Projeto de um Avião Radio-Controlado para a Competição SAE AeroDesign, Manuais, Projetos, Pesquisas de Engenharia Aeroespacial

Baixe Projeto de um Avião Radio-Controlado para a Competição SAE AeroDesign e outras Manuais, Projetos, Pesquisas em PDF para Engenharia Aeroespacial, somente na Docsity! MÓDULO 5 13. PROJETO AERODESIGNER Neste capítulo, demonstraremos uma entre inúmeras abordagens para o projeto de uma aeronave destinada à Competição SAE AeroDesign. Lembramos que este é apenas um exemplo didático que utiliza soluções comuns observadas pelas equipes UFSC em competições anteriores. Deixaremos também a parte de organização e gerenciamento tratada no Capítulo 1, a critério do leitor. 13.1. PROJETO INFORMACIONAL MISSÃO Desenvolver uma aeronave rádio-controlada, que transporte o máximo de carga útil com previsão de comportamento mais acurada possível, de acordo com as regras estabelecidas pela comissão organizadora da competição SAE AeroDesign. Na Tabela 13.1, como exemplo, colocamos as regras da competição de 2005. Figura 13.1 - Esquema da missão. Tabela 13.1- Critérios estabelecidos pela SAE na edição de 2005 Regras da Competição e dados relevantes. Valor R1 Máxima envergadura permitida 1,524 m R2 Dimensões do compartimento de carga (12,7 x 15,24 x 20.32) cm R3 Limite de pista para decolagem 61 m R4 Motor OS .61 ou K&B .61 Bonificações Valor B1 Tempo de retirada do suporte de carga Pontos = 10 - (t*10/40), se positivo, ou então zero (0) B2 Aterrissagem dentro dos limites de pista 122 m - 2 pontos por pouso B3 Relação carga paga / carga aeronave Eficiência estrutural (EE) = carga útil / Figura 13.2 - Envelope do CG. A Figura 13.2 é de grande utilidade, pois pode prever o comportamento do CG com a adição das cargas. Como podemos ver, nosso modelo possui tendência a ser mais estável na medida em que é carregado. Mais detalhes sobre a localização do CG encontra-se no Capítulo 10. Pela análise de dados históricos, para nosso projeto configurar entre os primeiros colocados, vemos que é necessário alçar cerca de 10,0kg de carga útil totalizando nossa massa de decolagem em: 12,911kg. PRIMEIRA APROXIMAÇÃO DO PROJETO Considerando os diferentes aspectos discutidos ao longo deste livro, vamos considerar que seja possível projetar e construir um projeto Classe 30. Assim, nossos dados iniciais são: Tabela 13.3 - Determinação da Classe Valor Fonte 0,700 Área da asa [m²] Como ( 1,52CS mac1 ×= ), temos que macC =0,46m Dados históricos Empuxo líquido [N] 30 Teste de motor e hélice. Equipes Aero982 e Céu Azul 2004/2005 Coeficiente de sustentação da asa 1,50 75% do valor máximo dos perfis da alta sustentação CALSSE 31,5 Pela equação: (Capítulos 3 e 9) )ES(C g ρx m LL 02 ⋅⋅⋅      ⋅= As variáveis que aparecem no primeiro termo entre colchetes são constantes para a competição, e adotando os valores padrão, ou seja: 0x = 59 m (dois metros a menos para garantir que a aeronave não invalide a decolagem aos olhos do júri); ρ = 1,0927; g = 9,8066. Substituindo: CLASSE 6,574· EL)S6,574·(C m L 2 =⋅⋅= m = 14,39 kg Considerando a massa do avião igual a 2,911 kg, resulta para a carga máxima, cm = 11,479 kg. CONSIDERAÇÕES SOBRE OS VALORES USADOS PARA DEFINIR CLAE. ÁREA DA ASA Como a envergadura é limitada, trabalhamos então com o valor da corda. Um dos pontos importantes do projeto é definir um valor de corda ideal, ou seja, quanto maior a corda maior será a CLASSE do avião, em compensação esta irá gerar um maior arrasto. EMPUXO LÍQUIDO Este é o empuxo bruto gerado pela hélice, menos as perdas de atrito de rolamento e de arraste aerodinâmico. Estes valores exigem uma hélice muito bem escolhida e um motor regulado. COEFICIENTE DE SUSTENTAÇÃO DA ASA O valor de 1,50 não é um valor fácil de ser atingido devido a baixa relação de aspecto da asa. Para que a asa tenha um bom rendimento, esta deve ser geometricamente muito bem feita, bem como que não existam perdas adicionais de sustentação, como frestas nas superfícies de controle, ondulação ou empenamento na superfície, etc. OUTROS DADOS DIMENSIONAIS 3,30 , c b AR mac 1 == Para estimar as dimensões da empenagem, uma opção é definindo o volume de cauda horizontal (detalhado no Capítulo 10), [ ]0,60 a 0,30 cS lS V macI HH H ≈⋅ ⋅= Adotando um valor de HV = 0,45; e 2I = 1,2 m temos: 2 2 macI H 0,1200m1,2 0,46)0,7000(0,45 I cS V =⋅⋅=⋅= Reunindo a configuração definida com as peças listadas é possível desenhar o primeiro esboço em três vistas da aeronave seguindo algumas dícas importantes discutidas a seguir. VISTA LATERAL: 1. Aeronaves AeroDesign têm relação - carga útil / carga aeronave - próxima de 4/1, portanto, comece o desenho traçando a vista lateral do compartimento de carga, pois é nele que estará o centro de massa da aeronave (CG). 2. Alinhar a asa com o centro geométrico do compartimento de carga por um ponto situado a 25% de sua corda média contando a partir do bordo de ataque. Esta será a linha de CG. i I ' Figura 13.4 - Vistas superior e frontal 13.3. PROJETO PRELIMINAR SELEÇÃO DO PERFIL De acordo com os critérios tratados no Capítulo 4, entre os três perfis mais comuns em competições (Eppler, Sellig, Wortmann) selecionamos o perfil Eppler423. RESISTÊNCIAS A seguir é apresentada uma estimativa dos valores de forças de resistência aerodinâmica para a aeronave, calculadas de acordo com o Capítulo 7, considerando sempre escoamento laminar. Tabela 13.4 - Forças de resistência aerodinâmica para a aeronave Arrasto [N] Componente Cdπ S[m²] ETAPA 1 Aceleração v =10 m/s ETAPA 2 Decolagem v = 13 m/s ETAPA 3 Cruzeiro v = 15 m/s Asa 0,7000 1,870 9.444 5,636 Estabilizador H 0,1200 0,078 0,553 0,269 Estabilizador V 0,01 0,0500 0,033 0,058 0,073 Bequilha 0,05 0,0017 0,004 0,008 0,010 Trem Traseiro 0,05 0,0022 0,006 0,011 0,013 Rolamento 0,027 - 3,770 - - Fuselagem 0,06 0,0228 0,074 0,131 0,167 Tail Boom 0,06 0,0144 0,047 0,083 0,105 Total 5,882 10,288 6,273 EFEITO SOLO Com a altura da asa em relação ao solo definida, obtemos os fatores de correção DK = 0,59; para o arrasto e LK =1,127; para a sustentação. RESISTÊNCIA DE ROLAMENTO: Tabela 13.5 - Definição das dimensões das rodas e resistência de rolamento - Etapa 1 (aceleração) R [mm] Eixo [mm] Q [N] Roda Dianteira 80,00 5,00 mm 0,558 Roda Traseira 100,00 8,00 mm 1,608 (p/roda) CURVA POLAR Com os resultados das resistências calculadas, mais os resultados da performance aerodinâmica da asa, chega-se às seguintes curvas. Figura 13.5 - Curva polar da asa e do avião. 13.4. DESEMPENHO ESCOLHA DA HÉLICE De acordo com o Capitulo 8, utilizamos os resultados da hélice 13 x 6. PREVISÃO DE CARGA ÚTIL Para o cálculo de carga útil deste exemplo, utilizamos um modelo simplificado de análise de decolagem, com as fórmulas de Newton, calculadas de maneira iterativa no "software Microsoft Excel" como mostra o diagrama abaixo. 14. PROJETO UAV "OFF-SHORE" Na continuação deste módulo de exemplos, demonstraremos uma abordagem para o projeto de uma aeronave, não tripulada, destinada ao transporte de cargas entre plataformas "Off-Shore". 14.1. INTRODUÇÃO Desenvolver o projeto de uma aeronave não tripulada para o transporte de carga entre duas plataformas petrolíferas off-shore. REQUISITOS: • Capacidade para alçar 50 kg de carga útil; • Volume minimo do compartimento de carga de 0,5m x O,5m x 1,2m; • Autonomia de vôo de 150 km; • Comprimento de pista de 120 m; • Velocidade de cruzeiro de 40 m/s; • Altitude de cruzeiro de 50 a 500 m; • Alta confiabilidade de vôo (todos os sistemas principais devem ser redundantes). ESTIMATIVA INICIAL DE PESO DA AERONAVE Define-se que a carga útil é 60% da massa do avião: 0u m0,6m ⋅= , como um =50 Kg, 0m =85 Kg Estimando a massa de combustível em: cm = 40 kg, 175Kgmmmmm 0cu0T ==++= CRUZEIRO Da condição de cruzeiro pode-se tirar a pressão dinâmica 22 N/m 980ρv 2 1 q == Sabe-se que a sustentação em cruzeiro é igual ao peso da aeronave. Estimando um LC =: 0.5 qCS L L ⋅⋅= 2 L 3,5m qC L S = ⋅ = A razão de aspecto da asa do avião é dada por S 2 R b A = Usando uma RA igual a 6 e uma asa retangular, tira-se b = 4,6m e c =: 0,77m Do vôo em cruzeiro pode-se dimensionar os motores, visto que o empuxo deve ser pelo menos igual ao arraste da aeronave ( DE ≥ ). Sabendo que: DiD0D CCC += e estimando D0C =0,08 e DiC =0.016 DC =0,096 O arrasto gerado pode ser obtido por 338NqSCD D =⋅⋅= E assim, N 350E ≈ A potência requerida pode ser então calculada por 14000WvEPreq =⋅= Sabendo que H req motor η P P = Usando um rendimento de hélice: motorP =18,667 kW ou 25 HP Como o sistema requer confiabilidade, usaremos dois motores que possam fornecer 25 HP cada. Os motores que foram oferecidos para escolha são: • ROTAX (BOMBARDIER) • AR731 (UAVENGINES) Nós utilizaremos o AR731, pois os dados sobre o outro motor são insuficientes para justificar sua escolha. Figura 14.1 - Dados do motor AR731 (UAV Engines). Das especificações do motor e da Figura 14.1, podemos tirar que = MAXmotor P 38 HP @ 7800 RPM CT = 0,66 kg = 0,83 litro Essa quantidade adicional deve ser carregada em cada tanque. Isso eleva a massa total de combustível para 22,72 kg. ATERRISAGEM Suponhamos que o avião será parado através de um dispositivo semelhante aos usados em porta-aviões. Desejamos conhecer a força que será imposta para poder parar totalmente a aeronave. A aceleração pode ser dada por: ∆xα2vv 20 2 ⋅⋅+= Consideraremos 0v =30 m/s. Levando em conta que o avião deve estar parado ao final da aterrissagem e utilizando uma distância de pouso de 30 metros (visto que o avião é segurado por cabos), chegamos a 2s m 15α = que é a desaceleração sofrida pela aeronave. Podemos assim calcular a força necessária para parar o avião por: 2625NαmF T −=⋅= REDIMENSIONAMENTO DA AERONAVE Com a nova massa de combustível (me == 22,8 kg) pode-se calcular a nova massa total do avião. Tm =157,8 kg Com a nova massa do avião, obtemos o novo atrito de rolamento, para então conseguir o novo empuxo total: RQ = 60 N E = 790 N Definiremos um novo coeficiente de arrasto em cruzeiro, sendo: D0C = 0,08 DiC =0,005 DC = 0,085 D = 300N O empuxo em vôo será, então, E = 315 N A potência requerida será reqP = 12,6 KW motorP = 16,8 kW = 22,6 HP Utilizando o mesmo motor (AR731 - UAV Engines), o consumo específico do motor será: SFC = 0,63 @ 22,6 HP ou seja, o consumo de combustível não mudou. Assim, a quantidade de combustível necessária é a mesma da calculado anteriormente, o que significa que as nossas especificações e dimensionamento da aeronave estão corretos. A força necessária para parar o avião na aterrissagem deverá diminuir, visto que agora a massa total da aeronave foi reduzida. 2m N 340q = m/s 23,56vmim = Considerando 2s m 10,4α −= A força para parar o avião será então F = -1515 N CONCLUSÃO Com este segundo redimensionamento podemos observar a grande diferença encontrada com os valores estimados inicialmente. Observamos que por mais equivocado que sejam, os valores convergem a um ponto que melhor atende aos requisitos iniciais. Como sugestão para a continuidade deste projeto, temos diversos pontos que devem ser trabalhados para garantir os dados citados acima, por exemplo: seleção do perfil, projeto de hélice, projeto estrutural, cálculo de peso, etc. c) Cálculo do arraste parasita. d) Estimativa do fator de Oswald da asa. e) Estimativa do fator de Oswald do avião. f) Curva LC x 0C do avião. g) Curva LC x 0C do avião com correção devido ao efeito solo. 8. PROJETO E SELEÇÃO DA HÉLICE a) Através do software JavaProp, executar: b) Estabelecer critérios para o projeto da hélice. c) Fazer o projeto axial da hélice. d) Estudar o efeito de diferentes diâmetros sobre o empuxo e rendimento. e) Projeto da pá, por seção. Através do software Propeller Selector, executar: f) Simulação das características da hélice. g) Determinar uma previsão do em puxo estático. 9. DESEMPENHO a) Determinar as curvas de potência consumida e potência disponível. b) Calcular estas curvas para o nível do mar, 500 m e 1000 m de altitude. c) Determinar a velocidade vH para os três casos. d) Fazer uma avaliação da capacidade de carga do modelo. e) Calcular o valor ótimo de CL para mínima resistência quando da aceleração. 10. EQUILÍBRIO E ESTABILIDADE a) Montar um quadro resumo com a caracterização aerodinâmica completa do projeto. b) Definir as diferentes condições de operação do avião durante a missão. Usar pelo menos dois valores de carga. c) Para cada uma das condições de operação calcular o ponto de equilíbrio, a carga e o coeficiente de sustentação necessário na empenagem. d) Verificar o desempenho do perfil da empenagem, se adequado para os valores de LIIC calculados em 3. e) Calcular a posição do ponto neutro e a margem estática para cada uma das condições de vôo. f) Calcular o valor de nαC do projeto. g) Calcular o valor de IαC do projeto. h) Calcular para as várias condições de vôo o comportamento do avião, usando o "Pitch Stability Estimator". Obter as informações de equilíbrio, posição do ponto neutro e margem estática, as freqüências e amortecimentos para os dois modos dinâmicos e outros dados julgados relevantes para o projeto. 11. ENVELOPE a) Calcule VH e demais velocidades de projeto. b) Calcular os fatores de carga de manobra e de rajada. c) Construir o gráfico n x V. d) Determinar as cargas de projeto para: asa, fixação asa - fuselagem, empenagem horizontal, empenagem, vertical, fuselagem traseira, fuselagem dianteira, trem de pouso principal e bequilha. 12. PROJETO ESTRUTURAL a) Determinar os fatores de carga de projeto do modelo. b) Calcular a distribuição de carga aerodinâmica na asa, usando o método de Schrenk. c) Fazer os diagramas de momento fletor, cortante e torção para a asa. d) Fazer o anteprojeto estrutural da asa. e) Determinar o fator de carga de impacto para o trem de pouso. f) Determinar as cargas de projeto para o trem de pouso principal e bequilha.