gassi eng 2003 aerobote

ESCOLA POLITCNICA DA UNIVERSIDADE DE SO PAULO

DEPARTAMENTO DE ENGENHARIA NAVAL E OCENICA

PNV 2512 Projeto de Formatura II

AeroBote Projeto de um Ultraleve Pendular

Gustavo Roque da Silva ssi Fernando Henrique Bresslau

Orientao: Prof. Dr. Marcelo Martins

So Paulo, 10 de dezembro de 2003

AeroBote: Projeto de um ultraleve pendular

Gustavo ssi Fernando Bresslau 2

Agradecimentos

Ao nosso Deus, por conceder e beno da graduao nesta Universidade.

Ao nosso estimado orientador Prof Dr. Marcelo Martins.

Aos nossos queridos colegas, amigos e familiares.

A todos que contriburam para a realizao deste projeto.



Resumo

AeroBote Projeto de um Ultraleve Pendular

Este texto relata as atividades desenvolvidas pelos alunos Gustavo Roque da

Silva ssi e Fernando Henrique Bresslau, sob orientao do Prof. Dr. Marcelo Martins,

durante o Projeto de Formatura, de acordo com a proposta das disciplinas Projeto de

Formatura I e II do Curso de Graduao em Engenharia Naval e Ocenica da Escola

Politcnica da Universidade de So Paulo.

Sintetiza a metodologia de projeto aplicada ao caso de ultraleve pendular para

operao na gua fundamentada em uma metodologia de projeto para aeronaves leves

subsnicas. Analisa tecnicamente dois aspectos importantes do desenvolvimento da

aeronave: desempenho aerodinmico e anlise estrutural.

O desempenho aerodinmico abordado por duas frentes, numrica e

experimental, e prope um ganho de desempenho de arrasto para a aeronave operando

em vo de cruzeiro. O texto apresenta uma srie de resultados obtidos em simulaes

numricas de CFD Dinmica dos Fluidos Computacional e por ensaios realizados

com um modelo em escala 1:10 no Tnel de Vento do IPT. Ao final, obtm-se uma

economia da ordem de 15 %..

A estrutura do AeroBote analisada pelo mtodo computacional de elementos

finitos. Apresenta-se breve teoria aplicada ao assunto com as consideraes e hipteses

aplicadas a uma estrutura tubular. Como resultado, desenvolve-se um programa

computacional capaz de resolver estruturas simples. O programa deve ser ajustado em

projetos futuros.



ndice

AGRADECIMENTOS.................................................................................................................2

RESUMO ......................................................................................................................................3

NDICE .........................................................................................................................................4

NDICE DE FIGURAS................................................................................................................7

NDICE DE TABELAS E GRFICOS....................................................................................10

PARTE I: INTRODUO........................................................................................................11

1 APRESENTAO .............................................................................................................12

1.1 O AEROBOTE................................................................................................................12

2 PROPOSTA DE PROJETO ..............................................................................................13

2.1 MOTIVAO .................................................................................................................13 2.2 PROPOSTA DESTE TRABALHO........................................................................................13

3 METODOLOGIA DE PROJETO ....................................................................................16

3.1 METODOLOGIA DE PROJETO DE BARROS PARA UMA AERONAVE LEVE SUBSNICA .......17 3.2 METODOLOGIA DE PROJETO DE BARROS APLICADA AO PROJETO DO AEROBOTE..........36

4 AERONAVES SEMELHANTES......................................................................................45

4.1 TRIKE CAROS...............................................................................................................45 4.2 POLARIS MOTOR...........................................................................................................45 4.3 BRIO FLYING BOAT ......................................................................................................46 4.4 ASA DELTA ...................................................................................................................46 4.5 BOTE INFLVEL ............................................................................................................48

5 PRINCPIOS FUNDAMENTAIS .....................................................................................49

5.1 PRINCPIO DO VO PENDULAR ......................................................................................49 5.2 PRINCPIO DAS ASAS DE VELAME ..................................................................................50

PARTE II: DESEMPENHO AERODINMICO....................................................................52

6 CFD DINMICA DOS FLUIDOS COMPUTACIONAL ...........................................55

6.1 MODELOS NUMRICOS..................................................................................................55 6.2 OTIMIZAO DO MODELO.............................................................................................57 6.3 VISUALIZAO DO ESCOAMENTO .................................................................................60 6.4 COEFICIENTES DINMICOS............................................................................................63



6.5 RESULTADOS NUMRICOS.............................................................................................65

7 ESTUDOS EXPERIMENTAIS.........................................................................................68

7.1 SEMELHANA DE REYNOLDS........................................................................................68 7.2 TNEL DE VENTO..........................................................................................................69 7.3 MODELO EM ESCALA ....................................................................................................70 7.4 BALANA DE MOMENTO ...............................................................................................71 7.5 RESULTADOS EXPERIMENTAIS ......................................................................................72

8 COMPARAO DOS RESULTADOS ...........................................................................74

8.1 ANLISE DOS RESULTADOS ..........................................................................................74 8.2 PROPOSTA DE SOLUO................................................................................................74 8.3 CONCLUSO .................................................................................................................74

PARTE III: ANLISE ESTRUTURAL...................................................................................76

9 MTODO DOS ELEMENTOS FINITOS .......................................................................77

9.1 INTRODUO TERICA .................................................................................................77 9.2 MODELAGEM EM CAD (COMPUTER AIDED DESIGN)....................................................86 9.3 DESENVOLVIMENTO DO PROGRAMA COMPUTACIONAL.................................................89 9.4 MTODO DOS ELEMENTOS FINITOS .............................................................................102 9.5 OTIMIZAO DA ESTRUTURA......................................................................................104

REFERNCIAS .......................................................................................................................105

ANEXOS ...................................................................................................................................107

10 ANEXO 01: DOCUMENTAO DO PROJETO....................................................108

10.1 DESENHOS EM VISTA DIMENSIONAL............................................................................108 10.2 PERSPECTIVA ILUSTRATIVA ........................................................................................110 10.3 MOTOR .......................................................................................................................110

11 ANEXO 02: LEGISLAO .......................................................................................112

12 ANEXO 03: PROGRAMA DESENVOLVIDO, COM OS DADOS DE ENTRADA DA ESTRUTURA ESTUDADA............................................................................................................115

12.1 DECLARAO DA GEOMETRIA DA ESTRUTURA ...........................................................115 12.2 DECLARAO DE FORAS E DESLOCAMENTOS ...........................................................117 12.3 MONTAGEM DA MATRIZ DE RIGIDEZ DO ELEMENTO....................................................118 12.4 MONTAGEM DA MATRIZ DE RIGIDEZ DA ESTRUTURA ..................................................119 12.5 SOLUO DO SISTEMA ................................................................................................120

13 ANEXO 04: DADOS DE ENTRADA E SADA PARA ESTRUTURA DE TESTE BIDIMENSIONAL.................................................................................................................................121



13.1 NS E SEUS GRAUS DE LIBERDADE..............................................................................121 13.2 BARRAS E SEUS NS, INDICANDO DIREO (DO N 1 AO N 2) ...................................121 13.3 COMPRIMENTOS DAS BARRAS (MM)............................................................................121 13.4 NGULOS DO SISTEMA DE COORDENADAS LOCAL EM RELAO AO SISTEMA DE

COORDENADAS GLOBAL........................................................................................................................121

13.5 MDULO DE ELASTICIDADE (DE YOUNG) DO MATERIAL ( ) ...............................121

13.6 CARACTERSTICAS DA SEO TRANSVERSAL (MM OU ) ......................................122 13.7 DECLARAO DE FORAS E DESLOCAMENTOS ...........................................................122 13.8 MONTAGEM DA MATRIZ DE RIGIDEZ DO ELEMENTO....................................................122

14 ANEXO 05: DADOS DE ENTRADA E SADA PARA ESTRUTURA DE TESTE BIDIMENSIONAL.................................................................................................................................123

14.1 DECLARAO DA GEOMETRIA DA ESTRUTURA ...........................................................123 14.2 DECLARAO DE FORAS E DESLOCAMENTOS ...........................................................124 14.3 MONTAGEM DA MATRIZ DE RIGIDEZ DO ELEMENTO....................................................125



ndice de figuras

Figura 3.1 Cronograma de um projeto de aeronaves leves subsnicas. ................................... 17

Figura 3.2 Etapas da metodologia de projeto aplicada a uma aeronave leve subsnica. Barros

(2000) .................................................................................................................................. 18

Figura 3.3 Motor selecionado: Rotax 503................................................................................ 40

Figura 3.4 Esboo inicial da aeronave ..................................................................................... 41

Figura 3.5 Geometria preliminar da asa delta .......................................................................... 42

Figura 3.6 Esboo das trs vistas da aeronave ......................................................................... 44

Figura 4.1 Aeronave semelhante fabricada pela Trike caros .................................................. 45

Figura 4.2 Aeronave semelhante fabricada pela Polaris Motor ............................................... 45

Figura 4.3 Aeronave semelhante fabricada pela Brio Flying Boat .......................................... 46

Figura 4.4 Modelos de asas delta fabricadas pela Trike caros................................................ 47

Figura 4.5 Botes convencionais adaptveis: (a) FexBoat e (b) Arboat .................................... 48

Figura 5.1 (a) Aeronave controlada por 3 eixos e (b) seu movimento de manobra.. ............... 49

Figura 5.2 (a) Aeronave pendular e (b) seus graus de liberdade.. ............................................ 49

Figura 5.3 (a) Aeronave pendular e (b) seu movimento de manobra.. ..................................... 50

Figura 5.4 (a) Asa com velame inflado e (b) adicional de arrasto favorecendo a guinada. ..... 51

Figura 6.1 - Modelo simplificado elaborado para as primeiras simulaes numricas............... 55

Figura 6.2 Modelo de bote adotado na atual soluo. .............................................................. 56

Figura 6.3 Comparao entre o modelo simplificado e a nova soluo (azul)......................... 56

Figura 6.4 Primeiro boneco tripulante utilizado nos modelos.................................................. 57

Figura 6.5 Disposio do novos modelos de tripulantes. ......................................................... 58

Figura 6.6 Ilustrao do modelo com tripulantes, motor, tanque e pra-brisa. ........................ 59

Figura 6.7 Instalao do canopy............................................................................................... 59

Figura 6.8 Trs vistas da aeronave. .......................................................................................... 59

Figura 6.9 - Linhas de fluxo ao redor do modelo. ....................................................................... 60

Figura 6.10 Linha de fluxo para os ngulos de ataque de 0 e 15. .......................................... 60



Figura 6.11 Linhas de corrente no modelo com canopy .......................................................... 61

Figura 6.12 Vetores velocidade ao redor do modelo com canopy ........................................... 61

Figura 6.13 Comparao entre as linhas de corrente para as configuraes de canopy para 0 e

10 ....................................................................................................................................... 62

Figura 6.14 Comparao entre os campos de vetores para as configuraes de canopy para 0 e

10 ....................................................................................................................................... 62

Figura 6.15 Padro das malhas utilizadas nas simulaes numricas ...................................... 63

Figura 6.16 Campo de presso ao redor dos modelos para 0 e 15......................................... 64

Figura 7.1 Seo de testes do tnel de vento do IPT................................................................ 69

Figura 7.2 Modelo construdo para os ensaios experimentais.................................................. 70

Figura 7.3 Comparao entre os modelos experimental e numrico........................................ 71

Figura 7.4 Sistema para medio da fora de arrasto no modelo............................................. 71

Figura 9.1 Diagrama de corpo livre do elemento de ns 1 e 2 e seu sistema local de

coordenadas......................................................................................................................... 81

Figura 9.2 - Vista isomtrica do modelo em CAD...................................................................... 87

Figura 9.3 - vista lateral............................................................................................................... 88

Figura 9.4 - vista de topo............................................................................................................. 88

Figura 9.5 - vista anterior ............................................................................................................ 89

Figura 9.6 - Ns e seus graus de liberdade.................................................................................. 91

Figura 9.7 - barras e seus ns orientados..................................................................................... 92

Figura 9.8 - posio angular dos elementos ................................................................................ 93

Figura 9.9 - estrutura bidimensional de teste .............................................................................. 94

Figura 9.10 - estrutura tridimensional de teste ............................................................................ 94

Figura 9.11 - Sistema de coordenadas locais alinhado de acordo com o primeiro mtodo......... 95

Figura 9.12 - vetor de carregamentos alternativo........................................................................ 96

Figura 9.13 - estrutura hipoesttica semelhante .......................................................................... 97

Figura 9.14 - estrutura isoesttica ............................................................................................... 98

Figura 9.15 - matriz de deslocamentos........................................................................................ 98

Figura 9.16 - Reaes (x, y, z) no apoio ..................................................................................... 98



Figura 9.17 - matriz de deslocamentos........................................................................................ 98

Figura 9.18 - Reaes (x, y, z) no apoio (dois ns)..................................................................... 99

Figura 9.19 resoluo pelo mtodo das foras em equilbrio................................................. 101

Figura 10.1 Vista lateral (dimenses em metros)................................................................... 108

Figura 10.2 Vista de planta (dimenses em metros) .............................................................. 109

Figura 10.3 Vistas de frente e de trs (dimenses em metros) ............................................... 109

Figura 10.4 Perspectiva ilustrativa ......................................................................................... 110

Figura 10.5 Dados do motor Rotax 503 ................................................................................. 110

Figura 10.6 Curvas de desempenho do motor Rotax 503 ...................................................... 110

Figura 10.7 Desenho dimensional do motor Rotax 503......................................................... 111



ndice de tabelas e grficos

Tabela 2.1 Cronograma das atividades..................................................................................... 15

Tabela 3.1 Previses de desempenho para o AeroBote............................................................ 36

Tabela 3.2 Ordem estimada das dimenses do bote................................................................. 39

Tabela 3.3 Ordem estimada das dimenses da asa................................................................... 39

Tabela 3.4 Estimativas de carregamentos e potncia ............................................................... 39

Tabela 3.5 Motores Rotax empregados na aviao leve .......................................................... 39

Tabela 3.6 Instrumentos e equipamentos ................................................................................. 40

Tabela 3.7 Dimenses bsicas iniciais ..................................................................................... 41

Tabela 3.8 Estimativa de pesos ................................................................................................ 41

Tabela 4.1 Ordem dos parmetros estimados para a asa .......................................................... 47

Tabela 7.1 Clculo de Re no prottipo..................................................................................... 69

Tabela 7.2 Clculo de Re no modelo ensaiado ........................................................................ 69

Grfico 3.1 Aeronaves semelhantes: Velocidades X rea de asa............................................ 38

Grfico 6.1 Coeficiente de arrasto obtido nas simulaes numricas para V=20m/s............... 66

Grfico 6.2 Coeficiente de sustentao obtido nas simulaes numricas para V=20m/s ....... 66

Grfico 7.1 Coeficiente de arrasto obtido nos ensaios experimentais para V=20m/s .............. 72

Grfico 7.2 Coeficiente de arrasto obtido nos ensaios experimentais para V=10m/s .............. 73

Grfico 8.1 Comparao dos resultados numricos e experimentais ....................................... 74



PARTE I: INTRODUO



1 Apresentao

1.1 O AeroBote

O AeroBote uma proposta de aeronave de pequeno porte (categoria ultraleve) formada

pela adaptao de um bote inflvel (reforado com fibra de vidro) e de uma asa delta de velame

reforada. O bote e asa so unidos por uma estrutura tubular onde so fixados os assentos dos

dois tripulantes e o grupo moto-propulsor. Esta aeronave, prpria para operaes de pouso e

decolagem da gua, voa pelo princpio de vo pendular, descrito adiante.

Popularizado como flying boat (barco voador, aero barco, trike aqutico), esta verso de

aeronave desportiva uma derivao do trike terrestre. Este, por sua vez, derivou-se da asa-

delta e dos princpios de vo pendular. O AeroBote constitudo de um pequeno bote, com

motor e hlice aeronuticos, em conjunto com uma asa-delta adaptada.

Desde a dcada de 80 o trike, principal representante da aviao leve pendular, ganhou

espao entre os entusiastas do vo livre e ultraleve. Apresentou-se como opo de baixo custo

alm da segurana e facilidade do vo em suas diversas aplicaes.

Sua construo muito simples o que torna comum a grande quantidade de projetos de

adaptao de trikes terrestres com botes inflveis, mesmo sem certificao de segurana.

O projeto de uma aeronave desta categoria satisfaz muito bem a proposta de um

trabalho de graduao em Engenharia. Alm das ferramentas tcnicas necessariamente

empregadas, uma viso metodolgica do processo de projeto satisfatoriamente empregada.

Certamente a multidisciplinaridade dos temas abordados neste estudo contribuiro para a

formao dos Engenheiros Navais e Ocenicos.



2 Proposta de projeto

2.1 Motivao

O AeroBote apresenta na sua simplicidade seu maior diferencial. Por um baixo custo,

relativo as demais opes de aeronaves ultraleves, obtm-se uma aeronave verstil, apta para o

cumprimento de uma enorme variedade de misses. Dentre elas podemos destacar:

patrulhamento da costa, patrulhamento de regies alagadas (Pantanal), transporte emergencial

de pequenos volumes, resgate e salvamento, fotografia area, pesquisas ambientais, transporte

de apoio, publicidade area, aerodesporto, turismo, etc.

Atualmente, a grande maioria de aerobarcos operando no Brasil so provenientes de

adaptaes caseiras, montadas por entusiastas, muitas vezes sem conhecimento tcnico. A outra

parte destas aeronaves composta por modelos montados a partir de kits importados. Assim, o

mercado ainda carente de uma opo nacional que apresente confiabilidade tcnica e baixo

custo.

2.2 Proposta deste trabalho

Motivados pelos argumentos apresentados anteriormente, os alunos propem o projeto

simplificado de uma aeronave desta categoria, seguindo os padres de norma e legislao

brasileiros.

Obviamente o projeto integral de uma aeronave requer subprojetos detalhados de todos

os seus elementos e componentes bem como o estudo minucioso de seu comportamento. Por

conta desta complexidade este trabalho apresenta um escopo reduzido, focalizando em dois

aspectos especiais que compem todo o desenvolvimento de um projeto real.

Alm de uma breve introduo ao assunto e outra rpida apresentao dos princpios,

teorias, conceitos e hiptese adotados neste estudo, este trabalho pretende enfatizar a otimizao

aerodinmica em vo de cruzeiro e o estudo de uma estrutura tubular alternativa. Assim, este

trabalho esta dividido em trs partes: Parte I Introduo, Parte II Desempenho

aerodinmico e Parte III Anlise estrutural

2.2.1 Escopo do trabalho

Compondo o escopo deste projeto, pretende-se abordar os seguintes tpicos:

Apresentao das aeronaves semelhantes desta categoria. Princpio do vo pendular e consideraes referentes ao comportamento da aeronave

em vo.



Aplicao de uma metodologia de projeto para aeronaves leves subsnicas ao AeroBote.

Dimensionamento da asa delta pela teoria de sustentao de asas de velame. Dimensionamento do grupo moto-propulsor. Otimizao aerodinmica de mnimo arrasto para vo de cruzeiro atravs de mtodos

computacionais e experimentos em tnel de vento. Anlise de uma estrutura tubular alternativa.

Como visto, muitas das etapas que compem o projeto de uma aeronave desta categoria

no sero propositalmente contempladas neste texto.

2.2.2 Cronograma de atividades

Para o cumprimento dos temas listados no escopo, realizaram-se a seguintes atividades,

distribudas conforme a ordem apresentada no cronograma da Tabela 2.1.

A. Identificao do projeto: detalhamento dos objetivos e necessidades, escopo, problema de engenharia, contextualizao e introduo ao tema.

B. Sntese terica: reviso bibliogrfica, princpios do vo pendular, estabilidade, segurana, legislao, aerodinmica, mtodo de elementos finitos aplicado estruturas

tubulares e dinmica dos fluidos computacional.

C. Pesquisa de veculos semelhantes: anlise de projetos e contato com fabricantes D. Pesquisa de mercado: anlise de preos, custos e prazos; carncia de modelos e

aceitao de configuraes.

E. Pr-projeto de concepo: seleo dos modelos para projeto, estudo de viabilidade e complexidade.

F. Etapas do projeto: definio das fases de projetos das configuraes escolhidas. G. Projeto de concepo: projeto da estrutura tubular. H. Levantamento das cargas e simulao numrica dos arranjos estruturais por MEF. I. Simulao numrica do modelo simplificado em CFD. J. Simulao numrica do modelo completo em CFD. K. Ensaios do modelo em tnel de vento. L. Comparao dos dados numricos e experimentais. M. Projeto de adaptao: dimensionamento da asa, adaptao do motor (integrao com

hlice e eficincia aerodinmica da aeronave).

N. Documentao.



Tabela 2.1 Cronograma das atividades FEV MAR ABR MAI JUN JUL AGO SET OUT NOV

A B C D E F G H I J K L M N



3 Metodologia de projeto

O desenvolvimento de projetos de aeronaves cercado por uma srie de metodologias

de projeto empreendidas ao longo dos anos. As quatro principais metodologias apresentadas na

literatura pesquisada se aplicam, de um modo geral, para qualquer projeto de aeronaves. So

elas: Torenbeck (1981), Raymer (1989), Roskan (1985) e Vandaele (1962).

Complementando estes mtodos, foi desenvolvida nas ltimas dcadas uma

metodologia aplicada s necessidades do Centro de Estudos Aeronuticos da Escola de

Engenharia da Universidade Federal de Minas Gerais (CEA EEUFMG). O Prof. Dr. Cludio

Pinto de Barros prope uma metodologia aplicada ao projeto de aeronaves leves subsnicas

baseada na larga experincia deste grupo de pesquisa.

Antes de se aplicar uma metodologia de projeto diretamente no AeroBote algumas

consideraes devem ser evidenciadas, uma vez que esta aeronave no se enquadra nas

categorias convencionais de projetos de aeronaves.

O mtodo proposto por Barros se aplica a aeronaves leves subsnicas convencionais,

isto , so aeronaves de trs eixos de controle (como explicado no CAPITULO). Como o

AeroBote um ultraleve de vo pendular, algumas etapas no podero ser aplicadas, por

exemplo, clculos de empenagem ou superfcies de controle (ailerons, flapes, leme, cauda, etc.).

Contudo, feitas estas consideraes, a metodologia apresenta um excelente roteiro de projeto a

ser seguido para aeronaves desta categoria.

Assim, a metodologia de projeto de Barros (2000) foi escolhida como a que melhor se

adapta as necessidades de projeto do AeroBote. Neste texto a metodologia de Barros ser

apresentada em sua proposta original, isto , sem que as adaptaes necessrias ao projeto do

AeroBote sejam feitas. Deste modo, pretende-se passar ao leito uma noo previa dos itens que

compem o projeto de uma aeronave podendo, posteriormente, destacar os pontos que sero

alterados para aplicao neste trabalho.

Em uma etapa seguinte deste texto a metodologia explicada ser aplicada ao projeto do

AeroBote, desta vez destacando-se os pontos que devem ser alterados, corrigidos ou at mesmo

acrescentados para que o mtodo se adapte ao projeto de um ultraleve pendular.



3.1 Metodologia de projeto de Barros para uma aeronave leve subsnica

Nesta seo apresentada a metodologia de projeto de Barros em sua proposta original.

A maior parte deste texto foi extrado do artigo Uma metodologia de projeto para o

desenvolvimento de aeronaves leves subsnicas (Barros, 2000).

O processo completo de desenvolvimento de uma aeronave, desde os primeiros estudos

at sua liberao para vo, pode ser dividido em sete etapas principais que se desenvolvem

continuamente durante o projeto. So elas:

Especificaes e requisitos Estudos preliminares Anteprojeto Projeto Fabricao Ensaios no solo Ensaios em vo

Ao longo do projeto estas etapas se distribuem consecutivamente. Em alguns casos h

uma sobreposio de etapas no tempo. Por exemplo, antes mesmo de concluda a etapa de

projeto pode-se iniciar parte da fabricao dos componentes.

De acordo com Barros, as etapas principais devem ser distribudas cronologicamente

como apresentado na FIGURA. Tambm importante ressaltar que a documentao do projeto

no considerada como uma destas etapas, mas sim como um processo contnuo que deve estar

presente em todas as fases do processo.

DOCUMENTAO

ESPECIFICAESE REQUISITOS

ESTUDOSPRELIMINARES

ANTEPROJETO

PROJETO

FABRICAO

ENSAIOSNO SOLO

ENSAIOSEM VO

CRONOGRAMA DAS ETAPAS DE PROJETO

DOCUMENTAO


ESTUDOSPRELIMINARES

ANTEPROJETO

PROJETO

FABRICAO

ENSAIOSNO SOLO

ENSAIOSEM VO

CRONOGRAMA DAS ETAPAS DE PROJETO

Figura 3.1 Cronograma de um projeto de aeronaves leves subsnicas.

Infelizmente, a proposta deste trabalho no envolve, a princpio, a construo de uma

aeronave, nem tampouco as etapas de ensaios de solo e vo. Conseqentemente o foco deste

texto ser raciocinar sobre as quatro primeiras etapas do projeto completo, isto , pode-se dizer

que este texto se limita ao projeto terico do AeroBote.



Contudo, como em todos os outros casos de projetos de aeronaves, importante

destacar que as etapas de fabricao e ensaios devem ser consideradas mesmo que apenas

virtualmente. Em muitos projetos grandes dificuldades so identificadas nestas fases finais

implicando em modificaes nas etapas anteriores.


Finalidade da aeronave

Misses tpicas

Desempenho almejado

Caractersticas pretendidas

Requisitos

Filosofia de projetoESPECIFICAES

E REQUISITOS

Finalidade da aeronave

Misses tpicas

Desempenho almejado

Caractersticas pretendidas

Requisitos

Filosofia de projeto

ESTUDOSPRELIMINARES

Mtodos comparativosFichas tcnicas

Tabelas comparativas

Lista de prioridades Escalonamento de prioridades

Delimitao do projeto

Configurao externa

Configurao interna

Ergonomia aplicada

Dimensionamento bsico

Escolha do motor

Materiais e processos

Equipamentos e instrumentao

ESTUDOSPRELIMINARES

Mtodos comparativosFichas tcnicas

Tabelas comparativasMtodos comparativos

Fichas tcnicas

Tabelas comparativas

Lista de prioridades Escalonamento de prioridadesLista de prioridades Escalonamento de prioridades

Delimitao do projeto

Configurao externa

Configurao interna

Ergonomia aplicada


Escolha do motor



Configurao externa

Configurao interna

Ergonomia aplicada


Escolha do motor



ANTEPROJETO

Estimativa de peso

Esboo inicial

Perfis da asa

Propores gerais

Estabilidade e controle

Perfis da empenagem

Passeio do centro de gravidade

Modelo da cabine

Modelagem da fuselagem

Configurao externa

ANTEPROJETO

Estimativa de peso

Esboo inicial

Perfis da asa

Propores gerais


Perfis da empenagem


Modelo da cabine


Configurao externa

Estimativa de peso

Esboo inicial

Perfis da asa

Propores gerais


Perfis da empenagem


Modelo da cabine


Configurao externa

Figura 3.2 Etapas da metodologia de projeto aplicada a uma aeronave leve subsnica. Barros

(2000)

Cada uma das etapas propostas ainda apresenta subdivises em fases de aplicao. Cada

uma destas fases deve contribuir para o cumprimento dos objetivos de sua etapa. muito

interessante destacar que, dentro das etapas, as fases do projeto devem se relacionar no sistema

de espiral de projeto, isto , dentro de cada etapa haver uma srie de ciclos de projeto entre as

ESTUDOSPRELIMINARES

Clculo de estabilidade e controle

Clculo de desempenho aerodinmico

Clculo de cargas

Dimensionamento estrutural

Desenhos detalhados

PROJETO



Clculo de cargas


Desenhos detalhados



Clculo de cargas


Desenhos detalhados

ESTUDOSPRELIMINARES



Clculo de cargas


Desenhos detalhados

PROJETO



Clculo de cargas


Desenhos detalhados



Clculo de cargas


Desenhos detalhados



fases at que as informaes por elas geradas cumpram todos os requisitos da etapa. A Figura

3.2 apresenta esquematicamente as primeiras etapas do processo e as fases que as compem.

Observando a diviso proposta para as etapas verifica-se que a metodologia de projeto

apresentada est mais proximamente relacionada com a metodologia de Vandaele. Por outro

lado, o conceito de Tabela Comparativa introduzido por Vandaele aparece substitudo pelo

conceito mais geral de Mtodos Comparativos, do qual a Tabela Comparativa representa apenas

o primeiro item. Tambm, a Delimitao do Prottipo ampliada, incluindo-se os itens

Ergonomia e Estimativa dos Parmetros Bsicos.

Nas prximas sees as etapas deste processo sero detalhadamente explicadas e suas

fases sero posteriormente aplicadas ao projeto do AeroBote.

3.1.1 Especificaes e requisitos

3.1.1.1 Finalidade da aeronave

No inicio do desenvolvimento do projeto deve-se ter bem definidos: qual ser a

finalidade da aeronave, ou seja, qual ser sua utilizao tpica; e qual ser a infra-estrutura de

operao da aeronave.

A finalidade da aeronave, especificamente para o caso de veculos leves subsnicos,

normalmente se restringe a: instruo bsica de vo; instruo avanada (acrobtica); transporte

pessoa, lazer e esportiva.

Quanto infra-estrutura necessria para operao, tm-se: pistas asfaltadas de tamanho

mdio; pistas de grama; pistas de terra curtas; operao de pouso e decolagem na gua.

3.1.1.2 Misses tpicas

A partir da finalidade da aeronave, devem-se definir quais misses tpicas ela estar apta

para realizar: partida, taxiamento e decolagem; subida at a altitude de operao; navegao;

descida normal; trfego e pouso. Em cada uma das misses devero ser estipulados o tempo e o

consumo de combustvel gastos.

No caso de misso acrobtica de treinamento o item Navegao deve ser corrigido para

os gastos de operao em condies extremas.

3.1.1.3 Desempenho almejado

Nesta fase, devem-se especificar quais metas de desempenho devero ser atingidas. As

metas de desempenho mais comuns so: velocidade mxima em vo nivelado; velocidade de

cruzeiro a 85% (ou outra porcentagem conveniente) da potncia mxima; velocidade de estol



com flapes; razo mxima de subida; distncias de decolagem e pouso; alcance mximo

(distncia); autonomia mxima (tempo); teto mximo; capacidade acrobtica.

A prtica mais comum eleger um destes itens como prioritrio a ser otimizado, sem

negligncia dos demais.

3.1.1.4 Caractersticas pretendidas

Nesta fase devem ser definidas quais caractersticas a aeronave dever atender, como:

nvel de elaborao construtiva; custo final da aeronave; exigncias de manuteno;

caractersticas de vo lento; qualidade de vo; relao entre velocidade mxima e velocidade de

estol (elasticidade do vo); faixa de alcance e de autonomia; materiais a serem utilizados; nvel

de segurana passiva (crashworthiness); estilo.

Na etapa dos Estudos Preliminares estas caractersticas devero ser dispostas seguindo

uma ordem de prioridades.

3.1.1.5 Requisitos

No processo de projeto de uma aeronave muito importante a anlise das normas

tcnicas disponveis a fim de se optar pela norma mais adequada ao caso. Para aeronaves

desenvolvidas no Brasil os requisitos da RBHA Requisitos Brasileiros de Homologao de

Aeronaves devem sempre ser atendidos. Normalmente, os RBHA remetem s principais

normas internacionais: FAR (Federal Aircraft Regulations EUA) e JAR (Joint Airworthiness

Regulations Europa).

Para aeronaves de pequeno porte, no pressurizadas, as seguintes normas so aplicveis:

FAR-Part 23; e JAR-VLA.

A norma JAR-Part23 engloba quatro categorias: normal; utilitria; acrobtica;

commuter. A categoria normal se aplica a aeronaves com 11 assentos ou menos e peso mximo

de decolagem de 5670kg, no sendo permitidas manobras acrobticas. categoria utilitria se

aplicam as mesmas restries da normal, permitindo um nmero limitado de acrobacias. A

categoria acrobtica tambm se destina a aeronaves com 11 assentos ou menos e peso mximo

de 5670kg, permitindo acrobacias sem restries. A categoria commuter destina-se a aeronaves

propelidas a hlice, multimotoras, para 21 assentos ou menos e peso mximo de decolagem de

8620kg, no permitindo manobras acrobticas.

A norma JAR-VLA dedicada a aeronaves bem menores e apresenta as seguintes

restries: no mximo dois assentos; peso mximo de decolagem at 750kg; velocidade de estol

no superior a 83km/h; aeronaves com um nico motor; razo de subida no inferior a 2m/s;

distancia de decolagem com obstculo a 15m no superior a 500m. A operao ainda restrita a



vos diurnos e visuais (VFR Visual Flight Reference), ficando proibido o vo por

instrumentos.

3.1.1.6 Filosofia de projeto

Como filosofia de projetos de aeronaves destacam-se dois conceitos importantes,

chamados de soluo mnima e soluo livre.

O conceito de soluo mnima, defendido por muitos projetistas (especialmente da

corrente europia), se baseia no pressuposto de que a aeronave deve ser aquela menor e mais

leve possvel capaz de atender misso a qual destinada.

Kovacs (1986), em seu trabalho Filosofia de Projeto, explana este conceito dizendo que

a aeronave deve ser a mais enxuta e mais espartana possvel. Ainda no contexto da soluo

mnima, a famosa expresso de Bill Stout, simplifique e adicione leveza, permanece como

advertncia importante at hoje. Tambm a expresso keep it simple, stupid nascida nos

escritrios de projeto de aeronaves dos EUA, no inicio da dcada de 40, perfeitamente valida

at hoje.

Esta filosofia de projeto pode ser resumida em quatro tpicos:

Assegurar peso baixo via soluo compacta, tamanho pequeno e simplicidade. Restringir os equipamentos ao nvel da necessidade operacional. Combinar mis de uma funo (sempre que possvel) para o maior nmero possvel de

componente da aeronave. Adotar grupo moto-propulsor com dimenses reduzidas e com peso especfico e

consumo especfico baixos.

Tais princpios podem ser aplicados a aeronaves de qualquer porte. O maior avio do

mundo pode ser projetado sob o conceito de soluo mnima. Estes conceitos foram aplicados

no F-16 resultando no avio de caa mais revolucionrio e mais vendido nos ltimos tempos.

Na aplicao da soluo mnima deve-se cuidar para no cair em certos exageros, como

no caso dos primeiros Lancair biplace, onde, para se ter o mximo de velocidade de cruzeiro,

reduziu-se tanto as dimenses do avio (principalmente da empenagem) que a aeronave ficou

obteve comportamento crtico em baixas velocidades. Tendo ocorrido uma srie de acidentes

graves as autoridades australianas proibiram a operao desta aeronave no pas. Posteriormente,

aumentou-se tanto o brao de alavanca das empenagens como suas reas, eliminando os srios

problemas de estabilidade e controle.

Em contraposio ao conceito de soluo mnima pode-se definir o conceito de solua

livre. Toda aeronave projetada sem a preocupao de atender a qualquer um dos quatro tpicos

acima est sob a filosofia de soluo livre.



Por considerarem o conceito de soluo mnima como soluo pobre, os defensores da

solua livre propem aeronaves mais equipadas, com mais sistemas redundantes (eltricos,

hidrulicos e pneumticos), com blindagens mais robustas (mais pesadas), com maior conforto

para o piloto e tripulantes (maior espao interno) e com maior quantidade de equipamentos

(eletrnicos e instrumentos em geral). Em contrapartida, tero aeronaves mais pesadas, com

maior consumo de combustvel e mais caras.

Apesar disso, observa-se que tanto na aviao militar quanto na chamada aviao geral,

uma parcela cada vez maior de consumidores optando por mais conforto, segurana e, talvez,

posio social, tem preferido aeronaves projetadas neste conceito (Kovacs, 1986).

E importante ressaltar que o conceito de soluo mnima no significa soluo pobre,

mas deve ser entendida como soluo coerente. Ambas as filosofias dentro da aviao geral, e

em particular na aviao leve, so empregadas em projetos atuais. Entretanto, o mais comum

tem sido adotar o conceito de soluo mnima preservando-se critrios mnimos de conforto e

segurana operacional para os tripulantes.

3.1.2 Estudos preliminares

3.1.2.1 Lista de prioridades

Ao se desenvolver um projeto novo comum existirem parmetros antagnicos entre os

quais se dever priorizar um em detrimento do outro. Por exemplo, alto desempenho

aerodinmico se ope facilidade de construo; elevado ndice de comodidade da tripulao

(cabine ampla) se ope a desempenho elevado; alta segurana passiva (cabine resistente)

implica em aumento de peso, opondo-se ao aumento de desempenho; dentre outros.

A associao da finalidade bsica da aeronave com a filosofia adotada para o projeto

definir quais parmetros devem ser beneficiados ou penalizados. Entre as filosofias, podem-se

adotar:

Projeto visando facilidade construtiva Projeto visando ganhos de desempenho Projeto visando facilidade de manuteno Projeto visando segurana operacional Projeto visando facilidade de transporte (entre oficina e pista de pouso)

Escalonamento de prioridades

Uma vez definida da filosofia do projeto, deve-se elaborar uma lista escalonada das

prioridades a serem atendidas. Este escalonamento ir influenciar fortemente todos os aspectos

do projeto: configuraes; dimenses; potncia; nvel de elaborao; materiais; custo; tempo de

fabricao; etc.



Desta forma possvel adequar o projeto s prioridades estabelecidas.

3.1.2.2 Mtodos comparativos

De acordo com Kovacs (1986), o desenvolvimento de aeronaves uma atividade

diretamente influenciada pelas caractersticas e desempenho dos modelos existentes e

disponveis. Embora, conforme menciona Kovacs (1986), os projetistas de vocao so e

devem ser espontaneamente, instintivamente e entusiasticamente inovadores, nenhuma

concepo de aeronave parte do nada. Este exame aprofundado do atual estado de solues no

universo fundamental para o desenvolvimento do projeto. Este processo nada mais do que a

famosa Anlise de Semelhantes.

Para este fim, e conveniente a elaborao de tabelas e grficos que apresentam uma

srie de aeronaves a serem analisadas com suas caractersticas bsicas: dimenses, pesos, reas,

parmetros de desempenho, potncia, etc.

O objetivo deste levantamento no engessar o projeto, mas permitir que, atravs de

comparaes, tendncias possam ser extrapoladas visando obteno de um produto melhor nas

caractersticas que se busca otimizar. Os Mtodos Comparativos no levam, necessariamente, a

um bom projeto, mas orientam o projetista na busca de uma soluo melhor.

H que se contar tambm com valores tcnicos no considerados em projetos anteriores

e valores no quantificveis, subjetivos, guiados pelo talento do projetista. Todo projeto bem

sucedido fruto da associao da tcnica com a arte, do casamento do conhecimento com o

talento, da fuso do pondervel com o impondervel, do enlace do estruturar com o esculpir.

As informaes que perfazem os Mtodos Comparativos podem ser organizadas pelos

seguintes meios:

Fichas tcnicas das aeronaves com gravuras das trs vistas. Tabela comparativa das caractersticas. Grficos relacionando caractersticas de aeronaves.

Outros fatores importantes que no so citados nos Mtodos Comparativos tambm

devem ser considerados: manobrabilidade em acrobacia; capacidade de efetuar manobras

especiais; suavidade de comandos; proporcionalidade de comandos; docilidade de vo;

facilidade de manuteno; custo de operao; potencial de venda.

Os itens funcionalidade e esttica, impossveis de quantificar, mas escalonveis,

tambm so importantes. A avaliao destes itens pode envolver pesquisas com possveis

consumidores do produto.



Fichas tcnicas

muito importante, para efeito de avaliao geral, a montagem de fichas tcnicas das

aeronaves analisadas. Tais fichas devem conter, na medida do possvel: foto da aeronave;

ilustrao em trs vistas; dados tcnicos de maior relevncia.

As trs vistas fornecem informaes imprescindveis sobre as propores gerais da

aeronave. Os dados tcnicos informam acerca das dimenses, pesos, desempenho e grupo

propulsor. Estes dados so recolhidos de catlogos de fabricantes, revistas tcnicas e manuais

especializados.

Tabelas comparativa

Deve-se elaborar uma tabela comparativa onde os principais dados de diversas

aeronaves so anotados para efeito de comparao. Normalmente, estabelecem-se pelo menos

sete grupos de informaes: dimenses externas; caractersticas da asa; caractersticas da

empenagem; reas; pesos e cargas; desempenho; e grupo propulsor. Outras informaes teis

tambm podem ser somadas, como os materiais de construo, por exemplo.

Grficos

A comparao por grficos a ferramenta mais usual para comparao. Este fato se d

pela facilidade do engenheiro em interpretar os resultados representados entre dois eixos. Desta

forma, quaisquer parmetros de comparao podem ser expressos graficamente formando um

excelente material de anlise comparativa.

Os grficos de barras so muito usados para comparar caractersticas de vrias

aeronaves juntas. Mas, os grficos que fornecem as informaes mais valiosas so, geralmente,

os que relacionam duas grandezas parametrizadas para as aeronaves. Assim, em um mesmo

grfico, possvel analisar as curvas de desempenho de varias aeronaves da mesma categoria.

Apenas para citar, alguns parmetros so comumente plotados em grficos nos projetos

de aeronaves: potncia e velocidade; carga alar e velocidade; carga alar e razo de subida; carga

alar e velocidade de estol, etc.

Atualmente, alm dos parmetros clssicos, conveniente acrescentar dois parmetros

globais de desempenho de aeronaves. Ambos foram introduzidos pela CAF Foundation em

Seeley (1993), so eles:

CAF Challenge, que visa avaliar a eficincia das aeronaves leves segundo trs fatores:

uma velocidade de referncia (Vref, em milhas por hora), o ndice de consumo de combustvel na

velocidade de referncia (C, em milhas por galo) e a carga til (W, em libras), conforme segue.

( ) ( ) 6,03,1 WCVCAFE refChallenge =



CAF Triaviathon, que considera a velocidade mxima (Vmax, em milhas por hora), a

razo de subida (R, em ps por minuto) e a velocidade de estol com flapes (VSO, em milhas por

hora), como segue.

( )( )( ) 94

2max

10410062528110625

+=

SOnTriaviatho V

RVCAFE

3.1.2.3 Delimitao do projeto

Configurao externa

Um estudo preliminar da configurao externa de uma aeronave envolve os arranjos

bsicos que fundamentaro o restante do projeto. Neste item devem ser avaliadas as

configuraes de cabines (nmero de passageiros e sua disposio: tandem ou lado a lado), asa

(asa baixa, mdia, alta ou parassol), trem de pouso (triciclo, convencional, monociclo, etc.),

grupo propulsor (trator ou impulsor), empenagem ou cone cauda (posio e categoria),

superfcies de controle (profundor, leme, ailerons, flapes, canard, etc.), dentre outras.

Configurao interna

Os arranjos internos de uma aeronave de pequeno porte influenciam muito o

desenvolvimento do projeto. Por natureza da soluo, existe pouca disponibilidade de espao.

Alguns elementos principais devem receber ateno especial, pois influenciam

preponderantemente nas caractersticas da aeronave, principalmente sobre a posio do seu

centro de gravidade. Como exemplo, destacam-se: a posio do tanque de combustvel, dos

assentos dos tripulantes, das portas de acesso, do painel de instrumentos, das manetes de

controle e compartimento para bagagens.

Ergonomia aplicada

A ergonomia da cabine visa adequar o posto de trabalho aos tripulantes. Esta adequao

deve atentar para a comodidade oferecida, considerando-se as diversas estaturas e bitipos.

Deve-se considerar o acesso aos comandos, bem como as foras que devero ser executadas

neles, a visibilidade externa (principalmente em se tratando de uma aeronave de recreio), as

cores utilizadas, o nvel de rudo e vibrao, o conforto trmico (especialmente em aeronaves de

cabines abertas), etc. Tudo isto visa proporcionar o menor desgaste fsico e o menor ndice de

risco aos tripulantes.

Os principais aspectos ergonmicos so enumerados: acesso a cabine; disposio dos

comandos; acesso aos comandos e ao painel; regulagem longitudinal e vertical dos assentos;

regulagem dos pedais; visibilidade externa; fixao dos cintos de segurana; disposio dos

instrumentos no painel.




Esta etapa conhecida na literatura internacional como o sizing da aeronave. Com

base na filosofia de projeto adotada, iniciam-se as estimativas das dimenses preliminares e

pesos da aeronave. Estas caractersticas esto intimamente ligadas misso da aeronave,

estabelecida na fase inicial do projeto.

Com base na misso tpica da aeronave, deve-se executar o seguinte procedimento:

A partir da tabela comparativa, escolhe-se as aeronaves que mais se assemelham (em termos de parmetros e misso) a aeronave pretendida.

Elabora-se uma tabela reduzida contendo os seguintes parmetros bsicos: razo entre carga til e peso mximo de decolagem; carga alar; alongamento; razo entre envergadura e comprimento da fuselagem; razo entre potncia e peso.

Calcula-se a mdia dos parmetros da tabela reduzida (que no coincide com a mdia dos parmetros de toda a tabela comparativa).

Guiado pela tabela reduzida e pelo valor mdio calculado, adotam-se valores para os itens bsicos para o projeto em desenvolvimento. Cada valor deve levar em considerao no apenas a mdia, mas tambm a tendncia do momento.

Existem tambm projetos com previses de alteraes futuras, como mudana de

misso da aeronave. Nestes casos, as futuras provveis variaes de pesos e dimenses devem

ser consideradas. Por exemplo, quando o projeto de uma aeronave pretende servir de base para a

gerao de uma famlia de aeronaves. Neste caso, as caractersticas dimensionais da aeronave

me podem no ser as melhores para a misso individual do modelo, mas proporcionaro uma

melhor adaptao quando as novas aeronaves da mesma famlia (com pequenas variaes

dimensionais e de misso) forem projetadas.

Com base nos dados comparativos levantados, iniciam-se as estimativas preliminares:

Peso vazio

Para iniciar a estimativa de peso vazio, arbitra-se a carga til (peso dos tripulantes no

caso de uma aeronave desportiva sem transporte de carga); pequena quantidade de bagagem;

combustvel; etc. Divide-se a carga til arbitrada pela razo entre carga til e peso total

escolhida anteriormente, obtendo-se a estimativa do peso mximo de decolagem. Subtrai-se a

carga til do peso total para obter-se a estimativa do peso vazio (ou peso leve) da aeronave.

Convm destacar que, freqentemente, o peso real da aeronave vazia, aps sua

construo, superior ao valor obtido pelo processo descrito anteriormente. Por experincia,

raramente ocorre o contrrio, devido aos erros de construo no previstos. Peso rela maior que

o previsto acarretar em restries operacionais na aeronave. comum, mesmo nas grandes

indstrias, ter-se que fazer um programa de reduo de peso na execuo do segundo prottipo.



Dimenses bsicas

Para estimar a rea alar, o alongamento, a envergadura e o comprimento da fuselagem,

recomenda-se o seguinte procedimento:

Divide-se o peso mximo de decolagem pela carga alar escolhida anteriormente e obtm-se a rea da asa.

A partir da rea alar e do alongamento escolhido anteriormente, obtm-se a envergadura da aeronave.

Finalmente, o comprimento da fuselagem tem o seu valor estimado, multiplicando-se o valor da envergadura pelo razo entre envergadura e comprimento da fuselagem, tambm escolhido anteriormente.

Potncia preliminar

A estimativa de potncia da aeronave, obtida multiplicando-se a razo entre potncia e

peso escolhida pelo peso estimado para a aeronave.

Escolha do motor

O processo usual de escolha do motor pode ser resumido atravs do seguinte processo:

Identificam-se, entre os motores oferecidos pelo mercado, aqueles cuja potncia est prxima da potncia necessria estimada.

Para cada motor, efetuam-se os clculos de desempenho. Caso no se obtenha, com nenhum dos motores testados, o desempenho almejado,

selecionam-se motores mais potentes, refazendo-se o item anterior.

Entre os motores que atenderam ao desempenho almejado escolhe-se aquele mais satisfatrio, levando-se em considerao: a confiabilidade do motor; seu preo; seu consumo; sua relao entre potncia e peso; o atendimento ao cliente ps-compra; etc.

Vale a pena comentar que o aumento de da razo potncia e peso da aeronave melhora o

desempenho da aeronave e, em contrapartida, aumenta o seu custo operacional.


Para a definio de materiais e processos construtivos, os seguintes tipos bsicos de

construo devem ser considerados: em madeira; em trelia de tubos; em alumnio; em

materiais compostos; e mista.


A escolha da instrumentao e dos demais equipamentos que comporo o quadro da

aeronave deve ser norteada pela misso do modelo. Os instrumentos bsicos para um vo de

segurana nunca devem ser negligenciados no projeto (medidores, controles, comunicao,

etc.). Os equipamentos de segurana tambm recebem a devida importncia (extintores, cintos



de segurana, para quedas, materiais de sobrevivncia, etc.). Existe uma srie de equipamentos

que sero utilizados no modelo real de acordo com as exigncias dos tripulantes e de novas

misses, convm lembrar que a instrumentao perfaz uma parcela considervel do custo de

uma aeronave de pequeno porte.

3.1.3 Anteprojeto

3.1.3.1 Esboo inicial

Uma vez cumpridas as etapas anteriores, inicia-se o desenho bsico da aeronave em trs

vistas: lateral, em planta e frontal. Este conjunto tecnicamente conhecido como as trs vistas

da aeronave.

O primeiro passo executar, mo livre, um esboo das trs vistas, que ser modificado

reiteradas vezes. No caso de aeronaves leves, recomenda-se que o esboo seja iniciado pelo

desenho do piloto (aquele de estatura mais elevada). Inicia-se pela vista lateral.

Em seguida estabelece-se um espao para curso dos pedais. Tal espao, no caso de

motor dianteiro, ter como limite frente a parede de fogo. Acrescenta-se, em seguida, o espao

para o cofre do motor, respeitando-se inclusive os espaos necessrios para desmontagem de

suas partes, como os magnetos e carburadores, que s vezes necessitam de remoo para

manuteno.

Desenham-se as primeiras linhas de contorno da fuselagem. Neste ponto, deve-se prever

o posicionamento da asa e, especialmente, da longarina, evitando-se conflito da mesma com os

tripulantes.

Coloca-se o painel a uma distncia de alcance cmoda para a tripulao. Traa-se o

restante do contorno da aeronave buscando-se, intuitivamente, um equilbrio tanto em

centragem quanto em esttica. Neste ponto j devem aparecer esboados as empenagens,

canopy e o restante da asa, completando-se a vista lateral.

Conforme j mencionado, este esboo deve ser retrabalhado tantas vezes quantas

necessrias, at se chegar a propores convenientes e, ao mesmo tempo, com aspecto esttico

satisfatrio.

Terminada a vista lateral, passa-se a elaborar a vista em planta da aeronave. A vista em

planta conjugada vista lateral e nesta so definidas, especialmente, as formas em planta da

asa, da empenagem horizontal e da fuselagem. Cuidado especial deve ser dedicado largura da

cabine, resguardando a ergonomia da mesma.

Na elaborao das trs vistas, alguns detalhes, muito importantes para o desempenho da

aeronave devem seguir uma orientao cientfica, quais sejam: forma do spinner; adelgaamento



da fuselagem; interseo entre asa e fuselagem; entrada de ar de arrefecimento; juno entre

empenagem e fuselagem; e posio e geometria do canopy.

3.1.3.2 Estimativa de peso (resizing)

O refinamento da estimativa do peso vazio da aeronave feito atravs de estimativas

dos diversos pesos de todos os seus componentes, conforme o seguinte processo:

A partir do valor de peso, obtido no ciclo anterior, faz-se uma estimativa dos pesos dos componentes da aeronave.

Somam-se os pesos dos componentes para se ter a estimativa do peso vazio da aeronave neste novo ciclo.

Compara-se o novo valor do peso ao antigo. O valor do peso vazio deve ser corrigido, alterando-se a carga til na medida do necessrio e de acordo com a convenincia, at que ele coincida com o novo peso calculado.

Nos itens do algoritmo acima, para se estimar o peso das asas, da fuselagem e da

empenagem horizontal, Pazmany (1963) sugere o uso das frmulas e dos bacos desenvolvidos

por K. L. Sanders.

3.1.3.3 Propores gerais

Entende-se por uma aeronave com boas qualidades de vo aquela que oferece segurana

operacional e seja fcil e agradvel de pilotar. Assim, uma aeronave com boas qualidades de

vo exige foras suaves do operador para realizar manobras e responde de um modo previsvel

aos comandos. sabido que, enquanto algumas aeronaves apresentam qualidades de vo no

mais elevado grau, outras so consideradas marginais, de difcil pilotagem.

As qualidades de vo esto ligadas s estabilidades esttica e dinmica (longitudinal

direcional e lateral), s foras nos comandos para vo equilibrado e para manobras, s

velocidades de rotao no rolamento, tangagem e glissagem. Deve haver uma proporo

harmoniosa entre as foras nos comandos primrios: no rolamento, fora no manche

proporcional a 1; na tangagem, fora no manche proporcional a 2; na glissagem, fora nos

pedais proporcional a 3.

Quanto s foras nos comandos, se a variao de fora no manche por "g" for muito

alta, ocorrer cansao excessivo do piloto. Caso contrrio, se for muito baixa, poder ocorrer do

piloto, inadvertidamente, aplicar, com pouca fora, uma carga excessiva na estrutura da

aeronave.

Visando-se obter uma aeronave com boas qualidades de vo, terminado o esboo

inicial, conveniente fazer um estudo comparativo da proporcionalidade das dimenses bsicas

da aeronave em desenvolvimento. Para isso, selecionam-se as aeronaves cujas formas mais se



aproximam da aeronave em desenvolvimento e que sejam, reconhecidamente, detentoras de

boas qualidades de vo.

Em seguida, elaboram-se tabelas contendo as principais propores geomtricas destas

aeronaves e as respectivas propores da aeronave em desenvolvimento. Na medida em que

houver desproporo, volta-se ao esboo inicial, fazendo-se as modificaes convenientes.

Barros recomenda que as seguintes propores sejam analisadas: razo entre o brao da

empenagem horizontal e a corda mdia geomtrica da asa; razo entre o brao da empenagem

vertical e a envergadura da asa; razo entre o comprimento da fuselagem e a envergadura da

asa; razo entre as envergaduras da empenagem horizontal e da asa; razo entre a corda da raiz

da asa e o comprimento da fuselagem; razo entre a rea do profundor e a rea da empenagem

horizontal; e razo entre a rea do leme e a rea da empenagem vertical.

3.1.3.4 Estabilidade e controle

As geometrias das empenagens so preliminarmente estabelecidas utilizando-se os

seguintes os de estabilidade: volume de cauda horizontal; e volume de cauda vertical.

A partir de uma tabela comparativa contendo os respectivos valores de volumes de

cauda das aeronaves mais competitivas, faz-se uma escolha judiciosa de qual valor adotar como

a estimativa preliminar.

Quanto menores forem os volumes de cauda escolhidos, menores sero os arrastos das

empenagens e, portanto, menor o arrasto total da aeronave e melhor o seu desempenho

aerodinmico. Em contrapartida, piores sero as condies de estabilidade e controle,

especialmente no pouso e na decolagem. O raciocnio se inverte com de volumes de cauda

maiores.

3.1.3.5 Perfis da asa

Duas filosofias de projeto podem ser apontadas. A primeira, considerada a melhor

opo at o final da dcada de 80, adota asas mais afiladas com perfis diferentes na raiz e na

ponta. A segunda, adotada por alguns projetistas na dcada de 90, adota asas menos afiladas

com um nico perfil da raiz at a ponta.

A primeira opo permite obter asas com bom desempenho aerodinmico e

estruturalmente mais adequadas. So consideradas esteticamente mais aceitveis. Adotam dois

perfis para contornar as dificuldades de estol comuns nas asas mais afiladas. So

construtivamente mais complexas.



A segunda opo construtivamente mais simples. Como as asas so, neste caso, menos

afiladas, as dificuldades com estol tornam-se pequenas, permitindo utilizao de um nico perfil

sobre toda a envergadura com desempenho aerodinmico, em mdia, superior primeira.

Uma vez escolhida a opo a ser adotada no projeto da aeronave, a escolha dos perfis

das asas depender da misso prioritria da aeronave. Uma vez definido o parmetro a ser

priorizado, deve-se calcular o nmero de Reynolds para a raiz e para a ponta da asa. No caso de

se adotar a opo de um nico perfil para a asa, deve-se calcular o nmero de Reynolds para a

sua corda mdia geomtrica.

3.1.3.6 Perfis da empenagem

Nos aspectos gerais, a escolha dos perfis das empenagens segue a mesma orientao das

asas. Comumente so usados perfis simtricos, turbulentos ou laminares, com espessura relativa

variando entre 6% e 12%. No caso de empenagens em T, por questes estruturais, a espessura

relativa da empenagem vertical muitas vezes se estende at 15%.

s vezes, quando os perfis da asa apresentam valores altos do coeficiente de momento

aerodinmico utiliza-se, na empenagem horizontal, perfis assimtricos colocados na situao

invertida (extradorso como superfcie inferior). Em casos extremos, adiciona-se a isso, slots no

bordo de ataque da empenagem horizontal.

Um parmetro aerodinmico que pode ser utilizado na escolha do perfil das empenagens

a inclinao da curva de sustentao, que deve ser maximizada, para permitir empenagens

menores. importante, contudo, examinar este parmetro para os nmeros de Reynolds

calculados para as cordas mdias das empenagens.

3.1.3.7 Passeio do centro de gravidade

A posio do centro de gravidade da aeronave importante para a sua pilotagem.

Quanto mais a frente estiver o centro de gravidade, maiores sero as deflexes do profundor e a

fora no manche necessrias para vo equilibrado, bem como as deflexes e foras para efetuar

manobras longitudinais.

Para posies do centro de gravidade excessivamente frente, o profundor poder no

apresentar autoridade suficiente para levantar o nariz da aeronave durante o pouso, podendo

provocar acidentes. Por outro lado, quanto mais para trs o centro de gravidade, menores sero

as deflexes do profundor e as foras no manche necessrias para equilbrio e manobras

longitudinais.

Para posies do centro de gravidade excessivamente recuadas, o piloto com pequenas

foras ou deflexes no comando poder, inadvertidamente, induzir solicitaes excessivas na



estrutura da aeronave ou, no caso de curvas a baixa velocidade, induzir a aeronave ao parafuso

chato com conseqncias desastrosas. Em casos extremos poder ocorrer perda de estabilidade

com o fenmeno de reverso de comandos, no qual as aes do manche para cabrar ou picar a

aeronave ficam invertidas.

Considerando que as aeronaves operam com cargas variveis (tripulantes, bagagem,

combustvel, etc.), a posio do centro de gravidade (CG) diferente para cada vo. Mesmo

durante o vo, alteraes na posio de passageiros e no volume de combustvel provocam

alteraes na posio do centro de gravidade. Assim, atravs da simulao de todas as situaes

possveis, estima-se o passeio do centro de gravidade, ou seja, a sua posio crtica mais

dianteira e a mais traseira.

Quanto menor o passeio do centro de gravidade (mais prximos os limites dianteiro e

traseiro), menor poder ser o volume de cauda horizontal e, em particular, a rea da empenagem

horizontal. Como conseqncia, menor ser o arrasto aerodinmico e o peso da empenagem

horizontal. Em contrapartida, menor ser a flexibilidade de variao no posicionamento das

cargas mveis.

Estimativa do passeio do centro de gravidade

Para estimar o passeio do centro de gravidade, devem-se decompor as cargas da

aeronave em fixas e variveis. As fixas compem a aeronave vazia (bsica) e as variveis so

aquelas correspondentes aos tripulantes, combustvel, bagagens, etc. Elabora-se uma vista

lateral da aeronave identificando-se os diversos componentes com seus pesos e distncias dos

seus centros de gravidade a um plano de referncia.

Considerando a parcela fixa do peso da aeronave aplicado em um centro de massa e a as

posies crticas (mais a frente e mais a r) de todas as cargas variveis possvel chegar nos

limites a frente e a r do passeio do centro de gravidade. Normalmente, os limites do passeio do

centro de gravidade obtidos em relao ao plano de referncia so expressos em percentuais da

corda mdia aerodinmica da asa.

Um valor seguro para o passeio do centro de gravidade, entretanto, s ser

definitivamente determinado, aps os clculos de estabilidade e controle longitudinais,

efetuados na fase de Projeto.

3.1.3.8 Modelo da cabine

A complexidade da cabine, com todos os seus aspectos ergonmicos, torna praticamente

necessria a construo de um modelo em escala natural da cabine, chamado mock-up.



O mock-up no necessita ser uma reproduo exata da cabine com revestimento e

pintura, mas precisa conter em escala natural todos os comandos ou dispositivos que possam

interferir na ergonomia da mesma. Recomenda-se que o mock-up contenha sees reproduzindo

um corte lateral, um corte em planta e cortes frontais. Os cortes frontais normalmente so feitos

em estaes na regio de acomodao dos tripulantes.

Em fase posterior do projeto, o mock-up poder ser utilizado tambm para verificao

dos mecanismos dos comandos.

3.1.3.9 Modelagem da fuselagem

A modelagem da fuselagem deve seguir os seguintes critrios: produzir o menor arrasto

aerodinmico possvel; proporcionar rigidez estrutural na ligao entre os elementos da

aeronave; acomodar os equipamentos e controles da aeronave; seguir uma esttica agradvel

dentro da misso da aeronave; e permitir fcil manuteno como limpeza e pintura.

3.1.3.10 Configurao externa

Realizadas todas as atividades anteriores, necessrio verificar a coerncia das

estimativas feitas. No caso de se detectar alguma inconsistncia deve-se retornar aos itens

correspondentes, refazendo-se as estimativas quantas vezes forem necessrias, at que a

consistncia seja plena.

Posteriormente, durante a fase de Projeto Detalhado, ao se efetuarem clculos de

desempenho, estruturais, de estabilidade e controle etc., novas alteraes podero ser

necessrias.

3.1.4 Projeto

Concludo o Anteprojeto inicia-se o Projeto Detalhado que consiste em realizar todos os

clculos necessrios, detalhamentos de componentes, desenhos em escala apropriada para

fabricao, elaborao do relatrio final do projeto e da programao de ensaios no solo.

3.1.4.1 Clculo de desempenho aerodinmico

Os clculos aerodinmicos e de desempenho podem ser resumidos nos seguintes itens:

determinao da polar de arrasto; determinao das curvas de potncia disponvel e potncia

requerida; determinao da curva de razo de subida; determinao das curvas de alcance e de

autonomia em funo da velocidade; determinao dos principais parmetros de desempenho

aerodinmico.



3.1.4.2 Clculo de estabilidade e controle

As superfcies aerodinmicas de controle da aeronave devem ser adequadamente

defletidas para equilibrar a aeronave durante o vo (anular o momento resultante em tomo dos

seus eixos). Assim, importante obter os valores de deflexo e fora nos comandos (manche e

pedais) necessrios para pilotar a aeronave.

As deflexes de comando, por sua vez, so limitadas pelas correspondentes deflexes

das superfcies aerodinmicas. Para deflexes muito acentuadas, as superfcies aerodinmicas de

controle deixariam de proporcionar o efeito esperado. Normalmente, as deflexes mximas no

devem ultrapassar 30 (o valor exato vai depender do perfil adotado).

Tambm, necessrio evitar que o piloto faa foras exageradas durante o vo. Para

isso as normas estabelecem dois limites: o limite de fora contnua, que deve ser respeitado nas

situaes de vo prolongado (vo de cruzeiro, por exemplo); e o limite de fora temporria, que

deve ser obedecido durante algumas manobras ou situaes de curta durao.

Para avaliar a estabilidade direcional e as deflexes do leme e foras nos pedais

necessrias para manter a glissada ou enfrentar ventos de travs, pode-se utilizar o procedimento

descrito em Morelli (1976).

Parafuso e rolamento

Uma aeronave em operao normal, principalmente em curvas de mdia e grande

inclinao a baixas velocidades, corre o risco de entrar, involuntariamente, em parafuso. Caso

no se tenha condio de restabelecer a atitude da aeronave, o acidente ser inevitvel. Portanto,

no projeto de uma aeronave, fundamental verificar se possvel restabelecer a atitude de uma

aeronave em parafuso. Para verificar esta capacidade, Raymer (1989) recomenda calcular o

parmetro TDPF (Tail Damping Power Factor) definido em Bowman (1971).

Alm disso, recomenda-se avaliar a mxima velocidade de rolamento da aeronave, a

qual pode ser obtida conforme Morelli (1976). O valor calculado deve ser compatvel com os de

aeronaves similares.

3.1.4.3 Clculo de cargas

Baseado nos fatores de carga limites para a aeronave, estabelecidos pelos requisitos

(JAR-VLA, FAR, Part 23, etc.), de acordo com a misso tpica, devem-se elaborar os diagramas

de velocidade e fator de carga de manobra, de rajada e combinado. Este processo chamado de

determinao do envelope de vo.

Alm disso, para o dimensionamento estrutural da aeronave necessrio considerar as

vrias alternativas de carregamento s quais ela estar sujeita.



Durante a operao ocorrem quatro tipos de cargas: cargas aerodinmicas; pesos; cargas

inerciais; e cargas de reao com o solo.

As cargas aerodinmicas so provocadas pelo escoamento do ar na superfcie externa da aeronave (so predominantes nas asas e nas empenagens).

Os pesos, conseqncia da atrao gravitacional, esto distribudos ao longo da estrutura da aeronave.

As cargas inerciais se devem reao das massas dos componentes da aeronave s aceleraes impostas.

As cargas de reao com o solo surgem como decorrncia do impacto do trem de pouso com o solo durante o pouso, a decolagem e o taxiamento.

3.1.4.4 Dimensionamento estrutural

O dimensionamento estrutural representa um dos itens mais trabalhosos do projeto e

fundamental para a segurana do vo. Deve, portanto, ser cuidadosamente executado.

Um ponto comum a todo dimensionamento estrutural de uma aeronave a utilizao de

dois fatores de segurana: o bsico e o de qualidade. Assim, as cargas para dimensionamento

(Qd) devem ser obtidas atravs da expresso.

FQFSQQd = 1 onde Q1 representa a carga limite, FS denota o fator de segurana e FQ, o de qualidade.

A carga limite (Ql) a mxima prevista para ocorrer em vo (obtida para cada

componente).

O fator de segurana bsico (FS) imposto por norma. Tanto o JAR-VLA quanto o Part

23 estabelecem FS = 1,5.

O fator de qualidade (FQ) varia de acordo com o material estrutural utilizado e com o

componente em considerao.

Para o dimensionamento dos elementos estruturais, recomenda-se a seguinte

bibliografia bsica:

Bruhn (1965), Peery (1950) e Megson (1972) para os clculos estruturais propriamente ditos.

Silva Jr. (1962) e Albuquerque (1980) para dimensionamento de mecanismos em geral. No caso especfico de longarinas em madeira, recomenda-se utilizar tambm Brotero et

al. (1941). Para estruturas em materiais compostos recomenda-se utilizar tambm Verein Deutcher

Ingenieure (1970) ou Ho1lmann (1996).

3.1.4.5 Desenhos detalhados

Por fim, os desenhos e relatrios do projeto da aeronave devem satisfazer as exigncias

normativas, uma vez que devero ser apresentados para homologao.



Alm disso, um bom relato de projeto, devidamente registrado e desenhado, torna-se a

melhor base de dados para desenvolvimentos futuros.

3.2 Metodologia de projeto de Barros aplicada ao projeto do AeroBote

Nesta seo a metodologia de projeto de Barros, apresentada e comentada

anteriormente, aplicada s necessidades de projeto do AeroBote. Como mencionado, alguns

pontos sero negligenciados, outros alterados e outros ainda introduzidos.

3.2.1 Especificaes e requisitos

3.2.1.1 Finalidade da aeronave

Aeronave com finalidade aerodesportiva, de lazer, instruo bsica de vo.

Caractersticas: vo solo ou at dois tripulantes em tandem, operao de pouso e decolagem na

gua, asa desmontvel, bote inflvel, possibilidade para ser rebocada por um automvel.

3.2.1.2 Misses tpicas

O AeroBote projetado para satisfazer as seguintes misses de operao:

Partida Taxiamento (na gua) Decolagem Subida altitude de operao Navegao de cruzeiro Descida normal Trfego e aproximao Pouso

3.2.1.3 Desempenho

Previses de desempenho apresentadas na Tabela 3.1.

Tabela 3.1 Previses de desempenho para o AeroBote Peso mximo ao decolar 450Kg Velocidade de cruzeiro 70Km/h Autonomia (120Km) 2h a 3h Velocidade ao decolar 40Km/h Capacidade do tanque 30L Velocidade de estol 35Km/h Capacidade do tanque 30L Velocidade nunca exceder 100Km/h Espao para decolagem 80m Mxima razo de planeio 7:1 Espao para pouso 100m Fator de carga +5G 3G



3.2.1.4 Caractersticas pretendidas

Deve ser uma aeronave de simples construo e manuteno, podendo ser montada em

poucos minutos antes do vo. Seu custo final ao consumidor no deve exceder R$20.000,00

(estimado no ano de 2003 para venda em So Paulo - SP).

3.2.1.5 Requisitos

O AeroBote deve satisfazer as exigncias da legislao brasileira para operao de

aeronaves desportivas ultraleves. Por isso, enquadra-se sob a portaria normativa do

Departamento de Aviao Civil (DAC N 927/DGAC). Os pontos de destaque da legislao

vigente so apresentados no Anexo 02.

3.2.1.6 Filosofia do projeto

Por se objetivar uma aeronave de baixssimo custo, principalmente o custo operacional,

de manuteno simples, fcil montagem e desempenho satisfatrio, decide-se pela filosofia de

soluo mnima.

3.2.2 Estudos preliminares

3.2.2.1 Lista de prioridades

Classificada como uma aeronave de vo lento, e desempenho do AeroBote pode ser

sobrepostos por sua facilidade de construo. Resumidamente, o projeto prioriza as

caractersticas escalonadas a seguir, em detrimento s que dificultam ou encarecem o projeto.

1. Projeto visando facilidade construtiva 2. Projeto visando facilidade de manuteno 3. Projeto visando facilidade de transporte (entre oficina e pista de pouso)

3.2.2.2 Mtodos comparativos

Diversos mtodos de comparao entre aeronaves semelhantes podem ser utilizados

para se obter a ordem de grandeza dos parmetros iniciais do AeroBote. No Grfico 3.1

apresenta-se apenas uma comparao realizada entre aeronaves semelhantes.



Grfico 3.1 Aeronaves semelhantes: Velocidades X rea de asa

20

40

60

80

100

120

10 15 20 25

rea da asa (m2)

Velo

cida

de (m

/s)

Mnima Mxima Cruzeiro

3.2.2.3 Delimitao do projeto

Configurao externa

Dois tripulantes em tandem. Asa delta alta sobre a estrutura tubular. Bote inflvel abaixo sem trem de pouso para operao no solo (esta opo pode ser

instalada em projetos futuros ou em adaptaes). Leme para controle do bote na gua. Grupo propulsor impulsor preso a estrutura atrs dos tripulantes. Tanque de combustvel abaixo do motor, prximo ao piso do bote. Canopy transparente.

Configurao interna

Painel de instrumentos frente do bote sob o canopy. Barra de controle com movimentao livre acima do canopy. Assentos dos tripulantes em tecido de baixo peso, sem regulagens.

Ergonomia aplicada O AeroBote ser pilotado pelo tripulante da frente. Ele deve ter liberdade para

movimentar a barra de sem tocar na estrutura, canopy ou no outro passageiro. Ambos devem ter viso ampla a fim de proporcionar um vo panormico prazeroso. Alm disso, o piloto deve ter viso livre para os instrumentos no painel.

O tripulante de trs ficar mais alto que o piloto, de modo que a cabea do tripulante da frente fique na altura do peito do passageiro. O Piloto sentar entre as pernas do passageiro de trs.



Dimensionamento bsico (sizing)

Seguindo a ordem de grandeza das aeronaves semelhantes, o AeroBote ter as

dimenses bsicas como apresentadas nas tabelas abaixo. No caso do bote, pretende-se seguir as

dimenses dos modelos inflveis disponveis no mercado. As dimenses finais, definidas nos

ciclos seguintes da espiral de projeto, sero apresentadas nos desenhos de documentao do

projeto.

Tabela 3.2 Ordem estimada das dimenses do bote Comprimento externo 3,5m Largura externa 2,0m Comprimento interno 2,5m Largura interna 0,8m Dimetro dos flutuadores 0,5m Peso total 70kg

Tabela 3.3 Ordem estimada das dimenses da asa Envergadura 10,0m Razo de planeio 7:1 Corda na raiz 3,0m Nervuras 20 Superfcie alar 22m2 Razo de aspecto 5,0 Pano duplo na vela 40% Peso total 60kg

Tabela 3.4 Estimativas de carregamentos e potncia Peso vazio 200kg Carga alar 20kg/m2 Peso mdio em cruzeiro 400kg Potncia do motor 54HP Peso mximo na decolagem 450kg

Escolha do motor

O mercado de motores aeronuticos de pequeno porte, especialmente desenvolvidos

para aviao leve e ultraleve, liderado pelo fabricante austraco Rotax Motors Co. Os modelos

mais utilizados so apresentados na Tabela 3.5.

Tabela 3.5 Motores Rotax empregados na aviao leve Rotax 447 40 HP Rotax 618 UL 74 HP Rotax 503 (B e C) 47 a 54 HP Rotax 912 (UL e S) 80 e 100 HP Rotax 582 (c e E) 64 HP Rotax 914 115 HP

Dentre os motores citados acima, escolhe-se o modelo Rotax 503 de 54HP com base na

anlise de aeronaves semelhantes. Vale destacar que este motor possui baixo custo relativo e

requer pouca manuteno. Os cdigos B e C referem-se ao tipo de caixa de reduo. Os dados

tcnicos do motor escolhido so apresentados no Anexo 01. A Figura 3.3 apresenta o motor

selecionado.



Figura 3.3 Motor selecionado: Rotax 503


O AeroBote deve ser construdo com materiais de baixo custo sem a necessidade de

ferramental pesado. Um bom parmetro comparativo neste item so os home-built kits de

aeronaves ultraleves desportivas. Neste projetos o entusiasta capaz de montar sua prpria

aeronave seguindo um projeto detalhado de construo.

O bote inflvel de borracha, reforado com fundo em fibra de vidro e espuma de

poliuretano, uma adaptao de modelos disponveis no mercado. A princpio dois fabricantes

possuem botes adequados para vo no AeroBote: Flexboat e Arboat, ambas do estado de So

Paulo.

A estrutura tubular deve ser de ao com juntas soldadas. A asa delta ser adaptada dos

modelos empregados nos trikes terrestres. Um fabricante recomendado:

gassi eng 2003 aerobote

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