centro universitário positivo projeto de aeronave em escala

CENTRO UNIVERSITÁRIO POSITIVO
PROJETO DE AERONAVE EM ESCALA REMOTAMENTE CONTROLADA
POR IMAGEM
CURITIBA
2007
LUIZ JORGE ALESSI
JULIANO TOPOROSKI
VALDINEI A. PEDROSO
PROJETO DE AERONAVE EM ESCALA REMOTAMENTE CONTROLADA
POR IMAGEM
Trabalho apresentado como avaliação parcial
na disciplina de Trabalho de Conclusão de
Curso, no curso de graduação em Engenharia
Mecânica do Centro Universitário Positivo.
Orientador: Prof. Dr. Fábio Alencar Schneider
CURITIBA
2007
AGRADECIMENTOS
A equipe agradece à instituição, aos seus professores, aos funcionários e ao nosso
orientador pelos incentivos e ajuda durante todo o desenvolvimento deste trabalho.
ii
SUMÁRIO
LISTA DE FIGURAS .............................................................................................. vi
LISTA DE TABELAS............................................................................................ viii
LISTA DE SÍMBOLOS ........................................................................................... ix
ÍNDICES SUBSCRITOS:.......................................................................................... ix
SÍMBOLOS............................................................................................................... ix
RESUMO ................................................................................................................ xii
1 INTRODUÇÃO...................................................................................................... 1
1.1 OBJETIVO ........................................................................................................... 1
1.2 ESCOPO DO TRABALHO .................................................................................. 2
1.3 ESTRUTURA DO TRABALHO .......................................................................... 3
1.4 PREMISSAS......................................................................................................... 4
2 REVISÃO BIBLIOGRÁFICA .............................................................................. 5
2.1 ANÁLISE DO PROBLEMA................................................................................. 5
2.2 HISTÓRICO ......................................................................................................... 5
2.3 ANÁLISE DAS FORMAS ATUAIS DE RESOLUÇÃO DO PROBLEMA.......... 7
3 FUNDAMENTAÇÃO ............................................................................................ 9
3.1 METODOLOGIA DE PROJETO ......................................................................... 9
3.2 CONCEITOS INICIAIS.......................................................................................10
3.3 CONFIGURAÇÃO ..............................................................................................12
3.3.1 Configuração Clássica ......................................................................................13
3.3.2 Asa Voadora.....................................................................................................13
3.3.3 Configuração Canard .......................................................................................13
3.4 SISTEMA DE TRANSMISSÃO DE IMAGEM...................................................13
3.5 ESTIMATIVA DE MASSAS ..............................................................................14
3.5.1 Distribuição de massas (peso e centragem) .......................................................14
3.6 SUPERFÍCIE DE SUSTENTAÇÃO....................................................................14
3.7 ANÁLISE AERODINÂMICA.............................................................................15
3.7.1 Seleção do perfil ...............................................................................................18
iii
3.7.2 Resistências ......................................................................................................18
3.7.3 Curva polar da Aeronave ..................................................................................21
3.7.4 Equacionamento aerodinâmico .........................................................................21
3.8 SISTEMA PROPULSOR.....................................................................................22
3.9 PERFORMANCE ................................................................................................23
3.10 ANÁLISE DE ESTABILIDADE .......................................................................24
3.11 ANÁLISE ESTRUTURAL ................................................................................27
3.11.1
Regulamentação Aeronáutica .....................................................................27
3.11.2
Diagrama V-n e Cargas atuantes.................................................................28
3.11.3
Análise e resistência dos materiais..............................................................29
3.11.4
Análise dos esforços atuantes .....................................................................29
3.11.5
Aplicação dos fatores de carga e coeficiente de segurança..........................32
4 ANÁLISE PRELIMINAR ....................................................................................33
4.1 CENÁRIO OPERACIONAL ...............................................................................33
4.2 REQUISITOS ......................................................................................................34
4.3 CONFIGURAÇÃO ..............................................................................................35
4.3.1 Configuração da Célula da Aeronave................................................................35
4.3.2 Configuração do Sistema de Captação e Transmissão (a)..................................36
4.3.3 Configuração do Grupo moto propulsor (b) ......................................................38
4.3.4 Configuração do Sistema de Controle (c)..........................................................38
4.4 ANÁLISE INICIAL.............................................................................................39
4.4.1 Estimativa de massas ........................................................................................39
4.4.2 Análise inicial de performance..........................................................................40
4.4.3 Número de Reynolds típico da asa. ...................................................................41
4.5 ANÁLISE AERODINÂMICA.............................................................................41
4.6 RESISTÊNCIAS..................................................................................................43
4.6.1 Curva polar do avião.........................................................................................44
4.7 ANÁLISE DE PERFORMANCE ........................................................................44
4.7.1 Curvas de potência............................................................................................45
4.8 EQUILÍBRIO E ESTABILIDADE ......................................................................47
iv
4.8.1 Estabilidade longitudinal ..................................................................................47
4.9 ANÁLISE ESTRUTURAL ..................................................................................48
5 RESULTADOS .....................................................................................................49
5.1 TRANSMISSÃO .................................................................................................49
5.1.1 Distância...........................................................................................................49
5.1.2 Autonomia da bateria........................................................................................50
5.1.3 Interferência .....................................................................................................50
5.1.4 Melhorias – alterações ......................................................................................51
5.2 AERONAVE .......................................................................................................51
5.2.1 Sistema de imagem embarcado .........................................................................51
5.2.2 Aeronave como produto final............................................................................52
6 CONCLUSÃO.......................................................................................................55
REFERÊNCIAS BIBLIOGRÁFICAS....................................................................57
ANEXOS ..................................................................................................................59
v
LISTA DE FIGURAS
FIGURA 1 – ILUSTRAÇÃO DO OBJETIVO ....................................................................................... 2
FIGURA 2 – 1917 SPERRY UAV.......................................................................................................... 6
FIGURA 3 – BAT 3 ................................................................................................................................ 6
FIGURA 4 – CATEGORIAS DE VANTS ............................................................................................. 6
FIGURA 5 – APV-3 ................................................................................................................................ 7
FIGURA 6 – CROPCAM........................................................................................................................ 7
FIGURA 7 – METODOLOGIA DO PROJETO ..................................................................................... 9
FIGURA 8 – COMPARAÇÃO DE FASES E CUSTOS ...................................................................... 10
FIGURA 9 – FORÇAS NO PERFIL – CLARK Y, RE=400000, ALFA=5,0°..................................... 11
FIGURA 10 – FORÇAS ATUANTES NA AERONAVE .................................................................... 11
FIGURA 11 – MOVIMENTOS CARACTERÍSTICOS DA AERONAVE ......................................... 11
FIGURA 12 – ESQUEMA DE CONFIGURAÇÕES ........................................................................... 12
FIGURA 13 – REGIÕES DE DESPRENDIMENTO DA CAMADA.................................................. 15
FIGURA 14 – COMPARAÇÃO ENTRE RELAÇÃO DE ASPECTO ................................................ 15
FIGURA 15 – COMPARAÇÃO ENTRE FLUXOS 2D E 3D.............................................................. 16
FIGURA 16 – COMPARAÇÃO ENTRE RELAÇÃO DE ASPECTO ................................................ 17
FIGURA 17 – COMPARAÇÃO ENTRE COEFICIENTES DE SUSTENTAÇÃO
BIDIMENSIONAIS E CORRIGIDOS. ........................................................................... 18
FIGURA 18 – TRANSIÇÃO DO ESCOAMENTO LAMINAR TURBULENTO, PRANDTLGEBERS. ......................................................................................................................... 19
FIGURA 19 – EXEMPLO DE CURVA POLAR DE RESISTÊNCIA DA AERONAVE................... 21
FIGURA 20 – CONFIGURAÇÃO DO SISTEMA PROPULSOR....................................................... 22
FIGURA 21 – FORÇAS ATUANTES NA AERONAVE .................................................................... 24
FIGURA 22 – CONDIÇÕES DE EQUILÍBRIO DO CG ..................................................................... 27
FIGURA 23 – DIAGRAMA V-N ......................................................................................................... 28
FIGURA 24 – ESFORÇOS ATUANTES NA ASA ............................................................................. 30
FIGURA 25 – CENÁRIO OPERACIONAL ........................................................................................ 33
FIGURA 26 – TEMPO DE MISSÃO ................................................................................................... 34
FIGURA 27 – TRANSMISSÃO E RECEPÇÃO DE IMAGENS ........................................................ 36
FIGURA 28 – ESQUEMA DO SISTEMA DE TRANSMISSÃO........................................................ 37
FIGURA 29 – DISPOSIÇÃO DOS SISTEMAS................................................................................... 38
FIGURA 30 – ELEMENOS E INTEGRAÇÃO DE SISTEMAS ......................................................... 39
FIGURA 31 – ANÁLISE INICIAL DE PERFORMANCE.................................................................. 41
vi
FIGURA 32 – PERFIL - ESTCC .......................................................................................................... 42
FIGURA 33 – CURVAS (CL.α) DO PERFIL ESTCC ......................................................................... 42
FIGURA 34 – CURVA POLAR DO AVIÃO....................................................................................... 44
FIGURA 35 – ETAPAS DA MISSÃO ................................................................................................. 45
FIGURA 36 – CURVA DE POTÊNCIA DO MOTOR HP-Z2113-20 ................................................. 46
FIGURA 37 – SISTEMA PROPULSOR .............................................................................................. 46
FIGURA 38 – CURVA DE ESTABILIDADE LONGITUDINAL ...................................................... 47
FIGURA 39 – ESFORÇO SOBRE A ASA........................................................................................... 48
FIGURA 40 – MEDIÇÃO DA INTERFERÊNCIA.............................................................................. 49
FIGURA 41 – ANÁLISE DE IMAGEM - INTERFERÊNCIA............................................................ 50
FIGURA 42 – IMAGEM DUPLICADA............................................................................................... 51
FIGURA 43 – AERONAVE E SISTEMA DE IMAGEM.................................................................... 52
FIGURA 44 – AQUISIÇÃO EM TELEVISÃO E COMPUTADOR ................................................... 52
FIGURA 45 – AERONAVE ................................................................................................................. 53
FIGURA 46 – DETALHES DA ERONAVE........................................................................................ 53
FIGURA 47 – AERONAVE E SISTEMA DE TRANSMISSÃO DE IMAGEM ................................ 54
FIGURA 48 – TESTE DO SISTEMA NA PISTA DE ATLETISMO DO UNICENP......................... 54
vii
LISTA DE TABELAS
TABELA 1 – COMPARAÇÃO DOS DADOS DE NORMA .............................................................. 28
TABELA 2 – PROPRIEDADES MECÂNICAS DOS MATERIAIS................................................... 29
TABELA 3 – REQUISITOS DO PRODUTO....................................................................................... 35
TABELA 4 – ESCOLHA DA CONFIGURAÇÃO............................................................................... 36
TABELA 5 – ESTIMATIVA DE MASSAS......................................................................................... 40
TABELA 6 – DADOS DO PERFIL ESTCC ........................................................................................ 42
TABELA 7 – DADOS DO PERFIL ESTCC – RE = 110000............................................................... 43
TABELA 8 – TABELA DE RESISTÊNCIAS...................................................................................... 43
viii
LISTA DE SÍMBOLOS
ÍNDICES SUBSCRITOS:
w – Asa
h – Estabilizador Horizontal
v – Estabilizador Vertical
SÍMBOLOS
a0
Inclinação da curva Cl x α [rad-1]
AR
Relação de aspecto
b
Envergadura [m]
cma
Corda média aerodinâmica [m].
CL
Coeficiente de sustentação
Cl
Coeficiente de sustentação de perfil
CD
Coeficiente de arrasto
CDπ
Coeficiente de arrasto parasita
CDi
Coeficiente de arrasto induzido
Cd
Coeficiente de arrasto de perfil
CN
Coeficiente de fora normal
d
Diâmetro [m]
D
Força de arrasto [N]
e
Coeficiente de Oswald
E
Empuxo [N] / Módulo de elasticidade [GPa]
f
Coeficiente de atrito de rolamento
g
Aceleração da gravidade [m/s²]
G
Peso total da aeronave [N] / Módulo de rigidez [GPa]
hn
Ponto neutro da aeronave [% cma]
I
Momento de inércia [mm4]
J
Momento polar de inércia [mm4]
ix
l
Comprimento característico [m]
lh
Distância entre CG ao centro aerodinâmico de referência do
estabilizador horizontal (25% cmah) [m].
L
Força de sustentação [N].
m
Massa [kg]
M
Momento [N.m]
MS
Margem estática [% cma]
n
Fator de carga (“força g”)
N
Força normal [N]
P
Potência [W]
q
Pressão dinâmica [N/m²]
Q
Atrito de rolamento [N]
r
Raio [m]
Re
Número de Reynolds
S
Área característica [m²]
T
Torque [N.m]
v
Velocidade [m/s]
vs
Velocidade de estol [m/s]
V
Força cortante [N]
Vh
Volume de cauda
w
Carregamento sobre viga [N/m]
x
Comprimento de pista [m]
α
Ângulo de ataque [graus]
δ
Deflexão [m]
ε
Ângulo de downwash [graus]
Γ
Fluxo rotacional [rad-1. m/s]
ηt
Rendimento de cauda.
µ
Coeficiente de atrito da pista de decolagem
ν
Viscosidade cinemática [m²/s]
x
θ
Ângulo devido a momento torsor [rad]
ρ
Densidade [kg/m³]
σ
Tensão de flexão / compressão [MPa]
τ
Tensão de cisalhamento [MPa]
xi
RESUMO
O desenvolvimento de veículos aéreos e suas aplicações remontam a um passado
recente, sendo os primeiros exemplares aparecendo no início do século XX de maneira
um tanto amadora e aventureira. Não pouco foi seu desenvolvimento até os dias atuais.
Sistemas eletrônicos, redes de satélites e comunicações propiciaram a ampliação e a
confiabilidade do controle destas aeronaves e uso em diversas aplicações como:
transporte, vigilância, fotogrametria, estações meteorológicas e outros.
O objetivo principal é o projeto de uma aeronave em escala, não tripulada, equipada
com câmera para aquisição de imagem em vôo, sistema de transmissão de imagem
para uma base de monitoramento em solo, sendo esta assistida por um operador
humano. A interface homem-máquina é estabelecida no sentido de minimizar os
esforços operacionais e dar confiabilidade.
A obtenção de conhecimentos fundamentais de novas tecnologias aeronáuticas no
campo de controle e vôo autônomo é a forma encontrada de apresentar o primeiro
passo simples em direção ao domínio dos segmentos das aeronaves em escala
remotamente controladas, utilizando-as como ferramentas de monitoramento aéreo.
O trabalho fundamenta-se em etapas do projeto aeronáutico, análises e metodologias
técnicas e regidas por processos de projeto.
xii
1
1 INTRODUÇÃO
A paixão e necessidade dos seres humanos pelo vôo, observação de pássaros, e
recentemente pelas máquinas voadoras e a criatividade para suas aplicações, é vasta e
se confunde com a própria história da civilização humana. Em Gênesis 8, v7, é
relatado como Noé utilizou-se de um corvo e uma pomba para o reconhecimento aéreo
e procura de terra firme após o dilúvio da Terra. Independente do imaginário e
veracidade deste relato é algo documentado há muito tempo.
A utilização e o desenvolvimento de veículos aéreos e suas aplicações
remontam a um passado recente, sendo os primeiros exemplares aparecendo no início
do século XX de maneira um tanto amadora e aventureira.
Não pouco foi seu desenvolvimento até os dias atuais. Sistemas eletrônicos,
redes de satélites e comunicações propiciaram a ampliação e a confiabilidade do
controle destas aeronaves e uso em diversas aplicações. Transporte, vigilância,
fotogrametria, estações meteorológicas, antenas de retransmissão de dados e o simples
monitoramento aéreo carecido por Noé, são algumas das aplicações mais comumente
encontradas.
Apesar de sua popularização e tecnologia acessível, a agregação dos
conhecimentos, materiais, técnicas e passos necessários ao desenvolvimento de uma
aeronave não-tripulada constituem um fator chave, sendo conservados como segredo
industrial pelas empresas e instituições que os desenvolvem.
1.1 OBJETIVO
O objetivo deste trabalho é o desenvolvimento de uma aeronave em escala,
rádio controlada por um operador humano, equipada com câmera para aquisição de
imagem em vôo e sistema de transmissão para uma base de monitoramento em solo
como ilustrado pela figura 1.
2
FIGURA 1 – ILUSTRAÇÃO DO OBJETIVO
1.
2.
3.
4.
5.
6.
7.
8.
Micro - câmera embarcada
Transmissor de vídeo
Receptor de vídeo
Cpu para gravação de
dados.
Monitor. Imagem de vôo.
Rádio - controle de
comandos da aeronave.
Controlado pelo piloto,
assistindo imagem
transmitida.
Rádio - controle
(redundante). Controlado
pelo piloto 2, vôo visual.
Receptor de comandos na
aeronave.
FONTE: OS AUTORES
1.2 ESCOPO DO TRABALHO
Em PMBOK (2000), definiu-se como escopo a delimitação e declaração dos
processos requeridos que estão contidos no desenvolvimento do trabalho e o que não
faz parte do mesmo, para complementá-lo de forma bem sucedida.
Para este projeto, definem-se como delimitações ao escopo, os itens:
• Requisitos do produto: Estabelecer tabela com requisitos e restrições
quanto às características e necessidades técnicas do projeto a fim de
cumprir determinada missão.
• Modelagem 3D de peças e acessórios em software específico.
• Efetuar a aquisição de materiais e acessórios, buscando o apoio
financeiro externo quando necessário.
• Análise de otimização sistema moto - propulsor.
• Teste do sistema de vídeo transmissão em solo.
• Ensaios de materiais.
• Construção de aeronave protótipo.
3
• Estudar o comportamento do sistema de vídeo transmissão em vôo.
• Estabelecer envelope operacional do protótipo, em forma de manual,
analisando as condições físicas, mecânicas e meteorológicas.
Os fatores que não serão trabalhados pela equipe, são compostos pelos
seguintes itens:
• Sistema eletrônico de acompanhamento do protótipo em vôo
(telemetria).
• Instrumentação da aeronave com equipamentos relacionados a
aplicações diversas.
• Desenvolvimento de acessórios: Acessórios eletrônicos (servo-motor,
motor, rádio controle, câmera, transmissor) serão utilizados modelos
comerciais.
• Aplicação comercial: Desenvolver plano ou modelo de aplicação
comercial.
• Homologação: Processo de aprovação jurídica para utilização comercial
ou militar da aeronave e seus sistemas.
1.3 ESTRUTURA DO TRABALHO
O capítulo 2 trata-se da revisão bibliográfica e está baseada em uma análise de
projeto de VANT já conhecido no mundo, contendo um breve histórico de aeronaves
não tripuladas desde seu aparecimento no passado até hoje. Neste capítulo é destacada
a importância do estudo paramétrico para o desenvolvimento do projeto.
O capítulo 3 descreve a fundamentação onde se engloba o projeto conceitual.
São citadas as especificações da aeronave, contendo um banco de dados característicos
particulares de um VANT. Também é mostrado o layout da aeronave e layout de
alguns componentes que a compõe.
O capítulo 4 apresenta o desenvolvimento do projeto, nesta etapa destaca-se o
projeto preliminar. Apresenta estimativas em geral, avaliações aerodinâmicas,
4
requisitos de decolagem e aterrisagem, estimativas de performance, análise de carga e
projeto estrutural.
O capítulo 5 refere-se ao resultado e validação, este contém os resultados e as
validações do projeto, será dada ênfase às comparações analíticas e experimentais a
fim de eliminar todas as incertezas do projeto de um VANT.
1.4 PREMISSAS
Desenvolver os conhecimentos fundamentais para o desenvolvimento de
novas tecnologias aeronáuticas no campo de controle e vôo autônomo. Apresentando
passos importantes em direção a obtenção dos conhecimentos necessários ao segmento
das aeronaves em escala remotamente controladas, utilizando-as como ferramentas de
monitoramento aéreo.
5
2 REVISÃO BIBLIOGRÁFICA
2.1 ANÁLISE DO PROBLEMA
O emprego de aeronaves em escala, para fins de monitoramento aéreo e
ambiental é restrito aos profissionais altamente especializados e uso de equipamentos
complexos e de alto custo. O controle e operação deste tipo de equipamento podem ser
comparados aos diferentes níveis de automação industrial. Desde o nível um (chão de
fábrica) ao nível cinco (gerenciamento geral). Neste caso, nível um corresponde ao
controle visual com operação manual, semelhante a uma aeronave de Competição
Aerodesign ou aeromodelo recreativo e nível cinco corresponde a um sistema
autônomo de vôo.
A automação do sistema de vôo é diretamente relacionada à aplicação da
aeronave. Sistemas de controle para vôos de longo alcance e altitudes elevadas
requerem instrumentação específica, sendo consideravelmente mais complexos.
Este projeto visa estabelecer padrões de utilização e treinamento, analisando
os passos subseqüentes ao primeiro nível de automação. A interface homem-máquina
presente deverá ser trabalhada no sentido de minimizar os esforços operacionais e dar
confiabilidade e segurança ao envelope operacional da aeronave.
2.2 HISTÓRICO
Através da análise histórica do problema, observa-se que não houve alterações
quanto à essência da definição e desenvolvimento de um VANT na prática. No
entanto, foram profundas as agregações tecnológicas, fato que possibilitou maior gama
de aplicações e confiabilidade ao produto. Conforme figura 2 e figura 3, têm-se duas
épocas distintas que demonstram tal fenômeno. A figura 2 mostra um ensaio de
lançamento do “Curtis/Sperry UAV” de 1917, aeronave considerada a pioneira da
história dos VANTs. Na figura 3 é apresentado BAT 3 produzido pela MLB Company.
6
FIGURA 2 – 1917 SPERRY UAV
FIGURA 3 – BAT 3
FONTE: GENERAL MOTORS INSTITUTE
FONTE: MLB COMPANY
A aplicação prática dos objetivos do projeto pode ser situada no estudo de
casos atuais de resolução da operação e controle. A simplificação de controles
almejada neste projeto encontra-se melhor adequada atualmente em uma categoria
denominada “mini-VANT”, ou veículos aéreos não tripulados em miniatura que
necessitam de operadores em terra para operar a aeronave. Tal categoria corresponde
às aeronaves com envelope de vôo de até 6000 metros de altitude em relação ao nível
do mar e autonomia de 0 km a 50 km. Pela figura 4 pode-se observar uma
classificação adotada atualmente para os VANTs com alguns exemplos de aeronaves.
FIGURA 4 – CATEGORIAS DE VANTS
FONTE: MLB COMPANY
7
É proveniente mencionar que não há no momento uma legislação específica
homologando a utilização dos VANTs, diferente ao que acontecem as aeronaves
tripuladas em geral. Os exemplares existentes são utilizados por instituições militares,
instituições de pesquisa operando com licenças especiais e uma reduzida parcela
operando comercialmente com autorizações temporárias do órgão certificador de cada
país. Este, além dos fatores já descritos no problema abordado neste projeto, também é
um fator dificultante a utilização destas aeronaves.
Entre os exemplares utilizados comercialmente, ou seja, aqueles que deixaram
a condição científica e militar são justamente os VANTs de menor escala ou “miniVANTs”. Como exemplos, têm-se na figura 5 e figura 6 os modelos APV-3 e
Cropcam, respectivamente. O modelo APV-3 trata-se de um modelo utilizado no
monitoramento de condições de geadas em vinhedos da Califórnia e o modelo
Cropcam realiza fotos para acompanhamento de plantações. São aeronaves entre 2
metros e 3 metros de envergadura de asa, ambos controlados através de imagem e
dispositivos eletrônicos de piloto automático. Também contam com sistema de
posicionamento global (GPS).
FIGURA 5 – APV-3
FIGURA 6 – CROPCAM
FONTE: UAV COLLABORATIVE
FONTE: CROPCAM LTD
2.3 ANÁLISE DAS FORMAS ATUAIS DE RESOLUÇÃO DO PROBLEMA
Em face às soluções encontradas, em comparação, pode-se estabelecer uma
análise frente à atual situação. Considerando formas de aplicação simples, como
8
monitoramento de plantações e análise atmosférica local, os sistemas atuais são
excessivamente complexos e caros.
Os meios tradicionais de monitoramento aéreo utilizam aeronaves tripuladas
ou satélites. O custo de operação dessas aeronaves torna o seu uso proibitivo em
pequenas e médias propriedades agrícolas, principalmente quando são necessárias
imagens obtidas com uma periodicidade muito elevada ou em grande quantidade. A
utilização de meios não convencionais para a obtenção dessas imagens aéreas pode
minimizar de forma significativa o seu custo. O uso de aeronaves em escala reduzida
apresenta muitas vantagens em relação à utilização de aeronaves convencionais, apesar
de ter também suas desvantagens. Além de um custo muito baixo por imagem, essas
aeronaves podem operar em condições impraticáveis para as aeronaves tripuladas.
É certo que sistemas menos automatizados são mais restritos em autonomia,
altitude, pois dependem do acompanhamento constante de pessoal.
9
3 FUNDAMENTAÇÃO
Na
presente
etapa,
apresenta-se
a
fundamentação
teórica
para
o
desenvolvimento deste trabalho. Baseando-se no problema definido e necessidades
identificadas no item 2.1 análise do problema, estabelece-se uma metodologia de
desenvolvimento de produto.
3.1 METODOLOGIA DE PROJETO
O desenvolvimento do produto segue uma seqüência de etapas, onde são
definidas as informações, fundamentação e etapas preliminares de desenvolvimento.
Como mostra a figura 7, as seqüências de projeto estão conectadas aos diferentes
níveis de evolução, sendo a primeira etapa de testes como verificadora das três etapas
iniciais.
FIGURA 7 – METODOLOGIA DO PROJETO
FONTE: ADAPTADO DE ROSA (2006)
Segundo ROSA (2006) e JENKINSON (2003) os processos ditos engenharia
seqüencial ou engenharia simultânea são de grande utilidade no uso aeronáutico. Do
mesmo modo, tal processo visa acelerar o desenvolvimento de um produto, atuando de
maneira simultânea, prevendo dificuldades e evitando custos.
Na figura 8 observa-se o curso das etapas de processo em relação ao aumento
do custo.
10
FIGURA 8 – COMPARAÇÃO DE FASES E CUSTOS
FONTE: ADAPTADO DE JENKINSON (2003)
3.2 CONCEITOS INICIAIS
Um conceito inicial que formata as configurações de aeronaves, segundo
ANDERSON (1984) é a circulação rotacional gerada pelo fluxo do fluido em torno de
um perfil aerodinâmico. Esta circulação, em perfis aerodinâmicos, causa a formação
de uma variação de pressão gerando a sustentação, o que explica a capacidade de vôo
de uma aeronave. Como mostra a figura 9, a resultante da distribuição de pressão é
variável em função do ângulo de incidência do perfil com o fluido, não ocorrendo de
forma homogênea e sua resultante é aplicada em um ponto flutuante denominado de
centro de pressão C P . Um conceito aplicado em ROSA (2006) é o centro
aerodinâmico C A , no qual um ponto a 25% a partir do bordo de ataque do perfil é
tomado como referência para as forças atuantes.
O dispositivo denominado estabilizador horizontal possui a função não só de
direcionamento longitudinal da aeronave, mas também de compensar o momento
resultante da distribuição de pressão sobre o perfil da asa principal.
11
FIGURA 9 – FORÇAS NO PERFIL – CLARK Y, RE=400000, ALFA=5,0°.
FONTE: OS AUTORES
As forças atuantes na aeronave como um todo são representadas na figura 10.
Deste modo tem-se como relações principais para a condição de vôo nivelado da
aeronave: Força de sustentação (L) = Peso total (G) e Arrasto (D) = Empuxo (E) para
velocidade constante.
FIGURA 10 – FORÇAS ATUANTES NA AERONAVE
FONTE: ADAPTADO DE RODRIGUES (2007)
Como relação aos movimentos da aeronave, tem-se por convenção a utilização
de eixos de referência para sua aplicação. A figura 11 descreve estes movimentos.
FIGURA 11 – MOVIMENTOS CARACTERÍSTICOS DA AERONAVE
Eixo x – Rolagem
Eixo y – Arfagem – Picar (descer) ou Cabrar (subir)
Eixo z - Guinada
FONTE: ADAPTADO DE ROSA (2006)
12
3.3 CONFIGURAÇÃO
Um caminho para a configuração inicial de uma aeronave que é encontrado na
literatura, é a análise histórica dos modelos e das configurações comuns existentes.
Segundo BARROS (2001) “nenhum projetista, ou equipe de projeto, parte do nada,
mas sim, do exame aprofundado do “estado da arte”, isto é, de todo universo de
aeronaves existentes, anteriores e atuais na categoria daquelas que se iniciará o novo
projeto”.
A configuração de uma aeronave e seus sistemas é dividida em três grupos
principais, Grupo moto-propulsor (motor e sistemas), Célula (estrutura, comandos,
sistema de pouso, etc.) e Aviônicos (instrumentação). Tais partes são subdivididas em
itens mais específicos a fim de organizar a identificação de seus componentes e
padronizar mundialmente programas de manutenção.
Segundo ROSA (2006), três situações básicas de disposição de superfícies de
sustentação são apresentadas, como mostra a figura 12, junto às configurações estão
representadas de forma simplificada as forças atuantes sobre a estrutura de cada
modelo, o detalhamento de cada esquema é feito na seqüência do trabalho. Tais
variações apresentam soluções diferentes para alocação de carga e acessórios,
localização do grupo moto-propulsor, campo de visão, performance, aerodinâmica,
estrutura e equilíbrio. Estas variações apresentam vantagens e desvantagens variáveis
quando combinadas à necessidade de cada projeto, tornando-se estas os modeladores
da aeronave.
FIGURA 12 – ESQUEMA DE CONFIGURAÇÕES
Clássico – Pull
Asa voadora
FONTE: ADAPTADO ROSA (2006)
Canard
13
3.3.1 Configuração Clássica
É a configuração mais encontrada nos modelos de aeronaves em uso. Também
utilizada como base para os cálculos das referências sobre projeto aeronáutico.
3.3.2 Asa Voadora
Por NICKEL e WOHLFAHRT (1990), a aeronave é dotada com perfil tipo
reflexo, ou seja, as características geométricas do perfil são responsáveis por equilibrar
as forças atuantes sobre o mesmo. Possui pouca resistência aerodinâmica resultando
em boa autonomia.
3.3.3 Configuração Canard
Pouco usual, necessita cuidados especiais quanto sua análise de estabilidade e
estrutural. Tal fato, segundo NICOLAI (1984), devido ao estabilizador horizontal
frontal, denominado canard, contribuir em até 20% da sustentação total da aeronave.
O mesmo também deve apresentar seu ângulo de estol com valor inferior ao da asa
principal, deste modo evita-se o efeito denominado de “flecha invertida” e garante-se a
estabilidade em condições de perda de sustentação.
3.4 SISTEMA DE TRANSMISSÃO DE IMAGEM
A seleção do sistema para transmissão de imagem em tempo real de vôo, se dá
através da adaptação de acessórios encontrados comercialmente. A especificação de
aparelhos como câmera de vídeo, transmissor e receptor é obtida com base em
soluções usuais de baixo custo relacionadas a monitoramento ou vigilância residencial.
Tais equipamentos são dimensionados de acordo com a necessidade do projeto.
14
3.5 ESTIMATIVA DE MASSAS
A partir da configuração adotada, em RAYMER (1999), é possível uma
primeira estimativa da massa e disposição de seus componentes estruturais e
acessórios. Esta primeira aproximação não requer precisão, pois pela mesma
referência, indica-se que o processo de desenvolvimento é iterativo, sendo as
considerações iniciais aprimoradas a cada passo. Então se tem pela equação (1):
m t = m combustíve l + m c arg a + m vazio
(1 )
3.5.1 Distribuição de massas (peso e centragem)
Para a aeronave em questão, não se tem como objetivo o transporte de cargas,
no entanto pode-se considerar uma margem para ajustes e eventuais trocas de
acessórios sem afetar os limites do envelope de decolagem da aeronave, assim
considera-se: mc arg a = 10%.mvazio .
Feita a avaliação da massa de cada um dos componentes, pode-se proceder à
determinação do centro de gravidade da aeronave vazia. Para tanto, calcula-se o
momento de cada um dos componentes em relação a um ponto de referência. No
presente caso, o ponto será adotado como sendo a interseção da linha de 25% da cma
com a linha de solo.
3.6 SUPERFÍCIE DE SUSTENTAÇÃO
A seleção de geometria das superfícies de sustentação responde as
características quanto à expectativa de desempenho e utilização da aeronave. Em geral,
a geometria de uma asa tem influência quanto ao momento torsor, arrasto induzido,
coeficiente de sustentação e velocidade de estol. A figura 13 apresenta as regiões de
início do desprendimento da camada limite em função das diferentes geometrias
apresentadas.
15
FIGURA 13 – REGIÕES DE DESPRENDIMENTO DA CAMADA
FONTE: ROSA (2006)
Neste trabalho para seleção da geometria da asa (Sw) serão considerados:
aspectos construtivos, limites geométricos impostos pelo cenário de operações e
desempenho em velocidades próximas a velocidade de estol.
Através dos valores geométricos estimados para asa, tem-se a relação de
aspecto (AR) dada por: AR = b 2 / S w , para asas com formato retangular ou trapezoidal.
O valor de AR influi diretamente no comportamento de uma aeronave submetida a um
escoamento tridimensional. Pela figura 14, observa-se que para um mesmo perfil,
aeronaves com diferentes valores de AR, necessitam diferentes configurações de
ângulo de vôo para atingir o mesmo valor de coeficiente de sustentação (CL).
FIGURA 14 – COMPARAÇÃO ENTRE RELAÇÃO DE ASPECTO
FONTE: ADAPTADO DE ROSKAM (1985)
3.7 ANÁLISE AERODINÂMICA
Segundo ANDERSON (1984), considerações aerodinâmicas sobre a superfície
de sustentação principal podem ser divididas em duas partes. O método descrito,
16
desenvolvido por Ludwig Prandtl, divide-se entre o estudo da secção de uma asa perfil - e as modificações aplicáveis para uma asa finita.
Conforme apresentado em 3.2, o efeito rotacional provocado pelo perfil
também gera uma componente descendente do fluxo do fluido na extremidade
posterior da asa. Este efeito está relacionado a massa de ar defletida pelo perfil,
formando o ângulo denominado de downwash (ε). Para uma asa finita, somado a este
efeito, está a geração de vórtices de ponta de asa. Tal fenômeno é ocasionado pela
diferença de pressão entre as superfícies superior e inferior da asa. Logo, o que para
uma asa de envergadura infinita ou bidimensional (perfil) seria constante, a figura 15
mostra que a soma dos efeitos acarreta em acréscimo a componente descendente do
fluxo.
FIGURA 15 – COMPARAÇÃO ENTRE FLUXOS 2D E 3D
FONTE: ADAPTADO DE ANDERSON (1984) E ROSA (2006)
Para o caso particular de um perfil simétrico este efeito é inexistente, como
mostra em detalhe a figura 16. A configuração deste tipo de perfil a zero grau de
incidência com o fluido não gera fluxo rotacional e consequentemente, sustentação.
A soma dos efeitos de downwash, denominada de downwash induzido,
influencia diretamente no ângulo do fluxo sobre o perfil. A resultante das forças
atuantes passa a ser inclinada gerando um ângulo de ataque induzido (αi). Tal parcela
reduz a sustentação gerada em L ′ = sen(α i ) e acrescenta ao arrasto uma parcela
L ′′ = cos(α i ) , também denominada de arrasto induzido (Di).
17
Desta forma, a distribuição de sustentação em uma asa apresenta
características próximas ao formato elíptico.
FIGURA 16 – COMPARAÇÃO ENTRE RELAÇÃO DE ASPECTO
FONTE: ADAPTADO DE DA ROSA (2006)
As aproximações dos valores característicos do perfil para escoamento
tridimensional são possíveis através de diversos métodos. Ainda por ANDERSON
(1984) se tem a descrição detalhada do método de Prandtl, sendo este método
recomendado para geometrias de valor de AR > 6,0. Também se sugere a utilização do
método Vortex-Lattice, do mesmo modo elucidado.
Segundo LOWRY (1957) um método semi-empírico é sugerido a partir de
ensaios realizados em túnel de vento. Tal método é também discutido em RAYMER
(1999) e simplificado por NICOLAI (2002). Deste modo, representado pela equação
(2):
Clα . AR
dC L
= C Lα =
2
dα
(2 + (4 + AR )
(2)
Na figura 17, como exemplo, apresenta-se os valores de sustentação obtidos
de AURORA (2006), para o perfil Eppler 423 modificado e asa com AR=6,7.
18
FIGURA 17 – COMPARAÇÃO ENTRE COEFICIENTES DE
SUSTENTAÇÃO BIDIMENSIONAIS E CORRIGIDOS.
2,50
Cl
2,00
1,50
1,00
Cl Perfil
CL Asa
0,50
CL Linear
Alfa [°]
0,00
-5,0
0,0
5,0
10,0
15,0
FONTE: EQUIPE AURORA DE AERODESIGN (2006)
3.7.1 Seleção do perfil
De acordo com os contornos que envolvem o projeto de uma aeronave em
escala, adotam-se como critérios para seleção de um perfil: comparação entre
coeficientes característicos, e aspectos construtivos.
A partir da estimativa da geometria da asa, é possível determinar o valor do
Número de Reynolds característico, conforme equação (3).
Re =
v∞ ⋅ x
ν
, ou ( Re = 68458.v∞ .x ) para nível do mar.
(3)
3.7.2 Resistências
As resistências aerodinâmicas, segundo RAYMER (1999), dividem-se em
forma e viscosa. A somatória destas resistências é inversamente proporcional ao
19
rendimento final da aeronave. Uma aproximação para a resistência própria a uma
aeronave em escala é dada pela equação (4).
C D = C do + C di +
∑C π + Q
d
(4)
3.7.2.1 Resistência de forma (Cd0)
É o coeficiente de arrasto do perfil, em função da forma e viscosidade. É
diretamente relacionado ao valor do Número de Reynolds (Re). Através deste fator de
escala é possível analisar se um dado escoamento possui comportamento laminar ou
turbulento, afetando diretamente o valor do coeficiente de atrito viscoso (Cf) inerente a
camada limite do fluido. Conforme figura 18, NICOLAI (2002) apresenta os dados
para análise do Número de Reynolds em função de Cf.
FIGURA 18 – TRANSIÇÃO DO ESCOAMENTO LAMINAR
TURBULENTO, PRANDTL-GEBERS.
FONTE: NICOLAI (2002)
20
3.7.2.2 Resistência induzida (Cdi)
Conforme visto em 3.5.1, a resistência induzida corresponde à parcela inerente
a geração de sustentação pelo perfil. Em forma de coeficiente, o arrasto induzido é
definido pela equação (5).
C Di
CL 2
=
π . AR .e
(5)
O fator “e”, denominado Coeficiente de Oswald corresponde a diferença entre
uma asa com geometria elíptica e uma não elíptica. Segundo RAYMER (1999), tal
fator pode ser aproximado em e = 0,9 para a grande parte das aeronaves.
3.7.2.3 Resistência de atrito de rolagem (Q)
É o atrito causado pelas forças de rolamento sobre o solo e atrito de
escorregamento junto ao eixo da roda. Corresponde a uma das parcelas que afeta o
desempenho da aeronave na decolagem, por ROSA (2006) esta força pode ser
quantificada pela equação (7) ou expressa em forma de coeficiente pela equação (7).
µ .Fz .
Q=
f =
d
2
(6)
R
Q
FZ
(7)
Sendo Fz a força normal exercida sob cada roda, R o raio da roda e d o
diâmetro do eixo.
21
3.7.3 Curva polar da Aeronave
Através da somatória das resistências calculadas e do coeficiente de
sustentação da asa, é possível estabelecer a curva polar da aeronave.
Na figura 19 tem-se o exemplo das curvas polares de resistência induzida da
asa (CDiw), resistência da aeronave (CD) e resistência da aeronave mais atrito com o
solo (CD + f).
FIGURA 19 – EXEMPLO DE CURVA POLAR DE RESISTÊNCIA DA AERONAVE
1,60
CL
1,40
1,20
Cdiw
1,00
CD
0,80
CD + f
0,60
0,40
CD
0,20
0,000
0,050
0,100
0,150
0,200
0,250
0,300
FONTE: EQUIPE AURORA DE AERODESIGN (2006)
3.7.4 Equacionamento aerodinâmico
Pelos conceitos de mecânica dos fluidos, NICOLAI (2002) explica que através
da Equação de Bernoulli, a pressão dinâmica é dada pela equação (8):
1
q = .ρ .V 2
2
(8)
22
Deste modo, os valores nominais de arrasto da aeronave, sustentação e
momento da asa, são dados respectivamente pela equação (9), equação (10) e equação
(11).
D = C d .q.S w
(9)
L = C L .q.S w
(10)
M = C m .q.S w .c ma
(11)
3.8 SISTEMA PROPULSOR
A configuração do sistema propulsor, do mesmo modo que a configuração da
aeronave apresenta variações que se adaptam as necessidades do projeto. Na figura 20,
está representada algumas soluções quanto à localização do sistema propulsor.
FIGURA 20 – CONFIGURAÇÃO DO SISTEMA PROPULSOR
a) Configuração tratora convencional
b) Configuração tratora superior
c) Configuração Pusher superior
d) Configuração ¾ Pusher
e) Configuração Full Pusher
FONTE: OS AUTORES
A curva de potência do motor é encontrada através de ensaio em túnel de
vento utilizando diversos tipos de hélice. Dados como empuxo estático, dinâmico,
consumo e temperatura são frutos deste teste, geralmente fornecidos pelos fabricantes.
A realização deste teste e projeto de hélice está fora do escopo deste trabalho. Para isto
são utilizados valores comerciais tabelados.
23
3.9 PERFORMANCE
A análise de performance da aeronave baseia-se nos dados fundamentados nos
capítulos anteriores, definindo a curva de potência consumida e a potência
disponibilizada pelo conjunto moto - propulsor.
Para a condição de decolagem da aeronave, tem-se: L = G, ou, pelo capítulo
3.4, (L = mT.g). Para a aeronave estabelecer esta condição, deve apresentar uma
componente denominada de velocidade de estol (vs), ou a velocidade em que a
igualdade L = G passa a ser verdadeira.
Pelas equações da cinemática, tem-se que a velocidade de estol é dada pela
equação (12).
v s2 =
2.m.g
ρ .C l .S w
(12)
Portanto, a curva de potência consumida pela aeronave no instante da
decolagem, é dada pela equação (13):
Pcons = [W ] = D.v s
(13)
Do mesmo modo, é possível trabalhar com os conceitos de movimento
retilíneo. Pela equação (14), tem-se:
v 2 = vo2 + 2.a.( x − xo )
(14)
Aplicando as considerações listadas, define-se a equação (15).
• v = vs e v0 = 0
• F = m.a
• Empuxo líquido (EL) = Empuxo bruto (EB) – Arrasto total da aeronave
(D)
• F = Empuxo líquido (EL)
24
2.x.E L
m
v s2 =
(15)
Desta maneira, é possível estabelecer o envelope de decolagem em função das
características geométricas definidas, comprimento de pista disponível (x), massa da
aeronave (m) e dados do motor (E) através da iteração da equação (14) e equação (15).
3.10 ANÁLISE DE ESTABILIDADE
O equilíbrio de uma aeronave em vôo horizontal, com velocidade constante,
está relacionado com as forças representadas na figura 21, tendo seu ponto de atuação
definido pela equação (16).
∑F
y
= 0 →LI + LII − G = O, ou L − G = 0, sendo L = L I + LII
(16)
Definido que a somatória das forças e momentos em relação ao centro de
gravidade seja nula, temos a equação (17):
∑M
cg
= 0 → M w − M h + Lw.l w + Dw .Z w + Dh .Z h − Lh .l h + Dv .z v + E.z p = 0
FIGURA 21 – FORÇAS ATUANTES NA AERONAVE
FONTE: ADAPTADO DE ROSA (2006)
(17)
25
Como condição de estabilidade, trabalha-se com a condição definida pelo sinal
da derivada do momento em relação ao ângulo de ataque, conforme equação (18).
∂C M
<
∂α
(18)
O objetivo desta operação é para que esta seja negativa e a aeronave apresente
característica de gerar um momento em sentido contrário às perturbações
longitudinais, de modo que este retorne as condições iniciais. Para isso, trabalha-se a
equação (17) para que esta seja representada por coeficientes, aplicando as equações
apresentadas em 3.6.5. Do mesmo modo, para se ter valores em função de
porcentagem de cma, substitui-se lw = (h0 - h),. Assim tem-se a equação (19):
CM =Cmw+Cmh+CLw(h−h0) +CDw.zw −CLh.
E.zp
S .z
Sh.lh
S .z
.ηt+CDh. h h .ηt+CDv. v v .ηt+
Sw.cma.q (19)
Sw.cma
Sw.cma
Sw.cma
Desconsidera-se o arrasto, momento do estabilizador horizontal (Cmh) e efeito
do empuxo (E). Transforma-se os coeficientes de sustentação da asa e estabilizador
horizontal em função da inclinação de suas curvas polar CL .α, em 3.6.1, figura 17. A
inclinação ou coeficiente angular é obtido pela equação (20), considerando os valores
corrigidos por AR:
a=
∆C L
∆α[rad]
(20)
Do mesmo modo, substituem-se os termos relacionados ao estabilizador
horizontal pelo volume de cauda (Vh) equivalente a equação (21):
Vh =
S h .l h
S w .c ma
(21)
26
Valores de projeto para Vh, encontrados em ROSA (2006), indicam que este se
encontra na faixa de 0,25 para um estabilizador de menor capacidade de comando e
0,55 para um com maior atuação. Logo, obtém-se a equação (22):
(
)
C Mα = C mw .a w(α + α 0 ). h − h0 − a h (α − α i − ε) ⋅ Vh .ηt = 0
(22)
Derivando em função de α e considerando CMα = 0, define-se o ponto de giro
ou de estabilidade neutra pela equação (23):
∂C M
= C Mα = a w ⋅ (h − h 0 ) − a h (1 − ε).Vh .η t = 0
∂α
(23)
Neste ponto, aplica-se o conceito de margem estática (MS), apresentada pela
equação (24), adotando h = hn, como o equivalente em porcentagem a distância do
ponto neutro.
MS = hn − ho
(24)
Pelo valor de MS, a distância do centro de gravidade (h0) é deslocada
propositalmente em relação ao ponto de giro da aeronave ou ponto neutro (hn),
garantindo a condição inicial de derivada negativa de CMα.
Valores encontrados em ROSA (2006), indicam que MS varia de 0,05, (5,0%)
para menos estável a 0,20 (20%) para uma configuração mais estável.
O comportamento da derivada de CM em função da margem estática é
representado pela figura 22.
27
FIGURA 22 – CONDIÇÕES DE EQUILÍBRIO DO CG
FONTE: ADAPTADO DE ROSA (2006)
3.11 ANÁLISE ESTRUTURAL
A análise estrutural da aeronave considerada é dividida nas seguintes partes:
estimativa de cargas, análise de esforços atuantes, resistência dos materiais envolvidos
e dimensionamento de componentes principais.
3.11.1 Regulamentação Aeronáutica
O processo de homologação, ou aprovação jurídica para o uso comercial da
aeronave é externo ao escopo deste projeto. No entanto, com a finalidade de garantir a
confiabilidade do modelo o dimensionamento se faz necessário em harmonia com um
regulamento aeronáutico padrão. Entre as normas em uso atualmente, não há um
modelo que trate especificamente sobre aeronaves em escala rádio-controladas. Deste
modo é utilizado um documento aproximado ao porte do modelo em questão.
A Norma EASA CS-VLA (Certification Specifications - Very Light
Aeroplanes) de 2003, selecionada, tem pela tabela 1 a comparação de especificações
com um aeromodelo genérico semelhante ao proposto por este projeto, quando os
requisitos não se mostram condizentes ao porte da aeronave, são adotadas estimativas
coerentes.
28
TABELA 1 – COMPARAÇÃO DOS DADOS DE NORMA
REQUISITOS
Máximo peso de decolagem
Velocidade de estol
Motor
Tripulantes
Período de operação
Acrobático
Distância de decolagem
Altitude operacional
Norma CS-VLA
750 kg
83 km/h mín.
mono
2
diurna
Não
500 m máx.
-
Aeromodelo
25 kg máx.
~ 40 km/h
mono
diurna
sim
~ 30 m
Visual (400m)
Valor Adotado
Norma
Norma
Norma
Aeromodelo
Norma
Norma
Norma
Aeromodelo
FONTE: ADAPTADO DE CS-VLA
3.11.2 Diagrama V-n e Cargas atuantes
Os fatores de carga, ou fatores multiplicativos de manobra (“força g”) são em
função das velocidades características de operação, ambos especificados pela norma.
Tais fatores são aplicados diretamente ao dimensionamento estrutural da aeronave e
representados através de um diagrama denominado V-n, mostrado na figura 23:
Os fatores de carga devido a rajadas de vento, específicos a este projeto, são
reduzidos, pois o vôo não é efetuado a grandes alturas, logo a velocidade padronizada
de 15,24 m/s dificilmente se manifesta. Segundo DONELY (1940), para vôos abaixo
de 1067 m, a velocidade de rajada não excede 7,62 m/s, com mais de 95% dos pontos
abaixo de 6,10 m/s.
FIGURA 23 – DIAGRAMA V-N
FONTE: CS-VLA (2003)
29
3.11.3 Análise e resistência dos materiais
Para o projeto aeronáutico materiais leves e resistentes são mais indicados. No
caso de aeromodelos, materiais de uso freqüente são: madeira balsa, espuma de
poliestireno expandido, alumínio, arames de aço, fibra de vidro, adesivo cianoacrilato,
adesivo epóxi e outras madeiras especiais (caixeta, freijó, cedro).
Na tabela 2, apresenta-se uma compilação das propriedades mecânicas dos
materiais citados, de maneira a fornecer os dados necessários para seleção e aplicação
no projeto estrutural.
TABELA 2 – PROPRIEDADES MECÂNICAS DOS MATERIAIS
Materiais
ρ [g/cm³] E [GPa]
3
Madeira Balsa (fibra paralela)
0,15
3,30
4
Madeira Caixeta (Marupá)
0,40
7,26
5
Madeira Cedro
0,53
9,80
4
Madeira Freijó
0,48
10,20
1
Alumínio 7075-T6
2,77
68,94
1
Aço Carbono 4310
7,99
206,84
2
Epóxi
1,30
2,41
2
Poliestireno OS
1,04
2,28
2
Nylon (dry)
1,15
2,00
2
Fibra de vidro
2,58
72,50
1
Fibra de vidro+epóxi, cura 120°C
1,82
22,06
2
Fibra de Carbono
2,00
230
σt [Mpa] σc [Mpa] τ[Mpa]
14,00
12,00
2,00
64,04
33,05
6,96
58,10
39,00
91,40
50,70
8,33
2
572,26
503,00
2
1310,00
862,00
27,60
35,90
94,50
55,20
3448,00
434,37
420,58
3300,00
-
FONTES: 1- AIAA (2003)
2 - CALLISTER (1997)
3 - PACHECO (2006)
4 - IBAMA (2005)
5 - MORESCHI (2005)
3.11.4 Análise dos esforços atuantes
Os cálculos de esforços atuantes na asa, empenagem, fuselagem e trem de
pouso são feitos com base em conceitos de resistência dos materiais, complementados
por considerações específicas da Norma discutida em 3.10.1 e sugestões obtidas em
ROSA (2006).
30
A primeira parte a ser analisada é a asa. Para distribuição dos esforços ao
longo da semi-envergadura é utilizado o método de Prandtl. Complementando os
conceitos definidos em 3.6.1, segundo ANDERSON (1984), a distribuição elíptica de
sustentação é dada por:
Γo =
4L
ρ ∞V ∞ b π
L ´( y ) = ρ ∞V∞ Γo l − (
(25)
2y 2
)
b
(26)
Agrupando os esforços atuantes na asa, uma aproximação simplificada para o
dimensionamento estrutural é admiti-los sobre a longarina principal, aplicando a
fundamentação de vigas.
A figura 24a relaciona as forças de arrasto (D), sustentação (L), peso próprio
da asa (mW) e momento de perfil (M). Segundo OLIVEIRA (2003) os esforços podem
ser simplificados em forma de coeficiente normal (CN) pela equação (27),
demonstrado na figura 24b.
CN = CL . cos α + CD . sen α
(27)
Deste modo, os fatores de carga são fixos em relação ao sistema de
coordenadas definido inicialmente.
FIGURA 24 – ESFORÇOS ATUANTES NA ASA
FONTE: ADAPTADO DA ROSA (2006)
31
Deste modo, o esforço normal máximo (N) que a asa é submetida pode ser
descrito pela equação (28).
N = C N .q.Sw
(28)
Para o caso do estabilizador horizontal, o esforço atuante é descrito pela
equação (29) aplicando o coeficiente máximo de CLh, também gerando um momento
torsor em relação ao engaste na longarina principal da asa, aproximado pela equação
(30).
Lh = C Lh ⋅ q ⋅ S h
M h = l h ⋅ Lh
(29)
(30)
As solicitações consideradas neste projeto, para garantir a confiabilidade
estrutural dos elementos da aeronave, são estabelecidas em forma de: tensão máxima,
cisalhamento, limite do ângulo de torção e deflexão de viga.
Segundo ROSA (2006), a máxima tensão de flexão para uma viga pode ser
obtida pela equação (31), o cisalhamento pela equação (32).
M ⋅c
I xx
V ⋅Q
τ=
I xx ⋅ t
σ=
(31)
(32)
O ângulo de torsão, segundo SHIGLEY (2005), é obtido pela equação (33) e a
deflexão de uma viga pela equação (34).
T ⋅l
G⋅J
wl 2
δ =−
8 EI xx
θ=
(33)
(34)
32
3.11.5 Aplicação dos fatores de carga e coeficiente de segurança
Os fatores de carga, definidos em 3.10.2, através da norma CS-VLA, são
multiplicativos diretos aos valores das solicitações considerando a situação crítica de
carregamento. Também, pela norma, aplica-se o coeficiente de segurança CS = 1,5
sobre as propriedades mecânicas dos materiais.
33
4 ANÁLISE PRELIMINAR
4.1 CENÁRIO OPERACIONAL
O cenário de operação proposto fornece os primeiros parâmetros de
delimitação do produto. Segundo a figura 25, obtida através de software de livre
distribuição pela internet e observações em campo, o cenário passível de operação,
com menor número de obstáculos (árvores, postes, água), para uma aeronave em
escala nas dependências do campus do Unicenp, compreende a pista de atletismo.
FIGURA 25 – CENÁRIO OPERACIONAL
FONTE: GOOGLE EARTH (2007)
Do mesmo modo, a partir da figura 25, observa-se que internamente a área
delimitada, a maior distância entre extremidades do perímetro compreende a 200m.
Deste modo, a base operacional de controle de vôo é situada entre a média aproximada
das diagonais principais do perímetro em um ponto que facilite a visualização do todo.
A partir desta informação é possível o dimensionamento base dos acessórios
eletrônicos de transmissão de imagem.
34
Aeromodelos
comerciais
que
apresentam
operação
simplificada
são
categorizados como “treinadores”. Observados pelos autores em condições de vôo,
estes apresentam baixas velocidades de operação, entre 8,0m/s e 14 m/s e alta
sensibilidade aos comandos do piloto, visando facilitar o controle da aeronave.
Tais características correspondem à necessidade deste projeto. De maneira que
a aeronave apresente melhores condições de controle em circuito fechado, a
velocidade de operação é delimitada inicialmente entre 6,0 m/s para decolagem e 8,0
m/s em vôo de cruzeiro.
Dos aeromodelos treinadores supracitados, o tempo de operação médio para
cada vôo é equivalente aos 10 minutos. Dentro desta aproximação, define-se o tempo
para a missão de acordo com a figura 26.
FIGURA 26 – TEMPO DE MISSÃO
A – Decolagem = 30 segundos.
B – Subida = 30 segundos.
C – Cruzeiro = 8 minutos.
D – Aproximação = 1 minuto.
E – Pouso = 1 minuto.
TOTAL = 11 minutos.
FONTE: ADAPTADO DE JENKINSON (2003)
A partir destes dados, justifica-se a fundamentação para uma aeronave de
pequeno porte condizente com o cenário operacional proposto.
4.2 REQUISITOS
Requisitos adicionais são considerados para atender a fundamentação do
projeto e cumprimento do objetivo. Tais requisitos, listados na tabela 3, são definidos
pela observação e aquisição de dados em campo do cenário operacional, aplicados
diretamente no design inicial da aeronave.
35
TABELA 3 – REQUISITOS DO PRODUTO
REQUISITOS
COMENTÁRIO
Referente ao local de operação
Altitude operacional
da aeronave e densidade
atmosférica relativa.
Distância
suficiente
para
Distância de decolagem decolagem
da
pista
de
máxima
atletismo mais curva de
escape.
Alcance de transmissão Dentro do campo visual de
de imagem
vôo.
Sem antenas, hélice ou outros
Configuração da
aeronave sem obstáculos componentes no campo de
para captação de
filmagem.
imagem.
Para evitar obstáculos e
Envergadura (b) máxima. garantir controle dentro do
cenário delimitado.
Baixa velocidade
Autonomia
Por vôo
VALOR
1000 [m]
10 [m]
500 [m]
Câmera na parte frontal da
aeronave e configuração
propulsora tipo pusher.
1,4 [m]
(6,00 a 8,00) m/s
11 minutos
FONTE: OS AUTORES
4.3 CONFIGURAÇÃO
O estudo e seleção da configuração são divididos em quatro partes, três
compatíveis a um aeromodelo comum e uma ao sistema de imagem. Estas são: Célula
ou estrutura, grupo moto propulsor (GMP), controle (Aviônicos) e Sistema de
captação e transmissão de imagem (SCTI), Tal seleção é realizada em ordem de modo
a atender aos requisitos estabelecidos na tabela 1.
4.3.1 Configuração da Célula da Aeronave
De acordo com as configurações propostas em 3.5 associadas aos objetivos do
projeto, tem-se na tabela 4 , a justificativa de escolha adotada.
36
TABELA 4 – ESCOLHA DA CONFIGURAÇÃO
Necessidades
Baixo Peso
Estabilidade
Confiabilidade de controles
Baixa Velocidade
Elevada sustentação
Facilidade construtiva
Confiabilidade histórica
Clássica
X
X
X
X
X
X
Selecionada
Configurações
Asa voadora
X
Canard
X
X
FONTE: OS AUTORES
4.3.2 Configuração do Sistema de Captação e Transmissão (a)
Através das necessidades levantadas pelo cenário operacional e objetivo do
projeto, o sistema de transmissão selecionado é composto, conforme a figura 27, de:
transmissor (1), receptor (2), câmera (4), bateria (3). O transmissor (1), bateria (3) e
câmera (4) são embarcados na aeronave. O receptor (2) compõe a estação em solo.
FIGURA 27 – TRANSMISSÃO E RECEPÇÃO DE
IMAGENS
FONTE: OS AUTORES
Pela metodologia do projeto preliminar, definiu-se um sistema composto por
mini – câmera (4), conforme figura 27, colorida modelo Sharp Color CCD de
resolução (H)510 x (V)492 pixels, iluminação mínima de 0,7 Lux, com dimensão
37
(38x37x31), com alimentação 12Vcc e consumo médio de 100 miliampére, a um
alcance de aproximadamente 300 metros em campo aberto, de modo a garantir a
aplicação básica para o campo estabelecido de vôo. A resolução da câmera é
importante devido à qualidade de imagem, quanto maior a resolução melhor será a
qualidade. À câmera está ligado um transmissor (1), ver figura 27, com faixa de
trabalho em 2,4 GHz, 4 canais e alcance estabelecido pelo fabricante de 1000 metros
em campo aberto para uma potência de 2000 miliwatts, esta potência do transmissor
quantifica o alcance de transmissão de sinal sem interferências e limitado à eletrônica
do aparelho, por exemplo, antena. O sistema de recepção foi composto de um receptor
(2), ver figura 27, de 4 canais que possibilita a conexão a um sistema de TV ou placa
de captura de vídeo. A alimentação de todo o sistema é por uma bateria de LithiumPolymer (3), recarregável, conforme figura 27, de 11,1 Vcc e 860mAh. A figura 28
ilustra o esquema de montagem do conjunto receptor e transmissor de imagem.
Outros fatores de influencia na seleção do sistema de imagem são: custo,
disponibilidade de aquisição no mercado, dimensões geométricas reduzidas e baixo
peso.
FIGURA 28 – ESQUEMA DO SISTEMA DE TRANSMISSÃO
FONTE: OS AUTORES
O projeto da aeronave incluiu os detalhes de acoplamento dos instrumentos
eletrônicos, visto principalmente a disposição da câmera de transmissão, esta foi
38
localizada na parte frontal da aeronave justamente para garantir um bom campo de
visão, sem interferências de componentes externos.
4.3.3 Configuração do Grupo moto propulsor (b)
De acordo com os critérios compatíveis com um aeromodelo de pequeno
porte, selecionou-se um motor elétrico invés de um motor à combustão. A vantagem
de se utilizar um motor elétrico é o baixo ruído que ele transfere à estrutura,
apresentando maior portabilidade, pois dispensa material de campo (combustível,
bomba, chave de ignição), favorecendo o correto funcionamento dos demais
componentes integrados a aeronave.
Como apresentado em 3.7, têm-se diversos modos de posicionamento do
GMP. Para proporcionar um campo de visão sem obstáculos para a câmera,
selecionou-se a configuração ¾ pusher.
O GMP passa a ser composto por motor elétrico, hélice, circuito integrado
para controle de velocidade (modelo comercial genérico) e bateria.
4.3.4 Configuração do Sistema de Controle (c)
FIGURA 29 – DISPOSIÇÃO DOS SISTEMAS
Configuração da aeronave:
1.
2.
3.
4.
Asa
Fuselagem
Sistema de pouso
Empenagens
FONTE: OS AUTORES
a. Sistema de Captação e
Transmissão de Imagem
b. Grupo moto propulsor
(GMP)
c. Sistema de controle
(Aviônicos)
39
O sistema de controle de um aeromodelo é composto de servo-motores e
receptor, sendo estes selecionados neste projeto como os atuadores das superfícies de
comando. Pela figura 29, observa-se a disposição dos sistemas selecionados.
A alimentação elétrica do sistema de controle se dá através da conexão do
elemento speed control com o receptor de comando. A figura 30 denomina os
acessórios que compõem o sistema propulsor e de controle para um aeromodelo
elétrico.
FIGURA 30 – ELEMENOS E INTEGRAÇÃO DE SISTEMAS
1. Motor e hélice
2. Speed control –
circuito integrado de
controle PWM para
motor cc.
3. Bateria
4. Receptor do rádio
transmissor
5. Servos motores
FONTE: OS AUTORES
As superfícies de comando selecionadas para garantir os movimentos
necessários em torno dos eixos de referência são: Ailerons para rolagem, profundor
para arfagem e leme para guinada. A configuração ¾ pusher acarreta a necessidade da
utilização de dupla estrutura de cauda para oferecer espaço a hélice.
4.4 ANÁLISE INICIAL
4.4.1 Estimativa de massas
A estimativa de massa total da aeronave (mT) é o ponto de partida para o
desenvolvimento preliminar da aeronave. Este dado influencia o dimensionamento da
40
área de asa, perfil e localização do sistema propulsor, velocidade de decolagem,
resistências e outros parâmetros.
A estimativa inicial de massas é realizada através da medição dos
componentes, materiais e acessórios selecionados para o projeto, conforme tabela 5.
TABELA 5 – ESTIMATIVA DE MASSAS
Componente
Célula
SCTI
Grupo Moto
Propulsor
Aviônicos
Asa
Estabilizador
Leme x2
Carenagem
Trem de pouso traseiro
Bequilha
Cabos e fiação
Bateria System
Câmera
Transmissor
Motor
Hélice
Speed control
Bateria Engine
Receptor
Servo Bequilha
Servo Leme
Servo Estabilizador
Total
m [kg]
0,250
0,080
0,040
0,050
0,080
0,050
0,050
0,080
0,035
0,040
0,050
0,030
0,020
0,120
0,045
0,009
0,009
0,009
1,087
FONTE: OS AUTORES
4.4.2 Análise inicial de performance
Outras estimativas se fazem necessárias para amparar as análises preliminares.
Através das equações que fundamentam a performance em 3.9, é realizada uma
iteração visando encontrar o conjunto das variáveis envolvidas nas equações para
atender a necessidade dos requisitos e objetivo do projeto conforme figura 31.
41
FIGURA 31 – ANÁLISE INICIAL DE PERFORMANCE
FONTE: OS AUTORES
4.4.3 Número de Reynolds típico da asa.
O valor típico de Reynolds para a asa, obtido pela equação apresentada em
3.6.2 faz uso dos seguintes dados, definidos em 4.5.
• vs = 6,62 [m/s]
• cma = 0,26 [m]
• ν = 0,00001612 [m²/s]
Logo, Re = 107000
4.5 ANÁLISE AERODINÂMICA
Fundamentado nas definições em 3.2, igualmente considerando uma teoria
aprofundada sobre perfis aerodinâmicos em ROSA (2006), através do software
PROFILI, é possível a seleção e otimização de um perfil quanto à necessidades de
atender um coeficiente de sustentação CL = 1,3 definido em 4.5.
Através do banco de dados de perfis do software, seleciona-se o perfil Selig
1210 devido ao seu elevado valor de Cl e o perfil Eppler 423 pela sua viabilidade
42
construtiva. Com uma ferramenta de interpolação dos contornos, define-se uma
combinação dos dois perfis mencionados resultando na variação denominada: ES
TCC, indicado na figura 32.
FIGURA 32 – PERFIL - ESTCC
FONTE: OS AUTORES
TABELA 6 – DADOS DO PERFIL ESTCC
Dados
Espessura
Ponto máximo de espessura
Cambagem
Ponto máximo de cambagem
Raio de bordo de ataque
Unidade [% de cma]
10,49
21,80
7,70
47,70
1,24
FONTE: OS AUTORES
FIGURA 33 – CURVAS (CL.α) DO PERFIL ESTCC
2,00
Cl
Cl
1,80
CL correção 1,60
1,40
CL
1,20
1,00
0,80
0,60
0,40
0,20
Alpha
0,00
-10,0
-5,0
0,0
5,0
10,0
15,0
FONTE: OS AUTORES
Observa-se através da figura 33 e dos dados ta tabela 7 que o perfil ESTCC
possui um coeficiente de sustentação máximo Cl = 1,873, o que corrigido pela relação
de aspecto é equivalente a CL = 1,302, atendendo assim ao requisito de projeto.
43
TABELA 7 – DADOS DO PERFIL ESTCC – Re = 110000
α [°]
-5,0
-4,0
-3,0
-2,0
-1,0
0,0
1,0
2,0
3,0
4,0
5,0
6,0
7,0
8,0
9,0
10,0
11,0
12,0
13,0
Cl
0,185
0,220
0,509
0,680
0,787
0,905
1,021
1,134
1,231
1,339
1,446
1,550
1,653
1,756
1,834
1,855
1,849
1,861
1,873
Cd
0,073
0,060
0,024
0,018
0,019
0,019
0,018
0,018
0,018
0,019
0,020
0,022
0,024
0,027
0,029
0,031
0,037
0,045
0,054
Cl corrogido = CL
0,129
0,153
0,354
0,472
0,547
0,629
0,710
0,788
0,856
0,931
1,005
1,078
1,149
1,221
1,275
1,290
1,286
1,294
1,302
CL Linear
0,227
0,302
0,378
0,453
0,529
0,604
0,680
0,755
0,831
0,906
0,982
1,057
1,133
1,208
1,284
1,359
1,435
1,510
1,586
Cm
0,116
0,152
0,205
0,216
0,212
0,213
0,214
0,214
0,210
0,210
0,209
0,208
0,207
0,207
0,201
0,184
0,167
0,156
0,148
FONTE: OS AUTORES
4.6 RESISTÊNCIAS
As resistências viscosas, induzida, forma e interferência, definidas em 3.7.2
apresentam a partir da tabela 8 a estimativa do arrasto total da aeronave.
TABELA 8 – TABELA DE RESISTÊNCIAS
Área de
referência Sπ
[m²]
Estabilizador
Vertical
Estabilizador
Horizontal
Fuselagem
Tail
boom
Sistema de pouso
Forma
Forma
Visc.
Forma
Visc.
Forma
Princ. Bequilha Viscoso
0,0191
0,066
0,066
0,0128
0,2000
0,0315
0,0023
0,0011
0,0530
0,0103
0,0200
0,0103
0,2000
0,0022
0,0600
0,5000
0,5000
0,0022
0,0005
(Sπ.Cdπ)/SW
FONTE: OS AUTORES
0,0036
0,0019
0,0070
0,0012
0,0052
0,0031
0,0015
0,0003
Cdπ
44
4.6.1 Curva polar do avião
A somatória dos valores obtidos pelo cálculo da resistência da aeronave (Cdπ),
os valores característicos do perfil aerodinâmico (Cd) e o arrasto induzido da asa (CDiw)
em função de CL, resulta na curva polar de resistência da aeronave. A figura 34
apresenta em partes, o efeito somatório das resistências.
FIGURA 34 – CURVA POLAR DO AVIÃO
1,40
CL
1,20
1,00
Cdiw
0,80
CD
0,60
CD + f
0,40
Curva polar do Avião
0,20
CD
0,00
0,000
0,050
0,100
0,150
0,200
0,250
0,300
FONTE: OS AUTORES
O ponto indicado na figura 34, curva (CD+f), corresponde a situação de menor
arrasto da aeronave durante procedimento de decolagem, ou seja, o ponto que consome
menor quantidade de energia. O valor de CD = 0,1331; CL = 0,416; correspondem ao
ângulo α = -2,5 graus. Deste modo, o perfil configurado neste ângulo em relação a um
eixo de referência paralelo ao solo, apresenta o melhor desempenho de decolagem.
4.7 ANÁLISE DE PERFORMANCE
Duas etapas são definidas para a análise de performance da aeronave. A
primeira é a definição da curva de potência consumida, obtida através dos dados da
45
curva polar, e por fim, a seleção do conjunto motor - hélice que atenda a solicitação de
potência nas etapas de vôo da aeronave.
4.7.1 Curvas de potência
Dos valores apresentados na tabela 7, pela equação (12) da velocidade de estol
definida no capítulo 3.9, calculam-se os valores de vs em função de CL. Através de
vs(CL) a potência consumida pela aeronave é obtida pela união das equações
fundamentadas, transformando CD em força de atrito multiplicado por vs, resultando na
equação (35).
Pcons =
1
⋅ ρ .C D ⋅ S w ⋅ v 3
2
(35)
Analisando três etapas da missão conforme figura 35:
FIGURA 35 – ETAPAS DA MISSÃO
Corrida
v = 0,00 a 6,67 [m/s]
CL = 0,472 (α = -2,5)
D + f = 3,24 [N]
Pcons = 21,72 [W]
Decolagem
v = vs = 6,67 [m/s]
CL = 1,221 (α = 8,0)
D = 3,86 [N]
Pcons = 25,76 [W]
Cruzeiro
v = 1,2.vs = 8,00 [m/s]
CL = 0,856 (α = 3,0)
D = 3,36 [N]
Pcons = 26, 73 [W]
FONTE: OS AUTORES
Ao mesmo tempo é analisado o empuxo bruto requerido pela soma do empuxo
líquido e arrasto gerado na situação de solicitação máxima, ou seja, momento de
decolagem. Deste modo: EB = EL + D, resultando em aproximadamente 9,0 [N].
46
A figura 36 mostra a curva de potência do motor HP-Z2113-20 relacionando
as curvas de potência disponível e consumida. Os dados foram obtidos através do
fabricante do componente e de dados do projeto, para a potência consumida pelo
sistema propulsor.
FIGURA 36 – CURVA DE POTÊNCIA DO MOTOR HP-Z2113-20
200
175
150
P [W]
125
100
75
P disp.[W]
50
P consumida [W]
25
0
5,00
v [m/s]
7,00
9,00
11,00
13,00
15,00
FONTE: ADAPTADO DE MOTOCALC (2007)
Na figura 37 tem-se o motor elétrico HP-Z2113-20, speed control e hélice
selecionado para compor o sistema moto propulsor.
FIGURA 37 – SISTEMA PROPULSOR
FONTE: OS AUTORES
47
4.8 EQUILÍBRIO E ESTABILIDADE
Está relacionado ao ângulo de ataque da aeronave e o momento causado em
torno do eixo da mesma. Pela figura 38 nota-se que quando há variação do ângulo de
ataque, a aeronave terá condição de gerar um momento contrário permanecendo em
estado de equilíbrio.
FIGURA 38 – CURVA DE ESTABILIDADE LONGITUDINAL
0,50
CM
0,40
CMa
0,30
CMa
0,20
CM(a)
Linear
0,10
Alfa
0,00
-10,0
-5,0
0,0
-0,10
5,0
10,0
15,0
-0,20
-0,30
FONTE: OS AUTORES
4.8.1 Estabilidade longitudinal
Observa-se quando é aumentado o ângulo de ataque há como resposta uma
condição de momento negativo, em outra situação quando há um momento negativo
faz com que o ângulo de ataque diminua e consequentemente em um aumento do
momento em relação ao eixo.
48
4.9 ANÁLISE ESTRUTURAL
Pela figura 39, observa-se que o ponto de maior solicitação para a asa é sua
raiz. Logo, substituindo os termos correspondentes a resultante da força normal (N)
aplicada no centróide da distribuição elíptica, tem-se:
σ=
( N ⋅ y 13 ) ⋅ c
Ixx
(36)
FIGURA 39 – ESFORÇO SOBRE A ASA
Item
1 2 3 -
FONTE: OS AUTORES
Material
Tubo metálico
Tubo em fibra de carbono
Perfil em madeira balsa
49
5 RESULTADOS
5.1 TRANSMISSÃO
5.1.1 Distância
Os resultados obtidos com a perda de inserção de vídeo foram significativos a
partir do raio de 50m de captura em movimento. A estabilidade de sinal de vídeo
assegura uma boa transferência de cor no mesmo raio. A antena utilizada de
polarização vertical foi substituída no transmissor por outro similar, porem de 200 mm
e o resultado permaneceram o mesmo.
Desta forma, o objetivo de utilizar o equipamento para transmitir imagens em
movimento foi parcialmente atingido, conforme figura 40.
FIGURA 40 – MEDIÇÃO DA INTERFERÊNCIA
Distância até a base (metros)
1
25200
2
24
3
175
150
125
100
75
50
25
0
23
22
21
20
4
imagem 1 - sem inteferência
5
imagem 2 - sem interferência
6
7
19
8
18
9
17
imagem 3 - sem interferência
imagem 4 - com interferência
imagem 5 - com interferência
10
16
11
15
14
13
12
FONTE: OS AUTORES
Comparando várias distâncias até a base receptora de imagem é possível julgar
qualitativamente as imagens recebidas. É possível observar pela figura 40 as distâncias
de início de interferência e através da figura 41 tem-se as respectivas imagens
coletadas para o respectivo ponto.
50
FIGURA 41 – ANÁLISE DE IMAGEM - INTERFERÊNCIA
(imagem 1, imagem 2 e imagem 3)
a) Imagem normal
(imagem 5)
c) Perda da localização
(imagem 4)
b) Início da interferência
(imagem 5)
c) Interferência total
FONTE: OS AUTORES
5.1.2 Autonomia da bateria
A bateria do transmissor apresentou uma autonomia acima de 50 minutos de
uso, suficientes para realizar todos os testes de transmissão de imagem, este tempo foi
cronometrado desde o início do teste. A bateria apresenta autonomia superior ao tempo
estipulado para a missão conforme figura 26.
5.1.3 Interferência
Houve interferência a partir de um raio de 100 metros com obstáculos e em
movimento e vento próximo a 10 Km/h. A interferência está relacionada à construção
do conjunto transmissor e receptor, principalmente das características da antena. A
51
influência da interferência sobre a imagem é percebida nos testes realizados em solo,
no cenário operacional conforme figura 25. É possível perceber os efeitos das
interferências eletromagnéticas sobre o sistema visualizando a imagem em uma TV.
Imagem duplicada devido à resolução de quadros, representada na figura 42.
Possível problema causado pela gravação em computador, não pela transmissão.
FIGURA 42 – IMAGEM DUPLICADA
FONTE: OS AUTORES
5.1.4 Melhorias – alterações
Os conectores originais da câmera foram substituídos por ligação direta na
placa do transmissor. Com a diminuição do comprimento dos fios, obteve-se um ganho
significativo quanto à qualidade das ligações entres os aparelhos.
5.2 AERONAVE
5.2.1 Sistema de imagem embarcado
O conjunto de sistema de imagem foi disposto na aeronave conforme
destacado pela figura 43. Estes detalhes da montagem contribuíram para o
desempenho do sistema de transmissão de imagem. A disposição da câmera à frente da
aeronave juntamente com o transmissor permitiu um campo amplo de visão.
52
FIGURA 43 – AERONAVE E SISTEMA DE IMAGEM
FONTE: OS AUTORES
A fim de validar o sistema de transmissão realizaram-se vários testes com o
objetivo de encontrar formas de melhorias, como por exemplo, disposição de cabos,
conectores e dispositivos. O contato inicial com o sistema de transmissão visou
também o pré-ajuste de imagem, como por exemplo, brilho, contraste e foco da
câmera.
FIGURA 44 – AQUISIÇÃO EM TELEVISÃO E COMPUTADOR
FONTE: OS AUTORES
5.2.2 Aeronave como produto final
Neste item de resultados é destacada principalmente a construção da aeronave.
As cargas previstas estão de acordo conforme adotada na tabela 5 do item 4.4 análise
inicial, isto permitiu um bom desempenho aerodinâmico nas diferentes condições de
vôo. A figura 45 ilustra a aeronave como produto final.
53
FIGURA 45 – AERONAVE
FONTE: OS AUTORES
Durante a construção da mesma foi dedicada atenção especial às solicitações
predominantes em: asa, fuselagem, empenagem, trem de pouso, suportes e fixações
diversas. Isto se deve a questão de segurança e desempenho da mesma.
FIGURA 46 – DETALHES DA ERONAVE
FONTE: OS AUTORES
54
FIGURA 47 – AERONAVE E SISTEMA DE TRANSMISSÃO DE IMAGEM
FONTE: OS AUTORES
Na figura 47 está destacada a aeronave, com sistema de aquisição de imagem
transmitindo diretamente para o computador, sendo que o computador pode ser
substituído por uma TV. O conjunto é resultado final do projeto, como pode ser
comparado com a figura 1 que foi a proposta do trabalho. Na figura 48 é mostrada a
imagem do sistema de transmissão e a imagem externa da aeronave.
FIGURA 48 – TESTE DO SISTEMA NA PISTA DE ATLETISMO DO UNICENP
FONTE: OS AUTORES
55
6 CONCLUSÃO
No nível mais simples, a aeronave é controlada remotamente através de uma
conexão de rádio, o qual evidencia objetivo deste projeto, cuja proposta era a
elaboração de um projeto de uma aeronave em escala, não tripulada, equipada com
câmera para aquisição de imagem em vôo, sistema de transmissão para uma base de
monitoramento em solo, sendo esta assistida por um operador humano responsável
pelo controle da aeronave.
Para um nível posterior de complexibilidade permite uma aeronave ter algum
grau de autonomia, como por exemplo, vôo autônomo. Para este projeto como foi
realizado, tem-se como recomendação o uso desse grau complexibilidade para
implementação de recursos de navegação autônomo.
A aeronave, no projeto estrutural, aerodinâmico e construção apresentaram
suficiência para decolar, voar e aterrisar carregando o sistema de aquisição de imagem,
também apresentou estabilidade superior ao desejado para a aquisição de imagem sem
interferências sobre o sistema. O desempenho do conjunto de transmissão de imagem
foi insuficiente para alcance proposto inicialmente em função das limitações dos
aparelhos transmissores e receptores de imagem.
Pela metodologia de projeto desenvolvida em todas suas etapas, obteve-se
uma aeronave de configuração estável, como características aerodinâmicas definidas,
com boa disposição de componentes aviônicos e um sistema de imagem condizente
aos requisitos iniciais.
Satisfatoriamente, pode-se citar: projeto e construção de uma aeronave em
todas suas fases de desenvolvimento, construção real de uma aeronave para
fundamentação do projeto, implementação e uso de um sistema de aquisição de
imagem. A escolha do modelo de aeronave de configuração mais comum que menos
impactasse para o sistema de imagem, em fim, uma estrutura para vôo estável.
Desfavoravelmente, pode-se citar o conjunto de sistema de imagem adquirido
por não satisfez os requisitos do projeto.
56
Nas condições apresentadas neste projeto, o uso do sistema de imagem para
controle de vôo, limita-se no raio de alcance, sendo necessário um equipamento com
melhor performance. Para êxito neste quesito, faz-se necessário um estudo dedicado
(com um número maior de fabricantes) apenas a aquisição de imagem em movimento
com tempo real que possibilite aumentar a distância de navegação pelo uso da imagem
adquirida.
Em outros aspectos, o projeto do VANT apresentado, está em condições para
receber dispositivos eletrônicos: sensores e equipamentos para monitorar o
comportamento completo da aeronave.
57
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ANEXOS