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1-Introdução

1.1 – Motivação

Existe uma cada vez maior procura de Mini-UAV (veículos aéreos não tripulados de pequenas

dimensões) devido às suas grandes potencialidades e vantagens. Como são simples e não

requerem o emprego de tecnologia avançada, constituem uma solução viável para países que não

possuem financiamento para desenvolver, fabricar ou construir equipamento aeronáutico

convencional.

Por outro lado, existe o potencial de uso em aplicações civis, o que cria o interesse pelo

desenvolvimento de UAV’s simples e pequenos para uma grande variedade de fins.

1.2– Evolução

O conceito de veículo aéreo não tripulado (UAV) não é propriamente inovador. As primeiras

ideias remontam o ano 1916, mas não passaram só de ideias porque a tecnologia disponível não o

permitia.

Durante a 1ª Guerra Mundial, apareceram as primeiras aeronaves de controlo remoto

(basicamente eram torpedos aéreos capazes de transportar explosivos) e o mesmo se sucedeu na

2ª Guerra Mundial com os mísseis V1.

Só em 1980 e 1990 é que as aeronaves não tripuladas começaram a desempenhar funções mais

importantes devido à capacidade da tecnologia electrónica permitir a realização de missões sem

controlo humano.

Usualmente os UAV’s são destinados para missões de reconhecimento e vigilância, deixando as

missões de combate e bombardeamento para os recentes UCAV’s (Unmanned combat aerial

vehicles – veículos de combate aéreo não tripulados).

2

1.3 – Mercado

Recentemente, os UAV têm vindo a experimentar um grande crescimento na indústria

aeronáutica. Actualmente, já detém uma boa parcela da indústria aeronáutica e estudos realizados

em 2006 revelam que este crescimento irá continuar, prevendo-se gastos anuais na ordem dos 8

biliões de dólares americanos no final de 2017 [1].

Fig.1.1 – Gastos anuais no sector dos UAV [2]

1.4 – Objectivos da dissertação

O trabalho apresentado nesta dissertação consiste na concepção de uma célula miniatura de um

veículo aéreo não tripulado (Mini-UAV), que poderá ser destinada a dar apoio a operações

tácticas, que possa transmitir informação em tempo real ou em tempo quase real. A aeronave

deve ser de construção fácil a partir de materiais e componentes disponíveis comercialmente. Este

desenvolvimento vai centrar-se em métodos de concepção usados para desenvolver aeronaves

convencionais de passageiros.

O método de concepção será apresentado com descrição dos aspectos fundamentais e um

exemplo será depois apresentado. Neste exemplo, a aeronave a conceber deverá poder realizar

missões de reconhecimento, tanto em cenário civil (ao serviço da polícia ou guarda costeira)

como em cenário militar (ao serviço do exército ou da marinha), operada por uma equipa de dois

elementos. Para além destes dois aspectos, a aeronave deverá ter dimensões e

3

peso reduzidos para facilitar a operação de lançamento à mão ou com ajuda de um cabo “bungee”

em terreno aberto ou, lançamento e recepção no convés caso a sua utilização seja em navios rápidos

de patrulha (FPB).[3]

À semelhança dos modelos da mesma categoria com a mesma finalidade, as missões deverão ser

executadas a uma altitude de 150 a 300 m (500 a 1000 pés). A grande diferença é que terá de servir

missões com um raio de acção de 50 km.

Como objectivo final, o modelo a desenvolver terá de se apresentar com um custo relativamente

inferior aos modelos existentes (cerca de 28.500 dólares americanos por unidade [4]), e como tal,

materiais menos exóticos como fibras de vidro ou polipropileno (EPP) terão de ser considerados.

4

1.5 – Vantagens dos Mini-UAV

Relativamente às aeronaves convencionais:

� Baixo custo unitário;

� Baixo custo de manutenção;

� Não necessita de tripulação (sem custo de formação da tripulação);

� Pode voar de dia e de noite, totalmente sob controlo de um computador;

� Fácil transporte (transportável por equipas pequenas – 2 ou 3 pessoas);

� Económico a nível de consumos e menos poluente;

� Não requer pistas para descolagem e aterragem;

� Difícil detecção – fácil infiltração (menor assinatura no radar e menor assinatura sonora);

� Danos e consequências menores em caso de acidente (seguro inferior):

� Menores danos materiais devido à menor energia cinética;

� Nenhum ferimento ou morte do piloto no acidente;

� Menores hipóteses de lesão ou morte de civis num acidente aéreo;

5

A figura 1.2 mostra a comparação entre duas soluções (um Mini-UAV e uma aeronave

convencional) para executar missões de reconhecimento.

Fig.1.2 Comparação entre um UAV e uma aeronave convencional [5]

6

1.6 – Regulamentação

A maior preocupação da FAA (Federal Aviation Administration) sobre as operações dos UAV é a

segurança em espaço aéreo civil. É essencial que estes veículos não cheguem muito próximo de

aeronaves que transportem pessoas ou que comprometam a segurança de pessoas em a terra.

Quando uma equipa militar ou uma agência do governo pretende operar um UAV em espaço

aéreo civil, a FAA avalia o pedido e envia um COA (Certificate Of Authorization), baseando-se

nos seguintes princípios:

� O COA autoriza o operador a usar um espaço aéreo definido e inclui provisões únicas

para cada operação.

� A maioria, se não todos, dos COAs requerem uma adequada coordenação com o controlo

de tráfego aéreo e exigem que o UAV tenha um “transponder” capaz de operar no modo

de controlo de tráfego aéreo padrão com relatório automático da altitude.

� Para certificar que o UAV não venha a interferir com outra aeronave, é recomendado um

observador em terra ou uma aeronave que mantenha o contacto visual com o UAV.[6]

Também existem outras regulamentações mais detalhadas relativas aos UAV, mas essas apenas

dizem respeito às classes MALE (Medium Altitude Long Endurance) e HALE (High Altitude

Long Endurance).

Estas referências dizem respeito à regulamentação que é aplicada em território norte-americano.

Na Europa e no resto do mundo, a regulamentação estabelecida pelo ICAO (International Civil

Aviation Organization [7]) para os UAV parece ser idêntica ao da FAA.

7

2 – Fundamentação técnica

Embora exista uma grande variedade de modelos e classes de UAV’s, os seus processos e

métodos de concepção ainda não se identificam como uma ciência certificada, ou pelo menos,

ainda não normalizada.

Alguns estudos realizados sobre este tipo de aeronaves levaram à criação de simples métodos

para conceber este tipo de aeronaves. Por um conceito novo e ainda estar em desenvolvimento,

não podemos depender destes estudos porque podemos correr o risco de não obter resultados

satisfatórios.

Como solução, o desenvolvimento vai-se centrar em métodos certificados para a concepção de

aeronaves convencionais, procedendo a ajustes e correcções necessárias para que este método se

adapte à concepção de Mini-UAV’s.

Os métodos e expressões presentes foram baseados na referência bibliográfica “Aircraft Design:

A concetual approach” do autor Daniel Raymer [8]. Devido ao número elevado de equações, será

frequente encontrar vários termos com a mesma letra. Para evitar tal confusão, é aconselhável ter

atenção às descrições das expressões.

8

Processo de concepção

O processo típico de concepção de aeronaves convencionais baseia-se em métodos comparativos

e estatísticos desenvolvidos a partir de uma grande variedade de estudos, testes e de dados

provenientes de aeronaves de sucesso ao longo da história. O resultado resume-se num processo

iterativo com passos definidos que visam produzir dados suficientes para se obter uma solução

óptima. Este processo é ilustrado na figura 2.1 e todos os passos importantes são seguidamente

descritos.

Fig.2.1 – Processo de concepção

9

2.1 – Requisitos

O processo de concepção tem início quando é apresentado o problema, ou seja, o conjunto de

requisitos que precisam de ser satisfeitos. Normalmente são especificados pelo cliente ou pela

entidade que pretenda adquirir uma solução com todas características pretendias, ou então pela

própria organização que está a desenvolver o projecto, com finalidade de conquistar uma quota

do mercado.

De uma maneira ou de outra, são os requisitos que afectam como a solução deve ser desenvolvida

e deve-se cumprir o máximo de requisitos possíveis, senão todos.

2.2 – Perfil da missão

Com base nos requisitos impostos inicialmente, esboça-se o perfil típico da missão contendo

informação sobre as condições em que a aeronave terá de operar. O perfil da missão normalmente

apresenta-se com as etapas de descolagem, subida, voo cruzeiro, descida e aterragem, como

demonstra a figura 2.2.

Fig.2.2 – Exemplo de perfil da missão

Outras etapas podem ser adicionadas em função dos requisitos pedidos como espera, aceleração e

combate.

10

2.3 – Tecnologia disponível, conceitos e decisões iniciais

Nesta fase, é feita uma pesquisa sobre a tecnologia disponível e de soluções idênticas no

mercado. É aqui onde se começa a delinear o formato da solução a desenvolver, estabelecendo

decisões iniciais como o tipo de configuração a adoptar, o número de motores necessários, o tipo

de trem de aterragem ou o tipo de aerofólio que melhor se adequa a solução.

No que diz respeito à configuração, pode ser determinada pela posição dos motores (“tractor” ou

“pusher”) e pela posição das asas (convencional, “canard” e delta).

Uma aeronave na configuração “tractor” possui os motores direccionados para a frente, puxando

a aeronave ao passo que uma aeronave na configuração “pusher” possui os motores direccionados

para trás, empurrando a aeronave.

Fig.2.3 – Exemplo de configurações “tractor” e “pusher”

A configuração “pusher” apresenta vantagens na medida em que o fluxo induzido pela hélice não

é afectado pela presença de qualquer componente como acontece na configuração “tractor”.

Apesar disto, a configuração “tractor” é vantajosa nas condições de aterragens e descolagens,

visto que a hélice encontra-se livre de contacto com o solo.

No que diz respeito à posição das asas, a configuração convencional (asa perto do centro de

gravidade e os planos verticais e horizontais da empenagem na traseira da aeronave) é a mais

simples e adoptada pela maioria das aeronaves existentes. Outra configuração é a “canard”, em

que a asa principal é posicionada atrás do centro de gravidade e o plano horizontal da empenagem

é colocada no nariz da aeronave. Esta configuração apresenta vantagens de estabilidade, pois é

praticamente impossível de perder o controlo em condições de perda de sustentação. É uma

configuração que começa a ser familiar nos aviões recentes e geralmente está associada à

configuração “pusher”.

11

A selecção do tipo de aerofólio também faz parte de uma decisão inicial importante porque o

formato da asa é importante para o tipo de missão que a aeronave vai executar. Aerofólios de

baixo arrasto e alta sustentação devem ser a escolha certa para condições de voo a baixa

velocidade.

Após as decisões iniciais, realiza-se um esboço simples da aeronave a desenvolver para se ter

uma noção global do seu aspecto.

12

2.4 – Estimativa do peso máximo à descolagem

A determinação do peso máximo à descolagem é um passo importante no processo de concepção,

pois os passos seguintes dependem dos resultados calculados nesta fase, e expresso pela seguinte

expressão (2.1):

(2.1)

onde:

Wcrew – peso da tripulação e passageiros;

Wpayload – peso da carga a transportar;

Wf – peso de combustível;

We – peso da aeronave vazia;

Wo – peso máximo à descolagem;

Como se trata de UAV’s, a expressão é simplificada e dá origem a expressão (2.2)

(2.2)

A relação We/Wo pode ser determinada pela expressão (2.3):

54321 max)/()/(/ CCCCC VSWoWohpAbWoaWoWe += (2.3)

onde:

hp/Wo – relação potência/peso;

S – área da asa )( 2ft ;

Wo/S – carga alar )/( 2ftlb ;

A – alongamento;

Vmax – velocidade máxima )(mph ;

a, b, C1, C2, C3, C4, C5 – constantes pré-estabelecidas do anexo I [8];

Admitindo um valor para A (pode ser estabelecido através de tabelas estatísticas para cada tipo de

aeronave – tipicamente menores que 4 para aeronaves velozes e superiores a 6 para

)/()/(1 WoWeWoWf

WpayloadWo

−−=

)/()/(1 WoWeWoWf

WpayloadWcrewWo

−−+

=

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aeronaves mais lentas) e um valor para a relação hp/Wo (aeronaves como Mini-UAV’s devem

apresentar valores elevados pois vão executar descolagens via lançamento manual), ficam a faltar

os valores de Vmax e Wo/S.

Geralmente, o valor de Vmax é 30% superior ao valor da velocidade de cruzeiro e Wo/S pode ser

calculado de diferentes métodos e no final escolhe-se o menor deles todos. Normalmente esse

valor corresponde à condição de velocidade de “Stall” (velocidade mínima de voo controlado),

que é dada pela expressão (2.4).

max2

2

1/ LStallCVSW ρ= (2.4)

onde:

ρ – densidade do ar )/( 3ftsl ;

Vstall – velocidade mínima de voo controlado )/( sft ;

maxLC - coeficiente de sustentação máximo da asa (tipicamente 0.9 maxlC do aerofólio);

Com estes valores calculados, fica a restar a fracção Wf/Wo que é determinada pelas fracções de

peso correspondentes a cada segmento da missão. Estas fracções podem ser calculadas da

seguinte maneira:

Aquecimento e descolagem

0.99~0.97 Wi/Wo =

Subida

M0325.00065.1/WW 1-ii −= (2.5)

onde:

M – número de Mach;

14

Voo Cruzeiro

−=− )/(550

exp/ 1DL

RCWW

p

bhp

ii η (2.6)

onde:

R – raio de acção do segmento de voo cruzeiro )( ft ;

bhpC – consumo específico )/( sl ;

pη - eficiência do motor;

A relação L/D é a relação sustentação/arrasto e é dada pela expressão (2.7).

Aeq

SW

SW

qCDL

D

π/

/

1/

0 += (2.7)

onde:

q – pressão dinâmica ( 25.0 Vq ρ= ) )/( 2ftlb ;

0DC - valor de arrasto parasita;

e – factor de eficiência Oswald;

Espera

−=− )/(550

exp/ 1DL

EVCWW

p

bhp

ii η (2.8)

onde:

E – tempo de espera )(s ;

V – velocidade de espera )/( sft ;

bhpC – consumo específico )/( sl ;

pη - eficiência do motor;

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Descida e aterragem

997.0~990.0/WW 1-ii =

Os valores de arrasto parasita e factor de eficiência de Oswald, 0DC e e respectivamente, são

inicialmente admitidos com o valor de 0.02 e 0.85 porque nesta fase ainda não existem dados

suficientes para qualquer estimativa aerodinâmica.

Com estes valores todos, consegue-se determinar o valor de Wf/Wo com a expressão (2.9).

−=Wo

WxWoWf 106.1/ (2.9)

Onde Wx/Wo é o produto das fracções de todos segmentos da missão.

Com isto, consegue-se determinar Wo realizando iterações entre as expressões (2.2) e (2.9). Uma

vez encontrado o valor de Wo, determina-se We e Wf e S.

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2.5 – Dimensionamento das proporções geométricas

O dimensionamento geométrico da asa pode ser feito com ajuda dos valores obtidos no passo

anterior e com os dados do aerofólio escolhido. Em primeiro lugar, determina-se o valor da

envergadura com ajuda da expressão (2.10).

ASb = (2.10)

onde

A – alongamento;

S – área alar )( 2ft ;

Em seguida, estabelece-se um valor de estreitamento da asa λ e um ângulo da linha que percorre

25% da corda ao longo da asa 4/CΛ . Estes valores podem ser escolhidos com ajuda das figuras

2.4 e 2.5.

Fig.2.4 – Tendências dos valores de alongamento vs 4/CΛ [8]

17

Fig.2.5 – Tendências dos valores de λ vs 4/CΛ [8]

Com estes valores assumidos, podem-se determinar os comprimentos das cordas na raiz, da ponta

e do centro aerodinâmico da asa com as expressões:

)1(

2

λ+=b

SC root (2.11)

roottip CC λ= (2.12)

λλλ

+++

=1

1

3

2 2

rootCc (2.13)

)1)(21(6

λλ ++=b

Y (2.14)

)1(

1tantan 4/ λ

λ−

−+Λ=ΛA

CLE (2.15)

onde

rootC - comprimento da corda na raiz )( ft ;

tipC - comprimento da corda na ponta )( ft ;

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λ - relação de estreitamento;

b - envergadura de asa )( ft ;

c - comprimento da corda no centro aerodinâmico da asa )( ft ;

Y - distância do centro aerodinâmico da asa à linha central da aeronave )( ft ;

LEΛ - ângulo do bordo de ataque )(graus ;

A – alongamento;


Com os resultados das expressões, pode-se desenhar a asa como mostra a figura 2.6.

Fig.2.6 – Geometria da asa [8]

Quanto à geometria da fuselagem, não há grande especificação porque os UAV’s não precisam

de espaço interior para acomodar tripulantes. Sendo assim, a fuselagem apenas necessita de ter

espaço suficiente para acomodar o equipamento necessário e tanques de combustível. Convém

lembrar que a fuselagem deve apresentar um aspecto esguio, ou seja, que o comprimento seja

muito superior ao diâmetro máximo e que haja algum comprimento entre a asa e os planos

horizontal e vertical da empenagem, de modo a facilitar o momento produzido pelas superfícies

de controlo.

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Por último, os planos horizontal e vertical da empenagem podem ser dimensionadas por um

método simples (expressões 2.16 e 2.17) em que só e preciso admitir uma distância entre os

centros aerodinâmicos das asas e o coeficiente volumétrico da cauda, que é obtido através do

anexo II.

VT

WWVT

VTL

SbcS = (2.16)

HT

WWHT

HTL

SCcS = (2.17)

onde

Wb - envergadura da asa principal )( ft ;

WS - área da asa principal )( 2ft ;

VTL - distância do centro aerodinâmico da asa ao plano vertical da empenagem

(figura2.5.4) )( ft ;

HTL - distância do centro aerodinâmico da asa ao plano horizontal da empenagem

(figura2.5.4) )( ft ;

WC - comprimento da corda no centro aerodinâmico da asa )( ft ;

HTc - coeficiente volumétrico do plano horizontal da empenagem;

VTc - coeficiente volumétrico do plano vertical da empenagem;

HTS - área alar do plano horizontal da empenagem )( 2ft ;

VTS - área alar do plano vertical da empenagem )( 2ft ;

20

Fig.2.7 – Posições das asas [8]

Com os valores das áreas alares dos planos da empenagem, consegue-se facilmente determinar a

geometria aplicando o mesmo método usado para determinar a geometria da asa principal.

O dimensionamento das proporções geométricas fica assim concluído, com informação suficiente

para fazer os desenhos da aeronave.

21

2.6 – Análise aerodinâmica

O estudo aerodinâmico é outra área importante na concepção de aeronaves visto que estas usam o

ar para produzir a força necessária de sustentação e as forças para o controlo de nível e direcção

de voo. Porém, estas forças são criadas por meio de fricção que dá origem a uma força de arrasto.

Esta força de arrasto é designada de arrasto induzido para sustentação.

Outra força que também produz arrasto é a força relacionada com a fricção de todas superfícies

em contacto com o ar e que não produzem sustentação (fuselagem, antenas, trens de aterragem,

gôndolas ou “nacelles”). Esta força de arrasto é designada de arrasto parasita.

O estudo aerodinâmico vai incidir na geometria da aeronave escolhida subcapítulo anterior (2.5) e

estimar valores importantes para a condição predominante de voo (usualmente correspondente à

condição de voo cruzeiro) e que são necessários para os passos seguintes.

Basicamente, uma situação de voo em equilíbrio pode ser traduzida pelas equações (2.18) e

(2.19).

LqSCLW == (2.20)

DqSCDT == (2.19)

onde

W - peso da aeronave (lb);

L - força de sustentação (lb);

T - força de impulsão (lb);

D - força de arrasto (lb);


LC - coeficiente de sustentação;

DC - coeficiente de arrasto;

Como já tinha sido referido acima, o coeficiente de arrasto DC é o resultado do arrasto parasita e

do arrasto induzido para sustentação e pode ser determinado pela expressão (2.20).

22

( )2min0 LLDD CCKCC −+= (2.20)

onde

0DC - arrasto parasita;

K - factor de arrasto induzido para sustentação;


minLC - valor de LC mínimo (no caso de aerofólios assimétricos);

O valor de arrasto parasita vai depender do formato e de toda a superfície que esteja em contacto

com o ar, bem como todo o arranjo dos diferentes componentes que constituem a aeronave.

O método das componentes permite determinar este valor, associando os coeficientes de atrito

local, áreas de contacto, factores de forma e interferência de cada componente. As seguintes

expressões permitem determinar o valor do arrasto parasita.

( )ref

wetf

DS

SQFFCC

...0

Σ= (2.21)

µρVl

R = (2.22)

( ) ( ) 65.02581.210 144.01log

455.0

MRC f

+= (2.23)

Factor de forma da asa e planos da empenagem

( )( )[ ]28.018.0

4

cos34.1100/

6.01 m

m

Mc

t

c

t

cxFF Λ

+

+= (2.24)

Factor da fuselagem

++=

400

601

3

f

fFF (2.25)

23

Factor de forma das gôndolas ou “nacelles”

+=

fFF

35.01 (2.26)

( ) max/4 A

lf

π= (2.27)

onde

fC - coeficiente de atrito local;

Q - factor de interferência (1~1.5 dependendo da proximidade dos componentes);

FF - factor de forma;

wetS - superfície exposta ao fluxo de ar )( 2ft ;

refS – área alar )( 2ft ;

R - número de Reynolds;

ρ – densidade do ar )/( 3ftsl ;

V - velocidade do ar )/( sft ;

l - comprimento do componente )( ft ;

µ - viscosidade do ar )//( sftsl ;

M – número de mach;

( )mcx / - local da corda onde a espessura aerofólio é máxima )( ft ;

ct / - relação entre a espessura e a corda do aerofólio escolhido;

mΛ - ângulo da linha correspondente à máxima espessura do aerofólio )(graus ;

maxA - área máxima frontal )( 2ft ;

O factor de arrasto induzido para sustentação K, pertencente ao segundo termo da expressão

(2.21), pode ser estimado pelo método da eficiência de Oswald e que é traduzido pelas expressões

2.28 a 2.30

AeK

π1

= (2.28)

24

Para asas rectangulares

64.0)045.01(78.1 68.0 −−= Ae (2.29)

Para asas com grausLE 30>Λ

1.3))(cos045.01(61.4 15.068.0 −Λ−= LEAe (2.30)

onde

K - factor de arrasto induzido para sustentação;

A – alongamento;

e – factor de eficiência Oswald;

No que diz respeito à sustentação, é preciso determinar o valor de maxLC efectivo da asa.

Anteriormente, mostrou-se que este valor podia ser facilmente estimado para os passos iniciais

(correspondente a 90% maxlC do aerofólio), mas agora que se tem a geometria da asa, pode ser

determinada da seguinte maneira:

4/maxmax cos9.0 clL CC Λ= (2.31)

Esta expressão permite obter valores coerentes para condições de voo a baixa velocidade e pode-

se verificar que para ângulos baixos da linha a 25% da corda, maximiza-se o coeficiente de

sustentação. Para velocidades superiores ( 2.0>M ), o método semi-gráfico é mais apropriado,

mas como os UAV’s são aeronaves lentas, não é necessário recorrer a tal método.

Outro valor importante, é o valor da curva característica de sustentação da asa ou αLC que

permite como o nome indica traçar a curva de sustentação da asa dentro do domínio linear. Este

valor é determinado pela expressão (2.32).

( )FS

S

A

AC

ref

osed

t

L

Λ+++

= exp

2

max2

2

22 tan142

2

βηβ

πα (2.32)

25

22 1 M−=β (2.33)

2

107.1

+=b

dF (2.34)

onde

αLC - curva característica de sustentação da asa (1/rad);

A – alongamento;

β - factor de Prantl-Glauert;

M – número de mach;

tmaxΛ - ângulo da linha correspondente à máxima espessura do aerofólio )(graus ;

osedSexp - superfície da asa exposta ao fluxo de ar )( 2ft ;

refS - área alar )( 2ft ;

F - factor de sustentação da fuselagem;

d - diâmetro da fuselagem entre a asa )( ft ;

b - envergadura de asa )( ft ;

Com a expressão 2.35, consegue-se obter o coeficiente de sustentação para diferentes ângulos de

ataque.

)( OLLL CC ααα −= (2.35)

onde

αLC - curva característica de sustentação da asa (grau-1);

α – ângulo de ataque (graus);

OL∂ - ângulo de sustentação nula do aerofólio (graus);

Estes são valores mais importantes para as fases seguintes de concepção. Outros valores como

arrasto e sustentação em situações em condições de aterragem (com o trem de aterragem e

“flaps” em baixo) também podem ser determinados para uma análise mais pormenorizada.

26

Para uma análise mais profunda, pode-se recorrer a ensaios em túnel de vento com modelo à

escala e simulações em CDF (Computacional Fluid Dynamics) para diferentes condições de voo.

Numa fase inicial de concepção, não se justifica fazer uma análise rigorosa com estes

procedimentos dado que consomem muito tempo e orçamento no caso dos ensaios em túnel de

vento.

27

2.7 – Estimativa de pesos

A estimativa de pesos é uma parte crítica na concepção de aeronaves porque o peso

interfere com muitos dos diferentes passos de todo o processo. O peso vazio We para um

dado peso máximo à descolagem Wo foi determinado anteriormente com os processos

descritos acima, mas este valor de We foi submetido sobre a condição de como um todo.

A estimativa de pesos permite determinar o peso das diferentes partes que compõem a

aeronave, oferecendo-nos uma noção mais precisa do peso vazio We e possivelmente um

crescimento de peso em relação ao valor anteriormente calculado. Outra parte importante

desta parte é que, permite saber a localização exacta do centro de gravidade da aeronave

como a sua oscilação durante a missão. Esta informação é vital para os estudos de

estabilidade que serão vistos mais tarde.

Para a categoria de aviação geral, aplica-se o seguinte método para determinar o peso dos

diferentes elementos:

( ) 49.00

3.0

04.0006.06.0

2

0035.0758.0

cos

/100

cos036.0 WN

ctq

AWSW zfwwwing

−

Λ

Λ

= λ (2.36)

( ) 02.0

043.0

2

12.0

896.0168.0414.00

coscos

/100016.0 −

−

Λ

Λ= h

htht

htzht

ActSqWNW λ (2.37)

( ) 039.0

357.0

2

12.0

873.0122.0376.00

coscos

/1002.01073.0 h

vtvt

vtz

v

t

vt

ActSqWN

H

HW λ

Λ

Λ

+=

−

(2.38)

( ) presstzffuselage WqDLLWNSW += −− 241.0072.0051.0177.00

086.1 )/(052.0 (2.39)

271.0)(9.11 deltaprpress PVW += (2.40)

28

( ) ( ) 409.0768.0 12/095.0 mllgearlandingmain LWNW = (2.41)

( ) ( ) 845.0566.0 12/125.0 nllgearlandingnose LWNW = (2.42)

enenengineinstalled NWW922.0575.2= (2.43)

157.0242.0

363.0

726.0

/1

149.2 ent

ti

tsystemfuel NNVV

VW

+= (2.44)

( ) 80.040

371.0536.1 10053.0 −×= WNBLW zwcontrolsflight (2.45)

0001.0 WWhydraulics = (2.46)

933.0117.2 uavavionics WW = (2.47)

( ) 51.057.12 avionicssystemfuelelectrical WWW += (2.48)

08.068.052.00265.0 MWNWW avionicspiceantiandngconditioniair =− (2.49)

650582.0 0 −= WW sfurnishing (2.50)

29

onde

A - alongamento;

wB - envergadura de asa )( ft ;

vt HH / - 0 para cauda convencional e 1 para cauda em ‘T’;

L - comprimento da fuselagem )( ft ;

mL - comprimento do trem principal )(in ;

nL - comprimento do trem frontal )(in ;

tL - distância do centro aerodinâmico da asa principal ao centro aerodinâmico da

cauda )( ft ;

M - número de mach;

enN - número de motores;

lN - factor de carga de aterragem ( )5.1×gearN ;

pN - número de tripulantes a bordo;

tN - factor de tanques de combustível;

zN - factor de carga estrutural;

deltaP - diferencial de pressão da cabina )(psi ;

q – pressão dinâmica em voo cruzeiro )/( 2ftlb ;

fS - superfície da fuselagem exposta ao fluxo de ar )( 2ft ;

htS - área do plano horizontal da empenagem )( 2ft ;

vtS - área do plano vertical da empenagem )( 2ft ;

WS - área da asa principal )( 2ft ;

iV - volume dos tanques internos )(gal ;

prV - volume da área pressurizada )( 3ft ;

tV - volume total de combustível )(gal ;

0W - peso máximo à descolagem )(lb ;

enW - peso de cada motor )(lb ;

fwW - peso de combustível nas asa )(lb ;

lW - peso máximo à aterragem(varia entre 70 a 95% de 0W ) )(lb ;

30

pressW - penalização de peso devido à pressurização )(lb ;

uavW - peso da aviónica não instalada )(lb ;

wingW - peso da asa )(lb ;

htW - peso do plano horizontal da empenagem )(lb ;

vtW - peso do plano vertical da empenagem )(lb ;

fuselageW - peso da fuselagem )(lb ;

gearlandingmainW - peso do trem principal )(lb ;

gearlandingnoseW - peso do trem frontal )(lb ;

engineinstalledW - peso do motor instalado )(lb ;

systemfuelW - peso dos sistemas de alimentação de combustível )(lb ;

controlsflightW - peso dos sistemas de controlo d voo )(lb ;

hydraulicsW - peso dos hidráulicos )(lb ;

avionicsW - peso da aviónica )(lb ;

electricalW - peso da instalação eléctrica )(lb ;

iceantiandngconditioniairW − - peso dos sistemas de ar condicionado e anti-gelo )(lb ;

sfurnishingW - peso dos acabamentos )(lb ;

Λ - ângulo da linha correspondente à 25% da corda do aerofólio )(graus ;

Estes valores são depois somados e comparados com o valor de We calculado. Normalmente a

diferença é mínima e pode ser facilmente ajustada. Caso a diferença seja notável, é sinal que algo

nos cálculos anteriores não está correcto e terá de ser revisto.

No caso dos UAV’s, existe uma série de componentes que podem ser suprimidos e outros que

podem ser parcialmente ponderadas porque não necessitam de cabine nem de equipamento tão

completo como uma aeronave tripulada.

31

2.8 – Propulsão

A propulsão é a forma como as aeronaves desenvolvem impulsão por meio de incitação de ar na

direcção oposta ao do movimento. Esta força de impulsão tem que ser igual ou superior à força

de arrasto para que se tenha uma condição de voo estacionário ou acelerado.

Tipicamente, as aeronaves usam propulsão a hélice (motores alternativos, motores eléctricos e

turbo-hélice) ou propulsão a jacto (turbinas a gás e “ramjets”). Como os UAV’s são aeronaves

que desempenham missões a velocidades baixas, os sistemas de propulsão a jacto podem ser

excluídos porque o rendimento propulsivo destes sistemas a baixas velocidades é muito baixo,

tornando-o viável para altas velocidades.

Nesta fase, procura-se satisfazer a relação hp/Wo (potência/peso) que foi estabelecida

inicialmente na fase em que se calcula o valor de Wo e é feita uma avaliação de certos aspectos

para garantir que existe força de impulsão suficiente.

Geralmente, procura-se um motor que possua potência necessária e procede-se a sua instalação

com a selecção de tamanho ideal da hélice com ajuda das expressões 2.51 e 2.52

Duas pás: 422 hpd = (2.51)

Três pás: 418 hpd = (2.52)

onde

d - diâmetro ideal da hélice )( ft ;

hp – potência do motor )(hp ;

Mas este diâmetro calculado é o diâmetro ideal se os efeitos compressíveis fossem ignorados,

coisa que não acontece na realidade. Então, para se evitar os efeitos compressíveis nas pontas das

pás, tem-se:

( )60

dnV

statictip

π= (2.53)

32

( ) 22 VVV tiphelicaltip += (2.54)

onde

n - regime de funcionamento do motor )(rpm ;

d - diâmetro da hélice )( ft ;

V - velocidade da aeronave )/( sft ;

statictipV - velocidade tangencial da pá )/( sft ;

helicaltipV - velocidade total da pá )/( sft ;

Como se pode ver, o tamanho da hélice vai ser limitada pela imposição de 950 ft/s para a

velocidade total da pá ao nível do mar, implicando que o diâmetro da hélice seja inferior ao

diâmetro da hélice ideal.

Escolhido o motor e o tamanho da hélice, é altura de proceder às correcções para prever as

possíveis perdas de impulsão porque a eficiência do motor varia com a altitude e o rendimento da

hélice com a velocidade. Para se prever a fracção destas perdas, procede-se as seguintes

correcções:

−−=

55.7

/1 0

0

ρρρρ

LSbhpbhp (2.55)

nD

VJ = (2.56)

53

550

Dn

bhpcp ρ

= (2.57)

nD

bhp

c

cT

P

T 550= (2.58)

( )

−= ∑ washedwetfePPeefective SCD 0

2

558.11

ρρ

ηη (2.59)

33

onde

n - regime de funcionamento do motor )(rps ;

D - diâmetro da hélice )( ft ;

bhp - potência do motor na altitude considerada )(hp ;

SLbhp - potência do motor ao nível do mar )(hp ;

ρ - densidade do ar na altitude considerada )/( 3ftsl ;

0ρ - densidade do ar ao nível do mar )/( 3ftsl ;

J - relação de avanço;

V - velocidade )/( sft ;

pc - coeficiente de potência ;

PT cc / - relação entre coeficiente de impulsão e coeficiente de potência;

T - força de impulsão )(lb ;

Pη - rendimento da hélice;

Peefectiveη - rendimento efectivo da hélice;

feC - coeficiente de atrito local;

( )washedwetS - superfície exposta ao fluxo de ar induzido pela hélice )( 2ft ;

Como se pode denotar nas expressões acima, alguns valores como PT cc / e Pη não tem forma de

ser calculados sem que seja feita uma análise muito aprofundada nas características da hélice.

Para evitar um acréscimo desnecessário de complexidade, o método semi-gráfico é mais prático

e mais simples já que com a informação disponível pelos fabricantes se pode obter bons

resultados. As figuras 2.8 e 2.9 mostram a informação característica de uma hélice de três pás.

Usualmente, este tipo de informação costuma estar disponível para hélices de três e quatro pás

com diversas características. Hélices com duas ou cinco ou mais pás, podem ser extrapoladas a

partir da informação das hélices de três e quatro pás. Para hélices de duas pás, consegue-se uma

boa e rápida estimativa com a atribuição de +3% nos valores rendimento e -5% nos valores da

impulsão estática da hélice de três pás.

34

Fig.2.8-Impulsão estática da hélice [8]

Fig.2.9-Rendimento da hélice [8]

35

2.9 – Análise de desempenho

A análise de desempenho incide sobre a capacidade da aeronave de cumprir os objectivos

estabelecidos. Basicamente, é o tratamento e estudo de toda a informação criada anteriormente

nas diversas condições de voo que a aeronave poderá encontrar.

O desempenho é um campo de elevada importância e para tal, uma enorme quantidade de

cálculos é realizada para se obter informação suficiente sobre as características da aeronave. No

caso dos UAV’s, sendo aeronaves destinadas a missões de vigilância ou reconhecimento, não há

necessidade de estudar o desempenho em condições extremas de voo. Pode-se assumir que

análises de desempenho nas condições de voo nivelado, voo ascendente e voo planado, sejam

suficientes para determinar as capacidades dum UAV.

Também podem ser consideradas as análises de descolagem e aterragem se tal for algum factor

crítico nos requisitos. Isto pode ser o caso de UAV’s de grandes dimensões e destinadas a

realizar missões de durações extremas. Mas como o estudo incide sobre aeronaves menores, não

há necessidade para tal.

Impulsão mínima para o voo nivelado

0min

2

D

dragC

K

S

WV

ρ= (2.60)

K

CC D

dragL

0min = (2.61)

( )00min DDdrag CCqSD += (2.63)

Raio de acção

=

=

Wf

Wi

D

L

CWf

Wi

D

L

C

VR

bhp

pln

550ln

η (2.64)

36

Razão de subida

−=

W

DTVVV (2.65)

−= −

W

DT1sinγ (2.66)

onde

VV - velocidade vertical – razão de subida )/( sft ;

γ - ângulo de subida )(graus ;

D – força de arrasto )(lb ;

Voo planado maximizando o alcance

0/max

2

D

DLC

K

S

WV

ρ= (2.67)

K

CC D

DLL

0/max = (2.68)

0max 2

1/

DC

AeDL

π= (2.69)

Voo planado minimizando a razão de descida

0sinmin 3

2

D

kC

K

S

WV

ρ= (2.70)

K

CC D

kL

0sinmin

3= (2.71)

0sinmin 16

3/

D

kC

AeDL

π= (2.72)

37

2.10 – Optimização

O procedimento de optimização consiste no melhoramento da aeronave já estudada até então.

Visto que as fases anteriores já foram capazes de gerar informação suficiente da aeronave, pode-

se fazer variar certos aspectos e perceber de imediato o seu efeito.

Usualmente, selecciona-se dois aspectos fazem-se variar uma certa percentagem acima e abaixo

do valor da aeronave de referência (aeronave estudada até então). Isto resulta numa matriz 3X3,

ou seja, permite estudar oito aeronaves diferentes baseadas na aeronave de referência e que para

cada uma é feita uma estimativa de peso máximo à descolagem.

Como se pode verificar, este processo é muito exaustivo porque envolve a repetição de muita

coisa já realizada oito vezes. Para evitar este trabalho todo, é aconselhado identificar todas

variáveis dependentes dos aspectos seleccionados e encontrar uma relação que permita calcular

essas mesmas variáveis em função da variação dos aspectos seleccionados. Isto pode evitar a

necessidade de um estudo profundo como foi realizado para a aeronave de referência.

Encontrado o peso máximo à descolagem e mais algumas características importantes de cada

aeronave, procede-se à selecção das condições de fronteira e traça-se o diagrama de optimização.

A aeronave ideal para os requisitos será então identificada e estudada ao pormenor.

Para aumentar a precisão da optimização, pode-se fazer variar os aspectos com mais intervalos ou

fazer variar três ou mais aspectos ao mesmo tempo. O benefício é que se obtém uma melhor

precisão mas em contrapartida, o nível de complexidade e trabalho aumenta drasticamente. Por

exemplo, fazer variar dois valores acima e abaixo de dois aspectos resulta numa matriz 5X5

(equivalente a estudar 24 aeronaves diferentes para além da aeronave de referência) ou fazer

variar três aspectos com um valor acima e abaixo resulta numa matriz 3X3X3 (equivalente a

estudar 26 aeronaves diferentes para além da aeronave de referência).

38

2.11 – Estabilidade e controlo

A parte de estabilidade e controlo é outra secção fundamental na concepção de aeronaves, pois

permite organizar e ajustar a mesma para que tenha características de voo estáveis e controláveis.

Uma aeronave estável é uma aeronave que apresenta um certo equilíbrio na distribuição dos

pesos de modo que seja capaz de realizar um voo nivelado sem constantes ajustes de controlo

(efeito de fugóide reduzido ou nulo) e que em caso de mudança de atitude, se mantenha livre de

flutuações indesejadas que acabam por resultar em perda de controlo.

O estudo da estabilidade é composto pela análise estática e pela análise dinâmica.

A análise dinâmica consiste sobre o estudo de diversas condições de voo nas quais se têm em

consideração os seis graus de liberdade, reflectindo uma complexidade elevada e elevado

consumo de tempo. Assim, é deixado a cargo de programas sofisticados de computador

especialmente desenvolvidos para estes estudos ou para ensaios em túnel de vento.

Por outro lado, a análise estática assenta sobre condições de estudo pré-estabelecidas e é a que

permite tornar a aeronave “estável” até uma fase de desenvolvimento avançada.

A análise estática é composta pela estabilidade longitudinal e pela estabilidade lateral, sendo que

a estabilidade longitudinal prevalece sobre a estabilidade lateral, ou seja, a estabilidade é

garantida pelo caso longitudinal porque normalmente as aeronaves são lateralmente simétricas e a

estabilidade lateral fica reservada para o dimensionamento das superfícies de controlo do plano

vertical da empenagem.

Estabilidade longitudinal

A estabilidade longitudinal resume-se ao equilíbrio dos momentos em relação ao centro de

gravidade da aeronave e visto que o centro de gravidade numa aeronave não é fixo devido à

variação da quantidade de combustível ou do peso da carga a transportar, é preciso ter o

conhecimento da posição do centro de gravidade mais adiante (mais próximo do nariz) e a

posição mais afastada (mais longe do nariz).

A situação crítica para o caso do equilíbrio de momentos encontra-se quando a posição do centro

de gravidade é mais afastada, enquanto que a situação critica no caso de equilíbrio via deflexão

da empenagem encontra-se quando a posição do centro de gravidade é mais adiante.

39

A figura 2.10 demonstra os momentos longitudinais.

Fig.2.10- Situação típica de estudo da estabilidade longitudinal [8]

Os momentos em torno do centro de gravidade pode-se traduzir por:

( ) ( ) ( )pcgptcgachhfuswacwcgcg XXFTZXXLMMXXLM −+−−−++−= (2.73)

onde

cgM -momento em torno do centro de gravidade ).( inlb ;

L - força de sustentação da asa )(lb ;

cgX - posição do centro de gravidade )(in ;

acwX - posição da asa )(in ;

wM - momento produzido pela asa ).( inlb ;

fusM - momento produzido pela fuselagem ).( inlb ;

hL - força de sustentação da empenagem;

achX - posição da empenagem )(in ;


tZ - braço da impulsão )(in ;

pF - força normal da hélice )(lb ;

40

pX - posição da entrada de ar ou hélice )(in ;

Dividindo todos os termos da expressão 2.74 por ( cqSw ), origina:

( )cqS

XXF

cqS

TZ

c

XXC

S

SCC

c

XXCC

w

pcgp

w

tcgach

Lh

w

h

mfusmw

acwcg

Lmcg

−+−

−−++

−=

ηα (2.74)

Termo do momento produzido pela asa

Λ+Λ

=cos2

cos2

0A

ACC mmw (2.75)

Termo do momento produzido pela fuselagem

w

fff

mfuscS

LWKC

2

= (2.76)

Termo do momento produzido pelos efeitos de impulsão

)(TfC

AqNF NbladepBp α∂

∂= (2.77)

onde

c - comprimento da corda no centro aerodinâmico da asa )(in ;

η - rácio de pressão dinâmica entre a asa e a empenagem (0.85-0.90);

wS - área alar da asa )( 2in ;

hS - área alar do plano horizontal da empenagem )( 2in ;

0mC - coeficiente do momento do aerofólio;

fW - largura da fuselagem )(in ;

fL - comprimento da fuselagem )(in ;

BN - numero de pás;

pA - área varrida pela hélice )( 2in ;

Os restantes termos fK , α∂

∂ NbladeC e )(Tf podem ser determinados pelas figuras 2.11, 2.12 e

2.13.

41

Fig.2.11- Posição de 25% da corda da raiz [8]

Fig.2.12- Coeficiente da força normal da hélice [8]

42

Fig.2.13 – Factor da força normal da hélice [8]

Quando ocorre uma mudança no ângulo de ataque, os momentos em torno do centro de gravidade

sofrem alterações e é então considerado o equilíbrio em função dos efeitos associados a esta

variação. Este equilíbrio pode ser traduzido por:

( )cqS

XXF

c

XXC

S

SC

c

XXCC

w

pcgppcgachh

Lh

w

h

mfus

acwcg

Lm

−

∂

∂+

−

∂

∂−+

−=

α

α

ααη

αα (2.78)

Sendo que o ponto neutro de rotação encontra-se na posição npX .

( )

cqS

FC

S

SC

cqS

XF

c

XC

S

SC

c

XC

c

X

w

phLh

w

hL

w

pppachhLh

w

hmfus

acwL

np

+∂

∂+

∂

∂+

∂

∂−+

=

ααη

α

α

ααη

α

α

(2.79)

Onde α

α

∂

∂ representa o efeito do escoamento criado pela asa (figura 2.14) que pode produzir

momentos negativos ou positivos na empenagem, caso a posição desta se encontre à frente (fluxo

ascendente) ou atrás da asa (fluxo descendente).

43

Fig.2.14 – Efeito de escoamento sobre a asa [8]

O efeito do escoamento ascendente em função da posição da asa pode ser determinado pela figura

2.15.

Fig.2.15 – Efeito de escoamento ascendente antes da asa [8]

E o efeito do escoamento descendente em função da posição da asa pode ser determinado pela

figura 2.16.

44

Fig.2.16 – Efeito de escoamento descendente depois da asa [8]

O efeito total sobre a empenagem pode-se traduzir por:

αα

α

∂∈∂

−=∂

∂1 (2.80)

)(1)( whwh iii −+

∂

∈∂−+=

ααα (2.81)

onde

hα - ângulo de ataque do plano horizontal da empenagem )(rad ;

α - ângulo de ataque )(rad ;

wi - ângulo da incidência da asa )(rad ;

hi - ângulo da incidência do plano horizontal da empenagem )(rad ;

45

Para se conseguir uma boa estabilidade longitudinal, é preciso que o equilíbrio de momentos em

função da variação de ângulo de ataque αmC seja nulo. Isto vai resultar na expressão 2.82.

−−=

c

XXCC

cgnp

Lm αα (2.82)

Em que o termo

−

c

XX cgnp é a margem estática e é o que vai condicionar a estabilidade

longitudinal. Tipicamente, uma aeronave estável possui uma margem estática positiva, embora a

maioria apresente valores entre 5 a 10%.

Actualmente, com os avanços tecnológicos a nível da aviónica, muitas aeronaves começam a

apresentar uma estabilidade estática relaxada, ou seja, são estaticamente instáveis mas usam

controlos de voo inteligentes para compensar a instabilidade. Isto pode ser vantajoso em

determinados aspectos mas é sempre uma mais valia garantir a estabilidade sem ajudas externas.

Quanto à outra situação crítica de estabilidade longitudinal (quando o centro de gravidade se

encontra mais adiante e é aplicada uma deflexão no plano horizontal da empenagem para

estabelecer o equilíbrio), pode ser estudada com base na expressão 2.78 e nas expressões 2.83 e

2.84.

−−+

∂

∈∂−+= LhwhwhLLh iiiCC 0)(1)( α

ααα (2.83)

Lh

w

wLLtotal CS

ShiCC ηαα ++= )( (2.84)

onde

Lh0α - ângulo de ataque em que a sustentação é nula no plano horizontal da

empenagem )(rad ;

hLC α - curva característica de sustentação do plano horizontal da empenagem (1/rad);

LhC - coeficiente de sustentação efectivo do plano horizontal da empenagem;

LtotalC - coeficiente de sustentação total;

46

Estabilidade lateral

Com a estabilidade longitudinal assegurada, o estudo da estabilidade lateral vai servir apenas para

dimensionar o plano vertical da empenagem e as suas superfícies de controlo como também o

ajuste da posição lateral dos motores (caso tenha mais que um motor).

Existem duas situações críticas no estudo da estabilidade lateral que correspondem à situação em

que a aeronave se encontra em deslize lateral com vento e à situação em que um dos motores está

inoperável e o outro em potência máxima (situação de impulso assimétrico). Ambas situações são

analisadas para a condição de voo a uma velocidade próxima à da velocidade de perda stallV .

A figura 2.17 demonstra o caso típico de estudo da estabilidade lateral com todos efeitos

associados.

Fig.2.17 – Situação típica de estudo da estabilidade lateral [8]

As situações de guinada e rolamento podem ser traduzidas por:

Guinada

( ) ( )pcgpppfusawwcgacvv XXFDYTYNaNNXXFN −−−−+++−= δδ (2.85)

47

Rolamento

( )vvaww ZFaLLL −+= δδ (2.86)

onde

N - momento lateral em torno do centro de gravidade ).( inlb ;

vF - força lateral no plano vertical da empenagem )(lb ;

wN - momento produzido pela asa ).( inlb ;

awN δ - momento produzido pela deflexão dos “ailerons” ).( inlb ;

aδ - ângulo de deflexão dos “ailerons” )(rad ;

fusN - momento produzido pela fuselagem ).( inlb ;


pY - braço da impulsão )(in ;

D - força de arrasto correspondente ao motor parado )(lb ;

pF - força normal da hélice )(lb ;

acvX - posição do plano vertical da empenagem )(in ;

L - momento lateral em torno do eixo X ).( inlb ;

wL - momento produzido pela asa ).( inlb ;

awL δ - momento produzido pela deflexão dos “ailerons” ).( inlb ;

vZ - distância da linha central ao centro aerodinâmico do plano vertical da

empenagem )(in ;

Dividindo todos os termos das expressões acima por ( bqSw ), origina:

Guinada

( )bqS

XXF

bqS

DY

bqS

TYCaCCCC

w

pcgp

w

p

w

p

fusnanwnvnn

−−−−+++= βδββ βδββ (2.87)

48

Em que,

( ) ( )b

XX

S

SC

bqS

XXFC

cgacv

w

vvvvtL

w

cgacvv

vn

−

∂

∂=

−=

ββ

ηαβ (2.88)

AD

ZS

S

f

wfw

v

v

v 009.04.0cos1

06.3

724.0 +−Λ+

+=

∂

∂

ββ

η (2.89)

Termo do momento produzido pela asa na guinada

( )

Λ−+

Λ−−Λ

Λ+Λ

−=Ab

XXAA

AAACC

cgacw

Lwn

sin)(6

cos82cos

cos4

tan

4

1 22

ππβ (2.90)

Rolamento

aCCCC alwlvll δββ δββ ++= (2.91)

Em que,

( ) ( )b

Z

S

SC

bqS

ZFC v

w

vv

vvtL

w

vv

vl ββ

ηαβ ∂

∂−=−= (2.92)

Termo do momento produzido pela asa no rolamento

( ) wfllL

L

wingl

wl CCCC

CC ββ

ββ ++

=

Γ (2.93)

Contribuição do efeito geométrico ângulo de diedro da asa

( )

++Γ

−=Γ )1(3

)21(2

4 λλα

βL

l

CC (2.94)

49

Contribuição do efeito da posição vertical da asa na fuselagem

( )2

2.1b

WDZAC

ffwf

wfl

+−=β (2.95)

Sendo que o valor de

L

wingl

C

C β pode ser estimado com base na figura 2.18.

Fig.2.18 – Efeito diedro na flecha da asa [8]

Termo do momento produzido pela fuselagem

−=

f

f

w

fus

nfusW

D

bS

VC 3.1 (2.96)

Termo do momento produzido pela deflexão dos “ailerons”

alLalan CCCC δδδ 2.0−== (2.97)

onde

β - ângulo de deslize lateral )(rad ;

vtLC α - curva característica de sustentação do plano vertical da empenagem (1/rad);

wS - área alar da asa )( 2in ;

vS - área alar do plano vertical da empenagem )( 2in ;

50

wfZ - posição vertical da asa em relação à linha central da fuselagem )(in ;

fD - comprimento da fuselagem )(in ;

fW - largura da fuselagem )(in ;


Γ - ângulo de diedro )(rad ;

fusV - volume da fuselagem )( 3in ;

alC δ - incremento de sustentação na asa devido à deflexão do “aileron”;

51

2.12 – Análise de estruturas

A análise de estruturas é o ultimo passo do desenvolvimento conceptual, pois a análise de custos

para este tipo de aeronave não apresenta grande complexidade devido às suas dimensões e a

quantidade de materiais usada na sua fabricação.

Na análise de estruturas procura-se determinar os esforços que a aeronave vai estar sujeita nas

condições mais desfavoráveis e garantir que a mesma resiste sem que haja um aumento de peso

relativamente ao calculado anteriormente.

A determinação dos esforços é baseada no factor de carga n que simboliza o número de vezes em

que se está sujeito à aceleração da gravidade (por exemplo n = 2g significa que se está sujeito a

uma carga equivalente a duas vezes o peso da aeronave). O factor de carga pode variar de valores

entre 1 (situação de voo nivelado) e 9 (situação super crítica de uma aeronave de combate ou

acrobática em curva apertada), dependendo do tipo de serviço que a aeronave vai desempenhar.

Aeronaves destinadas a operar em condições mais severas implicam um factor de carga elevado,

enquanto que aeronaves destinadas a voos suaves e calmos podem usar factores de carga mais

baixos (tipicamente acima de 2.5 para garantir segurança em relação a vidas humanas). No que

diz respeito a Mini-UAV’s não é necessário terem factores de carga elevados porque não vão

suportar condições rigorosas e, como tal factores de carga a partir de 1.5 já se podem considerar

aceitáveis. Convém lembrar que o factor de carga é depois multiplicado pelo factor de segurança

(tipicamente 1.5) para originar o factor de carga efectivo.

Admitidos os factores de carga positivos e negativos, traça-se o diagrama V-n de manobra

(diagrama velocidade – factor de carga) que irá mostrar os pontos mais críticos em que a

aeronave vai operar. A figura 2.19 mostra um típico diagrama V-n de manobra.

52

Fig.2.19 – Diagrama V-n de manobra [8]

No diagrama V-n de manobra podem-se encontrar pontos críticos quando o ângulo de ataque é

máximo à velocidade de mergulho DiveV (situação de elevado ângulo de ataque com a máxima

pressão dinâmica associada). A velocidade de mergulho DiveV pode ser estimada como sendo a

velocidade terminal da aeronave (quando o arrasto iguala ao peso e a força de arrasto só depende

do arrasto parasita) ou simplesmente pode ser assumida como um valor acima da velocidade de

cruzeiro porque o mergulho vertical é uma manobra mais usual em aeronaves de combate.

Os esforços considerados no diagrama V-n de manobra podem sofrer alterações quando a

aeronave é sujeita a turbulência. Neste caso, os esforços limites vão variar consoante a

intensidade do vento investido sobre a aeronave. Tipicamente, a velocidade do vento de rajada

deU é assumida com um valor de 25 ft/s para velocidades de mergulho, 50 ft/s para velocidades

de cruzeiro e 60 ft/s para velocidades de baixas (estes valores são normalizados).

E o efeito da turbulência pode ser traduzido da seguinte forma:

αρµ

LCcg

SW )/(2= (2.98)

µµ

+=

3.5

88.0gK (2.99)

53

)/(4981

SW

CVUKn

Ldeg α±= (2.100)

onde

µ - rácio de massa;

g - aceleração da gravidade )/2.32( 2sftg = ;

gK - factor de alívio;

deU - velocidade da rajada )/( sft ;

Estes efeitos das rajadas combinados com os esforços de manobra resultam no diagrama V-n

combinado (figura 2.20).

Fig.2.20 – Diagrama V-n de combinado [9]

54

A intensidade dos esforços causados pela rajadas varia de aeronave para aeronave, sendo as

aeronaves mais pesadas as que sofrem menor intensidade e as aeronaves mais leves as que sofrem

maiores esforços. Isto é sinónimo de que uma aeronave leve como um Mini-UAV, sofrerá

elevados esforços adicionais devido às rajadas (fazendo com que o factor de carga limite do

diagrama de manobra duplique ou mesmo triplique) e dimensionar uma estrutura capaz de resistir

tais esforços iria tornar a aeronave demasiado pesada. Para evitar tal problema, a melhor solução

é a de excluir o serviço sobre condições atmosféricas rigorosas.

Basicamente, a análise estrutural pode-se resumir ao desenvolvimento de estruturas leves que

resistam aos esforços encontrados nas condições onde o factor de carga é máximo. Este

desenvolvimento pode ser feito com ajuda dos métodos fundamentais da mecânica estrutural.

Embora existam outros métodos mais complexos e mais precisos, não se justifica o tal empenho

porque os Mini-UAV’s são aeronaves pequenas e que devem ser simples.

55

3 - Caso de estudo

3.1 – Descrição

O exercício que se segue, consiste na aplicação do método descrito anteriormente e tem como

objectivo desenvolver uma célula miniatura de um veículo aéreo não tripulado (Mini-UAV) para

executar missões de apoio táctico e reconhecimento.

3.1.1 – Considerações especiais

É de referir que os cálculos necessários a realizar no dimensionamento foram previamente

programados de modo a facilitar todo o processo e os resultados serão representados com

unidades não típicas do sistema internacional (S.I.). Esta decisão deve-se ao facto da bibliografia

disponível se apresentar em unidades imperiais e também pelo simples facto deste tipo de

unidades ser usual no sector aeronáutico.

Para contornar esta adversidade, os valores mais importantes e as medidas finais, serão

convertidas para as unidades de sistema internacional.

3.2 - Especificações iniciais

3.2.1 – Características gerais

A aeronave terá de cumprir os seguintes requisitos

� Peso máximo à descolagem: 5 kg ou 11 lbs;

� Raio de acção: 50 km ou 27 n.m.;

� Velocidade de cruzeiro mínima: 50 km/h ou 27 kts;

� Dimensões reduzidas para fácil transporte: máximo 2 m ou 6.56 ft;

56

� Realização de missões à altitude: 150 ~ 300 m ou 500 ~ 1000 ft;

� Capacidade de transportar equipamento electrónico indispensável às missões;

� Fácil fabricação e de baixo orçamento;

� Operável por uma equipa de dois elementos.

3.2.2 – Perfil da missão

Como um dos requisitos principais é o limite de raio de acção, reparte-se a missão típica a

realizar em três segmentos importantes:

� 1º Segmento – voo cruzeiro de ida;

� 2º Segmento – espera (turno de vigilância sobre o alvo);

� 3º Segmento – voo cruzeiro de volta.

Este perfil apresenta-se vantajoso na medida que garantimos o regresso do equipamento ao ponto

de lançamento (situação vital em campo de batalha) e também na medida em que se trata de um

UAV.

O perfil detalhado da missão é representado na figura 3.1.

Fig.3.1 – Perfil da missão

57

As condições de velocidade nos segmentos de voo cruzeiro e espera são os seguintes:

Fig.3.2 Velocidades nos segmentos

Como referido anteriormente, assume-se a velocidade máxima Vmax com um valor aproximado

de 30% superior à velocidade de cruzeiro.

58

3.2.3 – Estudos preliminares

Para o estudo preliminar, procede-se ao método comparativo de aeronaves existentes para ajudar

a reunir informação necessária para o desenvolvimento da aeronave. Para tal, as figuras 3.3 e 3.4

apresentam especificações de algumas aeronaves.

0,0

1,0

2,0

3,0

4,0

5,0

6,0

7,0

8,0

0,0 0,5 1,0 1,5 2,0

W/S (lb/ft2)

A

Magister

Mentor

PM-Trainer

RQ-14A Dragon Eye

RQ-11B Raven

Fig.3.3 Gráfico Alongamento vs W/S

0,0

1,0

2,0

3,0

4,0

5,0

6,0

7,0

8,0

0,0 2,0 4,0 6,0 8,0W/P (lb/hp)

A

Magister

Mentor

PM-Trainer

RQ-14A Dragon Eye

RQ-11B Raven

Fig.3.4 Gráfico Alongamento vs W/P

59

Nas figuras 3.3 e 3.4, estão presentes cinco aeronaves de duas diferentes categorias. O primeiro

grupo de aeronaves é constituído pelo Magister (figura 3.5), Mentor (figura 3.6) e PM-Trainer

(figura 3.7) e são aeronaves de aeromodelismo que com algumas modificações básicas, podem

servir missões de reconhecimento. O segundo grupo de aeronaves é constituído pelo RQ-14 A

Dragon Eye (figura 3.8) e RQ-11 B Raven (figura 3.9) e são Mini-UAV´s propulsionados por

motores eléctricos.

Com a informação disponível nas figuras 3.3 e 3.4, consegue-se ter uma clara noção de algumas

especificações. E no problema em questão, uma solução que combine as características destas

duas categorias pode ser a mais indicada, ou seja, utilização de motores para aeronaves de

aeromodelismo para maximizar o raio de acção, visto que estes Mini-UAV’s de motores

eléctricos não vão além de 10.8 n.m. = 20km.

Sendo assim, pode-se apostar como valores iniciais de 6 para o alongamento e 6 para a relação

peso/potência W/hp.

Fig.3.5 Multiplex Magister [10]

Fig.3.6 Mentor [11]

60

Fig.3.7 PM-Trainer [12]

Fig.3.8 RQ–14 A Dragon Eye [13]

Fig.3.9 RQ–11 B Raven [14]

61

3.2.4 – Decisões iniciais

Já com os requisitos em consideração, é altura de se decidir o tipo de configuração a adoptar para

o problema. A configuração “pusher” seria ideal porque maximizaria a impulsão e deixaria o

nariz livre para a instalação da aviónica e câmaras, mas criaria problemas na operação de

lançamento manual e aterragens. Então a solução mais indicada recai sobre a configuração

esboçada na figura 3.10, fruto de estudos realizados no projecto “UAV-Veículo Aéreo Não

Tripulado” [15].

Fig.3.10 Esboço inicial [15]

Este tipo de configuração vai garantir uma operação de lançamento mais segura como uma

operação de aterragem em “deep-stall” sem que haja danos na hélice e vai permitir o alojamento

de toda aviónica no nariz da aeronave.

Outra decisão inicial importante recai na mobilidade, ou seja, a aeronave terá de ser facilmente

transportada por uma equipa de dois elementos. Isto pode ser muito complicado se o cenário de

serviço for no meio de um campo de batalha, em que a mobilidade é um factor crucial de

sobrevivência. Como solução, vai-se optar pela divisão da aeronave em dois ou três componentes

para facilitar o transporte (figura 3.11).

62

Fig.3.11 Divisão em componentes para fácil transporte

63

3.3 – Dimensionamento

3.3.1 – Estimativa do peso máximo à descolagem

Antes de começar o cálculo para a determinação do peso máximo à descolagem, convém

salientar as decisões e valores assumidos.

8.0

02.0

82.0

0

=

=

=

e

C

lbW

D

payload

Tipicamente o peso da aviónica é incluído no peso da aeronave vazia We, mas é aconselhável

reservar algum peso adicional payloadW para prever futuras evoluções ou simplesmente para

corrigir algumas discrepâncias que possam surgir, visto que estamos a desenvolver uma aeronave

em miniatura com métodos típicos de aeronaves de tamanho real.

Selecção da geometria da asa (com ajuda das figuras 2.4 e 2.5 e anexo III):

º2

0

6.0

6

4/

=Γ

=Λ

=

=

c

A

λ

63012NACAAerofólio (anexo V)

Selecção da geometria do plano horizontal da empenagem (com ajuda das figuras 2.4 e 2.5 e

anexo IV):

º0

º10

6.0

4

4/

=Γ

=Λ

=

=

c

A

λ

0009NACAAerofólio (Anexo VI)

Selecção da geometria do plano vertical da empenagem (com ajuda das figuras 2.4 e 2.5 e anexo

IV):

64

º10

6.0

6.1

4/ =Λ

=

=

c

A

λ

0009NACAAerofólio (anexo VI)

O valor para a relação peso/potência W/hp é o mesmo que foi assumido anteriormente, quando se

fez a comparação das aeronaves existentes da mesma categoria.

6/ =hpW

Na determinação do valor da carga alar W/S, é preciso conhecer o maxLC da asa e stallV . O valor de

maxLC corresponde a 90% do maxlC do aerofólio. Do anexo VI, sabe-se que maxlC do aerofólio

NACA 63012 é ~1.4 (deixando uma margem de segurança). Isto dá um maxLC de 1.26 e o valor de

W/S fica a depender unicamente da velocidade stallV . Para evitar a escolha ao acaso da velocidade

stallV , um rápido estudo é realizado para ver como é que algumas características variam com a

mesma.

0

2

4

6

8

10

12

0 5 10 15 20 25 30

Vstall (kts)

Wo (lbs)

b (ft)

W/S (lbs/ft2)

Fig.3.12 Variação de W/S, Wo e b com a velocidade de stall

65

Da figura 3.12, percebe-se que o peso máximo à descolagem Wo e envergadura de asa b

diminuem com o aumento de stallV . Mas uma maior velocidade de “stall” vai implicar uma maior

energia cinética na operação de aterragem em “deep-stall” e um maior risco de danos da

aeronave. Então o mais justo será assumir o mesmo valor de W/S que os Mini-UAV’s vistos

anteriormente (figura 3.3) porque estas aeronaves executam aterragens em “deep-stall”. Isto

conduz-nos a um valor de W/S de próximo de 1.6 que corresponde a uma stallV de 19.4 nós.

2

max

/607.1/

4.19

26.1

ftlbSW

ktsV

C

stall

L

=

=

=

Procedendo ao cálculo e iterações, chegamos a:

0

5

10

15

20

25

30

0 5 10 15 20 25 30

Wo (lb)

Wo (lb)

Wo Calculado

Wo Assumido

Fig.3.13 Determinação do peso máximo à descolagem

Pela figura 3.13, conseguimos ver que o peso máximo à descolagem óptimo ocorre quando Wo é

de 8.58 lb.

66

Com o peso máximo à descolagem encontrado, pode-se determinar as características da aeronave.

ftb

ftS

lbW

lbWf

lbWe

lbWo

ref

payload

66.5

34.5

82.0

48.0

27.7

58.8

2

=

=

=

=

=

=

Para se manter a relação de W/hp assumida, a potência necessária para tal é de pelo menos 1.42 hp.

E procurando um motor de aeromodelismo que tenha tal potência e que seja de peso reduzido,

encontra-se o motor da figura 3.14.

Fig.3.14 Características do motor escolhido para aeronave [16]

O motor escolhido apresenta um pouco mais de potência do que é necessário (1.5 hp), mas

considerando que é o que tem potência mais próxima do pretendido e de peso reduzido, torna-o o

mais indicado.

Além disto, o motor apresenta um consumo específico muito diferente ao assumido pelas

expressões de cálculo usadas. Este tipo de motores apresenta um consumo específico muito

elevado porque tem que produzir muita potência para o seu tamanho.

67

Como se sabe que este motor consome 0.5 onças fluidas/min (0.0148 litros/min), é de esperar

que em 47 minutos (tempo típico de realização da missão estabelecida mais alguma tolerância)

consuma 0.7 litros, equivalente a 1.24 lb de combustível. Estabelecendo a devida correcção,

temos:

ftb

ftS

lbWf

lbWe

lbWo

ref

66.5

34.5

24.1

27.7

58.8

2

=

=

=

=

=

68

3.3.2 – Dimensionamento das proporções geométricas

Agora que se sabe o valor de Wo, pode-se facilmente determinar as proporções geométricas da

aeronave.

Fuselagem

Comprimento da fuselagem: ftL 46.4=

Diâmetro máximo da fuselagem: ftD 35.0=

Asa

Área alar: 234.5 ftS =

Alongamento: 6=A

Relação de estreitamento: 6.0=λ

Relação espessura/corda do aerofólio: 12.0/ =ct

Ângulo da linha a 25% da corda: º04/ =Λ c

Ângulo de diedro: º2=Γ

Envergadura: ftb 66.5=

Comprimento da corda na raiz: ftcroot 18.1=

Comprimento da corda na ponta: ftctip 71.0=

Comprimento da corda no centro aerodinâmico da asa: ftc 96.0=

Distancia do centro aerodinâmico da asa a linha central: ftY 27.1=

Ângulo do bordo de ataque: º4.2=ΛLE

Plano horizontal da empenagem


Posição do plano horizontal da empenagem: ftLHT 8.2=

Alongamento: 4=A





69






Ângulo do bordo de ataque: º4.13=Λ LE

Plano vertical da empenagem


Posição do plano vertical da empenagem: ftLVT 8.2=

Alongamento: 6.1=A










Motores

Nº de motores: 1 (a quatro tempos)

Potência: 1.5 bhp

Regime do motor: rpsrpmn 20012000 ==

Nº de pás por hélice: 2

Diâmetro da hélice: inftd 121 ==

Peso do motor: 1 lb

70

Calculadas as dimensões da aeronave, procede-se ao desenho da mesma (desenho I) para se

determinar as áreas “molhadas” (áreas em contacto com o fluxo de ar), indispensáveis para a

análise aerodinâmica.

71

3.3.3 – Análise aerodinâmica

Com base nos resultados obtidos nas fases anteriores e no desenho realizado, agora prossegue-se

a análise aerodinâmica com os métodos demonstrados anteriormente.

Áreas

Para começar, determinam-se as áreas expostas:

Asa : 293.9 ftSwet =

Plano horizontal da empenagem : 286.1 ftSwet =

Plano vertical da empenagem : 287.0 ftSwet =

Fuselagem : 278.3 ftSwet =

Área total exposta : 23.25 ftSwet =

Relação área exposta/área alar : 272.4/ ftSS refwet =

Uma rápida comparação de relações de áreas pode ser feita com ajuda da figura 3.15, permite

concluir que a relação área exposta/área alar encontra-se próxima dos valores que uma

configuração semelhante apresenta.

72

Fig.3.15 Relações de áreas expostas [8]

Sustentação

Prosseguindo para a análise das características de sustentação das asas, obtêm-se as seguintes

curvas características:

Asa : 182.4 −= radClα

Plano horizontal da empenagem : 11.4 −= radCl hα

Plano vertical da empenagem : 137.2 −= radCl vα

Factor de sustentação da fuselagem: 2.1=F

Para a asa com a geometria obtida, a sustentação máxima limpa (sem auxilio de dispositivos de

sustentação ou “flaps”) é de 1.26 a um ângulo de ataque de 12.78º.

73

Arrasto parasita e arrasto induzido para sustentação

Estudando cada componente para as condições dominantes da missão (condição de voo

cruzeiro), consegue-se obter:

Arrasto parasita : 0250.00 =DC

Factor de arrasto induzido para sustentação : 061.0=K

Factor de eficiência de Oswald : 869.0=e

Resultados

CL vs αααα

-0,60

-0,40

-0,20

0,00

0,20

0,40

0,60

0,80

1,00

1,20

1,40

-10 -5 0 5 10 15

αααα((((graus))))

CL

Fig.3.16 Variação do coeficiente de sustentação com o ângulo de ataque

74

CD vs αααα

-10

-5

0

5

10

15

0,000 0,020 0,040 0,060 0,080 0,100

CD

α α α α ((((graus))))

Fig.3.17 Variação do coeficiente de arrasto com o ângulo de ataque

CL vs CD

-0,50

0,00

0,50

1,00

1,50

0,000 0,020 0,040 0,060 0,080 0,100

CD

CL

Fig.3.18 Curva polar de arrasto vs sustentação

75

0,014

0,003

0,002

0,001

0,0019

0,000

0%

20%

40%

60%

80%

100%

Nacelles

Outros

Emp. vrt.

Emp. horiz.

Fuselagem

Asa

Fig.3.19 Fracções do arrasto parasita

Os resultados apresentados nas figuras 3.16, 3.17, 3.18 e 3.19 demonstram uma concordância

com o que previa a teoria. A curva de sustentação apresenta-se 10% inferior à curva de

sustentação do aerofólio 2D, o coeficiente de arrasto é muito inferior ao coeficiente de

sustentação para a mesma atitude e nas fracções de arrasto pode-se ver que a asa contribui com

65% do arrasto parasita porque a fuselagem apenas possui tamanho suficiente para abrigar os

dispositivos electrónicos.

76

3.3.4 – Estimativa de pesos

Com o método estatístico de determinação de pesos apresentado anteriormente, consegue-se

estimar os pesos de cada componente e no final somá-los e comparar o peso total com o peso

máximo à descolagem calculado.

Então tem-se:

lbWwing 25.1=

lbWht 09.0=

lbWvt 082.0=

lbW fuselage 55.0=

lbW engineinstalled 58.2=

lbW systemfuel 29.0=

lbW controlsflight 018.0=

lbWhydraulics 0086.0=

lbWavionics 1=

77

Fig.3.20 Distribuição de pesos da célula

Fig.3.21 Distribuição de pesos da aeronave

Estes resultados vão conduzir a um peso vazio lbWe 86.5= e um peso máximo à descolagem

lbWo 17.7= . Comparando com os valores obtidos ( lbWe 27.7= e lbWo 58.8= ), percebe-se

facilmente que este método está a dar valores abaixo dos que foram obtidos anteriormente.

78

Isto seria o ideal, mas este método é estatístico e baseado em aeronaves de tamanho real e não em

aeronaves de tamanho reduzido. Então procedeu-se a um ajuste de pesos, tendo em consideração

os aspectos de um veículo de tamanho reduzido, o equipamento associado e também das

percentagens do método anterior.

lbWwing 7.1=

lbWht 55.0=

lbWvt 55.0=

lbW fuselage 75.1=

lbW engineinstalled 1=


lbWavionics 1=


79


E com este ajuste consegue-se ter um peso vazio de lbWe 05.7= e um peso máximo à

descolagem lbWo 52.8= . Esta estimativa é bem mais próxima dos valores calculados e parecem

mais concisos para este tipo de aeronave.

80

3.3.5 – Análise de desempenho e propulsão

Agora vai ser analisada a propulsão e o desempenho da aeronave para ver como é que se comporta

nas condições de voo ao nível do mar e ao nível de voo cruzeiro.

Nos cálculos das correcções da propulsão foi considerada uma hélice de duas pás baseada nos

dados da figura 2.8.2 porque o fabricante do motor apenas disponibiliza os tamanhos de hélices

opcionais e não as suas características. Apesar desta discrepância, consegue-se obter resultados

aceitáveis.

Desempenho em voo nivelado

A figura 3.3.5.1 mostra a variação da força de impulsão e arrasto com a velocidade para as

condições de voo descritas acima.

Fig.3.24 Variação da impulsão e arrasto com a velocidade

81

Analisando a figura 3.24, consegue-se ver que existe força de impulsão estática (quando a

velocidade é nula) suficiente para permitir uma descolagem por lançamento manual sem

dificuldades como também se verifica que em condições de voo cruzeiro existe uma força de

impulsão relativamente superior a força de arrasto. Isto podia significar que estaríamos a suar

potência a mais do que era necessário, mas por um lado, esta potência é mesmo necessária para

realizar a descolagem por lançamento manual e, por outro lado, permite aumentar o raio de acção

porque não é preciso usar a potência total do motor para realizar o voo cruzeiro. Além destes

detalhes, convém salientar que a velocidade limite acontece a 94 nós.

Desempenho em voo ascendente

Relativamente ao desempenho em voo ascendente, conseguem-se os resultados representados na

figura 3.25.

Fig.3.25 Razão de subida

Observando o diagrama da razão de subida, vê-se que a melhor razão de subida acontece a 48

nós com uma velocidade vertical de 3600 pés por minuto ao nível do mar e a 3480 pés por

minuto a 1000 pés de altitude. O melhor ângulo de subida é de 49.8º e ocorre a 20 nós com uma

velocidade vertical de 2400 pés por minuto para ambos níveis de voo (recta tangente às curvas e

que passa na origem).

82

3.3.6 – Optimização

Agora que já se tem uma base sólida daquilo que pode vir a ser a solução final, prossegue-se à

optimização das características das asas porque não existe grande interesse em reduzir

drasticamente o peso máximo à descolagem porque o valor calculado parece estar próximo do

valor óptimo para a solução. Então opta-se pela optimização alongamento e carga alar, fazendo

variar o alongamento 33% e a carga alar 20%. Esta optimização vai dar origem a uma matriz 3X3,

onde cada célula corresponde a uma aeronave e sendo a nº5 a aeronave de referência.

A figura 3.26 representa a matriz optimização em questão.

Fig.3.26 Matriz optimização A vs W/S

E para esta optimização obtêm-se os seguintes resultados, com os valores de velocidade máxima a

serem obtidas para a altitude de voo cruzeiro e as razões de subida ao nível do mar à velocidade

cruzeiro.

Fig.3.27 Resultados da matriz optimização A vs W/S

83

Com os resultados da matriz optimização alongamento versus carga alar, traça-se o gráfico de

optimização com as seguintes condições de fronteira assumidas:

Envergadura máxima: ftb 5.6=

Razão máxima de subida: min/3500 ftVv =

Razão mínima de subida: min/3000 ftVv =

Velocidade máxima: ktsV 90max =

Fig.3.28 Gráfico da optimização A vs W/S

A figura 3.28 ilustra o gráfico da optimização com as condições fronteira e a aeronave mais

indicada para as condições assumidas e com o peso máximo à descolagem próximo do calculado

surge com alongamento de 7 e uma carga alar de 1.66 2/ ftlb (ponto preto no gráfico).

Agora que a aeronave optimizada foi encontrada, prossegue-se a um redimensionamento

detalhado e a um estudo completo.

84

3.3.7 – Estimativa do peso máximo à descolagem e dimensionamento das proporções

geométricas da aeronave final

Após ter sido realizada a optimização e de se ter encontrado os valores óptimos para o

alongamento e a carga alar, foi feita uma breve análise de estabilidade para se certificar de que os

pesos se encontravam bem ajustados. Para se garantir que a aeronave é estável, o comprimento da

fuselagem e o volume do plano vertical da empenagem tiveram de sofrer um ligeiro aumento

como demonstra a figura 3.29.

Fig.3.29 Incremento de área

Valores assumidos

Selecção da geometria da asa (com ajuda das figuras 2.4 e 2.5 e anexo III):

º2

0

6.0

7

4/

=Γ

=Λ

=

=

c

A

λ

63012NACAAerofólio (anexo V)

Selecção da geometria do plano horizontal da empenagem (com ajuda das figuras 2.4 e 2.5 e

anexo IV):

85

º0

º10

6.0

4

4/

=Γ

=Λ

=

=

c

A

λ

0009NACAAerofólio (Anexo VI)

Selecção da geometria do plano vertical da empenagem (com ajuda das figuras 2.4 e 2.5 e anexo

IV):

º7

7.0

7.1

4/ =Λ

=

=

c

A

λ

0009NACAAerofólio (anexo VI)

Para o valor da relação peso/potência W/hp considera-se um novo valor baseado na potência do

motor escolhido e no peso máximo à descolagem assumido.

9.5/ =hpW

Procedendo ao cálculo do peso máximo à descolagem para as novas condições, chega-se a:

ftb

ftS

lbWf

lbWe

lbWo

ref

98.5

11.5

24.1

26.7

48.8

2

=

=

=

=

=

Agora que se determinou o valor de Wo, calculam-se as proporções geométricas da aeronave.

Fuselagem

Comprimento da fuselagem: ftL 61.4=

Diâmetro máximo da fuselagem: ftD 35.0=

86

Asa


Alongamento: 7=A










Ângulo do bordo de ataque: º2=Λ LE

Plano horizontal da empenagem


Posição do plano horizontal da empenagem: ftLHT 8.2=

Alongamento: 4=A











87

Plano vertical da empenagem


Posição do plano vertical da empenagem: ftLVT 8.2=

Alongamento: 7.1=A










Motores

Nº de motores: 1 (a quatro tempos)

Potência: 1.5 bhp

Regime do motor: rpsrpmn 20012000 ==

Nº de pás por hélice: 2

Diâmetro da hélice: inftd 121 ==

Peso do motor: 1 lb

Em seguida, são apresentadas figuras com a modelação gráfica em 3D do aspecto da aeronave

final (a modelação foi feita em software SolidWorks [17]).

88

Fig.3.30 Vista lateral

Fig.3.31 Vista superior

89

Fig.3.32 Vista frontal

Fig.3.33 Perspectiva frontal

90

Fig.3.34 Perspectiva traseira

91

3.3.8 – Análise aerodinâmica da aeronave final

Com base nos resultados obtidos nas fases anteriores e no desenho realizado, prossegue-se a

análise aerodinâmica.

Áreas

Para começar, determinam-se as áreas expostas:

Asa : 246.9 ftSwet =

Plano horizontal da empenagem : 261.1 ftSwet =

Plano vertical da empenagem : 299.0 ftSwet =

Fuselagem : 291.3 ftSwet =

Área total exposta : 242.24 ftSwet =

Relação área exposta/área alar : 278.4/ ftSS refwet =

A nova relação de áreas é seis centésimas superior em relação ao valor anterior, o que é sinónimo

de que o ligeiro incremento de tamanho da aeronave não afectou radicalmente a configuração.

Sustentação

Prosseguindo para a análise das características de sustentação das asas, obtêm-se as seguintes

curvas características:

Asa : 198.4 −= radClα

92

Plano horizontal da empenagem : 11.4 −= radCl hα

Plano vertical da empenagem : 149.2 −= radCl vα

Factor de sustentação da fuselagem: 2.1=F

Para asa com a geometria obtida, a sustentação máxima limpa (sem auxilio de dispositivos de

sustentação ou “flaps”) é de 1.26 a um ângulo de ataque de 12.3º.

Arrasto parasita e arrasto induzido para sustentação

Estudando cada componente para as condições dominantes da missão (condição de voo cruzeiro),

consegue-se obter:

Arrasto parasita : 0302.00 =DC

Nota-se que o arrasto parasita sofreu um aumento de 17.2% em relação ao valor anterior. Tal

justifica-se pelo facto de ter havido um acréscimo nas componentes que não provocam

sustentação.

Factor de arrasto induzido para sustentação : 054.0=K

Factor de eficiência de Oswald : 84.0=e

93

Resultados

CL vs αααα

-0,60

-0,40

-0,20

0,00

0,20

0,40

0,60

0,80

1,00

1,20

1,40

1,60

-10 -5 0 5 10 15

αααα((((graus))))

CL

Fig.3.35 Variação do coeficiente de sustentação com o ângulo de ataque

CD vs αααα

-10

-5

0

5

10

15

0,000 0,020 0,040 0,060 0,080 0,100 0,120

CD

α α α α ((((graus))))

Fig.3.36 Variação do coeficiente de arrasto com o ângulo de ataque

94

CL vs CD

-0,50

0,00

0,50

1,00

1,50

0,000 0,020 0,040 0,060 0,080 0,100 0,120

CD

CL

Fig.3.37 Curva polar de arrasto vs sustentação

0,019

0,003

0,002

0,001

0,0020

0,000

0%

10%

20%

30%

40%

50%

60%

70%

80%

90%

100%

Nacelles

Outros

Emp.vrt.

Emp.horiz.

Fuselagem

Asa

Fig.3.38 Fracções do arrasto parasita

95

Os resultados apresentados nas figuras 3.35, 3.36, 3.37 e 3.38 demonstram uma concordância

com o que previa a teoria. A curva de sustentação apresenta-se 10% inferior à curva de

sustentação do aerofólio 2D, o coeficiente de arrasto é muito inferior ao coeficiente de

sustentação para a mesma atitude e nas fracções de arrasto pode-se ver que a asa contribui com

70% do arrasto parasita porque a fuselagem apenas possui tamanho suficiente para abrigar os

dispositivos electrónicos.

Em seguida, serão apresentados resultados de simulações efectuadas em CosmosFloWorks

(ferramenta de dinâmica de fluidos do SolidWorks [17]) para duas condições diferentes. A

primeira condição diz respeito ao voo nivelado à velocidade cruzeiro, enquanto que a segunda

condição diz respeito ao voo com uma atitude de 12º à velocidade próxima da velocidade de

perda ( stallV ).

Voo cruzeiro com V=24m/s

Fig.3.39 Linhas de corrente em voo cruzeiro

96

Fig.3.40 Magnitude da velocidade em voo cruzeiro

97

Fig.3.40 Magnitude da velocidade em voo cruzeiro (continuação)

Fig.3.40 Magnitude da velocidade em voo cruzeiro (continuação)

98

Fig.3.41 Distribuição das pressões na superfície

Fig.3.42 Distribuição das pressões

99

Voo com α = 12º e V = 1.1Vstall

Fig.3.43 Linhas de corrente em voo com º12=α e stallVV 1.1=

100

Fig.3.44 Magnitude da velocidade em voo com º12=α e stallVV 1.1=

101

Fig.3.44 Magnitude da velocidade em voo com º12=α e stallVV 1.1= (continuação)

Fig.3.44 Magnitude da velocidade em voo com º12=α e stallVV 1.1= (continuação)

102

Fig.3.45 Distribuição das pressões

Fig.3.46 Distribuição das pressões (continuação)

As simulações realizadas não tinham como objectivo um estudo aprofundado a nível

aerodinâmico, mas sim uma simples verificação do impacto da configuração da aeronave em

termos aerodinâmicos.

Os resultados das simulações parecem estar de acordo com o que a teoria previa, dando a indicação

de que a configuração actual não tenha nada de anormal, exceptuando alguns detalhes, como por

exemplo: a esteira da asa ser demasiado grande. Tal deve-se às simulações terem sido realizadas

sobre um número limitado de elementos (60 000 elementos) que não asseguraram bons resultados

em certas zonas.

103

3.3.9 – Estimativa de pesos para a aeronave final

Com o método estatístico de determinação de pesos apresentado anteriormente, consegue-se

estimar os pesos de cada componente e no final somá-los e comparar o peso total com o peso

máximo à descolagem calculado.

Então tem-se:

lbWwing 32.1=

lbWht 08.0=

lbWvt 09.0=

lbW fuselage 56.0=

lbW engineinstalled 57.2=

lbW systemfuel 25.0=


lbWhydraulics 0085.0=

lbWavionics 1=

104



105

Estes resultados vão conduzir a um peso vazio lbWe 91.5= e um peso máximo à descolagem

lbWo 16.7= . Comparando com os valores obtidos ( lbWe 26.7= e lbWo 48.8= ), vê-se que este

método está novamente a dar valores abaixo daqueles que foram calculados. Como tal, vai-se

ajustar os pesos como foi feito anteriormente.

lbWwing 77.1=

lbWht 42.0=

lbWvt 42.0=

lbW fuselage 83.1=

lbW engineinstalled 1=


lbWavionics 1=


106


E com este método consegue-se ter um peso vazio de lbWe 22.7= e um peso máximo à

descolagem lbWo 46.8= . Esta estimativa é bem mais próxima dos valores calculados e parecem

mais concisos para este tipo de aeronave.

É de salientar que peso restante da carga a transportar (assumido inicialmente como

lbWpayload 82.0= e que depois parte foi convertida para peso de combustível) foi incluída no peso

da estrutura.

Os pesos vão-se localizar ao longo do comprimento da aeronave em estações que se encontram a

uma certa distância da estação de referência, sendo a estação de referência o nariz da aeronave. A

figura 3.50 mostra a posição de diferentes estações.

Fig.3.50 Estações

107

Com a estação de referência assumida, a localização dos pesos segue a seguinte forma:

Tabela.I Ajustes e balanço dos pesos

Pela tabela I, percebe-se que o centro de gravidade está na estação 20.6 polegadas quando a

aeronave se encontra totalmente carregada. Como o peso da carga a transportar foi incluída na

estrutura, a única componente que varia é o peso do combustível e o centro de gravidade quando

a aeronave se encontra seca está a 21.05 polegadas. Tal vai resultar numa variação do centro de

gravidade linear como mostra a figura 3.51.

Fig.3.51 Variação do centro de gravidade

108

3.3.10 – Estabilidade

Com os pesos definidos e as localizações dos centros de gravidade determinados, segue-se uma

análise de estabilidade para dimensionar as superfícies de controlo e certificar de que tudo se

encontra em ordem.

Então temos as seguintes posições do centro de gravidade:

- centro de gravidade mais adiante - ingXc 60.20.. = ;

- centro de gravidade mais afastado - ingXc 05.21.. = ;

Estabilidade longitudinal

Para a estabilidade longitudinal, considera-se o valor do centro de gravidade mais afastado como a

condição mais crítica e prosseguindo ao cálculo, consegue-se obter o ponto neutro de rotação

inX np 31.21= com uma margem estática positiva de 0.083.

Uma margem estática positiva é sinónimo de que a aeronave é estável na condição mais crítica e

conduz a um equilíbrio de momentos em torno do centro de gravidade em situação de variação de

ângulo de ataque 1415.0 −−= radCmα .

Resultados da estabilidade longitudinal:

1415.0

31.21

083.0

−−=

=

=

−

radC

inX

c

XX

m

np

cgnp

α

Analisando os resultados e comparando com os valores da figura 3.52, percebe-se que a aeronave

apresenta uma estabilidade típica da classe da aviação geral e de aviões particulares. Pode-se

concluir que a disposição assumida das componentes que constituem a aeronave não necessitam de

serem reposicionadas para garantir a estabilidade.

109

Fig.3.52 Momento resultante após a variação de ângulo de ataque [8]

Estabilidade longitudinal via deflexão do leme de profundidade

Para este tipo de estabilidade longitudinal, considera-se o valor do centro de gravidade mais

adiante como a condição mais crítica (situação em que o peso está concentrado na frente da

aeronave e é usado o leme de profundidade para estabilizar).

O estudo destas condições implica o conhecimento das proporções do leme de profundidade que

ainda não foi dimensionado. Então, assume-se que a corda média do leme de profundidade

corresponde a 25% da corda local do plano horizontal da empenagem. Assume-se uma corda

média porque o plano horizontal da empenagem apresenta algum ângulo de flecha, pelo que

resultaria num leme de profundidade de dois elementos. Com a finalidade de simplificar, opta-se

por um leme de profundidade de único elemento (necessitando apenas de um servo para o

controlo) que ocupa 85% da extensão do plano horizontal da empenagem (efectivamente ocupa a

totalidade da extensão mas considera-se uma perda de eficiência devido à interferência com o

plano vertical da empenagem). A figura 3.53 mostra a geometria assumida para o leme de

profundidade.

110

Fig.3.53 Empenagem e superfícies de controlo

Com as medidas do leme de profundidade assumidas, prossegue-se ao cálculo dos momentos em

torno do centro de gravidade para diferentes ângulos de deflexão do leme de profundidade e com

os resultados traça-se o gráfico de equilíbrio (figura 3.54).

-0,30

-0,20

-0,10

0,00

0,10

0,20

0,30

0,40

0,50

-0,2 -0,1 0,0 0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9

CLTotal

Cmgde= 0º

de= -2º

de= -4º

de= -6º

Ajuste em voo cruzeiro

Fig.3.54 Gráfico do equilíbrio

Na condição de voo cruzeiro, a aeronave apresenta um coeficiente de sustentação de 0.3 e, para

que haja equilíbrio, é necessário que a resultante dos momentos em torno do centro de gravidade

seja nula (ponto negro no gráfico). Isto implica que a deflexão do leme de profundidade necessária

para a condição mais crítica é de -1.1º, que contribui para um acréscimo de arrasto parasita

00004.00 =DC .

111

Estabilidade lateral

Para a estabilidade lateral é considerada a condição crítica em que a aeronave está a voar com

um ângulo de deslize º5.11=β a uma velocidade 10% superior à velocidade de perda ( stallV )

com os “ailerons” a produzirem uma certa rotação e arrasto.

Nesta parte, o foco do estudo vai estar centrado no dimensionamento do leme direccional

(superfície de controlo do plano vertical da empenagem) e visto que ainda restam dois tipos de

superfície de controlo a dimensionar (leme direccional e os “ailerons”), admitem-se em primeiro

lugar as dimensões dos “ailerons” para análise de estabilidade e depois o leme direccional será

dimensionado com vista a capacidade de controlo.

A escolha das proporções dos “ailerons” pode-se basear na informação da figura 3.55 que mostra

as dimensões típicas destas superfícies de controlo.

Fig.3.55 Tendências das proporções dos “ailerons” [8]

Optando por uma medida de comprimento com 45% da envergadura da asa e uma corda com

20% do valor da corda local da asa, os “ailerons” ficam dimensionados e procedendo ao cálculo

consegue-se um momento resultante de guinada para esta condição 10499.0 −= radCnβ .

Uma rápida análise à figura 3.56 permite concluir que o valor calculado encontra-se mesmo na

faixa de valores óptimos.

112

Fig.3.56 Valores para o momento de guinada [8]

Quanto à capacidade de controlo (capacidade do leme direccional exercer força suficiente para

contrabalançar a situação desfavorável), é solicitada uma deflexão máxima do leme direccional Rδ

de 20º para equilibrar a aeronave. Esta condição é imposta com este limite porque tem que restar

espaço de manobra para o leme de direcção poder gerar controlo além do equilíbrio mas, este

limite surge como uma medida de segurança para aeronaves tripuladas. Nos UAV’s, por serem não

tripulados, pode-se ignorar este limite desde que se garanta algum espaço para controlo para o

leme além do equilíbrio, pois garantir os tais 20º implica um aumento considerável da área do

plano vertical da empenagem.

Sendo assim, assume-se que o leme de direcção tem uma corda com 35% do valor local da corda

do plano vertical da empenagem e um comprimento com 90% da extensão do plano vertical da

empenagem (a superfície de controlo tem que deixar espaço para o leme de profundidade operar

livremente – figura 3.53). Estas proporções do leme direccional vão implicar uma deflexão de

29.3º para que exista equilíbrio na situação crítica considerada.

113

3.3.11 – Análise de desempenho e propulsão da aeronave final

Anteriormente foi feita uma breve análise de desempenho e propulsão porque ainda estava em

vista o processo de optimização e provavelmente a aeronave em questão não seria a ideal, logo

não tinha significado realizar uma análise completa.

Agora será apresentada uma análise mais detalhada de alguns aspectos importantes do

desempenho.

Desempenho em voo nivelado

Começando com o estudo da força de impulsão e arrasto para as condições de voo cruzeiro e ao

nível do mar, conseguem-se os resultados exibidos na figura 3.57.

Fig.3.57 Variação da impulsão e arrasto com a velocidade

Os resultados são idênticos aos valores obtidos anteriormente, denotando-se uma força de

impulsão suficiente para um lançamento manual em segurança e que a velocidade máxima

encontra-se a 90 nós como o esperado (um dos requisitos da optimização). De salientar que as

curvas de força de impulsão estão sob a condição de potência máxima do motor e dado que

114

existe uma diferença considerável entre a força de impulsão e a força de arrasto na situação de voo

cruzeiro (7.8 lb de força de impulsão contra 0.8 lb de força de arrasto), é melhor verificar a força

exigida para um voo cruzeiro uniforme.

A figura 3.58 mostra a variação da força de impulsão máxima e a força de impulsão exigida

(impulsão mais próxima da ideal para se estabelecer um voo uniforme).

0,00

2,00

4,00

6,00

8,00

10,00

12,00

0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100V (kts)

Tou D

(lb)Arrasto Total

Impulsão Máxima

Impulsão Exigida

Fig.3.58 Variação do arrasto, impulsão máxima e exigida com a velocidade

A força de impulsão exigida encontra-se consideravelmente abaixo da força de impulsão máxima,

cerca de 15% da força de impulsão máxima. Ou seja, não há necessidade de efectuar o voo

cruzeiro em potência máxima, aumentando a capacidade do raio de acção e “endurance” como

também possibilita uma aproximação ao alvo mais silenciosa.

Ainda para a situação de voo cruzeiro (altitude a 1000 pés), pode-se verificar como é que a

aeronave se comporta a nível de arrasto e ângulo de ataque. A figura 3.59 mostra a variação do

arrasto induzido para sustentação, do arrasto parasita e o somatório das duas. Consegue-se

perceber que o efeito do arrasto induzido para sustentação é mais crítico a baixas velocidades,

enquanto que o arrasto parasita tem um efeito oposto e o arrasto mínimo acontece quando a

velocidade é de 24 nós (onde a relação L/D é máxima).

115

A variação de ângulo de ataque com a velocidade ou o ângulo de ataque necessário para se

manter a sustentação necessária, é apresentada na figura 3.60 e para a velocidade de cruzeiro é

necessário um ângulo de ataque de 0.75 graus. Isto significa que não há necessidade de alterar o

ângulo de incidência da asa para se estabelecer o mínimo arrasto criado pela fuselagem e outros

componentes.

0,00

1,00

2,00

3,00

4,00

5,00

6,00

0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100V (kts)

D (lb)

Arrasto Induzido

Arrasto Parasita

Arrasto Total

Fig.3.59 Contribuição do arrasto parasita e arrasto induzido para sustentação para o arrasto total

-4,00

-2,00

0,00

2,00

4,00

6,00

8,00

10,00

12,00

14,00

0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100

V (kts)

αααα(graus)

Fig.3.60 Variação do ângulo de ataque com a velocidade

116

A impulsão mínima para o voo nivelado é a situação em que a aeronave voa com uma relação L/D

máxima com o mínimo arrasto associado e pode ser traduzida nas seguintes condições:

ktsV drag 26min =

75.0min =dragLC

lbD drag 69.0min =

Quanto à optimização do raio de acção (normalmente realizada com ajuda da expressão 2.64), não

tem grande relevância porque a expressão varia na função inversa do consumo específico dos

motores da aviação geral, que são muito inferiores quando comparados com os motores de

aeromodelos. A sua utilização com os dados destes motores à escala conduz a resultados

completamente irreais.

Mas como não vai ser necessária a utilização de toda a potência disponível para realizar o voo

nivelado, o raio de acção assumido inicialmente deverá ser cumprido sem problemas.

Desempenho em voo ascendente e descendente

O desempenho em voo ascendente pode ser avaliado com base nos resultados representados na

figura 3.61.

Fig.3.61 Razão de subida

117

Observando o diagrama da razão de subida, vê-se que a melhor razão de subida acontece a 46

nós com uma velocidade vertical de 3520 pés por minuto ao nível do mar e a 48 nós com uma

velocidade vertical de 3400 pés por minuto a 1000 pés de altitude. O melhor ângulo de subida é

de 49º e ocorre a 20 nós com uma velocidade vertical de 2400 pés por minuto ao nível do mar e

2340 pés por minuto a 1000 pés de altitude. E o tempo mínimo de subida desde o nível do mar

até 1000 pés de altitude é de 17 segundos, como demonstram os resultados da tabela II.

Tabela.II Duração da subida

O desempenho do voo descendente ou voo planado pode ser expresso sob a forma da figura

3.3.62, em que é assumido que o voo planado inicia-se a altitude cruzeiro com o peso no

momento final da subida (peso máximo à descolagem menos o peso de combustível consumido

na subida).

118

0,0

20,0

40,0

60,0

80,0

100,0

120,0

0 20 40 60 80 100 120V (kts)

Vv

(ft/s)

Fig.3.62 Razão de descida

O voo planado minimizando a razão de descida acontece quando a velocidade é de 19.74 nós com

uma velocidade vertical descendente de 138 pés por minuto.

ktsV k 74.19sinmin =

29.1sinmin =kLC

35.5/ sinmin =kDL

O voo planado maximizando o alcance implica que a aeronave voe com a relação L/D máxima e

acontece quando a velocidade é de 26 nós cm uma velocidade vertical descendente de 165 pés por

minuto.

ktsV DL 26/max =

75.0/max =DLLC

36.12/ max =DL

O alcance máximo em voo planado é de 2.03 milhas náuticas a um ângulo mínimo de descida de

4.6 graus.

119

3.3.12 – Análise de estruturas

Antes de iniciar a análise de estruturas, é melhor definir as partes do conjunto que vão ser

independentes de modo a facilitar o transporte e também para facilitar o estudo estrutural.

Na figura 3.11 foram apresentas duas soluções para o conjunto, uma que era composta pela

fuselagem e a asa (duas partes) e outra que era composta pela fuselagem e a asa separada em dois

(três partes).

Nesta altura, a melhor solução recai na que apresenta três partes porque já sabemos que

dimensões terá cada componente e a repartição em várias partes compensa na mobilização da

equipa que terá de transportar a aeronave. Então cada asa (asa direita e asa esquerda) e a

fuselagem serão partes independentes que depois serão unidas por intermédio de uma peça

fundamental que suportará os esforços principais de modo a aliviar os esforços sobre a

fuselagem.

Para estudar estas componentes, é necessário determinar em que condições a aeronave encontrará

os esforços críticos. Para tal, vamos recorrer ao diagrama V-n em função das características desta

aeronave.

Fig.3.63 Diagrama V-n

120

Pelo diagrama V-n exposto acima, percebe-se imediatamente que a condição sobre efeitos de

rajada intensa têm que ser ignorados porque as linhas a traço interrompido (sinónimo da

velocidade das rajadas de vento) intersectar-se-iam com as velocidades de serviço em factores de

carga extremamente elevados. Como havia sido referido, esta aeronave tem o objectivo de servir

missões de reconhecimento em boas condições atmosféricas.

Continuando com a análise do digrama V-n, encontramos quatro velocidades de serviço: stallV

(velocidade de perda), CV (velocidade cruzeiro), BV (velocidade crítica de manobra) e DV

(velocidade de mergulho). As velocidades stallV e CV são dependentes das características da

aeronave, enquanto que as outras duas são assumidas como limites máximos.

No caso da velocidade BV , é assumida como a situação em que a aeronave voa em factor de carga

máximo (condição limite para os esforços nas superfícies de controlo). Esta velocidade foi

assumida com um valor próximo da velocidade de cruzeiro porque esta aeronave não estará

concebida para grandes manobras ou voos a grande velocidade (as missões de vigilância ou

reconhecimento são efectuadas a velocidades baixas).

Como não há grande interesse que o aparelho voe a velocidades altas, a velocidade de mergulho

DV foi assumida como a velocidade máxima que a aeronave consegue voar em voo nivelado (já

demonstrado anteriormente), embora as características da aeronave permitam uma velocidade

terminal de mergulho de 130 nós!

Resumindo, o estudo estrutural vai incidir na condição de voo BV sob o factor de carga limite.

121

Estudo estrutural das baoinetas

As baionetas são os elementos que vão unir as asas, motor e a fuselagem. O motor será ligado por

meio de ligação aparafusada, as asas serão encaixadas e presas com ajuda de elásticos e a

fuselagem será colada às baionetas. Sendo estas, o elo de ligação entre estas componentes, é de

esperar que sofra os esforços mais intensos e por isso esta componente será fabricada em

alumínio 2024 ( MPacy 8.75=σ , GPaE 5.74= , MPar 90=σ , 3/67.2795 mkg=ρ ).

Efectuando o estudo estrutural, consegue-se chegar à seguinte geometria com os seguintes

resultados de tensões e deslocamentos (a analise estrutural foi realizada no CosmosWorks

(programa de elementos finitos do SolidWorks [17]).

Fig.3.64 Distribuição das tensões nas baionetas

122

Fig.3.65 Deslocamentos nas baionetas

Analisando as figuras acima, pode-se ver que a geometria proposta não apresenta problemas face

aos esforços sofridos.

Em última análise ao corpo, pode-se sugerir a adição de um pequeno elemento de protecção

também em alumínio (figura 3.66) para protecção do motor em caso de acidente.

Fig.3.66 Elemento de protecção

123

Estudo estrutural da asa

Para o estudo estrutural da asa, optou-se por escolher uma geometria composta por vários

elementos de diferentes materiais com objectivo de manter o peso da asa o mais baixo possível.

Então a geometria escolhida apresenta na figura 3.67.

Fig.3.67 Geometria da asa

Como se pode observar na figura 3.67, a asa é composta por uma casca envolvente e uma série de

nervuras internas ligadas a um bordo de ataque. Esta estrutura interna é composta por madeira de

balsa para as nervuras e EPP para o bordo de ataque e tem apenas como objectivo garantir o

formato da asa, deixando os esforços todos para a casca feita em fibra de carbono

( MPar 11.779=σ , GPaE 7.151= , 3/07.1550 mkg=ρ ).

Fig.3.68 Estrutura interna da asa

124

Prosseguindo ao estudo estrutural da casca, consegue-se chegar aos seguintes resultados de

tensões e deslocamentos para uma casca com 0.175 mm de espessura.

Fig.3.69Distribuição das tensões na parte superior da casca

Fig.3.70 Distribuição das tensões na parte inferior da casca

125

Fig.3.71 Deslocamentos na parte superior da casca

Fig.3.72 Deslocamentos na parte inferior da casca

Como se pode observar nas figuras acima, a casca em fibra de carbono consegue suportar todos

os esforços sem sofrer grandes deformações. Esta configuração permitiu que a asa apresentasse

um peso muito inferior ao calculado, fazendo com que o peso do corpo e do servo para controlo

dos “ailerons” possa ser incluído no conjunto das asas.

126

Estudo estrutural da fuselagem

Por se tratar de um UAV, a fuselagem apenas serve para alojar a aviónica e a célula de

combustível que neste caso acabam por ser coisas muito leves, não contribuindo para algum

esforço intenso sobre a fuselagem. Por outro lado, o veículo em questão não experimenta grandes

pressões devido à resistência do ar na fuselagem. Sendo assim, a parte frontal da fuselagem pode

ser feita em EPP ou de algum polímero, enquanto que a parte traseira fuselagem (elemento que

faz a ligação à empenagem) é feita de algum material mais resistente porque é nesta zona que a

fuselagem vai estar sujeita a maiores esforços devido às forças causadas pela empenagem.

Para o estudo estrutural da parte traseira da fuselagem (elemento de ligação

fuselagem/empenagem), optou-se por escolher a fibra de carbono como material com 0.1 mm de

espessura (0.12mm de espessura na secção mais fina). E o estudo estrutural em elementos finitos

permite chegar aos seguintes resultados:

Fig.3.73Distribuição das tensões no elemento de ligação fuselagem/empenagem

127

Fig.3.74 Deslocamentos no elemento de ligação fuselagem/empenagem

Como se pode observar nas figuras 3.73 e 3.74, a geometria escolhida consegue suportar os

esforços sem grandes deformações. A geometria apresenta-se em forma de casca, ou seja, oca no

seu interior para servir de abrigo ao sistema que permitirá o manuseamento das superfícies de

controlo na empenagem.

128

3.3.13 – Análise de custos

A análise de custos que se segue não se baseia em nenhum método encontrado na bibliografia,

visto que os mesmos métodos encontram-se desactualizados em relação à situação financeira

actual ou mesmo da última década. Sendo assim, a análise de custos vai recair numa estimativa

algo grosseira baseada nas peças compradas e na quantidade de materiais necessária para fabricar

uma unidade. Os custos de maquinação, mão-de-obra, controlo da qualidade e testes de voo

tiveram uma aproximação à escala dos custos das aeronaves convencionais.

Tabela.III Custo associado a uma unidade

129

4 – Conclusões

O presente estudo tinha como objectivo o desenvolvimento conceptual da célula de um Mini-

UAV e este mesmo estudo foi realizado com base nos métodos correntes de desenvolvimento de

aeronaves reais.

O uso dos métodos correntes de desenvolvimento de aeronaves reais para o desenvolvimento de

Mini-UAV fica assim válido com a aeronave desenvolvida no caso de estudo que apresenta as

seguintes características em unidades S.I. (as restantes características podem ser encontradas no

final deste trabalho na secção dos desenhos):

Peso máximo à descolagem: kgWo 84.3= ;

Peso vazio: kgWe 27.3= ;

Peso e volume de combustível: lVkgWf 7.056.0 == ;

Envergadura de asa: mb 82.1= ;

Relação peso/potência: hpkghpW /56.2/ = ;

Carga alar: 2/17.8/ mkgSW = ;

Área alar: 247.0 mS = ;

Raio de acção: kmR 50= ;

Altitude de serviço: m150 ;

Além destes resultados, a aeronave consegue apresentar um custo unitário na ordem dos 6000 €.

Este valor é bem inferior aos típicos 20 165 € (equivalente a 28 500 dólares americanos) dos

modelos de elite desta categoria (os RQ-14 A Dragon Eye e RQ-11 B Raven do exército norte-

americano [4]).

Como trabalho futuro, seria interessante construir de um modelo à escala para ensaios em túnel

de vento para obter informação mais precisa do que aquela que foi utilizada neste trabalho.

Este conjunto de ensaios em túnel de vento pode constituir uma segunda fase de estudo antes da

construção de um protótipo em escala real para testes de voo. É de lembrar que durante a

construção do protótipo, seja feita uma verificação da posição do centro de gravidade de modo a

manter os limites dentro dos valores calculados anteriormente. Caso não se apresente dentro dos

limites, o problema pode ser solucionado com adição de lastro estrategicamente localizado, isto

130

porque a análise estrutural revelou que as componentes apresentarão um peso relativamente abaixo

do que foi calculado.

131

Referências Bibliográficas

• [1] Space War (06/11/2007),

http://www.spacewar.com/reports/Teal_Group_Predicts_World_UAV_Market_Will_Top_54_Billion_

Over_Next_Decade_999.html , acedido em 15/03/2009.

• [2] Barnard Microsystems Limited (01/01/2009),

http://www.barnardmicrosystems.com/L4E_uav_market.htm , acedido em 15/03/2009.

• [3] Gonçalves-Coelho, A.M., Luís C. Veloso, Victor J. A. S. Lobo. Tests of a light UAV for naval

surveillance. In: OCEANS 2007 - EUROPE, 2007. Aberdeen. OCEANS 2007 - Europe. Aberdeen:

Institute of Electrical and Electronics Engineers Computer Society, Piscataway, NJ, 2007, 4 p.

• [4] Gonçalves-Coelho, A.M., Nestian, G, Bunea, M. Building a Low-cost Miniature UAV for Military

Purposes with Commercially Available Components. In: INTERNATIONAL CONFERENCE ON

CORROSION AND MODERN TECHNOLOGIES IN THE MILITARY, 2008. Bucharest.

International Conference on Corrosion and Modern Technologies in the Military. Bucharest: 2008, 5

p.

• [5] Barnard Microsystems Limited (01/01/2009),

http://www.barnardmicrosystems.com/L3_features.htm , acedido em 26/01/2009.

• [6] FAA - Federal Aviation Administration (16/03/2009),

http://www.faa.gov/news/fact_sheets/news_story.cfm?newsId=6287 , acedido em 16/03/2009.

• [7] ICAO - International Civil Aviation Organization (12/03/2009), http://www.icao.int/ , acedido em

17/03/2009.

132

• [8] Raymer, D.P. (1992). Aircraft Design: A conceptual Approach, ISBN 0-930403-51-7, AIAA Education

Series., Washington, DC.

• [9] Niu, Michael Chun-Yung. (1995). Airframe Structural Design, ISBN 962-7128-04-X, Lockheed

Aeronautical Systems Company, Burbank, California.

• [10] RC universe (29/04/2009),

http://www.rcuniverse.com/magazine/article_display.cfm?article_id=519 , acedido em 29/04/2009.

• [11] Hobby-eStore (29/04/2009), http://www.hobby-estore.com/t-34-scale-4ch-rc-electric-

airplane.html , acedido em 29/04/2009.

• [12] Micropilot (29/04/2009), http://www.micropilot.com/products-uav-trainers.htm , acedido em

29/04/2009.

• [13] Global Security (29/01/2009), http://www.globalsecurity.org/intell/systems/dragon-eye-refs.htm ,

acedido em 29/01/2009.

• [14] Defense Industry Daily (29/04/2009),

http://www.defenseindustrydaily.com/images/AIR_UAV_RQ-11_Raven_lg.jpg , acedido em

29/04/2009.

• [15] Gomes, R.M. (2009), “UAV-Veículo Aéreo Não Tripulado”, projecto realizado para a disciplina

de Projecto I.

133

• [16] Saito Engines (29/04/2009), http://www.saitoengines.com/ , acedido em 29/04/2009.

• [17] SolidWorks (18/05/2009), http://www.solidworks.com/ , acedido em 18/05/2009.

134

Anexos

Anexo I – constantes para o cálculo We/Wo [8]

Anexo II – valores típicos para o coeficiente volumétrico da empenagem [8]

Anexo III – valores típicos para o ângulo de diedro Γ da asa [8]

135

Anexo IV – valores típicos para o alongamento e relação de estreitamento da empenagem [8]

Anexo V – aerofólio NACA 63012 [11]

136

Anexo VI – aerofólio NACA 0009 [11]

137

Desenhos

Desenho I – desenho da aeronave

tese rui gomes uav final1 - run.unl.pt · de uma maneira ou de outra, são os requisitos que...

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