Agro Aeronave

Professor: Juliano T. Micheletto

Alunos: Chaiane Wiggers de Souza

Fbio do Monte Sena (capito)

Fernando Jnior Groff

Guilherme Tozzi Marques

Marco Aurlio Stimamiglio

Timmermann

Florianpolis, dezembro de 2010.

Universidade Federal de Santa Catarina

Centro Tecnolgico

Departamento de Engenharia Mecnica

EMC5352 Introduo ao Projeto Aeronutico

Introduo

O presente trabalho constitui-se como finalizao da disciplina de Introduo ao

Projeto Aeronutico. No incio do semestre, o desafio foi proposto como projetar uma

aeronave dentre as opes oferecidas pelo professor, ou outras sugeridas pelo grupo. No

nosso caso, escolhemos uma aeronave agrcola, cujo uso seria destinado a aplicao de

inseticidas e pesticidas.

O projeto era desenvolvido medida que os checks eram seguidos. No final, o

contedo foi sintetizado, resultando na aeronave projetada.

Desenvolvimento

Primeiramente, a equipe escolheu o desafio: construir uma aeronave agrcola. Tal escolha

deu-se ao perceber a falta de aeronaves agrcolas no Brasil, ou seja, uma possibilidade de

mercado. O capito foi escolhido por demonstrar pr-atividade, Fbio Sena. Em seguida,

entendendo o nosso pblico-alvo, escolhemos trs diretrizes de projeto:

Custo: o consumidor deseja uma boa relao custo-benefcio. Uma aeronave muito

cara no atende a esse requisito.

Segurana: o avio voar em baixos altitudes, perto de fios eltricos e construes,

por exemplo. O risco de acidentes alto. A proteo ao piloto fundamental.

Manuteno: o custo para manter a aeronave em operao deve ser baixo para que o

agricultor possa maximizar o lucro.

Para melhor basear nosso projeto, fizemos uma pesquisa de algumas aeronaves com uso

agrcola, com destaque Ipanema (Neiva), um avio totalmente brasileiro movido a lcool. As

aeronaves escolhidas foram:

Neiva Ipanema

American Champion Citabria - 7GCAA Citabria "A" Package

Air Tractor AT502-B

Aero Boero AB-115

Piper Cherokee PA-28-140

Socata TB-9

Tabela 1: Anlise histrica

Fabricante

NEIVA AMERICAN CHAMPION CITABRIA

AIR TRACTOR AERO BOERO

PIPER CHEROKEE

SOCATA

Nome Ipanema (lcool) 7GCAA Citabria "A" Package

AT-502B AB-115 PA-28-140 TB9

Envergadura (m)

11.69 10.2 15,84 10.78 9.2 9.89

Altura (m)

2.22 2.4 2.1 2.25 3.02

Comprimento (m)

7.43 6.9 7.23 7.16 7.72

Aeroflio

NACA 4412 NACA 65415

Peso vazio (kg)

503.5 1949 557 544 647

Peso de carga (kg)

1800 748 975

Peso til (kg)

244.5 2451 430 413

Mximo peso de decolagem (kg)

748 4272 770 975 1060

Peso de Pouso (kg)

3629

Capacidade de combustvel (L)

264 utilizveis 644 57.5

Velocidade mxima (km/h)

260.7 220.48 230 309

Velocidade de cruzeiro

204 a 222 202.8 248 144.84 201 196

Velocidade de stall (km/h)

88 82.1 Usually landed: 85. UP: 132 (8000ps 3629kg). DOWN: 109 (mesmas condies)

67-84 87 108

Range (alcance) (km)

610 804.7 998 867

Tipo de trem de pouso

pneus 8.50 x 10-10 lonas

rodas: 5.00 x 5

Distncia de decolagem (m)

354 347 (4264kg)

Autonomia

4,5 a 5h

Capacidade de carga

15.3

Motorizao

Lycoming IO-540-K1J5, 6 cilindros (Motor a lcool)

1 Lycoming O-320-A2B

P&W PT6A-15AG 1 AVCO Lycoming 0 235 C2A, 2400 Horas TBO

1 Lycoming O-320-E2A Sensenich M74DM

1 Lycoming O-320-D2A 4-cylinder horizontally-opposed direct drive

320 hp, 2.700 rpm 150 hp (111.9 kW)

680 @ 2200 RPM 115 hp a 2800 rpm

150 hp (113 kW)

119 kW (160 hp)

Hlice Hartzell trip Hartzell HC-B3TN-3D/T10282N+4

1.9m de dimetro

rea de asa (m)

15.3 29,01 15.3 15.14 11.9

Consumo

25L/h

Links de referncia

http://www.aeroneiva.com.br/site/content/produtos/produtos_ipanema_dados.asp

http://en.wikipedia.org/wiki/American_Champion_Citabria

http://www.airtractor.com/502a502b

http://pt.wikipedia.org/wiki/Aero_Boero_AB-115

http://en.wikipedia.org/wiki/Piper_Cherokee#cite_note-POH-16

http://www.socata.org/

NEIVA AMERICAN CHAMPION CITABRIA

AIR TRACTOR

AERO BOERO

PIPER CHEROKEE

SOCATA

Agro Project

Alongamento AR 6,15 6,80 8,65 7,60 5,59 8,22 6,67

Relao peso potncia (kg/hp)

5,63 4,99 6,28 6,70 6,50 6,63 6,41

Relao de massas 47,2% 67,3% 45,6% 72,3% 56,8% 61,0% 29,3%

Carga alar (kg/m) 90,33 48,89 147,26 50,33 64,40 89,08 136,67

Para melhor visualizao dos resultados, foram elaborados os seguintes grficos:

0123456789

Alongamento

Alongamento AR

0,00

2,00

4,00

6,00

8,00

Relao peso potncia (kg/hp)

Relao peso potncia (kg/hp)

0,0%10,0%20,0%30,0%40,0%50,0%60,0%70,0%80,0%

Relao de massas

Relao de massas

0,00

50,00

100,00

150,00

Carga alar (kg/m)

Carga alar (kg/m)

Fotos das aeronaves pesquisadas:

Figura 1: Ipanema

Figura 2: Desenhos tcnicos do Ipanema

Figura 3: 7GCAA Citabria A

Figura 4: AT-502B

Figura 5: Desenhos tcnicos do AT-502B

Figura 6: PA-28-140

Figura 7: TB9

Com base na anlise histrica e levando em considerao que nosso projeto no seria

to otimizado quanto as aeronaves pesquisadas, fizemos uma estimativa pessimista em

relao ao peso da aeronave:

Tabela 2: Estimativa de massas da aeronave

Tanque de combustvel 150kg

Tanque de produtos qumicos 1200kg Motor 100kg Fuselagem 500kg Piloto 100kg Peso inicial estimado 2050kg

Para decidir a configurao da aeronave, comparamos as vantagens e desvantagens de

alguns itens:

Tabela 3: Comparao das configuraes possveis

Item Subitem Vantagens Desvantagens

Superfcies de sustentao

Asa retangular Barato; Fcil construo.

Baixa eficincia aerodinmica devida ao arrasto induzido.

Asa baixa Melhor aplicao do produto; Maior manobrabilidade de rolamento; Menor efeito solo; Exige menor pista de decolagem.

Menor estabilidade lateral.

Formas de controle Configurao Menor peso

convencional estrutural. Propulso Motor a lcool Mais barato;

Ecologicamente correto.

Exige maior tanque de combustvel.

Motor localizado na parte frontal

CG localizado mais na frente.

Hlice localizada na frente do motor

Escoamento sem perturbaes na hlice.

Esteira de vrtices na asa; Aumento do arrasto total (aumenta o arrasto de atrito sobre a aeronave).

Sistema de pouso Trem convencional

Mais barato; Menor necessidade de manuteno.

Mais susceptvel a acidentes no nariz; Pior visibilidade.

Trem de pouso fixo

Mais fcil construo; Mais barato.

Perda de eficincia aerodinmica.

Estrutura Materiais: Alumnio

Resistncia a corroso; Relativamente leve; Facilidade de manipulao

Fibra de vidro Resistente; Baixo peso; Adequa-se ao formato desejado.

Compsitos Alta resistncia. Caro. Ao Resistente;

Duro. Denso.

Com base na tabela e nas diretrizes de projeto, a concepo escolhida foi:

Propulso: Motor a lcool, localizado na parte frontal do avio, atrs da hlice

Sistema de pouso: Trem convencional

Estrutura:

Materiais:

Alumnio;

Fibra de vidro;

Ao (trem de pouso);

Compsitos.

Forma:

Semelhante aos esboos a mo (em anexo).

Nossa anlise aerodinmica partiu da frmula do nmero de Reynolds, que um

nmero adimensional que define vrias propriedades do escoamento de fluidos.

Para a nossa asa, retangular, que ter corda de 1,5m e ter velocidade de cruzeiro de

aproximadamente 200 km/h e considerando a densidade de 1,225 kg/m e viscosidade do ar

17,89 Pa.s (dados retirados do livro ROSA, Edison da. Introduo ao Projeto Aeronutico:

uma contribuio contribuio SAE Aerodesign; colaborao Juliano Toporoski. Florianpolis:

UFSC/GRANTE, 2006):

= 1,225 kg/m

c = 1,5 m

= 17,89 * Pa.s

Tabela 4: Nmeros de Reynolds

Cl Velocidade de estol (m/s)

Velocidade atual (m/s)

Re para a velocidade atual

0,7 55,9 30,0 3,08E+06

0,8 52,3 32,5 3,34E+06

0,9 49,3 35,0 3,59E+06

1,0 46,8 37,5 3,85E+06

1,1 44,6 40,0 4,11E+06

1,2 42,7 42,5 4,37E+06

1,3 41,0 45,0 4,62E+06

1,4 39,5 47,5 4,88E+06

1,5 38,2 50,0 5,14E+06

1,6 37,0 52,5 5,39E+06

1,7 35,9 55,0 5,65E+06

1,8 34,9 57,5 5,91E+06

1,9 33,9 60,0 6,16E+06

2,0 33,1 62,5 6,42E+06

2,1 32,3 65,0 6,68E+06

Para a velocidade estimada de cruzeiro, v = 200/3,6 m/s,

Re = 5,70*106.

Para essa mesma velocidade, tambm calculamos o nmero de Mach usando

vsom=340m/s:

M=0,1634.

Tendo em vista as premissas de projeto definidas no projeto informacional, escolhemos seis itens para a seleo de perfil. Em seguida, eles foram valorados de acordo com essas premissas, em ordem de importncia.

Tabela 5: Critrios para seleo de perfil e respectivo peso

Critrio Valor (1 a 5)

Arrasto 2

Fabricao 5

Coeficiente de momento 5

Relao Cl/Cd 1

Resistncia Estrutural 3

Sustentao 3

Alguns perfis foram escolhidos para passar por essa avaliao, baseados na anlise

histrica e em perfis semelhantes queles. Os candidatos foram:

NACA 0010

NACA 4412

NACA 65-210

SD 7062 (14%)

SD 8040 (10%)

Utilizando o software XFLR5 para anlise aerodinmica, os dados dos perfis foram

avaliados, como mostra a tabela a seguir:

Tabela 6: Comparao dos perfis

Peso NACA 4412

Nota SD 7062

Nota NACA 0010

Nota NACA 65-210

Nota SD 8040

Nota

Raio - - - - -

Espessura (%)

11,94 - 14 - 9,95 - 9,99 - 10,01 -

Camber (%) 4 - 3.97 - 0.04 - 1.1 - 2.65 -

3 Cl mx 1,485 1 1,936 5 1,737 3 1,685 2 1,899 4

1 Cl/Cd mx 177,2 5 170,0 5 111,6 3 109,6 2 142,0 4

2 Cd (para Cl mx)

0,044 2 0,039 3 0,028 5 0,035 4 0,035 4

5 Cm (para Cl mx)

-0,030 4 -0,039 5 0,028 4 -0,003 2 -0,014 3

5 Fabricao 4 4 5 1 4

3 Resistncia 4 5 2 2 3

Estrutural

Total 64 86 73 37 68

O perfil selecionado foi o SD 7062, visto que ele apresentou maior pontuao segundo os

critrios estabelecidos.

Para o clculo do coeficiente de sustentao da asa, primeiramente foi feita a

simulao da curva Cl x do perfil, fixando Re=5,7.106 e Mach=0,163. Ento procedemos com

o clculo de CL segundo os mtodos conhecidos.

Segundo da Rosa,

Em que a0 obtido por:

Figura 8: Grfico Cl x alfa do perfil

Ento:

Resolvendo CL por Nicolai,

Aps definidas as equaes, prosseguimos com a simulao da asa no software XFLR5,

com Re=5,6*106, M=0,16, =1,225 kg/m3 e =1,5*10-5m2/s pelo mtodo do 3D pannels.

A tabela abaixo apresenta valores de CL em funo de Cl (Nicolai) e de (linearizao),

sendo os valores de Cl obtidos em simulao no XFLR5. Por comparao, os valores obtidos

com a simulao da asa encontram-se na ltima coluna.

Tabela 7: Valores de CL

Alpha ()

Cl CD CDp CL por

linearizao CL por Nicolai

CL na simulao

-10,0 -0,6924 0,0101 0,0058 -0,1672 -0,5152 -0,4484

-9,5 -0,6355 0,0097 0,0053 -0,1531 -0,4728 -0,4097

-9,0 -0,5782 0,0092 0,0048 -0,1391 -0,4302 -0,3708

-8,5 -0,5204 0,0089 0,0043 -0,1250 -0,3872 -0,3319

-8,0 -0,4627 0,0085 0,0038 -0,1109 -0,3443 -0,2930

-7,5 -0,4047 0,0081 0,0034 -0,0968 -0,3011 -0,2539

-7,0 -0,3462 0,0078 0,0030 -0,0827 -0,2576 -0,2149

-6,5 -0,2875 0,0075 0,0027 -0,0686 -0,2139 -0,1757

-6,0 -0,2286 0,0073 0,0025 -0,0546 -0,1701 -0,1366

-5,5 -0,1697 0,0072 0,0022 -0,0405 -0,1263 -0,0974

-5,0 -0,1108 0,0069 0,0020 -0,0264 -0,0824 -0,0581

-4,5 -0,0517 0,0068 0,0018 -0,0123 -0,0385 -0,0189

-4,0 0,0075 0,0067 0,0016 0,0018 0,0056 0,0204

-3,5 0,0665 0,0066 0,0015 0,0159 0,0495 0,0597

-3,0 0,1256 0,0065 0,0013 0,0299 0,0935 0,0989

-2,5 0,1848 0,0064 0,0012 0,0440 0,1375 0,1382

-2,0 0,2435 0,0063 0,0011 0,0581 0,1812 0,1775

-1,5 0,3021 0,0061 0,0010 0,0722 0,2248 0,2167

-1,0 0,3608 0,0060 0,0010 0,0863 0,2684 0,2559

-0,5 0,4194 0,0058 0,0009 0,1004 0,3120 0,2951

0,0 0,4778 0,0057 0,0010 0,1144 0,3555 0,3342

0,5 0,5362 0,0057 0,0010 0,1285 0,3989 0,3733

1,0 0,5944 0,0056 0,0011 0,1426 0,4423 0,4123

1,5 0,6527 0,0057 0,0012 0,1567 0,4856 0,4513

2,0 0,7109 0,0057 0,0013 0,1708 0,5289 0,4902

2,5 0,7688 0,0058 0,0014 0,1849 0,5720 0,5291

3,0 0,8265 0,0060 0,0016 0,1989 0,6149 0,5678

3,5 0,8837 0,0061 0,0017 0,2130 0,6575 0,6065

4,0 0,9406 0,0063 0,0019 0,2271 0,6998 0,6450

4,5 0,9972 0,0064 0,0021 0,2412 0,7419 0,6835

5,0 1,0532 0,0066 0,0024 0,2553 0,7836 0,7219

5,5 1,1077 0,0067 0,0026 0,2694 0,8242 0,7601

6,0 1,1607 0,0069 0,0029 0,2834 0,8636 0,7982

6,5 1,2152 0,0073 0,0032 0,2975 0,9041 0,8362

7,0 1,2695 0,0077 0,0035 0,3116 0,9445 0,8741

7,5 1,3231 0,0081 0,0038 0,3257 0,9844 0,9118

8,0 1,3757 0,0085 0,0042 0,3398 1,0236 0,9494

8,5 1,4268 0,0090 0,0046 0,3539 1,0616 0,9868

9,0 1,4757 0,0096 0,0051 0,3679 1,0980 1,0241

9,5 1,5230 0,0102 0,0056 0,3820 1,1332 1,0612

10,0 1,5696 0,0107 0,0061 0,3961 1,1678 1,0982

10,5 1,6124 0,0114 0,0067 0,4102 1,1997 1,1349

11,0 1,6524 0,0121 0,0074 0,4243 1,2294 1,1715

11,5 1,6779 0,0129 0,0081 0,4384 1,2484 1,2079

12,0 1,7014 0,0138 0,0090 0,4524 1,2659 1,2441

12,5 1,7200 0,0151 0,0102 0,4665 1,2797 1,2802

13,0 1,7369 0,0166 0,0117 0,4806 1,2923 1,3160

13,5 1,7499 0,0185 0,0136 0,4947 1,3020 1,3516

14,0 1,7587 0,0210 0,0161 0,5088 1,3085 1,3870

14,5 1,7596 0,0243 0,0195 0,5228 1,3092 1,4221

15,0 1,7538 0,0286 0,0238 0,5369 1,3049 1,4571

15,5 1,7345 0,0346 0,0299 0,5510 1,2905 1,4918

16,0 1,7171 0,0413 0,0367 0,5651 1,2776 1,5263

16,5 1,7177 0,0468 0,0423 0,5792 1,2780 1,5605

17,0 1,7147 0,0530 0,0486 0,5933 1,2758 1,5945

17,5 1,7089 0,0599 0,0557 0,6073 1,2715 1,6283

18,0 1,7003 0,0676 0,0635 0,6214 1,2651 1,6618

18,5 1,6869 0,0764 0,0724 0,6355 1,2551 1,6950

19,0 1,6708 0,0860 0,0821 0,6496 1,2431 1,7280

19,5 1,6530 0,0961 0,0924 0,6637 1,2299 1,7607

20,0 1,6337 0,1068 0,1033 0,6778 1,2155 1,7932

20,5 1,6141 0,1178 0,1144 0,6918 1,2009 1,8253

21,0 1,5949 0,1287 0,1255 0,7059 1,1867 1,8572

21,5 1,5767 0,1396 0,1364 0,7200 1,1731 1,8889

22,0 1,5613 0,1499 0,1469 0,7341 1,1617 1,9202

22,5 1,5465 0,1601 0,1572 0,7482 1,1506 1,9512

23,0 1,5316 0,1702 0,1675 0,7623 1,1396 1,9820

23,5 1,5199 0,1797 0,1771 0,7763 1,1309 2,0125

24,0 1,5076 0,1894 0,1869 0,7904 1,1217 2,0426

24,5 1,4965 0,1988 0,1963 0,8045 1,1134 2,0725

25,0 1,4877 0,2077 0,2053 0,8186 1,1069 2,1021

25,5 1,4766 0,2170 0,2148 0,8327 1,0986 2,1313

26,0 1,4689 0,2257 0,2236 0,8468 1,0929 2,1603

26,5 1,4622 0,2342 0,2322 0,8608 1,0879 2,1889

27,0 1,4535 0,2431 0,2412 0,8749 1,0814 2,2172

27,5 1,4477 0,2514 0,2495 0,8890 1,0771 2,2453

28,0 1,4426 0,2595 0,2577 0,9031 1,0733 2,2729

28,5 1,4361 0,2680 0,2663 0,9172 1,0685 2,3003

29,0 1,4321 0,2759 0,2743 0,9313 1,0655 2,3274

29,5 1,4279 0,2838 0,2823 0,9453 1,0624 2,3541

30,0 1,4237 0,2918 0,2903 0,9594 1,0593 2,3805

Figura 9: Grfico comparativo dos CL

-1,0000

-0,5000

0,0000

0,5000

1,0000

1,5000

2,0000

2,5000

3,0000

-20,0 -10,0 0,0 10,0 20,0 30,0 40,0

Cl do perfil

CL por linearizao

CL por Nicolai

CL na simulao

Em seguida, foi plotada a curva de distribuio de CL na asa para =0.

Figura 10: Distribuio de CL na asa

Percebe-se que o coeficiente de sustentao nas pontas de asa menor, diferena

esta causada pelas perdas aerodinmicas. Percebeu-se tambm que a soma das duas reas (da

curva de CL e do downwash) uma constante para cada trecho da asa.

A figura a seguir ilustra o escoamento na asa, onde percebe-se pela corrente de ar a

ocorrncia do efeito dos vrtices de ponta de asa.

Figura 11: Distribuio de Cp na asa e vrtices de ponta de asa

Para o clculo do coeficiente de Oswald, interpolamos na tabela de Glauert, para = 1 (asa retangular) encontra-se = 0,052, e como ew = 1/(1+ ):

ew = 0,95087

O coeficiente de arrasto induzido em funo de CL calculado da forma:

A tabela a seguir mostra os valores de CDi em funo de CL e de :

Tabela 8: CDi em funo de CL e de alfa

Alfa () CL CDi

-10,0 -0,4484 0,0100964

-9,5 -0,4097 0,0084271

-9,0 -0,3708 0,0069055

-8,5 -0,3319 0,0055328

-8,0 -0,2930 0,0043100

-7,5 -0,2539 0,0032382

-7,0 -0,2149 0,0023182

-6,5 -0,1757 0,0015507

-6,0 -0,1366 0,0009365

-5,5 -0,0974 0,0004760

-5,0 -0,0581 0,0001696

-4,5 -0,0189 0,0000179

-4,0 0,0204 0,0000209

-3,5 0,0597 0,0001788

-3,0 0,0989 0,0004916

-2,5 0,1382 0,0009593

-2,0 0,1775 0,0015815

-1,5 0,2167 0,0023581

-1,0 0,2559 0,0032886

-0,5 0,2951 0,0043725

0,0 0,3342 0,0056091

0,5 0,3733 0,0069978

1,0 0,4123 0,0085377

1,5 0,4513 0,0102278

2,0 0,4902 0,0120671

2,5 0,5291 0,0140545

3,0 0,5678 0,0161887

3,5 0,6065 0,0184683

4,0 0,6450 0,0208920

4,5 0,6835 0,0234582

5,0 0,7219 0,0261652

5,5 0,7601 0,0290113

6,0 0,7982 0,0319947

6,5 0,8362 0,0351135

7,0 0,8741 0,0383656

7,5 0,9118 0,0417491

8,0 0,9494 0,0452617

8,5 0,9868 0,0489011

9,0 1,0241 0,0526651

9,5 1,0612 0,0565513

10,0 1,0982 0,0605571

10,5 1,1349 0,0646801

11,0 1,1715 0,0689175

11,5 1,2079 0,0732668

12,0 1,2441 0,0777251

12,5 1,2802 0,0822898

13,0 1,3160 0,0869579

13,5 1,3516 0,0917265

14,0 1,3870 0,0965926

14,5 1,4221 0,1015531

15,0 1,4571 0,1066053

15,5 1,4918 0,1117457

16,0 1,5263 0,1169714

16,5 1,5605 0,1222791

17,0 1,5945 0,1276655

17,5 1,6283 0,1331277

18,0 1,6618 0,1386621

18,5 1,6950 0,1442657

19,0 1,7280 0,1499349

19,5 1,7607 0,1556666

20,0 1,7932 0,1614574

20,5 1,8253 0,1673038

21,0 1,8572 0,1732026

21,5 1,8889 0,1791505

22,0 1,9202 0,1851442

22,5 1,9512 0,1911800

23,0 1,9820 0,1972548

23,5 2,0125 0,2033651

24,0 2,0426 0,2095077

24,5 2,0725 0,2156795

25,0 2,1021 0,2218767

25,5 2,1313 0,2280964

26,0 2,1603 0,2343352

26,5 2,1889 0,2405898

27,0 2,2172 0,2468571

27,5 2,2453 0,2531340

28,0 2,2729 0,2594173

28,5 2,3003 0,2657036

29,0 2,3274 0,2719903

29,5 2,3541 0,2782742

30,0 2,3805 0,2845521

Para o clculo do rendimento na empenagem, necessrio conhecer a geometria da aeronave.

Vamos ento basear a geometria da aeronave com o intuito de obter t 0,9. O estado utilizado para calcular o t da aeronave quando em cruzeiro.

Primeiramente, calcula-se o CL da aeronave atravs da frmula:

Quando em cruzeiro, o avio mantm uma altitude constante, ento a sustentao igual ao peso da aeronave. A velocidade de cruzeiro de 200 km/h = 55,5 m/s. A rea da superfcie da asa 15 m2.

Possuindo o valor de CL , utilizando a frmula:

Encontra-se = 0,067. Sendo a tg (0,067) = 0,00117.

Com isso, calcula-se Ht da aeronave com a seguinte frmula:

Sendo H =lref . tg e lref = 5,375m. Verifica-se que o valor de t = 0,9 esta compreendido

entre os valores de 0,5 Z 0,9. Sendo Z = 0,9 , calcula-se o Ht da aeronave, que Ht = 0,98m.

O prximo passo foi o clculo das resistncias da agro aeronave. Utilizando a tabela da pgina 132 do livro, estimam-se valores de CD:

Parte Descrio CD A

Fuselagem Forma aerodinmica, sem salincias

0,06 SC

Nacele Acima da asa em avies pequenos

0,1 SC

Flaps 60% da envergadura, defletido 30

0,025 S1

Bequilha Roda da bequilha e sua estrutura

0,25 Spr

Trem de pouso Rodas e estrutura expostas

0,4 Spr

Figura 12: CL x CD da aeronave (verde) e da asa (vermelho)

Em seguida, consideramos o efeito solo. Este efeito de especial importncia na nossa

aeronave, uma vez que a mesma voa em baixas altitudes para aplicao do veneno. O grfico

abaixo mostra a influncia do efeito solo a uma altitude de 5m.

Figura 13: Grfico CL x CD da aeronave sem levar em conta efeito solo (verde) e levando em conta o efeito solo (azul)

Estipulamos os seguintes dados para as rodas:

Raio Dimetro do pneu

Rodas dianteiras 0,10 m 0,05 m Roda traseira 0,075 m 0,04 m

Calculamos o arrasto na aeronave utilizando a seguinte tabela:

Tabela 9: Clculo do arrasto para diferentes fases do vo

Corrida (=0) Decolagem (=20) Cruzeiro (=2)

Arrasto de perfil (Cd0)

Cd0 para =0 Cd0 para =20

(aproximadamente de estol)

Cd0 para =2

0,006 0,012 0,006 Arrasto induzido (CDi)

0,0051 0,2703 0,0111 Arrasto parasita (CDP)

0,026918 Arrasto de rolagem (Q)

Q=0 Q=0

16892,8 0 0 Arrasto Total

8606,2 N 1871,2 N 362,9 N

83,69 m/s 100,43 m/s 117,17 m/s

Por semelhana com o tipo de aeronave, o motor selecionado foi um motor genrico

de uma aeronave de transporte ttico areo 350HP, cuja curva foi fornecida pelo professor:

Figura 14: Curva de potncia disponvel do motor escolhido

0,00

2000,00

4000,00

6000,00

8000,00

10000,00

0 50 100 150 200

TD [N]

TD [N]

Tabela 10: Potncia disponvel e requerida

v [m/s] CL CD TR [N] TD [N] PD [N.m/s]

PR [N.m/s]

10 22,345 7835,50 78355

20 5,58625 7652,00 153040

30 2,482778 7449,50 223485

40 1,396563 7228,00 289120

50 0,8938 0,038906 4504,158694 6987,50 349375 225207,9347

60 0,620694 0,022189 2249,249594 6728,00 403680 134954,9756

70 0,45602 6449,50 451465

80 0,349141 0,012359 831,7877035 6152,00 492160 66543,01628

90 0,275864 0,010689 586,1839221 5835,50 525195 52756,55299

100 0,22345 0,009951 450,6862428 5500,00 550000 45068,62428

110 0,184669 0,009457 367,6899719 5145,50 566005 40445,89691

120 0,155174 0,009131 314,8261856 4772,00 572640 37779,14227

130 0,132219 0,009437 291,7391438 4379,50 569335 37926,0887

140 0,114005 0,008838 257,8883437 3968,00 555520 36104,36812

150 0,099311 3537,50 530625

160 0,087285 0,008713 230,6402471 3088,00 494080 36902,43953

170 0,077318 2619,50 445315

180 0,068966 2132,00 383760

O volume de cauda um parmetro, fundamental para a estabilidade longitudinal,

definido da seguinte forma:

A partir de um valor referncia obtido da Tabela 10.1 pg. 187 para a aeronave Piper

Cherokee, que possui S = 16,26m e b = 10,16m, valores semelhantes aos estimados para a

0

100000

200000

300000

400000

500000

600000

700000

0 50 100 150 200

Series1

nossa aeronave. Analisando a tabela obtivemos um valor para o volume de cauda = 0,61.

Estimou-se ainda um valor para = 5m.

Com isso determinamos o valor de :

Analogamente ao valor de obtido a seguir, onde o valor de foi obtido da tabela

10.1 e

Com os valores das reas dos estabilizadores, pode-se determinar o dimensionamento

final dos mesmos, conforme se pode observar na tabela:

Profundor Leme

S (m) 2,745 1,11

b (m) 3 1,5

c (m) 0,915 1

c (m) - 0,48

Para fazer o clculo de hn, utiliza-se a frmula:

Sendo a = 4.437, aII = 1.8, h0 = 0.375, = 0.067, VH = 0.61 e t = 0.9.

Com isso, calcula-se hn = 0,582795.

Para fazer o clculo de MS, utiliza-se:

Sendo hn = 0,0582795 e h = 0.51, chega-se a:

MS = 0,072795

A curva CM x foi plotada no software XFLR5, tendo como base o perfil selecionado e o

comprimento da corda e a envergadura da asa.

Figura 15: Curva CM x alfa da asa

Sendo a massa da aeronave 2050 kg, seu peso 20110 N. Com este peso, calcula-se n1

=2,179.

Para a velocidade de cruzeiro, q = 3788,7 Pa. Sendo S = 15 m, encontra-se a

sustentao para o maior CL da aeronave, que L = 40217 N. Pensando nisso, no diagrama CM

x obtivemos o valor de ngulo de ataque para essa carga, 14,5.

Em seguida, plotamos a curva da distribuio de momento fletor ao longo da asa para

este ngulo, com a finalidade de calcular os esforos a que ela est submetida. Escolhemos o

formato da viga, uma viga caixo, para melhor suportar a toro.

Figura 16: Distribuio de Momento Fletor na asa para velocidade de cruzeiro a =14,5

Tendo em vista a segurana, arredondamos o momento fletor mximo da longarina

para 5.104 N.m. A partir deste valor, e levando em considerao o camber do perfil

selecionado, iniciamos o dimensionamento da longarina.

Figura 17: Esquematizao do perfil

O dimensionamento da longarina se dar levando em conta a tenso das partes

superior e inferior da viga, visto que as partes laterais no sero to afetadas pelo momento

fletor.

Portanto, a altura mxima que a longarina pode ter de 0,21m. Tomando uma altura

menor para que a aba caiba no perfil, escolhemos uma altura de 0,10m e uma espessura para

a alma e para a aba de 0,02m. O prximo passo ser encontrar a largura da viga. Relacionando

tenso e o momento fletor, temos:

Para a viga caixo:

O material escolhido foi o Alumnio 2014-T6, cujas propriedades esto listadas a seguir:

Tabela 11: Propriedades do Alumnio 2014-T6

Densidade (kg/m3) 2800

Mdulo de Elasticidade (GPa) 72,4

Tenso de Escoamento (MPa) 662

Tenso de Cisalhamento (MPa) 290

Utilizamos um fator de segurana 1,2, de forma que aumentasse a segurana mas no

fosse muito acrscimo de peso.

Ao compararmos esta frmula com as anteriores, obtemos:

b=0,0583 m

O peso da longarina foi calculado pela densidade do material:

m=132 kg

Figura 18: Esquematizao da longarina

Concluso

Ao final desenvolvimento do projeto, percebeu-se que o avio ainda no encontra-se

pronto para comercializao. Para atingir esse nvel, um estudo mais aprofundado deveria ser

feito, complementado com mais simulaes, testes e otimizaes.

Esse curso, foi, entretanto, muito instrutivo na aprendizagem de aeronutica. Apesar

de algumas dificuldades, como obteno de dados de aeronaves existentes, utilizao dos

programas de simulao e falta de literatura aprofundada no assunto em portugus, muito foi

aprendido, no s em sala de aula, mas principalmente na elaborao do projeto de um avio.

Referncias

ROSA, Edison da; TOPOROSKI, Juliano. Introduo ao projeto aeronutico: uma

contribuio competio SAE Aerodesign. Florianpolis, SC: UFSC, Centro Tecnolgico, 2006.

283p.

http://www.airtractor.com/ - Acesso em setembro de 2010.

http://www.globoaviacaoagricola.com.br/ - Acesso em setembro de 2010.

http://www.aeroneiva.com.br/ - Acesso em setembro de 2010.

http://www.engbrasil.eng.br/ - Acesso em setembro de 2010.

http://www.ganum.unifei.edu.br/ - Acesso em outubro de 2010.

http://www.inf.unioeste.br/~rogerio/02f-Aplicacao-Aerodinamica2.pdf - Acesso em

novembro de 2010.

http://www.matweb.com acesso em 08 de dezembro de 2010.