apresentação_2012

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Equipe UFForce Aerodesign - #40 
Nov/2012 
Professor orientador: Diomar Cesar Lobão 
Capitã: Larissa Maciel da Fonseca 
Integrantes: 
 Ana Carolina Kruschewsky Camargo 
Alisson Henri de Souza 
Ewaldo Meirelles de Oliveira Neto 
Hugo Portugal Vasconcelos 
Joao Ercio Miranda Júnior 
Leonardo Silva de Carvalho Oliveira 
Leonardo Souza Lima 
 Maria Dulce de Andrade Araújo 
 Patrick Ferreira da Silva 
 Rafael do Carmo Aroucha 
 Ronan Nascimento Nóbrega 
 Tamires Célia Corrêa Carraro 
 Thiago Gomes Leal Ganhadeiro 
 Victor Wallace Florindo do Prado 
XIV Competição SAE Brasil Aerodesign 
•Objetivos de projeto 
•Metodologia 
•Escolha das configurações 
iniciais da aeronave 
•Análise aerodinâmica 
•Análise de desempenho 
•Análise Estrutural 
•Projeto elétrico 
•Grupo moto-propulsor 
•Inovações estruturais 
•Conclusão 
 
Cronograma da apresentação 
•Construir uma aeronave capaz de levantar voo com uma 
carga pré estabelecida. 
 
•Apresentar um relatório de projeto consistente. 
 
•Cumprir todas as provas da competição, de forma 
proveitosa. 
 
 
Objetivos do projeto 
•Baixo peso vazio 
•Estável e de fácil pilotagem 
•Aeronave competitiva 
•Completar a missão de voo 
Metodologia 
•Projeto conceitual 
 Projeto conceitual: 
 Análise de requisitos fornecidos pelo 
SAE 
 Carga em MDF 
 Restrições geométricas 
 Definição de características básicas 
 Projeto preliminar: 
 Cálculos e desenhos iniciais 
 Carga paga 
 Método iterativo convergente  Peso 
total e decolagem 
 Construção e teste do protótipo 
(escala 1:2) 
 Trem de pouso: 
 6 camadas de fibra de vidro (18 g) 
 Compressão uniforme 
 Estrutura: treliçada em palitos de madeira 
 Empenagem: treliçada em palitos de madeira 
 Perfil de CL0 
 Asa: balsa e longarinas de madeira 
 Baioneta: fibra de carbono 
 Peso total: 1,3 Kg 
 
 Teste de voo bem 
sucedido 
•Monoplano de asa alta retangular 
•Estrutura treliçada 
•Empenagem em H 
•Trem de pouso de modelo triciclo 
 
 
Escolha das configurações iniciais da 
aeronave 
Modo de retirada da 
carga paga: 
basculamento da cauda 
 
•Perfil UFFORCE-2012 
•c=0,36 m, b=2,8 m e AR=10,3 
•Cálculo de arrasto 
•Arrasto percentual 
•Cálculo de estabilidade 
•Estática 
•Dinâmica (Tornado) 
 
Análise aerodinâmica 
 Melhor relação CLxCD 
 CL alto para CD relativamente baixo 
 Perfil formado a partir de NACA e Selig, 
com variações 
 
 
0 
20 
40 
60 
80 
100 
120 
140 
160 
-15 -10 -5 0 5 10 15 
CL/CD x α 
Gráficos de CLxα (acima), Cmxα 
(abaixo) e CL/CDxα (à esquerda), 
construídos por dados fornecidos 
pelo JavaFoil. 
 Arrasto parasita 
 Asa 
 
 H-tail 
 Arrasto induzido 
 Asa 
 
 H-tail 
 
 Trem de pouso: +20% 
 
Percentual comparativo de 
contribuição no arrasto da aeronave 
cdiw 
cdow 
cdoh 
trem de pouso 
0342,01
0
0 


e
n
i
perfil
Di
WD
S
CS
C
098338,0
2

eAR
C
C LWDiW

0
2

eAR
C
C LhDih

004265,00 
e
eDp
hD
S
SC
C
 Estabilidade estática 
 Se deslocada de sua posição de equilíbrio possui tendência 
de retornar para a condição equilibrada. 
 e 
 
 Somando cada contribuição (asa, empenagem e 
fuselagem) 
 
 CMCG=0,007 - 1,5.α 
 
0



MCGC 00MC
 Estabilidade direcional estática 
 Cηβ >0 
 Asa e fuselagem 
 
 Superfície vertical 
 Cηβ= 0,004 
Sb
lS
KKWfn
ff
RLn
C

)1(


 
d
d
CVC VLVVTVn 
• Estabilidade dinâmica 
• Movimento de retorno 
para a condição 
equilibrada apresenta 
amortecimento positivo 
• Tornado 
O gráfico traz a curva da 
polar de arrasto induzido 
(variação do coeficiente 
de arrasto em relação ao 
coeficiente de 
sustentação. 
A primeira curva mostra a 
polar 3D. A segunda, a 
variação do coeficiente 
de sustentação em 
função do ângulo. A 
terceira, a variação do 
coeficiente de 
sustentação em relação 
ao momento. 
•Análise de decolagem e peso total 
•Análise de subida 
•Análise de descida 
•Envelope operacional 
Análise de desempenho 
 
A aeronave requer menos de 25 m de 
pista para decolar 
 
 O gráfico à direita traz a taxa de subida da 
aeronave em função da velocidade. Os gráficos 
abaixo, a relação de potência com velocidade 
(A) e de tração com velocidade (B). 
A velocidade máxima, portanto, é de 28,9 m/s. 
A B 
 O comprimento da pista de pouso foi calculado por 
simulação, considerando a variação de carga da 
aeronave, para diferentes altitudes. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 A aeronave, portanto, necessita de menos de 100 m para 
o pouso. 
 
 Representa a capacidade da aeronave se manter em 
voo reto e nivelado 
 Faixas de velocidade de operação da aeronave 
 
 
max
max
* 2 n
SC
W
V
L

max
2
L
estol
SC
W
V


•Diagrama V-n de manobra 
•Cargas da asa 
•Lf(x), V(x), M(x), Dx(x) 
•Trem de pouso e bequilha 
•Fuselagem 
Análise estrutural 
 Diagrama V-n 
 Limitações estruturais da aeronave-> v e fator de carga n 
 Vestol=10,08 m/s e V*=17,09 m/s 
 Vd=36,125 m/s e Vcru=26,01 m/s 
 
 
 
 Asa 
 Distribuição elíptica 
 Asa engastada no meio 
 Principais pontos analisados 
 Centro da asa 
 Final da baioneta 
Considerando que a distribuição elíptica se torna difícil de integrar nos cálculos dos 
esforços cortante V(x) e do momento fletor M(x), utilizou-se a hipótese de 
distribuição triangular para o cálculo destes esforços 
 Momentos de inércia 
 Longarinas 
 Baioneta 
 Tensão máxima aplicada na 
baioneta 
 
 
 
 A asa suporta a carga 
aplicada 
 
 
 Trem de pouso e bequilha 
 Trem de pouso produzido pela equipe 
 13 camadas em fibra carbono 
 Bomba de vácuo 
 Se mostrou altamente resistente e leve 
 Fuselagem 
 
Forças aplicadas e pontos de 
apoio 
Momento torçor 
 De acordo com a figura abaixo, a força máxima atribuída 
ao sistema é de 40,849 N e o elemento que sofre esta 
força tem área igual a 1,26.10-5m2. 
 σA=3,3MPa e σadm=750MPa. 
 Como σA< σm, o elemento suportará a carga aplicada. 
 
•Diagrama elétrico 
•Ensaio do diagrama 
•Seleção dos servos 
Projeto elétrico 
 Diagrama elétrico 
 
 
 
 
 Ensaio do diagrama 
 
 Foram analisados os servos separadamente e 
em conjunto. 
 
 A análise isolada permitiu a escolha dos 
servos para cada setor. A análise conjunta, 
permitiu analisar seu funcionamento. 
 
 
 
 Seleção dos servos 
 A seleção levou em conta a exigência de cada setor da 
aeronave. 
 Foi medida a força máxima, o peso e o torque, 
comparando este último com o fornecido pelo fabricante, 
àquela voltagem. 
 Foi medida, também, a energia utilizada. 
 
 
 
•Empenagem 
•Sanduíche de Depron e madeira balsa 
 
•Estrutura para suporte e movimentação da asa 
•Fibra carbono 
•Movimentação em torno do CG 
•Basculamento e travas da cauda 
Inovações estruturais 
 Empenagem 
 Sanduíche em Depron e balsa dura 
 Estrutura leve e de fácil construção 
 Estrutura resistente a compressão e torção 
 
 Movimentação da asa 
 Em torno do centro do compartimento de carga 
 ±50 mm 
 Base em fibra carbono 
 Perfis: compensado naval 
 Localização exata do CG da aeronave, com maior facilidade 
 Fixação da asa à estrutura 
 
 Basculamento da cauda e travas 
 Estrutura treliçadaComo retirar a carga? 
 Bascula em um elemento de fibra de vidro 
 Travas duplas: abertura e fechamento 
 Evitar vibrações 
 Suportar os esforços em voo 
•Sistema tractor 
•Escolha da hélice 
 
Grupo moto-propulsor 
 Sistema tipo tractor 
 Melhor escoamento 
 Refrigeração do motor 
 CG 
 Escolha da hélice 
 Testes, em bancada, de diversas hélices 
 Melhor escolha: 13”x6” 
Conclusão