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Relatório
Projeto SAE Aerodesign 2013
Equipe Leviatã
Número 104
Integrantes: Alejandro Arturo Rios Cruz Bruno Ricardo Nassucatto Padilha Carlos Monteiro Barbosa Filho Eduardo Carvalho Pinto Eduardo Lopes Pinho Fabio Lessa Felipe Rodrigo Evangelista Matilde Guilherme Nakakogue Barufaldi Lucas Beachann Mateus Toniolli Maurício Correia Sales Olaf Palmer Val Pinheiro Rafael Leonardo de Sena e Vasconcelos Vinicius Maia Alvarenga Professor orientador: Ney Rafael Sêcco
São José dos Campos - SP Agosto/
APÊNDICE 7 Termo de Responsabilidade
Nome da Equipe: Leviatã Número da Equipe: 104___ Escola: ____ __Instituto Tecnológico de Aeronáutica___________________ Responsável da Escola:____ _____Ney Rafael Sêcco_____ ___________ E-mail oficial: ___ _ _____________ney@ita.com__________ __________ TERMO DE RESPONSABILIDADE Como responsável da Escola, EU certifico que os membros da equipe são estudantes regulares do curso de Engenharia, Física ou Tecnologia relacionadas à “mobilidade”. Atesto para os devidos fins que esta equipe concebeu, projetou e construiu um avião rádio controlado, que será utilizado para a Competição SAE BRASIL AeroDesign 2013, sem assistência direta de engenheiros,professores, aeromodelistas profissionais, pilotos ou profissionais correlatos. Se este avião, ou partes deste, tiver competido em anos anteriores, o Relatório do Projeto irá incluir documentação suficiente para provar que este foi significativamente modificado caracterizandose, portanto um projeto inédito. Certifico que os membros identificados com asterisco participaram de forma completa do SAE AeroDesign em anos anteriores. Uma cópia deste termo está incluídacomo segunda página do Relatório do Projeto.
Data: 05/08/2013 ____ São José dos Campos __ _______
Assinatura do Responsável da Escola.
Equipe: Leviatã.
Piloto: Nome Ciro Vasconcelos Vaz Assinatura.
Capitão: 1) Nome *Guilherme Nakakogue Barufaldi Assinatura. Membros:2) Nome *Alejandro Arturo Rios Cruz Assinatura.
- Nome *Bruno Ricardo Nassucatto Padilha Assinatura.
- Nome *Carlos Monteiro Barbosa Filho Assinatura.
- Nome *Eduardo Carvalho Pinto Assinatura.
- Nome *Eduardo Lopes Pinho Assinatura.
- Nome Fabio Lessa Assinatura.
- Nome Felipe Rodrigo Evangelista Matilde Assinatura.
- Nome Lucas Beachann Assinatura.
- Nome Mateus Toniolli Assinatura.
- Nome *Maurício Correia Sales Assinatura.
- Nome *Olaf Palmer Val Pinheiro Assinatura.
- Nome Rafael Leonardo de Sena e Vasconcelos Assinatura.
- Nome Vinicius Maia Alvarenga Assinatura.
- Introdução
- Projeto
- 2.1. Planejamento Inicial
- 2.2. Estudo de pontuação
- 2.3. Desafios e soluções
- 2.4. Diagrama de Projeto
- 2.5. Projeto preliminar – metodologia..............................................................................................
- 2.6. A aeronave
- Projeto Aerodinâmico
- 3.1. Seleção de Aerofólio
- 3.2. Asa
- 3.3. Empenagens
- 3.4. Efeitos de outros componentes..................................................................................................
- 3.5. Aeronave Completa Compensada
- Cargas e Estruturas
- 4.1. Diagrama de Manobras e Rajadas Simétricas
- 4.2. Projeto da asa
- 4.3. Projeto do tailboom
- 4.4. Projeto estrutural do trem de pouso
- 4.5. Dimensionamento do torque dos servos
- 4.6. Análise Aeroelástica..................................................................................................................
- 4.7. Distribuição de Peso Vazio
- Desempenho
- 5.1. Sistema Moto-Propulsivo
- 5.2. Decolagem.................................................................................................................................
- 5.3. Subida........................................................................................................................................
- 5.4. Curvas
- 5.5. Cruzeiro
- 5.6. Descida
- 5.7. Arremetida.................................................................................................................................
- 5.8. Pouso
- 5.9. Carga útil
- 5.10. Planeio
- 5.11. Autonomia
- Estabilidade e Controle
- 6.1. Metodologia
- 6.2. Estabilidade Estática
- 6.3. Compensação da Aeronave
- 6.4. Estabilidade Dinâmica
- 6.5. Controlabilidade
- Eletrônica
- 7.1. Servos
- 7.2. Autonomia do sistema eletrônico
- 7.3. Sistema de aquisição de dados
- Conclusão
- Bibliografia
perfil desta. Tal configuração foi descartada já durante o planejamento pois chegou-se a conclusão que a construção do tanque seria bastante complexa e embaixo do tanque deveriam ser colocadas bequilhas para o avião conseguir fazer um pouso seguro, aumentando o peso vazio da aeronave e prejudicando, portanto, a maximização da pontuação. Sendo abandonada esta ideia, a equipe decidiu partir para uma ideia mais simples: avião com configuração convencional, monoplano como será melhor detalhado na seção 2.6.
Determinada a configuração, foi feito o cronograma para cada etapa, desde os estudos iniciais até os testes finais em voo e confecção da apresentação (Figura 2-1). Tal cronograma foi o inicial, sendo que não foi possível a construção do avião, fazendo com que a equipe se adaptasse a esta situação e adiasse os ensaios em voo.
Figura 2-1: Cronograma inicial da equipe.
2.2. Estudo de pontuação
No início foi feito um estudo do desempenho das aeronaves que conseguiram pontuar nas competições anteriores. Mesmo que o regulamento atual seja bastante parecido com o do ano anterior, foram considerados os aviões pontuados dos últimos 3 anos (incluindo os aviões da Leviatã), já que no ano anterior apenas uma equipe conseguiu pontuar, não sendo parâmetro de comparação suficiente para esse estudo. Para cada um desses aviões foram aplicadas as fórmulas de pontuação (de voo) de 2013, de modo a se ter uma ideia inicial do quanto as equipes poderiam pontuar. Encontrado o avião que mais pontuou, partiu-se do
pressuposto que tal equipe deveria conseguir repetir esse desempenho, dando uma noção inicial de quanto o avião da equipe deverá pontuar em voo.
Foi estudada a bonificação de tempo da drenagem da água, sendo obtido o gráfico da Figura 2-2, sendo que foi estimado um tempo de 40 segundos para a retirada de carga, conforme os ensaios de vazão em compartimentos com geometrias similares ao tanque, considerando também o tempo que o componente da equipe leva para reagir e abrir o compartimento. Tal tempo fornece 88,9% desse bônus, que foi considerado pela equipe uma boa pontuação.
Figura 2-2: Gráfico de bonificação por tempo de drenagem da água. Tendo em vista a mudança no regulamento, o estudo de pontuação e a análise das competições anteriores (feitas através de fotos e vídeos que as equipes do ITA recolheram), o avião foi pensado de maneira a corrigir erros cometidos por outras equipes, obedecer todas as exigências do regulamento e otimizar a pontuação. Vale lembrar que devido ao porte do avião, foi pensado também na segurança do público desde o início, sendo que para isso serão empregadas redundâncias nas superfícies de comando entre outras medidas.
Figura 2-3: Diagrama de projeto - análise dos aviões anteriores.
Figura 2-4: Diagrama de projeto ampliado, sem as equipes anteriores. O ponto onde a aeronave final está posicionada não está nesse diagrama, já que nessa fase de projeto a área da asa ainda é uma variável. E através desse diagrama foi possível encontrar uma faixa de valores para a área da asa para ser imposta como restrição no algoritmo explicado na seção 2.5. Tal faixa vai de 3m² a 3,3m².
2.5. Projeto preliminar – metodologia
Na fase de projeto preliminar procura-se definir a forma em planta do avião e fazer as simulações de estabilidade e controle de forma a verificar se o avião é estável durante todas as fases do voo.
Um algoritmo genético desenvolvido em MATLAB®^ foi utilizado para se gerar uma família de aviões com um multiobjetivo, sendo os principais deles: maximização do MTOW, minimização da posição do estol (segurança para não se perder o controle dos ailerons) e minimização da área alar, a qual resulta em um menor peso vazio e portanto, numa otimização da pontuação. Os parâmetros aerodinâmicos são estimados no programa com o auxílio do AVL, corrigidos de forma a incluir os efeitos viscosos. A partir desses parâmetros, são resolvidas as equações de movimento de um sistema tipo ponto material para se descobrir o MTOW na condição de altitude densidade de projeto.
Para gerar essas formas em planta, foram variadas a área da asa (levando em consideração a área já encontrada pelo diagrama de projeto), o afilamento desta e o seu alongamento, sendo tais valores limitados para que não ocorresse problemas ao rodar a otimização no MATLAB®. E como cada um dos objetivos leva a valores bem diferentes desses parâmetros, foram gerados inúmeros aviões, sendo considerados aqueles que conseguiam carregar maior peso. Os perfis simulados foram: Eppler 420 sem G urney Flap , o Eppler 420 com G urney Flap e o Selig 1223, sendo que para cada um deles foi feita uma simulação variando os parâmetros já citados. O perfil escolhido foi o Eppler 420 sem G urney Flap , pois, apesar de seus resultados ficarem próximos aos do Selig 1223, aquele é mais espesso, possibilitando a construção de uma longarina com altura menor que pode ser colocada totalmente dentro da asa, não prejudicando o formato do perfil (como será melhor explicado na seção 4 ).
A família de aviões gerados para cada perfil produziu a chamada frentes de Pareto, onde existem inúmeras soluções ótimas para os parâmetros escolhidos para otimização. A Figura 2-5, Figura 2-6 e Figura 2-7 mostram as frentes de Pareto para cada perfil simulado e a Tabela 2-1 mostra os resultados para o perfil escolhido.
Término da seção 2 (% da envergadura)
MTOW (kg) 24,94 25,08 26,02 24,46 24,75 24, y de estol (% da envergadura da asa)
Figura 2-6: Frente de Pareto gerado para o perfil Eppler 420 com Gurney Flap****.
Figura 2-7: Frente de Pareto gerado para o perfil Selig 1223. A partir das formas em planta geradas com o perfil Eppler 420, a equipe escolheu a mais conveniente (indivíduo 1), já que muitas delas ficaram com formatos esdrúxulos, sendo, portanto, descartadas. Algumas delas, inclusive a escolhida, podem ser vistas na Figura 2-8.
Figura 2-9: Aeronave modelada no CATIA®.
3. Projeto Aerodinâmico
Nesta seção serão apresentadas as metodologias postas em prática pela equipe em relação à modelagem aerodinâmica da aeronave. Em especial, tradicionalmente utilizam-se rotinas que se valem da implementação de métodos Vórtex Lattice combinados a dados experimentais extraídos de ensaios em túnel de vento, a fim de estimar os parâmetros aerodinâmicos da aeronave. A equipe também utiliza os códigos do módulo de aerodinâmica tanto no esquema de otimização multidisciplinar (MDO) empregado na etapa de concepção, quanto na análise detalhada do avião.
3.1. Seleção de Aerofólio
Inicia-se o projeto da asa com a seleção do aerofólio, o qual será inserido nos dados de entrada da rotina MDO. Os parâmetros levados em conta na escolha do aerofólio são o coeficiente máximo de sustentação (CLmáx) e os valores do coeficiente de arrasto (CD). Contudo, é importante considerar a facilidade de manufatura, visto que certos perfis de altos coeficientes máximos de sustentação possuem o bordo de fuga pouco espessos e frágeis. Por meio de análises numéricas utilizando métodos dos painéis (em Xfoil) e simulação numérica direta (conduzida em Fluent ®), bem como de dados experimentais de túnel de vento,
tem-se um comparativo entre os aerofólios cujas polares de arrasto são mostradas na Figura 3-1, inclusive com utilização de um Gurney Flap, já utilizado pela equipe em anos anteriores.
Figura 3-1: Curvas Cl vs. Cd numéricas para comparação dos aerofólios. Os aerofólios Eppler 420 com e sem Gurney Flap e Selig 1223 são historicamente populares nos estudos de escolha de aerofólios na equipe Leviatã. Assim, levando em conta as polares de arrasto de cada aerofólio, considerando-se também a possibilidade de utilização de Gurney Flap adicionado, realizaram-se três processos de otimização diferentes, um para cada aerofólio. Observou-se que as melhores pontuaçãoes eram atingidas com o E420 e o S1223, com ligeira vantagem do Eppler. Com isto, considerou-se que a melhor opção seria o perfil Eppler 420, visto que além da vantagem em pontuação, este perfil possui comportamento já bem conhecido pela equipe, tanto em termos de desempenho quanto de estol. Outro ponto que se considerou foi a dificuldade de manufatura do Selig 1223, o qual possui um bordo de fuga muito frágil e pequena espessura relativa. Assim, opta-se por empregar o perfil Eppler 420. Os dados aerodinâmicos considerados para os cálculos posteriores foram obtidos em túnel de vento, no Laboratório de Engenharia Aeronáutica Prof. Feng e são exibidos na Figura 3-2.
Observa-se que a asa otimizada apresentou um carregamento mais próximo de uma retangular, pois foi imposta a restrição de que o estol deve se iniciar na seção da raiz da asa, como será mostrada logo adiante na análise da aeronave completa, o que forçou o algoritmo de otimização a preferir as asas menos afiladas, ou seja, mais próximas da asa retangular. Na Tabela 3-1 apresentam-se os parâmetros da asa otimizada.
Tabela 3-1: Parâmetros da asa otimizada. Área (m²) 3,
Alongamento 8,
Afilamento 0,
Incidência (°) 0
Envergadura (m) 5,
CMA (m) 0,
Perfil Eppler 420
3.3. Empenagens
As empenagens horizontal e vertical, assim como a asa, foram dimensionadas no processo de otimização, de modo que a variável de entrada utilizada foi o braço em relação ao CG. Desta forma, tem-se que os coeficientes de volume de cauda, CHT e CVT, determinados por dados históricos da equipe, são fixos e iguais a 0,48 e 0,055 respectivamente. O aerofólio utilizado para a empenagem horizontal é o Rolf- Girsberger RG-14, que apresenta pouco arqueamento, para que não haja uma assimetria muito acentuada na variação de CL da empenagem. Além disto, estudos realizados anteriormente pela equipe em edições anteriores da competição mostraram que este aerofólio, dentre os analisados, é o que suporta as maiores deflexões do profundor antes de estolar. Para a empenagem vertical, optou-se pelo aerofólio NACA 0012, visto que haveria espaço suficiente para alojar os servos. As cordas do profundor e do leme foram definidas como 40% das cordas das respectivas empenagens.
3.4. Efeitos de outros componentes
A configuração adotada para a aeronave apresenta um corpo fuselagem que levará a carga útil, é o tail boom , trem de pouso e freio, os quais geram importantes parcela de arrasto parasita. Assim, foram feitas estimativas do coeficiente de arrasto destes componentes com base em dados obtidos em ensaios de túnel de vento na formulação semi-empírica sugerida por (3). Os coeficientes foram normalizados em relação à área em planta da asa, e contabilizados na polar de arrasto da aeronave completa, acrescentando-se seus valores ao CD0.
3.5. Aeronave Completa Compensada
As características aerodinâmicas da aeronave compensada sofrem alterações importantes quando são contabilizados os efeitos da empenagem e demais componentes. Observa-se, por exemplo, que a variação da margem estática da aeronave exige variação do CL da empenagem horizontal para compensar a aeronave, o que modifica a sustentação do conjunto. Portanto, uma correção das curvas CL x α e polar de arrasto, bem como para o valor de CLmáx é necessária para construir o modelo aerodinâmico da aeronave.
A abordagem utilizada envolve casos rodados em AVL, os quais permitem, combinados a rotinas MATLAB®^ desenvolvidas pela equipe, determinar a polar de arrasto da aeronave compensada, ou seja, satisfeita a condição de equilíbrio de momento de arfagem. Pode-se ainda obter resultados com e sem efeito solo, que é avaliado por meio da construção de um plano de simetria abaixo da aeronave (1). Considera-se tal efeito quando a aeronave está a uma altura de um quarto de envergadura da asa. Como as recomendações de (4) indicam que a máxima altura a ser considerada para efeito solo é metade da envergadura, considerou- se simplesmente que a estimativa da altura seria conservativa.
A previsão do arrasto insere os efeitos viscosos a partir dos dados experimentais obtidos em ensaios de túnel de vento do aerofólio Eppler 420 a número de Reynolds adequado. Deste modo, é possível avaliar a contribuição de arrasto parasita da asa e das empenagens por um processo de integração nas estações ( strips ) discretizadas ao longo destas. Aos resultados provenientes do AVL tem-se o arrasto induzido e adiciona-se a parcela de arrasto parasita. Dessa forma, é possível avaliar o arrasto total na asa e, da mesma forma, nas empenagens. Na Figura 3-4 apresentam-se as curvas de polar de arrasto e CL vs. α da aeronave completa.
