\ENUICII 0213230 R$60,00 Edison da Rosa Nascido em Porto Alegre (RS) em 1950, graduou-se Engenheiro Mecanico pela Universidade Federal do Rio Grande do Sul no anode 1974. Concluiu o Mestrado em 1976 e Doutorado em 1991, ambos cursados no Programa de POsGraduago em Engenharia Mecanica da Universidade al de Santa Catarina. or titular do Departamento de Engenharia Mecanica da UFSC, ministra disciplinas nos cursos de graduaco e graduago em Engenharia Mecanica, entre elas: Mecanica dos,SOlidos, Fadiga, Projeto de Estruturas, Introduco ao ste rnas: CAE/CAD/CAM , Ve Icu los Agronauticb, Fralura, e Fadiga, Confiabilidade .enbtores, Mecanica rutural, Projeto de ComponentesAutomotivos.

TO ONAUT I CMA CONTRIBUICAO A COMPETICAO SAE AERODESIGN

o eta

Atua como assessor e consultor de diversas empresas, como Itaipu Binacional,iractebel Energia, Fiat AutomOveis, Renault do Brasil, Tigre Tubos e Conexes, alarn de outras, principalmente nas areas de projeto e modelamento de sistemas meca- nicos, anlise de falha, anlise de seguranca e engenharia automotiva. Na UFSC orientou mais de trinta trabalhos de mestrado e doutorado ja concluidos, tendo cerca de cinqUenta trabalhos publicados. Orienta, desde 2000, equipes da UFSC na competigo AeroDesign da SAE. Atualmente atua tambam na area de engenharia biomadica e vice-diretor do Centro TecnolOgico da UFSC.

UNIVERSIDADE FEDERAL DE SANTA CATARINA UFSC1n1 IIn11 UFSC 11n11

CENTRO TECNOLOGICO ee sa.a c..nanno

Departamento de Engenharia Moot:mica

/ FEESC

CENTRO TECNOLOGICO CTC DEPARTAMENTO DE ENGENHARIA MECANICA EMC GRUPO DE ANALISE E PROJETO MECANICO GRANTE

INTRODUCAO AO

PROJETO AERONAUTICOUMA CONTRIBUICAO A COMPETICAO SAE AERODESIGN

INTRODUCAO AO

PROJETO AERONAUTICOUMA CONTRIBUICAO A COMPETICAO SAE AERODESIGN EDISON DA ROSA

A EXECUCAO DESTA OBRA SO FOI POSSIVEL COM A COLABORACAO DO ACADEMICO JULIANO TOPOROSKI

UNIVERSIDADE FEDERAL DE SANTA CATARINA- UFSC CENTRO TECNOLOGICO - CTC DEPARTAMENTO DE ENGENHARIA MECANICA - EMC GRUPO DE ANALISE E PROJETO MECANICO - GRANTE 2006

Todos os direitos reservados a: Edison da RosaProibida a reproduCA 0 em parte ou no todo Lei: 9.610/98

INTRODUCAO

Centro TecnolOgico Universidade Federal de Santa Catarina Campus Universitario Trindade 88040-901 FlorianOpolis / SC Brasildarosa@emc.ufsc.br

Este trabalho se mostrou necessario quando o autor passou a orientar equipes do Departamento de Engenharia Mecanica da Universidade Federal de Santa Catarina, participantes da competigao AeroDesign, promovida pela SAE Brasil. Alern da dificuldade inicial, do curso de graduagao em Engenharia Mecanica da UFSC nao possuir especializagao em Engenharia Aeronautica, a falta de material bibliografico disponivel para os alunos consultarem mostrouse urn ponto critico. Assim, este texto busca apresentar de uma forma abrangente, porem sem urn grande aprofundamento teOrico, os principais aspectos relacionados corn o projeto aeronautico, dedicando algum espago ainda para as pecuiiaridades que sao especificas da competigao, tendo em vista as caracteristicas e limitagOes impostas pelo regulamento. 0 texto esta dividido em cinco partes, abrangendo os principais pontos:MODULO 1

t

Aspectos organizacionais e definigao do projeto, piano de trabalho, cronograma.MODULO 2

Conceitos de aerodinamica, escoamento bidimensional, caracteristicas de urn perfil, camada limite, resistancia aerodinamica. www.aerodesign.ufsc.brMODULO 3

Analise de propulso, performance e estabilidade em vOo do aviao.MODULO 4

Catalogaccio na publicaco por: On6lia Silva Guimariies CRB-14/071R788i Rosa, Edison da Introduce- 0 ao Projeto Aeronautico : uma contribuicao a Competigo SAE AeroDesign / Edison da Rosa ; colaborago Juliano Toporoski. FlorianOpolis: UFSC/GRANTE, 2006. 288 p. 1. Projeto aeronautico. 2. Aerodesign. 3. Aerodinmica. I. Toporoski, Juliano. II. Titulo. CDU: 629.7

Apresenta os conceitos de regulamentagao aeronautica e os criterios de projeto estrutural e ensaios.MODULO 5

011

Apresenta o desenvolvimento de dais projetos piloto e exercicios propostos, visando a aplicagao pratica imediata dos tOpicos abordados. Apresentando urn roteiro, passo a passo, para a elaboragao do projeto do modelo para a competigao.Edison da Rosa

FlorianOpolis, abril de 2003IlustragOes da capa, da esquerda para a direita: Projeto de helicOptero de Leonardo da Vinci 14 Bis Supermarine SPITFIRE Antonov An-225 "Mriya" Aerospatiale BAC Concorde 100 USAF Aurora Project.

r4 f

Projeto Grafico e Editoragao: Editora Tribo da Ilha

APRESENTACAO

Este livro destina-se aqueles que, por razbes profissionais ou por pura paixao, interessam-se por avides, seu projeto e sua construcao. Foi idealizado como urn texto inicial em projeto de aeronaves, para alunos de graduagao em engenharia mecanica e engenharia aeronautica, mas podera ser utilizado por todos que possuam algum conhecimento basic de fisica e curiosidade pela mecanica do v6o. Organizado em cinco mOdulos, o livro introduz os conceitos basicos de aerodinamica, propulsao, desempenho e estabilidade de aeronaves, projeto estrutural e ensaios. Sao fornecidas, adicionalmente, informagOes acerca da regulamentacao aeronautica e dos critrios a serem considerados no projeto. A motivagao inicial desta edicao foi a organizacao do conhecimento basic do projeto aeronautic, necessario para o desenvolvimento de urn aeromodelo que atenda as especificacbes da competicao Aerodesign. Esta competicao, promovida e organizada anualmente pela Sociedade de Engenheiros da Mobilidade (SAE BRASIL), reOne equipes formadas entre alunos de escolas de engenharia de todo o Brasil. Dois projetos de modelos sao mostrados como exemplos de aplicagao dos conceitos desenvolvidos ao longo da obra, urn deles submetido a essa competicao e outro de uma aeronave n tripulada de major porte. Entretanto, o roteiro de desenvolvimento do projeto que apresentado ao final do livro serve como diretriz para o estabelecimento das etapas de qualquer projeto de engenharia, incluindo aspectos da organizacao do trabalho, do respeito as normas e da busca de resultados. A opcao do autor por urn texto fartamente ilustrado e corn exemplos de aplicagao a cada etapa, torna a leitura agradavel e de facil assimilacao. 0 resultado imediato para o leitor o aparecimento de uma enorme vontade de colocar em pratica o conhecimento adquirido e projetar sua primeira aeronave, ainda que seja urn modelo em escala. Entao, n ha por que se esperar mais. Maos-a-obra!

Prof. Jos Antonio Bellini da Cunha Neto

Coordenador do Programa de POs-graduacao em Engenharia Mecanica PosMec Departamento de Engenharia Mecanica Centro TecnolOgico Universidade Federal de Santa Catarina

A COMPETICAO AERODESIGNA cornpetigo AeroDesign , criada pela SAE Internacional (Society of Automotive Engineers) em 1994 nos Estados Unidos, urn desafio de projeto aberto para estudantes universitarios de graduago de diversos ;Daises. A partir de 1999 esta competica- o passou a constar do calendario de eventos da SAE BRASIL Sega So Jose dos Campos, afiliada da SAE Internacional. Na decada de 60 havia uma competico similar, a "FAA Load", corn o patrocinio da Pan American Airways. Os aviOes eram de vOo livre e a competicao era aberta a aeromodelistas profissionais, ao contrario do AeroDesign, voltada para estudantes de engenharia, corn uma grande enfase no projeto aeronautico. Muitos desenvolvimentos e ideias da apoca continuam ainda hoje validos.

0

THE WORLD'S MOST EXPERIENCED AIRLINE INVITES YOU TO ENTER

PAA-LOAD EVENTS ;Z17In 1961. Pan American wilt sponsor. PAA-Loac Jet. PAA-Load Mini-Jet. PAA-Load Gas and Clipper Cargo. PAA-Loao Contests are sold at "Tile Nationals.' and at many regional and local contests. in the U. S. and overseas. For 1961 rules and regulations. write: Educational Director. Pan Am Airways, 28-19 Bridge Plaza North. Long island City 1. New York.

SAE

AEA

DESIGN

Figura I - Divulgag"ao das competigOes PAA-LOAD, SAE AeroDesign e foto da primeiracompetigoAerodesign no Brasil em 1999.

iii

A diferenca fundamental entre as duas competigOes que os modelos da PAA-LOAD eram de vOo-livre e os competidores eram aeromodelistas. A Competico SAE-AeroDesign voltada para estudantes, no aeromodelistas (futuros engenheiros). Apenas os pilotos das equipes podem ter experiencia como aeromodelistas. A PAA-LOAD tinha uma limitagao na envergadura, maxima de 1,22 m, e no tempo de decolagem, de 20 s no maxima, ao contrario da SAE, corn limitagao na area total projetada (ate 2002) e no comprimento de pista que pode ser usado na decolagem, 61 m.

INDICEMODULO 1INTRODUCAO AO PROJETO AERONAUTICO CONCEITOS DE ENGENHARIA AERONAUTICA AERODINArvlICA DE CONFIGURACAO 17 39 55

MODULO 2ESCOAMENTO SOBRE UM PERFIL CAMADA LIMITE E SEPARACAO ESCOAMENTO SOBRE UMA ASA RESISTENCIA AERODINAMICA 77 99 117 130

MODULO 3PROPULSAO ANALISE DE DESEMPENHO EQUILIBRIO E ESTABILIDADE 143 159 179

MODULO 4REGULAMENTACAO AERONAUTICA PROJETO ESTRUTURAL 201 217

MODULO 5EXEMPLO DE PROJETO AeroDesign EXEMPLO DE PROJETO UAV 15. PROJETO PILOTO 249 259 267

REFERENCIASEQUIPES UFSC DESDE 1999 BIBLIOGRAFIA REFERENCIAS FOTOGRAFICAS 273 277 281

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0

4230**031133t

I ntroducao ao Projeto Aerona utico

17

1. INTRODUCAO AO PROJETO AERONAUTICOEste primeiro capitulo tern por objetivo apresentar de forma sucinta e objetiva os conceitos relacionados ao processo de desenvolvimento do projeto e fabricagao de urn produto, bem como conceitos relativos a organizacao e gerenciamento deste projeto e construcao. Desta forma, o capitulo esta dividido em duas partes, uma dedicada a metodologia de projeto e desenvolvimento de produtos e uma segunda parte de tecnicas e formas de organizacao e administragao de todas as atividades envolvidas, ou seja, como que este desenvolvimento do produto gerenciado.Sempre que possivel, ou necessario, os conceitos que estao colocados em termos genericos, aplicaveis a qualquer tipo de projeto, serao particularizados para o projeto e construcao de modelos para o concurso SAE AeroDesign, sendo esta particularizacao salientada no texto com uma diferente formatacao de fonte e margens, como neste paragrafo.

0 termo projeto urn termo amplo, que pode ter diferentes definicbes e abrang6ncias, conforme a literatura apresenta. Dentro do escopo deste texto, vamos definir projeto como sendo urn conjunto de atividades inter-relacionadas que tern por objetivo conceber e definir completamente um produto, de forma que possa ser produzido. 0 projeto de urn produto inicia quando e estabelecida a necessidade deste produto. 0 conceito de produto aqui discutido pode ser pensado como o mais amplo possivel, como por exemplo, urn novo automOvel, urn equipamento industrial, urn software, urn processo de fabricagao, etc.No caso do concurso SAE AeroDesign o produto nao e, como poderiamos pensar, o modelo da competicao, mas sim obter uma pontuacao e classificacao expressiva. Desta forma o projeto da participacao na competicao inclui o projeto do modelo, mas tambem a construcao, testes, relatOrio, apresentacao, etc.

Conforme sera detalhado mais a frente, de uma forma simplificada, o desenvolvimento de urn dado produto segue um processo formado pelas etapas: Pesquisar informagOes; Projetar; Construir: Testar; Avaliar. Se na avaliagao o resultado e satisfatOrio, o desenvolvimento evolui para a prOxima fase, caso contrario necessario realimentar o processo e alterar o projeto. Este processo evolui partindo de uma fase inicial, onde se tern apenas

18

Edison da Rosa

Introduc5o ao ProjetoAeronautico

19

uma visa() global, macroscopica do produto, na qual este este muito pouco definido, para uma fase que tern uma visao focada em cada urn dos diferentes detalhes do produto, que, ao final do projeto, definem complete e inequivocamente o que o produto. As etapas "construe e "testar", podem atuar sobre modelos fisicos, como protOtipos ou maquetes, ou sobre modelos virtuais, como modelos computacionais. No primeiro caso os testes sera) efetuados sobre o protOtipo e algumas grandezas sera medidas. No caso do modelo virtual os testes sera simulagOes a que os modelos sera submetidos.

Para o concurso SAE AeroDesign um banco de dados de modelos de anos anteriores e muito dtil para balizar em um novo projeto as caracteristicas aerodinEmicas, dados de desempenho e soluOes estruturais.

1.1 0 PROCESSO DE DESENVOLVIMENTO DE PRODUTOS0 desenvolvimento de produtos, seja uma maquina, urn equipamento, urn eletrodomestico, urn software, e no caso de interesse, uma aeronave nao tripulada, radio-controlada, segue tipicamente uma segOencia de etapas que pode ser descrita como:DESCRICAO:Definicao de necessidades e busca de informagbes; Busca da concepcao do produto; Desenvolvimento do "layout" e parmetros basicos; Complementacao do projeto e detalhamento; Construcao; Teste; Avaliacao.

0 principal requisito de urn produto o seu requisito funcional, ou seja, o requisito que define a fungao a que o produto deve atender, ou seja, a razao de ser do produto. Outros requisitos em geral estao presentes. As restricoes impOem limitagOes (valores maximos e minimos) ao projeto, como de dimensbes, de volume, peso, desempenho, custo, prazos, etc. 0 objetivo do projeto informacional gerar as especificagbes de projeto do produto, que uma quantificagao dos requisitos e restricoes, que em geral sao colocadas de uma forma qualitative. Os requisitos e restricoes podem tambern estar relacionados corn outros aspectos do produto, como manufatura, montagem, manutengao, etc, como restricoes de tempo de fabricagao, disponibilidades de maquinas e ferramentas, etc. Uma ferramenta muito Crtil nesta etapa o QFD.Atender a todos os requisitos, respeitando ao mesmo tempo as restrigbes fazer uma boa engenharia de projeto. A etapa de concepgao gera o chamado projeto conceitual, no qual se tern uma ideia de como sera o produto, urn esbogo do mesmo, corn os principios de solugo de cada sistema indicados. 0 projeto conceitual gera assim uma solugao para o produto, corn uma configuragao que deve ser refinada e detalhada nas pr6ximas etapas do processo de projeto. DESENVOLVIMENTO DO F-22 Urn exemplo interessante de evolugao de urn projeto diz respeito ao desenvolvimento do F-22, caca de quinta geragao. 0 desenvolvimento do projeto iniciou corn o conceito do que seria urn caga ATF, caca tatico avangado, que iniciou a ser discutido em 1971. Este conceito foi evoluindo internamente na forga aerea americana, USAF. A seguir segue urn breve resumo da evolugo do projeto ate os dias de hoje. Em 1981 a USAF langou urn convite (RFI) a nove empresas da indOstria aeroespacial (sete empresas responderam) para o desenvolvimento de conceitos do que seria urn caca ATF. Este novo caca deveria substituir os F-15, entao recm introduzidos em operagao, a partir do final da decade de 90. 1982: Sao apresentados os estudos do desenvolvimento de conceitos. 0 projeto da Northrop focou na simplicidade, corn urn aviao pequeno e agil, corn 8 toneladas de peso total estimado. Ja a Lockheed desenvolveu urn projeto bastante sofisticado, corn alta tecnologia embutida, como empuxo vetorado, canards retrateis, etc, resultando em urn projeto corn 53 toneladas de peso.

ETAPA DE PROJETO,Projeto Informacional Projeto Conceitual Projeto Preliminar Projeto Detalhado

Esta seq0encia deve ser efetuada a diferentes n l ye's de detalhamento, ou seja, ao nivel do produto como urn todo (nivel macro), ao nivel de sistemas e montagens e ao nivel de pegas e seus detalhes (nivel micro). E o que podese chamar de projeto corn foco ciclico, macro* micro* macro.

0 projeto sempre inicia como uma acao de resposta a uma necessidade detectada e que deve ser atendida. As etapas de definigao de necessidades e busca de informagOes o que mais recentemente se este denominando de projeto informacional. No projeto informacional devemos ter muito bem definido todos os requisitos (o que o produto DEVE ser) e todas as restricoes (o que o produto NAO DEVE ser). De uma forma geral podemos definir entao atributos do produto, divididos entre os desejaveis (requisitos) e os indesejaveis (limitados por restricoes). A busca de informagOes deve contemplar tambern aspectos legaisrelativos ao tipo de produto, bem como dados para comparagao corn produtos similares, corn o use de parametros adimensionais para comparagao, quanto a caracteristicas de desempenho e outros requisitos e restricoes.

20

Edison da Rosa I ntroducao ao Projeto Aeronautico

21

Corn base nos estudos preliminares, ainda em 1982 a USAF redefine os requisitos para o ATF. Urn dos pontos ressaltados foi o de urn projeto corn caracteristicas furtivas. Outro ponto a capacidade de vOo "supercruise", ou seja, voar a velocidades supersOnicas sem o use de pOs-combustao nas turbinas. 1983: E feita a solicitagao de propostas de desenvolvimento do ATF de acordo corn os novos requisitos. Ao mesmo tempo langada a solicitagao para o projeto dos motores, corn a participagao da General Electric e da Pratt & Whitney. 1984: Os requisitos do projeto ATF convergem para urn aviao de 22,7 toneladas de peso maximo de decolagem. Velocidade de cruzeiro desejada de M 1,5. Distancia de decolagem de 610 m. Aceleragao ao nivel do mar de M 0,6 a M 1,0 em 20 s. Capacidade de acelerago lateral em curves de 6 g, a 1,5 M.

1990: RFP para propostas de desenvolvimento de engenharia e manufatura, "Engineering and Manufacturing Development", EMD. 1991: Em abril e definido o YF-22 como o projeto vencedor, usando motor P&W. 1997: Em 09/04/1997 sai o primeiro F-22A de produgao. Em 07/09/ 1997 e feito o primeiro vac) deste. 1999: Os protOtipos sac) testados corn axito corn angulos de ataque de ate 60. 2001: E assinado contrato de fabricagao para 331 unidades. 2002: E fabricado o Ultimo modelo do programa inicial de testes operacionais. 2003: Conclusao dos testes de vOo corn nove avibes, mais de 4000 horas de ybo. Encerrado o EMD. 2005: Introdugao progressiva em servigo do F-22. Referancias, ver:http://www.invisible-defenders.org/programs/yf-23/yf-23 grog-hist.htm http://www.combatsim.com/archive/htm/htm arc1/atfighter.htm http://www.codeonemagazine.comiarchives/1998/articles/apr 98/apra 98.html

Figura 1.1 Protetipo de demonstraco de conceito YF-22.

1985: Apresentado o "Request for Proposal", RFP, para a fase de demonstragao de conceitos e validago dos mesmos. N se exige ainda a construgo de protOtipos de v6o. 1986: RFP suplementar para a construgo de protOtipos, o YF-22 e o YF-23, das dual empresas escolhidas, Lockheed e Northrop, corn primeiros vOos tendo ocorrido em 29/09/1990 e 27/08/1990 respectivamente.NERVURA EM COMPOST

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RADAR

Figura 1.3 Ilustraceo do F-22 em corte.

Figura 1.2 Modelo definitivo do F-22.

22

Edison da Rosa

Introdugao ao Projeto Aeronautic

23

Durante a fase de concepgo e essencial a busca de v6rias idlas e concepgOes alternativas, para poder comparar o desempenho destas e como que cada uma atende aos requisitos e restrigOes. Deve-se buscar ao menos umas trs diferentes concepgdes, pois "a primeira idia 6 sempre Otima, pena que nunca funciona". Podemos dizer que o projeto se desenvolve em diferentes niveis hierrquicos, passando de urn nivel para o outro de forma ciclica. Os niveis hierrquicos so PRODUTO, SISTEMA ou MONTAGEM e PECA. 0 projeto conceitual usa as especificagOes de projeto e gera urn "layout" basico do produto, corn indicago dos diferentes sistemas e dispositivos que foram idealizados. Este "layout" estabelece a configuragao do produto, apresentando as solugOes de forma esquemtica. 0 projeto conceitual inicia corn o requisito funcional do produto, o qual deve ser analisado e assim o projetista estabelece algumas formas alternativas para a estrutura funcional do produto. Esta estrutura funcional 6 a subdiviso da fungo global do produto em fung,des parciais ate o nivel de fung,Oes elernentares. Estas so definidas como as menores fungbes da estrutura, que nao podem ser mais subdivididas. Resumidamente o projeto conceitual gera a estrutura funcional e a partir deste, buscando como implementar cada fungo, desenvolvida a estrutura dos chamados principios de solugo. Um principio de solugo como que na prtica uma certa fungo set-6 desempenhada. A estrutura de principios de solugo pode ser usada para estabelecer o "layout" bsico do produto, que em outras palavras e alocar espago fisico e esbogar os diferentes principios de solugo, quanto a sistemas, montagens, pegas.FurVo Global do ProdutoFungao Parcial do Produto Fungao Parcial do Produto Fungao Parcial do Produto

FOCO MACRO( PRODUTO )

FOCO MICRO( PEDA )

Conceitual Preliminar Detalhado

Conceitual Preliminar Detalhado

Figura 1.5 - Ciclo de desenvolvimento do projeto: Produto g> Sistema b Peca g> Sistema Produto.

Esta figura ilustra o inter-relacionamento entre os trs niveis hierrquicos de foco do produto, Macro, Medio e Micro, durante as etapas de projeto conceitual, projeto preliminar e projeto detalhado. 0 projeto evolui de macro para micro e volta a macro, para avaliar os efeitos das decisOes tomadas a nivel de pega, sobre o sistema e sobre o produto como urn todo. 0 ciclo inicia a nivel macro, corn a concepgao global do produto, descendo para sistemas e montagens, chegando finalmente na concepgo de cada pega. 0 processo assim do tipo "top-down", porm sofrendo realimentagao para os niveis mais altos. Este ciclo e executado vrias vezes durante o projeto, ate que o projeto conceitual e o preliminar estejam concluidos. Neste ponto inicia o detalhamento do projeto, que tern uma trajet6ria inversa, "botton-up", ou seja, iniciando em nivel de pega, evoluindo para sistema e finalmente em nivel de produto. Assim, o projeto detalhado do produto a soma dos projetos detalhados de cada pega e de cada montagem e sistema. CONCEITOS DE ENGENHARIA SEQUENCIAL E ENGENHARIA SIMULTANEA Tradicionalmente a engenharia de projeto adota uma diviso entre as diferentes etapas e uma nova etapa so inicia quando a anterior praticamente finalizada. Cada nova etapa que inicia tern urn custo tipicamente dez vezes major do que a anterior. Uma s6rie de problemas 6 oriunda desta filosofia, como urn longo tempo e urn maior custo de desenvolvimento. Quando problemas so detectados nas etapas mais avangadas, o projeto deve ser parcialmente refeito.Conceitual Preliminar

Estrutura Funcional do Produto

Fungao Elementa do Produto

Fungao Elementa do Produto

Fungo Global da Pega

Funcao Global da Poo

Grupo Funcional da Pega

Grupo Funcional da Pega

Grupo Funcional da Pega

Fungao Local da Peca

Fungao Local da Pega

Figura 1.4 Estrutural funcional do produto, suportada pela estrutura funcional das pecas.

1

Estrutura Funcional da Pega

Detalhado Construgo Testes

LL__> Avaliag5oFigura 1.6 - SeqUncia de etapas em urn processo tradicional de projeto.

bUyUlf dCllarlie, Corn

CS lclUll IUdUC c uvi

investimentos cada vez mais elevados. Pela superposigeo das etapas existe a possibilidade de corregOes durante o desenvolvimento, sem grande prejuizo de tempo e recursos investidos. Conceitual Preliminar Detalhado

Simulageo de vOo; Estimativas de performance; "Layout" geral da aeronave; Anelise de cargas e projeto estrutural; PROJETO DETALHADO Projeto de sistemas; Dimensionamento e projeto de pegas; "Layout" detalhado da aeronave; Desenho de pegas; Desenho de montagem; Desenho de manutengeo; Planejamento de processos de fabricageo.

1.0E+0

1.0E-1 g

Distancia percorrida 50 m 55 m 50

1.0E-2,

1.0E-3

1.0E-4 7

401.0E+1

8

9

30 20 10

1.0E+0

1.0E-1

1.0E-2

1.0E-3

0

4

8

12

16

1.0E-4

20

50

60

70

80

90

x[m]

100

Figura 9.8 - Comportamento simulado do coeficiente de sustentacao. Curva de empuxo.

Figura 9.10 - Altura Z versus tempo e altura Z versus distancia X.

172

Edison da Rosa

Introducao ao Projeto Aeronautic70.00 X [m]DIstAncta para decolagem, Z 5 mm

173

9.5 ANALISE DE SENSIBILIDADECom o modelo analisado numericamente, uma segunda etapa do estudo foi feita, de forma a determinar a sensibilidade da distancia de decolagem corn relagao aos principais parmetros envolvidos no problema. Foram analisados os parametros: Coeficiente de arrasto parasita do avi5o, Figura 9.11; Coeficiente de atrito de rolamento, Figura 9.11; Variago do empuxo da halice, Figura 9.12; Efeito da curva de empuxo, Figuras 9.13 e 9.14; Efeito do ponto de rotago e do comprimento da fase de rotaco, Figura 9.15; Efeito do C L na fase de acelerago e da reducao no arrasto induzido, Figura 9.16. Em todos os casos que estao apresentados a dist5ncia de decolagem foi determinada pelo criterio de 5mm de altura em relago ao solo.X Em] 70.00 -

60.00 -

Vanacao do empuxo

50.00 0.90 1.00 1.10

10.00 Z jrn]

5.00 -

Vanaco do empuxo

0.00 0.90 1.00 1.10

Figura 9.12 - Efeito da varia0o do empuxo em relago ao nominal.100 00 T [5]

60.0050.00

50.00 CD, 0.00 0.02 0.04 0.060.00

X [m]200.00 -

70.00 X [m]

100.00 -

60.00

0.00

50.00 0.00 0.02 0.04 f (1 0.06

1 30.00 35.00 40.00 45.00

; [NJ

25 00

50.00

Figura 9.13 - Variageo do empuxo da helice. Efeito de curvas de empuxo sobre a distncia

Figura 9.11 - Coeficiente de arrasto parasita do avio e atrito de rolamento.

de decolagem. Todas as curvas de empuxo geram o mesmo empuxo medio ate 15m/s.

it

174100.00o T 250,10) 50(10,15) T[N] T 13,13(0,15) T

Edison da Rosa

Introduco ao Projeto Aeronautic

175

50(0.)25(5:15)v 15 mi

50.00

v inns]0.00 0.00 4.00 8.00 12.00

I16.00

I20.00

80.00X [MI

70.00 60.00 60.00Rcducdo do

arum induzido

50.00 25 00 30.00'35.00 40.00 45.00

50.00

50.00 0.00

I0.40

I0.80

I1.20

Figura 9.14 - Efeito da curva de empuxo.

Figura 9.16 - Efeito do CL na fase de aceleragao e da reducao no arrasto induzido.

Da anlise das figuras podemos tirar algumas conclusbes: 0 empuxo a variavel mais importante, pois uma variacao de apenas 2% neste leva a uma variacao de 1,66 m na distncia de decolagem. De forma coerente corn o modelo analitico corn empuxo linear, uma 6nfase no empuxo estatico prejudicial para o desempenho. Existe urn ponto de Otimo para o ponto de in icio da rotagao do aviao, no caso em aproximadamente 52 m. A fase de rotacao deve ser a mais curta possivel. Existe urn valor de Otimo para o quando da fase de aceleracao, no caso de 0,36. A resistncia devida ao atrito de rolamento mais importante do que o arrasto parasita, ou mesmo que o arrasto induzido.

9.6 COMPARACAO COM OS RESULTADOS ANALITICOSComptimento da fase de rotacao, [m].

[1,344 6]20.00

0.00

4.00

8.00

12.00

16.00

Figura 9.15 - Efeito do ponto de rotacao e do comprimento da fase de rotacao.

E interessante fazer uma comparacao entre os resultados numericos e os resultados que se obtem corn os modelos analiticos. Assim, usando os dados do modelo simulado e possivel montar a seguinte tabela de comparKao.

Tabela 9.10 - Dados de comparacao entre as solugaes analiticas e a

numerica MODELOS LINEAR m = 16,322 kg m = 15,778 kg NUMERICO

QT=q-s-

C DO K D

c L lcL 2 2rc A

R e

+f.[G-qSCLKL]

X 0 = 61 m X 0 = 57 m

CONSTANTE m = 17,475 kg m = 16,893 kg

m = 16,370 kgm = 16,370 kg

0 valor de C L para minimo Q T sera obtido pela derivada de Q T , ou seja,

0 empuxo liquido usado no modelo de aceleragao constante foi de

aQL

qS

0+2

KD

C

L

KL 2

+

TC A

R e

f -[0-q-SKL]=

0

32,45 N, valor medio ate a distancia de 61 m. Para o modelo linear, foi ajustada uma reta a curva de empuxo liquido, fornecendo T 1 = 38 N e T2 = 24 N. Assim, T 2 / T 1 = 0,632 e K m = 0,745. Os resultados da tabela 10 atestam novamente a importancia de se ter urn modelo da curva de empuxo o mais exato possivel, sendo a aproximagao linear uma aproximagao, quanto a previso de carga, bastante condizente corn os resultados numericos. Presume-se que estes sejam exatos, dentro dos dados disponiveis.

8QT ac L

q . S 2 . K D

K 2 L TE A,-eL

c

f q S KL = 0

2-

K ,-

CL L 1-cA R eL

f

0

valor Otimo de C, na aceleragao portanto:TC A R

ef

CLO 2K,KL

9.7 COEFICIENTE DE SUSTENTACAO OTIMODurante a fase de aceleragao interessante que a resistencia ao movimento do aviao seja a menor possivel, ou seja, a soma da resistencia aerodinamica e da resistencia de rolamento. Se a sustentagao for pequena, gera pouco arrasto induzido, mas grande a forca de resistencia devida ao atrito de rolamento. Se a sustentagao e alta, e menor o efeito do atrito de rolamento, mas em compensagao aumenta a resistencia induzida. Para tal existe urn valor Otimo para o coeficiente de sustentacao, C u) , na fase de aceleragao. 2C D -=

No caso do modelo numeric, com os dados da Tabela 5 e para h/b = 0,20, K, = 0,71 e K, = 1,087, resultam

C LO

27,7.0,02 0,3589 2.0,71.1,087

Pela curva da Figura 9.16 verifica-se que a minima distancia para decolagem ocorre para urn C, da ordem de 0,36, perfeitamente de acordo corn o calculado acima. Para obter este C, os angulos de incidencia da asa e geometria do trem de pouso devem ser estudados, bem como a mudanga do angulo de ataque pelo efeito solo.

C DO +

C

Lrc A R e

D = CD q S Q=f(G-L)

QT = D Q, = q - s C DO + 7z_ A R ee considerando o efeito solo,c2

9.8 ANALISE DE DADOS EXPERIMENTAIS+f[G-qSCL]Dados disponiveis fornecem informacties sobre a massa do avio, area de asa e velocidade, tanto na decolagem como em vOo. Estes dados permitem uma avaliago sobre o comportamento destes modelos. A Tabela 9.11 apresenta urn resumo destes dados, bem como uma estimativa de C.

178

Edison da Rosa

Introduc'ao ao Projeto Aeronautic

179

Tabela 9.11 - Dados de vtios experimentais corn medidas de velocidadeModelo III III IIIV V V LK

10. EQUILIBRIO E ESTABILIDADECL1,17 1,50 0,36 0,31 1,28

S [m 2]0,6447 0,6447 0,6447 0,6447 0,6447 0,6447 0,6447 0,6447

G [N]89 106,8 89 106,8 103,7 103,7 116,1 98,34

MotorOS 61 KB 61 OS 61 KB 61 OS 61 OS 61 OS 61 KB 61

HeliceApc14/5 Apc14/5 Apc14/5 Apc14/5 Apc14/5 Apc14/5 Zng14/4 Apc13/6

FaseTO TO FLY FLY TO FLY TO FLY

v [m/s]13,86 13,41 25,0 29,5 14,3 24,6 12,5 33,52

q [N/m2]117,7 110,1 382,8 533,0 125,2 370,7 81,25 688,4

0,434 2,22 0,194

Embora este capitulo trate apenas dos conceitos mais basicos de equilibrio e estabilidade, conveniente apresentar uma visao de conjunto do problema de equilibria estabilidade e controle, de urn aviao em vac). Os estudos de equilibrio e estabilidade aqui tratados consideram que as superficies de controle estejam fixas (stick fixed). Numa analise mais sofisticada de estabilidade as superficies sao consideradas livres (stick free). Ja no caso da analise de controle as superficies sao tratadas como ativas. 0 estudo no movimento longitudinal, ou seja, movimento da aeronave no piano XZ, soilage de pitch, em geral o mais importante, pois caracteriza a capacidade do aviao voar corn controle de altitude. Por ser urn piano de simetria, este movimento desacoplado dos outros movimentos do aviao. Ja no caso dos movimentos no piano XY, yaw, e no piano YZ, roll, existe urn acoplamento entre ambos, fazendo corn que o estudo de controle deva ser efetuado em conjunto. De uma forma resumida a analise de equilibrio busca estabelecer a configuracao das superficies de sustentagao e controle para via horizontal, usando as equagOes de equilibrio de forges e momentos. Busca-se definir o ponto de equilibrio, para uma dada velocidade, corn momento resultante zero em torno do CG. Esta analise determina as cargas que a empenagem horizontal deve desenvolver em diferentes condigties de vOo. A analise de estabilidade trata de verificar o que acontece quando a aeronave, em vOo, perturbada no seu equilibrio, em qualquer urn dos seus graus de liberdade. Esta analise de estabilidade pode ser estatica, ou seja, verificase a tendancia da aeronave retornar as condigbes de equilibrio, ou dinamica, se esta tendncia converge no tempo, ou nao. Na analise dinar-nice as propriedades de inarcia sac) fundamentais. Adicionalmente a analise de estabilidade pode considerar pequenas perturbacOes, usando-se geralmente urn comportamento linear, caracterizado pela derivada dos momentos em relacao a cada urn dos graus de liberdade, ou nao linear. Neste ultimo caso as perturbacOes consideradas sac) grandes, estudando-se o comportamento em condicees de perda de sustentacao, por exemplo. A analise nao linear bem mais complexa e em muitos casos e feita apenas de uma forma qualitative. A capacidade de controle do aviao depende da eficincia da atuacao das superficies de controle, ou seja, da intensidade das forges e momentos gerados. Urn aspecto estudado o comportamento quanto a trajetOria, corn a atuagao das superficies de controle. A inrcia do aviao e uma variavel importante a ser considerada. Outro aspecto da analise de controle a determinacao dos esforcos que o piloto deve exercer sobre os comandos, ou

ta)

180

Edison da Rosa

Introduco ao Projeto Aeroninico

181

no caso de uma aeronave servo-controlada, as forgas e momentos que os servos deverao desenvolver em vac). 0 estudo de controle nao sera abordado neste texto.

urn projeto corn todas as superficies contribuindo para a sustentagao (configuragao canard, tandem ou ainda "lift tail"). Duas condigaes de perda de sustentagao devem ser analisadas: o Proximidade do angulo de sustentagbo nula, corn pequenos angulos de ataque; o Proximidade do angulo de estol, corn grandes angulos de ataque. Estas duas situagOes serao analisadas de uma forma qualitativa, para definir condigOes gerais que o projeto aerodinamico deve atender, para urn comportamento estavel.

10.1 EQUILIBRIO0 equilibria do aviao em vac) horizontal, corn velocidade constante, esta relacionado corn as forgas representadas na Figura 10.1. Na pratica, a forga de arrasto e o momento da empenagem sao desconsiderados, por terem valores muito menores do que o as outras forgas. 0 equilibrio de forgas verticals tern como resultado a equagbo abaixo e a sustentago total do aviao a soma das sustentagbes da asa e da empenagem. Assim,

EFx = 0

L, + L G = 0, ou L G = 0, sendo L = L, + L, CG GFigura 10.2 Forcas verticais atuantes corn o aviao em vOo.

S

Considerando agora o equilibrio de momentos em relagbo ao centro de gravidade,

= 0

m 1 +1\4 L 1 . 1, + D, Z, + D z L1 T Z p = 0

Figura 10.1 Forcas e momentos atuantes com o aviao em vOo.

Das duas condigOes de equilibria acima e possivel determinar as cargas na empenagem para equilibrar o aviao em vOo. Esta carga variavel, conforme o aviao esta mais ou menos carregado, ou esta a uma velocidade maior ou menor. Assim, o angulo de ataque deve ser ajustado, atuando no profundor, de forma que a asa gere uma sustentagao L adequada, ver Figura 10.4.

ANALISE PARA PEQUENOS ANGULOS DE ATAQUE Para vaos a alta velocidade a asa opera corn pequenos angulos de ataque, ja que urn pequeno coeficiente de sustentagao suficiente para o vOo. Com pequenos angulos de ataque o perfil esta pr6ximo da condigao de sustentagao nula, e uma situago de perda de sustentago pode se manifestar. Neste caso a segunda superficie deve atingir esta condigao em primeiro lugar. Sem sustentagao na segunda superficie o peso gera urn momento que tende a aumentar o angulo de ataque e isto faz corn que a sustentagao volte a ser gerada em S ig , retornando ao equilibria. Se, ao contrario, a primeira superficie atingir antes o angulo de sustentagao nula, o momento gerado pelo peso tende a diminuir ainda mais o angulo de ataque. Para atender esta condigao, e possivel trabalhar no angulo de incid6ncia das duas superficies, ou na selego do perfil. Neste Ultimo caso o perfil de S i deve ser mais arcado, com mais camber, do que o perfil de S ir . Isto decorre do fato que o angulo de ataque para sustentagao nula a o , e, para perfis finos, calculado pela expressao abaixo, sendo z max a maxima coordenada, normalizada, do perfil.a, = 1, 07 arctgmax

10.2 ANALISE EM SITUACOES LIMITES0 conceito de estabilidade longitudinal, detalhado logo a seguir, deve iniciar corn algumas idelas basicas. Em uma analise simplificada, desconsiderando os momentos aerodinamicos e as forgas de resist6ncia ao movimento, as forges atuantes serao apenas as forgas verticais. Considerando

1p

ANALISE PARA GRANDES ANGULOS DE ATAQUE Quando a aeronave esta voando a baixas velocidades, deve operar com grandes angulos de ataque, para gerar sustentago suficiente. Neste caso, quando pr6ximo do estol, a primeira superficie deve atingir o angulo de estol antes da segunda superficie. Assim, devido a um acrescimo brusco do

%.1 182Edison da Rosa Introducao ao Projeto Aeronautic

183

0A

angulo de ataque, a primeira superficie entra em estol e diminui a sustentacao. Na seci0Oncia, gerado urn momento que leva a aeronave a diminuir o angulo de ataque e a superficie sai do estol, voltando a gerar sustentacao e a aeronave retorna a uma condicao de equilibrio. Esta portanto uma situaeo estavel. 0 contrario ocorre caso a segunda superficie "estole" antes, perdendo sustentaeao. 0 momento gerado pelo peso aumenta ainda mais o angulo de ataque, instabilizando completamente a trajetOria de vOo. Esta condicao obtida fazendo corn que S I tenha uma major relagao de aspecto que S II , pois:

10.3 ESTABILIDADE LONGITUDINAL0 conceito de estabilidade longitudinal esta ligado ao comportamento do aviao corn o angulo de ataque, em especial do momento em tomo do eixo Y. Para o aviao ser estavel, se por alguma razao o angulo de ataque variar, o aviao deve ter a tendncia de gerar urn momento em sentido contrario, de modo a retornar a condicao inicial. Assim, aumentando o angulo de ataque, em relaco a condieao de equilibrio, o momento deve ser negativo, levando o aviao a picar, diminuindo a. Ao contrario, diminuindo o angulo de ataque, em relaeao a condieo de equilibrio, o momento deve ser positivo, levando o aviao a cabrar, aumentando a e retornando ao equilibrio. A condicao de estabilidade e entao definida pelo sinal da derivada do momento, em relaeao ao angulo de ataque.

dC,a o =a

dota 1+ IT

A,

A Figura 10.3 ilustra as duas situacOes acima e os requisitos aerodinamicos necessarios para uma configuragao estavel.2.00 PE QUENOS A NGULOS DE ATAQ UE 1.50 1.50 2.00

aC M < 0as100 M[Nm]

GRANDES ANGUWS DE ATAQUE

1 00

41111111."3... Stqterficie I

50

Superficie II

aso 111.1111111C11

0Estavel, mas nao equilibrado

5.00

10.00

15.00

5.00

I 1 15.00 10.00

- 50

- 100

0COMBINA CA O DOS DOIS CASOS

2

4

6

Angulo de ataque [ I

8

150 M [ N 1] 100ih.._ Mais estavel

Momenta em tomo de Y .Condicbes de estabilidade e instabilidade

50

Milli,.

0

5.00

10.00

15.00

111111111 11111 0 IIONINaki2 4

Panto de estol-

- 50

0Figura 10.3

Annirin Ho .rand.

r01

6

Requisitos de estabilidade para pequenos e grandes angulos de ataque.

Figura 10.4 Diferentes comportamentos quanta a estabilidade longitudinal.

184

Edison da Rosa

I ntroducao ao Projeto Aeronautic

185v = S 11 H S

10.4 ANALISE LINEAR PARA PEQUENAS PERTURBACOESNeste estudo sera consideradas apenas pequenas perturbagOes em torno do ponto de equilibria, de forma que as condigOes limites de estol ou sustentagao nula nao sat) analisadas. Adicionalmente, como as perturbagees sao pequenas, e perfeitamente possivel utilizar uma analise linear, usando diretamente as derivadas primeira nesta linearizagOo. No estudo de estabilidade a usual posicionar o CG em relagao ao bordo de ataque, medido na corda media aerodinamica da asa.AquantificagOo do nivel de estabilidade longitudinal obtida como segue. Sem considerar os efeitos do arrasto e do momento da saga da empenagem, temos, para o momento resultante em torno do CG:M CG Mi+Li-(1ho)cma+Di-ZiLu.1HT-Zp

1 11C ma

substituindo, finalmente obtemos: C M4hh0)C,/, V, ri, Esta expresso caracteriza o coeficiente de momento sobre o CG nas suas tras principais parcelas: Contribuigao do momento gerado pelo perfil; Momento da sustentagao da asa, agindo no centro aerodinamico; Contribuigao da sustentagao da empenagem horizontal.

II

iz,Z

Cse 1 Zn

0 valor de h a a fragao da c r, que o CG ocupa e h o a fragao queposiciona o centro aerodinamico, em geral da ordem de 0,25. A rigor deve ser considerado o efeito da fuselagem, que sera discutido mais adiante. Dave ser lembrado que as forgas aerodinamicas da empenagem sao afetadas pelo rendimento aerodinamico desta, ri bem como pelo angulo de downwash, E. Assim, o angulo de ataque da cauda, a n , igual ao angulo de e menos o angulo de ataque da asa menos o angulo de incidancia, downwash, s: ail = a - a, E

Figura 10.5 Forgas e momentos atuantes no aviao.

Para verificar agora a condigao de estabilidade ou nao, necessario calcular a derivada de C m em relagao a a. Para tal, necessario entao expressar as parcelas da sustentagao da asa e a sustentagao da empenagem em fungao do angulo de ataque. Assim, 0 . = a a.;ae r-- a + a0'

Colocando a equagao de momento na forma de coeficiente de momento do aviao, C M , dividindo a expressao de M c , pela pressao dinamica, pela area de referenda da asa e pela corda media aerodinmica, Cm Cm+C,4-11,)+CDzi/cmaC,SH S

a=1+

ao a

nA, itc ma

T.Zq.S.cma

Para a sustentago da empenagem,C LII = all all = CC - ai - E ;

a =

a011

ou, n considerando o efeito do arrasto e do empuxo,

1+ a011 TcARrit C M = C m +a . (a+cto ) (hho )a ll 4acc; --e) VH11,

C M =C m +C L 01h o) C ur Sil 1

S c ma

Urn parmetro que surge nestas equagOes, fundamental para a estabilidade longitudinal, e o chamado volume de cauda horizontal,

O angulo de downwash na cauda n e constante, depende do angulo de ataque, ou seja, da circulagao que esta sendo gerada na asa. Assim, este deve ainda ser colocado como fungo de a, na forma:

186dc - CC da cc

Edison da Rosa

Introduce 0 ao Projeto Aeronautic -

187

0 valor de o, pode ser estimado, conforme visto no Capitulo 6, por :=dE -

C M =C m +a.(a+a0).(h-ho)-a c[4-E,)-ailVHritou,

da

d 2 C L da , n A RJ

2

1 dCL

7t A R

da

A derivada de C m pode agora ser obtida como: Valores mais exatos de s, podem ser obtidos em [25]. Cm -cmci=a-01-no)-all.(-Ovi_crit aa

Para o aviao ter uma estabilidade neutra, C Ma = 0. Isto leva a urn valor particular para a posicao do CG do aviao, definido como ponto neutro. Esta posigo, como fragao da c am, e dada por h, designado agora h. h u =110+ an a

Voltando a expresso de C m , varios aspectos devem ser comentados. Para que seja negativo, ja vimos que a margem estatica tern que ser positiva, CG a frente do ponto neutro. Na expresso do ponto neutro, o valor de h, a posicao do centro aerodinamico do aviao, ou seja, asa mais fuselagem, principalmente. Na falta de maiores informagOes, este ponto pode ser tornado como o centro aerodinamico da asa, ou seja, h 0 = 0,25.h = h, + all

a

.0 -E a ). V, 11,

A relagao ada pode ser estimada na faixa de 0,8 a 0,9. Quanto a s,,, ja vimos uma forma de calcular seu valor. Este em geral se situa entre 0,3 e 0,5. Quanto ao volume de cauda, em geral esta situado entre 0,4 e 0,7. Para planadores ate 0,3 e usado. A Tabela 10.1 mostra alguns valores para V H . Por Ultimo, o rendimento de cauda pode ser estimado pela Tabela 10.2, ou pela Figura 10.7. Nesta figura z a relagao, entre a altura do ponto media da esteira e a c,a do estabilizador, e a c ra da asa. Vero Capitulo 6, secao 6.8.Tabela 10.1 -Valores do volume de cauda de algumas aeronavesFigura 10.6 - Efeito da posico do CG na estabilidade longitudinal. Aeronave Cessna Skywagon Cessna Skylane Piper Cherokee Piper Saratoga Neiva Ipanema MD - 11 C-5A - Galaxy AVo 68 Sirius 2 ST-100 LET-13SW G1098 CB-9 WINDEX S [MI 16,17 16,17 16,26 16,54 19,97 338,90 576,00 20,70 16,10 19,79 19.15 19,00 16,40 7,41 b Cm] 11,63 11,74 10.16 11,57 29,99 51,77 67,97 16,7 20,38 17.60 16,70 17,40 14.00 12.10 S rrnH 9 4,17 3,60 3.21 3,36 4,67 85,50 89,74 2,90 1,54 2,23 2,67 2,59 2,70 0.95 [m] 4.94 4,36 4.90 4,94 4,15 20,92 39.75 4,94 5,57 5.40 5,62 5,54 4,83 2.71 VH 0,92 0,71 0,61 0,70 0,56 0,687 0,620 0,558 0,674 0.541 0,683 0,692 0,614 0.567

Para garantir a estabilidade, o centro de gravidade deve estar a frente do ponto neutro e a diferenca h n - h a chamada margem estatica de estabilidade, MS. Esta deve ser pelo menos de 0,05, ou seja, o CG 5% da corda media aerodinamica a frente do ponto neutro.MS = h - h; MS > 0,05

Por outro lado, nao e conveniente uma margem estatica muito grande, maior do que 0,20, pois o aviao fica dificil de pilotar, por ser muito estbvel e exigir muito dos comandos para sair da trajetOria. Em asas voadoras a margem estatica menor, de 0,02 a 0,05.

1,49 1.73 1,28 1,48 1,39 56,20 89,28 1,82 1,08 1,58 1,62 1,42 1,56 0,76

E M1

Sy

Iv [FA 5,49 4,82 4,66 4,63 4.29 20,92 34,44 5,11 5,04 4.98 5.21 5,28 5,09 2,43

Vv 0,046 0,047 0,037 0,038 0,022 0,067 0,079 0,027 0,017 0.023 0,026 0,023 0.034 0,021

Introduco ao Pro eto Aeronautic

188

Edison da Rosa

189

Tabela 10.2 - Rendimento aerodinAmico da cauda Ref. Capitulo 7 Tipo de cauda Canard Cauda em T Cauda normal Cauda dentro da esteira Rendimento 0,95 0,90 0,60 0,30 a 0,40

10.5 EFEITOS DA FUSELAGEM, HELICE E OUTROSOs efeitos da fuselagem, naceles e outros corpos externos que estejam presentes na aeronave, sAo em geral desestabilizadores, ou seja, contribuem com uma parcela positiva na derivada aC m/3a, alem de alterar o ponto de equilibrio. Este Ultimo efeito no chega a ser preocupante, desde que o profundor tenha capacidade de gerar forges adequadas para restabelecer o equilibrio. No caso da helice, o efeito pode ser desestabilizante ou nb- o, dependendo da posigao relative, no sentido longitudinal e vertical. 0 efeito da fuselagem pode ser obtido experimentalmente por ensaios em time] de vento, ou numericamente. Uma solugo analitica, Otil na falta de outros dados mais exatos, pode ser calculada pela expresso a seguir: sendo: Kf - coeficiente de momento, figura 10.8, fungao da posigao do (AC) centro aerodinAmico na fuselagem; wt - maxima largura da fuselagem; Lt - maxima comprimento da fuselagem.0.05 Kr 0.04

1.00 t 0.80

OC

as

" = K "f Scnia

2 W

L

0.60

0.40 0.00 0.200.40 0.60

0.03

0.80 1z10.02

Figura 10.7 - Rendimento aerodinmico da cauda.

0.01

ai

Na literature encontram-se algumas orientagbes sobre a posigo do CG em relagAo a c ma , baseadas nesta teoria apresentada e em alguns "ajustes" empiricos.

0.00 0.00 0.20 0.40 0.60

Posicao do AC da corda da raiz como fracao do comprimento da fuselagem

Figura 10.8 - Coeficiente do efeito da fuselagem na estabilidade longitudinal.

h = 0,26+0,43 VH; h = 0,14 +0,375-NTH;3. h = 0,10+ 0,25-NTH VA, .

Frank Zaic, 1959, [36 ] Bumpy Green Bumpy Green

0 empuxo gerado pela unidade de propulso tern efeito tanto sobre a estabilidade como sobre a condigAo de equilibrio. No caso do ponto de equilibria, como o empuxo variAvel, se o momento gerado em relago ao CG for muito grande, correcOr es freq0entes no equilibria podem ser necessArias. Assim, n conveniente ter a linha de agao do empuxo passando muito afastada do CG, em especial em aeronaves corn potncia especifica elevada. Adicionalmente, quando uma helice usada para a propuls5o, ela apresenta urn efeito importante quando o vento relativo incidente forma urn Angulo em

190

Edison da Rosa

Introducao ao Projeto Aeronautic

191

relaco ao seu eixo. Neste caso a hence desenvolve, alem do empuxo, uma forga, N p , perpendicular ao eixo, no piano deste e a diregao do vento relativo, figura 10.9. Esta forga normal ao eixo e gerada pela diferenga de Angulo de ataque entre as pas da hence, uma que esta subindo e a outra pa que esta descendo. Referencias neste aspecto sac): [6], [16], [30] e [31]. O momento gerado pela hlice em relagao ao CG, Figura 10.9,M 00 = T Zp Nplp

aC Mp

act

D2 Z P = a n uL a +

s

Cma

r

Cma

Esta expressao representa os dois efeitos da posigao da hence sobre a estabilidade. Se Z ID e I P forem positivos, conforme Figura 10.9, a hence tern urn efeito desestabilizante, ou seja, derivada positiva. Assim, corn uma hence abaixo do CG e a frente deste, as duas parcelas de aC mp /aa sao positivas. Por outro lado, corn a hence acima do CG e atras deste, as duas parcelas sao negativas e logo aumenta a estabilidade.

Na seqUencia necessario definir o coeficiente de empuxo T1 e o coeficiente de forga normal, C Np , sendo D o diametro da hence e S a area do disco, como:

T

p v-

C,

Np

q

Sp H6lice abaixo do CG

a

Helice acima do CG

Helice alinhada corn o CG

Figura 10.10 - Efeito da posigo da helice na estabilidade longitudinal.

Figura 10.9 - Forgas geradas pela helice.

10.6 ESTABILIDADE DINAMICAZp S

Colocando na forma de coeficiente de momento,

2C mp

D2

S

c ma

C NP

P P C ma S

A avaliagao dinamica da estabilidade diz agora respeito a forma que o corpo retorna a condigao de equilibrio, se retornar. Assim o comportamento dinamico do corpo quando afastado da condigao de equilibrio passa a ser essencial para estabelecer se existe ou nao estabilidade dinamica. Algumas formas de caracterizar a resposta dinamica sac) por exemplo analisar a resposta do sistema a uma excitacao degrau unitario. A resposta entao caracterizada pelo tempo de resposta, t R , pelo pico de resposta, P R e pelo tempo de amortecimento.

Para a analise de estabilidade a derivada aCmplaa deve ser obtida. 0 ealculo detalhado destas derivadas bastante demorado e exige muitos dados experimentais. Uma solugeo aproximada, corn base em testes, a segunda equagao abaixo.

aa

aC ma" =

2.D 2Z p T

aNP

s, ouS C

act

cnia +

192

Edison da Rosa

IntroducOo ao Projeto Aeronautico

193

000

1,00

2,00

3,00

4,00

5.00

000

100

200

3.00

4.00

500

No estudo da resposta diner-nice do avieo, os momentos de inercia sea essenciais. Urn problema freq0ente que nas etapas de concepgeo do projeto no existem informacbes suficientes para o celculo de l x , l y e I Z . Desta forma uma maneira de estimar estes valores passa a ser muito Otil. Na referencia [23], alguns dados interessantes seo apresentados e o resumo destes este na Tabela 10.3. As dimensbes do avieo seo sua envergadura, b, o comprimento total, I e a altura, incluindo a empenagem vertical, h. 0 celculo do momento de inercia usa as duas dimensOes que esteo no piano normal ao eixo considerado. Uma orientageo, [22], e que para o aviao apresentar boas caracteristicas de vOo, os raios de girageo sobre X e Z devem ser menores do que 20% e 30% da envergadura, respectivamente. Isto deve ser complementado corn as caracteristicas aerodinemicas de estabilidade, C o e C p , secOes 10.7 e 10.8. Tabela 10.3 - Celculo dos momentos de inercia do avio

Figura 10.11 - Diferenca na resposta din0mica de urn sistema estavel e urn instavel. 0)[rac1/5]7,00

PREVISAO DO COMPORTAMENTO DINAMICO (Sistemas sob controle humane) Ix Resposta inicial rapids, sensibilidade excessive. -

Expresso de calculo do momento de inercia Cx.m.(h 2 + b2 ) Cy.m.(h 2 + 12 ) Cz.m.(1 2 + b2 )

Iz

Valores do coeficiente C, Minimo Media maxim 0,0131 0,0193 0,0283 0,0325 0,0362 0,0394 0,0180 0,0219 0,0264

0,00 Resposta inicial rapida,

tendncia a oscilar e alto pico de resposta.5,0

POBRE

Resposta lenta. Dificil de controlar, grande curse e forces elevadas.

----n--0-Oscilacao de longo periodo (phugoid)

4,00

3,00

2,00

Oscilacdo de curto periodoResposta inicial lenta, corn tendncia a oscilar e alto pico de resposta. Figura 10.13 - Modes de oscilago que surgem na analise dinmica de estabilidade. Resposta muito lenta, grandes movimentos pars controlar. Dificil de equilibrar.

1,00

INACEITAVEL0,00 0,10

I

I

!III1,00 10,0

Uma ferramenta para o celculo de estabilidade longitudinal, tanto estatica como dinmica pode ser encontrada em [11]. 0 software "Pitch Stability Estimator" permite o celculo das condigOes de equilibria a posiceo do ponto neutro, a margem estetica e as freq0encias e amortecimentos para os dois modos de oscilageo, Figura 10.13.

Figura 10.12 - Regibes de aceitabilidade da resposta dinmica.

194

Edison da Rosa

Introduco ao Projeto Aeronautico

195

10.7 ESTABILIDADE DIRECIONAL0 estudo do controle direcional, assim como do controle em rolagem, envolve movimentos nao simtricos e isto leva a urn acoplamento dos movimentos de yaw e roll. Os dois modos de instabilidade resultantes sao a chamado "dutch roll" (folha seca) e a instabilidade espiral, ilustradas na Figura 10.14.

geradas e urn efeito de diedro surge, corrigindo a trajetbria, tanto em yaw como em roll. Em aeronaves de alto desempenho urn elemento aerodinamico importante.

Figura 10.15 - Winglets tipo Whitcomb, gerando tarps de "sustentagao" horizontais.

No caso do estudo de estabilidade, corn pequenas perturbacOes, o efeito de acoplamento pode ser desconsiderado, em outras palavras, verificar a tendancia da aeronave retornar a uma condicao estvel de vac) quando perturbada, separadamente para yaw e roll. Considerando inicialmente a questao da estabilidade direcional, ou seja, movimento de yaw, a geometria do problema esta definida na Figura 10.16. Considerando que o aviao esta voando corn urn angulo de yaw, b, ou seja, esta voando "de lado", o momento M z, que na nomenclatura aeronautica designado por N, que deve ser gerado no sentido de restabelecer urn voo simetrico, ou seja, alinhar o aviao com a direcao de vOo. Assim, o requisito de estabilidade neste caso e que Amp seja positivo. Colocando na forma de coeficiente, o momento de yaw sera:

Oscilacdo "dutch roll"Figura 10.14 - Modos de instabilidade lateral.

Instabilidade espiral

Tanto a oscilagao folha seca como a instabilidade espiral, sao afetadas pela eficincia do estabilizador vertical e pelo diedro efetivo do aviao. Ocorre que os efeitos sao contrarios, ou seja, melhorando a estabilidade quanto a oscilacao de folha seca piora a estabilidade espiral e vice-versa. Assim, urn menor diedro e conveniente para evitar a folha seca, mas pode excitar uma instabilidade espiral. Por outro lado, urn volume de cauda vertical menor pode eliminar a instabilidade espiral, mas isto pode desencadear uma instabilidade folha seca. A tabela abaixo resume esta discussao. Tabela 10.4 - Formas de evitar os modos de instabilidade lateral MODO Espiral DIEDRO Major Menor Vv Menor Major

C= e o criterio de estabilidade:

" qSb

ac ap =c o >0

Folha seca

No caso da asa adotar wingiets do tipo Whitcomb, que geram sustentacao em direcao ao interior da asa, estas forcas aerodinamicas exercem urn importante efeito na estabilidade lateral e no controle direcional e de rolagem do aviao. Em condicOes de fluxo lateral os angulos de ataque mudam, aumentando em urn lado e diminuindo no outro. 1st altera as forgas

Figura 10.16 - Orientago positiva do angulo e do momento de yaw.

196

Edison da Rosa

Introducao ao Projeto Aeronautic

197

A estabilidade direcional como colocad a, tern uma contribuigao

significativa do momento criado pela empenagem vertical, que gera uma forga transversal ao eixo do avi5o, gerando o momento restaurador. Equacionando: N = - e na forma de coeficiente, S , 1 , . S13 11" q Sv I v ,

Como valores orientativos para uma boa estabilidade direcional, Cr do avro r deve estar na faixa de 0,0015 a 0,0020, corn urn minimo aceit5vel de 0,0005.

10.8 ESTABILIDADE LATERAL E DIEDRO EFETIVOCorn a incid6ncia de vento lateral surge urn outro efeito sobre o comportamento do avi5o, adicionalmente ao yaw, que e urn movimento de rolagem, pois o yaw e o roll esto sempre acoplados. 0 vento lateral altera a distribuig5o de carga nas duas metades da asa e urn momento M . gerado. 0 fencimeno do roll devido a urn vento lateral chamado de efeito diedro, e na realidade nao e urn problema de estabilidade est5tica, mas tratado de forma semelhante, ja que afeta a trajetOria de vit5o. Na literatura aeron5utica o momento sobre o eixo X e designado por L (n5o a sustentagao L), e a derivada em relago ao 5ngulo 6, C ir . Este valor est5 diretamente ligado ao conceito de diedro efetivo, que o diedro que aerodinamicamente atua sobre o avi5o, sendo a soma do diedro geometric corn os diferentes efeitos aerodinmicos. Urn diedro geometric de 1 corresponde a urn C r, = - 0,00021. Para haver estabilidade lateral o diedro efetivo deve ser positivo, o que leva a uma derivada: C p < 0.

C n =C,

1 _V C =C vVvit L n v , SS.

sendo V v o volume de cauda vertical, corn alguns valores tipicos dados na tabela 10.1. As principals contribuigOes que surgem na derivada C rr , so discutidas a seguir, [27]. EFEITO DO ENFLECHAMENTO DA ASA. No caso de ser para tr5s, e levemente estabilizante. Sua contribuig5o 6: Co l = 0,00006 ( Acir )Q5 EFEITO DA FUSELAGEM A fuselagem e bastante desestabilizante, contribuindo na faixa: C r02 = 0,0006; a 0,0012 EFEITO DA POSICAO DA ASA A posig5o da asa em relago a fuselagem, no sentido vertical, tern como contribuig5o: Asa alta: Asa media: Asa baixa: C nri3 = 0 '0002C

DrecAo do vento

Figura 10.17 - D edro geometric e vento lateral incidente. 0,0001 C np = 0 , 0000

Os principals fatores aerodinmicos que atuam sobre o efeito diedro sac): EFEITO DA CONICIDADE DA ASA No caso de uma asa trapezoidal, urn efeito diedro se manifesta, desde que exista urn pequeno diedro geometrico. Sua contribuig5o 6: a

EFEITO DA HELICE De modo similar ao caso da estabilidade longitudinal, a hence gera uma forga normal, agora no sentido lateral. Seu efeito e instabilizante para uma hence a frente do CG. Uma hence pusher passa a ter uma contribuigo estabilizante, o chamado efeito leme. Neste caso a contribuicao da hence positiva. Para uma hence de duas pas, tratora, apenas girando, sem gerar empuxo (windmilling), na media, C np4 = 0, 00165 No caso de plena potncia, 50% a mais, 0,00248

1+2X

C10 '

6 1+k

EFEITO DO ENFLECHAMENTO DA ASA No caso de uma asa enflechada, o efeito diedro dado por: 1 1+2X C 113 , 3 1+ C, tgAn,2

C 0{34 =

EFEITO DA POSICAO DA ASA A posigeo da asa em relago a fuselagem, no sentido vertical, tern coma contribuico: Asa alta: Asa media: Asa baixa: C,3= 0 0006 a-0,00168 C,= 0,000 C,3 = + 0,0006 a + 0,00168

MODULO 4

EFEITO DA FORMA DA PONTA DA ASA A forma geomtrica da ponta da asa, vista de frente, afeta levemente o diedro efetivo. Ponta chanfrada para cima: 0,00021 C=-0,00021

2..../111111". Ponta corn chanfro simetrico: C,= 0,000

Ponta chanfrada para baixo:

C= + 0,00021

3101=MIMIIIn_EFEITO DO USO DE WINGLETS 0 use de winglets do tipo Whitcomb gera urn significativo efeito diedro, estimado par:C lp

5 - 0 , 0084 h

b

Introdugao ao Projeto Aeronautic

201

11. REGULAMENTACAO AERONAUTICA11.1 INTRODUCAOOs regulamentos aeronauticos, RA, sao documentos oficiais que operam como normas no setor da aeronautica civil. Sao desenvolvidos por Orgos governamentais em conjunto corn associaces, comissbes, etc. Os regulamentos disciplinam todos os aspectos relativos a aeronautica, sendo divididos em %/arias "partes". Internacionalmente existe uma padronizacao na designagao das "partes", relativas a urn mesmo assunto, Tabela 11.2, bem como nos paragrafos do texto de cada "parte" ou "subparte". Assim, por exemplo, aviCies comerciais de grande porte so tratados nas seguintes partes: Nos EUA, FAR PART 25; Unio Europeia, JAR 25; Australia, CASA PART 25; Brasil, RBHA 25 e Canada - CAR 525. As Tabelas 11.1 a 11.3 mostram os principals &Or os de homologagao aeronautica e as principals partes de urn Regulamento Aeronautic, RA. Tabela 11.1 - Principals entidades de regulamentaco aeronauticaPats CANADA AUSTRALIA BRASIL ESTADOS UNIDOS UNIAO EUROPEIA Orgao regulador Canadian Aviation Regulation Advisory Council Civil Aviation Safety Authority Australia Departamento de Aviacao Civil Federal Aviation Administration Joint Aviation Authorities

SiglaCARAC CASA DAC FAA JAA

Regulamento Canadian Aviation Regulation Civil Aviation Safety Regulations Regulamento Brasileiro de Homologagao Aeronautica Federal Aviation Regulation Joint Aviation Requirements

SiglaCAR CASR RBHA FAR JAR

Tabela 11.2 - Principais partes dos regulamentos aeronauticosContend Definigees Procedimentos para elaboragao dos regulamentos Homologagao de produtos e pegas Planadores e motoplanadores Aviees categorias normais, utilitarios, acrobatices Aviees de transporte (grande pone) AviOes categorias primaries ou intermediaries Aeronaves normais de asas rotativas (pequenas) Aeronaves de transporte de asas rotativas (grandes) Chapter 521 Chapter 522 Chapter 523 Chapter 525 CAR CASA FAA JAA JAR-1 JAR-11 JAR-21 JAR-22 Part 23 Part 25 Part 27 Part 29 JAR-23 JAR-25 JAR-27 JAR-29 RBHA RBHA 01 RBHA 11 RBHA 21 RBHA 22 RBHA 23 RBHA 25 RBHA 26 RBHA 27 RBHA 27 al Dictionary Part 1 Part 11 Part 11 Part 21 Part 22 Part 23 Part 25 Part 26 Part 27 Part 29 Part 21

202Chapter 531 Chapter 533 Chapter 535 Chapter 516 Chapter 571 Part II Chapter 523

Edison da Rosa

Introducao ao Projeto Aeronautico

203

Babes livres tripulados Motores aeronauticos para aviOes muito leves Motores aeronauticos Helices Normas de ruido / emissOes Manutencao, reconstrucao e alteraco Registro de aeronaves Aeronaves muito leves Aviago agricola

Part 31 Part 32 Part 33 Part 35

Part 31

RBHA 31

11.2 CONTEODO DE UM REGULAMENTO AERONAUTICODentre os verios tipos de partes que formam o conjunto de normas de urn Pais, o interesse principal neste texto sobre as partes que estabelecem os criterios para projeto, construcao e testes de aeronaves. Sao as partes que tratam dos chamados requisitos de aeronavegabilidade, "Airworthiness Standards". Para este tipo, a parte e subdividida em subpartes, como detalhado no exemplo da FAR 23 a seguir. A estrutura de subpartes e de paregrafos, padronizada, de forma que uma mesma numeraceo trata do mesmo assunto, em partes diferentes, dentro do contexto da parte especifica. Assim, por exemplo, todas as partes de aeronavegabilidade dos regulamentos tratam da estrutura da aeronave na Subparte C. 0 paregrafo XX.335 desta subparte trata das velocidades de projeto e o paregrafo XX.337 dos fatores de carga de manobra, dentro do item de Cargas de V6o. Os paragrafos que neo se aplicam sea omitidos e suas numeracOes nab aparecem na parte. Subpart CStructure General XX.301 Loads. XX.302 Canard or tandem wing configurations. )0(.303 Factor of safety. XX.305 Strength and deformation. XX.307 Proof of structure. Flight Loads XX.321 General. XX.331 Symmetrical flight conditions. XX.333 Flight envelope. XX.335 Design airspeeds. XX.337 Limit maneuvering load factors. XX.341 Gust loads factors. XX.343 Design fuel loads. XX.345 High lift devices. XX.347 Unsymmetrical flight conditions. XX.349 Rolling conditions. XX.351 Yawing conditions. XX.361 Engine torque. XX.363 Side load on engine mount. XX.365 Pressurized cabin loads. XX.367 Unsymmetrical loads due to engine failure. XX.369 Rear lift truss. XX.371 Gyroscopic and aerodynamic loads. XX.373 Speed control devices. Control Surface and System Loads Abaixo este colocado o conte0do da FAA-FAR Part 23, sendo detalhadas as subpartes B, C e D nos seus tbpicos.

Part 33 Part 35 Part 36

JAR-E JAR-P JAR-36 JAR-147

RBHA 33 RBHA 35 RBHA 36 RBHA 43 RBHA 47

Part 43 Part 47 Part 26 Part 137

Part 43 Part 47 Part 103 Part 137

JAR-VLA

RBHA 26 RBHA 137

Tabela 11.3 - Algumas partes apliceveis ao projetoAeroDesign Contend Aeronaves planadores / motoplanadores. Aeronaves categorias normals, utilitarios, acrobaticos. Aeronaves muito leves. Aeronaves categoria primaria e intermediaria. Veiculos aereos no tripulados. Aeronaves corn peso maxim inferior a 450 kg. Modelos de aeronaves em espago aberto. Modelos de aeronaves em espago aberto. Parte FAR-22, JAR-22 FAR-23, JAR-23 JAR-VLA CASA PICA 28 CASA UAV Design Standards - UA25 CASA CAR Part 101 / 101.55 (1988) CASA CAR Part 95 / 95.21 (1988) CASA Part 200 / 200.9 (1998)

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Edison da Rosa

Introduco ao Projeto Aeronautic

205

PART 23 - AIRWORTHINESS STANDARDS: NORMAL, UTILITY, ACROBATIC, AND COMMUTER CATEGORY AIRPLANESSubpart AGeneral Subpart BFlightGeneral Performance Flight Characteristics Controllability and Maneuverability Trim Stability Stalls Spinning Ground and Water Handling Characteristics Miscellaneous Flight Requirements

11.3 RESUMO DA DEFINICAO DAS CONDICOES DE CARGAFoi adotada neste texto a parte CASR 26 [4j, para a discussao dos criterios usuais para a definicao das condigOes de carregamento, aplicavel a aeronaves das categorias primaria e intermediaria. As subpartes C e D sac) as principals para o projeto estrutural. A subparte B especifica as caracteristicas de vOo que a aeronave deve apresentar. Os principals pontos da subparte C, STRUCTURE, sao detalhados e discutidos a seguir. Pequenas adaptagOes de unidades e de nomenclatura foram feitas.

A26.301 LOADSCarga limite (limit load): Maxima carga esperada em servigo. Carga de colapso (ultimate load): Carga limite multiplicada por urn coeficiente de seguranga.

Subpart CStructureGeneral Flight Loads Control Surface and System Loads Horizontal Stabilizing and Balancing Surfaces Vertical Surfaces Ground Loads Water Loads Emergency Landing Conditions Fatigue Evaluation

A26.303 FACTOR OF SAFETY

Estruturas e pegas metalicas e de madeira: Material composto testado em condigeies tipicas de calor e umidade: Composto nao testado em condigOes tipicas de calor e umidade: 2,25.

1,50; 1,80;

A26.305 STRENGTH AND DEFORMATIONA estrutura deve suportar as cargas limite sem deformag ao permanente e i sem deformagOes grandes o suficiente que interfiram corn a operago segura; A estrutura deve ser capaz de suportar as cargas de colapso corn uma margem de seguranga positiva (se verificado por analise), ou sem falha, por pelo menos 3 segundos (se verificado por testes estaticos em laboratOrio).

Subpart DDesign and ConstructionWings Control Surfaces Control Systems Landing Gear Floats and Hulls Personnel and Cargo Accommodations Pressurization Fire Protection Electrical Bonding and Lighting Protection Miscellaneous

A26.333 FLIGHT ENVELOPEPara manobras simetricas os requisitos estruturais devem ser verificados e satisfeitos nos casos de carga correspondentes aos pontos A, C, E, F, G, AF e O F da envoltOria de vOo abaixo ilustrada. As velocidades de projeto so definidas em A26.335. Os fatores de carga so definidas em A26.337 (manobra) e em A26.341 (rajada).

Subpart EPowerplant Subpart FEquipment Subpart GOperating Limitations and Information Appendixes

206Fator de carga Rajada o Manobra -

Edison da Rosa

Introduc5o ao Projeto Aeronautic

207

OBSERVACAO:

' A

Cm=135AF

noEV

Uma forma alternativa de calcular as velocidades de projeto usar a velocidade VH como referencia. A velocidade VH a a maxima em v8o horizontal ao nivel do mar, com minimo peso de decolagem, capitulo 9. As outras velocidades sao calculadas a partir desta, usando as proporgOes do paragrafo A26.335, corn();V, = 1,11

1,0

= 2.00 Velocidade do ar

VH;

VF =

0,46

VD; V0.

VA = 0,62 V0;

Vc

= 0,71

E

n

n4

A26.337 LIMIT MANOEUVRING LOAD FACTORSFigura 11.1 - Envolteria de vOo.

a) 0 fator positivo de carga de manobra, n 1 , nao pode ser menor do que: 1 - n 1 3,8 para aeronaves n acrobaticas; 2 - n 1 6,0 para aeronaves acrobaticas. NOTA: Para o calculo estrutural das asas, urn fator adicional deve ser usado, ver A26.343(a). b) 0 valor absoluto do fator negativo de carga de manobra, n 2 , nao pode ser menor do que 50% do fator positivo de carga de manobra. c) 0 fator positivo de carga de manobra corn flaps baixados, n F, e 2,0.OBSERVACAO:

A26.335 DESIGN AIRSPEEDAs velocidades de projeto, [m/s] sec) calculadas como segue, sendo: n 1 - fator de carga de manobra, ver A26.337; m - massa total da aeronave, [kg]; S - Area de referencia da asa, [m2]. Velocidade de manobra,V A = 3,48 [n i m / S] 1/2

VA:

Velocidade de cruzeiro, V D: VD 3,96 [n 1 m / S] 1/2 No entanto nao necessita ser major do que 0,9 V H , sendo V H calculada corn a potencia maxima, minimo peso e ao nivel do mar. c) Velocidade de mergulho, V D , nao pode ser menor que a menor de 1; 2 e 3: 1 - V 0 = 5,59 [n 1 m / S ] 1/2 , ou; 2 - Vo = 1,40 V D [n 1 / 3,8 ] 1/2 , se VD foi determinada corn base em V H ou; 3 - VD=1,11

Os fatores de carga de manobra consideramo efeito das forgas inerciais que surgem com a aeronave em manobra, como curvas, subidas, etc. Por esta razao no caso dos aviOes acrobaticos estes valores sao maiores. No caso do projeto AeroDesign, as condigOes de veio na competicao, em especial com carga maxima, fazemcomque as monobras efetuadas durante a missao sejam bastante suaves. Desta forma, os fatores de carga especificados em A26.337 sao excessivos. Assim, pode-se pensar em uma reducao nos valores para n 1 = 2,0 e n2-1,0.

A26.341 GUST LOAD FACTORSOs fatores de carga de rajada devem ser considerados na condicao de flaps levantados, na velocidade V D , ao nivel do mar. Os fatores de carga sao: n3 = 1 + q S SC L / G n 4 = 1 q S SC L / G Sendo: q - pressao dinamica na velocidade V D ; [Pa] S - Area de referencia da asa; [m2] G - peso total da aeronave; [N] SOL -Acrescimo no coeficiente de sustentaceo. Pode ser calculado como: SC E = a arctg ( FU / VD ), sendo:

V H.

Velocidade minima de flap, V F:VF

2,56 [n, m / S ] 1/2

No calculo do lado esquerdo da envolteria de veo, velocidades abaixo de VA , na condica'o de flaps levantados, urn C N = 1,35 pode ser usado e no caso de flaps baixados, C N = 2,00.

208

Edison da Rosa

introducao ao Projeto Aeronautic

209

a - Inclinagao da curva de sustentagao. Pode ser usado o valor 0,08 / . U - Velocidade do rajada, que deve ser de 15,24 m/s. F - Fator de redugao da rajada: F = 0,2 ( m / S OBSERVACAO:Os fatores de carga de rajada consideram um vento vertical de 50 ft/ s. 0 fator de redugao leva em conta que existe um gradiente nesta velocidade, ou seja, o aviao nao e subitamente submetido a esta rajada, mas sim progressivamente. No caso especifico do projeto AeroDesign, estes fatores de rajada podem ser tambem reduzidos, pois o v8o nao e efetuado a grandes alturas, logo a velocidade padronizada de 50 ft/s dificilmente ire se manifestar, pela proximidade da aeronave com o solo. Neste sentido, o relat8rio NACA NR-692 indica que, para v8os abaixo de 3500 ft, a velocidade de rajada nao excede 25 ft/s, com mais de 95% dos pontos abaixo de 20 ft/s. Assim, recomenda-se trabalhar para o projeto AeroDesign com uma velocidade de rajada U, de 25 ft/s, ou 7,62 m/s. 0 fator de redugao F deve ser usado.) 0,25.

Adicionalmente a esta carga normal, uma carga horizontal deve ser considerada, corn a mesma forma de distribuigao da caraa normal, corn intensidade: Pontos A e G na envolteria de vOo: H = 0,25 N; Todos os outros pontos: H = 0,20 N. Outras distribuigbes aceitaveis de N sao a de Schrenk e a da teoria da linha de sustentagao, que usa a expansao em sane de Fourier no calculo do distribuigao do circulagao. Para estas distribuig,Oes a carga horizontal deve ser obtida pelo calculo local de C c , angulo induzido e resistncia aerodinamica na segao. 0 posicionamento da carga ao longo do corda e feito considerando o momento aerodinamico gerado pelo perfil. Nos casos de flaps defletidos, a distribuigao de sustentagao pode ser obtida corn os acrescimos de sustentagao e arrasto causados pelos flaps, considerando uma distribuigao retangular para estes acrescimos, no comprimento dos flaps. OBSERVACAO:No projeto aerodinamico da asa nao e considerada a fuselagem, ou seja, a area de referencia a area geometrica bruta da asa. Jd o calculo estrutural considera, por seguranga, apenas a area liquida da asa, externa a fuselagem, como a area que ester gerando sustentacao e equilibrando as forges de peso e de manobra.

A26.343 WING AERODYNAMIC LOAD DISTRIBUTIONPara os casos positivos de carga de manobra e de rajada, as forgas aerodinmicas horizontal e vertical sobre a asa devem ser aumentadas pelo fator 1,05. As cargas aerodinamicas na asa devem ser consideradas atuantes na area liquida, a menos que a parcela de carga aerodinamica que atua na fuselagem possa ser realisticamente determinada. c) A seguinte distribuigo de cargas normais pode ser usada, para o caso de flaps para cima.

A26.347 UNSYMMETRICAL FLIGHT CONDITIONSAeronaves nao acrobaticas. Considerar 100 % da carga aerodinamica do caso A em urn lado do aviao e 70 % carga aerodinamica do caso A no outro lado. Aeronaves acrobaticas. Considerar 100 % do carga do caso A em urn lado do aviao e 60 % caraa aerodinmica do caso A no outro lado. Esta carga nao simetrica reagida pela inercia da aeronave. Este caso de carga geralmente afeta apenas a estrutura de fixagao asa-fuselagem. Foram se houver massas significativas na asa, como motores ou tanques de combustive' em ponta de asa, entao uma analise completa do asa necessaria.

/2a

Figura 11.2 - Carga aerodinmica sobre a asa.

W N

1 2 b'c,a /4

A26.349 ROLLING CONDITIONSA asa e a estrutura de fixagao asa-fuselagem deve ser projetada para cargas normais e horizontais de 75 % do caso A, agindo em ambos os lados do aeronave, mais a torgao do asa decorrente do deflego dos ailerons. Esta torgao e calculada como: Cm = Cmo + 0,01 6,; aileron para cima;

N - Forga normal total do aeronave; [N] b'- semi-envergadura liquida; [m] cma - corda media aerodinmica. [m]

210

Edison da Rosa

Introduco ao Rroje to Aeronautic

211

Cm = C md 0,01 5 d ;

aileron para baixo.

Coeficiente C m --Coeficiente de momento local da sego; de momento do perfil da sego; Cmd - Deflexo do aileron, para cima, [ ]; 6d ; - Deflexo do aileron, para baixo, [ ];

Motores de quatro tempos: 1,33 para motor de 5 cilindros ou mais. Motores de dois tempos: 6 para motor de 1 cilindro; 3 para motor de 2 cilindros; 2 para motor de 3 cilindros ou mais.

Calcule

Aa=

VVc

'3 p6d;

Ab=

0,5 . - /. 6p 7 =\

6 - Deflexo total do aileron, [ ]; 6p = 6d + Calcule

Para motores corn caixas de reduco os fatores acima podem ser alterados, dividindo os mesmos pela relago de transmissao da reduco. 0 fator resultante no pode ser menor que 1,33. Urn fator de carga para carga lateral deve ser usado de 1,5 para aeronaves n'So acrobaticas e de 2,0 para aeronaves acrobSticas. d) No cSlculo corn as cargas transmitidas pelos elementos adjacentes do trem de pouso o torque do motor pode ser considerado zero.

C 0 01 K .5b V C ma 0,01 . 5 a vc 6d - Deflexo do aileron, para baixo, correspondente a Ad; 66 - Deflexo do aileron, para baixo, correspondente a Ab;

1

Se K < 1,0, Ad e critico e usado para determinar O d e 5 d . Neste caso V0 critics e deve ser usada no calculo da torco da ass. Se K 1,0, Ab e critico e e usado para determinar e 6 d . Neste caso VD e critics e deve ser usada no cblculo da torgo da ass.

A26.393 LOADS PARALLEL TO HINGE LINENas superficies de controle os suportes, articulagOes e pontos de fixaco devem ser projetados para urns carga de inercia agindo paralela ao eixo da articulagao, igual a K vezes o peso da superficie de controle. K = 24 para superficies verticals; K = 12 para superficies horizontais.

0

A26.351 REAR FUSELAGE LOADSA parte traseira da fuselagem considerada a partir do ponto traseiro de fixaco da asa na fuselagem. A fuselagem traseira dever suportar as seguintes cargas, agindo separadamente: As cargas simetricas da empenagem horizontal, A26.421; As cargas n simetricas da empenagem horizontal, A26.427; As cargas da empenagem vertical, A26.441; As cargas da bequilha traseira, A26.497.

A26.421 HORIZONTAL TAIL LOADSCalcule as cargas de manobra usando a presso: = 230 + 0,534 n I G [Pa],

575 Pa

Calcule as cargas devido a rajadas corn a presso:

A26.361 FORWARD FUSELAGE AND ENGINE MOUNT LOADSA fuselagem dianteira e o suporte do motor devem ser projetados para suportar as cargas: a) Os fatores de carga positivos e negativos de manobra e rajada, combinados corn o torque do motor na potncia maxima para decolagem multiplicado, pelo fator abaixo: a1) Motores de quatro tempos: 8 para motor de 1 cilindro; 4 para motor de 2 cilindros; 3 para motor de 3 cilindros; 2 para motor de 4 cilindros;

a T - Inclinago da curva de sustentago da empenagem. vc ser usado Podeo valor 0,06 / . c) Determine a presso de projeto w 1 como a maior de a) e b). As duas distribuicOes de carga abaixo devem ser consideradas. Calcule w2 como:

NT = q 6ci, /

[Pa];

6CLT = 0,5 . aT arctg

FU

W =

2

C S + CE + h 0,5 . (cs + cE )+ h

212

Edison da Rosa

Introducao ao Projeto Aerontutico

213 N[Pa], _ 575 Pa, .2 = w5 3

w 5= 0,64 .1

6.S C

4 w.,w2A

A seguinte distribuico de carga no flap deve ser usada:

Wi c/4C Cs

h

CE

ws

w6 /2CF

Figura 11.3 - Carga sobre o estabilizador horizontal e profundor.

d) As cargas definidas acima devem ser consideradas agindo verticalmente nos dois sentidos.

Figura 11.5 - Carga aerodinmica sobre os flaps.

A26.441 VERTICAL TAIL LOADS0 carregamento nesta superffcie e o mesmo de A26.421(a) e as distribuicOes de A26.421(c) devem ser consideradas.

A26.473 GROUND LOADS AND ASSUMPTIONS As cargas de impacto de aterrisagem, sob A26.479 a 483, podem ser calculadas a partir da energia de impacto, como determinado por este paragrafo. No calculo da energia a ser absorvida pelo trem de pouso, as seguintes hip6teses podem ser usadas.

A26.455 AILERONSA presso de projeto w 3 dos ailerons calculada como: n' = 0,466 . G [Pa], 575 PacA + h

w4

=

1 - A massa usada para determinar a velocidade vertical de descida deve corresponder a maxima massa de decolagem. 2 - A velocidade vertical da aeronave 6:V=

Iv ' 0,5 . c A + h

A distribui0o de carga a ser considerada nos ailerons : 0,902

m S,

\ 0,25

[m/s]

A velocidade vertical no pode ser menor do que 2,13 m/s, e no precisa ser major que 3,04 m/s. c) 0 fator de carga de inarcia usado para o projeto nao pode ser menor do que 2,67 e o fator de reacao do solo n pode ser menor do que 2,0.

A26.479 LEVEL LANDING CONDITIONFigura 11.4 - Carga sobre os ailerons.

a) Para aeronaves corn bequilha traseira, a aeronave esta em posico nivelada corn uma carga vertical no trem de pouso principal de: = (n - G, sendo:

A26.457 WING FLAPSA carga nos flaps 6 calculada pela equaco a seguir, sendo C N o valor maximo do coeficiente de forca normal da asa.

n - Fator de carga no CG, durante o impacto corn o solo, A26.473; - Fator de carga de sustentacao da asa, n L = 0,67.

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As cargas de aceleraco do movimento da roda (spin up) e a carga dinamica de retorno, aplicadas nos eixos, fornecem uma carga horizontal, em ambos os sentidos, FH: FH = 0,25 n G. b) Para aeronaves corn bequilha dianteira: 1 - Corn todas as tres rodas em contato corn o solo simultaneamente, o fator de carga vertical sobre o CG do avio e como mostrado; e 2 - Corn a bequilha fora do contato corn o solo, o carregamento acima se aplica.

A26.485 SIDE LOAD CONDITIONSCorn a aeronave nivelada e as rodas em velocidade, as cargas nas rodas do trem principal sao:

0,67 G 'V0,67 G

Figura 11.7 - Cargas transversais nas rodas.

A26.493 BRAKED ROLL CONDITIONSCorn a aeronave nivelada, as cargas nas rodas do trem principal sao:

Figura 11.6 - Carregamento no trem de aterisagem.K=0,25; PF

= (n n,) G b

a+b'

a PR = (nn L ) G b a + b A26.481 TAIL DOWN LANDINGa) As condicifies de aterrissagem corn a cauda baixada sao: 1 - Para aeronaves corn bequilha traseira, considerar todas as rodas em contato corn o solo simultaneamente; ou 2 - Para aeronaves corn bequilha dianteira, considerar na posico de estol, ou corn a cauda imediatamente fora de contato corn o solo, o que for manor. b) Em ambos os casos acima, as cargas de aceleragao do movimento da roda sac) consideradas zero.

4

0,67 G

P

0,54 G

0,54 G

Figura 11.8 - Cargas longitudinais nas rodas.

0,67 G

A26.499 SUPPLEMENTARY CONDITIONS FOR NOSE WHEELSCorn a aeronave no solo, na sua condicao normal, as cargas na bequilha dianteira e sua estrutura, incluindo as articulaceies de acionamento, sao: Carga horizontal dirigida para tras: Fv = 2,25 R, F H = 0,8 Fv Carga horizontal dirigida para frente: Fv = 2,25 R, F H = 0,4 Fv c) Carga horizontal dirigida para o lado: Fv = 2,25 R, F L = 0,7 Fv

A26.483 ONE WHEELLANDINGEm ve) nivelado a aeronave toca o solo corn apenas uma roda do trem principal. As cargas sao as mesmas que para uma roda, determinadas em A26.479.

216 sendo: R - Reagao estatica no eixo da bequilha; F v - Forga vertical no eixo; F H - Forga horizontal no eixo; F L - Forga horizontal, agindo no solo.

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Introduc5o ao Projeto Aeronautic

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12. PROJETO ESTRUTURAL

12.1 INTRODUCA0A0 PROJETO DE ESTRUTURAS0 processo de calculo estrutural tern como ponto de partida as seguintes informagOes, que devem estar disponiveis: Geometria da estrutura a ser projetada, seja asa, empenagem, trem de pouso, etc; Propriedades mecanicas do material proposto para a estrutura; EnvoltOria de cargas previstas para a estrutura; Fatores de carga para a estrutura; Coeficiente de seguranga recomendado. As cargas previstas para a estrutura devem estar de acordo corn o regulamento aeronautic adotado para o projeto, incluindo as cargas aerodinarnicas, nas diferentes condigOes de vOo, as cargas de manobra, as cargas de inercia em condigOes criticas, as cargas de rajada e outras eventuais especificadas.\XS.W.Arkliaucts..imattiorit.tismil 7 ,\ \ .. : ,1/4 \.,,s\ \\\,skit, \ 74%,,

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Figura 12.1 Sega da ponta da asa de urn Piper Asteca.

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12.2 TIPOS DE ESTRUTURASAs estruturas aeroneuticas apresentam-se nas mais variadas formas e configuragbes, dependendo da aplicageo, porte e custo da aeronave, dentre outros fatores. No entanto, dois pontos esteo sempre presentes, que sao o aspecto do peso, buscando-se o menor possivel, e o aspecto da seguranga. Adicionalmente, a rigidez da estrutura tambern importante, de modo a garantir a forma e posicionamento geometrico e, portanto, o desempenho aerodinamico. Em geral as estruturas podem ser classificadas em trs tipos: ESTRUTURAS TRELICADAS Sao formadas por elementos lineares que trabalham predominantemente sob carga axial, trageo ou compresso. Os elementos sao unidos entre si por solda, no caso de tubos de ago, padrao aeronautic, tipo 4130, ou por unities coladas, no caso de madeira ou materiais compostos.Figura 12.3 - Estrutura monocoque de urn cone traseiro de uma fuselagem.

n0

, 1

11

r

ESTRUTURAS SEMI-MONOCOQUE Urna estrutura monocoque exige chapas espessas, para que haja estabilidade da mesma. Assim, uma estrutura semi-monocoque, usando chapas mais finas, e mais eficiente, sendo mais leve. Neste tipo de estrutura a chapa, por ser mais fina, necessita ser suportada por reforgos. Assim, existe adicionalmente a chapa uma estrutura interna de reforgo que mantm a geometria e de estabilidade a chapa. Os reforgos sao na diregeo transversal, na forma de cavernas ou nervuras, bem como no sentido longitudinal, stringers. Urns estrutura semi-monocoque pode usar chapas tao fines como 0,5 mm, ou ate menos, corn plena seguranga. E a forma mais usual de fabricageo de estruturas aeroneuticas.

Figura 12.2 - Estrutura trelicada da fuselagem de uma aeronave de pequeno porte.

L

L

N N r r r r

As estruturas aeroneuticas de alto desempenho devem ser rigidas, leves e aerodinemicas. Esta conjungeo de fatores faz com que sejam projetadas junto a superficie aerodinamica, na forma desta, usando materiais leves, de media e alta resistencia, corn uma espessura de material bastante pequena. Este o conceito que levou ao desenvolvimento das estruturas do tipo monocoque e semi-monocoque. ESTRUTURAS MONOCOQUE As estruturas deste tipo tern como caracteristica que o revestimento alern de ter fungeo aerodinemica tambern estrutural. Assim, a estrutura fabricada a partir de superficies, normalmente duas ou mais chapas de aluminio, conformadas corn a geometria e unidas por rebites ou cola. Urn material tipico a lige de aluminio 2024 T3. Mais recentemente tern sido usadas tambern chapas sandwich de material composto. Esta construgeo eficiente para estruturas relativamente pequenas, pois a chapa deve transmitir todo o esforgo e com grandes dimensbes ela fica instavel, a menos que tenha uma espessura relativamente grande.

Figura 12.4 - Exemplos de estruturas semi-monocoque.

12.3 SOLICITACOES PREDOMINANTESOs elementos estruturais mais importantes de uma aeronave sao: Asa; Fuselagem; Empenagem; Trem de pouso; Suportes e fixagOes diversas.

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Os tipos, origens e intensidades das solicitagOes sac) bastante diferentes em cada caso, mas de uma forma geral sao sempre do tipo: Flexao; Cisalhamento; To rga o. Como as estruturas aeronauticas sao usualmente construidas corn espessuras de parede muito pequena, o tipo de configuragao / solugo estrutural em muitos aspectos diferente do habitual na engenharia de projeto de pegas e equipamentos. No caso da flexao, a eficiancia estrutural e maxima quando o material esta totalmente colocado longe da linha neutra, como em um perfil de saga I. Assim, muitas longarinas de asa sao projetadas como uma saga construidas a partir de cantoneiras extrudadas, ou perfis de chapa dobrada, ou ainda de urn Onico bloco usinado. Em geral a espessura da alma muito menor do que a espessura das abas (mesas) da saga.

Em estruturas corn paredes tao finas urn aspecto essencial prover o reforgo necessario para distribuir cargas que atuam concentradamente, como fixag g es de trem de pouso, motores, asas, etc. Nestes casos colocado urn reforgo, corn o suporte incorporado, que recebe a carga concentrada e distribui de forma mais uniforme para a chapa da estrutura. O perfil de reforgo e calculado com base na formulagao de vigas sob apoio elastic, apoio este formado pela chapa. 0 critario de calculo pode ser em termos de urn deslocamento maxim (rigidez), ou de tenso maxima na chapa, ou mesmo no perfil.

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JFigura 12.5 - SegOes tipicas de uma viga, para suportar apenas flexa"o e cisalhamento.

Em muitos casos, como em estruturas monocoque e semi-monocoque o revestimento e estrutural, este e usado para resistir aos esforgos de flexo e torgo, sendo incorporada uma alma para suportar o cisalhamento.

Figura 12.7 - Suporte aplicado em estrutura de parede Tina, corn perfil de reforgo.

Para resisti