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Alessandro Nunes Feriotto Pires ESTUDO DE VIABILIDADE DE MOTORIZAÇÃO A AR- COMPRIMIDO SOB ALTA PRESSÃO EM AERONAVE OTIMIZADA AERODINAMICAMENTE Trabalho de Conclusão de Curso de Engenharia Aeronáutica da Universidade de Taubaté – UNITAU como requisito para o grau de Engenheiro Aeronáutico da primeira turma do curso Orientador: Prof. Viktor Aleksei Pastoukov, Dr. TAUBATÉ 2009

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Page 1: TCC FINAL-Alessandro-Eng-Aeron-UNITAU-1ªturma2009

Alessandro Nunes Feriotto Pires

ESTUDO DE VIABILIDADE DE

MOTORIZAÇÃO A AR-

COMPRIMIDO SOB ALTA PRESSÃO

EM AERONAVE OTIMIZADA

AERODINAMICAMENTE

Trabalho de Conclusão de Curso de Engenharia

Aeronáutica da Universidade de Taubaté – UNITAU

como requisito para o grau de Engenheiro Aeronáutico

da primeira turma do curso

Orientador: Prof. Viktor Aleksei Pastoukov, Dr.

TAUBATÉ

2009

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ESTUDO DE VIABILIDADE DE MOTORIZAÇÃO A AR-

COMPRIMIDO SOB ALTA PRESSÃO EM AERONAVE OTIMIZADA

AERODINAMICAMENTE

Alessandro Nunes Feriotto Pires1 – [email protected]

Viktor Pastoukov2 – [email protected]

(1) Aluno do Departamento de Engenharia Mecânica da Universidade de Taubaté

(2) Professor do Departamento de Engenharia Mecânica da Universidade de Taubaté

RESUMO

Este Trabalho de Conclusão de Curso de Engenharia Aeronáutica, proposto por aluno

subscritor a Universidade de Taubaté, tem por objetivo estabelecer bases teóricas de

projeto preliminar e aplicação de motor aeronáutico movido a ar comprimido sob alta

pressão em aeronave regional de pequeno porte – inicialmente com capacidade estimada

para 20 passageiros mais dois tripulantes. O motor será uma aeronautização do motor

monoenergia a ar comprimido inventado pelo Engenheiro Francês Guy Nègre e

atualmente fabricado pelas empresas MDI Enterprises S.A. (antiga MDI - Motor

Development International S.A.), França, e Tata Motors, Índia, utilizado naqueles países e

em outros na Europa.

Figura 01. Projeto de Pistão-biela-articulada, montagem, projeto computacional e motor.

Há também a empresa Air Car Factory S.A., Estados Unidos, que pleiteia (judicialmente)

os direitos pela invenção, porém nenhuma informação mais detalhada de seu motor foi

encontrada além das pouquíssimas existentes em seu site na Internet; há algum detalhe da

locomotiva a ar comprimido inventada pelo fundador da fábrica Estado-Unidense. Com os

dados obtidos nos vários sites na rede mundial de computadores foi definida a

configuração de aeronave padrão para aplicação da motorização – de aerodinâmica

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otimizada, cujas especificações iniciais serão apresentadas com respectivos dados obtidos

destas, e serão a base de dados para o presente Trabalho. Os cálculos dos ciclos e

transformações termodinâmicas, aliados ao conhecimento prévio de dados obtido nos

diversos sites da Internet e literatura sobre o tipo de motor escolhido (MDI) comprovarão

a potência e o trabalho necessários a viabilizar sua aplicação aeronáutica. Cálculos de

desempenho associados com dados experimentais previamente conhecidos (provenientes

de pesquisas e estudos recentes em diversas instituições) viabilizarão o projeto preliminar

da aeronave. A comparação dos resultados com os dados coletados em literatura

eletrônica e na rede mundial, validarão o projeto preliminar da aeronave com a

motorização proposta. A previsão de projeto mecânico e respectivo ensaio em ambiente

Inventor e/ou Catia, assim como ensaios computacionais para determinação do

comportamento do ar comprimido desde o reservatório até o escape em ambiente Ansys

CFX não foi possível dentro do prazo disponível, podendo ser alvo de trabalho futuro. A

necessidade da busca por novas alternativas aos combustíveis fósseis, bem como, a

necessidade de humanização e democratização do transporte aéreo, aliados a necessária

rapidez e agilidade que o atual mundo globalizado impõe, são as razões que motivaram o

presente T.C.C.

Figura 02. Blended Wing Body em concepção artística

Fonte: www.boeing.com

Palavras-Chaves: Compressed air engine; compressed air car; compressed air aircraft;

blended wing body design; air car design.

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1. INTRODUÇÃO

Ilha Solteira, 1974. Após três dias de internação hospitalar, uma criança de apenas 03 anos

de idade volta para recuperação final de sua saúde em casa depois de séria crise de

bronquite, seqüelando alergia crônica respiratória, ocasionada pelo ar seco da região e

poluição do ar.

Andradina, 1977. Nova crise alérgica é sofrida pela criança em razão, principalmente, da

condição do ar - ainda mais seco daquela região, suas ruas poeirentas e, novamente,

poluição do ar.

Copenhage, 2009. Conferência Mundial para o Clima promovida pela Organização das

Nações Unidas sobre o tema Aquecimento Global para definição de medidas imediatas

para contenção da elevação das temperaturas e redução da emissão de gases poluentes.

A situação de poluição do ar só piorou nos últimos anos. Toneladas de partículas sólidas e

gases poluentes são anualmente lançados na atmosfera; a grande maioria destes, pela ação

do homem. O efeito estufa, de ocorrência natural, tem sido afetado de forma negativa e

nociva para a biosfera em razão do aumento da concentração dos gases que o originam. O

Dióxido de carbono, dentre vários outros gases, naturalmente ou não, presentes na

atmosfera, é o maior contribuidor individual para o aumento da forçante radioativa dos

gases de efeito estufa, sua contribuição está por volta dos 1,56 W/m² durante o período de

1765 até 1992.

Tabela 01. Concentração de gases contribuintes ao efeito estufa

Gases de Efeito Estufa Concentração-1750 Concentração-1992 Forçante radioativa (W/m2)

Dióxido de Carbono 280 ppmv 355 ppmv 1,56 Metano 0,8 ppmv 1,72 ppmv 0,5

Óxido Nitroso 275 ppbv 310 ppbv 0,1 CFC-11 0 280 pptv 0,3 (todos CFC's) CFC-12 0 484 pptv 0,3

HCFC's/HFC's 0 n/a 0,05 Ozônio Troposférico n/a Variável 0,2 – 0,6 Ozônio Estratosférico n/a 0,3 ppmv –0,1

Fonte: http://www.portalsaofrancisco.com.br/alfa/meio-ambiente-efeito-estufa/efeito-

estufa.php

Para estabilizar as concentrações que estão presentes nos dia de hoje, seria necessário uma

redução de 60% na emissão global de dióxido de carbono. Para resolver este problema foi

criada a F.C.C.C. (Framework Convention on Climate Change) na ECO 92, realizada na

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cidade do Rio de Janeiro, onde se propôs um programa para redução da quantidade de

dióxido de carbono e desenvolveu métodos de proteção às fontes renováveis de dióxido de

carbono1. A tabela abaixo resume a contribuição dos gases de efeito estufa, somando uma

forçante total de 2,7 W/m². Claramente, o dióxido carbono é o maior contribuinte para o

aumento do efeito estufa.

A utilização de combustíveis provenientes de fontes renováveis obviamente é um avanço

com relação aos demais combustíveis, na maioria fósseis. Porém, todos emitem CO2 em

sua queima, sem exceção. Essa troca de fonte energética, aliada a outras trocas de matrizes

energética, apenas fazem diminuir a velocidade no aumento da concentração dos gases na

atmosfera. Ação mais contundente, direta e efetiva na diminuição da concentração dos

referidos gases na atmosfera é a utilização de fonte energéticas alternativas, das quais na

resultem emissão de gases poluentes ou geradores de efeito estufa.

Uma excelente opção do ponto de vista benéfico ao meio ambiente e à biosfera são

utilização de motores movidos a ar comprimido. O primeiro veículo movido a ar

comprimido que se tem registro é uma patente de locomotiva datada de 1828, de origem

britânica, projetada por Bompas2.

Figura 03. Locomotiva a ar-comprimido de Parsey, 1847.

Fonte: air car_view3.pdf

Registros anteriores (Royal Society London, 1687) dão conta de que Denise Papin já tivera

tal idéia. Estes veículos, que podemos chamar de Locomotivas pneumáticas, foram

construídas em diversos momentos por diversos construtores, podendo-se destacar o

veículo construído em 1848 pelo Barão Von Rathlen, o veículo do construtor Julienne

datado de 1855 e as locomotivas pneumáticas do sistema Mékarski, cujas primeiras datam

1 http://www.portalsaofrancisco.com.br/alfa/meio-ambiente-efeito-estufa/gases-do-efeito-estufa.php 2 http://www.dself.dsl.pipex.com/index.htm

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de 1876, da Paris Tramways Nord3. Muitos bondes a ar comprimido com o sistema

Mékarski foram testados para uso na Inglaterra, sem sucesso devido ao alto custo, tão

somente, mas, tecnicamente, eram viáveis. No período de 1878 a 1879 foi testado em Nova

Iorque um projeto de locomotiva do engenheiro Robert Hardie, que utilizava compressão

em multi-estágios para redução de perdas. Outro sistema testado no período de 1894 a

1899, também em Nova Iorque, projetado por Joseph Hoadley e Walter Knight – chamado

de sistema Hoadley-Knight, foi o primeiro a incorporar motor com expansão em dois

estágios – compound, utilizando vapor de água aquecido para aquecer ar comprimido e

ganhar mais pressão, porém sem alcançar o resultado esperado. Por volta de 1896 Charles

B. Hodges patenteou seu invento: um motor de dois estágios com reaquecedor entre dois

estágios de pistão visando potencializar a expansão do ar comprimido. A companhia H. K.

Porter comprou os direitos da patente e vendeu centenas de locomotivas (pequenas)

equipadas com esse motor, a grande maioria empregada até 1930 nas minas de carvão do

Leste dos Estados Unidos e em Alberta, Canadá4.

Figura 04. Locomotiva a ar-comprimido da Dickson Locomotive, 1899.

Fonte: air car_view3.pdf

Em 1979 Terry Miller estabeleceu que ar comprimido era o meio de armazenamento de

energia mais perfeito, construindo e patenteando seu Air Car One. Seus motores provaram

a viabilidade do emprego do ar comprimido como fonte de energia e patenteou seu método

em 19835.

3 http://www.tramways.freeserve.co.uk/Tramframe.htm?http://mysite.wanadoo-members.co.uk/tramways/Articles/Compair2.htm 4 http://www.sandonbc.com/railwaytourism.html 5 Patente US4370857

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Figura 05. Terry Miller e seu invento, 1979.

Fonte: air car_view3.pdf

Com o advento dos materiais compósitos, tanques menores, mais leves e muito mais

resistentes foram desenvolvidos, o que tornou viável a utilização de motores a ar

comprimido em automóveis urbanos em razão da diminuição de dimensões e peso dos

cilindros de ar comprimido. Armando Regusci, Uruguaio, projetou, desenvolveu e

patenteou motor a ar comprimido em 1989, cujo rendimento e construção mostraram-se

revolucionários, sem notícia de eventual produção. Mais recentemente, em 1991, o

engenheiro automotivo Guy Nègre projetou e desenvolveu motor com sistema de biela

articulada que, com emprego de materiais compósitos, alumínio e ligas leves, viabilizou a

construção em nível industrial de carros urbanos e competitivos, se comparados a outros

automóveis baseados em energia alternativa – Elétricos, Solares, Hidrogênio e Células de

Combustíveis. Porém, o projeto inicial de Nègre mostrou-se pouco eficiente, mesmo

quando comparado ao de Armando Regusci, o que o fez desenvolver, em 2004, motor

muito similar ao Uruguaio, sem contudo, referenciá-lo. Pode-se também citar o

desenvolvimento da EngineAir, a Quasiturbine, e a recente produção Indiana bem sucedida

do veículo Nano, da Tata Motors em parceria com a MDI Enterprises - de Guy Nègre.

A idéia, portanto, de veículos movidos a ar-comprimido data inicialmente de 4 séculos

atrás, sendo progressivamente desenvolvida por pesquisadores e engenheiros de forma

isolada, porém acelerada. O fator sócio-econômico e a globalização são os principais

fatores a retardar a progressiva implantação de fábricas para produção destes veículos em

diversas partes do mundo.

Nesse sentido que o presente trabalho procura auxiliar a resolver o problema das grandes

emissões aeronáuticas de poluentes e de gases geradores do efeito estufa: o estudo de

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viabilidade de implantação da motorização a ar comprimido como meio propulsivo na

aviação leve de transporte – aeronaves tipo commuter. Para tanto, dada a baixa potência

gerada por cada motor, fortemente compensada pela sua boa relação peso/potência,

necessita-se escolha inevitável de aeronave com a melhor configuração aerodinâmica

possível combinada com melhor eficiência de consumo de combustível. Em resposta a esta

questão todas as pesquisas indicam como melhor opção um Blended Wing Body (BWB)6.

Figura 06. Protótipo X-48, a Boeing, em parceira com a NASA, cujo projeto original data

dos anos 50, e divulgação (X-48) de 2006.

6 http://en.wikipedia.org/wiki/Boeing_X-48

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2. REVISÃO DE LITERATURA

As buscas e pesquisas foram realizadas na rede mundial de computadores – Internet, em

razão do escasso tempo disponível que o aluno subscritor dispõe. Tais buscas e pesquisas

mostraram que o assunto referente à motorização monoenergia a ar comprimido sob alta

pressão, apesar de antigo – início do estudo e efetiva aplicação registrada pela Royal

Society London em 1684, até hoje não foi devidamente aprimorado para efetivo uso

tampouco desenvolvido como tecnologia, apesar das pesquisas efetivas já realizadas.

Recentemente, com a crescente necessidade da troca da matriz energética - atualmente

baseada nos combustíveis fósseis - por outras fontes de energia alternativas (renováveis), a

literatura obtida restringe-se a pesquisas e/ou pesquisadores ligados a três empresas: MDI

Enterprises S.A., Tata Motors S.A. (associada a primeira para desenvolvimento e

fabricação de automóveis com motorização a ar comprimido), e Air Car Factory S.A., esta

última sem informação alguma que seja de domínio público acerca da tecnologia de seus

atuais motores, existentes somente as patentes de motores de antigas locomotivas a ar

comprimido, inviável para aplicação aeronáutica. A nível acadêmico, vários artigos

puderam ser encontrados: muitos a favor e outros contra a motorização a ar comprimido

(automóveis); porém teses e dissertações são muito raras, a exceção daquelas produzidas

por PhD Prof. Bharat Raj Singh, da UP Technical University, e Prof. Mohamed Massod,

do M.J. College of Eng. & Technology, ambos na Índia. O Dr. Singh e o Prof. Mohamed

possivelmente têm ligação com a empresa Tata Motors, associada a MDI Enterprise para

lançamento do Tata Nano naquele país. No Brasil, a única referência sobre o assunto,

ocorrido no programa especial da TV Vanguarda local – “Terra, Vida ou Morte”,

relacionava-se a invenção de um mecânico do Estado do Espírito Santo, sem maiores

detalhes, muito menos de literatura; possivelmente em razão da ligação daquele senhor

com empresa automobilística daquele estado e eventual segredo industrial sobre o seu

motor, ainda em desenvolvimento. Pela reportagem, pode-se observar que a robustez do

motor e sua baixa relação potência/peso (daí o motivo de ainda estar sob pesquisa) torna-o

inviável ao presente trabalho. As demais literaturas indicadas são normas e requisitos

nacionais e internacionais através dos quais buscar-se-á orientar a aeronautização do motor

no sentido de cumprir as exigências legais no que for possível. Obviamente alguns itens

não poderão ser contemplados como, p. ex., sistemas de refrigeração do motor, vez que tal

sistema inexiste no motor alvo pela sua desnecessidade. A análise termodinâmica dos

processos envolvidos é tratada de forma clara, objetiva e direta e baseia-se em livros textos

– indicados pela própria Universidade de Taubaté e disponíveis em sua biblioteca – sobre

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os fundamentos e aplicações dos processos e transformações conhecidas, haja visto a

simplicidade teórica dos processos envolvidos quando comparados a ciclos mais

complexos como o Otto ou o Diesel – estes com efetiva queima de combustível. Para

estimativas iniciais, literaturas impressas não foram encontradas para levantamento dos

concorrentes diretos da configuração de aeronave alvo do presente trabalho. Na rede

mundial, das opções disponíveis, foram escolhidas aeronaves conforme a capacidade de

passageiros (20), a motorização ou a melhor relação peso/potência, além dos dados obtidos

para o próprio BWB. Relativamente aos conceitos e configuração Blended Wing Body, todo

o material disponível foi encontrado também somente na rede mundial, inexistindo, ao

alcance do discente deste trabalho, literatura impressa sobre o assunto. O material nesse

sentido encontrado ofereceu dados, como polar de arrasto, necessários a definição da

melhor configuração motora.

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3. METODOLOGIA

3.1 MOTOR

O motor escolhido é um motor monoenergia, ou seja, funciona apenas com ar comprimido

sob alta pressão e temperatura ambiente e ar atmosférico comprimido a alta temperatura,

semelhante ao que se vê na figura 7.

Figura 07. Motor MDI monoenergia com pistões dispostos verticalmente

Fonte: air car_view3.pdf e Engine_using_compressed_air.pdf (patente US005491977A)

A disposição dos cilindros dos pistões será horizontal e os pistões opostos – figura 08,

configuração esta de aplicação comum em aeronaves. O número de cilindros variará

conforme a potência requerida, onde, nos cálculos termodinâmicos, buscar-se-á estimar a

potência de um único pistão-cilindro.

Figura 08. Disposição horizontal dos cilindros com dois pistões opostos entre si.

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3.1.1 Configuração do motor

O motor é em bloco de alumínio, dois cilindros, inicialmente projetado um para cada roda,

atualmente contando com único motor central no entreixos traseiro, apresenta atualmente

potência – a ser verificada por cálculo – de 75 CV7 (≈ 55,93 kW, modelo MDI 41P068) e,

para cada pistão que fornece trabalho (energia) efetiva, conta com um pistão de

compressão do ar atmosférico. Dados referentes ao curso do Pistão (stroke) e seu diâmetro

(bore) variavam conforme a fonte ou arquivo de patente pesquisados, sendo adotada uma

média desses dados, o que também foi feito com a taxa de compressão, conforme se

apresentam abaixo.

Tabela 02. Valores médios de bore e stroke e taxa de compressão utilizados neste trabalho.

Unidades no S.I..

Pistão de Pressão Pistão de Trabalho

Diâmetro (Bore) 0,035 0,07

Percurso (Stroke) 0,07 0,14

Razão de Compressão 15:1 10:1

.1

.2

O motor em si pode apresentar-se co m uma única unidade de Pistão de Trabalho. Essa

configuração mínima apresenta: Pistão de pressão; câmara motora; válvula rápida; câmara

de Trabalho (ou de potência), e; Pistão de Trabalho, contando, também, com reservatório

de ar comprimido à 4500 PSI9 (≈ 310 bar) em 90 m3.

O pistão de pressão é o responsável por fornecer, ao motor, ar atmosférico comprimido e

em alta temperatura. Pressão e temperatura iniciais ambientais.

A câmara motora recebe o ar atmosférico repassando-o imediatamente, via válvula rápida,

à câmara de trabalho. Na câmara motora a pressão chega a 20 bar10 e a 400°C.

7 Fonte: infosheet_xprize.pdf 8 Fonte: MDI_ZPM_CityCAT.pdf 9 Fonte: MDI_ZPM_CityCAT.pdf 10 http://www.motormdi.com/comparaciones.htm e http://www.themotorreport.com.au/5732/tata-air-car-powered-entirely-by-compressed-air-blow-me-down/ acessados em 02/07/2007, às 16h46min.

MORTO

MORTOcilindrada

V

VVRazComp

+=

)Stroke()Bore(4

V 2cilindrada ⋅⋅=

π

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No instante que a câmara motora é preenchida, a câmara de trabalho também é preenchida,

porém com ar comprimido do reservatório (chega a ≈ 50 bar) que se encontra a

temperatura ambiente. A válvula rápida abre de imediato, promovendo a misturas dos

gases. Como existe grande diferença de temperatura, aliada a grande pressão, cria-se uma

onda de choque de expansão do ar comprimido – que gera um adicional de pressão – em

direção a válvula de escape e dali ao Pistão de trabalho – com exaustão a -15°C e 1 atm11,

que é assim movido acionando o motor em si, conforme figura 09 abaixo.

Figura 09. Desenho esquemático de uma unidade geradora do motor MDI

Fonte: aircars.doc, Department of Mechanical Engineering, M.E.S.C.E, Kuttippuram.

3.1.2 Análise e definição dos ciclos processos termodinâmicos

Para melhor entendimento do presente trabalho, os conceitos básicos e grandezas utilizadas

foram:

Temperatura absoluta: T

Pressão absoluta: P

Volume: V

Número de mols: n

Massa molecular: µ

Massa total: m

11 http://www.1st-engine.com/Air-Engine.html

Reservatório

Pistão de Trabalho

Câmara motora

Válvula Rápida

Câmara de Trabalho

Pistão de Pressão

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Constante universal dos gases perfeitos: R = 8,31 J/mol.K

Energia interna: U

Quantidade de calor: Q

Trabalho externo: L

Entalpia: H = U + P.V

Entropia: ∆S = ∆Q/T,

sendo ∆S e ∆Q variações elementares (infinitésimas)

1 kcal = 4186 J

cP = calor específico em pressão constante

cV= calor específico em volume constante

k = cP / cV

c = calor específico em transformação politrópica de um gás perfeito

r = (cP - c)/(cV - c) (substitui k da adiabática de um gás perfeito)

A fim de facilitar o entendimento, todo o processo de funcionamento (teórico) do motor,

cuja unidade básica é Pistão Pressão/Câmaras motora e de Trabalho/Pistão Trabalho foi

divido em dois ciclos e uma transformação.

O primeiro ciclo refere-se as fases de:

• Expansão Politrópica dos resíduos de ar comprimido do ciclo (neste pistão)

imediatamente anterior – politrópica porque os resíduos encontram-se em altas

pressão e temperatura. Ao final da expansão, ocorre a abertura da válvula de

admissão do Pistão de pressão;

• Admissão do ar atmosférico pelo pistão de pressão;

• Compressão – considerada Politrópica – à razão de 15:1 no pistão de pressão –

considerada politrópica porque ocorre aumento de Pressão e temperatura,

observando que sempre ocorre perda de energias;

• Exaustão por abertura da Válvula de escape (para a câmara motora) com liberação

do ar atmosférico, agora comprimido e aquecido. Ao final deste ciclo, óbvio, o

trabalho é fornecido pelo pistão à massa de ar que é comprimida; assim, perde-se

energia na forma de trabalho.

A transformação segue-se após o primeiro ciclo acima e ocorre quando da mistura de ar

atmosférico proveniente do pistão de pressão com o ar comprimido fornecido pelo

reservatório, ocorrendo expansão sônica com conseqüente acréscimo de pressão (em razão

da frente de onda de choque de expansão originada) que segue em sentido ao Pistão de

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Trabalho. A presente transformação ocorre tão logo a válvula de alta velocidade é acionada

(aberta) – quando então se mistura o conteúdo das câmaras motora e de trabalho. A energia

contida no ar comprimido (tanto do proveniente do reservatório quando do proveniente do

pistão de pressão) é utilizada para a expansão. Por comodidade, e a fim de não desviar o

foco do presente trabalho, não foi abordado aqui esse efeito dinâmico do ar atmosférico,

desconsiderando-se portanto esse acréscimo de pressão resultante.

O segundo ciclo segue-se com as seguintes fases:

• Abertura da válvula de admissão do Pistão de Trabalho, que recebe a frente de onda

de choque, conseqüentemente a pressão e temperatura provenientes da câmara de

trabalho;

• Expansão Adiabática do ar agora contido no Pistão de trabalho – isso porque o ar,

foi desconsiderada eventual troca de Calor do sistema com o meio, apesar de

receber energia do meio, resfriando-se e fornecendo trabalho ao Pistão de Trabalho.

Dessa forma, a energia contida no ar comprimido é passada ao Pistão na forma de

Trabalho.

Para tanto, utilizou-se as seguintes formulações e grandezas termodinâmicas, onde:

RAR = Constante Universal específica para o ar;

ρ = massa específica do ar;

k = relação entre cP e cV ;

cP = calor específico a pressão constante;

cv = calor específico a volume constante;

PI e TI = pressão e temperatura no início do ciclo 01 (Pistão de Pressão);

Vcm = Volume da Câmara motora = 4.Vmorto do Pistão de pressão;

.03

.04

.05

A partir de valores experimentais tabelados para cP e cV pode-se, num intervalo de

temperaturas entre 100 e 1000 K, estabelecer uma relação entre estas grandezas e a

temperatura, conforme segue:

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16

.06

.07

.08

Os conceitos, transformações e equacionamentos Termodinâmicos presentes, assim como

um maior detalhamento dos cálculos e a formulação termodinâmica completa para cada

fase do motor pode ser conferida no anexo 6.1

3.1.3 Resultados obtidos.

Com os dados em mãos e as formulações Termodinâmicas estabelecidas, chegou-se aos

seguintes resultados:

Volume da Cilindrada do Pistão de pressão = 0,0000673478925 m3.

Volume morto do Pistão de pressão = 0,00000481056375 m3.

Volume da Câmara motora = 0,0000192422550 m3.

Volume da Cilindrada do Pistão de Trabalho = 0,000538783140 m3.

Volume morto do Pistão de Trabalho = 0,0000598647933 m3.

Volume da Câmara de Trabalho = 0,000239459173 m3.

Dados iniciais atmosféricos: P0 = 101325 Pa.

T0 = 25°C = 298,15 K.

RAR= 287,05

.09

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17

ρ0 = 1,18392515 kg/m3.

3.1.3.1 Ciclo do Pistão de pressão:

Fase I: Devido a presença do ar residual, teremos inicialmente:

TI = TFINALPP = 187,531731 K

PI = PFINALPP = 2,806454.105 Pa.

VI = VMORTOPP = 0,00000481056375 m3.

ρI = 5,21345482 kg/m3.

Fase II: Expansão Politrópica do ar residual – valores ao final da fase:

TII = T0 = 298,15 K

PII = P0 = 101325 Pa.

VII = 0,00001010044643 m3.

ρII = 5,21345482 kg/m3.

Fase III: Admissão / Sucção do ar atmosférico pelo Pistão de pressão – valores finais:

TIII = T0 = 298,15 K

PIII = P0 = 101325 Pa.

VIII = VmortoPP + VcilindradaPP = 0,00007215845626 m3.

ρIII = 1,18392515 kg/m3.

Dado importante desta fase III: Massa de Ar sugada = 0.00007347203878 kg.

Fase IV: Compressão politrópica do ar desde o volume total do pistão de pressão até

PRÓXIMO do volume morto deste, sem atingir o volume morto, que será alcançado

quando as válvulas de escape se abrirem:

TIV = 673,15 K

PIV = 500000 Pa.

VIV = 0,00000375251287 m3.

ρIV = 25,8762061 kg/m3.

Dado importante do final desta fase IV: Massa de Ar descarregada = 0,0000116705854kg.

Fase V: Exaustão do ar comprimido pelo Pistão de pressão para a Câmara motora:

TCamaraMotora = 298,15 K

PCamaraMotora = 101325 Pa.

VCamaraMotora = 0,000019242255 m3.

ρIV = 1,18392515 kg/m3.

TIV = TFINALPP = 187,531731 K

Page 18: TCC FINAL-Alessandro-Eng-Aeron-UNITAU-1ªturma2009

18

PIV = PFINALPP = 2,806454.105 Pa.

VFINALPP = VMortoPP = 0,00000481056375 m3.

ρFINALPP = ρeqV = 5,21345495 kg/m3.

VEQ = VCamaraMotora + VMortoPP + VCilindradaPP = 0,0000914007112 m3.

Dado importante neste final de fase será a massa de ar descarregada, calculada pela

diferença entre a massa de ar que havia no Pistão de pressão (VmortoPP) antes da abertura da

válvula de escape para a Câmara motora, e a massa de ar remanescente depois.

MDV = 0,0000720211393 kg.

No final deste Ciclo o Trabalho empregado (fornecido) ao Pistão de pressão para que este

realize esta tarefa será de:

WPistãoPressão = - 15,9020490 joules (1 ciclo completo).

O sinal negativo indica que foi fornecido trabalho ao Pistão.

Importante registrar que neste ponto o ar, ainda comprimido, no pistão de pressão

encontra-se agora em equilíbrio com o ar na câmara motora. Neste ponto, fecha-se a

válvula de escape do pistão de pressão.

3.1.3.2 Fase das Câmaras Motora e de Trabalho.

As condições iniciais desta fase para a Câmara Motora são as mesmas do final do ciclo do

Pistão de pressão.

TCamaraTrabalho = 298,15 K

PCamaraTrabalho = 965266 Pa.

VCamaraTrabalho = 0,0000288633825 m3.

ρCamaraTrabalho = 11,2785857 kg/m3.

mArCamaraMotora = 0,0000227813896 kg

mArCamaraTrabalho = 0,000325538133 kg

Para esta pressão acima, por falta de dados precisos, havendo dados do arquivo de patente

nº US 6.334.435B1, de janeiro/2002 – Guy Nègre, dando conta de valores iguais a 50 bar

na Câmara motora (engine chamber) e 10 bar na Câmara de Trabalho (working chamber),

utilizada 10 bar de pressão, retornou valores de saída (temperaturas e pressões finais do

processo completo do motor) improváveis que, reiterando-se os cálculos (reversamente), os

valor mais coerente para a Pressão a fim de obter valores finais não absurdos foi o acima

transcrito (≈ 9,65 bar)

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19

Pelo fato de teoricamente ocorrerem trocas de calor entre essas duas massas de ar das

câmaras, considerou-se a transformação similar a uma transformação Politrópica, o que

ofereceu valores de equilíbrio iguais a:

TEqCamaras = 186,07 K

PEqCamaras = 542500,789 Pa.

VCamaras = 0,0000481056375 m3.

ρEqCamaras = 10,1569567 kg/m3.

mArCamaras = 0,0003483195226 kg

3.1.3.3 Ciclo do Pistão de Trabalho.

Supondo que no final deste ciclo, ocorre equilíbrio com o ambiente, então as condições

iniciais serão:

TPistãoTrabalho = 298,15 K (25°C)

PPistãoTrabalho = 101325 Pa (1 atm).

VMortoPistãoTrabalho = 0,0000598647933 m3.

VCilindradaPistãoTrabalho = 0,0005387831397 m3.

VPistãoTrabalho = 0,000598647933 m3.

ρPistãoTrabalho = 1,18392515 kg/m3.

mVMortoPistãoTrabalho = 0,0000708754346 kg

Fase I: Abre-se a válvula de admissão do Pistão de Trabalho (ou válvula de exaustão das

Câmaras) e ocorre a mistura das massas de ar. As condições finais (equilíbrio) desta fase

serão:

TEqPTCT = 298,15 K

PEqPTCT = 443479,849 Pa

ρEqPTCT = 5,18181049 kg/m3.

VCamaraTrabalho = 0,0000288633825 m3.

VMortoPistãoTrabalho = 0,0000598647933 m3.

VEqPTCT = 0,0000887281758 m3.

Fase II: Expansão considerada Adiabática (sem perdas de calor por desprezível que

eventual seja) devido a grande diferença de pressões (desconsiderada ainda o acréscimo de

pressão devido a onda sônica) final e inicial desta fase, adotando-se a temperatura final

Page 20: TCC FINAL-Alessandro-Eng-Aeron-UNITAU-1ªturma2009

20

como sendo a ambiente e determinando-se a pressão e demais grandezas. Ao final da

expansão, fecha-se a válvula de admissão. As condições ao final desta fase foram:

TPPII = 298,15 K.

VPistãoTrabalho = 0,000598647933 m3.

PPPII = 74035,4789 Pa.

Fase III: Transformação Isométrica até atingir a pressão ambiente, abrindo-se a válvula de

expansão ao final desta fase:

PFinalPP = 101325 Pa.

TFinalPP = 217,85 K.

Valor de temperatura este impossível, o que indica necessidade de dividir, na prática, os

ciclos em novas fases, acrescentando-se alguns trocadores de calor a fim de evitar que o ar

se liquefaça-se. Tais trocadores de calor, em determinadas pesquisas encontradas, retiram o

calor do Pistão de pressão, conforme se vê na figura 10.

Figura 10. Esquema de célula de um motor a ar comprimido, destacando-se os trocadores

de calor. Fonte: Tech Monitor, pag.37, edição Nov-Dez/2008.

3.1.3.4 Determinação do Trabalho

Ao final do ciclo do Pistão de Trabalho, pode-se determinar o Trabalho relacioando com a

seguinte expressão:

Pistão de Pressão

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21

.10

que resultou:

WPT = 92,74737698 joules (1 ciclo completo)

Lembrando-se que anteriormente determinou-se:

WPistãoPressão = - 15,9020490 joules (1 ciclo completo)

O Trabalho total do ciclo de uma unidade de célula do motor será:

WPT = 76,84532798 joules por ciclo

Adotando o número de ciclos fornecido por site oficial da empresa MDI Enterprises, como

sendo 3500 rpm12, tem-se para cada célula de motor (par de cilindros e câmaras):

Pot = 4482,6441322 watt

Pot = 6,0113248 HP

3.1.4 Comparação.

Comparados os resultados obtidos com todos os encontrados na rede mundial de

computadores, guardadas distâncias seguras daquelas fontes não confiáveis e

aproximando-se dos arquivos de patentes encontrados e de outros obtidos em sites oficiais

das empresas envolvidas, bem como, das informações obtidas em sites e documentos

oficiais dos pesquisadores PhD Prof. Bharat Raj Singh, da UP Technical University, e

Prof. Mohamed Massod, do M.J. College of Engg. & Technology, ambos na Índia, pode-se

certificar nestes rápidos cálculos a viabilidade da presente concepção de motorização que

se utilizada de ar comprimido a altas pressões. A informação veiculada pela referida

empresa da conta de motor 54,17% mais potente que o aqui calculado, o que não

desmerece o trabalho e a comprovação dos resultados aqui obtidos.

Motor de Dois cilindros (02 células) = 12,02265 HP – cálculos

Motor de Dois cilindros (02 células) = 25 HP – fornecido empresa MDI

O valor que será considerado é o informado no site oficial da empresa MDI. 12 Fonte: http://www.motormdi.com/como.html acessado em 04/7/2007 – 15h28min

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22

3.2 AERONAVE.

3.2.1 Definição dos requisitos.

A Aeronave a ser escolhida como base para o projeto preliminar deve possuir a melhor

configuração no sentido de necessitar da menor potência possível para decolar e manter o

vôo com as mínimas condições de segurança possíveis.

Voltado para atender, em médias distâncias, populações pobres e carentes de forma direta e

mais rápida que um ônibus, porém buscando uma energia limpa e barata a fim de não

tornar este transporte mais um luxo das classes mais altas, o presente projeto quer mostrar

outros caminhos que podem ser trilhados em busca do bem comum e da preservação do

nosso meio ambiente, sem descartar a tecnologia e o desenvolvimento, sem esquecer

também a crescente necessidade de deslocamento mais rápidos entre as cidades.

Nesse contexto, uma aeronave mais otimizada possível, porém ainda em pesquisa, é

Uma aeronave com asa incorporada à fuselagem – Blended Wing Body. Estudos recentes

mostraram que um BWB necessita motores 25% menores que aqueles que uma aeronave

similar (numero de passageiros) necessitaria.

Para atender um numero bom de pessoas a médias distâncias – como um ônibus – fixou-se

o número de 20 passageiros, mais 02 tripulantes. Bagagens, além daquelas de mão, fixou-

se 200 kg totais. Para a média distância, como trata-se de Brasil pode-se imaginar a média

distância como sendo aproximadamente 500 km, o que tomou-se aqui como alcance

máximo. Via de regra, estabeleceu-se 30 minutos de espera. Dados como velocidade de

estol, de cruzeiro e máxima, distância para pouso e decolagem, dentre outros, foram fatores

não fixados, porém, como se verifica ao final, chegou-se a valores bastante atraentes.

3.2.2 Concorrentes diretos.

A titulo de numero de passageiros os concorrentes escolhidos foram:

1) Antonov NA-28;

2) Handley Page JetStream 41;

3) BeechCraft 1900;

4) Nal Saras;

5) Dornier 328-110;

6) Embraer BEM-120 Brasília;

Page 23: TCC FINAL-Alessandro-Eng-Aeron-UNITAU-1ªturma2009

23

7) Handley Page JetStream 31;

Dados técnicos sobre estas aeronaves podem ser verificadas no anexo 6.2

3.2.3 Estudos anteriores – aeronaves conceito.

Estudos anteriores encontrados datam de 1999-2002, oriundos do 5th Framework

Programme of the European Comission: VELA and MOB. O primeiro – VELA – um

projeto para aeronave de grande porte de alta eficiência aerodinâmica, e o segundo – MOB

– um projeto de otimização multidisciplinar de um BWB.

Figura 11. Projeto do programa VELA Europeu.

Fonte: BWBEWADE2007_Scholz.pdf

Baseados nos estudos do VELA, a RÚSSIA mostrou sua pesquisa na área com o TsAGI

IWB (Integrated Wing Body)

Page 24: TCC FINAL-Alessandro-Eng-Aeron-UNITAU-1ªturma2009

24

Figura 12. IWB – BWB Russo.

Fonte: BWBEWADE2007_Scholz.pdf

Os estudos Europeus prosseguem, tendo sido realizado o 6º Programa no período de 2003 a

2006.

Estudos seguem em ritmo acelerado, podendo-se destacar os estudos do Multidisciplinary

Analysis and Design Center for Advanced Vehicles, suportado pela NASA na

Universidade Estadual e Instituto Politécnico da Virgínia, nos EUA; como também o

Instituto de Tecnologia de Massachusetts, também conveniado com a NASA.

Tabela 03. Comparação da distribuição otimizada entre propulsão convencional e

propulsão distribuída, ambas num projeto de BWB.

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25

Fonte: BWBMAD050501.pdf de Leifsson, L.T., Ko, A., Mason, W.H., Schetz, J.A.,

Haftka, R.T., e Grossman, B., Multidisciplinary Design Optimization for a Blended Wing

Body Transport Aircraft with Distributed Propulsion, Universidade Estadual e Instituto

Politécnico da Virgínia, Blaksburg.

Tabela 04. Desempenho Geométrico e Aerodinâmico de um BWB

Tabela 05. Coeficientes de Sustentação, Arrasto e Momento num BWB

Page 26: TCC FINAL-Alessandro-Eng-Aeron-UNITAU-1ªturma2009

26

Figura 13. Silent Aircraft Project (M.I.T.)

Fonte: AIAA-2006-241-725.pdf – Silent Aircraft Project.

Com os dados em mãos, pode-se determinar a Polar de Arrasto, conforme segue abaixo.

CD = CDP + CDF + CDgear + CDR + ∆CD + CDi .12

Adontando CDR = 0; ∆C = 0; fator de Oswald = e = 0,8513, teremos:

CD = 0,0007 + 0,0043 + 0,0004 + 0,059769.CL2 . .13

3.2.4 Cálculos de estimativa de Peso Bruto de Decolagem.

13 BWBMAD050501.pdf

Page 27: TCC FINAL-Alessandro-Eng-Aeron-UNITAU-1ªturma2009

27

Com os valores médios dos concorrentes em mãos, estabelecidos os pré-requisitos de

projeto, pode-se determinar o peso bruto, observando-se que a aeronave real terá menor

valor de peso de combustível vez que utiliza-se de ar comprimido.

Tabela 06. Valores médios das características dos concorrentes.

Valores Médios dos concorrentes (SI) ⇩⇩⇩⇩

MÉDIA

Comprimento - Length l 17,19428571

Altura - Height h 5,595714286

Envergadura - Wingspan b 18,48571429

Área Alar - Wing area SWING 35,34

Alongamento geométrico AR AR 8,029185478

Pessoal total (PESO) Wcrew/pax 27584,7055

Bagagens total Wbagage Carga Paga total (PESO) Wpayload 22957,36765

Peso Armamento eventual Warm.t Peso Vazio - Empty weight Wempty 55754,72791

Peso Max decolagem - Max takeoff weight WMTOW 90619,0498

Fuel capacity, standard Wfuel 32095,02404

Peso Max Zero-fuel - Max zero-fuel weight Wzero-fuel Peso c/Carga Total - Max useful load WMaxLoad 56878,57

Peso CargaPaga-Combust totais - Max payload w/full fuel = média dos valores

W0 454785,6654

Peso Max aterrissagem - Max landing weight WMaxLand

W0 44373,05805

Maior valor obtido entre MTOW e M0. W0 (MTOW, W0) 454785,6654

Max ramp weight

We/W0 0,122595614

Wf/W0 0,070571758

Wpayload/W0 0,050479532

Performance

Never exceed speed:

Maximum speed: Vmax 144,3650794

Cruise speed: Vcruise 135,2777778

Stall speed: Vstall 43,75

Max level speed, sea level (VMAX) Vmax-sl

Range: R 1395061,857

Service ceiling: Hserv 8309,333333

Rate of climb, sea level RS 10,95

Autonomia

21600

Powerplants: Pot 1347104,511

emptyfuelpayloadcrew WWWWW +++=0

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Single-engine ROC, sea level

Relação Peso/Potência - Power/mass: Pot/W0 36,18187686

W0/Pot 0,0359841

Wing loading: W/SWing 2477,813567

Takeoff distance over (xx) obstacle

Accelerate-stop distance (to/from 50-ft height)

Takeoff distance, Land

1100

Os procedimentos para determinação do peso bruto de decolagem podem ser vistos passo a

passo no anexo Error! Reference source not found..

Envergadura considerada = 16,845 m

Área Alar considerada = 42,435 m2.

L/Dmax= 24,90

W0 = 55922 N

3.2.5 Cálculos de estimativa das principais propriedades da aeronave.

A Razão Peso/Potência considerada foi a estimada em cálculos que também seguem

anexos. O valor encontrado foi

W0/Pot = 2,736 kgf/HP = 0,0359841 N/W.

A Carga Alar utilizada foi a estimada em cálculos, conforme abaixo

W/S = 27,558 lbf/ft2 = 1319,49 N/m2 .

A Potência requerida para esta aeronave, considerando sua velocidade máxima, em termos

históricos (cálculo de estimativa) será de:

Pot = 919539, 63 W = 1233 HP

Assim permanecendo, necessitará de pelo menos

05 motores / 10 cilindros (células) cd = 1250 HP = 932124,8395 W

Envergadura recalculada nesta fase:

b = 16,85 m

Área Alar projetada a partir de software (Autodesk Inventor)

Sref = 42,435 m2 .

Alongamento geométrico recalculado nesta fase:

AR = 6,6867

Coeficiente de Sustentação máximo (próximo da velocidade de estol):

CL = 2,72

Page 29: TCC FINAL-Alessandro-Eng-Aeron-UNITAU-1ªturma2009

29

Velocidade de Estol:

Vs = 32,62 m/s = 117,42 km/h = 63,4 knot

Velocidade de Aproximação:

Vapp = 42,4 m/s = 152,65 km/h = 82,42 knot

Velocidade de estol na decolagem:

Vs-d = 36,47 m/s = 131,28 km/h = 70,89 knot

Velocidade de decolagem:

Vd = 40,11 m/s = 144 km/h = 77,98 knot

Distância de decolagem:

Ground roll = 800 ft = 243,8 m ; over 50ft = 1000 ft = 304,8 m

Distância de Pouso:

Rpouso = 1688,76 ft = 514,7 m.

3.2.6 Cálculos de estimativa de desempenho e determinação da Potência

requerida à aeronave

Pelos cálculos realizados (vide anexo Error! Reference source not found.), conforme

orientações recebidas em sala de aula na disciplina especifica, as características da

aeronave obtidas foram

CL/CDmax = 29,8796

CLmax = 4,132

Potmaxav = 1008593,846 W = 1352,55 HP > 1250 HP estimados para 05 motores !

Potmin = 139806,84 W = 187,48 HP

Vmax = 180,05 m/s = 648,18 km/h = 350 knot

Page 30: TCC FINAL-Alessandro-Eng-Aeron-UNITAU-1ªturma2009

30

RESULTADOS E DISCUSSÃO

Todo o trabalho realizado foi essencial para aquisição e fomento de conhecimentos, em sua

grande maioria, adquiridos ao longo do curso.

Os dois temas abordados neste trabalho são de grande relevância nas pesquisas atualmente

em curso por tratarem de otimização de aeronave, o que traz benefícios a todos os

envolvidos no processo de projeto, fabricação, produção, comercialização e utilização da

aeronave otimizada, haja visto o grande numero de pesquisas ainda em desenvolvimento, e

sua grande importância e complexidade é notada pelo grande numero de Instituições de

pesquisas, Universidade e Empresas aeronáuticas que estão, juntas, desenvolvendo

projetos, muitos dos quais ainda não divulgados.

A aeronautização de motores não é ramo novo de pesquisa, existindo muitos tipos de

motores, homologados e outros experimentais, que foram originalmente projetaods para

outros fins e acabaram ganhando variantes para o setor aeronáutico. Com o motor a ar

comprimido também não será diferente.

4. CONCLUSÃO

Árduo é o labor de todos que estão a pesquisar tanto aeronaves Blended Wing Body quanto

motorização a ar comprimido, mesmo que este último para o setor automobilístico. De

todas as dificuldades sentidas no desenvolver deste trabalho, o principal o tempo escasso

disponibilizado para o assunto, porém, os temas escolhidos são de extrema abrangência e

necessitam de conhecimentos muito alem da graduação.

Na medida do possível, os resultados obtidos mostram ser viável uma aeronautização de

motores que tem por base o ar comprimido fornecendo a energia motora, em especial a

empresa MDI Enterprises em razão de sua experiência em viabilizar comercialmente seus

produtos. Os motores desta empresa podem, principalmente os mais recentemente

projetados (com capacidades anunciadas de 70 e 75 HP) de fato serem aeronautizados para

a configuração e requisitos de aeronave neste trabalho levantados

Page 31: TCC FINAL-Alessandro-Eng-Aeron-UNITAU-1ªturma2009

31

5. REFERÊNCIAS

www.boeing.com acessado em 03/7/2009, 19h48min.

air car_view3.pdf e Engine_using_compressed_air.pdf

AIAA-2006-241-725.pdf

Leifsson, L.T., Ko, A., Mason, W.H., Schetz, J.A., Haftka, R.T., e Grossman, B.,

Multidisciplinary Design Optimization for a Blended Wing Body Transport Aircraft

with Distributed Propulsion, Universidade Estadual e Instituto Politécnico da

Virgínia, Blaksburg, 2005.

BWBEWADE2007_Scholz.pdf

http://www.motormdi.com/ acessado em 04/7/2007 – 15h28min http://www.1st-engine.com/Air-Engine.html acessado em 05/8/2008, as 17h40min. Tech Monitor, pag.37, edição Nov-Dez/2008. http://www.motormdi.com/comparaciones.htm acessado em 02/07/2007, as 16h40min. http://www.themotorreport.com.au/5732/tata-air-car-powered-entirely-by-compressed-air-

blow-me-down/ acessado em 02/07/2007, às 16h46min.

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6. ANEXOS

6.1 CÁLCULOS E FORMULAÇÕES UTILIZADAS

6.1.1 QUADRO RESUMO DE TERMODINÂMICA

A seguir é fornecido um quadro resumo das quantidades termodinâmicas acima introduzidas e das principais relações entre elas. Temperatura absoluta: T Pressão absoluta: p Volume: v Número de mols: n

Massa molecular: µ Massa total: m Constante universal dos gases perfeitos: R = 8,31 J/mol.K Energia interna: U Quantidade de calor: Q Trabalho externo: L Entalpia: H = U + pv Entropia: ∆S = ∆Q/T, sendo ∆S e ∆Q variações elementares (infinitésimas) 1 kcal = 4186 J cp = calor específico em pressão constante cv= calor específico em volume constante k = cp / cv c = calor específico em transformação politrópica de um gás perfeito r = (cp - c)/(cv - c) (substitui k da adiabática de um gás perfeito) η = rendimento de um ciclo [ topo ] PRIMEIRO PRINCÍPIO: CONSERVAÇÃO DE ENERGIA TOTAL DE UM CORPO OU SISTEMA. Q - L = U2 - U1 Q - L líquido = U2 - U1 + p2v2 - p1v1 = H2 - H1 Q + Σ v ∆p = H2 - H1 (se todo o trabalho for aproveitado na forma mecânica)

Σ v ∆p = trabalho técnico [ topo ] SEGUNDO PRINCÍPIO: O ÚNICO RESULTADO DE UMA TRANSFORMAÇÃO NÃO PODE SER A RETIRADA DE CALOR DE UMA FONTE FRIA E SUA TRANSFERÊNCIA PARA UMA FONTE QUENTE Conseqüências: Nenhum ciclo pode ter maior rendimento que um ciclo reversível operando entre as mesmas temperaturas limites O rendimento de todos os ciclos reversíveis absorvendo calor (Q1) a uma alta temperatura T1 e rejeitando calor (Q2) a uma baixa temperatura T2 deve ser o mesmo e para todos os ciclos desse tipo o

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trabalho realizado é dado por L = Q1 + Q2 e o rendimento é η = L/Q1 = (T1 - T2)/T1. [ topo ] TRANSFORMAÇÕES DE SUBSTÂNCIAS QUAISQUER Isobárica (p = constante): Q = H2 - H1, L = p(v2 - v1) Isométrica (v = constante): Q = U2 - U1, L = 0 Adiabática: Q = 0, L = U2 - U1, S2 = S1 [ topo ] TRANSFORMAÇÕES DE GASES PERFEITOS U = mcvT + U0 H = mcpT + H0 S = mcv lnT +nR lnv + S0 = mcp lnT - Rn lnp + S0' ∆Q = mcv∆T + p∆v = mcp∆T - v∆p (variações elementares infinitésimas) [ topo ] Transformação qualquer: U2 - U1 = mcv (T2 - T1) = (p2v2 - p1v1)/(k-1) H2 - H1 = mcp (T2 - T1) = [k/(k-1)](p2v2-p1v1) S2 - S1 = mcv ln(T2 / T1) + nR ln(v2 / v1) = mcp ln(T2 / T1) - nR ln(p2 / p1) = m[cp ln(v2 / v1) + cv ln(p2 / p1)] [ topo ] Transformação Isobárica (p = constante): T2 / T1 = v2 / v1 Q = mcp (T2 - T1) = [k/(k-1)]L L = p (v2 - v1) = nR (T2 - T1) S2 - S1 = mcp ln(T2/T1) [ topo ] Transformação Isométrica (v = constante): T2 / T1 = p2 / p1 Q = U2 - U1 = mcv (T2 - T1) = v (p2 - p1)/(k-1) S2 - S1 = mcv ln(T2 / T1) L = 0 [ topo ] Transformação Isotérmica (T = constante): p1v1 = p2v2 = nRT U2 - U1 = 0 Q = L = nRTln(p1/p2) = p1v1ln(p1/p2) = nRTln(v2/v1) = = p1v1ln(v2/v1) S2 - S1 = Q/T = nRln(v2/v1) [ topo ] Transformação adiabática ou isoentrópica (Q = 0): p2 / p1 = (v1 / v2)k T2 / T1 = (v1 / v2)

k-1 = (p2 / p1)(k-1)/k

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Q = 0 L = U1 - U2 = mcv (T1 - T2) = (p1 v1 - p2v2)/(k-1) = [p1v1/(k - 1)][1 - (v1 / v2)k-1] = [p1v1/(k - 1)][1 - (p2 / p1)

(k-1)/k] S2 - S1 = 0 [ topo ] Transformação politrópica Q = mc(T2 - T1), pvr = constante Substituir k por r=(cp - c)/(cv - c) nas relações da adiabática. r = k : isoentrópica (adiabática reversível) r = 0 : isobárica r = 1 : isotérmica r = ∞ : isométrica [ topo ] Ciclo de Carnot: opera nas temperaturas extremas T1 e T2, com T2 < T1; duas transformações isotérmicas nessas temperaturas e duas transformações adiabáticas. Rendimento: η = 1 - (T2/T1). Ciclo Diesel Teórico: usado em motores a óleo Diesel, opera com uma compressão adiabática (T1 para T2), uma expansão isobárica de T2 para T3, sendo (T3 > T2), uma expansão adiabática (T3 para T4) e uma compressão isométrica de T4 para T1 (T1 < T4). Rendimento: η = 1 - (T4 - T1) / [k (T3 - T2)]. Ciclo Otto Teórico: usado em motores a gasolina, álcool, gás natural, opera com uma compressão adiabática de T1 a T2 (T1 < T2), uma compressão isométrica de T2 para T3 sendo T2 < T3, uma expansão adiabática de T3 para T4 (T3 > T4) e uma descompressão isométrica de T4 para T1 (T1 < T4). Rendimento: η = 1 - (T1/T2).

Page 35: TCC FINAL-Alessandro-Eng-Aeron-UNITAU-1ªturma2009

35

Gráfico 01. Gráfico para determinação da relação entre cP, cV e k com relação a

temperatura (kelvin).

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36

6.1.2 CÁLCULOS TERMODINÂMICOS REALIZADOS no Software MAPLE v.12 > > Constantes e grandezas principais na Termodinâmica e seus processos: Massa em termos de densidade e Volume: >

Expressão para a densidade em termos de Pressão, Temperatura e Constante Universal específica para o Ar:

>

Relação entre Calor especifico a pressão constante e a volume constante:

>

Constante Politrópica e sua relação com calor específico, calor específico a pressão constante e a volume constante:

>

Dos gráficos da relação entre Cp, Cv, k com relação a T (kelvin) (arquivo excel .xls), temos: >

>

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37

>

DEFINIÇÕES DO MOTOR ADOTADO: Pistão Pressão: BORE ≈ 0.035 m; STROKE ≈ 0.07 m; Volume cilindrada = (π/4)*( )*(STROKE); Razão de Compressão = 15/1 = (Vcilindradapp + Vmortopp)/(Vmortopp) Pistão Trabalho: BORE ≈ 0.07 m; STROKE ≈ 0.14 m; Razão de Compressão = 10/1 = (Vcilindradapt + Vmortopt)/(Vmortopt) Vcamara motora = Vcm = 4*Vmortopp Vcamara Trabalho = Vcamti = 4*Vmortopt >

>

Conceitos básicos das transformações termodinâmicas: TRANSFORMAÇÃO ISOBÁRICA:

>

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38

>

TRANSFORMAÇÃO ISOMÉTRICA:

>

TRANSFORMAÇÃO ISOTÉRMICA: >

TRANSFORMAÇÃO ADIABÁTICA:

>

>

> POLITRÓPICA:

>

>

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39

TRANSFORMAÇÃO QUALQUER PARA GÁS PERFEITO (ou gás que se comporte como perfeito):

>

>

>

DADOS INICIAIS - ATMOSFÉRICOS: >

>

>

>

CICLO PISTÃO PRESSÃO: (1º) Fase inicial I: Resíduo de gases do ciclo anterior; Pressão inicial I é igual a pressão no final do ciclo deste pistão de pressão; Temperatura inicial I é igual a Temperatura final deste pistão pressão; Válvulas fechadas; Pistão no ponto morto superior;

>

> (2º) Fase II: Expansão POLITRÓPICA. Ocorre ∆P, ∆V, ∆T com trocas de calor com o meio. Supomos, para simplificação e aproximação, PII = Pressão ambiente. Coeficiente de expansão npolitrópica e dada pela equação abaixo, adotando, conforme dados experimentais da literatura, n%e = 0.95

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40

(equivalente a 05% de perdas para o meio). PVn=Constante. No final desta Fase Abre a Valvula de Admissão do ar ambiente/atmosférico para o Pistão de pressão. Adotando T = 25ºC para o final da expansão politrópica, teremos: >

>

>

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41

>

>

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42

>

(3º) Fase de ADMISSÃO/SUCÇÃO: Admissão de ar proveniente do ambiente, com Temperatura = 25ºC (298,15K), P = ambiente (101325 Pa) e Volume aumentando de VIIBaté VIVB,onde VIVB = VTOTALPP = VCILINDRADAPP + VMORTOPP.No final deste processo/fase, fecha-se totalmente a válvula de admissão. >

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43

Massa de ar sugada: mS = [VIV - VII]*ρIV: >

(4º) Fase de COMPRESSAO: Volume total PP é comprimido até VV; a Temperatura vai de 25ºC (298,15K) até 400ºC (673,15 K) e a Pressão vai da ambiente até 50 bar (5000000 Pa). A massa de ar da descarga será md= ρV*VV- ρIV*VIV. No final deste processo a Válvula de escape é aberta até a mistura do ar comprimido do pistão de pressão estar em equilíbrio com o ar da câmara motora (proxima fase). >

>

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44

>

Massa de ar descarregada: md = VV*ρV - VIV*ρIV: >

(5º) Fase de EXAUSTÃO: Volume inicial desta fase = Volume V; Volume final nesta fase = Volume mortoPP + Volume Câmara motora; As variações surgidas da mistura sofrerão alterações e trocas de energia e calor, portanto, para cada, considerarei transformação politrópica. No mesmo contexto: Constante1 + Constante2 = Constante3 , para o caso: PVn= constante para cada ar (aquele confinado na câmara motora e aquele comprimido pelo pistão de pressão). Temperatura inicial desta fase para a Câmara motora = Temperatura ambiente (25ºC = 298.15K); Pressão da câmara motora = pressão ambiente (101325 Pa). >

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45

>

>

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46

>

Massa de ar descarregada: >

>

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47

>

TRABALHO FORNECIDO (ao pistão) SERÁ:

>

> > Após os Cálculos da Câmara Motora do arquivo (...)a1.DOC, segue neste arquivo. Massa de ar sugada pelo Pistão de Pressão: >

Massa de Ar descarregada pelo Pistão à Camara motora: >

DEFINIÇÕES DO MOTOR ADOTADO: Pistão Pressão: BORE ≈ 0.035 m; STROKE ≈ 0.07 m; Volume cilindrada = (π/4)*( )*(STROKE); Razão de Compressão = 15/1 = (Vcilindradapp + Vmortopp)/(Vmortopp) Pistão Trabalho: BORE ≈ 0.07 m; STROKE ≈ 0.14 m; Razão de Compressão = 10/1 = (Vcilindradapt + Vmortopt)/(Vmortopt) Vcamara motora = Vcm = 4*Vmortopp Vcamara Trabalho = Vcamti = 4*Vmortopt Volume do Percurso (Cilindrada) do Pistão de Pressão (volumes em m3):

>

Volume Morto do Pistão de Pressão:

>

Volume da Câmara Motora: >

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48

Volume do Percurso (Cilindrada) do Pistão de Trabalho:

>

Volume Morto do Pistão de Trabalho:

>

Volume da Câmara de Trabalho (Mistura e Expansão Sônica): >

Condições Iniciais no Pistão de Pressão, com o ar residual: >

Condições após a expansão politrópica do ar residual: >

Condições após a admissão;sucção de ar pelo Pistão de pressão: >

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49

Condições após a compressão politrópica do Pistão de pressão: >

Condição e caracteristica da Camara motora: >

Condições no equilibrio entre a camara motora e o pistão de pressão quando aberta a valvula de exaustão do pistão de pressão: >

CÂMARA DE TRABALHO Condições iniciais: >

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50

>

>

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51

>

>

PISTÃO TRABALHO Condições Iniciais: >

>

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>

>

>

> Expansão do Ar no PISTÃO de TRABALHO = considerada Adiabática (sem troca de calor com o meio exterior)

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53

Consideraremos Pf = ambiente = 101325 Pa.

>

>

>

>

A fim de evitar impossibilidade técnica nos valores anteriores (outros ciclos) que levariam a temperaturas absurdas (ar liquefeito), ha necessidade de se adicionar pistões, a fim de dividir as expansões com inserção, entre elas, de aquecedores o que, nesta fase influenciará a pressão final; assim, calculando esta (ainda considerando a transformação adiabática) teremos: >

Seguindo-se de uma transformação isométrica:

>

na prática também impossivel, porém a adição dos aquecedores nos ciclos anteriores (não considerados aqui neste estudo), elevarão esta temperatura final, viabilizando a construção do referido motor, cuja efetividade técnica somente poderá ser comprovada com a obtenção de dados e de suas propriedades experimentais. CALCULO DO TRABALHO

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Densidade:

>

Massa de ar descarregada: >

TRABALHO: >

>

>

> WTOTAL = WPT + WPP = 92,74737698 - 15,9020490 = 76,84532798 joules – 1 ciclo

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6.2 Aeronaves Concorrentes – Ficha técnica.

Trabalho de Conclusão de CursoProposta de Projeto de Aeronave: Transporte Civil médio-leve (20 Pax + 2 Crew)

Requisitos:Motores (02): HP cdTripulação: 2 tripulantes 20 pax(peso relacionado:) 110 kgf cd 110 kgf bagagensCarga paga: 200 kgfVel.Cruzeiro: 200 km/hAltitude Cruzeiro: ftVel.Estol: knots MTOWAlcance: 500 km + 30 min espera

Requisitos SI TOTAISMotores (??): 0 W cd 0 WTripulação: 22 pax 22 pax(peso relacionado:) 1078,7315 N cd 1078,732 N bagagens 24810,8245 NCarga paga: 100% pax 1961,33 N 1961,33 NVel.Cruzeiro: 55,55555556 m/s ( 200 km/h ) 55,5555556 m/sAltitude Cruzeiro: m 0 mVel.Estol: 0 m/s MTOW ( 0 km/h ) 0 m/sAlcance: 500000 m 1800 s espera (Vcruz) 600000 mWpax+bag = 26772,1545 Valor Médio Estimado Pot/W = 43,5103 W/kg W0 = 161461,8 N BWB

de C:\Users\AlessandroNFP\Documents\TCC\TCC_DADOS.xlsx Características concorrentes diretos SI

1) ANTONOV AN-28Crew-Pax 20 20comprimento 12,98 12,98Envergadura 22 22Altura 4,6 4,6Área Alar 39,7 39,7Peso Vazio 3900 kgf 38245,935Peso carregado 5800 56878,57MTOW 6100 59820,565Powerplant 2 motores PT6-6A 960 HP cd (W) 715871,877Velocidade máx. 355 km/h 98,6111111Alcance 510 km 510000razão de subida 12 m/s 12W/S 146 kgf/m2. 1431,7709 N/m2.Pot/W 250 W/kgf 25,4929053 W/N 2) JETSTREAM 41Crew-Pax 32 32Comprimento 19,25 19,25Envergadura 18,42 18,42Altura 5,74 5,74Área Alar 32,4 m2. 32,4airfoil NACA 63A418 root 62A412 tipPeso Vazio 6416 kgf 62919,4664MTOW 10886 106755,192PowerPlant 02 motores TPE331-14 1250 W cd (W) 2500Propeller Diameter 2,9 m 2,9Velocidade Máx. 546 km/h 151,666667Alcance 1433 m 1433Teto de serviço 7925 m 7925Razão de subida 11,2 m/s 11,2Carga Alar W/S 336 kgf/m2. 3295,0344 N/m2Pot/W 230 W/kgf 23,4534729 W/N 3) BEECHCRAFT 1900Crew+Pax 21 (N) 22653,3615Comprimento 17,63 17,63Envergadura 17,67 17,67Altura 4,72 4,72Peso Vazio 4831 kgf 47375,9262MTOW 7668 75197,3922PowerPlant 02 motores PT6-67D 955 kW cd 1910000Fuel Capacity 4484 lb (N) 19945,8257Velocidade Máx. 248 kt 4020m 459 km/h 127,5Velocidade Cruz. 260 kt 480 km/h 133,333333Velocidade Stol 156 km/h 43,3333333Alcance 2776 km 2776000Teto de Serviço 7600 m 7600Razão de subida 10 m/s 10 4) NAL SARASCrew+Pax 16 17259,704Comprimento 15,02 15,02Envergadura 14,7 14,7Altura 5,2 5,2Carga Total 1232 kgf (N) 12081,7928MTOW 7100 kgf (N) 69627,215PowerPlant 2 motores PT6A 634 kW cd (W) 1268000Velocidade Máx. 550 km/h 152,777778 m/sAlcance 1940 km 1940000 mTeto de Serviço 7500 m 7500Autonomia 6 h 21600 seg

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5) DORNIER 328-110Crew+Pax 36 36Comprimento 21,11 21,11Envergadura 20,98 20,98Altura 7,24 7,24Área Alar 40 m2. 40Peso Vazio 8920 kgf 87475,318Carga máx. 3450 kgf 33832,9425MTOW 13990 kgf 137195,034Velocidade Máx. 620 km/h 172,222222Alcance 1850 km 1850000Teto de Serviço 9455 m 9455 6) EMBRAER EMB-120 BRASÍLIACrew+Pax 33 33Comprimento 20 m 20Envergadura 19,78 19,78Altura 6,35 6,35Área Alar 39,4 m2 39,4MTOW 11990 kgf 117581,734 NPowerPlant 2 motores PW118 1340 kW cd 2680000 WVelocidade Máx. 620 km/h 172,222222 m/sVelocidade Cruz. 555 km/h 154,166667 m/sAlcance 1428 km 1428000Teto de Serviço 9756 m 9756Distância de Decolagem 1100 m 1100 7) HANDLEY PAGE JETSTREAM 31Crew+Pax 21 21Comprimento 14,37 m 14,37Envergadura 15,85 15,85Altura 5,32 5,32Área Alar 25,2 m2. 25,2 m2.Airfoil NACA 63A418 root 63A412 tipPeso Vazio 4360 kgf 42756,994 NMTOW 6950 kgf 68156,2175 NPowerPlant 2 motores TPE331-10 701 kW cd 1402000 WVelocidade Máx. 488 km/h 135,555556 m/sVelocidade Cruz. 426 km/h 118,333333 m/sVelocidade Stol 159 km/h 44,1666667 m/sAlcance 1260 km 1260000 mTeto de Serviço 7620 m 7620Razão de Subida 10,6 m/s 10,6Carga Alar : W/S 276 kgf/m2. 2706,6354 N/m2Pot/W 0,201 kW/kgf 20,4962959 W/N

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6.3 Determinação do Peso Bruto de Decolagem.

REQUISITOS Valores Médios

W crew/pax 21574,63 W crew/pax 27584,71 AR 8,029185

W payload 1961,33 W payload 22957,37 W e /W 0 0,122596

W e 55754,73 W f /W 0 0,070572

W f 32095,02 W payload /W 0 0,05048

W 0 /P ot 0,035984 SWING 35,34

P ot 1347105 W 0 44373,06Calculado

W 0 161461,7575 W 0 62642,57

Dados históricos

3.3 - Estimativa de Fração de Peso Vazio W e /W 0 (Apostila)

Pela Fig./Gráfico 3.1:minimo máximo

Avião Dois motores : 0,69 0,73(W 0 (gráfico pag.3 Cap.3) : 10000 3000 )

Pela Tab.3.1:

A = 1,51 C = -0,1 K VS = 1

3.4 - Estimativa do Peso de CombustívelMissão:

CRUISE W3

W2 LOITERW4

TO (W 0 ) W1 LND (W5)

Segmentos da missão:

(0) Início da missão (1) aquecimento e decolagem (2) subida (3) cruzeiro(4) vôo de espera (5) aterrissagem

Frações: aquecimento e decolagem: W 1 /W 0 . subida: W 2 /W 1 .

cruzeiro: W 3 /W 2 . vôo de espera: W 4 /W 3 .

aterrissagem: W 5 /W 4 .

)/()/(1 000 WWWW

WWW

ef

payloadcrew

−−

+=

vsC

e KWAWW 00/ =

Pela Tab.3.2 (pag.6, Cap.3, Apostila Ap701Ch03):W 1 /W 0 = 0,97 W 2 /W 1 = 0,985 W 5 /W 4 = 0,995 segmentos de cruzeiro ≈≈≈≈ relacionado a Alcance => fração:

R= alcancec= consumo especifico combustivelV= velocidade de VôoL/D= Razão sustentação/peso aeronave

= )/(

2

3 DLV

cR

eW

W

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segmentos de espera ≈≈≈≈ relacionado a Autonomia => fração:E = autonomiae = nº ëuler (base neperiana)

= DL

cE

eW

W /

3

4

consumo especifico (pag.8): c = c bhp V/(550 η p )

c bhp (1/h) ηηηη p c bhp ηηηη p

Motor à Pistão, helice passo variável: 0,4 0,8 0,5 0,8Motor Turbopropulsor: 0,5 0,8 0,6 0,8

Cruzeiro Espera

Tipo Asa Voadora Swet/Sref≈ 2,16438356 (setas abaixo) 2,4 fonte: BWBEWADE2007_Scholz.pdf

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Aeronave a hélice: Cruzeiro Espera (pag.12)L/Dmax 1 0,866

Fração de combustível de reserva mais a contida no sistema (que não pode ficar vazio) como sendo de 6%, teremos:

−=

0

5

0

106,1W

W

W

W f

Considerando:Envergadura: b ≈ 16,84492252 (Valor determinado pelo AR médio conc. e Sref Inventor)

Área Alar: S=A= 42,435 m2. (Determinado pelo Inventor a partir do Lay-out BWB)

Wetted Aspect Ratio b2/Swet = b2/(Swet/Sref)*(Sref) = 3,08943884 (graf.3.6 Pto em Abcissas)

sem valor pelo gráfico acima, portanto usarei o obtido na Internet:

L/Dmax = 24,92 fonte: BWBMAD050501.pdf (esse é só para Velocidade de Cruzeiro!!!)

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60

1) Aquecimento e decolagem W1/W0 = 0,97 (tab.3.2)

2) Subida W2/W1 = 0,985 (tab.3.2)

3) Cruzeiro R= 500000 W3/W2 = 0,9835144

V= 55,55555556 m/s 182,268333 ft/s

c = cbhp*V/(550*ηp) c= 4,60274E-05 1/s

L/Dmax= 24,92e= 2,718281828

4) Espera E = 1800 W4/W3 = 0,9952127

c = 5,75342E-05 1/s

L/D = 21,58072

5) Aterrissagem W5/W4 = 0,995 (tab.3.2)

Estimativa Peso combustível perdido na missão: W5/W0 = 0,9305242

Estimativa Fração de Combustível: Wf/W0 = 1,06*(1-W5/W0) Wf/W0= 0,0736444

Estimativa Fração de Peso Vazio:

We/W0 = 1,51 W0 -0,1

Estimativa Fração Peso Bruto Decolagem:

Iterações: W0 Estimado We/W0 W0 Calculad

88000 0,483647202 53163,57023

53000 0,508802645 56366,40489

56000 0,506008887 55991,77587

55991 0,50601702 55992,85924

55992 0,506016117 55992,73885

55992,7 0,506015484 55992,65459

55992,65 0,506015529 55992,66061

55992,66 0,50601552 55992,6594

55992,659 0,506015521 55992,65952

55992,65952 0,50601552 55992,65946

55992,65946 0,506015521 55992,65947

Cálculos de dimensionamento da aeronave BWB regionalFrações de Peso dos segmentos da missão de vôo

= )/(

2

3 DLV

cR

eW

W

= DL

cE

eW

W /

3

4

vsC

e KWAWW 00/ =

)/()/(1 000 WWWW

WWW

ef

payloadcrew

−−

+=

)W51(1,)073644(0,1

WWW 1,0

0

payloadcrew0 −∗−−

+=

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61

RAZÃO PESO-POTÊNCIA : W0/Pot

W0 (N) W0 (kgf) W0/Pot (N/W) Pot (W) Pot (HP) W0/PotCONCORRENTES 62642,5747 6387,764904 0,0359841 1740840 2334,505 2,736239VALOR HISTÓRICO* | 6ESTIMATIVA PROJETO 55992,6595 5709,662267 0,0359841 1556039 2086,682 2,736239

55992,6595 5709,662267 709615,8 951,6104 6

Verifica-se portanto que os dados históricos não condizem para o caso de uma BWB

*Tabela 5.2, pag.3, Ap.701 ch05.doc - unidades em kgf e HP.

Potência Máxima estimada: 2086,68246 a 951,6103778 HP1556038,9 a 709615,7635 W

para W/Pot= 2,73623916 ou 6 kgf/HP 0,078906

CARGA ALAR W/S

Tendência histórica: Aviação Geral** 02 motores (tab. 5.5, pag.8, Ap701ch5.doc)W/S (lb/ft2) 26W/S (N/m2) 1244,8868

Tabela 5.5 Carga Alar (W/S) Tendência histórica Valor típico em decolagem de W/S (lb/ft2) Planador 6 Aeronave homebuilt 11 Aviação geral – um motor 17 Aviação geral – dois motores 26 Turboprop – dois motores 40 Jato - treinamento 50 Jato – caça 70 Jato - transporte/bombardeiro 120

Dados dos concorrentes: W0 = 62642,5747 N

Sref = 35,34 m2.

W/S (N/m2) 1772,56861W/S (lb/ft2) 37,0210814

Page 62: TCC FINAL-Alessandro-Eng-Aeron-UNITAU-1ªturma2009

62

Projeto : W0 = 55992,65947 N

Sref = 35,34 m2.

W/S (N/m2) 1584,399

W/S (lb/ft2) 33,091054

Como a carga alar ficou MAIOR que o valor histórico, usaremos ESSE valor para determinar o

melhor valor da área de referência.

Projeto Transporte Otimizado: W0 = 55992,6595 NW/S (lb/ft2) 33,09105367W/S (N/m2) 1584,398966

Sref = 35,34 m2.

usando o W/S dos concorrentes: W/S (lb/ft2) 37,02108135W/S (N/m2) 1772,56861

Sref = 31,58843 m2.

Potência requerida para a velocidade máxima de requisito:(tab.5.4 pag.4 Ap701ch5.doc)

hp/W 0 = a*Vmaxc . a c hp/W 0 (P ot /W 0 )

Aviação Geral 02 motores: 0,034 0,32 0,017 tab.5.2.pag.3Média dos conc.: Vmax = 144,365079 m/s 322,9354853 mph

hp/W0= 0,21597126 HP/kgfhp/W0= 16,4225032 W/NPot= 919539,63 Watt 1233,122957 HP

OBS: MDI mono 2cil/car 1 cil/motor 2 motor/car 12,5 HP/cil 9321,248 W/cil08 motores 4 cil/motor 32 cilindros 400 HP 298279,9 W

NÃO DÁ !!!Quantidade ncessária 98,6498366 cilindros !!! SE motor 10cil 10 motores!

1250 HP

OBS2: Potência calculada 1 cil 54,295 HP 40487,77453 W22,71154 cilindros 4 motores 6 cilRequisitos FAR/JAR 8 motores 6 cil 2606,16 HP totais 1943413 W

DETERMINAÇÃO DA ENVERGADURAAlongamento Geométrico = AR 8,0291855 (adotado dos concorrentes)

Área de Referência = Sref 35,34 m2.

ENVERGADURA b2 = AR * Sref :

b = 16,844923 m

DETERMINAÇÃO do A.R. usando Sref (Inventor):Adotando a ENVERGADURA estimada acima: 16,8449225 m

Área de Referência = Sref = 42,435 m2. (Inventor)

Alongamento Geométrico AR = 6,68673064Alongamento Molhado: ARSwet= 2,78613777

DETERMINAÇÃO CLMÁX.

Swet/Sref 2,786138 W/S (N/m2) = 1772,568611

SsemFlap +1,4*Sref Vel.Estol = 43,75

ρ =ρ =ρ =ρ = 1,225

CLMÁX. = 1,5119619

Page 63: TCC FINAL-Alessandro-Eng-Aeron-UNITAU-1ªturma2009

63

Pelo projeto Inventor:

Área Referência: 42,435 m2. Λ =Λ =Λ =Λ = 13,2 º

Área com Flap: 37,071 m2. ( ~ 3,25 ) triple slotted Flat and Slat

Área sem Flap: 5,364 m2. ( ~ 1,45 )

Page 64: TCC FINAL-Alessandro-Eng-Aeron-UNITAU-1ªturma2009

64

3.25

1.45

CLMÁX. = 2,720224

( ) ( )

+≅ref

flaps

flapslref

flapc

flapclL S

SC

S

SCC /

/

/

/ maxmaxmax9,0

CLMÁX e determinação da Vstol:

W/S (N/m2) = 1772,568611Vel.Estol = ?

ρ =ρ =ρ =ρ = 1,225

CLMÁX. = 2,720223754

VSTOL. = 32,6171617 m/s

VSTOL. = 117,421782 km/h

VSTOL. = 63,4026901 knot

.2

1max

2LstallCV

S

Wρ=

DETERMINAÇÃO da Velocidade de STOL: VSTOL. = 32,617162 m/s

(CORRIGIDA) VSTOL. = 117,42178 km/hVSTOL. = 63,40269 knot

DETERMINAÇÃO DA VELOCIDADE DE APROXIMAÇÃO (30% que a VSTOL):

Vapp. = 42,40231 m/sVapp. = 152,64832 km/hVapp. = 82,423497 knot

DETERMINAÇÃO CLMAX de Decolagem (80%): CLMÁX. = 2,176179

DETERMINAÇÃO da VSTOL Decolagem: VSTOL-D. = 36,467095 m/s

VSTOL-D. = 131,28154 km/hVSTOL-D. = 70,886362 knot

DETERMINAÇÃO DA VELOCIDADE DE DECOLAGEM (10-15% que a VSTOL-DECOL):

Vapp. = 40,113805 A 41,93716 m/sVapp. = 144,4097 A 150,97377 km/hVapp. = 77,974999 A 81,519317 knot

DETERMINAÇÃO DA DISTÂNCIA DE DECOLAGEM:

Page 65: TCC FINAL-Alessandro-Eng-Aeron-UNITAU-1ªturma2009

65

W/Pot = 0,035984 N/W 6,03237452 lb/HPSHP/W = 1/(W/Pot)SHP/W = 0,365465 W/N 0,1657722 HP/lb

W/S = 1772,569 N/m2 37,0208651 lb/ft2.

TakeOff Parameter: 102,62195

GROUND ROLL: 800 ft243,84 m

OVER 50 ft: 1000 ft304,8 m

DETERMINAÇÃO DA DISTÂNCIA DE POUSO:

Ra = 600 - avião s/potencia, cargueiro tb.

Rpouso = 1688,76 ft

514,734 m

aL

pouso RCS

WR +

=max

180

σ

Exemplo de configuração otimizada de motor-hélice (prop-fan)

Page 66: TCC FINAL-Alessandro-Eng-Aeron-UNITAU-1ªturma2009

66

6.4 Cálculos de Desempenho da aeronave otimizada BWB.

Área da Asa 42,43500 m2.Alongamento : A/R 6,6867306Envergadura: 16,844923 m.Alongamento : A/R 6,6867306 6,6867306 (calculado pelos dados)Velocidade Máxima : 144,36508 m/sVelocidade de Estol (Stall): 32,617162Eficiência aerodinâmica CL/CD: 0,937 BWBMAD050501.pdf

Máximum take-off weight: 0 kgM0 = 55992,659 N

CLMÁX= 2,7202238 TCC_estimativa_W0_projeto_BWB.xlsx

Máximo "Zero Fuel" W: 0 kg 0 N W0

Máximo "Landing" W: 0 kg 0 NW empty 0 kg 0 N WooFuel Weight : 0 litros

Gravidade: 9,80665 m/s2.Nautical Mile: 1,852 kmknot : 1,852 km/h 0,5144444 m/sMach Nº 0: 331,46 m/s

Massa específica ar (ρ) nível do mar: 1,225 kg/m3.

VMÁX = 519,71429 km/h 144,36508 m/s

Mne = Mach nunca a ser excedido: 0,60976 202,11111 m/s 282,9556 ´=1,4*VMne´

VMÁX Operação - Mach 0,435543 M0. 144,36508 m/s 202,1111 ´=1,4*Vmax´

VCRUZ: 0,167609 M0. => 200 km/h 55,55556 m/s

Velocidade "lift-off": 69,742959 76,08323 knot (VLO)

35,878878 39,14059 m/s

Margem de Potência 16,877043 HP 12585,208 W estimativaPotência Total 8mot/6cil 1250 HP 932124,84 W estimativae = 0,85 Oswald factor BWBMAD050501.pdf

Polar de Arrasto: CDP + CDF + CDgear + CDR + ∆∆∆∆CD + CDi Polar de Arrasto: 0,0007 + 0,0043 + 0,0004 +

0 + 0 + 0,0597692 *CL2. (calculado pelos dados)

CD0 = 0,005

Determinação da Velocidade de Estol :Ciente que a Velocidade de Estol ocorre para CLmax = 2,720224 :

VS = 28,14155 m/s 101,3096 km/h

Mas: Vs = VLO / 1.2 <=>

Vs = 32,6172 m/s 28,141555

Intro_Ensaios_Voo_Parte_02_Perfo.pdf

Page 67: TCC FINAL-Alessandro-Eng-Aeron-UNITAU-1ªturma2009

67

PRmín.= 139606,8447 Potmínima= 139606,8447 R/SMÍN= 0,066343995 CL1/2/CDmáx= 62,30129178

VTRmín.= 64,58198012 VPotmín = 64,58198012 VMÁX = 180,0467324 V CL1/2/CDmáx= 111,5506929

(CL/CD)máx= 29,8796124 p/ CL= 0,29954479 Potmáx(disp.)= 1008593,846 R/SMÁX= 11,65687208

Vmáx Ef.Aer.= 84,80462035 m/s VPotmáx = 195,70297 VMÁX R/S= 64,58198012

PRmáx= 1008593,846 TA (disponível) R/S0= 0,0779303

Vmáx= 195,70297 V0 R/S= 179,394389

CLMÁX= 4,132495443

64,58198012

139606,8447

1008593,846

195,70297

0

100000

200000

300000

400000

500000

600000

700000

800000

900000

1000000

1100000

0 20 40 60 80 100 120 140 160 180 200 220

POTÊNCIA

Velocidade

PR (W) x V (m/s)

PR(W) TR mínimo/VTR mínimo TRmín VTRmín TRmax TRmx VRm p TRm

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29,8796124

84,80462035

0

2

4

6

8

10

12

14

16

18

20

22

24

26

28

30

32

0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 110 120 130 140 150 160 170 180 190 200

Eficiência Aerodinâm

ica

Velocidade

CL/CD x V (m/s)

CL/CD x V (m/s) Eficiência Máxima (CL/CD)máx V Efic.Aerod.máx.

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139606,8447

64,58198012

1008593,846

155438,9877

82,84759065

0

100000

200000

300000

400000

500000

600000

700000

800000

900000

1000000

1100000

0 20 40 60 80 100 120 140 160 180 200 220

POTÊNCIA (W)

Velocidade (m/s)

PRmínima (PRCD0 e PRCDi) x Velocidade

PR(W) PR para D0(N) PR para Di(N) PRmín.= PRmín VTRmín PRmáx= Pot Cl/Cd max V Cl/Cd max P - T Cl/Cd max

TRmin = 1873,94 N

64,58198012

139606,8447

195,70297

1008593,846

0

100000

200000

300000

400000

500000

600000

700000

800000

900000

1000000

1100000

0 20 40 60 80 100 120 140 160 180 200 220

Potência (W)

Velocidade (m/s)

Potência Requerida x Velocidade

Potência (W) x Velocidade (m/s) Pot mínima V pot mínima Pot mín Pot máx disponivel Vmáx - Pot máx d Pot máx d

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y = 2E-07x6 - 0,000x5 + 0,042x4 - 6,604x3 + 592,6x2 - 28808x + 70858

0

100000

200000

300000

400000

500000

600000

700000

800000

900000

-10 10 30 50 70 90 110 130 150 170 190 210 230 250

Potência (W)

Velocidade (m/s)

Potência Disponível

Potência requerida Potência disponívelPolinômio (Potência requerida) Linear (Potência disponível)Linear (Potência disponível)

Vmax = 179,39

11,65687208

64,58198012

y = -3E-12x6 + 3E-09x5 - 8E-07x4 + 0,000x3 - 0,010x2 + 0,514x + 1,495

-2

0

2

4

6

8

10

12

14

-10 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 110 120 130 140 150 160 170 180 190 200 210 220 230 240 250

R/S (m

/s)

Velocidade (m/s)

Razão de Subida (Velocidade Vertical - m/s)

R/S R/Smáx R/Sm V p RSm Polinômio (R/S)

46,57°

22,6424°

Vφφφφmáx = 22,832 m/s

VR/Smáx = 64,582 m/s

Vmáx = 179m/s

R/SΦΦΦΦmáx= 24,12 m/s