659
PROJETO DE CONSTRUÇÃO DE UM AEROMODELO COMO AUXÍLIO NOS ESTUDOS DE
ENGENHARIAS
Vinicius Souza Morais 1, Altamir Olivo Júnior 2, Jorge Sakamoto Filho 3, Roni Aparecido Amaral 4
1
UCDB – Universidade Católica Dom Bosco, Campo Grande / MS, Brasil, [email protected]
2
UCDB – Universidade Católica Dom Bosco, Campo Grande / MS, Brasil, [email protected]
3
UCDB – Universidade Católica Dom Bosco, Campo Grande / MS, Brasil, [email protected]
4
UCDB – Universidade Católica Dom Bosco, Campo Grande / MS, Brasil, [email protected]
Resumo: O Projeto ora apresentado visa a construção de
uma aeronave cargueira rádio controlada que apresente um
compartimento de carga de dimensões específicas. Além
disso, a aeronave ainda deve ser capaz de alçar vôo portando
a maior carga útil possível utilizando motor e combustíveis
padronizados. Para tanto a metodologia utilizada para o
projeto deverá possuir uma base sólida, bem como suas
considerações, testes, cálculos e resultados obtidos. Assim, o
projeto provavelmente será dividido em quatro grandes
áreas, entrelaçadas entre si: aerodinâmica; controle e
estabilidade; desempenho; e estrutura, que serão
posteriormente analisadas individualmente em pormenores.
Um projeto como esse propõe, entre outros, o
desenvolvimento de novas propostas visando sempre à
melhoria e otimização de uma aeronave.
A partir do projeto e construção do aeromodelo rádio
controlado com base na competição SAE AeroDesign,
deseja-se viabilizar o projeto e construção da aeronave. Em
se tratando do projeto do avião, uma análise criteriosa
deverá ser obedecida no intuito de buscar a melhor
configuração possível para executar sua construção. Com
relação à construção propriamente dita, será dada prioridade
à seleção adequada dos materiais com melhor custo
benefício.
Deseja-se estudar sob o ponto de vista da Engenharia
mecânica, a resistência dos materiais utilizados, bem como
uma análise do conjunto montado. Uma análise relacionada
à mecânica dos fluidos deverá ser executada no intuito de
observar o escoamento ao redor do aeromodelo criado para
competições.
Palavras-Chave: Aeromodelo, Aplicações de Engenharia.
2. LITERATURA
1. INTRODUÇÃO E PROPÓSITO
Com o desenvolvimento deste projeto a equipe buscará
aprimorar a qualidade das análises desenvolvidas a partir de
objetivos e necessidades previamente estabelecidas,
buscando o contínuo primor de ferramentas computacionais
e técnicas construtivas desenvolvidas pela mesma. Deseja-se
também a otimização na correta seleção dos materiais para a
construção, trazendo com isso a capacitação dos integrantes
de acordo com um conjunto de regras, que em muito se
assemelham ao que será encontrado pelos mesmos durante
sua vida profissional no exercício da engenharia.
O objetivo principal é projetar, documentar e construir
um aeromodelo rádio controlado, apresentando dimensões
que a torne capaz de ser inserida em certo volume
utilizando-se de motor e combustível padronizados capaz de
executar vôos padrão, o qual consiste em decolar em uma
distância estabelecida, voar durante um tempo determinado
suportando uma carga estabelecida e pousar dentro dos
limites laterais de uma pista.
Como objetivo secundário, deseja-se com esse projeto
criar uma equipe multidisciplinar de competições
AeroDesign promovido pela SAE Brasil.
Os fluidos respeitam a conservação de massa, quantidade
de movimento ou momentum linear e momentum angular,
de energia, e de entropia. A conservação de quantidade de
movimento é expressa pelas equações de Navier Stokes.
Estas equações são deduzidas a partir de um balanço de
forças/quantidade de movimento a um volume infinitesimal
de fluido, também denominado de elemento representativo
de volume.
Atualmente, o estudo, análise e compreensão da
fenomenologia da maior parte dos problemas em dinâmica
de fluidos e em transferência de calor, como macro-áreas
que compõem a dinâmica de fluidos, são desenvolvidas
através da Modelagem Computacional.
Hoje em dia os modernos aviões usam um artifício para
driblar a formação de vórtices nas pontas das asas, como o
winglet, um pequeno leme na extremidade da asa,
permitindo que pelo menos um metro e meio de asa seja
aproveitada na sustentação da aeronave, que é perdida para
os vórtices que se formam na sua ausência.
O vórtice ocorre quando o ar mais denso que flui abaixo
da asa escapa para a parte superior menos densa,
prejudicando sua sustentação naquela ponta de asa. Vórtices
no sentido horário surgem na ponta da asa esquerda, antihorário na asa direita.
660
PROJETO DE CONSTRUÇÃO DE UM AEROMODELO COMO AUXÍLIO NOS ESTUDOS DE ENGENHARIAS
Vinicius Souza Morais, Altamir Olivo Júnior, Jorge Sakamoto Filho, Roni Aparecido Amaral
Experiências recentes dão conta de que uma superfície
irregular da fuselagem, tipo "bola de golfe", com aqueles
sulcos em concha, tem mais fluidodinâmica do que a mesma
superfície quando plana e polida. Este efeito se verifica com
as asas das aves, onde a superfície apresenta um arrasto
mínimo, mesmo com a aparente irregularidade das penas.
A mecânica dos fluidos é a parte da física que estuda o
efeito de forças em fluidos. Os fluidos em equilíbrio estático
são estudados pela hidrostática e os fluidos sujeitos a forças
externas diferentes de zero são estudados pela
hidrodinâmica.
2.1. As Forças da aerodinâmica da aviação
Existem quatro forças aerodinâmicas principais que
agem em um avião quando o mesmo está em vôo, essas
forças estão ilustradas na Figura 1 e descritas a seguir.
O escoamento incidente e o sentido/direção do vôo não
são necessariamente os mesmos, sobretudo em manobras.
Tal como acontece com o peso, cada parte do avião
contribui para uma única força de sustentação, mas a maior
parte da sustentação do avião é gerada pelas asas.
A sustentação do avião funciona como se atuasse num
único ponto, chamado centro de pressão. O centro de
pressão é definido tal como o centro de gravidade, mas
usando a distribuição da pressão em torno de toda a
aeronave, em lugar da distribuição do peso.No centro de
pressão atuam somente forças. Além do centro de pressão,
outro ponto no aerofólio é de grande importância no projeto
de uma aeronave: o centro aerodinâmico.
Neste, além das forças, surge um momento chamado
Momento de Arfagem. O coeficiente de momento de
arfagem não varia quando variamos o ângulo de ataque. O
coeficiente de momento é um coeficiente adimensional que
qualifica e quantifica se, para certo aerofólio, há um
momento picante ou cabrante sobre o engaste da asa. Este
momento é fundamental, por exemplo, na determinação das
cargas aerodinâmicas para definição da estrutura e para o
projeto de sistemas de controle, como o profundor.
2.1.3. Arrasto
Fig. 1. Forças que agem em uma aeronave
2.1.1. Peso
O peso é uma força que é sempre dirigida para o centro
da terra: trata-se da força da gravidade. A magnitude desta
força depende de todas as partes do avião, mais a quantidade
de combustível, mais toda a carga (pessoas, bagagens, etc.).
O peso é gerado por todo o avião. Mas nós podemos
simplesmente imaginá-la como se atuasse num único ponto,
chamado centro de gravidade.
Em vôo, o avião gira sobre o centro de gravidade, e o
sentido da força do peso dirige-se sempre para o centro da
terra. Durante um vôo, o peso do avião muda
constantemente à medida que o avião consome combustível.
A distribuição do peso e do centro de gravidade pode
também mudar, e por isso o piloto deve constantemente
ajustar os controles, ou transferir o combustível entre os
depósitos, para manter o avião equilibrado.
2.1.2. Sustentação
Para fazer um avião voar, deve ser gerado uma força
para compensar o peso. Esta força é chamada sustentação e
é gerada pelo movimento do avião através do ar. A
sustentação é uma força aerodinâmica ("aero" significa ar, e
" dinâmica" significa movimento). A sustentação é
perpendicular (em ângulo reto) à direção do escoamento
incidente (vento).
À medida que o avião se move através do ar, há uma
outra força aerodinâmica presente. O ar resiste ao
movimento do avião, e esta força de resistência é
denominada arrasto (ou atrito). Tal como a sustentação, há
muitos fatores que afetam a magnitude da força de arrasto,
como a forma do avião, a viscosidade do ar e a velocidade.
E tal como acontece com a sustentação, consideram-se
usualmente todos os componentes individuais como se
estivessem agregados num único valor de arrasto de todo o
avião. O sentido da força de arrasto é sempre oposto ao
sentido do vôo, e o arrasto atua através do centro de pressão.
Quando um avião aumenta o ângulo de ataque, aumenta
também a sustentação; mas há uma geração de gradientes de
pressão adversos. À partir de um certo ângulo de ataque,
estes gradientes de pressão adversos resultam no
descolamento da camada limite, cuja geração de vórtices de
von Kárman caracteriza o fenômeno conhecido como estol.
No estol, perde-se sustentação, e o arrasto aumenta
significantemente. É por este fato que, na fase de decolagem
de um aeromodelo, não se deve fazê-lo subir em ângulo
muito acentuado.
2.1.4. Empuxo
Para superar o arrasto, a maioria de aviões tem algum
tipo de propulsão para gerar uma força chamada empuxo. A
intensidade da força de empuxo depende de muitos fatores
associados com o sistema de propulsão: O tipo de motor; O
número de motores; O ajuste da aceleração; A hélice.
O sentido da força de empuxo depende de como os
motores estão colocados no avião. Em alguns aviões (tal
como o Harrier) o sentido do impulso pode ser orientado
para ajudar o avião a descolar numa distância muito curta.
Os motores mais conhecidos são os motores de explosão
(Ciclo Otto) e os motores a jato (Ciclo Brayton). Mas
661
também se utilizam motores elétricos e motores de foguete.
Os motores elétricos e de explosão atuam usualmente por
intermédio de hélices. Os motores a jacto e de foguete atuam
pela força da reação.
Um planador é um tipo especial de avião que não tem
nenhum motor. Alguma fonte externa da potência tem que
ser aplicada para iniciar o movimento. Os aviões de papel
são um exemplo óbvio, mas há muitos outros tipos de
planadores. Alguns planadores são pilotados e rebocados
para o alto por outro avião, e a seguir são deixados livres
para deslizar em distâncias longas antes de aterrar. Uma vez
no alto, a energia cinética é responsável pelo impulso, mas
ela para se manter gasta energia potencial.
No entanto os planadores recorrem também a outra fonte
de energia disponibilizada pela natureza: as correntes de ar
ascendente que fazem o planador ou avião ganhar energia
potencial sem perda de energia cinética e assim se manterem
mais tempo no ar sem uso de motores.
A Figura 2 mostra um perfil de forças que agem na asa
de um avião.
3.1. Estabilidade
Deve-se analisar a estabilidade da empenagem, de modo
que esta apresente eficiência. Isto porque a empenagem é
projetada para que o aeromodelo retorne a sua condição de
equilíbrio. Este equilíbrio, no qual se encontra o aeromodelo
durante o vôo, pode ser perturbado por rajadas e ventos,
fazendo com que a empenagem atue, estabilizando o
aeromodelo e facilitando sua pilotagem quando sujeito a
esses fenômenos.
Para que o avião seja estável, é preciso que ele apresente
uma margem estática positiva entre 5% e 10%, com o seu
ponto neutro localizado pouco atrás do centro de massa do
avião, segundo Raymer (1999). Assim, para o cálculo da
margem estática deste avião deve-se primeiramente
determinar o seu ponto neutro, desprezando-se os efeitos do
motor de modo a garantir a estabilidade da aeronave em
caso de uma falha do mesmo.
3.2. Controle
A aeronave deve apresentar um bom controle de
decolagem e controle em manobra, além de não ser
excessivamente estável, o que prejudicaria suas qualidades
em manobra. Quanto ao controle de decolagem deve-se
calcular a localização do trem de pouso com relação ao
centro de gravidade da aeronave de forma a possibilitar que
o profundor tenha força suficiente para rotacionar a
aeronave durante sua decolagem.
Já para o controle em manobra usando um fator de carga
constante, observa se pela experiência que o profundor tem
força suficiente para manter o ângulo de incidência da
aeronave constante, gerando um controle de manobra
aceitável.
Fig. 2. Forças que agem na asa de uma aeronave
3. METODOLOGIA
Definir a configuração da aeronave faz com que a
mesma seja capaz de cumprir os requisitos especificados.
Para criação do grupo de pesquisa e inserção do mesmo
em competições, há a necessidade de muito investimento
inicial, assim; buscar-se-á na fase inicial deste projeto a
redução da aeronave à sua essência, da qual serão
identificados os fatores primários que influenciam as
características desejadas para a obtenção de uma aeronave
competitiva: escolha do aerofólio, concepção da asa,
concepção da empenagem vertical e horizontal e concepção
da fuselagem além da aerodinâmica, estrutura, etc., a saber:
3.3. Desempenho
O desempenho da aeronave consiste na decolagem
dentro de uma certa distância com a carga necessária e
conseguir fazer o vôo e pousar. Assim, o desempenho é o
reflexo da concepção da aeronave, do conjunto motopropulsor, como também da parte aerodinâmica.
O desempenho de uma aeronave é obtido a partir das
características aerodinâmicas com o objetivo de estimar
parâmetros para analisar com maior precisão a operação do
projeto. Assim uma vez determinadas as características
aerodinâmicas da aeronave, é possível a obtenção de alguns
parâmetros de desempenho da mesma, que são de grande
importância para a especificação da operação adequada da
aeronave.
Os dados provavelmente serão analisados de forma a se
obter a maior carga útil levada pela aeronave sem
comprometer outras características importantes das fases de
vôo do avião. Provavelmente os requisitos serão ponderados
com base na regulamentação FAR 23.
662
PROJETO DE CONSTRUÇÃO DE UM AEROMODELO COMO AUXÍLIO NOS ESTUDOS DE ENGENHARIAS
Vinicius Souza Morais, Altamir Olivo Júnior, Jorge Sakamoto Filho, Roni Aparecido Amaral
3.4. Configuração da Aeronave
A partir da nova equipe a ser criada, para configuração
básica da aeronave, será criado um monoplano, com a asa
logo acima da fuselagem e com tubo de cauda com
empenagem vertical convencional.
3.5. Distribuição de sustentação
A forma como a força de sustentação é distribuída sobre
uma asa finita é uma das questões mais importantes para o
cálculo de esforços sobre este componente. Esta distribuição
definirá a silhueta das distribuições de esforços, bem como o
momento fletor e o momento torçor.
O problema de resolver a forma desta distribuição foi
solucionado por Ludwig Prandtl no início do século XX.
Utilizar-se-á aqui o Método de Stender, o qual se baseia na
hipótese de que a distribuição de cargas ao longo da
envergadura é proporcional às áreas de uma asa imaginária.
Esta asa tem cordas que são média geométrica das cordas
reais de uma asa elíptica de mesma área e envergadura.
3.6. Projeto Aerodinâmico
Com o desfecho da etapa conceitual do projeto, o setor
de Aerodinâmica deverá ter em mãos as dimensões da asa e
da empenagem horizontal (as geometrias deverão já estar
definidas anteriormente). O ponto crucial da análise
aerodinâmica é acertar o coeficiente de sustentação máximo
da aeronave. No entanto, através de análises prévias e
observações anteriores, sabe-se que o uso do auxílio de um
dispositivo hipersustentador pode ajudar a chegar ao valor
ideal. Se for o caso, o uso split-flap deverá ser usado pela
sua simplicidade na construção e respectivo benefício.
3.7. Concepção da Asa
A asa de uma aeronave tem como função primária a
geração de uma força que equilibra o peso da aeronave.
Seguindo-se este raciocínio, a equipe deverá procurar uma
configuração que minimize o arrasto total para uma dada
sustentação e que atenda os requisitos estipulados
inicialmente.
3.8. Cargas na Fuselagem
O carregamento atuante na fuselagem provém das cargas
produzidas pelas empenagens, motor, cargas de solo e as
cargas de inércia do avião. O peso da carga útil será de
grande importância para este tipo de fuselagem, pois este
contribuirá para suportar os esforços impostos pela asa. A
tração máxima do motor deverá ser analisada, assim como o
torque limite. As cargas resultantes na fuselagem oriundas
das empenagens, do trem de pouso e da asa serão
calculadas.
3.9. Aeronave completa
Para a aeronave completa agregou-se a contribuição de
todas as partes, iniciando-se pela obtenção dos coeficientes
de sustentação e depois dos coeficientes de arrasto em
função dos ângulos de ataque, construindo-se assim as
polares da aeronave.
Para o cálculo do coeficiente de sustentação da aeronave,
o método descrito por Roskan deverá ser usado, somando-se
as sustentações da asa com e sem dispositivo hipersustentador, do profundor e da fuselagem, e adotando-se
como referência a área alar.
No caso do coeficiente de arrasto, os coeficientes da asa
e das empenagens, junto com o arrasto da fuselagem, trem
de pouso e motor deverão se determinados, pois são fatores
de extrema importância nesse tipo de aeromodelos.
Para o trem de pouso e motor, utilizar-se-á a
metodologia de Nicolai (2002). Já para o arrasto da
fuselagem, este deverá ser obtido a partir de Roskan,
levando-se em conta o arrasto parasita e o induzido. Por fim,
somam-se todos os arrastos e determina-se o coeficiente de
arrasto da aeronave adotando-se como referência a área alar.
4. DISCUSSÃO E CONCLUSÃO
As áreas envolvidas no projeto não concentram apenas
na Engenharia Mecânica, também passa pelas Engenharias
Mecatrônica, Computação e Engenharia Civil, além de
Marketing e Publicidade / Propaganda, e é de interesse
comum para toda comunidade científica. Mais
especificamente na construção, o enfoque principal é na área
de projetos, materiais e instrumentação (Engenharia
Mecânica e Civil). Para a área de programação e controle da
aeronave, dedicam-se a Engenharia Mecatrônica e
Computação. Quando se trata na busca de patrocínio e o
visual da aeronave, os cursos de Marketing e Publicidade /
Propaganda são requeridos.
O projeto deste protótipo foi visando uma praticidade e
viabilidade, como já citado, de aplicabilidade na união
teoria-prática do ensino de engenharia em escolas de nível
superior no intuito de aplicar os conhecimentos obtidos em
sala de aula os quais correspondem a aplicações de diversos
mecanismos combinados de tal forma que definam ou
resolvam determinados problemas aerodinâmicos.
AGRADECIMENTOS
À Comunidade UCDB em geral por disponibilizar o espaço
e viabilizar a construção do aeromodelo rádio-controlado
REFERÊNCIAS
[1]LI ROSKAM, J.(2000).
rence, DARcorporation.
Airplane
design.
Law-
[2]PUB MINISTÉRIO DA AERONÁUTICA, Departamento de Aviação Civil - Regulamento Brasileiro de Homologação Aeronáutica, RBHA 23.
[3]PUB NICOLAI, L. M. Estimating R/C Model Aerodynamics and Performance. Lockheed Martin Aeronautical
Company, 2002.
[4] RAYMER, Daniel P. Aircraft Design: A Conceptual
Approach. 3. ed. Sylmar, Califórnia: AIAA Education
Series, 1999.