verticalmente, executar voos lentos ou parados, também executar voo horizontal com
sustentação pela asa e propulsão por motor a combustão que garante maior autonomia.
Para a realização desse estudo foram desenvolvidas três aeronaves, inicialmente uma asa
voadora e um multirotor tricóptero com objetivo de analisar separadamente cada tipo de
aeronave, após os testes e análises foi desenvolvido um VANT duplamente híbrido, uma
asa voadora e um hexacóptero, propulsão por motores elétricos e à combustão. A partir
dos testes e cálculos teóricos da aeronave híbrida observou-se a viabilidade de um novo
tipo de aeronave, com características próprias, capaz de conciliar as vantagens de dois
tipos de aeronaves.
Palavras-chave: VANT, híbrido, asa voadora, multirotor, drone.
ABSTRACT
This work aims to present the development of a double hybrid unmanned aerial
vehicle (UAV), capable of reconciling the advantages of two types of aircraft (fixed wing
and multirotor), using combustion and electric motors for propulsion and in flight support
the wing and the multirotor, able to take off and land vertically, to perform slow or
stopped flights, also to execute horizontal flight with support by the wing and propulsion
by combustion engine that guarantees greater autonomy. In order to carry out this study,
three aircraft were developed, initially a flying wing and a tricopter multirotor with the
objective of analyzing separately each type of aircraft, after the tests and analyzes a
double hybrid VANT was developed, a flying wing and a hexacopter, motor propulsion
electrical and combustion. From the theoretical tests and calculations of the hybrid
aircraft, the viability of a new type of aircraft, with its own characteristics, was able to
reconcile the advantages of two types of aircraft.
Keywords: UAV, hybrid, flying wing, multirotor, drone.
LISTA DE ABREVIATURAS E SIGLAS
b - Envergadura da asa
ct - Corda na ponta da asa
cr - Corda na raiz da asa
S - Área da asa
𝑅𝑒 - Número de Reynolds
l - Litro
v - Velocidade do escoamento
ρ - Densidade do ar
𝑐̅ - Corda média aerodinâmica do perfil
𝜇 - Viscosidade dinâmica do ar
c - Corda do perfil
𝛼 - Ângulo de ataque
𝑐𝑙 - Coeficiente de sustentação do perfil aerodinâmico
𝑐𝑙 𝑚á𝑥 - Limite do coeficiente de sustentação do perfil aerodinâmico
𝛼𝑐𝑙=0 - Coeficiente de sustentação nulo do perfil aerodinâmico
𝑐𝑑 - Coeficiente de arrasto do perfil aerodinâmico
𝑐𝑚 - Coeficiente de momento do perfil aerodinâmico
𝑎0 - Coeficiente angular para sustentação do perfil aerodinâmico
𝑙 - Força de sustentação
𝑑 - Força de arrasto
𝑚𝑐/4 - Momento localizado a 1/4 da corda do perfil aerodinâmico
𝐴𝑅 - Relação de alongamento
𝜆 - Relação de afilamento
𝑒 - Fator de eficiência da envergadura
𝛿 - Fator de arrasto induzido
𝐶𝐿 - Coeficiente de sustentação da asa
𝐶𝐷 - Coeficiente de arrasto da asa
𝐶𝑀 - Coeficiente de momento da asa
𝐿 - Força de sustentação
𝐷 - Força de arrasto
𝑀 - Momento ao redor do centro aerodinâmico
𝑤 - Downwash
𝑉∞ - Velocidade de vento relativo
𝛼𝑖 - Ângulo de ataque induzido
𝛼𝑒𝑓 - Ângulo de ataque efetivo
𝑢 - Componente de velocidade
𝛼𝐿=0 - Ângulo de ataque para sustentação nula
𝑎 - Coeficiente angular da curva da asa
𝐶𝐿 𝑚á𝑥 - Limite do coeficiente de sustentação da asa
𝐶𝐷𝑖 - Arrasto induzido estimado
𝑒0 - Eficiência de Oswald
𝐶𝐷𝑂 - Arrasto parasito estimado
𝑆𝑚𝑜𝑙ℎ𝑎𝑑𝑎 - Área molhada
𝐶𝐹 - Coeficiente de atrito
𝐾 - Termo de proporcionalidade
𝑣𝑒𝑠𝑡𝑜𝑙 - Velocidade de estol
𝑊 - Peso da aeronave
V - Volts
RPM - Rotações por minuto
KV - Relação entre RPM e V
ESC - Controle eletrônico de velocidade
NiCd - Níquel cádmio
NiMH - Níquel metal hidreto
LiPo - Líthio-polímero
C - Taxa de descarga
ABS - Acrilonitrila butadieno estireno
PCV - Policloreto de vinila
Φ - Efeito solo
ℎ - Altura da asa em relação ao solo
𝑇𝐷 - Tração disponível
𝑇𝑅 - Tração requerida
𝑃𝐷 - Potência disponível
𝑃𝑅 - Potência requerida
kgf - Quilograma-força
m/s - Metros por segundo
W - Watts
𝑆𝐿𝑂 - Comprimento de pista para decolagem
𝑉𝑅 𝑚𝑖𝑛 - Velocidade que proporciona o raio de curvatura mínimo
𝑛𝑅 𝑚𝑖𝑛 - Fator de carga que proporciona o raio de curvatura mínimo
𝑅 𝑚𝑖𝑛 - Raio de curvatura mínimo
𝑔 - Força da gravidade
𝑛𝑝𝑜𝑠𝑖𝑡𝑖𝑣𝑜 - Fator de carga limite positivo
𝑛𝑛𝑒𝑔𝑎𝑡𝑖𝑣𝑜 - Fator de carga limite negativo
𝑛𝑢𝑙𝑡 - Fator de carga último
𝑛𝑚𝑎𝑥 - Fator de carga máximo permissível
𝑣∗ - Velocidade de manobra
𝑣𝑐𝑟𝑢 - Velocidade de cruzeiro
𝑣𝑑 - Velocidade de mergulho
𝑈𝑔 𝑐𝑟𝑢𝑧𝑒𝑖𝑟𝑜 - Velocidade de rajada de cruzeiro
𝑈𝑔 𝑚𝑒𝑟𝑔𝑢𝑙ℎ𝑜 - Velocidade de rajada de mergulho
𝐾𝑔 - Fator de alívio de rajada
𝜇𝑔 - Relação de massa
m - Metro
mm - Milímetro
GPS - Sistema de posicionamento global
GHz - Giga-Hertz.
LISTA DE FIGURAS
Figura 1 - Voo do inventor do avião Santos Dumont com o 14-Bis. .................... 27
Figura 2 - Kettering Bug, Vant onde a fuselagem atua como uma bomba. .......... 28
Figura 3 – Firebee, o primeiro Vant moderno....................................................... 29
Figura 4 – Predator, VANT de reconhecimento e ataque. .................................... 29
Figura 5 - VANT brasileiro Acauã. ...................................................................... 30
Figura 6 - Asa voadora Northrop N-1M. .............................................................. 31
Figura 7 - Horten HO 229 sobrevoando a cidade de Gottingen na Alemanha. .... 31
Figura 8 - Bombardeiro B2 Spirit. ........................................................................ 32
Figura 9 - SAGITTA, VANT tipo asa voadora desenvolvido pela Airbus Defense
and Space. ............................................................................................................. 32
Figura 10 - Giroplano Bréguet-Richet. ................................................................. 33
Figura 11 - Northrop Grumman Fire Scout. ......................................................... 34
Figura 12 – Multirotor Phantom 4 Advanced. ...................................................... 35
Figura 13 - Protótipo da aeronave híbrida "Sky Tote" para decolagem e pouso
vertical. .................................................................................................................. 35
Figura 14 - Aeronave híbrida Firefly6. ................................................................. 36
Figura 15 - GL-10 Greased Lightining da Nasa.................................................... 36
Figura 16 - Aeronave híbrida QTW. ..................................................................... 37
Figura 17 - VANT híbrido HQ da Latitude Engineering. ..................................... 37
Figura 18 - Componentes principais de uma aeronave. ........................................ 38
Figura 19 - Estrutura da asa. ................................................................................. 38
Figura 20 - Nomenclatura da asa. ........................................................................ 39
Figura 21 - Componentes da empenagem. ............................................................ 40
Figura 22 - Trem de pouso triciclo e convencional............................................... 40
Figura 23 - Grupo motopropulsor. ........................................................................ 41
Figura 24 - Configuração tractor e pusher. ........................................................... 41
Figura 25 - Passo teórico de uma hélice................................................................ 42
Figura 26 - Perfil aerodinâmico. ........................................................................... 42
Figura 27 - Força de sustentação. .......................................................................... 43
Figura 28 - Nomenclatura de um perfil aerodinâmico. ......................................... 44
Figura 29 - Ângulo de ataque. ............................................................................... 44
Figura 30 - Curva genérica característica 𝑐𝑙 𝑥 𝛼 com coeficiente angular de
inclinação 𝑎𝑐𝑙 = 0. ............................................................................................... 45
Figura 31 - Forças aerodinâmicas e momentos no perfil. ..................................... 45
Figura 32 - Variação do centro de pressão em relação ao ângulo de ataque. ....... 47
Figura 33 - Comparação do arrasto induzido para duas asas de áreas iguais. ...... 48
Figura 34 - Fator de arrasto induzido. ................................................................... 49
Figura 35 - Localização da corda média aerodinâmica e do centro de gravidade. 50
Figura 36 - Produção de vórtices nas extremidades da asa. .................................. 51
Figura 37 - Coeficiente de sustentação em asas enflechadas. ............................... 52
Figura 38 - Comparação das curvas genéricas do coeficiente de sustentação para o
perfil e asa. ............................................................................................................ 52
Figura 39 - Uso de uma placa na extremidade da asa para diminuir o arrasto
induzido. ................................................................................................................ 53
Figura 40 - Gráfico do coeficiente de atrito. ......................................................... 54
Figura 41 - Movimentos lineares e de rotação de uma aeronave. ......................... 55
Figura 42 - Superfícies de controle. ...................................................................... 56
Figura 43 - Atuação dos ailerons. ......................................................................... 56
Figura 44 - Atuação do profundor. ........................................................................ 57
Figura 45 - Atuação do leme. ................................................................................ 57
Figura 46 - Componentes básicos de uma asa voadora......................................... 58
Figura 47 - Vought V173 asa voadora experimental com trem de pouso modelo
convencional. ........................................................................................................ 59
Figura 48 - Atuação mixada das superfícies de controle. ..................................... 59
Figura 49 - Propagação do estol em asas enflechadas. ......................................... 60
Figura 50 - Washout na ponta da asa. ................................................................... 60
Figura 51 - Componentes básicos da tecnologia embarcada de um VANT tipo asa
voadora com propulsão elétrica ou com motor à pistão. ....................................... 61
Figura 52 - Placa controladora APM 2.8. ............................................................. 62
Figura 53 - Receptor e transmissor de rádio. ........................................................ 62
Figura 54 - Servomotor ......................................................................................... 63
Figura 55 - Motores a combustão com pistão e turbina. ....................................... 63
Figura 56 - Motor elétrico, modelo sem escovas. ................................................. 64
Figura 57 – hélice utilizada em VANTs. .............................................................. 65
Figura 58 - Controlador Eletrônico de Velocidade (ESC). ................................... 65
Figura 59 - Bateria LiPo. ....................................................................................... 66
Figura 60 - Principais componentes de uma aeronave multirotor......................... 66
Figura 61 - Classificação dos frames conforme o número de braços. .................. 67
Figura 62 - Frames Y6 e X8. ................................................................................. 67
Figura 63 - Sentido de rotação dos motores de um multirotor. ............................. 68
Figura 64 - Mecanismo de compensação do motor de cauda. .............................. 68
Figura 65 - Motor de cauda Co-axial para anular o binário de um tricóptero. ..... 69
Figura 66 - ESC com 4 saídas. .............................................................................. 69
Figura 67 - Placa de distribuição de energia. ........................................................ 71
Figura 68 - Eixos de referência de um multirotor. ................................................ 71
Figura 69 - Movimentos lineares e de rotação de uma aeronave multirotor. ........ 72
Figura 70 - Movimentos de rolamento, arfagem, subida e decida de um multirotor.
............................................................................................................................... 72
Figura 71 - Movimento de guinada para multirrotores. ........................................ 73
Figura 72 - Ilustração conceitual da asa voadora e dimensões básicas. ................ 74
Figura 73 - Cálculo do centro de gravidade da asa voadora. ................................ 75
Figura 74 - Ilustração do método de corte da asa.................................................. 78
Figura 75 - Asa reforçada com varetas de fibra de vidro. ..................................... 78
Figura 76 - Sequência de montagem, revestimento, aletas, ailerons, servos e
montante. ............................................................................................................... 79
Figura 77 - Asa voadora completa. ....................................................................... 79
Figura 78 - Medidas iniciais do tricóptero. ........................................................... 80
Figura 79 - Peças para montagem do Frame. ........................................................ 82
Figura 80 - Tiras de PVC para o trem de pouso. ................................................... 83
Figura 81 - Frame montado sem eletrônica........................................................... 83
Figura 82 - Frame com eletrônica instalada. ......................................................... 84
Figura 83 - Teste de voo do tricóptero. ................................................................. 84
Figura 84 - Projeto conceitual da aeronave híbrida. ............................................. 86
Figura 85 - Curvas características do coeficiente de sustentação e do coeficiente de
arrasto em função do ângulo de ataque para um perfil aerodinâmico. .................. 94
Figura 86 - Curvas características da eficiência aerodinâmica e do coeficiente de
momento em função do ângulo de ataque para um perfil aerodinâmica. .............. 94
Figura 87 - Análise do centro de pressão do perfil ZAGI12 com variação do α de -
5° a 5° com número de Reynolds = 270000. ........................................................ 95
Figura 88 - Análise do centro de pressão do perfil MH 45 com variação do α de -5°
a 5° com número de Reynolds = 270000. ............................................................. 95
Figura 89 - Análise do centro de pressão do perfil SIPKILL 1,7/10 com variação do
α de -5° a 5° com número de Reynolds = 270000. ............................................... 96
Figura 90 - Estrutura do multirotor na aeronave híbrida..................................... 102
Figura 91 - Dimensões primárias da asa voadora do protótipo híbrido. ............. 107
Figura 92 - Cálculo geométrico do centro de gravidade do protótipo da aeronave
híbrida. ................................................................................................................ 108
Figura 93 – Definição da área dos ailerons. ........................................................ 109
Figura 94 - Gráfico do Polar de arrasto. .............................................................. 111
Figura 95 - Bancada de medição do empuxo estático do motor a combustão. ... 111
Figura 96 – Gráfico dos dados comparativos do empuxo dinâmico. .................. 112
Figura 97 - Gráfico da tração disponível x tração requerida. .............................. 112
Figura 98 - Gráfico comparativo da potência disponível x potência requerida. . 113
Figura 99 - Gráfico da variação da razão de subida em função da velocidade. .. 115
Figura 100 - Gráfico do envelope de voo............................................................ 116
Figura 101 - Gráfico dos diagramas VN de manobra e rajada. ........................... 119
Figura 102 – Principais partes da estrutura principal da aeronave híbrida. ........ 119
Figura 103 - Sequência de corte da estrutura da asa. .......................................... 120
Figura 104 – Montagem e fixação dos painéis da asa com a estrutura central de
compensado. ........................................................................................................ 120
Figura 105 - Painéis da asa fixados a estrutura central. ...................................... 121
Figura 106 - Montagem da estrutura de tubos de alumínio do multirotor. ......... 121
Figura 107 - Asa voadora com estrutura de alumínio fixada com resina epoxy. 122
Figura 108 - Fixação dos montantes do multirotor nos braços de alumínio. ...... 122
Figura 109 - Fixação dos motores nos montantes do multirotor. ........................ 123
Figura 110 - Superfícies de controle. .................................................................. 123
Figura 111 - Revestimento da asa da aeronave híbrida. ...................................... 124
Figura 112 - Fixação do conjunto motopropulsor. .............................................. 124
Figura 113 - ESCs e placa de distribuição de energia. ........................................ 125
Figura 114 - Estrutura da eletrônica embarcada. ................................................ 125
Figura 115 - Bateria, bequilha e servo de acionamento. ..................................... 126
Figura 116 - Placas controladoras da asa voadora e do multirotor. .................... 126
Figura 117 - Carenagem de proteção da eletrônica embarcada. ......................... 127
Figura 118 - Aeronave híbrida concluída............................................................ 127
Figura 119 - Sequência de voo do multirotor...................................................... 129
Figura 120 - Sequência de voo com transição do multirotor para asa voadora. . 130
Figura 121 - Circuito do teste de voo da aeronave híbrida. ................................ 131
LISTA DE QUADROS
Quadro 1 - Dados iniciais da asa voadora. ............................................................ 75
Quadro 2 - Seleção da eletrônica embarcada na asa voadora. .............................. 76
Quadro 3 - Componentes e configurações do multirotor tricóptero. .................... 81
Quadro 4 – Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema de rádio
controle da aeronave híbrida. ................................................................................ 87
Quadro 5 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema placa
controladora da aeronave híbrida. ......................................................................... 89
Quadro 6 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema do programa
de configuração da placa controladora da aeronave híbrida. ................................ 90
Quadro 7 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema de trem de
pouso da aeronave híbrida. .................................................................................... 91
Quadro 8 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema de
sustentação da aeronave híbrida. ........................................................................... 93
Quadro 9 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema de estrutura
da asa da aeronave híbrida. ................................................................................... 97
Quadro 10 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema conjunto
motopropulsor à combustão da aeronave híbrida.................................................. 98
Quadro 11 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema das
superfícies de controle da aeronave híbrida. ....................................................... 100
Quadro 12 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema do frame
da aeronave híbrida. ............................................................................................ 101
Quadro 13 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema conjunto
motopropulsor elétrico da aeronave híbrida. ....................................................... 102
Quadro 14 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema bateria da
aeronave híbrida. ................................................................................................. 104
Quadro 15 - Matriz morfológica com princípios de solução para o projeto conceitual
da aeronave híbrida. ............................................................................................ 106
Quadro 16 - Cálculos iniciais da aeronave híbrida. ............................................ 107
Quadro 17 - Resultados aerodinâmicos da aeronave híbrida. ............................. 109
Quadro 18 - Velocidade de máximo alcance e de máxima autonomia da aeronave
híbrida. ................................................................................................................ 114
Quadro 19 - Desempenho de decolagem da aeronave híbrida. ........................... 114
Quadro 20 - Desempenho em curva da aeronave híbrida. .................................. 115
Quadro 21 - Dados necessários para gerar os gráficos dos fatores de carga....... 117
SUMÁRIO
1. INTRODUÇÃO ............................................................................................ 25
1.1. OBJETIVO PRINCIPAL ............................................................................... 26
2. REVISÃO TEÓRICA .................................................................................. 27
2.1. VEÍCULOS AÉREOS NÃO TRIPULADOS DE ASA FIXA ................................. 28
2.1.1. Aeronaves tipo asa voadora ........................................................... 30
2.2. VEÍCULOS AÉREOS NÃO TRIPULADOS DE ASA ROTATIVA ........................ 33
2.3. VEÍCULOS AÉREOS NÃO TRIPULADOS HÍBRIDOS ...................................... 35
2.4. COMPONENTES PRINCIPAIS DE UMA AERONAVE DE ASA FIXA .................. 37
2.4.1. Análise aerodinâmica do perfil ...................................................... 42
2.4.2. Análise aerodinâmica da asa. ........................................................ 47
2.4.3. Superfícies de controle ................................................................... 55
2.5. COMPONENTES PRINCIPAIS DE UMA AERONAVE TIPO ASA VOADORA ....... 57
2.5.1. Asa, trem de pouso e superfícies de controle ................................. 58
2.5.2. Aviônica e conjunto motopropulsor ............................................... 61
2.6. COMPONENTES PRINCIPAIS DE UMA AERONAVE DE ASA ROTATIVA
MULTIROTOR. .............................................................................................................. 66
2.6.1. Elementos de controle .................................................................... 71
3. PROJETOS PRELIMINARES ................................................................... 74
3.1. ASA VOADORA ......................................................................................... 74
3.2. MULTIROTOR ........................................................................................... 80
4. PROJETO FINAL ........................................................................................ 85
4.1. PROJETO CONCEITUAL ............................................................................. 85
4.2. DIVISÃO DOS SUBSISTEMAS ..................................................................... 86
4.2.1. Subsistemas comuns as duas aeronaves ......................................... 86
4.2.1.1. Subsistema rádio controle ............................................................ 86
4.2.1.2. Subsistema placa controladora ..................................................... 89
4.2.1.3. Subsistema programa de configuração da placa controladora ..... 90
4.2.1.4. Subsistema trem de pouso ............................................................ 91
4.2.2. Subsistemas da asa fixa .................................................................. 92
4.2.2.1. Subsistema de sustentação em voo (escolha do perfil) ................ 92
4.2.2.2. -Subsistema estrutura da asa ........................................................ 97
4.2.2.3. Subsistema conjunto motopropulsor à combustão ....................... 98
4.2.2.4. Subsistema superfícies de controle .............................................. 99
4.2.3. Subsistemas do multirotor ............................................................ 101
4.2.3.1. Subsistema frame ....................................................................... 101
4.2.3.2. Subsistema do conjunto motopropulsor elétrico. ....................... 102
4.2.3.3. Subsistema Bateria ..................................................................... 104
4.2.4. Matriz morfológica do projeto conceitual .................................... 105
5. ANÁLISES E MONTAGEM DA AERONAVE HÍBRIDA ................... 107
5.1. CONCEITOS INICIAIS .............................................................................. 107
5.2. ANALISE AERODINÂMICA ...................................................................... 109
5.3. ANALISE DE DESEMPENHO ..................................................................... 111
5.3.1. Cargas .......................................................................................... 116
5.4. MONTAGEM DA AERONAVE HÍBRIDA ..................................................... 119
6. TESTES DA AERONAVE HÍBRIDA ...................................................... 128
6.1. TESTE COM MULTIROTOR ....................................................................... 128
6.2. TESTES COM TRANSIÇÃO ....................................................................... 129
7. CONCLUSÕES ........................................................................................... 132
8. FUTURAS PESQUISAS ............................................................................ 135
BIBLIOGRAFIA ............................................................................................... 136
APÊNDICE A – Pedido de Patente do Vant Híbrido .................................... 141
25
1. INTRODUÇÃO
Pesquisas relacionadas a plataformas autônomas ou remotamente controladas tem
demandado grandes investimentos públicos e privados. Na classe das aeronaves os
Veículos Aéreos não Tripulados (VANTs) representam a categoria onde ocorre a maioria
desses investimentos, de acordo com (MARTINS, 2017), relatórios da Allianz Global
Corporate & Specialty (AGCS) apontam como áreas potenciais de crescimento do uso de
VANTs, as inspeções industriais; o mercado imobiliário; o agronegócio e o setor de
seguros.
Existem várias formas de se referir aos VANTs, na forma popular são
mundialmente chamados de Drones, em inglês, são denominados Unmanned Aerial
Vehicles (UAV), no Brasil são designados Aeronave Remotamente Pilotada (RPA), a
Agência Nacional de Aviação Civil (ANAC) define como RPA toda aeronave projetada
para operar sem piloto a bordo, que não possua caráter recreativo.
Assim como as aeronaves de grande escala, os VANTs são classificados em duas
grandes categorias, os de asa fixa e os de asa móvel, segundo Angelov (2012) os VANTs
podem ser classificados conforme suas características aerodinâmicas. Na categoria de asa
fixa o mais popular é o avião, que tem características próprias como a necessidade de
estar em movimento durante o voo para gerar sustentação e na maioria das vezes necessita
de pista apropriada para pousos e decolagens, segundo Rodrigues (2015, p. 4) “Um avião
é definido por uma aeronave de asa fixa mais pesada que o ar, movida por propulsão
mecânica, que é mantido em condições de voo devido à reação dinâmica do ar que escoa
através de suas asas”. Já na categoria de asa móvel destacam-se os helicópteros e os
multirotores, diferente dos aviões que durante o voo se deslocam apenas para a frente.
VANTs de asa móvel são capazes de executar pousos e decolagens verticais, pairar no ar
e executar voos em todas as direções.
Outra divisão existente entre os VANTs está no tipo de motor utilizado para a
propulsão, onde são empregados em sua maioria, motores a combustão com pistão e
motores elétricos. Os VANTs de asa fixa utilizam tanto motores a combustão como
zangão em português, nome popular devido ao som emitido durante o voo dos VANTs.
26
motores elétricos, enquanto nos multirotores predominam os motores elétricos. Quando
comparamos a autonomia de voo de um VANT de asa fixa com um multirotor podemos
ter uma grande disparidade, que está relacionada ao gasto de energia, os de asa fixa são
capazes de gerar a sustentação necessária para o voo com apenas um motor, enquanto os
multirotores necessitam de um número mínimo de 3 motores. Segundo Gudmundsson
(2014) o desenvolvimento de baterias se dá em ritmo acelerado, porém, a autonomia ainda
é considerada baixa para o uso de motores elétricos em aeronaves.
Cada categoria de VANT tem suas vantagens e desvantagens quando comparadas
entre si, uma forma eficaz de minimizar as desvantagens e conciliar as vantagens de cada
categoria é a hibridização, aeronaves híbridas tendem a se tornar a terceira grande
categoria.
1.1.Objetivo principal
Este trabalho tem como objetivo principal desenvolver a hibridização de um VANT
de asa fixa com motor a combustão e um VANT multirotor com motores elétricos, o
resultado será um produto com características próprias, capaz de utilizar dois tipos de
motores para a propulsão (a combustão e elétricos), e dupla capacidade de gerar
sustentação, através da asa quando o deslocamento for horizontal e através do multirotor.
Outras vantagens que podemos obter nessa nova concepção, são: a capacidade de
deslocamento no ar em baixas velocidades (inexistência de uma velocidade de estol) e
inclusive pairar no ar, decolar e pousar verticalmente eliminando a necessidade da pista
de pouso e decolagem, aumentar sua autonomia de tempo de voo horizontal com o uso
do motor a combustão.
27
2. REVISÃO TEÓRICA
Vivemos em um mundo onde a tecnologia se faz presente em nosso dia a dia, porém
para começar o desenvolvimento dessa dissertação precisamos voltar ao passado, mais
precisamente no dia 23 de outubro de 1906 onde o brasileiro, inventor do avião, Alberto
Santos Dumont realizou na França o sonho do homem de poder voar. Nesse dia calmo
em Paris, no campo de Bagatelle, diante de muitos expectadores, Santos Dumont levantou
voo com o 14-bis (Figura 1), uma aeronave de propulsão mecânica mais pesada que o ar.
Foi percorrido 60 metros a uma altura de 3 metros acima do solo. O que para os dias de
hoje pode parecer pouco, para a época significou um dos maiores fatos históricos e a
certeza que o homem era capaz de voar. Apesar desse fato ter acontecido a mais de 100
anos os elementos principais de uma aeronave atual de asa fixa, já estavam presentes no
14-bis.
Figura 1 - Voo do inventor do avião Santos Dumont com o 14-Bis.
Disponível em: http://www.projetomemoria.art.br/MonteiroLobato/monteirolobato/1905.html Acesso
em:02 de maio de 2017.
Nos últimos anos o interesse em retirar a figura humana embarcada das aeronaves
tornou-se necessidade por vários motivos, segurança, limitações humanas, custos,
versatilidade entre outros, porém, o conceito de VANT, não é recente, segundo Ubiratan
(2015), no século 19, balões eram carregados na Áustria com explosivos e atacavam alvos
em Veneza. O engenheiro Nikola Tesla em 1915 já enxergava o potencial militar de uma
frota de VANTs, um estudo sobre o uso de tecnologias remotamente controladas foi
realizado por ele o que resultou em algumas patentes (MOREIRA, 2016).
28
2.1.Veículos Aéreos não Tripulados de asa fixa
No início, o desenvolvimento dos VANTs de asa fixa tinham propósito militar, em
1917 o engenheiro da General Motors, Charles Kettering desenvolveu um VANT
batizado de Kettering Bug (Figura 2), onde sua fuselagem era praticamente uma bomba,
em um tempo determinado um relógio mecânico desprendia as asas da fuselagem fazendo
com que a bomba mergulhasse em seu alvo (STAMP, 2013).
Figura 2 - Kettering Bug, Vant onde a fuselagem atua como uma bomba.
Disponível em: http://www.smithsonianmag.com/arts-culture/unmanned-drones-have-been-around-since-
world-war-i-16055939/ Acesso em:02 de maio de 2017.
Considerado o primeiro VANT moderno, o Firebee (Figura 3) fabricado pela Ryan
Aeronautical Company, era um alvo móvel a jato, lançado de aviões, destinado ao
treinamento dos militares norte-americanos, seu controle utilizava um precário datalink,
porém o conjunto era bem eficiente (UBIRATAN, 2015).
Dispositivo de interligação para comunicação de dados.
29
Figura 3 – Firebee, o primeiro Vant moderno.
Disponível em: http://www.northropgrumman.com/MediaResources/Pages/Photo.aspx?pid%3DTG-
10031_005%26rel%3D%2F%26name%3DPhotos Acesso em:03 de junho 2017.
Por se tornar uma ferramenta muito útil, os VANTs se modernizaram, novos
VANTs surgiram, um exemplo de sucesso é o Predator (Figura 4), produzido para os
Estados Unidos pela General Atomics em 1995, com 14,85m de envergadura sobrevoou
a Bósnia para reconhecimento visual e tornou-se uma referência em missões de
reconhecimento. Atualizado, hoje pode executar missões de ataque, permanecendo em
serviço por mais de 40 horas, “se um piloto humano estivesse a bordo, tamanha autonomia
não seria possível” (ANDERSON JR, 2015).
Figura 4 – Predator, VANT de reconhecimento e ataque.
Disponível em: http://www.airforce-technology.com/projects/predator-uav/ Acesso em 03 de junho de
2017.
30
No Brasil existem projetos de sucesso como o Acauã com 5 m de envergadura
(Figura 5), desenvolvido pelo Departamento de Ciência e Tecnologia Aeroespacial
(DCTA) com participação do Exército e da Marinha do Brasil, tem executado testes de
pouso e decolagem automáticos com sucesso (ANDRADE, 2013).
Figura 5 - VANT brasileiro Acauã.
Fonte: (ANDRADE, 2013)
2.1.1. Aeronaves tipo asa voadora
Do ponto de vista aerodinâmico, as asas voadoras são consideradas os modelos
perfeitos para uma aeronave de asa fixa, teoricamente toda a estrutura é capaz de gerar
sustentação com o menor arrasto e peso possível, já que não dispõe de componentes
prejudiciais à aerodinâmica, como fuselagem aparente e empenagem, conforme aponta
Schwader (1997) no século XX tivemos uma grande busca pelo avião perfeito, seja para
as guerras ou para obtenção de lucro.
O conceito de asa voadora vem desde 1939, quando a fábrica americana Northrop
Corporation desenvolveu o revolucionário protótipo N-1M (Figura 6). O conceito se
apresentava muito inovador aerodinamicamente, sem fuselagem e empenagem o arrasto
é reduzido consideravelmente e a aeronave torna-se muito eficiente, porém apresentava
problemas de potência, apenas 65 HP e instabilidade durante o voo (LIASCH, 2009).
31
Figura 6 - Asa voadora Northrop N-1M.
Disponível em: http://culturaaeronautica.blogspot.com.br/2009/09/as-asas-voadoras-da-northrop.html
Acesso em: 03 de junho de 2017.
Desenvolvido pelos irmãos Walter Horten e Oberleutnant Reimar Horten da
Luftwaffe, a asa voadora Horten HO 229 (Figura 7), apesar de não ter entrado em serviço
por causa do fim da guerra, se mostrou muito eficiente. (GARCIA, 2017).
Figura 7 - Horten HO 229 sobrevoando a cidade de Gottingen na Alemanha.
Disponível em: http://asasdeferro.blogspot.com.br/2015/07/horten-ho-229.html Acesso em 03 de junho de
2017.
Considerado por muitos especialistas como a asa voadora mais bem-sucedida até
os dias de hoje, o bombardeiro furtivo B2 Spirit (Figura 8), fabricado pela Northrop
Em aeronaves é a capacidade de não ser detectado por radares.
32
Grumman (GRANT, 2013). Ele concilia as vantagens aerodinâmicas deste modelo e as
inovações tecnológicas no campo dos controles automáticos, sem esses controles, seria
praticamente impossível manter essa aeronave estável durante o voo.
Figura 8 - Bombardeiro B2 Spirit.
Disponível em: http://www.northropgrumman.com/Capabilities/Strike/Pages/default.aspx Acesso em: 04
de junho de 2017.
Com o surgimento dos sistemas embarcados de controles de compensação
automáticos, através de sensores e o uso de computadores cada vez mais eficientes, as
asas voadoras se tornaram uma realidade possível, porém, foi com a miniaturização que
essas vantagens puderam ser utilizadas nos VANTs.
Como exemplo podemos citar o SAGITTA (Figura 9), VANT tipo asa voadora
produzido pela Airbus Defense and Space, desenvolvido para operar em voo autônomo
com baixos índices de perceptibilidade (AIRBUS, 2017).
Figura 9 - SAGITTA, VANT tipo asa voadora desenvolvido pela Airbus Defense and Space.
Disponível em: http://www.unmannedsystemstechnology.com/2017/07/airbus-jet-propelled-uav-
demonstrator-completes-first-test-flight/airbus-sagitta-uav/ Acesso em: 08 de fevereiro de 2018.
33
2.2. Veículos Aéreos não Tripulados de asa rotativa
Segundo a ANAC (2011, p. 2) “Aeronave de asa rotativa significa uma aeronave
mais pesada que o ar que depende principalmente da sustentação gerada por um ou mais
rotores para manter-se no ar”.
A concepção dos VANTs de asa rotativa vem do século IV, um livro chinês
descreve um carro voador, onde tiras de couro acionavam uma lâmina giratória. Leonardo
da Vinci é considerada a primeira pessoa a tentar construir uma aeronave de asa rotativa,
o “Parafuso Aéreo Helicoidal”, porém, devido à falta de tecnologia adequada, seu projeto
não foi colocado em prática (NAVARRO, 2011). Considerada a primeira aeronave de asa
rotativa a obter sucesso, o Giroplano Bréguet-Richet (Figura 10) desenvolvido pelos
irmãos Jacques e Louis Bréguet, juntamente com o professor Charles Richet em 1907,
decolou, mas devido à instabilidade o voo não durou muito tempo (SHOSA, 2015).
Figura 10 - Giroplano Bréguet-Richet.
Disponível em: http://www.eyeondrones.com/brief-history-quadcopters-multirotors/ Acesso em: 18 de
junho de 2017.
Os VANTs de asa rotativa têm se tornado bastante utilizados devido a facilidade
em pousos e decolagens, sem a necessidade de grandes pistas, além da característica
própria de se manter parado em pleno voo, o que amplia as vantagens desse modelo de
aeronave. Um dos VANTs em destaque é o Fire Scout (Figura 11), produzido pela
34
Northrop Grumman, atua em missões autônomas de vigilância e ataque a partir de navios
(DOWNS, PRENTICE, et al., 2007).
Helicópteros com rotor de cauda são os mais populares, porém segundo Austin
(2010) esse tipo de concepção aumenta a demanda em 10% da energia do rotor principal,
além de serem considerados frágeis em relação a impactos.
Figura 11 - Northrop Grumman Fire Scout.
Disponível em:
http://www.northropgrumman.com/Capabilities/FireScout/Pages/default.aspx?utm_source=PrintAd&utm
_medium=Redirect&utm_campaign=FireScout+Redirect Acesso em: 18 de junho de 2017.
Com o surgimento das placas eletrônicas controladoras de estabilidade, os modelos
multirotores não tripulados se popularizaram nos últimos anos. Diversos modelos das
mais variadas configurações estão disponíveis no mercado.
Um dos mais conceituados multirotores do mercado é o Phantom 4 advanced
fabricado pela empresa chinesa DJI (Figura 12), tem autonomia de 30 minutos e
velocidade máxima de 60 Km/h é equipado com sensores de visão, capaz de reconhecer
obstáculos até 15 metros de distância, o que lhe dá uma capacidade de missões autônomas
mesmo sem GPS. Os modelos Phantom tem se popularizado no mundo todo, servindo de
ferramenta para busca e salvamento nas mais diversas ocasiões, porém, segundo Ruiz,
Estrada e Ndoma (2017) é preciso o desenvolvimento de softwares e treinamento humano
para o uso de mutirotores em desastres naturais.
35
Figura 12 – Multirotor Phantom 4 Advanced.
Disponível em: https://www.tecmundo.com.br/drones/105226-analise-drone-dji-phantom-4.htm Acesso em: 18 de
junho de 2017.
2.3. Veículos Aéreos não Tripulados híbridos
Depois dos VANTs de asa fixa e dos multirotores, os VANTs híbridos estão
formando a terceira grande categoria de aeronaves, seu surgimento se deu principalmente
da necessidade de conciliar as vantagens das aeronaves da asa fixa com a dos multirotores.
A presente dissertação já tem um depósito de pedido nacional de Patente publicado, de
número BR 102015032525-8 A2 conforme o APEDICE-A.
Durante muitos anos buscou-se uma aeronave que combinasse as características de
um avião e um helicóptero, muitas tentativas foram feitas durante anos para aeronaves
tripuladas. Um dos projetos pioneiros que aborda uma configuração diferenciada na busca
e uma aeronave híbrida é o Sky Tote (Figura 13), desenvolvido como protótipo o projeto
foi abandonado pela dificuldade de pouso (AUSTIN, 2010).
Figura 13 - Protótipo da aeronave híbrida "Sky Tote" para decolagem e pouso vertical.
Fonte: Austin, 2010, p.72.
36
Uma das primeiras versões híbridas de VANTs a obter sucesso foi o FireFly6
(Figura 14), produzido pela Birds Eye View Aerobotics, é capaz de decolar e pousar
verticalmente como um multirotor, após a decolagem os motores frontais são
direcionados para frente atuando como uma aeronave de asa fixa, em procedimento de
pouso os motores voltam a configuração de decolagem e a aeronave assume novamente
a vantagem de um multirotor (CAI, SAEED, et al., 2016).
Figura 14 - Aeronave híbrida Firefly6.
Disponível em: http://www.jestersdrones.com/ Acesso em 23 de junho de 2017.
Outro VANT híbrido de destaque é o GL-10 Greased Lightining da Nasa (Figura
15), com 3 metros de envergadura e pesando 28 quilos ele capaz de alterar no ar seu modo
de voo, garantindo as características de um multirotor e a velocidade e autonomia de uma
aeronave de asa fixa (GARCIA, 2015).
Figura 15 - GL-10 Greased Lightining da Nasa.
Disponível em: http://exame.abril.com.br/tecnologia/nasa-constroi-drone-hibrido-entre-helicoptero-e-
aviao/ Acesso em: 23 de junho de 2017.
37
A GH Craft e a Universidade de Chiba no Japão desenvolvem a aeronave QTW
(Figura 16), capaz de decolar e pousar verticalmente se diferencia pelo voo de alta
velocidade quando os motores são apontados para frente (NONAMI, 2007).
Figura 16 - Aeronave híbrida QTW.
Fonte: NONAMI, 2007, p. 6.
O modelo híbrido HQ produzido pela Latitude Engineering (Figura 17), alia as
vantagens de uma aeronave multirotor com propulsão por motores elétricos e também de
uma asa fixa com propulsão por motor a combustão (COXWORTH, 2013). O motor a
combustão estende sua autonomia até o limite de sua capacidade de carga.
Figura 17 - VANT híbrido HQ da Latitude Engineering.
Disponível em: http://newatlas.com/hybrid-quadrotor-hq-uav/28767/?li_source=LI&li_medium=default-
widget Acesso em: 23 de junho de 2017.
2.4. Componentes principais de uma aeronave de asa fixa
Uma aeronave de asa fixa é composta por uma estrutura onde atuam vários sistemas,
cada um com sua função para que o conjunto completo possa voar de forma segura e
controlável. Segundo Rodrigues (2015) os componentes principais de uma aeronave
38
convencional são: fuselagem, asa, empenagem, trem de pouso e grupo motopropulsor
conforme podemos observar na Figura 18.
Figura 18 - Componentes principais de uma aeronave.
Fonte: Próprio autor.
A fuselagem é a estrutura principal e recebe os outros componentes (asa,
empenagem, grupo motopropulsor e trem de pouso). As asas, são responsáveis por gerar
sustentação para a aeronave, são fundamentais para o voo, podem ter formatos e
quantidades diferentes dependendo da necessidade do projeto. A estrutura da asa (Figura
19) tem como componentes básicos; a longarina responsável por suportar os esforços de
flexão, torção e cisalhamento; as nervuras são responsáveis pela forma do perfil da asa,
nelas são fixadas a longarina; o bordo de ataque e o bordo de fuga; o revestimento também
é considerado parte estrutural, em muitos casos ele é responsável por dar firmeza ao
conjunto (RODRIGUES, 2015).
Figura 19 - Estrutura da asa.
Fonte: Próprio autor.
EmpenagemAsa
Asa
Fuselagem
Trem de pouso
Grupomotopropulsor
Bordo de ataque
Bordo de fuga
Longarina
Nervuras
Revestimento
39
Além desses elementos, as dimensões da asa possuem nomenclatura própria,
conforme se verifica na Figura 20, qual seja a corda (largura da asa) e envergadura
(comprimento da asa) (HOMA, 2010).
Figura 20 - Nomenclatura da asa.
Fonte: Próprio autor.
Definidas as medidas da corda na raiz e na extremidade da asa e sua envergadura é
possível calcular através da equação (1) a área em planta da asa (RODRIGUES, 2015).
𝑆 =
(𝑐𝑟 + 𝑐𝑡). 𝑏
2
(1)
A empenagem tem como funções durante o voo, estabilizar e controlar a aeronave,
na Figura 21 podemos observar os componentes básicos da empenagem, que são:
superfície horizontal, onde se encontram o estabilizador horizontal (parte fixa) e o
profundor (parte móvel), superfície vertical, onde se encontram o estabilizador vertical
(parte fixa) e o leme (parte móvel) (RODRIGUES, 2015).
Envergadura (b)
Área da asa (S)Cordana ponta (ct)
Corda na raiz (cr)
40
Figura 21 - Componentes da empenagem.
Fonte: Próprio autor.
O trem de pouso tem como função principal apoiar a aeronave no solo. Dois
modelos são os mais utilizados, o triciclo (Figura 22a) e o convencional (Figura 22b).
Durante o taxiamento a bequilha é responsável pelo direcionamento da manobra
(RODRIGUES, 2015).
Figura 22 - Trem de pouso triciclo e convencional.
Fonte: Próprio autor.
O grupo motopropulsor é formado basicamente pelo motor, hélice e spinner
conforme a Figura 23, tem como principal finalidade fornecer potência para girar a hélice
responsável por fornecer força de tração necessária para o taxiamento e principalmente
para o voo. Segundo Rodrigues (2015, p. 15) “uma hélice é um aerofólio trabalhando em
uma trajetória circular, com ângulo de ataque positivo em relação ao fluxo de ar, para
produzir tração em uma direção paralela ao plano de voo da aeronave”.
Leme
Profundor
Estabilizadorvertical
Estabilizadorhorizontal
(a) Trem de pouso triciclo
(b) Trem de pouso convencional
bequilha
bequilha
41
Figura 23 - Grupo motopropulsor.
Fonte: Próprio autor.
O motor é fixado em montantes que por sua vez são fixados na parede de fogo
(Figura 23) o local de fixação do motor pode seguir duas configurações básicas, tractor
(Figura 24a) ou pusher (Figura 24b). A configuração tractor apresenta a hélice na parte
frontal do propulsor, produzindo tração e puxando a aeronave através do ar. Na
configuração pusher a hélice é montada na parte de trás do propulsor e tem função de
empurrar a aeronave (GUDMUNDSSON, 2014).
Figura 24 - Configuração tractor e pusher.
Fonte: Próprio autor.
Duas dimensões, normalmente em polegadas, definem uma hélice: o passo, que
representa o avanço teórico em uma única volta (Figura 25), e o diâmetro, que é a
circunferência realizada pela ponta da pá durante uma volta completa (HOMA, 2010).
Parede
de fogo
Motor
Spinner
Hélice
(a) tractor (b) pusher
42
Figura 25 - Passo teórico de uma hélice.
Fonte: Próprio autor.
2.4.1. Análise aerodinâmica do perfil
Um dos principais componentes da asa é o perfil aerodinâmico, que na Figura 26 é
formado pela interseção do plano perpendicular a asa. Segundo Rodrigues (2015, p. 28)
“Um perfil aerodinâmico é uma superfície projetada com a finalidade de obter uma reação
aerodinâmica a partir do escoamento de um fluido ao seu redor”.
Figura 26 - Perfil aerodinâmico.
Fonte: Próprio autor.
O perfil tem como principal função gerar sustentação, através do princípio de
Bernoulli “Se a velocidade de uma partícula de um fluido aumenta enquanto ela escoa ao
longo de uma linha de corrente, a pressão dinâmica do fluido deve aumentar e vice-versa”
(RODRIGUES, 2015, p. 24), quando uma asa se desloca através do ar com um ângulo
positivo em relação ao escoamento, ele se divide gerando uma pressão estática na
superfície superior menor em relação a superfície inferior, criando uma força de
sustentação (Figura 27).
P a s s o te ó r i c o
P o s i ç ã o
i n i c i a lP o s i ç ã o
fi n a l
D i â m e t ro
Perfil aerodinâmico
43
Figura 27 - Força de sustentação.
Fonte: Próprio autor.
O número de Reynolds está diretamente ligado na análise e escolha dos perfis
aerodinâmicos, que possibilita avaliar a estabilidade do fluxo e indicar se ele será
turbulento ou laminar. Em perfis aerodinâmicos o número de Reynolds pode ser calculado
pela equação (2). Onde 𝑣 é a velocidade do escoamento, 𝜌 é a densidade do ar, 𝑐̅ é a corda
média aerodinâmica do perfil e 𝜇 é a viscosidade dinâmica do ar (RODRIGUES, 2015).
𝑅𝑒 =
𝜌 𝑣 𝑐̅
𝜇
(2)
Segundo Rodrigues (2015, p. 27) “No estudo do escoamento sobre asas de aviões,
o fluxo se torna turbulento para números de Reynolds na ordem de 1x107, sendo que
abaixo desse valor geralmente o fluxo é laminar”.
A Figura 28 mostra nomenclatura típica de um perfil aerodinâmico, onde a linha de
arqueamento média define o ponto médio entre a superfície superior e inferior em toda a
extensão do perfil. A linha da corda é uma linha reta, que se estende de uma extremidade
a outra da linha de arqueamento média. A espessura é a altura do perfil perpendicular à
linha da corda e o arqueamento é a maior distância entre a linha da corda do perfil e a
linha de arqueamento média (ANDERSON JR, 2015).
Maior velocidadeMenor pressão estática
Menor velocidadeMaior pressão estática
Força de sustentação
44
Figura 28 - Nomenclatura de um perfil aerodinâmico.
Fonte: Próprio autor.
Durante o voo o ângulo formado entre a direção do vento relativo e a linha de corda
do perfil é chamado de ângulo de ataque, representado pela letra 𝛼 (Figura 29)
(ANDERSON JR, 2015).
Figura 29 - Ângulo de ataque.
Fonte: Próprio autor.
O coeficiente de sustentação de um perfil aerodinâmico 𝑐𝑙 é a capacidade de um
perfil gerar força de sustentação, ele é função do número de Reynolds, do ângulo de
ataque e do modelo do perfil, na Figura 30 podemos observar que aumentando o ângulo
de ataque, aumenta-se também o coeficiente de sustentação até um limite definido como
𝑐𝑙 𝑚á𝑥 e que para conseguir um coeficiente de sustentação nulo 𝛼𝑐𝑙=0 é preciso uma
inclinação negativa do ângulo de ataque. O coeficiente de arrasto de um perfil
aerodinâmico 𝑐𝑑 determina a capacidade do perfil gerar arrasto, ele é função do ângulo
de ataque e do número de Reynolds. Um perfil eficiente concilia coeficiente de
sustentação alto e baixo coeficiente de arrasto. Além do coeficiente de sustentação e de
arrasto temos o coeficiente de momento 𝑐𝑚 que atua ao redor do centro aerodinâmico do
perfil. Os coeficientes de sustentação, arrasto e momento são determinados por ensaios
em túnel de vento, mais também podem ser calculados por softwares, que simulam um
túnel de vento. São geradas as curvas características do coeficiente de sustentação
(𝑐𝑙 𝑥 𝛼), coeficiente de arrasto (𝑐𝑑 𝑥 𝛼), eficiência aerodinâmica (𝑐𝑙/𝑐𝑑 𝑥 𝛼) e coeficiente
de momento (𝑐𝑚 𝑥 𝛼). Através das curvas características, podemos calcular os
Linha da cordaArqueamento
Espessura Linha dearqueamento média
Bordode ataque Bordo
de fuga
Corda (c)
Vento relativo
Ângulode ataque (α)
Linha de corda
45
coeficientes angulares, que para a sustentação é chamado de 𝑎0 (Figura 30) e pode ser
calculado pela equação (3) (RODRIGUES, 2015).
Figura 30 - Curva genérica característica 𝑐𝑙 𝑥 𝛼 com coeficiente angular de inclinação 𝑎𝑐𝑙=0.
Fonte: Próprio autor.
𝑎0 =
𝑑𝑐𝑙
𝑑𝛼=
𝑐𝑙2 − 𝑐𝑙1
𝛼2 − 𝛼1
(3)
A Figura 31 ilustra a capacidade do perfil aerodinâmico em gerar forças e
momentos com a velocidade do escoamento não perturbado 𝑣 alinhada com a direção do
vento relativo (ANDERSON JR, 2015).
Figura 31 - Forças aerodinâmicas e momentos no perfil.
Fonte: Próprio autor.
ao
Cl2
Cl1
α2α1
Cl
α
cl máx
cl=0α
Vento relativo
Ângulode ataque (α)
Força de
sustentação ‘‘l’’
Força de
arrasto ‘‘d’’
Resultante
aerodinâmica ‘‘R’’
mc/4
v
46
A componente de 𝑅 perpendicular ao vento relativo, representa a força de
sustentação 𝑙 que pode ser calculada pela equação (4).
𝑙 =
1
2 𝜌 𝑣2 𝑐 𝑐𝑙
(4)
A componente de 𝑅 paralela a direção do vento relativo representa a força de
arrasto. 𝑑 e pode ser calculada pela equação (5).
𝑑 =
1
2 𝜌 𝑣2 𝑐 𝑐𝑑
(5)
O momento localizado ao redor do centro aerodinâmico do perfil pode ser calculado
através da equação (6).
𝑚𝑐/4 =
1
2 𝜌 𝑣2 𝑐2 𝑐𝑚
(6)
A análise da distribuição de pressão sobre a superfície de um perfil em diferentes
ângulos de ataque é de fundamental importância para aeronaves tipo asa voadora, a
variação do ângulo de ataque faz com que o centro de pressão varie sua posição, à medida
em que o ângulo aumenta o centro de pressão, move-se para frente conforme a Figura 32,
isso torna a aeronave desbalanceada quando o centro de pressão não coincide com o
centro aerodinâmico e também influencia no carregamento total da asa, exigindo
estruturas compatíveis com essa variação, segundo Rodrigues (2015, p. 37) “Em qualquer
ângulo de ataque, o centro de pressão é definido como o ponto no qual a resultante
aerodinâmica intercepta a linha de corda”.
47
Figura 32 - Variação do centro de pressão em relação ao ângulo de ataque.
Fonte: Próprio autor.
2.4.2. Análise aerodinâmica da asa.
Alguns fatores são necessários para a análise da asa voadora, entre eles o
alongamento 𝐴𝑅 que é a razão entre a envergadura e a corda do perfil definido pela
equação (7) (RODRIGUES, 2015).
𝐴𝑅 =
𝑏2
𝑆
(7)
Asas voadoras com alto alongamento tendem a ser mais eficientes quando
comparadas com as de baixo alongamento, aumentando o alongamento reduz-se o arrasto
induzido. Na Figura 33 podemos observar duas asas de áreas iguais, os vórtices gerados
pela asa de baixo alongamento, são maiores que os da asa de maior alongamento
(GUDMUNDSSON, 2014).
Centro de
Gravidade
Centro de pressão
Centro de
Gravidade
Centro de
Gravidade
Centro de pressão
Centro de pressão
α
α
α
48
Figura 33 - Comparação do arrasto induzido para duas asas de áreas iguais.
Fonte: Gudmundsson, 2014, p.311. Editada pelo autor.
Porém existem fatores que limitam o alongamento, um desses fatores é estrutural,
quanto maior o alongamento, maiores são o momento fletor e a deflexão aumentando as
tensões que atuam na estrutura, o aumento desses fatores influencia diretamente no peso
da aeronave, asas com grande alongamento necessitam de estruturas mais resistentes
(GUDMUNDSSON, 2014).
Na manobrabilidade da aeronave o alongamento tem influência direta, aeronaves
com alto alongamento, apresentam um maior braço de momento em relação ao eixo
longitudinal da aeronave, o que diminui a razão de rolamento, normalmente aeronaves
acrobáticas tem AR menor, enquanto aeronaves tipo planadores ou que necessitem de
autonomia para longo alcance tem AR maiores (GUDMUNDSSON, 2014).
Outra relação importante no estudo das asas é o afilamento, a equação (8) define a
razão entre a corda na ponta e a corda na raiz (RODRIGUES, 2015).
𝜆 =
𝑐𝑡
𝑐𝑟
(8)
49
O fator de eficiência da envergadura é definido pela equação (9) (RODRIGUES,
2015).
𝑒 =
1
1 + 𝛿
(9)
O parâmetro 𝛿 é o fator de arrasto induzido, e pode ser obtido através do gráfico na
Figura 34, relacionando o alongamento e o afilamento da asa.
Figura 34 - Fator de arrasto induzido.
Disponível em: http://heli-air.net/2016/02/25/effect-of-aspect-ratio/ Acesso em: setembro de 2017.
Outro fator muito importante para o projeto de asas voadoras é a corda média
aerodinâmica da asa.
Segundo Rodrigues (2015, p. 44) “A corda média aerodinâmica é definida
como o comprimento de corda que, quando multiplicada pela área da asa, pela
pressão dinâmica e pelo coeficiente de momento ao redor do centro
aerodinâmico da asa, fornece como resultado o valor do momento
aerodinâmico do avião”.
A corda média aerodinâmica de uma asa voadora auxilia na escolha do centro de
gravidade da aeronave, que varia de 15% a 33% do comprimento da corda média
aerodinâmica, através do método geométrico podemos localizar tanto a corda média
aerodinâmica quanto o centro de gravidade conforme a Figura 35 (RODRIGUES, 2015).
50
Figura 35 - Localização da corda média aerodinâmica e do centro de gravidade.
Fonte: Próprio autor.
A asa assim como o perfil possui suas forças aerodinâmicas e momentos,
coeficiente de sustentação 𝐶𝐿, coeficiente de arrasto 𝐶𝐷 e coeficiente de momento𝐶𝑀.
Esses coeficientes são utilizados nas equações que definem suas respectivas forças e
momento (RODRIGUES, 2015).
Para a força de sustentação 𝐿 temos a equação (10).
𝐿 =
1
2 𝜌 𝑣2 𝑆 𝐶𝐿
(10)
Para a força de arrasto 𝐷 temos a equação (11)
𝐷 =
1
2 𝜌 𝑣2 𝑆 𝐶𝐷
(11)
Para o momento ao redor do centro aerodinâmico 𝑀 temos a equação (12).
𝑀 =
1
2 𝜌 𝑣2 𝑆 𝑐̅ 𝐶𝑀
(12)
A análise do desempenho do perfil é de fundamental importância para a construção
da asa, porém os valores dos coeficientes do perfil não são iguais aos da asa, no perfil
Corda médiaaerodinâmica
ct
crcr
cr
ct
ct
20%
Centro degravidade
51
analisamos apenas o escoamento em duas dimensões, enquanto para a asa toda a
envergadura tem que ser analisada (RODRIGUES, 2015).
Os dados básicos de uma asa são adquiridos através de um túnel de vento, onde a
asa se estende de parede a parede (FAHLSTROM e GLEASON, 2012). Porém durante o
voo a maior pressão na parte inferior tende a passar para a parte superior, produzindo
vórtices nas extremidades da asa, que induzem uma componente denominada downwash
𝑤 direcionada para baixo. A componente inclinada para baixo denominada
𝑣𝑒𝑛𝑡𝑜 𝑟𝑒𝑙𝑎𝑡𝑖𝑣𝑜 𝑙𝑜𝑐𝑎𝑙 é resultado da soma da componente downwash 𝑤 com a
velocidade de vento relativo 𝑉∞ e o ângulo formado por essas componentes é
denominado ângulo de ataque induzido 𝛼𝑖 conforme a Figura 36 (RODRIGUES, 2015).
Figura 36 - Produção de vórtices nas extremidades da asa.
Fonte: Próprio autor.
Para asas enflechadas, o coeficiente de sustentação é ainda menor, desconsiderando
os efeitos dos vórtices nas extremidades da asa e admitindo-se um valor elevado para o
alongamento. Podemos observar na Figura 37 que na direção da corda da asa, a
componente de velocidade do escoamento incidente é 𝑢 = 𝑉∞, para a asa enflechada 𝑢
será menor que 𝑉∞ pois temos 𝑢 = 𝑉∞ ∗ 𝑐𝑜𝑠Λ. Como a componente de velocidade 𝑢
governa a distribuição de pressão sobre a seção de um aerofólio, no caso da asa enflechada
o valor de 𝑢 é menor devido a componente de velocidade 𝑤 (RODRIGUES, 2015).
Vórtices
Vórtices
wαi
V 8Vento relativo local
α
αi
αef
Vento relativo local
52
Figura 37 - Coeficiente de sustentação em asas enflechadas.
Fonte: Próprio autor.
Para o cálculo do coeficiente 𝐶𝐿 podemos usar a equação (13)
𝐶𝐿 = 𝑎 (𝛼 − 𝛼𝐿=0) (13)
Onde 𝛼𝐿=0 é o ângulo de ataque para sustentação nula e o coeficiente angular da
curva da asa 𝑎 é dado pela equação (14).
𝑎 =
𝑎0 cos Λ
√1 + [(𝑎0 cos Λ)/(𝜋 𝐴𝑅)2] + (𝑎0 cos Λ)/(𝜋 𝐴𝑅)
(14)
Na Figura 38 podemos observar uma comparação das curvas genéricas do perfil e
da asa, apesar do ângulo de ataque para sustentação nula ser o mesmo, com o aumento do
ângulo de ataque as curvas vão se distanciando.
Figura 38 - Comparação das curvas genéricas do coeficiente de sustentação para o perfil e asa.
Fonte: Próprio autor.
w
V 8u=
w=0
uV 8
mesmo
perfil
VV 8
ao
CL
α
cl máx
L=0α
a
CL máx
cl,
53
O arrasto gerado por uma aeronave afeta diretamente o seu desempenho, porém
calcular a força de arrasto total não é tarefa simples, sendo assim podemos estimar através
de métodos analíticos. As forças de arrasto que incidem na aeronave provêm de duas
fontes, a tensão de cisalhamento e a distribuição de pressão. O arrasto induzido está
relacionado diretamente com a sustentação através do efeito downwash, é um arrasto de
pressão associado aos vórtices gerados nas pontas da asa, para um alongamento (AR)
maior ou igual a 4 e podemos estimar seu valor através da equação (15) (RODRIGUES,
2015).
𝐶𝐷𝑖 =
𝐶𝐿2
𝜋 ∙ 𝑒0 ∙ 𝐴𝑅
(15)
Onde o 𝑒0 representa o fator de eficiência de Oswald e pode ser calculado através
da equação (16) (RODRIGUES, 2015).
𝑒0 = 0,75 ∙ 𝑒 (16)
Um artifício para diminuir o efeito downwash é o uso de aletas nas extremidades
da asa (Figura 39) para evitar que os vórtices formados atinjam a parte superior da asa
(GUDMUNDSSON, 2014).
Figura 39 - Uso de uma placa na extremidade da asa para diminuir o arrasto induzido.
Fonte: (GUDMUNDSSON, 2014).
54
O arrasto parasita não está relacionado a geração de sustentação da aeronave, ele é
o arrasto total menos o arrasto induzido, pode ser estimado através da equação (17) que
relaciona a área total em contato com o ar, denominada a área molhada 𝑆𝑚𝑜𝑙ℎ𝑎𝑑𝑎 e o
coeficiente de atrito 𝐶𝐹 e a área da asa 𝑆 (RODRIGUES, 2015).
𝐶𝐷𝑂 =
𝑆𝑚𝑜𝑙ℎ𝑎𝑑𝑎
𝑆𝐶𝐹
(17)
Uma boa estimativa da área molhada para asas voadoras é definida pela equação
(18):
𝑆𝑚𝑜𝑙ℎ𝑎𝑑𝑎 = (2 ∙ 𝑆) + 𝑆 ∙ 0,4 (18)
Para o valor do coeficiente de atrito podemos utilizar o gráfico da Figura 40,
desenvolvido pela equipe do Aerodesign Car-Kará da UFRN, onde ele sugere valores
superiores dos citados pela literatura.
Figura 40 - Gráfico do coeficiente de atrito.
Fonte: Equipe Car-Kará Aerodesign – UFRN.
A equação (19) relaciona o coeficiente de arrasto e o coeficiente de sustentação,
que possibilita gerar a curva polar de arrasto e determinar o ponto de maior sustentação
com o menor arrasto possível (RODRIGUES, 2015).
0,1 1 10 1000,01
0,1
1
CF=0,207b
-0,69
CF=0,127b
-0,84
Advanced
Micro
Regular
Envergadura (m)
CF
Grande quantidade de
cabos de fixação e ligação
(estais)
Pequena quantidade de estais
Fuselagem muito grande em relação
ao avião
55
𝐶𝐷 = 𝐶𝐷𝑂 + 𝐾 ∙ 𝐶𝐿2 (19)
Onde 𝐾 é o termo de proporcionalidade, definido pela equação (20).
𝐾 =
1
𝜋 ∙ 𝑒0 ∙ 𝐴𝑅
(20)
2.4.3. Superfícies de controle
A indústria aeronáutica padroniza um sistema de coordenadas tridimensional para
referenciar os movimentos e direção de uma aeronave. O centroide da aeronave é a origem
do sistema de três eixos de coordenadas que formam ângulos de 90° entre si. Durante o
voo existe um sistema de seis graus de liberdade, sendo que três são movimentos lineares
ou de translação e três são movimentos de rotação. Os movimentos lineares são: para
frente e para trás ao longo do eixo longitudinal (x), para direita e para esquerda ao longo
do eixo lateral (y) e para cima e para baixo ao longo do eixo vertical (z) conforme a Figura
41a, os movimentos de rotação são: ao redor do eixo longitudinal (x), ao redor do eixo
lateral (y) e ao redor do eixo vertical (z), conforme a Figura 41b, esses movimentos são
chamados de movimento de rolamento, movimento de arfagem e movimento de guinada
respectivamente (RODRIGUES, 2015).
Figura 41 - Movimentos lineares e de rotação de uma aeronave.
Fonte: Próprio autor.
( b ) m o v i m e n t o s d e r o t a ç ã o
x
y L a te ra l
z
L o n g i t u d i n a l
V e r t i c a l
( a ) m o v i m e n t o s li n e a r e s
x
yE s q u e rd a
z
F re n te
D i re i t a
C i m a
B a i x o
T rá s
56
Em uma versão básica uma aeronave possui três superfícies de controle principais,
os ailerons, o profundor e o leme de direção, podemos identificar cada uma das superfícies
de controle na Figura 42 (RODRIGUES, 2015).
Figura 42 - Superfícies de controle.
Fonte: Próprio autor.
Os ailerons estão localizados no bordo de fuga e nas extremidades das asas, durante
o voo atuam em conjunto com movimentos contrários, quando um está defletido para
cima o outro está defletido para baixo, executando assim a manobra de rolamento da
aeronave em relação ao eixo longitudinal “x” conforme a Figura 43. Essa manobra é
possível devido ao aumento de sustentação gerado pelo aileron defletido para baixo e pela
redução da sustentação gerada pelo aileron defletido para cima (RODRIGUES, 2015).
Figura 43 - Atuação dos ailerons.
Fonte: Próprio autor.
O profundor é responsável pelo movimento de arfagem em relação ao eixo lateral
“y”, atua defletindo o bordo de fuga para cima quando é necessário a aeronave subir, ou
defletindo para baixo quando é necessário descer, esse movimento é criado ao redor do
centro de gravidade da aeronave, conforme podemos observar na Figura 44
(RODRIGUES, 2015).
Aileron
Aileron
Leme
Profundor
Aileron defletidopara baixo
(aumento da sustentação)
Aileron defletidopara cima
(redução da sustentação)Rolamento para esquerda
57
Figura 44 - Atuação do profundor.
Fonte: Próprio autor.
O leme de direção está localizado no estabilizador vertical, ele é responsável pelo
movimento de guinada ao redor do eixo vertical, quando defletido para direta a aeronave
executa o movimento também para direita, quando necessária a manobra para o lado
esquerdo o leme é defletido para o lado esquerdo conforme a Figura 45 (RODRIGUES,
2015).
Figura 45 - Atuação do leme.
Fonte: Próprio autor.
2.5.Componentes principais de uma aeronave tipo asa voadora
Assim como as aeronaves convencionais as asas voadoras possuem seus elementos
básicos, que para um VANT são: a própria asa; superfícies de controle; conjunto
motopropulsor; trem de pouso e a eletrônica embarcada (Figura 46).
Centro de gravidade
Centro de gravidade
58
Figura 46 - Componentes básicos de uma asa voadora.
Fonte: Próprio autor.
2.5.1. Asa, trem de pouso e superfícies de controle
A asa representa a parte fixa da aeronave e ocupa a maior parte de todo avião, seu
projeto estrutural é bem mais complexo quando comparado a uma aeronave convencional,
pois todos os componentes da aeronave estão distribuídos ao longo de sua estrutura, além
disso devido a não existência de uma empenagem, o perfil da asa voadora deve ser
projetado para possuir o menor coeficiente de momento possível. Existe na literatura três
perfis que são bastante utilizados, Zagi 12, MH45 e Sipkill 1,7/10.
Nos VANTs, o trem de pouso pode ser utilizado nas duas configurações, porém
pouquíssimas asas voadoras utilizaram trem de pouso convencional, mesmo em
aeronaves de grande escala, uma das poucas aeronaves a utilizar o modelo convencional
é a aeronave experimental Vought V-173 da Figura 47. O modelo triciclo apresenta
melhor estabilidade durante o pouso e decolagem por estar apoiado nos três pontos, a
bequilha atua corrigindo a direção da aeronave, no modelo convencional essa correção só
é possível se for acrescentado a aeronave um ou mais estabilizadores verticais com leme,
já que durante o pouso ou decolagem a aeronave apoia-se somente nos trens dianteiros.
S u p e r fí c i e s
d e c o n t ro leG r u p o
m o to p ro p u ls o r
A s a
E le t rô n i c a
e m b a rc a d a
T re m d e p o u s o
59
Figura 47 - Vought V173 asa voadora experimental com trem de pouso modelo convencional.
Disponível em: http://www.cavok.com.br/blog/estranhas-silhuetas-no-ceu-vought-v-173-flying-pancake-
xf5u/ Acesso em 03 de agosto de 2017.
As superfícies de controle de uma asa voadora tem o seu funcionamento bem
característicos, devido à ausência de empenagem, atuam de forma mixada, quando a
aeronave necessita do movimento de arfagem, as superfícies atuam na mesma direção
conforme a Figura 48a, porém, quando é necessário o movimento de rolamento, as
superfícies de controle atuam de forma alternada, conforme a Figura 48b.
Figura 48 - Atuação mixada das superfícies de controle.
Fonte: Próprio autor.
Outro ponto importante para análise de asas voadoras é a mínima velocidade para
a aeronave se manter em voo, que é determinada pela equação (21) da velocidade de estol.
(a) movimento de arfagem (b) movimento de rolagem
60
𝑣𝑒𝑠𝑡𝑜𝑙 = √2 𝑊
𝜌 𝑆 𝐶𝐿 𝑚á𝑥
(21)
Onde 𝑊 é o peso da aeronave e deve ser igual a força de sustentação "𝐿" para que
a aeronave se mantenha em voo. O estol é a perda de sustentação e ela não acontece em
toda a asa ao mesmo tempo, existe uma direção de propagação, que para asas enflechadas
acontece da ponta para o centro da aeronave, comprometendo a eficiência das superfícies
de controle conforme podemos observar na Figura 49 (RODRIGUES, 2015).
Figura 49 - Propagação do estol em asas enflechadas.
Fonte: Próprio autor.
Uma opção para que o estol aconteça por último nas pontas da asa é o uso do
𝑤𝑎𝑠ℎ𝑜𝑢𝑡, que é a aplicação de uma torção na ponta da asa (Figura 50), forçando que o
𝐶𝐿𝑚á𝑥 seja atingido por último nas extremidades, garantindo o controle da aeronave
(RODRIGUES, 2015).
Figura 50 - Washout na ponta da asa.
Fonte: Próprio autor.
Superfícies de controle
Ângulode torção
Perfil na raiz
Perfil na extremidade
61
2.5.2. Aviônica e conjunto motopropulsor
A tecnologia embarcada é responsável pelas funções desempenhadas pela aeronave,
na Figura 51 é possível observar os principais componentes de um VANT tipo asa
voadora com motor elétrico ou à combustão com pistão.
Figura 51 - Componentes básicos da tecnologia embarcada de um VANT tipo asa voadora com propulsão
elétrica ou com motor à pistão.
Fonte: Próprio autor.
O cérebro de um VANT é a placa controladora de voo, também conhecida como
piloto automático, capaz de executar missões autônomas, guiadas por GPS e transmitir
dados da telemetria em tempo real. Uma das placas controladoras mais populares e
confiáveis é a APM 2.8 (Figura 52) (Doctor Drone, 2015).
Receptor derádio
Placacontroladora
(piloto automático)
Bateria
Servomotordo acelerador
Motor acombustão
Hélice
Tanque decombustível
Servomotordo aileron direito
Servomotordo aileron esquerdo
Receptor derádio
Placacontroladora
(piloto automático)
Bateria
ESCMotor
elétricoHélice
Servomotordo aileron direito
Servomotordo aileron esquerdo
62
Figura 52 - Placa controladora APM 2.8.
Disponível em: http://doctordrone.com.br/o-que-e-apm/ Acesso em 13 de junho de 2017.
Ligado diretamente na placa controladora, o receptor de rádio (Figura 53a) tem a
função de receber os comandos de um transmissor de rádio (Figura 53b). Por questões de
segurança os comandos vindos do transmissor são prioritários em relação a placa
controladora mesmo em uma missão autônoma.
Os sistemas modernos contam com transmissão 2.4 GHz e receptores satélites,
aumentando a eficiência no bloqueio das interferências externas (AUDRONIS, 2014).
Figura 53 - Receptor e transmissor de rádio.
Disponível em: http://www.herreramodels.com.br/shopping/nc_produto.php?produto=165 e
http://rclineforum.de/forum/board35-helicopter/board185-micro-mini-und-koaxial-helis/317442-blade-
nano-cp-s-an-alte-spektrum-dx7-binden/ Acesso em:02 de julho de 2017.
Para os movimentos das superfícies de controle e o acionamento do carburador do
motor à pistão são utilizados servomotores elétricos (Figura 54), o comando para o
acionamento do movimento pode ser executado através do rádio controle ou da placa
controladora.
63
Figura 54 - Servomotor
Disponível em: https://servodatabase.com/servo/spektrum/a6030 Acesso em: Acesso em:02 de julho de
2017
O conjunto motopropulsor a combustão dos VANTs, tem como destaque dois tipos
de motores, as turbinas e os motores com pistão. As turbinas (Figura 55a) apresentam
ótima relação peso/empuxo além de baixíssimos índices de vibração, porém seu consumo
é considerado elevado quanto comparado à motores com pistão. Os motores com pistão
(Figura 55b) apresentam boa relação peso/empuxo e baixo consumo, índices de vibração
elevados, necessitando utilizar sistemas de amortecimento para que a vibração não
interfira nos sensores de movimento da aeronave.
Figura 55 - Motores a combustão com pistão e turbina.
Fonte: Editado pelo autor.
Quando a opção para a propulsão é através de um motor elétrico os modelos sem
escovas (Figura 56) são os mais eficientes, com baixo peso entregam grandes potências,
normalmente são trifásicos (OLIVEIRA, AGUIAR e VARGAS, 2017). Quando o
conjunto motor/hélice está bem balanceado os índices de vibrações são muito baixos, sua
64
seleção leva em consideração o seu formato e a unidade KV que relaciona Rotação por
Minuto (RPM) com a tensão em Volts (V) conforme a equação (22), comercialmente
existe uma referência de 4 dígitos, por exemplo 2822, os dois primeiros dígitos são o
diâmetro, os dois últimos o comprimento, sempre em mm.
𝐾𝑉 =
𝑅𝑃𝑀
𝑉
(22)
Como exemplo para cada Volt empregado em um motor com 1000Kv teremos 1000
RPM de resposta, vale observar que esse valor de RPM alcançado é sem o uso da hélice.
Figura 56 - Motor elétrico, modelo sem escovas.
Disponível em: http://www.getfpv.com/emax-rs2205-2300kv-racespec-motor-cw.html Acesso em: 05 de
junho de 2017.
A escolha adequada da hélice para cada tipo de motor garante o aproveitamento
máximo da potência entregue no eixo do motor, as hélices (Figura 57) utilizadas nos
VANTs podem variar o material, passo, diâmetro e o número de pás de acordo com a
necessidade.
65
Figura 57 – hélice utilizada em VANTs.
Disponível em: http://www.asaseletricas.com.br/loja/popup_image.php?pID=3927 Acesso em: 05 de
junho de 2017.
Para o acionamento e controle da velocidade dos motores elétricos sem escova é
utilizado um Controlador Eletrônico de Velocidade (ESC) (Figura 58), ele interpreta os
comandos de aceleração vindos do receptor ou da placa controladora e também
transforma corrente continua em corrente trifásica para motores sem escova trifásicos.
Figura 58 - Controlador Eletrônico de Velocidade (ESC).
Disponível em: https://www.rcgroups.com/forums/showthread.php?511753-Bad-ESC Acesso em: 06 de
junho de 2017.
O fornecimento de energia para movimentar os motores elétricos vem das baterias,
além de alimentar os motores, as baterias fornecem energia para todo o sistema eletrônico.
Entre as mais utilizadas estão as de NiCd (níquel cádmio), NiMH (níquel metal hidreto)
e as de LiPo (líthio-polímero). As de LiPo (Figura 59) são as mais eficientes e utilizadas
por conciliarem ótima capacidade com baixo peso se comparada as demais (Doctor
Drone, 2015).
66
Figura 59 - Bateria LiPo.
Disponível em: http://amcollucci.com.br/2013/08/10/o-minimo-que-se-deve-saber-sobre-baterias-lipo/
Acesso em: 07 de junho de 2017.
2.6.Componentes principais de uma aeronave de asa rotativa multirotor.
Os componentes principais de uma aeronave multirotor são: Frame, trem de pouso,
motores, ESC, hélice, placa controladora, receptor, bateria e placa de distribuição de
energia, conforme detalhado na Figura 60.
Figura 60 - Principais componentes de uma aeronave multirotor.
Fonte: Próprio autor.
O frame é a estrutura principal da aeronave, nele, todos os componentes são fixados,
segundo Baichtal (2015) qualquer material leve, forte e rígido pode ser utilizado para a
Frame
Hélice
Motor
ESC
Placa de distribuiçãode energia
Bateria
Receptor
Placa controladora
Sistema decompensação
Trem depouso
67
construção de um frame. A classificação de um frame está ligada ao número de braços,
na Figura 61 podemos observar essa classificação.
Figura 61 - Classificação dos frames conforme o número de braços.
Fonte: Próprio autor.
Os tricópteros e os quadricópteros podem assumir versões com 6 e 8 motores
respectivamente. Os motores são fixados um abaixo do outro, o tricóptero passa a se
chamar Y6 (Figura 62a) e o quadricóptero X8 (Figura 62b).
Figura 62 - Frames Y6 e X8.
Fonte: Próprio autor.
O trem de pouso tem como função principal manter a aeronave apoiada quando está
em solo, quando existe o uso de acessórios na parte de baixo do frame, como câmera de
vídeo por exemplo, o trem de pouso atua como uma proteção.
Os motores são responsáveis por entregar potência de eixo para as hélices, o sentido
de giro é distribuído aos pares alternadamente para anular os binários conforme se observa
na Figura 63.
(a) Tricóptero (b) Quadricóptero (c ) Hexacóptero. (d) Octacóptero
(a) Y6 (a) X8
68
Figura 63 - Sentido de rotação dos motores de um multirotor.
Fonte: Próprio autor.
Para os tricópteros com 3 motores, temos um número ímpar e apenas os dois
motores da frente anulam o binário, no motor da cauda é preciso um sistema de
compensação que trabalha inclinando o conjunto motor/hélice através de um servomotor,
anulando o momento exercido na aeronave conforme podemos observar na Figura 64.
Figura 64 - Mecanismo de compensação do motor de cauda.
Fonte: Próprio autor.
No trabalho desenvolvido por Ozdemir (2013) para anular o binário do motor de
cauda do tricóptero de um VANT híbrido, foi instalado um sistema coaxial onde cada
motor gira em um sentido diferente, podemos observar a solução na Figura 65
Os binários se anulam
Momento geradopelo motor da cauda
Movimento decompensação
Servomotor
69
Figura 65 - Motor de cauda Co-axial para anular o binário de um tricóptero.
Fonte: (OZDEMIR, AKTAS, et al., 2013).
Os controladores (ESCs) de um multirotor são os mesmos comentados na seção
2.5.2. a diferença é a quantidade utilizada em um multirotor, pois cada motor necessita
de um ESC independente. Existem placas onde os ECS são concentrados em um único
componente, conforme a Figura 66.
Figura 66 - ESC com 4 saídas.
Disponível em: http://www.omgfly.com/hobbywing-25ax4-skywalker-quadcopter-esc-p-790.html Acesso
em: 21 de junho de 2017.
As hélices são os elementos responsáveis pela sustentação, que é gerada pelo
princípio de Bernoulli aplicado as pás que tem sua estrutura formada por um aerofólio
como foi explicado na seção 2.4.1. Diferente das aeronaves de asa fixa que dependem do
vento relativo gerado pelo seu deslocamento, as aeronaves de asa rotativa produzem seu
70
próprio vento relativo, nesse caso chamado de vento relativo rotacional, que tem seu valor
máximo nas extremidades das pás, reduzindo uniformemente até zero, que é o valor no
centro do eixo (CARLSON, 2015).
As hélices são fabricadas pincipalmente em ABS, Nylon e fibra de carbono, sendo
essa última a de melhor desempenho por conciliar baixo peso e baixo índice de vibração.
Os multirotores sempre utilizam hélices com passo normal e invertido para atender ao
artifício utilizado pelo sentido do giro dos motores para anular os binários.
A placa controladora como citado na seção 2.5.2. é responsável por estabilizar a
aeronave entre outras funções, uma aeronave de asa fixa não tripulada é capaz de voar
remotamente sem a placa controladora, porém para os multirotores é praticamente
impossível manter um voo estável o seu uso. Como principal função a placa controladora
mantém o multirotor estabilizado em voo, através das informações dos sensores de
movimento, o giro de cada motor é controlado mantendo a aeronave estabilizada.
O receptor de rádio de uma aeronave multirotor tem a mesma função descrita na
seção 2.5.2. receber os comandos de um transmissor de rádio que por questões de
segurança, também tem prioridade em relação a placa controladora mesmo em missão
autônoma.
A bateria, conforme comentado na seção 2.5.2. fornece energia para todo o sistema,
porém o maior consumo de um multirotor vem do funcionamento dos motores. A escolha
da bateria é parte importante para a eficiência da aeronave, é preciso conciliar sua
capacidade e peso para que a autonomia de voo seja satisfatória, assim o tipo de bateria
mais utilizado em aeronaves mutirotor são as de LiPo, que oferecem maior quantidade de
energia com o menor peso entre as opções disponíveis.
Devido a existência de vários componentes eletrônicos na aeronave, o uso de uma
placa de distribuição de energia (Figura 67) se faz necessário para melhor organização e
distribuição.
Fibra têxtil sintética.
71
Figura 67 - Placa de distribuição de energia.
Disponível em: https://pt.aliexpress.com/item/Multirotor-ESC-Power-Distribution-Battery-Board-For-
Quadcopter-Multi-Axis-Model-Dropshipping-Free-Shipping-
M24/32800557511.html?spm=2114.13010608.0.0.W1hlyW Acesso em: 22 de junho de 2017.
2.6.1. Elementos de controle
Os multirotores seguem o mesmo padrão de coordenadas, movimentos e direções
das aeronaves de asa fixas, onde o centroide da aeronave também é a origem do sistema
de três eixos de coordenadas, que formam ângulos de 90° entre si conforme a Figura 68.
Figura 68 - Eixos de referência de um multirotor.
Fonte: Próprio autor.
Durante o voo todos os movimentos dos seis graus de liberdade são executados
através da variação da rotação dos motores, sempre executados com comandos vindos da
placa controladora. Dos movimentos executados pelos multirotores, três são movimentos
lineares ou de translação e três são movimentos de rotação conforme a Figura 69
(VILAÇA, 2014).
yLateral
zVertical
x
Longitudinal
72
Figura 69 - Movimentos lineares e de rotação de uma aeronave multirotor.
Fonte: Próprio autor.
De acordo com Nelson (1998) para executar um movimento os aviões utilizam
defletores para criar um momento sobre o centro de gravidade. Nos multirotores não é
diferente, mais no lugar dos defletores a placa controladora executa a variação da rotação
dos motores, caso deseje que a aeronave execute um movimento de rolamento para a
direita, os dois motores do lado esquerdo aumentam sua rotação, inclinando a aeronave
em relação ao eixo 𝑥 conforme a Figura 70a, se o movimento desejado for de arfagem
para frente, os motores traseiros aumentam sua rotação, inclinando a aeronave em relação
ao eixo 𝑦 conforme a Figura 70b, caso queira que a aeronave execute um movimento para
cima em relação ao eixo 𝑧, todos os motores aumentam sua rotação conforme Figura 70c
(ABELL, 2017).
Figura 70 - Movimentos de rolamento, arfagem, subida e decida de um multirotor.
Fonte: Próprio autor.
Para executar o movimento de guinada no sentido horário em relação ao eixo 𝑧, os
multirotores com número par de motores aumentam a rotação dos motores, que giram no
sentido anti-horário conforme a Figura 71a (ABELL, 2017). Em tricópteros o movimento
( b ) m o v i m e n t o s d e r o t a ç ã o( a ) m o v i m e n t o s li n e a r e s
y
E s q u e rd a
z
C i m a
B a i xo
D i re i t a
T rá s
F re n te
x
y
z
x
(a) movimento de rolamentopara a esquerda
y
x
y
(b) movimento de arfagempara frente
z
(c) movimento para cima.
73
não é executado através da rotação dos motores, o mecanismo de compensação é
inclinado para o sentido que se pretende executar o movimento conforme a Figura 71b.
Figura 71 - Movimento de guinada para multirrotores.
Fonte: Próprio autor.
McAndrew, Navarro e Witcher (2018), propõe em seu artigo, o estudo da utilização
de hélices com passo variável, com o objetivo de melhorar a eficiência do controle em
aeronaves multirotores, utilizando um sistema eletrônico para sincronizar a rotação do
motor com o passo da hélice.
(a) movimento de guinadano sentido horário
z
Aumento da rotação
Aumento da rotação
z
Sentido dainclinação
(b) movimento de guinada no sentido horárioexecutado pelo mecanismo de compensação
74
3. PROJETOS PRELIMINARES
A análise do protótipo híbrido passará por vários processos para adequar os dois
tipos de aeronave, refazer alguma dessas etapas demanda tempo e investimento, por isso,
analisar uma asa voadora e um multirotor separadamente, aumenta as chances de êxito da
aeronave híbrida quanto à construção, configuração eletrônica e pilotagem, sendo assim,
a construção do protótipo híbrido será realizada após a análise individual de uma asa
voadora e um multirotor.
3.1.Asa voadora
Com objetivo de analisar o comportamento em voo remotamente controlado e
auxiliado por uma placa controladora, a opção de escolha foi de uma asa voadora com
envergadura máxima de 1,20m, enflechamento positivo, propulsão tractor por motor
elétrico, com lançamento manual sem trem de pouso, o conceito pode ser observado na
Figura 72a. Com o conceito da asa voadora formado, as dimensões básicas foram
definidas conforme a Figura 72b.
Figura 72 - Ilustração conceitual da asa voadora e dimensões básicas.
Fonte: Próprio autor.
O perfil aerodinâmico escolhido foi ZAGI12 e os dados iniciais da aeronave. podem
ser observados no Quadro 1.
1,20m
0,35m
0,22m
29,42 o
(a) conceito da asa voadora (b) dimensões básicas
75
Quadro 1 - Dados iniciais da asa voadora.
Descrição Equação Valor
Área da asa 𝑆 =
(𝑐𝑟 + 𝑐𝑡). 𝑏
2
0,34 𝑚2
Relação de
Alongamento 𝐴𝑅 =
𝑏2
𝑆 4,21
Relação de Afilamento 𝜆 =𝑐𝑡
𝑐𝑟 0,63
Corda média
aerodinâmica
𝑐̅ =
2
3∙ 𝑐𝑟 ∙ (
1 + 𝜆 + 𝜆2
1 + 𝜆)
0,29𝑚
O centro de gravidade da asa voadora foi estabelecido a 20% da corda média,
localizado à 0,20m a partir do bordo de ataque da corda central da aeronave conforme a
Figura 73.
Figura 73 - Cálculo do centro de gravidade da asa voadora.
Fonte: Próprio autor.
0,35m
0,22m
0,35m
0,22m
0,29m
0,20m
Centro degravidade
76
Para a eletrônica embarcada foram selecionados os seguintes itens conforme o
Quadro 2.
Quadro 2 - Seleção da eletrônica embarcada na asa voadora.
Descrição Foto Descrição
Motor
Motor sem escovas CF2822
1200KV.
Hélice
Hélice GWS 10x4,5
ESC
HK-30A - ESC 25-30A SS
SERIES
Servo de acionamento dos
ailerons
Micro Servo 9g Tower Pro
77
Controle remoto
Sistema de controle remoto
Spektrum DX7
Placa controladora
APM 2.8
Bateria
Bateria Lipo Turnigy
2200mah 20c-30c 3s 11.1v
Para a fabricação da asa foram utilizados blocos de espuma de poliestireno cortados
utilizando o método da resistência elétrica aquecida guiada por perfis de alumínio, esse
método utiliza dois perfis de alumínio de cada lado do bloco, uma resistência elétrica
percorre toda a extensão do perfil moldando a estrutura de cada semi asa, conforme a
Figura 74.
78
Figura 74 - Ilustração do método de corte da asa.
Fonte: Próprio autor.
Após o corte e a união de cada semi asa a estrutura foi reforçada com varetas de
fibra de vidro com 1mm de diâmetro, dispostas conforme a Figura 75.
Figura 75 - Asa reforçada com varetas de fibra de vidro.
Fonte: Próprio autor.
Os próximos passos foram revestir a aeronave com vinil adesivo, instalar a aletas
laterais, ailerons e servos de acionamento e montante do motor elétrico conforme
podemos observar na Figura 76.
B lo c o d e e s p u m a
d e p o lie s t ir e n o
P e r fil d e
a lu m ín io
P e r fil d e
a lu m ín io
R e s is tê n c ia
e lé t r ic a
D ir e ç ã o
d o c o r te
P o n to fix o
79
Figura 76 - Sequência de montagem, revestimento, aletas, ailerons, servos e montante.
Fonte: Próprio autor.
Com a estrutura principal da aeronave concluída, foram instalados o conjunto
motopropulsor, ESC, receptor do rádio controle, placa controladora, GPS, bateria e os
servomotores de acionamento dos ailerons. a aeronave completa pode ser observada na
Figura 77.
Figura 77 - Asa voadora completa.
Fonte: Próprio autor.
Com o objetivo de analisar o comportamento da asa voadora durante o voo
estabilizado através da placa controladora e sem o auxílio da estabilização, foi
configurado no transmissor do sistema de rádio controle a opção de mudança do modo de
voo através de uma chave seletora. Durante os testes foram realizados vários voos
remotamente controlados, alternando durante o voo os modos estabilizado e normal.
80
3.2.Multirotor
Para a análise do multirotor duas opções foram avaliadas, a primeira, comprar um
multirotor comercial pronto para o voo e analisar suas características de voo e possíveis
configurações. A segunda, construir totalmente um multirotor, possibilitando entender
todo o processo de construção, configuração e pilotagem. A primeira opção é a mais
prática e com menos chances de erro, atende os objetivos iniciais de aprendizado e análise
de um multiroto, a segunda opção apresenta maiores dificuldades e maior tempo de
dedicação, porém possibilita dominar todo o processo da construção, configuração e
pilotagem.
Com o objetivo de analisar detalhadamente todo o processo que envolve um
multirotor, fez-se a escolha da segunda opção, desenvolver um multirotor em todas as
suas etapas e acumular conhecimentos para a fabricação do VANT híbrido. A opção foi
por um tricóptero de modelo “Y” com mecanismo para inclinação do motor de cauda para
que a aeronave não gire no próprio eixo devido ao binário. As medidas iniciais podem ser
observadas na Figura 78.
Figura 78 - Medidas iniciais do tricóptero.
Fonte: Próprio autor.
81
Os componentes e configurações da aeronave foram selecionados conforme o
Quadro 3.
Quadro 3 - Componentes e configurações do multirotor tricóptero.
Componente selecionado Imagem Descrição
Motores
Sunnysky sem escovas A2212
800kv
Hélices
GWS 10x4,5
Controle remoto
Sistema de controle remoto
Spektrum DX7
Controlador Eletrônico de
Velocidade
ESC Simonk 30A
82
Bateria
Bateria Lipo Turnigy Nano-tech
25C 2200 MAh 3S 11,1V
Placa controladora
APM 2.8 com GPS
Para a construção do frame foram utilizados: perfis quadrados de alumínio de 3/8’
para os braços, as partes estruturais foram confeccionadas a partir de chapas de
poliestireno de 1, 2 e 3mm de espessura coladas com cianoacrilato, tiras de Velcro foram
coladas nas estruturas com a finalidade de fixar e retirar os componentes eletrônicos mais
facilmente, as peças confeccionadas e os braços de alumínio podem ser observados na
Figura 79.
Figura 79 - Peças para montagem do Frame.
Fonte: Próprio autor.
Mecanismo de fixação.
83
Para o trem de pouso foram utilizadas tiras de PCV com 25mm de espessura,
retiradas de um tubo de 15mm de diâmetro conforme a Figura 80, esse modelo também
desempenha a função de amortecedor durante o pouso, preservando o equipamento
embarcado.
Figura 80 - Tiras de PVC para o trem de pouso.
Fonte: Próprio autor.
Após a montagem dos componentes o frame se apresentou resistente e leve, com
apenas 380g o frame está pronto para a instalação dos componentes eletrônicos (Figura
81).
Figura 81 - Frame montado sem eletrônica.
Fonte: Próprio autor.
Após a construção do frame os componentes eletrônicos foram instalados (Figura
82) a placa controladora foi configurada no software Mission Planner onde foi carregado
84
em sua memória o firmware para tricóptero com 3 motores, foram calibrados os ESCs, o
rádio controle, os sensores de movimento e a bússola. A aeronave completa ficou com
peso final de 870kg.
Figura 82 - Frame com eletrônica instalada.
Fonte: Próprio autor.
Após a montagem do tricóptero foram executados voos de teste (Figura 83), onde
foi possível observar a eficiência da placa controladora estabilizando quase em tempo real
qualquer interferência externa na aeronave, outro ponto analisado foram as respostas aos
comandos rádio controlados que se mostraram totalmente eficientes, a autonomia máxima
de voo foi de 12 minutos.
Figura 83 - Teste de voo do tricóptero.
Fonte: Próprio autor.
85
4. PROJETO FINAL
As aeronaves multirotores com propulsão elétrica apresentam as vantagens de
decolar e pousar verticalmente, executar voos lentos ou sem deslocamento, porém as
baterias limitam sua autonomia. As aeronaves de asa fixa podem dispor de motorização
a combustão aumentando consideravelmente sua autonomia se comparado a motores
elétricos, mais algumas desvantagens são observadas, como a necessidade de pista de
decolagem e pouso ou uso de paraquedas e necessidade de deslocamento horizontal para
gerar sustentação. Desenvolver uma aeronave híbrida que concilie as vantagens de um
multirotor e as vantagens de uma aeronave de asa fixa aumentará as possibilidades para
diferentes missões.
4.1.Projeto conceitual
A proposta dessa pesquisa é desenvolver uma aeronave híbrida capaz de conciliar as
vantagens de uma aeronave de asa fixa com um multirotor, assim teremos duas
hibridizações, uma para a propulsão (motores elétricos e à combustão) e outra para a
sustentação (pelo multirotor e pela asa fixa). A aeronave deve ser capaz de decolar no
sentido vertical com uso dos motores elétricos do multirotor, estabelecer voo horizontal
com uso do motor a combustão e retornar para o pouso no sentido vertical novamente
com uso dos motores elétricos do multirotor.
Para a escolha do tipo de aeronave de asa fixa levou-se em consideração a maior
eficiência possível de sustentação com o mínimo de peso. Em uma aeronave convencional
com fuselagem e empenagem, tudo que não é asa representa aumento de peso e perdas de
sustentação, principalmente por arrasto parasita, então uma aeronave com perdas
reduzidas seria somente uma asa, o que levou a escolha do modelo tipo asa voadora com
enflexamento positivo, superfícies de controle mixadas que necessitam somente de dois
servomotores para os movimentos de rolagem e arfagem, propulsão por motor a
combustão com configuração “tractor”.
Para o multirotor a melhor configuração é aquela que menos interferir no voo
horizontal da asa voadora, sendo assim quanto menos braços menor a interferência, diante
dessas considerações foi pré-escolhido para o projeto o modelo tricóptero, a Figura 84
ilustra o projeto conceitual da aeronave híbrida.
86
Figura 84 - Projeto conceitual da aeronave híbrida.
Fonte: Próprio autor.
4.2.Divisão dos subsistemas
Como se trata de uma aeronave que não possui projetos similares, para a sua
concepção foram criados subsistemas para analisar separadamente as melhores soluções
para cada caso.
4.2.1. Subsistemas comuns as duas aeronaves
Entre os subsistemas existem aqueles que são comuns as duas aeronaves (asa fixa
e multirotor) são eles, subsistema rádio controle, subsistema placa controladora,
subsistema programa de configuração da placa controladora e subsistema trem de pouso.
Por isso serão analisados separadamente.
4.2.1.1.Subsistema rádio controle
A escolha do sistema de rádio controle é de fundamental importância para o sucesso
do projeto, uma vez que teremos que testar vários tipos de configurações eletrônicas para
conciliar o controle de dois tipos de aeronaves, por esse motivo é necessário a utilização
de um sistema de rádio controle computadorizado que permita variar, programar, mixar
e gravar as configurações testadas. Diante dessas necessidades três tipos de sistema de
rádio controle foram pré-selecionados conforme o Quadro 4.
87
Quadro 4 – Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema de rádio controle da aeronave
híbrida.
Equipamento Imagem Descrição
Spektrum DX7
CA1 – Sistema com 7 canais,
banda de 2,4 GHz
Futaba T8J
CA2 – Sistema com 8 canais,
banda de 2,4 GHz
88
Spektrum DX18
CA3 - Sistema com 18 canais,
banda de 2,4 GHz
O sistema CA1 é o Spektrum DX7, composto por um rádio transmissor de 7 canais
com banda de transmissão de 2,4 GHz e memória para 20 modelos diferentes, seu receptor
AR7000 é composto por um receptor principal e um receptor satélite, os dois receptores
funcionam ao mesmo tempo, garantindo que o sistema não sofra interferências externas,
as antenas dos dois receptores possuem 3cm e não necessitam de exposição externa e nem
instalação específica, o conjunto conta ainda com 4 servos DS821 digitais com
engrenagens de metal, seu custo no site oficial da marca é de $ 299,00.
O sistema CA2 é o Futaba T8J é composto por um transmissor de 8 canais com
banda de transmissão de 2,4 GHz e memória para 20 modelos diferentes, possui display
retro iluminado, seu receptor R2008SB oferece processamento livre de interferências
externas, possui duas antenas de 14,5 cm que precisam estar instaladas a 90° uma da outra
e não necessitam de exposição externa, seu custo no site oficial da marca é de $ 279,00.
O sistema CA3 é o Spektrum DX18 é composto por um transmissor de 18 canais
com banda de transmissão de 2,4 GHz e memória para 250 modelos diferentes, possui
display retro iluminado, seu receptor principal AR9020 possui 9 canais sendo possível
adicionar mais 8 canais através de um expansor de canais, possui dois receptores satélites
89
trabalhando ao mesmo tempo que o receptor principal eliminando qualquer possibilidade
de interferência externa, os receptores tem antenas de 3 cm sem necessidade de exposição
externa ou instalação específica, apresenta opção de telemetria em tempo real e seu
software é atualizável, seu custo no site oficial da marca é de $ 499,00.
Dentre estes, o sistema mais completo é o CA3, porém os sistemas CA1 e CA2
atendem completamente os requisitos do projeto com custo mais baixo, já que a
necessidade prevista é de no máximo 6 canais. Após avaliar o sistema CA1 nas aeronaves
preliminares e testar o sistema de configuração do sistema CA2, optou-se pelo sistema
CA2 por apresentar pequena diferença na facilidade de configuração do rádio transmissor.
4.2.1.2.Subsistema placa controladora
Para escolha da placa controladora é fundamental que o sistema seja de código
aberto devido à complexidade de mixar duas aeronaves distintas, diante desse requisito
foram pré-escolhidos 2 modelos do mesmo fabricante (3D Robotics) conforme o Quadro
5.
Quadro 5 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema placa controladora da aeronave
híbrida.
Equipamento Imagem Descrição
Placa controladora Pixhawk 2
CB1 – Placa controladora com
processador de 32bits
Placa controladora APM 2.8
CB2 – Placa controladora com
processador de 8bits
90
A opção CB1 é um modelo Pixhawk 2 de 38g capaz de controlar aeronaves de asa
fixa e multirotores, possui um processador de 32bits Cortex M4, 8 saídas PWM,
giroscópio de 16 bits, acelerômetro, magnetômetro de 14 bits com 3 eixos, barômetro e
entradas para dispositivos extras como GPS e sensores para telemetria em tempo real, seu
valor é de aproximadamente $ 225.00
A opção CB2 é um modelo APM (Arduino Pilot Mega) de 38g capaz de controlar
aeronaves de asa fixa e multirotores, possui um processador AtMega 2560 de 8 bits,
giroscópio de 3 eixos, acelerômetro e barômetro, possui entradas para dispositivos extras
como GPS, magnetômetro e sensores para telemetria em tempo real, seu valor é de
aproximadamente $ 179,00.
Apesar do sistema CB1 apresentar vantagens em relação ao sistema CB2 o
propósito principal da controladora é estabilizar e controlar dois sistemas diferentes (asa
fixa e multirotor) e o sistema CB2 apresenta todos os recursos necessários para essa tarefa
com valor mais baixo, sendo ele o escolhido para o subsistema placa controladora.
4.2.1.3.Subsistema programa de configuração da placa controladora
O programa de configuração trabalha em parceria com a placa controladora, ele é
responsável pela configuração das funções a serem executadas, com base na placa
controladora escolhida foram pré-selecionados dois programas conforme o Quadro 6.
Quadro 6 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema do programa de configuração da
placa controladora da aeronave híbrida.
Equipamento Imagem Descrição
UgCS
CC1 - Software de configuração
(código fechado)
Mission Planner
CC2 - Software de configuração
(código aberto)
91
A opção de sistema CC1 é o UgCS, software de configuração para veículos aéreos
não tripulados de código fechado, permite configurar aeronaves multirotores e de asa fixa,
planejar missões autônomas, sua interface é de fácil utilização, possui uma versão gratuita
bem limitada e sua versão profissional tem custo de $ 2000,00.
A opção de sistema CC2 é o Mission Planner, software de configuração para
veículos aéreos não tripulados de código aberto, capaz de configurar aeronaves
multirotores, de asa fixa, entre outras, planejar missões autônomas, possui interface é de
fácil utilização com configurações iniciais autoexplicativas e várias outras funções pré-
programadas, cabendo ao programador apenas habilitar ou não as funções desejadas. Por
ser de código aberto, sua atualização é constante e sua disponibilização é gratuita.
A opção escolhida foi o sistema CC2 devido à sua gratuidade e a disponibilidade
de alterar as configurações pré-estabelecidas do programa.
4.2.1.4.Subsistema trem de pouso
Para o sistema de trem de pouso foram pré-escolhidos dois modelos distintos, o
primeiro é utilizado em aeronaves multirotores e o segundo em aeronaves de asa fixa,
conforme observamos no Quadro 7.
Quadro 7 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema de trem de pouso da aeronave
híbrida.
Equipamento Imagem Descrição
Trem de pouso tipo esqui.
CD1 – trem de pouso fixo, sem
opção de taxiamento no solo,
pouso e decolagem em
movimento horizontal.
Trem de pouso triciclo.
CD2 – trem de pouso triciclo
com opção de taxiamento no
solo e pouso e decolagem em
movimento horizontal.
92
O sistema CD1 mantém a aeronave apoiada em solo com uma distância segura,
preservando o conjunto motopropulsor do multirotor. Esse sistema é muito resistente a
impactos e de fácil fixação na estrutura da aeronave, porém não apresenta opção para
taxiamento da aeronave em solo ou opção de pouso e decolagem em movimento
horizontal.
O sistema CD2 mantem a aeronave apoiada com uma distância segura em relação
ao solo do sistema motopropulsor do multirotor. Comparado ao sistema CD1 é menos
resistente a impactos e de instalação mais complexa na estrutura da aeronave, porém
apresenta opção de taxiamento da aeronave em solo e opção de pouso e decolagem em
movimento horizontal.
O sistema escolhido foi o CD2, apesar de sua fixação mais complexa e de menor
resistência a impactos, a disponibilidade de taxiamento em solo e opção de pouso e
decolagem em movimento horizontal agregam mais funções a aeronave híbrida.
4.2.2. Subsistemas da asa fixa
4.2.2.1.Subsistema de sustentação em voo (escolha do perfil)
Aeronaves tipo asa voadora com enflechamento positivo necessitam de velocidades
maiores que uma aeronave convencional, para que a mesma produza a sustentação
necessária para se manter em voo e para que as superfícies de controle atuem de forma
satisfatória, assim a escolha do perfil pode garantir a sustentação e o controle da aeronave,
porém é preciso conciliar sustentação com a velocidade necessária para uma boa
manobrabilidade. Diante dessas questões o tipo de perfil escolhido foi o semi-simétrico,
que possui um pequeno arqueamento. Para análise desse subsistema forram pré-
selecionados os perfis: ZAGY 12, MH 45 e SIPKILL 1,7/10 conforme o Quadro 8.
93
Quadro 8 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema de sustentação da aeronave
híbrida.
Perfil Imagem Descrição
ZAGI 12
FA1 - Perfil semi-simétrico de
fácil fabricação.
MH 45
FA2 - Perfil semi-simétrico de
difícil fabricação devido ao
afilamento do bordo de fuga.
SIPKILL 1,7/10
FA3 - Perfil semi-simétrico de
difícil fabricação devido ao
afilamento do bordo de fuga.
Com auxílio do software de análise de perfis aerodinâmicos Profili 2.22a,
considerando uma velocidade de cruzeiro de 13,89 m/s e o valor de Reynolds igual a
270000 foram gerados os gráficos comparativos dos três perfis para as curvas
características do coeficiente de sustentação (Figura 85), coeficiente de arrasto (Figura
85), coeficiente da eficiência aerodinâmica (Figura 86) e coeficiente de momento (Figura
86), todos em função do ângulo de ataque para um perfil aerodinâmico.
94
Figura 85 - Curvas características do coeficiente de sustentação e do coeficiente de arrasto em função do
ângulo de ataque para um perfil aerodinâmico.
Fonte: Software “Profili” 2.22a.
Figura 86 - Curvas características da eficiência aerodinâmica e do coeficiente de momento em função do
ângulo de ataque para um perfil aerodinâmica.
Fonte: Software “Profili” 2.22a.
95
Para análise do centro de pressão também foi utilizado o software Profili 2.22a,
onde gerou-se os gráficos para cada perfil, analisando a variação do α de -5° a 5° com
número de Reynolds = 270000, conforme podemos observar nas Figura 87, Figura 88 e
Figura 89.
Figura 87 - Análise do centro de pressão do perfil ZAGI12 com variação do α de -5° a 5° com número de
Reynolds = 270000.
Fonte: Software “Profili” 2.22a.
Figura 88 - Análise do centro de pressão do perfil MH 45 com variação do α de -5° a 5° com número de
Reynolds = 270000.
Fonte: Software “Profili” 2.22a.
α = -5o α = -4o α = -3o
α = -2o α = -1oα = 0o
α = 1o α = 2oα = 3o
α = 4oα = 5o
α = -5o α = -4o α = -3o
α = -2o α = -1oα = 0o
α = 1oα = 2o
α = 3o
α = 4oα = 5o
96
Figura 89 - Análise do centro de pressão do perfil SIPKILL 1,7/10 com variação do α de -5° a 5° com
número de Reynolds = 270000.
Fonte: Software “Profili” 2.22a.
Considerando que VANTs são aeronaves não acrobáticas e que na maioria do
tempo de voo deseja-se que o eixo longitudinal esteja alinhado horizontalmente e o eixo
transversal tenha deslocamentos entre -5° e 5°. Analisando a Figura 85, para coeficiente
de sustentação dos três perfis, vemos que de -5° até -2,5° temos praticamente o mesmo
coeficiente, a partir de -2,5° o perfil FA1 apresenta uma pequena vantagem em relação
aos demais, para coeficiente de arrasto de -5° até -2° perfil FA1 também apresenta
pequena vantagem, porém a partir de -2,5° até 5° o perfil de melhor coeficiente é o FA2.
Para análise da eficiência aerodinâmica (Figura 86), de -5° até 5° temos praticamente os
mesmos valores para FA1 e FA3, com FA2 apresentando menor eficiência, para o
coeficiente de momento o perfil com melhor coeficiente entre -5° e 5° é FA2, seguido do
FA3 e com o pior coeficiente o FA1.
Como os coeficientes para eficiência dos perfis são muito próximos, tendo uma
variação maior somente no coeficiente de momento e o uso da placa controladora tende
a estabilizar a aeronave no eixo transversal, as análises que foram levadas em
consideração para a escolha do perfil foram a facilidade de fabricação e resistência da
asa, sendo a opção FA1 a que mais corresponde a esses critérios devido a sua espessura.
α = -5o α = -4o α = -3o
α = -2o α = -1oα = 0o
α = 1oα = 2o
α = 3o
α = 4oα = 5o
97
4.2.2.2.-Subsistema estrutura da asa
Para o subsistema de estrutura da asa foram pré-selecionados dois tipos distintos de
fabricação conforme o Quadro 9. A estrutura da asa é a parte principal da aeronave, nela
todos os componentes serão fixados.
Quadro 9 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema de estrutura da asa da aeronave
híbrida.
Equipamento Imagem Descrição
Asa com estrutura maciça.
FB1 – Asa com estrutura
principal maciça de espuma de
poliestireno reforçada com
longarinas de fibra de vidro ou
fibra de carbono.
Asa com estrutura modular.
FB2 – Asa construída em
madeira balsa e compensado,
necessita de entelagem.
O sistema FB1 é fabricado com espuma de Poliestireno reforçado, com varetas de
fibra de vidro ou fibra de carbono para diminuir a torção e a flexão, é de fácil aquisição e
fabricação, a entelagem é opcional, seu peso é baixo quando comparado a outros
materiais.
O sistema FB2 é fabricado em madeira balsa reforçado com compensado, apresenta
estrutura leve e bastante resistente a torções e flexões, necessita de entelagem, porém sua
fabricação é mais complexa, se comparada ao sistema FB1 seu custo é mais elevado e os
materiais só estão disponíveis em lojas especializadas.
98
O sistema escolhido foi o FB1 devido ao baixo custo, fácil aquisição e fabricação,
essas características permitem testar com baixo custo várias configurações de asa ou
refazer rapidamente outra aeronave caso seja necessário.
4.2.2.3.Subsistema conjunto motopropulsor à combustão
Para o subsistema motopropulsor à combustão foram pré-selecionados dois
conjuntos: um com motor com pistão e hélice e uma turbina conforme o Quadro 10.
Quadro 10 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema conjunto motopropulsor à
combustão da aeronave híbrida.
Equipamento Imagem Descrição
Motor à combustão OS 61FX,
hélices 13x4 e 13x6 tanque de
combustível.
FC1 – Motor a combustão com
excelente relação peso/potência,
dois padrões de hélices
recomendados, tanque de
combustível com capacidade de
0,236 l.
Turbina JetCat P60SE e tanque
de combustível.
FC2 – Turbina com excelente
relação peso/potência, baixo
índice de vibração, tanque de
combustível com capacidade de
1 L.
99
O sistema FC1 é composto por um motor à pistão OS 61FX, com peso de 0,550 kg,
duas hélices sugeridas pelo fabricante, uma Master Airscrew 13x4 e uma APC 13x6, um
tanque de combustível com capacidade de 0,236 l, capaz de oferecer uma autonomia de
aproximadamente 20 minutos de voo, com custo total de aproximadamente $ 290,00.
O sistema FC2 é composto por uma turbina JetCat P60SE, com peso de 0,848 kg,
capaz de gerar um empuxo estático de 5,9 kgf, um tanque de combustível de 1,0 l, capaz
de oferecer uma autonomia de aproximadamente 8 minutos de voo, o custo total do
conjunto é de aproximadamente $ 2.200,00.
As principais vantagens do conjunto FC1 é a relação peso/potência com baixo
custo. A principal desvantagem é a vibração gerada pelo motor.
A principal vantagem do conjunto FC2 é a quantidade de empuxo oferecido com
baixíssima vibração, porém os pontos negativos são: custo de aquisição muito alto se
comparado ao conjunto FC1, peso total do conjunto, alto consumo de combustível e a
temperatura de exaustão próxima à 700 °C, o que demandaria uma mudança na concepção
e na estrutura da aeronave devido os motores elétricos do multirotor situados na parte
traseira. Levando em consideração as vantagens e desvantagens de cada conjunto a
escolha para esse subsistema foi a do conjunto FC1.
4.2.2.4.Subsistema superfícies de controle
Duas configurações de superfícies de controle foram pré-selecionadas para a asa
voadora, um se estende praticamente por todo bordo de fuga de cada seção da asa, o outro
está localizado apenas nas extremidades conforme o Quadro 11.
100
Quadro 11 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema das superfícies de controle da
aeronave híbrida.
Equipamento Imagem Descrição
Superfícies de controle
inteiriças.
FD1 – As superfícies de
controle se estendem por quase
todo o bordo de fuga de cada
seção da asa.
Superfícies de controle nas
extremidades.
FD2 – As superfícies de
controle estão concentradas nas
extremidades de cada seção da
asa.
O sistema FD1 utiliza uma extensão menor do perfil, por se estender por quase todo
o bordo de fuga está menos susceptível as turbulências vindas do conjunto motopropulsor
dos motores elétricos posicionados a frente da asa, essa turbulência atingiria somente uma
parcela da superfície de controle, garantindo a eficiência do restante quando a aeronave
estiver em voo horizontal, em relação ao estol, como propagação em asas enflechadas se
dá das extremidades laterais para o centro da aeronave a manobrabilidade da aeronave
estaria garantida.
O sistema FD2 utiliza maior extensão do perfil, está situado nas extremidades da
asa, onde são mais eficientes, porém devido à pouca extensão em relação ao bordo de
fuga, caso ocorra alguma turbulência em sua superfície a eficiência do controle da
aeronave será comprometida, assim como para ocasiões de estol
O sistema FD1 foi escolhido por oferecer menor capacidade de comprometer sua
eficiência em relação a turbulência gerada pelos motores elétricos dianteiros e o estol.
101
4.2.3. Subsistemas do multirotor
4.2.3.1.Subsistema frame
Para o subsistema frame foram pré-selecionados dois modelos do tipo tricóptero
conforme o Quadro 12.
Quadro 12 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema do frame da aeronave híbrida.
Equipamento Imagem Descrição
Tricóptero A
MA1 - Estrutura com três
braços em “Y”
Tricóptero B
MA2 - Estrutura com três
braços.
Em termos de estrutura, as duas opções atendem ao projeto, permitem trabalhar com
3 ou 6 motores, porém a configuração da estrutura MA2 com os braços dianteiros voltados
para frente geram menos turbulência incidente na asa devido os braços estarem alinhados
com o fluxo de ar durante o voo, favorecendo as superfícies de controle. Além disso a
estrutura central pode ser utilizada como uma longarina para a estrutura da asa voadora,
como podemos observar na Figura 90.
102
Figura 90 - Estrutura do multirotor na aeronave híbrida.
Fonte: Próprio autor.
4.2.3.2.Subsistema do conjunto motopropulsor elétrico.
Três conjuntos foram pré-selecionados conforme o Quadro 13, o primeiro é
composto por um motor XT-Xinte no formato de disco com 350kv, hélices de fibra de
carbono com diâmetro de 15’ e passo de 5,5’, o segundo é composto por um motor Emax
CF2822 de 1200 Kv e hélice de ABS, com diâmetro de 8’ em passo de 6’, o terceiro é
composto por um motor Sunnysky 800kv e hélice de ABS, com diâmetro de 10’ e com
passo de 4,5’.
Quadro 13 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema conjunto motopropulsor elétrico
da aeronave híbrida.
Equipamento Imagem Descrição
Motor sem escovas F05423
350KV, hélice 15x5.5
MB1 – Motor modelo disco que
melhora a refrigeração, hélices
fabricadas em fibra de carbono
que diminuem os índices de
vibração.
103
Motor sem escovas CF2822
1200KV, hélice gws 8x6
MB2 – Motor de pequenas
dimensões, hélice de pequeno
diâmetro fabricada em ABS.
Motor Sunnysky sem escovas
A2212 800kv, hélice GWS
10x4,5
MB3 – Motor de pequenas
dimensões, hélice fabricada em
ABS.
O conjunto MB1 tem como vantagens o motor com maior torque, seu formato de
disco apresenta ótima refrigeração, hélice fabricada em fibra de carbono, que reduz o peso
e as vibrações, as desvantagens do conjunto são a maior geração de turbulência a frente
da asa pelo maior tamanho de hélice.
O conjunto MB2 tem como vantagens a menor hélice entre todos os conjuntos e
como consequência menor geração de turbulência a frente da asa, como desvantagens tem
o menor torque e a hélice do conjunto é fabricada em ABS, o que proporciona mais
vibrações que as fabricadas em fibra de carbono.
O conjunto MB3 tem como vantagem o torque intermediário entre os outros dois
conjuntos e hélice menor que o conjunto MB1, como desvantagem a hélice também é
fabricada em ABS, que proporciona vibrações maiores que as fabricadas em fibra de
carbono.
104
O conjunto escolhido foi o MB1 por possuir maior capacidade de empuxo, melhor
refrigeração, hélices fabricadas em fibra de carbono, o que promove melhor desempenho
devido a menores índices de vibrações, o aquecimento dos motores e a vibração da hélice
são os principais fatores de perda de eficiência nos conjuntos de motores elétricos.
4.2.3.3.Subsistema Bateria
Duas baterias foram pré-selecionadas (Quadro 14), a opção MC1 é fabricada pela
ZIPPY, com tensão de 14,8V e corrente de 4500mAh, com taxa de descarga de 35C e
peso de 0,496kg, a opção MC2 é fabricada pela HRB POWER, com tensão de 18,5V e
corrente de 5000mAh, com taxa de descarga de 50C e peso de 0,650Kg.
Quadro 14 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema bateria da aeronave híbrida.
Equipamento Imagem Descrição
ZIPPY COMPACT 4500MAH
4S 35C LIPO PACK
MC1 – Bateria de líthio-
polímero peso de 0,496kg e taxa
de descarga máxima de 157
amperes.
HRB Lipo RC Bateria 18.5 V
5000 mAh 50C 5S
MC2 - Bateria de líthio-
polímero peso de 0,650kg e taxa
de descarga máxima de 250
amperes.
A opção MC2 foi a escolhida devido a maior capacidade de tensão, corrente e taxa
de descarga com apenas 0,154kg a mais que a opção MC1.
105
4.2.4. Matriz morfológica do projeto conceitual
A matriz morfológica do Quadro 15 apresenta os princípios de soluções para cada
subsistema do projeto conceitual, essas escolhas atendem a uma demanda inicial, onde a
escolha de alguns subsistemas está sujeita a disponibilidade no mercado.
106
Quadro 15 - Matriz morfológica com princípios de solução para o projeto conceitual da aeronave híbrida.
AE
RO
NA
VE
HÍB
RID
A
SUBSISTEMA
PRINCÍPIOS DE
SOLUÇÃO (P.S.)
P.S.1 P.S.2 P.S.3
Su
bsi
stem
as c
om
un
s as
du
as a
ero
nav
es Rádio controle CA1 CA2 CA3
Placa controladora CB1 CB2
Programa de configuração da placa
controladora
CC1 CC2
Trem de pouso CD1 CD2
Su
bsi
stem
as d
a as
a fi
xa
Sustentação em voo (escolha do perfil) FA1 FA2 FA3
Estrutura da asa FB1 FB2
Motopropulsor à combustão FC1 FC2
Superfícies de controle FD1 FD2
Su
bsi
stem
as d
o m
ult
iro
tor Frame MA1 MA2
Conjunto motopropulsor MB1 MB2 MB3
Bateria MC1 MC2
107
5. ANÁLISES E MONTAGEM DA AERONAVE HÍBRIDA
5.1.Conceitos iniciais
O primeiro passo para os cálculos da aeronave híbrida foi definir as dimensões
iniciais da envergadura, das cordas na raiz e na extremidade da asa voadora, que para o
protótipo foi definido conforme a Figura 91.
Figura 91 - Dimensões primárias da asa voadora do protótipo híbrido.
Fonte: Próprio autor.
A partir do dimensionamento, os cálculos iniciais foram definidos conforme o
Quadro 16.
Quadro 16 - Cálculos iniciais da aeronave híbrida.
Descrição Equação Valor
Área da asa 𝑆 =(𝑐𝑟 + 𝑐𝑡). 𝑏
2 0,53 𝑚2
Relação de
Alongamento 𝐴𝑅 =
𝑏2
𝑆 4,22
1,50m
0,43m
0,28m
29,42o
108
Relação de Afilamento 𝜆 =𝑐𝑡
𝑐𝑟 0,6512
Corda média
aerodinâmica 𝑐̅ =
2
3∙ 𝑐𝑟 ∙ (
1 + 𝜆 + 𝜆2
1 + 𝜆) 36𝑐𝑚
O centro de gravidade da asa voadora, que foi estabelecido a 15% da corda média,
medindo 0,255m a partir do bordo de ataque da corda central da aeronave, conforme a
Figura 92.
Figura 92 - Cálculo geométrico do centro de gravidade do protótipo da aeronave híbrida.
Fonte: Próprio autor.
Para a área dos ailerons utilizou-se o gráfico da Figura 93, que se baseia em
resultados de aeronaves comerciais, relacionando a razão da envergadura da asa com a da
envergadura do aileron para o eixo “y” e a razão da corda do avião com a corda do aileron
para o eixo “x”. Após encontrar a relação de 0,9 para a razão do eixo “y”, foi encontrado
o parâmetro 0,12, que para a corda da asa resultou em 0,432m2 para a área do aileron.
0 ,4 3 m
0 ,2 8 m
0 ,4 3 m
0 ,2 8 m
0 ,3 6 m
0 ,2 5 5 m
C e n t r o d e
g r a v i d a d e
109
Figura 93 – Definição da área dos ailerons.
Fonte: Redesenhado pelo autor.
5.2.Analise aerodinâmica
Apresenta-se no Quadro 17 os resultados aerodinâmicos obtidos para a aeronave
híbrida e que servem de base para a obtenção da curva polar de arrasto (Figura 94) e a
análise de desempenho.
Quadro 17 - Resultados aerodinâmicos da aeronave híbrida.
Descrição Equação Valor
Coeficiente angular do
perfil 𝑎0 =
𝑑𝑐𝑙
𝑑𝛼=
𝑐𝑙2 − 𝑐𝑙1
𝛼2 − 𝛼1 0,124
Coeficiente angular da
asa 𝑎 =
𝑎0 cos Λ
√1 + [(𝑎0 cos Λ)/(𝜋 𝐴𝑅)2] + (𝑎0 cos Λ)/(𝜋 𝐴𝑅) 0,108
Fator de eficiência de
envergadura 𝑒 =
1
1 + 𝛿 0,988
0,10
corda do avião
corda do aileron
envergadurado avião
envergadurado aileron
0,12 0,14 0,16 0,18 0,20 0,21 0,22 0,24 0,26 0,28 0,30 0,32 0,340
0,2
0,4
0,6
0,8
1,0
d i re tr iz e s h i s t ó r ic a s
0,9
110
Fator de eficiência de
Oswald 𝑒0 = 0,75 ∙ 𝑒 0,741
𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥 = 0,9 ∙ 𝑐𝑙𝑚𝑎𝑥 ∙ cos (Λ𝑐/4)
0,807
Peso estimado da
aeronave 4,5𝐾𝑔
Velocidade de estol 𝑉𝑒𝑠𝑡𝑜𝑙 = √2 ∙ 𝑊
𝜌 ∙ 𝑆 ∙ 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥
12,94
𝑚/𝑠
Efeito solo
ϕ =(16 ∙
ℎ𝑏
)2
1 + (16 ∙ℎ𝑏
)2
(23)
0,719
Área molhada 𝑆𝑚𝑜𝑙ℎ𝑎𝑑𝑎 = (𝑆 ∙ 2) + (𝑆 ∙ 0,4)
1,278
m2
𝐶𝐹 𝐶𝐹 = 0,127 ∙ 𝑏−0,84 0,0903
Estimativa do
coeficiente de arrasto
parasita
𝐶𝐷𝑂 = (𝑆𝑚𝑜𝑙ℎ𝑎𝑑𝑎
𝑆) ∙ 𝐶𝐹 0,2168
Termo de
proporcionalidade K K =
1
𝜋 ∙ 𝑒0 ∙ 𝐴𝑅 0,1017
111
Após a definição dos valores iniciais e a análise aerodinâmica, utilizou-se a equação
19 para gerar a curva polar de arrasto conforme o gráfico da Figura 94.
Figura 94 - Gráfico do Polar de arrasto.
Fonte: Próprio autor.
5.3.Analise de desempenho
Para a análise do conjunto motopropulsor foi confeccionada uma bancada de
medição do empuxo estático (Figura 95), onde foi medido o valor de 4,4 kgf a 11800 rpm,
com uso de combustível metanol, com 18% de óleo e 10% de nitro metano, hélice bipá
APC 13x4.
Figura 95 - Bancada de medição do empuxo estático do motor a combustão.
Fonte: Equipe Kar-kará UFRN.
0
0,1
0,2
0,3
0,4
0,5
0,6
0,7
0,8
0,9
0 0,05 0,1 0,15 0,2 0,25 0,3
CL
CD
112
Com o auxílio das equações (26) e (27), e do programa “AeroDesign Propeller
Selector” foram gerados os dados comparativos do empuxo dinâmico (gráfico da Figura
96) e o gráfico comparativo entre a tração requerida e a tração disponível (gráfico da
Figura 97).
𝑇𝐷 = 𝐴 ∙ 𝑣2 + 𝐵 (24)
𝑇𝑅 =
𝑊
𝐶𝐿/𝐶𝐷
(25)
Figura 96 – Gráfico dos dados comparativos do empuxo dinâmico.
Fonte: Próprio autor.
Figura 97 - Gráfico da tração disponível x tração requerida.
Fonte: Próprio autor.
0
10
20
30
40
50
0 10 20 30 40
Forç
a (N
)
Velocidade (m/s)
T=Av^2+B
Prop. Selector
0,00
10,00
20,00
30,00
40,00
50,00
60,00
70,00
80,00
0,00 5,00 10,00 15,00 20,00 25,00 30,00
Forç
a (
N)
Velocidade (m/s)
Tração disponível Tração requerida
Velocidade de estol
12,94
113
A comparação das curvas de potência disponível e de potência requerida (gráfico
da Figura 98) foi gerada de acordo com as equações (28) e (29).
𝑃𝐷 = 𝑇𝐷 ∙ 𝑣 (26)
𝑃𝑅 = √2 ∙ 𝑊3
𝜌 ∙ 𝑆∙
1
(𝐶𝐿
32/𝐶𝐷)
(27)
Figura 98 - Gráfico comparativo da potência disponível x potência requerida.
Fonte: Próprio autor.
Para os cálculos da velocidade de máximo alcance foi utilizada a equação para a
velocidade que minimiza a tração requerida, enquanto a velocidade de máxima autonomia
foi calculada através da equação que para a velocidade minimiza a potência requerida, os
resultados são apresentados no Quadro 18.
0,00
200,00
400,00
600,00
800,00
1000,00
1200,00
0,00 5,00 10,00 15,00 20,00 25,00 30,00
Pot
ênci
a (
W)
Velocidade (m/s)
Potência disponível Potência requerida
Velocidade de estol
12,94
114
Quadro 18 - Velocidade de máximo alcance e de máxima autonomia da aeronave híbrida.
Descrição Equação Valor
Velocidade de
máximo alcance
𝑉𝑇𝑟 𝑚𝑖𝑛 = (
2 ∙ 𝑊
𝜌 ∙ 𝑆)1/2 ∙ (
𝐾
𝐶𝐷0)1/4
9,63
𝑚/𝑠
Velocidade de
máxima
autonomia
𝑉𝑃𝑟 𝑚𝑖𝑛 = (
2 ∙ 𝑊
𝜌 ∙ 𝑆)1/2 ∙ (
𝐾
3 ∙ 𝐶𝐷0)1/4
7,32
𝑚/𝑠
O desempenho na decolagem foi calculado com a finalidade de saber o
comprimento de pista necessário para pouso e decolagem, caso deseje utilizar a aeronave
com decolagem e pouso horizontal, os resultados são demonstrados no Quadro 19.
Quadro 19 - Desempenho de decolagem da aeronave híbrida.
Descrição Equação Valor
Comprimento de
pista para
decolagem.
𝑆𝐿𝑂 =𝑤
2 ∙ 𝑔 ∙ 𝑑∙ ln (
𝑑 ∙ 𝑣𝑖2 + 𝑓
𝑑 ∙ 𝑣𝐿02 + 𝑓
)
3,81𝑚
Comprimento de
pista para pouso.
𝑆𝐿𝑂 =𝑤
2 ∙ 𝑔 ∙ 𝑑∙ ln (
𝑑 ∙ 𝑣𝐿2 + 𝑓
𝑓)
17,77𝑚
Para a análise da velocidade de máxima razão de subida gerou-se o gráfico da razão
de subida (gráfico da Figura 99), onde o maior valor para a aeronave é de
aproximadamente 7,9 m/s e ocorre quando a diferença entre a potência requerida e
disponíveis são máximas,
115
Figura 99 - Gráfico da variação da razão de subida em função da velocidade.
Fonte: Próprio autor.
O desempenho em curva da aeronave foi calculado através da velocidade que
proporciona o raio de curvatura mínimo, o fator de carga e por fim o raio de curvatura
mínimo, conforme o Quadro 20 podemos observar os resultados encontrados.
Quadro 20 - Desempenho em curva da aeronave híbrida.
Descrição Equação Valor
Velocidade que
proporciona o raio de
curvatura mínimo
𝑉𝑅 𝑚𝑖𝑛 = √4 ∙ 𝐾 ∙ (𝑊/𝑆)
𝜌 ∙ (𝑇/𝑊)
22,91
𝑚/𝑠
Fator de carga que
proporciona o raio de
curvatura mínimo
𝑛𝑅 𝑚𝑖𝑛 = √2 −4 ∙ 𝐾 ∙ 𝐶𝐷0
(𝑇/𝑊)2
2,57
Raio de curvatura mínimo 𝑅 𝑚𝑖𝑛 =
√
4 ∙ 𝐾 ∙ (𝑊/𝑆)
𝜌 ∙ 𝑔 ∙ (𝑇/𝑊) ∙ √1 − 4 ∙ 𝐾 ∙ 𝐶𝐷0
(𝑇/𝑊)2
4,12 𝑚
0123456789
10
0,00 5,00 10,00 15,00 20,00 25,00 30,00
Raz
ão d
e s
ub
ida
(m/s
)
Velocidade (m/s)
116
O envelope de voo com restrições da velocidade de estol e de manobra é
apresentado no gráfico da Figura 100, onde o valor para o teto absoluto encontrado é de
aproximadamente 8802 m, para uma velocidade de 20,73 m/s.
Figura 100 - Gráfico do envelope de voo.
Fonte: Próprio autor.
5.3.1. Cargas
Durante o voo a aeronave pode sofrer fatores de carga, o limite desses fatores sem
sofrer deformação permanente ou falha estrutural são apresentados no gráfico da Figura
101, onde o envelope da linha vermelha representa esses limites, fora dele é possível que
ocorra o estol, deformação permanente ou falha na estrutura da aeronave. Para assegurar
que a aeronave irá suportar as rajadas de vento inesperadas traçou-se o gráfico para
rajadas, que está representado pelo envelope cinza. Os dados necessários para compor o
gráfico podem ser observados no Quadro 21, para definir os limites; fator de segurança,
velocidades de rajada foram utilizados conforme os sugeridos pela literatura para aviação
de pequeno porte.
0 ,0 0
2 0 0 0 ,0 0
4 0 0 0 ,0 0
6 0 0 0 ,0 0
8 0 0 0 ,0 0
1 0 0 0 0 ,0 0
1 2 0 0 0 ,0 0
0 ,0 0 5 ,0 0 1 0 ,0 0 1 5 ,0 0 2 0 ,0 0 2 5 ,0 0
Alti
tude
(m
)
V elo c id a d e (m /s )
V e lo c id a d e d e e s t o l V e lo c id a d e d e m a n o b raV e lo c id a d e m á x im a
Te to ab so lu to
117
Quadro 21 - Dados necessários para gerar os gráficos dos fatores de carga.
Descrição Equação Resultado
Fator de carga limite
positivo 𝑛𝑝𝑜𝑠𝑖𝑡𝑖𝑣𝑜 2,5
Fator de carga limite
negativo 𝑛𝑛𝑒𝑔𝑎𝑡𝑖𝑣𝑜 −1,0
Curva AB 𝑛𝐴𝐵 =1/2 ∙ 𝜌 ∙ 𝑣2 ∙ 𝑆 ∙ 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥
𝑊 𝐶𝑢𝑟𝑣𝑎 𝐴𝐵 𝑑𝑜 𝑔𝑟á𝑓𝑖𝑐𝑜
Curva AE 𝑛𝐴𝐸 =1/2 ∙ 𝜌 ∙ 𝑣2 ∙ 𝑆 ∙ 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥
𝑊 𝐶𝑢𝑟𝑣𝑎 𝐴𝐸 𝑑𝑜 𝑔𝑟á𝑓𝑖𝑐𝑜
Fator de carga último 𝑛𝑢𝑙𝑡 = 𝐹𝑆 ∙ 𝑛𝑙𝑖𝑚 3,75
Fator de carga máximo
permissível 𝑛𝑚𝑎𝑥 =
𝜌 ∙ 𝑣2 ∙ 𝑆 ∙ 𝐶𝐿𝑚𝑎𝑥
2 ∙ 𝑊 2,5
Velocidade de manobra 𝑣∗ = 𝑣𝑒𝑠𝑡𝑜𝑙 ∙ √𝑛𝑚𝑎𝑥 20,47
Velocidade de cruzeiro 𝑣𝑐𝑟𝑢 = 0,9 ∙ 𝑣𝑚𝑎𝑥 20,7
Velocidade de
mergulho 𝑣𝑑 = 1,25 ∙ 𝑣𝑚𝑎𝑥 28,75
118
Fatores de Carga de
rajada 𝑛 = 1
+−
𝜌 ∙ 𝑣 ∙ 𝑎 ∙ 𝐾𝑔 ∙ 𝑈𝑔 ∙ 𝑆
2 ∙ 𝑊
Cruzeiro:
𝑛+= 3,49
𝑛−= −1,49
Mergulho:
𝑛+= 1,87
𝑛−= 0,13
Velocidade de rajada de
cruzeiro 𝑈𝑔 𝑐𝑟𝑢𝑧𝑒𝑖𝑟𝑜 8 𝑚/𝑠
Velocidade de rajada de
mergulho 𝑈𝑔 𝑚𝑒𝑟𝑔𝑢𝑙ℎ𝑜 2 𝑚/𝑠
Fator de alívio de
rajada 𝐾𝑔 =
0,88 ∙ 𝜇𝑔
5,3 + 𝜇𝑔 0,47
relação de massa µ 𝜇𝑔 =2 ∙ (𝑊/𝑆)
𝜌 ∙ 𝐶̅ ∙ 𝑎 ∙ 𝑔 5,95
119
Figura 101 - Gráfico dos diagramas VN de manobra e rajada.
Fonte: Próprio autor.
5.4.Montagem da aeronave híbrida
A montagem da aeronave começou pela estrutura principal, onde de acordo com a
Figura 102 podemos observar: os painéis da asa, fabricados em espuma de poliestireno,
a estrutura central, fabricada em compensado de 3mm e a estrutura do multirotor
fabricada com tubos de alumínio de 5/8’.
Figura 102 – Principais partes da estrutura principal da aeronave híbrida.
Fonte: Próprio autor.
-2
-1
0
1
2
3
4
5
0 5 10 15 20 25 30 35
Velocidade (m/s)
Fato
r de
car
ga (
g’s)
V*V estol
Região de estol
Falha estrutural
Deformaçãopermanente
Deformação permanente
Região de estol
A
B C
DE
F
V cruzeiro
nlim(-)
nult(-)
n=1
nlim(+)
nult(+)
VD
Falha estrutural
2,5
3,75
-1,5
20,720,46
28,7513 15,9
E s tru tu ra d e alu m ín io
d o m u ltiro to r
E s tru tu ra ce n tral d e
co m p en s ad o 3 m m
P ain éis d a as a
d e es p u m a d e p o lies tire n o
120
A fabricação da asa, conforme a seleção do subsistema, utilizou blocos de espuma
de poliestireno para produzir sua estrutura. O método aplicado para moldar a asa foi o
corte com resistência elétrica aquecida, explicado na seção 3.1.
Na Figura 103 é detalhado o passo a passo do corte da estrutura da asa, na Figura
103a primeiramente o bloco com o ângulo de enflechamento já definido, na Figura 103b
os perfis do centro e da extremidade da asa fabricados em folha de alumínio de 1mm, na
Figura 103c os perfis fixados no bloco e na Figura 103d a estrutura da asa após o corte
com a resistência aquecida.
Figura 103 - Sequência de corte da estrutura da asa.
Fonte: Próprio autor.
Com os dois painéis da asa fabricados, foram cortadas as partes da estrutura central
em compensado de 3mm e posteriormente unidas conforme a Figura 104.
Figura 104 – Montagem e fixação dos painéis da asa com a estrutura central de compensado.
Fonte: Próprio autor.
(a ) b l o co s de e s pu m a de p o l ie s t ir e n o (b) p e r fi s de a l u m ín io
(c ) p e r fi l de a l u m ín io fi x a do n o pa in e l. (a ) e s t r u t u r a da a s a a p ó s o co r t e
121
Na Figura 105 podemos observar os painéis unidos com a estrutura central de
compensado.
Figura 105 - Painéis da asa fixados a estrutura central.
Fonte: Próprio autor.
Após a união dos painéis da asa com a estrutura central foi fabricada a estrutura do
multirotor com tubos de alumínio 5/8’, conforme a ilustração da Figura 106. A união dos
tubos foi executada com perfil de alumínio em “L” e rebites.
Figura 106 - Montagem da estrutura de tubos de alumínio do multirotor.
Fonte: Próprio autor.
Em seguida a estrutura do multirotor foi fixada na asa voadora na parte inferior com
resina epoxy conforme a Figura 107.
122
Figura 107 - Asa voadora com estrutura de alumínio fixada com resina epoxy.
Fonte: próprio autor.
A asa recebeu reforços de varetas de fibra de vidro com 1mm de diâmetro, na parte
superior e inferior. Ao concluir a estrutura principal (asa e braços do multirotor) o
próximo passo foi fabricar os montantes dos motores elétricos para serem fixados nos
braços com parafusos e porcas, observados na Figura 108.
Figura 108 - Fixação dos montantes do multirotor nos braços de alumínio.
Fonte: Próprio autor.
Os suportes foram fabricados a partir de um tubo retangular de alumínio de
2x13/16’ fixados nos braços e posteriormente receberam os motores elétricos, conforme
a Figura 109.
123
Figura 109 - Fixação dos motores nos montantes do multirotor.
Fonte: Próprio autor.
As superfícies de controle foram fabricadas com espuma de poliestireno e
reforçadas com varetas de fibra de vidro (Figura 110), após a fabricação foram fixadas na
asa com dobradiças de Nylon e resina epoxy.
Figura 110 - Superfícies de controle.
Fonte: Próprio autor.
Por toda a superfície da asa e das superfícies de controle aplicou-se uma cobertura
de vinil adesivo que além de proteger, aumenta sua resistência (Figura 111).
124
Figura 111 - Revestimento da asa da aeronave híbrida.
Fonte: Próprio autor.
O conjunto motopropulsor (Figura 112) foi fixado na parede de fogo com auxílio
de um montante de Nylon, o servo de acionamento do acelerador foi fixado na parte
anterior a parede de fogo, o tanque de combustível foi instalado próximo ao centro de
gravidade, com o propósito de quando for se esvaziando não altere o centro de gravidade
da aeronave.
Figura 112 - Fixação do conjunto motopropulsor.
Fonte: Próprio autor.
Após a fixação do conjunto motopropulsor foram instalados os ESCs e a placa de
distribuição de energia, na Figura 113 podemos observar suas disposições.
125
Figura 113 - ESCs e placa de distribuição de energia.
Fonte: Próprio autor.
Para a instalação da placa controladora foram acrescentados montantes de
poliestireno, que receberam amortecedores de borracha para evitar a vibração nas placas
controladoras, para evitar erros nos sensores de movimento. Uma plataforma de acrílico
foi adicionada e as placas controladoras juntamente com o receptor do rádio controle
foram fixados a ela com fita dupla face de silicone, o GPS foi instalado diretamente na
asa, todo o conjunto pode ser observado na Figura 114.
Figura 114 - Estrutura da eletrônica embarcada.
Fonte: Próprio autor.
A bateria foi instalada na parte inferior da aeronave e fixada com presilhas de
Velcro, o trem de pouso principal foi fixado diretamente na estrutura de alumínio que
compõe a asa, a bequilha foi instalada no montante do conjunto motopropulsor e o servo
de acionamento da bequilha foi fixado na parte inferior da aeronave (Figura 115).
126
Figura 115 - Bateria, bequilha e servo de acionamento.
Fonte: Próprio autor.
Para conciliar os dois tipos de aeronave foram utilizadas duas placas controladoras,
uma configurada para asa voadora e a outra para multirotor, os sinais de entrada são
divididos a partir da saída do receptor do rádio controle e a transição é efetuada através
do rádio controle. Na Figura 116 podemos identificar as duas placas controladoras.
Figura 116 - Placas controladoras da asa voadora e do multirotor.
Fonte: Próprio autor.
Para a proteção do sistema embarcado confeccionou-se uma proteção em
poliestireno 1mm e revestida com vinil adesivo, demonstrada na Figura 117.
127
Figura 117 - Carenagem de proteção da eletrônica embarcada.
Fonte: Próprio autor.
Após a instalação de todos os componentes a aeronave concluída pode ser
observada na Figura 118.
Figura 118 - Aeronave híbrida concluída.
Fonte: Próprio autor.
128
6. TESTES DA AERONAVE HÍBRIDA
Os testes da aeronave híbrida foram divididos em duas etapas, uma somente com o
multirotor e a outra com decolagem através do multirotor e transição para o voo horizontal
utilizando o motor a combustão.
6.1.Teste com multirotor
Os testes da aeronave utilizando o multirotor foram realizados externamente, o
motor a combustão permaneceu desligado durante os testes. O objetivo inicial foi verificar
a capacidade dos motores em levantar voo, a estabilização da placa controladora em
condições de ventos incidentes de frente, lateral e de cauda, capacidade de resposta quanto
aos comandos executados remotamente e autonomia de tempo de voo.
Com a aeronave em solo e com todos os componentes ligados, foi executado o teste
de rádio à distância, com a finalidade de verificar a possibilidade de interferências
externas no sistema de rádio controle, observou-se que todos os comandos responderam
positivamente, não demonstrando nenhuma ocorrência de interferência.
Após o teste de distância iniciou-se o teste de voo com o vento incidindo na frente
da aeronave, a decolagem se deu estabilizada com aceleração de aproximadamente 20%,
após alguns minutos executando manobras a aproximadamente 3m de altitude, com
propósito de observar a reação da estabilização da placa controladora com a ação dos
ventos elevou-se a altitude de voo para aproximadamente 15m, foram executadas
manobras com ventos incidentes frontais, laterais e de cauda, após aproximadamente 15
minutos de voo o pouso foi executado, concluindo o teste.
Outros voos de teste foram realizados. Através da Figura 119 podemos observar a
sequência de um dos voos.
129
Figura 119 - Sequência de voo do multirotor.
Fonte: Próprio autor.
6.2.Testes com transição
Os testes com transição do voo vertical com multirotor para o voo horizontal com
motor a combustão, foram executados externamente. Primeiramente o teste de distância
para verificação de interferência do sistema de rádio controle foi repetido, também foram
realizados testes de voo somente com o multirotor e o motor a combustão ligado, com
objetivo de verificar a possibilidade de interferência da vibração do motor a combustão
incidente nos sensores da placa controladora. Após verificar que a vibração do motor a
combustão não afetou a estabilização da placa controladora, foi iniciado os procedimentos
para o teste de voo com transição.
Foi executada a decolagem vertical com o multirotor com o fluxo do vento
incidindo na frente da aeronave, o motor a combustão estava acionado e em regime de
marcha lenta, após atingir aproximadamente 4m de altitude, iniciou-se a aceleração do
motor a combustão dando início ao deslocamento horizontal. Com a aeronave
desenvolvendo sustentação através da asa os motores do multirotor foram desacelerados
gradativamente, os comandos de profundor e aileron atenderam positivamente.
130
Após executar um voo horizontal por aproximadamente 500m a aeronave executou
uma manobra de giro no próprio eixo, levando a um pouso forçado, ocorrendo algumas
avarias nos motores elétricos inferiores do multirotor. A sequência do voo pode ser
observada na Figura 120.
Figura 120 - Sequência de voo com transição do multirotor para asa voadora.
Fonte: Próprio autor.
A Figura 121 ilustra os dados gerados pelo GPS, nele podemos observar em amarelo
a decolagem vertical com multirotor, em verde a transição para o voo horizontal até a
aeronave efetuar o giro no próprio eixo, em azul foi executada a tentativa de estabelecer
novamente a sustentação através do multirotor, porém a aeronave não respondeu a
tentativa, sendo possível somente executar um pouso forçado.
131
Figura 121 - Circuito do teste de voo da aeronave híbrida.
Fonte: Próprio autor.
132
7. CONCLUSÕES
O objetivo principal desta dissertação foi desenvolver um VANT duplamente
híbrido, com propulsão por motores elétricos e a combustão, e sustentação através da asa
e do multirotor, capaz de decolar e pousar verticalmente através do multirotor e executar
voo horizontal com sustentação através da asa, com o uso da propulsão do motor a
combustão.
Após a revisão teórica, foram desenvolvidos dois projetos preliminares de VANTs,
uma asa voadora e um multirotor com a finalidade de adquirir experiências na construção,
configuração e pilotagem, e empregar a experiência adquirida na definição e
desenvolvimento do projeto híbrido.
Desenvolver uma asa voadora, proporcionou adquirir experiências no processo de
construção, um desses processos foi a aplicação da técnica de corte da espuma de
poliestireno com fio aquecido guiado por um perfil de alumínio. Na configuração da placa
controladora foi possível verificar a interação do software Mission Planner com a APM
2.8, em nenhum momento o software deixou de atender as necessidades de configurações
por ser gratuito e de código aberto, muitas das configurações dispõem de explicações
ilustradas, facilitando o processo. Com a aeronave completamente montada e configurada
foram executados os testes de voo, foi possível observar o quanto o comportamento de
uma asa voadora é instável, no entanto quando a função de estabilização da placa
controladora foi acionada, a aeronave se comportou totalmente estável, não necessitando
em nenhum momento que fossem feitas correções pelo piloto.
Desenvolver o multirotor tricóptero viabilizou o aprendizado de técnicas de
construção da estrutura principal, conciliando tubos de alumínio e chapas de poliestireno,
o que resultou em uma estrutura leve e resistente. Por conter mais itens eletrônicos
embarcados que a asa voadora, necessitou-se de uma maior atenção quanto a sua
distribuição, para que o centro de gravidade do multirotor não fosse alterado, esse tipo de
acerto é muito importante, caso o centro de gravidade esteja alterado a placa controladora
irá fazer a correção através dos motores, aumentando o consumo de energia e
consequentemente diminuir a autonomia de tempo de voo. Com relação a configuração
da placa controladora os processos são mais complexos se comparados com os da asa
voadora, porém, mais uma vez o software atendeu a todas as necessidades, além de
133
disponibilizar uma função de checagem, sendo possível testar se todas as configurações
estavam de acordo com o tipo de multirotor escolhido. Com o multirotor montado e
configurado, foram executados os testes de voo, diferentemente da asa voadora, o
multirotor voa a todo tempo com o modo de estabilização da placa controladora acionado,
não foi necessário ao piloto efetuar correções de voo relacionadas a inclinação, porém os
ventos incidentes, fazem o multirotor deslocar sua posição, sendo necessário ao piloto
fazer correções a todo momento, uma opção disponibilizada pela placa controladora para
que esse deslocamento seja corrigido automaticamente foi configurada, o acionamento da
função foi disponibilizado através de uma chave seletora no transmissor do rádio controle.
O teste de voo confirmou que a função impede que o multirotor se desloque com a
incidência dos ventos, tornando o multorotor totalmente estabilizado.
Baseado nos dados colhidos e na experiência adquirida na configuração e
construção das duas aeronaves preliminares, o projeto conceitual da aeronave híbrida foi
definido com mais segurança e manteve os conceitos de um tricóptero e uma asa voadora.
Conforme esperado, sua montagem apresentou dificuldades para que o centro de
gravidade da asa voadora coincidisse com o do tricóptero, com a distribuição dos
componentes foi possível estabelecer o centro de gravidade no local desejado. A
configuração para a aeronave híbrida necessitou conciliar os controles das duas aeronaves
preliminares e a opção escolhida foi utilizar duas placas controladoras, comandadas
individualmente através do transmissor do rádio controle, os testes na bancada foram
positivos, permitindo controlar cada sistema individualmente. Após a construção e
configuração, deu-se início aos testes de voo da aeronave híbrida.
O primeiro teste de voo teve como objetivo verificar a capacidade do multirotor na
decolagem e o comportamento da aeronave em voo com ventos incidentes na asa voadora.
Para esse teste o motor a combustão não foi acionado, a decolagem ocorreu estabilizada
e com aproximadamente 35% de aceleração, nos testes de comportamento com ventos,
quando os mesmos incidiam no eixo longitudinal (x) em ambas as direções, ocorria
variações de estabilidade que prontamente eram corrigidas pela placa controladora não
necessitando da interferência do piloto, porém quando dos ventos incidiam no eixo lateral
(y) a estabilidade era muito comprometida, necessitando por várias vezes que o piloto
intervisse para efetuar correções. Após a retirada das aletas fixadas nas extremidades da
asa, foi realizado mais um teste com o objetivo de analisar a incidência dos ventos no
134
eixo lateral (y), com a aeronave em voo verificou-se que poucas vezes foi necessário ao
piloto intervir na estabilização, concluindo que as aletas laterais comprometem a
estabilização quando os ventos incidem no eito lateral (y), assim o uso de aletas nas
extremidades da asa foi descartado para a aeronave híbrida.
O segundo teste de voo teve como objetivo verificar se a vibração do motor a
combustão causaria interferências nos sensores da placa controladora, comprometendo a
estabilização do multirotor. A decolagem ocorreu da mesma forma do teste com o motor
a combustão desligado, não se verificou nenhuma interferência durante o teste,
concluindo que o sistema de amortecimento da base da placa controladora é capaz de
eliminar as possíveis vibrações prejudiciais, geradas pelo motor a combustão.
O terceiro teste verificou a transição do voo vertical do multirotor para o voo
horizontal com motor a combustão com a asa voadora, após a decolagem vertical com o
multirotor iniciou-se a transição, o voo horizontal não necessitou de grandes correções do
piloto, porém quando necessárias as superfícies de controle da asa voadora atuaram de
forma eficiente. Após estabelecer o voo horizontal, por motivo desconhecido a aeronave
executou um giro no eixo vertical (z) resultando em um pouso forçado e sofrendo algumas
avarias, o uso de duas placas controladoras pode ser o motivo desse comportamento,
porém uma análise mais aprofundada será proposta como pesquisa futura.
Com a execução dos testes, concluímos que o objetivo geral dessa pesquisa em avaliar
a viabilidade do desenvolvimento de um VANT capaz de decolar e pousar verticalmente,
parar no ar durante o voo, executar a transição para o voo horizontal com sustentação
através da asa voadora com propulsão pelo motor a combustão aumentando sua
autonomia de voo, foi alcançado com sucesso pois todos os parâmetros necessários para
os voos de cada tipo de aeronave foram executados.
135
8. FUTURAS PESQUISAS
Diante dos resultados obtidos neste trabalho e por se tratar de um novo conceito de
aeronave, são sugeridas as seguintes pesquisas:
Devido ao comportamento apresentado durante o teste final, o sistema de controle
das placas controladoras é um dos pontos principais a serem pesquisados, uma opção é a
utilização de apenas uma placa controlando os dois sistemas (asa voadora e multirotor).
Outro ponto importante a ser pesquisado é o escoamento e as turbulências geradas
pelo multirotor incidentes na asa voadora durante o voo horizontal.
136
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APÊNDICE A – Pedido de Patente do VANT Híbrido