AlyssonNascimentoDeLucena-DISSERT

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UNIVERSIDADE FEDERAL DO RIO GRANDE DO NORTE 
PROGRAMA DE PÓS-GRADUAÇÃO EM 
ENGENHARIA MECÂNICA 
 
 
 
ALYSSON NASCIMENTO DE LUCENA 
 
 
 
DESENVOLVIMENTO DE UM VEÍCULO AÉREO NÃO TRIPULADO 
COM SUSTENTAÇÃO E PROPULSÃO HÍBRIDA 
 
 
 
Janeiro de 2018 
Natal - RN 
Alysson Nascimento de Lucena 
 
 
 
 
 
DESENVOLVIMENTO DE UM VEÍCULO AÉREO NÃO TRIPULADO 
COM SUSTENTAÇÃO E PROPULSÃO HÍBRIDA 
 
 
 
 
 
 
Dissertação de Mestrado apresentada ao Programa de Pós-Graduação em 
Engenharia Mecânica da UFRN como parte dos requisitos para obtenção de 
título de Mestre em Engenharia Mecânica. 
 
Orientador: Prof. Dr. Raimundo Carlos Silvério Freire Júnior. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Universidade Federal do Rio Grande do Norte - UFRN 
Sistema de Bibliotecas - SISBI 
Catalogação de Publicação na Fonte. UFRN - Biblioteca Central Zila Mamede 
Lucena, Alysson Nascimento de. 
 Desenvolvimento de um veículo aéreo não tripulado com 
sustentação e propulsão híbrida / Alysson Nascimento de Lucena. - 
2018. 
 141 f.: il. 
 
 Dissertação (mestrado) - Universidade Federal do Rio Grande do 
Norte, Centro de Tecnologia, Programa de Pós-Graduação em 
Engenharia Mecânica, Natal, RN, 2018. 
 Orientador: Prof. Dr. Raimundo Carlos Silvério Freire Júnior. 
 
 
 1. VANT - Dissertação. 2. Propulsão híbrida - Dissertação. 3. 
Asa voadora - Dissertação. 4. Multirotor - Dissertação. 5. Drone 
- Dissertação. I. Freire Júnior, Raimundo Carlos Silvério. II. 
Título. 
 
RN/UF/BCZM CDU 621.3 
 
 
 
 
 
Alysson Nascimento de Lucena 
 
DESENVOLVIMENTO DE UM VEÍCULO AÉREO NÃO TRIPULADO 
COM SUSTENTAÇÃO E PROPULSÃO HÍBRIDA 
 
Esta dissertação foi julgada adequada para a obtenção do título de 
 MESTRE EM ENGENHARIA MECÃNICA 
sendo aprovada em sua forma final. 
 
Banca Examinadora 
 
__________________________________________ 
Prof. Dr. Raimundo Carlos Silvério Freire Junior 
 
__________________________________________ 
Prof. Dr. Wallace Moreira Bessa 
 
__________________________________________ 
Prof.a Dra. Karilany Dantas Coutinho 
 
__________________________________________ 
Prof. Dr. Wanderley Ferreira de Amorim Júnior 
DEDICATÓRIA 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Dedico este trabalho para as duas pessoas 
a quem dedico também a minha vida, 
minha esposa e meu filho. 
 
AGRADECIMENTOS 
Primeiramente agradecer a Deus por toda essa caminhada da vida, tenho certeza 
que ele sempre está ao meu lado, as dificuldades enfrentadas não deixam dúvidas. 
A minha esposa Myrtz de Lucena e Silva e a meu filho Gabriel Silva de Lucena, 
por todo apoio e compreensão, muitas foram as dificuldades durante o desenvolvimento 
desse trabalho e sem eles os voos ainda estariam somente nos meus pensamentos. 
A minha mãe Maria de Lourdes Nascimento de Lucena e meu pai Eliú Pereira de 
Lucena, deles vem toda a minha formação educacional e pessoal, agradeço a Deus pelos 
ótimos pais que tenho. 
Aos meus sogros, João Batista da Silva e Edinelza Pereira de Lucena e Silva que 
sempre torceram por mim. 
A meus irmãos que sempre me apoiaram durante toda a vida. 
A meus tios, tias e primos, sempre presentes! Em especial a meu tio Francisco Luiz 
de Almeida, ele, engenheiro da vida, me ensinou muito. 
Ao meu orientador, professor Dr. Raimundo Carlos Silvério Freire Júnior, seus 
ensinamentos e participação durante o projeto foram essenciais, não poderia ser outra 
pessoa! 
A todos os amigos, em especial ao amigo Talisson Araújo Figueiredo, existem 
amigos que aparecem na hora certa com a palavra certa, isso faz toda a diferença! 
Aos docentes e servidores da escola de Ciências e Tecnologia (C&T), do 
Departamento de Engenharia Mecânica (DEM) e do programa de Pós-Graduação em 
Engenharia Mecânica da UFRN (PPGEM) por todos os ensinamentos e orientações. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
“As invenções são, sobretudo, 
o resultado de um trabalho teimoso.” 
Alberto Santos Dumont 
 
RESUMO 
Este trabalho busca apresentar o desenvolvimento de um Veículo Aéreo não 
Tripulado (VANT) duplamente híbrido, capaz de conciliar as vantagens de dois tipos de 
aeronaves (asa fixa e multirotor), utilizando motores a combustão e elétricos para a 
propulsão e para a sustentação em voo a asa e o multirotor, capaz de decolar e pousar 
verticalmente, executar voos lentos ou parados, também executar voo horizontal com 
sustentação pela asa e propulsão por motor a combustão que garante maior autonomia. 
Para a realização desse estudo foram desenvolvidas três aeronaves, inicialmente uma asa 
voadora e um multirotor tricóptero com objetivo de analisar separadamente cada tipo de 
aeronave, após os testes e análises foi desenvolvido um VANT duplamente híbrido, uma 
asa voadora e um hexacóptero, propulsão por motores elétricos e à combustão. A partir 
dos testes e cálculos teóricos da aeronave híbrida observou-se a viabilidade de um novo 
tipo de aeronave, com características próprias, capaz de conciliar as vantagens de dois 
tipos de aeronaves. 
Palavras-chave: VANT, híbrido, asa voadora, multirotor, drone. 
 
ABSTRACT 
 
This work aims to present the development of a double hybrid unmanned aerial 
vehicle (UAV), capable of reconciling the advantages of two types of aircraft (fixed wing 
and multirotor), using combustion and electric motors for propulsion and in flight support 
the wing and the multirotor, able to take off and land vertically, to perform slow or 
stopped flights, also to execute horizontal flight with support by the wing and propulsion 
by combustion engine that guarantees greater autonomy. In order to carry out this study, 
three aircraft were developed, initially a flying wing and a tricopter multirotor with the 
objective of analyzing separately each type of aircraft, after the tests and analyzes a 
double hybrid VANT was developed, a flying wing and a hexacopter, motor propulsion 
electrical and combustion. From the theoretical tests and calculations of the hybrid 
aircraft, the viability of a new type of aircraft, with its own characteristics, was able to 
reconcile the advantages of two types of aircraft. 
Keywords: UAV, hybrid, flying wing, multirotor, drone. 
 
LISTA DE ABREVIATURAS E SIGLAS 
b - Envergadura da asa 
ct - Corda na ponta da asa 
cr - Corda na raiz da asa 
S - Área da asa 
𝑅𝑒 - Número de Reynolds 
l - Litro 
v - Velocidade do escoamento 
ρ - Densidade do ar 
𝑐̅ - Corda média aerodinâmica do perfil 
𝜇 - Viscosidade dinâmica do ar 
c - Corda do perfil 
𝛼 - Ângulo de ataque 
𝑐𝑙 - Coeficiente de sustentação do perfil aerodinâmico 
𝑐𝑙 𝑚á𝑥 - Limite do coeficiente de sustentação do perfil aerodinâmico 
𝛼𝑐𝑙=0 - Coeficiente de sustentação nulo do perfil aerodinâmico 
𝑐𝑑 - Coeficiente de arrasto do perfil aerodinâmico 
𝑐𝑚 - Coeficiente de momento do perfil aerodinâmico 
𝑎0 - Coeficiente angular para sustentação do perfil aerodinâmico 
𝑙 - Força de sustentação 
𝑑 - Força de arrasto 
𝑚𝑐/4 - Momento localizado a 1/4 da corda do perfil aerodinâmico 
𝐴𝑅 - Relação de alongamento 
𝜆 - Relação de afilamento 
𝑒 - Fator de eficiência da envergadura 
𝛿 - Fator de arrasto induzido 
𝐶𝐿 - Coeficiente de sustentação da asa 
𝐶𝐷 - Coeficiente de arrasto da asa 
𝐶𝑀 - Coeficiente de momento da asa 
𝐿 - Força de sustentação 
𝐷 - Força de arrasto 
𝑀 - Momento ao redor do centro aerodinâmico 
𝑤 - Downwash 
𝑉∞ - Velocidade de vento relativo 
𝛼𝑖 - Ângulo de ataque induzido 
𝛼𝑒𝑓 - Ângulo de ataque efetivo 
𝑢 - Componente de velocidade 
𝛼𝐿=0 - Ângulo de ataque para sustentação nula 
𝑎 - Coeficiente angular da curva da asa 
𝐶𝐿 𝑚á𝑥 - Limite do coeficiente de sustentação da asa 
𝐶𝐷𝑖 - Arrasto induzido estimado 
𝑒0 - Eficiência de Oswald 
𝐶𝐷𝑂 - Arrasto parasito estimado 
𝑆𝑚𝑜𝑙ℎ𝑎𝑑𝑎 - Área molhada 
𝐶𝐹- Coeficiente de atrito 
𝐾 - Termo de proporcionalidade 
𝑣𝑒𝑠𝑡𝑜𝑙 - Velocidade de estol 
𝑊 - Peso da aeronave 
V - Volts 
RPM - Rotações por minuto 
KV - Relação entre RPM e V 
ESC - Controle eletrônico de velocidade 
NiCd - Níquel cádmio 
NiMH - Níquel metal hidreto 
LiPo - Líthio-polímero 
C - Taxa de descarga 
ABS - Acrilonitrila butadieno estireno 
PCV - Policloreto de vinila 
Φ - Efeito solo 
ℎ - Altura da asa em relação ao solo 
𝑇𝐷 - Tração disponível 
𝑇𝑅 - Tração requerida 
𝑃𝐷 - Potência disponível 
𝑃𝑅 - Potência requerida 
kgf - Quilograma-força 
m/s - Metros por segundo 
W - Watts 
𝑆𝐿𝑂 - Comprimento de pista para decolagem 
𝑉𝑅 𝑚𝑖𝑛 - Velocidade que proporciona o raio de curvatura mínimo 
𝑛𝑅 𝑚𝑖𝑛 - Fator de carga que proporciona o raio de curvatura mínimo 
𝑅 𝑚𝑖𝑛 - Raio de curvatura mínimo 
𝑔 - Força da gravidade 
𝑛𝑝𝑜𝑠𝑖𝑡𝑖𝑣𝑜 - Fator de carga limite positivo 
𝑛𝑛𝑒𝑔𝑎𝑡𝑖𝑣𝑜 - Fator de carga limite negativo 
𝑛𝑢𝑙𝑡 - Fator de carga último 
𝑛𝑚𝑎𝑥 - Fator de carga máximo permissível 
𝑣∗ - Velocidade de manobra 
𝑣𝑐𝑟𝑢 - Velocidade de cruzeiro 
𝑣𝑑 - Velocidade de mergulho 
𝑈𝑔 𝑐𝑟𝑢𝑧𝑒𝑖𝑟𝑜 - Velocidade de rajada de cruzeiro 
𝑈𝑔 𝑚𝑒𝑟𝑔𝑢𝑙ℎ𝑜 - Velocidade de rajada de mergulho 
𝐾𝑔 - Fator de alívio de rajada 
𝜇𝑔 - Relação de massa 
m - Metro 
mm - Milímetro 
GPS - Sistema de posicionamento global 
GHz - Giga-Hertz. 
 
 
LISTA DE FIGURAS 
Figura 1 - Voo do inventor do avião Santos Dumont com o 14-Bis. .................... 27 
Figura 2 - Kettering Bug, Vant onde a fuselagem atua como uma bomba. .......... 28 
Figura 3 – Firebee, o primeiro Vant moderno....................................................... 29 
Figura 4 – Predator, VANT de reconhecimento e ataque. .................................... 29 
Figura 5 - VANT brasileiro Acauã. ...................................................................... 30 
Figura 6 - Asa voadora Northrop N-1M. .............................................................. 31 
Figura 7 - Horten HO 229 sobrevoando a cidade de Gottingen na Alemanha. .... 31 
Figura 8 - Bombardeiro B2 Spirit. ........................................................................ 32 
Figura 9 - SAGITTA, VANT tipo asa voadora desenvolvido pela Airbus Defense 
and Space. ............................................................................................................. 32 
Figura 10 - Giroplano Bréguet-Richet. ................................................................. 33 
Figura 11 - Northrop Grumman Fire Scout. ......................................................... 34 
Figura 12 – Multirotor Phantom 4 Advanced. ...................................................... 35 
Figura 13 - Protótipo da aeronave híbrida "Sky Tote" para decolagem e pouso 
vertical. .................................................................................................................. 35 
Figura 14 - Aeronave híbrida Firefly6. ................................................................. 36 
Figura 15 - GL-10 Greased Lightining da Nasa.................................................... 36 
Figura 16 - Aeronave híbrida QTW. ..................................................................... 37 
Figura 17 - VANT híbrido HQ da Latitude Engineering. ..................................... 37 
Figura 18 - Componentes principais de uma aeronave. ........................................ 38 
Figura 19 - Estrutura da asa. ................................................................................. 38 
Figura 20 - Nomenclatura da asa. ........................................................................ 39 
Figura 21 - Componentes da empenagem. ............................................................ 40 
Figura 22 - Trem de pouso triciclo e convencional............................................... 40 
Figura 23 - Grupo motopropulsor. ........................................................................ 41 
Figura 24 - Configuração tractor e pusher. ........................................................... 41 
Figura 25 - Passo teórico de uma hélice................................................................ 42 
Figura 26 - Perfil aerodinâmico. ........................................................................... 42 
Figura 27 - Força de sustentação. .......................................................................... 43 
Figura 28 - Nomenclatura de um perfil aerodinâmico. ......................................... 44 
Figura 29 - Ângulo de ataque. ............................................................................... 44 
Figura 30 - Curva genérica característica 𝑐𝑙 𝑥 𝛼 com coeficiente angular de 
inclinação 𝑎𝑐𝑙 = 0. ............................................................................................... 45 
Figura 31 - Forças aerodinâmicas e momentos no perfil. ..................................... 45 
Figura 32 - Variação do centro de pressão em relação ao ângulo de ataque. ....... 47 
Figura 33 - Comparação do arrasto induzido para duas asas de áreas iguais. ...... 48 
Figura 34 - Fator de arrasto induzido. ................................................................... 49 
Figura 35 - Localização da corda média aerodinâmica e do centro de gravidade. 50 
Figura 36 - Produção de vórtices nas extremidades da asa. .................................. 51 
Figura 37 - Coeficiente de sustentação em asas enflechadas. ............................... 52 
Figura 38 - Comparação das curvas genéricas do coeficiente de sustentação para o 
perfil e asa. ............................................................................................................ 52 
Figura 39 - Uso de uma placa na extremidade da asa para diminuir o arrasto 
induzido. ................................................................................................................ 53 
Figura 40 - Gráfico do coeficiente de atrito. ......................................................... 54 
Figura 41 - Movimentos lineares e de rotação de uma aeronave. ......................... 55 
Figura 42 - Superfícies de controle. ...................................................................... 56 
Figura 43 - Atuação dos ailerons. ......................................................................... 56 
Figura 44 - Atuação do profundor. ........................................................................ 57 
Figura 45 - Atuação do leme. ................................................................................ 57 
Figura 46 - Componentes básicos de uma asa voadora......................................... 58 
Figura 47 - Vought V173 asa voadora experimental com trem de pouso modelo 
convencional. ........................................................................................................ 59 
Figura 48 - Atuação mixada das superfícies de controle. ..................................... 59 
Figura 49 - Propagação do estol em asas enflechadas. ......................................... 60 
Figura 50 - Washout na ponta da asa. ................................................................... 60 
Figura 51 - Componentes básicos da tecnologia embarcada de um VANT tipo asa 
voadora com propulsão elétrica ou com motor à pistão. ....................................... 61 
Figura 52 - Placa controladora APM 2.8. ............................................................. 62 
Figura 53 - Receptor e transmissor de rádio. ........................................................ 62 
Figura 54 - Servomotor ......................................................................................... 63 
Figura 55 - Motores a combustão com pistão e turbina. ....................................... 63 
Figura 56 - Motor elétrico, modelo sem escovas. ................................................. 64 
Figura 57 – hélice utilizada em VANTs. ..............................................................65 
Figura 58 - Controlador Eletrônico de Velocidade (ESC). ................................... 65 
Figura 59 - Bateria LiPo. ....................................................................................... 66 
Figura 60 - Principais componentes de uma aeronave multirotor......................... 66 
Figura 61 - Classificação dos frames conforme o número de braços. .................. 67 
Figura 62 - Frames Y6 e X8. ................................................................................. 67 
Figura 63 - Sentido de rotação dos motores de um multirotor. ............................. 68 
Figura 64 - Mecanismo de compensação do motor de cauda. .............................. 68 
Figura 65 - Motor de cauda Co-axial para anular o binário de um tricóptero. ..... 69 
Figura 66 - ESC com 4 saídas. .............................................................................. 69 
Figura 67 - Placa de distribuição de energia. ........................................................ 71 
Figura 68 - Eixos de referência de um multirotor. ................................................ 71 
Figura 69 - Movimentos lineares e de rotação de uma aeronave multirotor. ........ 72 
Figura 70 - Movimentos de rolamento, arfagem, subida e decida de um multirotor.
 ............................................................................................................................... 72 
Figura 71 - Movimento de guinada para multirrotores. ........................................ 73 
Figura 72 - Ilustração conceitual da asa voadora e dimensões básicas. ................ 74 
Figura 73 - Cálculo do centro de gravidade da asa voadora. ................................ 75 
Figura 74 - Ilustração do método de corte da asa.................................................. 78 
Figura 75 - Asa reforçada com varetas de fibra de vidro. ..................................... 78 
Figura 76 - Sequência de montagem, revestimento, aletas, ailerons, servos e 
montante. ............................................................................................................... 79 
Figura 77 - Asa voadora completa. ....................................................................... 79 
Figura 78 - Medidas iniciais do tricóptero. ........................................................... 80 
Figura 79 - Peças para montagem do Frame. ........................................................ 82 
Figura 80 - Tiras de PVC para o trem de pouso. ................................................... 83 
Figura 81 - Frame montado sem eletrônica........................................................... 83 
Figura 82 - Frame com eletrônica instalada. ......................................................... 84 
Figura 83 - Teste de voo do tricóptero. ................................................................. 84 
Figura 84 - Projeto conceitual da aeronave híbrida. ............................................. 86 
Figura 85 - Curvas características do coeficiente de sustentação e do coeficiente de 
arrasto em função do ângulo de ataque para um perfil aerodinâmico. .................. 94 
Figura 86 - Curvas características da eficiência aerodinâmica e do coeficiente de 
momento em função do ângulo de ataque para um perfil aerodinâmica. .............. 94 
Figura 87 - Análise do centro de pressão do perfil ZAGI12 com variação do α de -
5° a 5° com número de Reynolds = 270000. ........................................................ 95 
Figura 88 - Análise do centro de pressão do perfil MH 45 com variação do α de -5° 
a 5° com número de Reynolds = 270000. ............................................................. 95 
Figura 89 - Análise do centro de pressão do perfil SIPKILL 1,7/10 com variação do 
α de -5° a 5° com número de Reynolds = 270000. ............................................... 96 
Figura 90 - Estrutura do multirotor na aeronave híbrida..................................... 102 
Figura 91 - Dimensões primárias da asa voadora do protótipo híbrido. ............. 107 
Figura 92 - Cálculo geométrico do centro de gravidade do protótipo da aeronave 
híbrida. ................................................................................................................ 108 
Figura 93 – Definição da área dos ailerons. ........................................................ 109 
Figura 94 - Gráfico do Polar de arrasto. .............................................................. 111 
Figura 95 - Bancada de medição do empuxo estático do motor a combustão. ... 111 
Figura 96 – Gráfico dos dados comparativos do empuxo dinâmico. .................. 112 
Figura 97 - Gráfico da tração disponível x tração requerida. .............................. 112 
Figura 98 - Gráfico comparativo da potência disponível x potência requerida. . 113 
Figura 99 - Gráfico da variação da razão de subida em função da velocidade. .. 115 
Figura 100 - Gráfico do envelope de voo............................................................ 116 
Figura 101 - Gráfico dos diagramas VN de manobra e rajada. ........................... 119 
Figura 102 – Principais partes da estrutura principal da aeronave híbrida. ........ 119 
Figura 103 - Sequência de corte da estrutura da asa. .......................................... 120 
Figura 104 – Montagem e fixação dos painéis da asa com a estrutura central de 
compensado. ........................................................................................................ 120 
Figura 105 - Painéis da asa fixados a estrutura central. ...................................... 121 
Figura 106 - Montagem da estrutura de tubos de alumínio do multirotor. ......... 121 
Figura 107 - Asa voadora com estrutura de alumínio fixada com resina epoxy. 122 
Figura 108 - Fixação dos montantes do multirotor nos braços de alumínio. ...... 122 
Figura 109 - Fixação dos motores nos montantes do multirotor. ........................ 123 
Figura 110 - Superfícies de controle. .................................................................. 123 
Figura 111 - Revestimento da asa da aeronave híbrida. ...................................... 124 
Figura 112 - Fixação do conjunto motopropulsor. .............................................. 124 
Figura 113 - ESCs e placa de distribuição de energia. ........................................ 125 
Figura 114 - Estrutura da eletrônica embarcada. ................................................ 125 
Figura 115 - Bateria, bequilha e servo de acionamento. ..................................... 126 
Figura 116 - Placas controladoras da asa voadora e do multirotor. .................... 126 
Figura 117 - Carenagem de proteção da eletrônica embarcada. ......................... 127 
Figura 118 - Aeronave híbrida concluída............................................................ 127 
Figura 119 - Sequência de voo do multirotor...................................................... 129 
Figura 120 - Sequência de voo com transição do multirotor para asa voadora. . 130 
Figura 121 - Circuito do teste de voo da aeronave híbrida. ................................ 131 
 
 
LISTA DE QUADROS 
Quadro 1 - Dados iniciais da asa voadora. ............................................................ 75 
Quadro 2 - Seleção da eletrônica embarcada na asa voadora. .............................. 76 
Quadro 3 - Componentes e configurações do multirotor tricóptero. .................... 81 
Quadro 4 – Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema de rádio 
controle da aeronave híbrida. ................................................................................ 87 
Quadro 5 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema placa 
controladora da aeronave híbrida. ......................................................................... 89 
Quadro 6 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema do programa 
de configuração da placa controladora da aeronave híbrida. ................................90 
Quadro 7 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema de trem de 
pouso da aeronave híbrida. .................................................................................... 91 
Quadro 8 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema de 
sustentação da aeronave híbrida. ........................................................................... 93 
Quadro 9 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema de estrutura 
da asa da aeronave híbrida. ................................................................................... 97 
Quadro 10 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema conjunto 
motopropulsor à combustão da aeronave híbrida.................................................. 98 
Quadro 11 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema das 
superfícies de controle da aeronave híbrida. ....................................................... 100 
Quadro 12 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema do frame 
da aeronave híbrida. ............................................................................................ 101 
Quadro 13 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema conjunto 
motopropulsor elétrico da aeronave híbrida. ....................................................... 102 
Quadro 14 - Comparativo entre as diferentes soluções para o subsistema bateria da 
aeronave híbrida. ................................................................................................. 104 
Quadro 15 - Matriz morfológica com princípios de solução para o projeto conceitual 
da aeronave híbrida. ............................................................................................ 106 
Quadro 16 - Cálculos iniciais da aeronave híbrida. ............................................ 107 
Quadro 17 - Resultados aerodinâmicos da aeronave híbrida. ............................. 109 
Quadro 18 - Velocidade de máximo alcance e de máxima autonomia da aeronave 
híbrida. ................................................................................................................ 114 
Quadro 19 - Desempenho de decolagem da aeronave híbrida. ........................... 114 
Quadro 20 - Desempenho em curva da aeronave híbrida. .................................. 115 
Quadro 21 - Dados necessários para gerar os gráficos dos fatores de carga....... 117 
 
 
SUMÁRIO 
1. INTRODUÇÃO ............................................................................................ 25 
1.1. OBJETIVO PRINCIPAL ............................................................................... 26 
2. REVISÃO TEÓRICA .................................................................................. 27 
2.1. VEÍCULOS AÉREOS NÃO TRIPULADOS DE ASA FIXA ................................. 28 
2.1.1. Aeronaves tipo asa voadora ........................................................... 30 
2.2. VEÍCULOS AÉREOS NÃO TRIPULADOS DE ASA ROTATIVA ........................ 33 
2.3. VEÍCULOS AÉREOS NÃO TRIPULADOS HÍBRIDOS ...................................... 35 
2.4. COMPONENTES PRINCIPAIS DE UMA AERONAVE DE ASA FIXA .................. 37 
2.4.1. Análise aerodinâmica do perfil ...................................................... 42 
2.4.2. Análise aerodinâmica da asa. ........................................................ 47 
2.4.3. Superfícies de controle ................................................................... 55 
2.5. COMPONENTES PRINCIPAIS DE UMA AERONAVE TIPO ASA VOADORA ....... 57 
2.5.1. Asa, trem de pouso e superfícies de controle ................................. 58 
2.5.2. Aviônica e conjunto motopropulsor ............................................... 61 
2.6. COMPONENTES PRINCIPAIS DE UMA AERONAVE DE ASA ROTATIVA 
MULTIROTOR. .............................................................................................................. 66 
2.6.1. Elementos de controle .................................................................... 71 
3. PROJETOS PRELIMINARES ................................................................... 74 
3.1. ASA VOADORA ......................................................................................... 74 
3.2. MULTIROTOR ........................................................................................... 80 
4. PROJETO FINAL ........................................................................................ 85 
4.1. PROJETO CONCEITUAL ............................................................................. 85 
4.2. DIVISÃO DOS SUBSISTEMAS ..................................................................... 86 
4.2.1. Subsistemas comuns as duas aeronaves ......................................... 86 
4.2.1.1. Subsistema rádio controle ............................................................ 86 
4.2.1.2. Subsistema placa controladora ..................................................... 89 
4.2.1.3. Subsistema programa de configuração da placa controladora ..... 90 
4.2.1.4. Subsistema trem de pouso ............................................................ 91 
4.2.2. Subsistemas da asa fixa .................................................................. 92 
4.2.2.1. Subsistema de sustentação em voo (escolha do perfil) ................ 92 
4.2.2.2. -Subsistema estrutura da asa ........................................................ 97 
4.2.2.3. Subsistema conjunto motopropulsor à combustão ....................... 98 
4.2.2.4. Subsistema superfícies de controle .............................................. 99 
4.2.3. Subsistemas do multirotor ............................................................ 101 
4.2.3.1. Subsistema frame ....................................................................... 101 
4.2.3.2. Subsistema do conjunto motopropulsor elétrico. ....................... 102 
4.2.3.3. Subsistema Bateria ..................................................................... 104 
4.2.4. Matriz morfológica do projeto conceitual .................................... 105 
5. ANÁLISES E MONTAGEM DA AERONAVE HÍBRIDA ................... 107 
5.1. CONCEITOS INICIAIS .............................................................................. 107 
5.2. ANALISE AERODINÂMICA ...................................................................... 109 
5.3. ANALISE DE DESEMPENHO ..................................................................... 111 
5.3.1. Cargas .......................................................................................... 116 
5.4. MONTAGEM DA AERONAVE HÍBRIDA ..................................................... 119 
6. TESTES DA AERONAVE HÍBRIDA ...................................................... 128 
6.1. TESTE COM MULTIROTOR ....................................................................... 128 
6.2. TESTES COM TRANSIÇÃO ....................................................................... 129 
7. CONCLUSÕES ........................................................................................... 132 
8. FUTURAS PESQUISAS ............................................................................ 135 
BIBLIOGRAFIA ............................................................................................... 136 
APÊNDICE A – Pedido de Patente do Vant Híbrido .................................... 141 
 
 
25 
1. INTRODUÇÃO 
Pesquisas relacionadas a plataformas autônomas ou remotamente controladas tem 
demandado grandes investimentos públicos e privados. Na classe das aeronaves os 
Veículos Aéreos não Tripulados (VANTs) representam a categoria onde ocorre a maioria 
desses investimentos, de acordo com (MARTINS, 2017), relatórios da Allianz Global 
Corporate & Specialty (AGCS) apontam como áreas potenciais de crescimento do uso de 
VANTs, as inspeções industriais; o mercado imobiliário; o agronegócio e o setor de 
seguros. 
Existem várias formas de se referir aos VANTs, na formapopular são 
mundialmente chamados de Drones, em inglês, são denominados Unmanned Aerial 
Vehicles (UAV), no Brasil são designados Aeronave Remotamente Pilotada (RPA), a 
Agência Nacional de Aviação Civil (ANAC) define como RPA toda aeronave projetada 
para operar sem piloto a bordo, que não possua caráter recreativo. 
Assim como as aeronaves de grande escala, os VANTs são classificados em duas 
grandes categorias, os de asa fixa e os de asa móvel, segundo Angelov (2012) os VANTs 
podem ser classificados conforme suas características aerodinâmicas. Na categoria de asa 
fixa o mais popular é o avião, que tem características próprias como a necessidade de 
estar em movimento durante o voo para gerar sustentação e na maioria das vezes necessita 
de pista apropriada para pousos e decolagens, segundo Rodrigues (2015, p. 4) “Um avião 
é definido por uma aeronave de asa fixa mais pesada que o ar, movida por propulsão 
mecânica, que é mantido em condições de voo devido à reação dinâmica do ar que escoa 
através de suas asas”. Já na categoria de asa móvel destacam-se os helicópteros e os 
multirotores, diferente dos aviões que durante o voo se deslocam apenas para a frente. 
VANTs de asa móvel são capazes de executar pousos e decolagens verticais, pairar no ar 
e executar voos em todas as direções. 
Outra divisão existente entre os VANTs está no tipo de motor utilizado para a 
propulsão, onde são empregados em sua maioria, motores a combustão com pistão e 
motores elétricos. Os VANTs de asa fixa utilizam tanto motores a combustão como 
 
 zangão em português, nome popular devido ao som emitido durante o voo dos VANTs. 
26 
motores elétricos, enquanto nos multirotores predominam os motores elétricos. Quando 
comparamos a autonomia de voo de um VANT de asa fixa com um multirotor podemos 
ter uma grande disparidade, que está relacionada ao gasto de energia, os de asa fixa são 
capazes de gerar a sustentação necessária para o voo com apenas um motor, enquanto os 
multirotores necessitam de um número mínimo de 3 motores. Segundo Gudmundsson 
(2014) o desenvolvimento de baterias se dá em ritmo acelerado, porém, a autonomia ainda 
é considerada baixa para o uso de motores elétricos em aeronaves. 
Cada categoria de VANT tem suas vantagens e desvantagens quando comparadas 
entre si, uma forma eficaz de minimizar as desvantagens e conciliar as vantagens de cada 
categoria é a hibridização, aeronaves híbridas tendem a se tornar a terceira grande 
categoria. 
1.1.Objetivo principal 
Este trabalho tem como objetivo principal desenvolver a hibridização de um VANT 
de asa fixa com motor a combustão e um VANT multirotor com motores elétricos, o 
resultado será um produto com características próprias, capaz de utilizar dois tipos de 
motores para a propulsão (a combustão e elétricos), e dupla capacidade de gerar 
sustentação, através da asa quando o deslocamento for horizontal e através do multirotor. 
Outras vantagens que podemos obter nessa nova concepção, são: a capacidade de 
deslocamento no ar em baixas velocidades (inexistência de uma velocidade de estol) e 
inclusive pairar no ar, decolar e pousar verticalmente eliminando a necessidade da pista 
de pouso e decolagem, aumentar sua autonomia de tempo de voo horizontal com o uso 
do motor a combustão. 
27 
2. REVISÃO TEÓRICA 
Vivemos em um mundo onde a tecnologia se faz presente em nosso dia a dia, porém 
para começar o desenvolvimento dessa dissertação precisamos voltar ao passado, mais 
precisamente no dia 23 de outubro de 1906 onde o brasileiro, inventor do avião, Alberto 
Santos Dumont realizou na França o sonho do homem de poder voar. Nesse dia calmo 
em Paris, no campo de Bagatelle, diante de muitos expectadores, Santos Dumont levantou 
voo com o 14-bis (Figura 1), uma aeronave de propulsão mecânica mais pesada que o ar. 
Foi percorrido 60 metros a uma altura de 3 metros acima do solo. O que para os dias de 
hoje pode parecer pouco, para a época significou um dos maiores fatos históricos e a 
certeza que o homem era capaz de voar. Apesar desse fato ter acontecido a mais de 100 
anos os elementos principais de uma aeronave atual de asa fixa, já estavam presentes no 
14-bis. 
Figura 1 - Voo do inventor do avião Santos Dumont com o 14-Bis. 
 
Disponível em: http://www.projetomemoria.art.br/MonteiroLobato/monteirolobato/1905.html Acesso 
em:02 de maio de 2017. 
Nos últimos anos o interesse em retirar a figura humana embarcada das aeronaves 
tornou-se necessidade por vários motivos, segurança, limitações humanas, custos, 
versatilidade entre outros, porém, o conceito de VANT, não é recente, segundo Ubiratan 
(2015), no século 19, balões eram carregados na Áustria com explosivos e atacavam alvos 
em Veneza. O engenheiro Nikola Tesla em 1915 já enxergava o potencial militar de uma 
frota de VANTs, um estudo sobre o uso de tecnologias remotamente controladas foi 
realizado por ele o que resultou em algumas patentes (MOREIRA, 2016). 
28 
2.1.Veículos Aéreos não Tripulados de asa fixa 
No início, o desenvolvimento dos VANTs de asa fixa tinham propósito militar, em 
1917 o engenheiro da General Motors, Charles Kettering desenvolveu um VANT 
batizado de Kettering Bug (Figura 2), onde sua fuselagem era praticamente uma bomba, 
em um tempo determinado um relógio mecânico desprendia as asas da fuselagem fazendo 
com que a bomba mergulhasse em seu alvo (STAMP, 2013). 
Figura 2 - Kettering Bug, Vant onde a fuselagem atua como uma bomba. 
 
Disponível em: http://www.smithsonianmag.com/arts-culture/unmanned-drones-have-been-around-since-
world-war-i-16055939/ Acesso em:02 de maio de 2017. 
Considerado o primeiro VANT moderno, o Firebee (Figura 3) fabricado pela Ryan 
Aeronautical Company, era um alvo móvel a jato, lançado de aviões, destinado ao 
treinamento dos militares norte-americanos, seu controle utilizava um precário datalink, 
porém o conjunto era bem eficiente (UBIRATAN, 2015). 
 
 
 
 
 Dispositivo de interligação para comunicação de dados. 
29 
Figura 3 – Firebee, o primeiro Vant moderno. 
 
Disponível em: http://www.northropgrumman.com/MediaResources/Pages/Photo.aspx?pid%3DTG-
10031_005%26rel%3D%2F%26name%3DPhotos Acesso em:03 de junho 2017. 
Por se tornar uma ferramenta muito útil, os VANTs se modernizaram, novos 
VANTs surgiram, um exemplo de sucesso é o Predator (Figura 4), produzido para os 
Estados Unidos pela General Atomics em 1995, com 14,85m de envergadura sobrevoou 
a Bósnia para reconhecimento visual e tornou-se uma referência em missões de 
reconhecimento. Atualizado, hoje pode executar missões de ataque, permanecendo em 
serviço por mais de 40 horas, “se um piloto humano estivesse a bordo, tamanha autonomia 
não seria possível” (ANDERSON JR, 2015). 
Figura 4 – Predator, VANT de reconhecimento e ataque. 
 
Disponível em: http://www.airforce-technology.com/projects/predator-uav/ Acesso em 03 de junho de 
2017. 
30 
No Brasil existem projetos de sucesso como o Acauã com 5 m de envergadura 
(Figura 5), desenvolvido pelo Departamento de Ciência e Tecnologia Aeroespacial 
(DCTA) com participação do Exército e da Marinha do Brasil, tem executado testes de 
pouso e decolagem automáticos com sucesso (ANDRADE, 2013). 
Figura 5 - VANT brasileiro Acauã. 
 
Fonte: (ANDRADE, 2013) 
 
2.1.1. Aeronaves tipo asa voadora 
Do ponto de vista aerodinâmico, as asas voadoras são consideradas os modelos 
perfeitos para uma aeronave de asa fixa, teoricamente toda a estrutura é capaz de gerar 
sustentação com o menor arrasto e peso possível, já que não dispõe de componentes 
prejudiciais à aerodinâmica, como fuselagem aparente e empenagem, conforme aponta 
Schwader (1997) no século XX tivemos uma grande busca pelo avião perfeito, seja para 
as guerras ou para obtenção de lucro. 
O conceito de asa voadora vem desde 1939, quando a fábrica americana NorthropCorporation desenvolveu o revolucionário protótipo N-1M (Figura 6). O conceito se 
apresentava muito inovador aerodinamicamente, sem fuselagem e empenagem o arrasto 
é reduzido consideravelmente e a aeronave torna-se muito eficiente, porém apresentava 
problemas de potência, apenas 65 HP e instabilidade durante o voo (LIASCH, 2009). 
 
 
31 
Figura 6 - Asa voadora Northrop N-1M. 
 
Disponível em: http://culturaaeronautica.blogspot.com.br/2009/09/as-asas-voadoras-da-northrop.html 
Acesso em: 03 de junho de 2017. 
Desenvolvido pelos irmãos Walter Horten e Oberleutnant Reimar Horten da 
Luftwaffe, a asa voadora Horten HO 229 (Figura 7), apesar de não ter entrado em serviço 
por causa do fim da guerra, se mostrou muito eficiente. (GARCIA, 2017). 
Figura 7 - Horten HO 229 sobrevoando a cidade de Gottingen na Alemanha. 
 
Disponível em: http://asasdeferro.blogspot.com.br/2015/07/horten-ho-229.html Acesso em 03 de junho de 
2017. 
Considerado por muitos especialistas como a asa voadora mais bem-sucedida até 
os dias de hoje, o bombardeiro furtivo B2 Spirit (Figura 8), fabricado pela Northrop 
 
 Em aeronaves é a capacidade de não ser detectado por radares. 
32 
Grumman (GRANT, 2013). Ele concilia as vantagens aerodinâmicas deste modelo e as 
inovações tecnológicas no campo dos controles automáticos, sem esses controles, seria 
praticamente impossível manter essa aeronave estável durante o voo. 
Figura 8 - Bombardeiro B2 Spirit. 
 
Disponível em: http://www.northropgrumman.com/Capabilities/Strike/Pages/default.aspx Acesso em: 04 
de junho de 2017. 
Com o surgimento dos sistemas embarcados de controles de compensação 
automáticos, através de sensores e o uso de computadores cada vez mais eficientes, as 
asas voadoras se tornaram uma realidade possível, porém, foi com a miniaturização que 
essas vantagens puderam ser utilizadas nos VANTs. 
Como exemplo podemos citar o SAGITTA (Figura 9), VANT tipo asa voadora 
produzido pela Airbus Defense and Space, desenvolvido para operar em voo autônomo 
com baixos índices de perceptibilidade (AIRBUS, 2017). 
Figura 9 - SAGITTA, VANT tipo asa voadora desenvolvido pela Airbus Defense and Space. 
 
Disponível em: http://www.unmannedsystemstechnology.com/2017/07/airbus-jet-propelled-uav-
demonstrator-completes-first-test-flight/airbus-sagitta-uav/ Acesso em: 08 de fevereiro de 2018. 
 
33 
2.2. Veículos Aéreos não Tripulados de asa rotativa 
Segundo a ANAC (2011, p. 2) “Aeronave de asa rotativa significa uma aeronave 
mais pesada que o ar que depende principalmente da sustentação gerada por um ou mais 
rotores para manter-se no ar”. 
A concepção dos VANTs de asa rotativa vem do século IV, um livro chinês 
descreve um carro voador, onde tiras de couro acionavam uma lâmina giratória. Leonardo 
da Vinci é considerada a primeira pessoa a tentar construir uma aeronave de asa rotativa, 
o “Parafuso Aéreo Helicoidal”, porém, devido à falta de tecnologia adequada, seu projeto 
não foi colocado em prática (NAVARRO, 2011). Considerada a primeira aeronave de asa 
rotativa a obter sucesso, o Giroplano Bréguet-Richet (Figura 10) desenvolvido pelos 
irmãos Jacques e Louis Bréguet, juntamente com o professor Charles Richet em 1907, 
decolou, mas devido à instabilidade o voo não durou muito tempo (SHOSA, 2015). 
Figura 10 - Giroplano Bréguet-Richet. 
 
Disponível em: http://www.eyeondrones.com/brief-history-quadcopters-multirotors/ Acesso em: 18 de 
junho de 2017. 
Os VANTs de asa rotativa têm se tornado bastante utilizados devido a facilidade 
em pousos e decolagens, sem a necessidade de grandes pistas, além da característica 
própria de se manter parado em pleno voo, o que amplia as vantagens desse modelo de 
aeronave. Um dos VANTs em destaque é o Fire Scout (Figura 11), produzido pela 
34 
Northrop Grumman, atua em missões autônomas de vigilância e ataque a partir de navios 
(DOWNS, PRENTICE, et al., 2007). 
Helicópteros com rotor de cauda são os mais populares, porém segundo Austin 
(2010) esse tipo de concepção aumenta a demanda em 10% da energia do rotor principal, 
além de serem considerados frágeis em relação a impactos. 
Figura 11 - Northrop Grumman Fire Scout. 
 
Disponível em: 
http://www.northropgrumman.com/Capabilities/FireScout/Pages/default.aspx?utm_source=PrintAd&utm
_medium=Redirect&utm_campaign=FireScout+Redirect Acesso em: 18 de junho de 2017. 
Com o surgimento das placas eletrônicas controladoras de estabilidade, os modelos 
multirotores não tripulados se popularizaram nos últimos anos. Diversos modelos das 
mais variadas configurações estão disponíveis no mercado. 
Um dos mais conceituados multirotores do mercado é o Phantom 4 advanced 
fabricado pela empresa chinesa DJI (Figura 12), tem autonomia de 30 minutos e 
velocidade máxima de 60 Km/h é equipado com sensores de visão, capaz de reconhecer 
obstáculos até 15 metros de distância, o que lhe dá uma capacidade de missões autônomas 
mesmo sem GPS. Os modelos Phantom tem se popularizado no mundo todo, servindo de 
ferramenta para busca e salvamento nas mais diversas ocasiões, porém, segundo Ruiz, 
Estrada e Ndoma (2017) é preciso o desenvolvimento de softwares e treinamento humano 
para o uso de mutirotores em desastres naturais. 
35 
Figura 12 – Multirotor Phantom 4 Advanced. 
 
Disponível em: https://www.tecmundo.com.br/drones/105226-analise-drone-dji-phantom-4.htm Acesso em: 18 de 
junho de 2017. 
2.3. Veículos Aéreos não Tripulados híbridos 
Depois dos VANTs de asa fixa e dos multirotores, os VANTs híbridos estão 
formando a terceira grande categoria de aeronaves, seu surgimento se deu principalmente 
da necessidade de conciliar as vantagens das aeronaves da asa fixa com a dos multirotores. 
A presente dissertação já tem um depósito de pedido nacional de Patente publicado, de 
número BR 102015032525-8 A2 conforme o APEDICE-A. 
Durante muitos anos buscou-se uma aeronave que combinasse as características de 
um avião e um helicóptero, muitas tentativas foram feitas durante anos para aeronaves 
tripuladas. Um dos projetos pioneiros que aborda uma configuração diferenciada na busca 
e uma aeronave híbrida é o Sky Tote (Figura 13), desenvolvido como protótipo o projeto 
foi abandonado pela dificuldade de pouso (AUSTIN, 2010). 
Figura 13 - Protótipo da aeronave híbrida "Sky Tote" para decolagem e pouso vertical. 
 
Fonte: Austin, 2010, p.72. 
36 
Uma das primeiras versões híbridas de VANTs a obter sucesso foi o FireFly6 
(Figura 14), produzido pela Birds Eye View Aerobotics, é capaz de decolar e pousar 
verticalmente como um multirotor, após a decolagem os motores frontais são 
direcionados para frente atuando como uma aeronave de asa fixa, em procedimento de 
pouso os motores voltam a configuração de decolagem e a aeronave assume novamente 
a vantagem de um multirotor (CAI, SAEED, et al., 2016). 
Figura 14 - Aeronave híbrida Firefly6. 
 
Disponível em: http://www.jestersdrones.com/ Acesso em 23 de junho de 2017. 
Outro VANT híbrido de destaque é o GL-10 Greased Lightining da Nasa (Figura 
15), com 3 metros de envergadura e pesando 28 quilos ele capaz de alterar no ar seu modo 
de voo, garantindo as características de um multirotor e a velocidade e autonomia de uma 
aeronave de asa fixa (GARCIA, 2015). 
Figura 15 - GL-10 Greased Lightining da Nasa. 
 
Disponível em: http://exame.abril.com.br/tecnologia/nasa-constroi-drone-hibrido-entre-helicoptero-e-
aviao/ Acesso em: 23 de junho de 2017. 
37 
A GH Craft e a Universidade de Chiba no Japão desenvolvem a aeronave QTW 
(Figura 16), capaz de decolar e pousar verticalmente se diferencia pelo voo de alta 
velocidade quando os motores são apontados para frente (NONAMI, 2007). 
Figura 16 - Aeronave híbrida QTW. 
 
Fonte: NONAMI, 2007, p. 6. 
O modelo híbrido HQ produzido pela Latitude Engineering (Figura 17), alia as 
vantagens de uma aeronave multirotor com propulsão por motores elétricose também de 
uma asa fixa com propulsão por motor a combustão (COXWORTH, 2013). O motor a 
combustão estende sua autonomia até o limite de sua capacidade de carga. 
Figura 17 - VANT híbrido HQ da Latitude Engineering. 
 
Disponível em: http://newatlas.com/hybrid-quadrotor-hq-uav/28767/?li_source=LI&li_medium=default-
widget Acesso em: 23 de junho de 2017. 
2.4. Componentes principais de uma aeronave de asa fixa 
Uma aeronave de asa fixa é composta por uma estrutura onde atuam vários sistemas, 
cada um com sua função para que o conjunto completo possa voar de forma segura e 
controlável. Segundo Rodrigues (2015) os componentes principais de uma aeronave 
38 
convencional são: fuselagem, asa, empenagem, trem de pouso e grupo motopropulsor 
conforme podemos observar na Figura 18. 
Figura 18 - Componentes principais de uma aeronave. 
 
Fonte: Próprio autor. 
A fuselagem é a estrutura principal e recebe os outros componentes (asa, 
empenagem, grupo motopropulsor e trem de pouso). As asas, são responsáveis por gerar 
sustentação para a aeronave, são fundamentais para o voo, podem ter formatos e 
quantidades diferentes dependendo da necessidade do projeto. A estrutura da asa (Figura 
19) tem como componentes básicos; a longarina responsável por suportar os esforços de 
flexão, torção e cisalhamento; as nervuras são responsáveis pela forma do perfil da asa, 
nelas são fixadas a longarina; o bordo de ataque e o bordo de fuga; o revestimento também 
é considerado parte estrutural, em muitos casos ele é responsável por dar firmeza ao 
conjunto (RODRIGUES, 2015). 
Figura 19 - Estrutura da asa. 
 
Fonte: Próprio autor. 
EmpenagemAsa
Asa
Fuselagem
Trem de pouso
Grupo
motopropulsor
Bordo de ataque
Bordo de fuga
Longarina
Nervuras
Revestimento
39 
Além desses elementos, as dimensões da asa possuem nomenclatura própria, 
conforme se verifica na Figura 20, qual seja a corda (largura da asa) e envergadura 
(comprimento da asa) (HOMA, 2010). 
Figura 20 - Nomenclatura da asa. 
 
Fonte: Próprio autor. 
 
Definidas as medidas da corda na raiz e na extremidade da asa e sua envergadura é 
possível calcular através da equação (1) a área em planta da asa (RODRIGUES, 2015). 
 
𝑆 =
(𝑐𝑟 + 𝑐𝑡). 𝑏
2
 
(1) 
A empenagem tem como funções durante o voo, estabilizar e controlar a aeronave, 
na Figura 21 podemos observar os componentes básicos da empenagem, que são: 
superfície horizontal, onde se encontram o estabilizador horizontal (parte fixa) e o 
profundor (parte móvel), superfície vertical, onde se encontram o estabilizador vertical 
(parte fixa) e o leme (parte móvel) (RODRIGUES, 2015). 
 
 
 
Envergadura (b)
Área da asa (S)Corda
na ponta (ct)
Corda na raiz (cr)
40 
Figura 21 - Componentes da empenagem. 
 
Fonte: Próprio autor. 
O trem de pouso tem como função principal apoiar a aeronave no solo. Dois 
modelos são os mais utilizados, o triciclo (Figura 22a) e o convencional (Figura 22b). 
Durante o taxiamento a bequilha é responsável pelo direcionamento da manobra 
(RODRIGUES, 2015). 
Figura 22 - Trem de pouso triciclo e convencional. 
 
Fonte: Próprio autor. 
O grupo motopropulsor é formado basicamente pelo motor, hélice e spinner 
conforme a Figura 23, tem como principal finalidade fornecer potência para girar a hélice 
responsável por fornecer força de tração necessária para o taxiamento e principalmente 
para o voo. Segundo Rodrigues (2015, p. 15) “uma hélice é um aerofólio trabalhando em 
uma trajetória circular, com ângulo de ataque positivo em relação ao fluxo de ar, para 
produzir tração em uma direção paralela ao plano de voo da aeronave”. 
 
Leme
Profundor
Estabilizador
vertical
Estabilizador
horizontal
(a) Trem de pouso triciclo
(b) Trem de pouso convencional
bequilha
bequilha
41 
Figura 23 - Grupo motopropulsor. 
 
Fonte: Próprio autor. 
O motor é fixado em montantes que por sua vez são fixados na parede de fogo 
(Figura 23) o local de fixação do motor pode seguir duas configurações básicas, tractor 
(Figura 24a) ou pusher (Figura 24b). A configuração tractor apresenta a hélice na parte 
frontal do propulsor, produzindo tração e puxando a aeronave através do ar. Na 
configuração pusher a hélice é montada na parte de trás do propulsor e tem função de 
empurrar a aeronave (GUDMUNDSSON, 2014). 
Figura 24 - Configuração tractor e pusher. 
 
Fonte: Próprio autor. 
Duas dimensões, normalmente em polegadas, definem uma hélice: o passo, que 
representa o avanço teórico em uma única volta (Figura 25), e o diâmetro, que é a 
circunferência realizada pela ponta da pá durante uma volta completa (HOMA, 2010). 
 
 
Parede
de fogo
Motor
Spinner
Hélice
(a) tractor (b) pusher
42 
Figura 25 - Passo teórico de uma hélice. 
 
Fonte: Próprio autor. 
2.4.1. Análise aerodinâmica do perfil 
Um dos principais componentes da asa é o perfil aerodinâmico, que na Figura 26 é 
formado pela interseção do plano perpendicular a asa. Segundo Rodrigues (2015, p. 28) 
“Um perfil aerodinâmico é uma superfície projetada com a finalidade de obter uma reação 
aerodinâmica a partir do escoamento de um fluido ao seu redor”. 
Figura 26 - Perfil aerodinâmico. 
 
Fonte: Próprio autor. 
O perfil tem como principal função gerar sustentação, através do princípio de 
Bernoulli “Se a velocidade de uma partícula de um fluido aumenta enquanto ela escoa ao 
longo de uma linha de corrente, a pressão dinâmica do fluido deve aumentar e vice-versa” 
(RODRIGUES, 2015, p. 24), quando uma asa se desloca através do ar com um ângulo 
positivo em relação ao escoamento, ele se divide gerando uma pressão estática na 
superfície superior menor em relação a superfície inferior, criando uma força de 
sustentação (Figura 27). 
 
P a s s o te ó r i c o
P o s i ç ã o
i n i c i a l
P o s i ç ã o
fi n a l
D i â m e t ro
Perfil aerodinâmico
43 
Figura 27 - Força de sustentação. 
 
Fonte: Próprio autor. 
O número de Reynolds está diretamente ligado na análise e escolha dos perfis 
aerodinâmicos, que possibilita avaliar a estabilidade do fluxo e indicar se ele será 
turbulento ou laminar. Em perfis aerodinâmicos o número de Reynolds pode ser calculado 
pela equação (2). Onde 𝑣 é a velocidade do escoamento, 𝜌 é a densidade do ar, 𝑐̅ é a corda 
média aerodinâmica do perfil e 𝜇 é a viscosidade dinâmica do ar (RODRIGUES, 2015). 
 
𝑅𝑒 =
𝜌 𝑣 𝑐̅
𝜇
 
(2) 
Segundo Rodrigues (2015, p. 27) “No estudo do escoamento sobre asas de aviões, 
o fluxo se torna turbulento para números de Reynolds na ordem de 1x107, sendo que 
abaixo desse valor geralmente o fluxo é laminar”. 
A Figura 28 mostra nomenclatura típica de um perfil aerodinâmico, onde a linha de 
arqueamento média define o ponto médio entre a superfície superior e inferior em toda a 
extensão do perfil. A linha da corda é uma linha reta, que se estende de uma extremidade 
a outra da linha de arqueamento média. A espessura é a altura do perfil perpendicular à 
linha da corda e o arqueamento é a maior distância entre a linha da corda do perfil e a 
linha de arqueamento média (ANDERSON JR, 2015). 
 
 
Maior velocidade
Menor pressão estática
Menor velocidade
Maior pressão estática
Força de sustentação
44 
Figura 28 - Nomenclatura de um perfil aerodinâmico. 
 
Fonte: Próprio autor. 
Durante o voo o ângulo formado entre a direção do vento relativo e a linha de corda 
do perfil é chamado de ângulo de ataque, representado pela letra 𝛼 (Figura 29) 
(ANDERSON JR, 2015). 
Figura 29 - Ângulo de ataque. 
 
Fonte: Próprio autor. 
O coeficiente de sustentação de um perfil aerodinâmico 𝑐𝑙 é a capacidade de um 
perfil gerar força de sustentação, ele é função do número de Reynolds, do ângulo de 
ataque e do modelo do perfil, na Figura 30 podemos observar que aumentando o ângulo 
de ataque, aumenta-se também o coeficiente de sustentação até um limite definido como 
𝑐𝑙 𝑚á𝑥 e que para conseguir um coeficiente de sustentação nulo 𝛼𝑐𝑙=0 é precisouma 
inclinação negativa do ângulo de ataque. O coeficiente de arrasto de um perfil 
aerodinâmico 𝑐𝑑 determina a capacidade do perfil gerar arrasto, ele é função do ângulo 
de ataque e do número de Reynolds. Um perfil eficiente concilia coeficiente de 
sustentação alto e baixo coeficiente de arrasto. Além do coeficiente de sustentação e de 
arrasto temos o coeficiente de momento 𝑐𝑚 que atua ao redor do centro aerodinâmico do 
perfil. Os coeficientes de sustentação, arrasto e momento são determinados por ensaios 
em túnel de vento, mais também podem ser calculados por softwares, que simulam um 
túnel de vento. São geradas as curvas características do coeficiente de sustentação 
(𝑐𝑙 𝑥 𝛼), coeficiente de arrasto (𝑐𝑑 𝑥 𝛼), eficiência aerodinâmica (𝑐𝑙/𝑐𝑑 𝑥 𝛼) e coeficiente 
de momento (𝑐𝑚 𝑥 𝛼). Através das curvas características, podemos calcular os 
Linha da corda
Arqueamento
Espessura Linha de
arqueamento média
Bordo
de ataque Bordo
de fuga
Corda (c)
Vento relativo
Ângulo
de ataque (α)
Linha de corda
45 
coeficientes angulares, que para a sustentação é chamado de 𝑎0 (Figura 30) e pode ser 
calculado pela equação (3) (RODRIGUES, 2015). 
Figura 30 - Curva genérica característica 𝑐𝑙 𝑥 𝛼 com coeficiente angular de inclinação 𝑎𝑐𝑙=0. 
 
Fonte: Próprio autor. 
 
𝑎0 =
𝑑𝑐𝑙
𝑑𝛼
=
𝑐𝑙2 − 𝑐𝑙1
𝛼2 − 𝛼1
 
(3) 
A Figura 31 ilustra a capacidade do perfil aerodinâmico em gerar forças e 
momentos com a velocidade do escoamento não perturbado 𝑣 alinhada com a direção do 
vento relativo (ANDERSON JR, 2015). 
Figura 31 - Forças aerodinâmicas e momentos no perfil. 
 
Fonte: Próprio autor. 
ao
Cl2
Cl1
α2α1
Cl
α
cl máx
cl=0α
Vento relativo
Ângulo
de ataque (α)
Força de
sustentação ‘‘l’’
Força de
arrasto ‘‘d’’
Resultante
aerodinâmica ‘‘R’’
mc/4
v
46 
A componente de 𝑅 perpendicular ao vento relativo, representa a força de 
sustentação 𝑙 que pode ser calculada pela equação (4). 
 
𝑙 =
1
2
 𝜌 𝑣2 𝑐 𝑐𝑙 
(4) 
 
A componente de 𝑅 paralela a direção do vento relativo representa a força de 
arrasto. 𝑑 e pode ser calculada pela equação (5). 
 
𝑑 =
1
2
 𝜌 𝑣2 𝑐 𝑐𝑑 
(5) 
 
O momento localizado ao redor do centro aerodinâmico do perfil pode ser calculado 
através da equação (6). 
 
𝑚𝑐/4 =
1
2
 𝜌 𝑣2 𝑐2 𝑐𝑚 
(6) 
 
A análise da distribuição de pressão sobre a superfície de um perfil em diferentes 
ângulos de ataque é de fundamental importância para aeronaves tipo asa voadora, a 
variação do ângulo de ataque faz com que o centro de pressão varie sua posição, à medida 
em que o ângulo aumenta o centro de pressão, move-se para frente conforme a Figura 32, 
isso torna a aeronave desbalanceada quando o centro de pressão não coincide com o 
centro aerodinâmico e também influencia no carregamento total da asa, exigindo 
estruturas compatíveis com essa variação, segundo Rodrigues (2015, p. 37) “Em qualquer 
ângulo de ataque, o centro de pressão é definido como o ponto no qual a resultante 
aerodinâmica intercepta a linha de corda”. 
47 
Figura 32 - Variação do centro de pressão em relação ao ângulo de ataque. 
 
Fonte: Próprio autor. 
2.4.2. Análise aerodinâmica da asa. 
Alguns fatores são necessários para a análise da asa voadora, entre eles o 
alongamento 𝐴𝑅 que é a razão entre a envergadura e a corda do perfil definido pela 
equação (7) (RODRIGUES, 2015). 
 
𝐴𝑅 =
𝑏2
𝑆
 
(7) 
Asas voadoras com alto alongamento tendem a ser mais eficientes quando 
comparadas com as de baixo alongamento, aumentando o alongamento reduz-se o arrasto 
induzido. Na Figura 33 podemos observar duas asas de áreas iguais, os vórtices gerados 
pela asa de baixo alongamento, são maiores que os da asa de maior alongamento 
(GUDMUNDSSON, 2014). 
 
Centro de
Gravidade
Centro de pressão
Centro de
Gravidade
Centro de
Gravidade
Centro de pressão
Centro de pressão
α
α
α
48 
Figura 33 - Comparação do arrasto induzido para duas asas de áreas iguais. 
 
Fonte: Gudmundsson, 2014, p.311. Editada pelo autor. 
Porém existem fatores que limitam o alongamento, um desses fatores é estrutural, 
quanto maior o alongamento, maiores são o momento fletor e a deflexão aumentando as 
tensões que atuam na estrutura, o aumento desses fatores influencia diretamente no peso 
da aeronave, asas com grande alongamento necessitam de estruturas mais resistentes 
(GUDMUNDSSON, 2014). 
Na manobrabilidade da aeronave o alongamento tem influência direta, aeronaves 
com alto alongamento, apresentam um maior braço de momento em relação ao eixo 
longitudinal da aeronave, o que diminui a razão de rolamento, normalmente aeronaves 
acrobáticas tem AR menor, enquanto aeronaves tipo planadores ou que necessitem de 
autonomia para longo alcance tem AR maiores (GUDMUNDSSON, 2014). 
Outra relação importante no estudo das asas é o afilamento, a equação (8) define a 
razão entre a corda na ponta e a corda na raiz (RODRIGUES, 2015). 
 
𝜆 =
𝑐𝑡
𝑐𝑟
 
(8) 
49 
O fator de eficiência da envergadura é definido pela equação (9) (RODRIGUES, 
2015). 
 
𝑒 =
1
1 + 𝛿
 
(9) 
O parâmetro 𝛿 é o fator de arrasto induzido, e pode ser obtido através do gráfico na 
Figura 34, relacionando o alongamento e o afilamento da asa. 
Figura 34 - Fator de arrasto induzido. 
 
Disponível em: http://heli-air.net/2016/02/25/effect-of-aspect-ratio/ Acesso em: setembro de 2017. 
Outro fator muito importante para o projeto de asas voadoras é a corda média 
aerodinâmica da asa. 
Segundo Rodrigues (2015, p. 44) “A corda média aerodinâmica é definida 
como o comprimento de corda que, quando multiplicada pela área da asa, pela 
pressão dinâmica e pelo coeficiente de momento ao redor do centro 
aerodinâmico da asa, fornece como resultado o valor do momento 
aerodinâmico do avião”. 
A corda média aerodinâmica de uma asa voadora auxilia na escolha do centro de 
gravidade da aeronave, que varia de 15% a 33% do comprimento da corda média 
aerodinâmica, através do método geométrico podemos localizar tanto a corda média 
aerodinâmica quanto o centro de gravidade conforme a Figura 35 (RODRIGUES, 2015). 
50 
Figura 35 - Localização da corda média aerodinâmica e do centro de gravidade. 
 
Fonte: Próprio autor. 
A asa assim como o perfil possui suas forças aerodinâmicas e momentos, 
coeficiente de sustentação 𝐶𝐿, coeficiente de arrasto 𝐶𝐷 e coeficiente de momento𝐶𝑀. 
Esses coeficientes são utilizados nas equações que definem suas respectivas forças e 
momento (RODRIGUES, 2015). 
Para a força de sustentação 𝐿 temos a equação (10). 
 
𝐿 =
1
2
 𝜌 𝑣2 𝑆 𝐶𝐿 
(10) 
Para a força de arrasto 𝐷 temos a equação (11) 
 
𝐷 =
1
2
 𝜌 𝑣2 𝑆 𝐶𝐷 
(11) 
Para o momento ao redor do centro aerodinâmico 𝑀 temos a equação (12). 
 
𝑀 =
1
2
 𝜌 𝑣2 𝑆 𝑐̅ 𝐶𝑀 
(12) 
A análise do desempenho do perfil é de fundamental importância para a construção 
da asa, porém os valores dos coeficientes do perfil não são iguais aos da asa, no perfil 
Corda média
aerodinâmica
ct
cr
cr
cr
ct
ct
20%
Centro de
gravidade
51 
analisamos apenas o escoamento em duas dimensões, enquanto para a asa toda a 
envergadura tem que ser analisada (RODRIGUES, 2015). 
Os dados básicos de uma asa são adquiridos através de um túnel de vento, onde a 
asa se estende de parede a parede (FAHLSTROM e GLEASON, 2012). Porém durante o 
voo a maior pressão na parte inferior tende a passar para a parte superior, produzindo 
vórtices nas extremidades da asa, que induzem uma componente denominada downwash 
𝑤 direcionada para baixo. A componente inclinada para baixo denominada 
𝑣𝑒𝑛𝑡𝑜 𝑟𝑒𝑙𝑎𝑡𝑖𝑣𝑜 𝑙𝑜𝑐𝑎𝑙 é resultado da soma da componente downwash 𝑤 com a 
velocidade de vento relativo 𝑉∞ e o ângulo formado por essas componentes é 
denominado ângulo de ataque induzido 𝛼𝑖 conforme a Figura 36 (RODRIGUES, 2015). 
Figura 36 - Produção de vórtices nas extremidades da asa. 
 
Fonte: Próprio autor. 
Para asas enflechadas,o coeficiente de sustentação é ainda menor, desconsiderando 
os efeitos dos vórtices nas extremidades da asa e admitindo-se um valor elevado para o 
alongamento. Podemos observar na Figura 37 que na direção da corda da asa, a 
componente de velocidade do escoamento incidente é 𝑢 = 𝑉∞, para a asa enflechada 𝑢 
será menor que 𝑉∞ pois temos 𝑢 = 𝑉∞ ∗ 𝑐𝑜𝑠Λ. Como a componente de velocidade 𝑢 
governa a distribuição de pressão sobre a seção de um aerofólio, no caso da asa enflechada 
o valor de 𝑢 é menor devido a componente de velocidade 𝑤 (RODRIGUES, 2015). 
 
 
Vórtices
Vórtices
w
αi
V 8
Vento relativo local
α
αi
αef
Vento relativo local
52 
Figura 37 - Coeficiente de sustentação em asas enflechadas. 
 
Fonte: Próprio autor. 
Para o cálculo do coeficiente 𝐶𝐿 podemos usar a equação (13) 
 𝐶𝐿 = 𝑎 (𝛼 − 𝛼𝐿=0) (13) 
Onde 𝛼𝐿=0 é o ângulo de ataque para sustentação nula e o coeficiente angular da 
curva da asa 𝑎 é dado pela equação (14). 
 
𝑎 =
𝑎0 cos Λ
√1 + [(𝑎0 cos Λ)/(𝜋 𝐴𝑅)2] + (𝑎0 cos Λ)/(𝜋 𝐴𝑅)
 
(14) 
Na Figura 38 podemos observar uma comparação das curvas genéricas do perfil e 
da asa, apesar do ângulo de ataque para sustentação nula ser o mesmo, com o aumento do 
ângulo de ataque as curvas vão se distanciando. 
Figura 38 - Comparação das curvas genéricas do coeficiente de sustentação para o perfil e asa. 
 
Fonte: Próprio autor. 
w
V 8u=
w=0
u
V 8
mesmo
perfil
VV 8
ao
CL
α
cl máx
L=0α
a
CL máx
cl,
53 
O arrasto gerado por uma aeronave afeta diretamente o seu desempenho, porém 
calcular a força de arrasto total não é tarefa simples, sendo assim podemos estimar através 
de métodos analíticos. As forças de arrasto que incidem na aeronave provêm de duas 
fontes, a tensão de cisalhamento e a distribuição de pressão. O arrasto induzido está 
relacionado diretamente com a sustentação através do efeito downwash, é um arrasto de 
pressão associado aos vórtices gerados nas pontas da asa, para um alongamento (AR) 
maior ou igual a 4 e podemos estimar seu valor através da equação (15) (RODRIGUES, 
2015). 
 
𝐶𝐷𝑖 =
𝐶𝐿
2
𝜋 ∙ 𝑒0 ∙ 𝐴𝑅
 
(15) 
Onde o 𝑒0 representa o fator de eficiência de Oswald e pode ser calculado através 
da equação (16) (RODRIGUES, 2015). 
 𝑒0 = 0,75 ∙ 𝑒 (16) 
Um artifício para diminuir o efeito downwash é o uso de aletas nas extremidades 
da asa (Figura 39) para evitar que os vórtices formados atinjam a parte superior da asa 
(GUDMUNDSSON, 2014). 
Figura 39 - Uso de uma placa na extremidade da asa para diminuir o arrasto induzido. 
 
Fonte: (GUDMUNDSSON, 2014). 
 
54 
O arrasto parasita não está relacionado a geração de sustentação da aeronave, ele é 
o arrasto total menos o arrasto induzido, pode ser estimado através da equação (17) que 
relaciona a área total em contato com o ar, denominada a área molhada 𝑆𝑚𝑜𝑙ℎ𝑎𝑑𝑎 e o 
coeficiente de atrito 𝐶𝐹 e a área da asa 𝑆 (RODRIGUES, 2015). 
 
𝐶𝐷𝑂 =
𝑆𝑚𝑜𝑙ℎ𝑎𝑑𝑎
𝑆
𝐶𝐹 
(17) 
Uma boa estimativa da área molhada para asas voadoras é definida pela equação 
(18): 
 𝑆𝑚𝑜𝑙ℎ𝑎𝑑𝑎 = (2 ∙ 𝑆) + 𝑆 ∙ 0,4 (18) 
Para o valor do coeficiente de atrito podemos utilizar o gráfico da Figura 40, 
desenvolvido pela equipe do Aerodesign Car-Kará da UFRN, onde ele sugere valores 
superiores dos citados pela literatura. 
Figura 40 - Gráfico do coeficiente de atrito. 
 
Fonte: Equipe Car-Kará Aerodesign – UFRN. 
A equação (19) relaciona o coeficiente de arrasto e o coeficiente de sustentação, 
que possibilita gerar a curva polar de arrasto e determinar o ponto de maior sustentação 
com o menor arrasto possível (RODRIGUES, 2015). 
0,1 1 10 100
0,01
0,1
1
C
F
=0,207b
-0,69
C
F
=0,127b
-0,84
 Advanced
 Micro
 Regular
Envergadura (m)
C
F
Grande quantidade de
cabos de fixação e ligação
(estais)
Pequena quantidade de estais
Fuselagem muito grande em relação
ao avião
55 
 𝐶𝐷 = 𝐶𝐷𝑂 + 𝐾 ∙ 𝐶𝐿
2 (19) 
Onde 𝐾 é o termo de proporcionalidade, definido pela equação (20). 
 
𝐾 =
1
𝜋 ∙ 𝑒0 ∙ 𝐴𝑅
 
(20) 
2.4.3. Superfícies de controle 
A indústria aeronáutica padroniza um sistema de coordenadas tridimensional para 
referenciar os movimentos e direção de uma aeronave. O centroide da aeronave é a origem 
do sistema de três eixos de coordenadas que formam ângulos de 90° entre si. Durante o 
voo existe um sistema de seis graus de liberdade, sendo que três são movimentos lineares 
ou de translação e três são movimentos de rotação. Os movimentos lineares são: para 
frente e para trás ao longo do eixo longitudinal (x), para direita e para esquerda ao longo 
do eixo lateral (y) e para cima e para baixo ao longo do eixo vertical (z) conforme a Figura 
41a, os movimentos de rotação são: ao redor do eixo longitudinal (x), ao redor do eixo 
lateral (y) e ao redor do eixo vertical (z), conforme a Figura 41b, esses movimentos são 
chamados de movimento de rolamento, movimento de arfagem e movimento de guinada 
respectivamente (RODRIGUES, 2015). 
Figura 41 - Movimentos lineares e de rotação de uma aeronave. 
 
Fonte: Próprio autor. 
 
( b ) m o v i m e n t o s d e r o t a ç ã o
x
y L a te ra l
z
L o n g i t u d i n a l
V e r t i c a l
( a ) m o v i m e n t o s li n e a r e s
x
y
E s q u e rd a
z
F re n te
D i re i t a
C i m a
B a i x o
T rá s
56 
Em uma versão básica uma aeronave possui três superfícies de controle principais, 
os ailerons, o profundor e o leme de direção, podemos identificar cada uma das superfícies 
de controle na Figura 42 (RODRIGUES, 2015). 
Figura 42 - Superfícies de controle. 
 
Fonte: Próprio autor. 
Os ailerons estão localizados no bordo de fuga e nas extremidades das asas, durante 
o voo atuam em conjunto com movimentos contrários, quando um está defletido para 
cima o outro está defletido para baixo, executando assim a manobra de rolamento da 
aeronave em relação ao eixo longitudinal “x” conforme a Figura 43. Essa manobra é 
possível devido ao aumento de sustentação gerado pelo aileron defletido para baixo e pela 
redução da sustentação gerada pelo aileron defletido para cima (RODRIGUES, 2015). 
Figura 43 - Atuação dos ailerons. 
 
Fonte: Próprio autor. 
O profundor é responsável pelo movimento de arfagem em relação ao eixo lateral 
“y”, atua defletindo o bordo de fuga para cima quando é necessário a aeronave subir, ou 
defletindo para baixo quando é necessário descer, esse movimento é criado ao redor do 
centro de gravidade da aeronave, conforme podemos observar na Figura 44 
(RODRIGUES, 2015). 
 
Aileron
Aileron
Leme
Profundor
Aileron defletido
para baixo
(aumento da sustentação)
Aileron defletido
para cima
(redução da sustentação)
Rolamento para esquerda
57 
Figura 44 - Atuação do profundor. 
 
Fonte: Próprio autor. 
O leme de direção está localizado no estabilizador vertical, ele é responsável pelo 
movimento de guinada ao redor do eixo vertical, quando defletido para direta a aeronave 
executa o movimento também para direita, quando necessária a manobra para o lado 
esquerdo o leme é defletido para o lado esquerdo conforme a Figura 45 (RODRIGUES, 
2015). 
Figura 45 - Atuação do leme. 
 
Fonte: Próprio autor. 
 
2.5.Componentes principais de uma aeronave tipo asa voadora 
Assim como as aeronaves convencionais as asas voadoras possuem seus elementos 
básicos, que para um VANT são: a própria asa; superfícies de controle; conjunto 
motopropulsor; trem de pouso e a eletrônica embarcada (Figura 46). 
 
Centro de gravidade
Centro de gravidade
58 
Figura 46 - Componentes básicos de uma asa voadora. 
 
Fonte: Próprio autor. 
 
2.5.1. Asa, trem de pouso e superfícies de controle 
A asa representa a parte fixa da aeronave e ocupa a maior parte de todo avião, seu 
projeto estrutural é bem mais complexo quando comparado a uma aeronave convencional, 
pois todos os componentes da aeronave estão distribuídos ao longo de sua estrutura, além 
disso devido a não existência de uma empenagem, operfil da asa voadora deve ser 
projetado para possuir o menor coeficiente de momento possível. Existe na literatura três 
perfis que são bastante utilizados, Zagi 12, MH45 e Sipkill 1,7/10. 
Nos VANTs, o trem de pouso pode ser utilizado nas duas configurações, porém 
pouquíssimas asas voadoras utilizaram trem de pouso convencional, mesmo em 
aeronaves de grande escala, uma das poucas aeronaves a utilizar o modelo convencional 
é a aeronave experimental Vought V-173 da Figura 47. O modelo triciclo apresenta 
melhor estabilidade durante o pouso e decolagem por estar apoiado nos três pontos, a 
bequilha atua corrigindo a direção da aeronave, no modelo convencional essa correção só 
é possível se for acrescentado a aeronave um ou mais estabilizadores verticais com leme, 
já que durante o pouso ou decolagem a aeronave apoia-se somente nos trens dianteiros. 
 
 
S u p e r fí c i e s
d e c o n t ro leG r u p o 
m o to p ro p u ls o r
A s a
E le t rô n i c a 
e m b a rc a d a
T re m d e p o u s o
59 
Figura 47 - Vought V173 asa voadora experimental com trem de pouso modelo convencional. 
 
Disponível em: http://www.cavok.com.br/blog/estranhas-silhuetas-no-ceu-vought-v-173-flying-pancake-
xf5u/ Acesso em 03 de agosto de 2017. 
As superfícies de controle de uma asa voadora tem o seu funcionamento bem 
característicos, devido à ausência de empenagem, atuam de forma mixada, quando a 
aeronave necessita do movimento de arfagem, as superfícies atuam na mesma direção 
conforme a Figura 48a, porém, quando é necessário o movimento de rolamento, as 
superfícies de controle atuam de forma alternada, conforme a Figura 48b. 
Figura 48 - Atuação mixada das superfícies de controle. 
 
Fonte: Próprio autor. 
Outro ponto importante para análise de asas voadoras é a mínima velocidade para 
a aeronave se manter em voo, que é determinada pela equação (21) da velocidade de estol. 
(a) movimento de arfagem (b) movimento de rolagem
60 
 
𝑣𝑒𝑠𝑡𝑜𝑙 = √
2 𝑊
𝜌 𝑆 𝐶𝐿 𝑚á𝑥
 
(21) 
Onde 𝑊 é o peso da aeronave e deve ser igual a força de sustentação "𝐿" para que 
a aeronave se mantenha em voo. O estol é a perda de sustentação e ela não acontece em 
toda a asa ao mesmo tempo, existe uma direção de propagação, que para asas enflechadas 
acontece da ponta para o centro da aeronave, comprometendo a eficiência das superfícies 
de controle conforme podemos observar na Figura 49 (RODRIGUES, 2015). 
Figura 49 - Propagação do estol em asas enflechadas. 
 
Fonte: Próprio autor. 
Uma opção para que o estol aconteça por último nas pontas da asa é o uso do 
𝑤𝑎𝑠ℎ𝑜𝑢𝑡, que é a aplicação de uma torção na ponta da asa (Figura 50), forçando que o 
𝐶𝐿𝑚á𝑥 seja atingido por último nas extremidades, garantindo o controle da aeronave 
(RODRIGUES, 2015). 
Figura 50 - Washout na ponta da asa. 
 
Fonte: Próprio autor. 
 
Superfícies de controle
Ângulo
de torção
Perfil na raiz
Perfil na extremidade
61 
2.5.2. Aviônica e conjunto motopropulsor 
A tecnologia embarcada é responsável pelas funções desempenhadas pela aeronave, 
na Figura 51 é possível observar os principais componentes de um VANT tipo asa 
voadora com motor elétrico ou à combustão com pistão. 
Figura 51 - Componentes básicos da tecnologia embarcada de um VANT tipo asa voadora com propulsão 
elétrica ou com motor à pistão. 
 
Fonte: Próprio autor. 
 
O cérebro de um VANT é a placa controladora de voo, também conhecida como 
piloto automático, capaz de executar missões autônomas, guiadas por GPS e transmitir 
dados da telemetria em tempo real. Uma das placas controladoras mais populares e 
confiáveis é a APM 2.8 (Figura 52) (Doctor Drone, 2015). 
 
Receptor de
rádio
Placa
controladora
(piloto automático)
Bateria
Servomotor
do acelerador
Motor a
combustão
Hélice
Tanque de
combustível
Servomotor
do aileron direito
Servomotor
do aileron esquerdo
Receptor de
rádio
Placa
controladora
(piloto automático)
Bateria
ESC
Motor
elétrico
Hélice
Servomotor
do aileron direito
Servomotor
do aileron esquerdo
62 
Figura 52 - Placa controladora APM 2.8. 
 
Disponível em: http://doctordrone.com.br/o-que-e-apm/ Acesso em 13 de junho de 2017. 
Ligado diretamente na placa controladora, o receptor de rádio (Figura 53a) tem a 
função de receber os comandos de um transmissor de rádio (Figura 53b). Por questões de 
segurança os comandos vindos do transmissor são prioritários em relação a placa 
controladora mesmo em uma missão autônoma. 
Os sistemas modernos contam com transmissão 2.4 GHz e receptores satélites, 
aumentando a eficiência no bloqueio das interferências externas (AUDRONIS, 2014). 
Figura 53 - Receptor e transmissor de rádio. 
 
Disponível em: http://www.herreramodels.com.br/shopping/nc_produto.php?produto=165 e 
http://rclineforum.de/forum/board35-helicopter/board185-micro-mini-und-koaxial-helis/317442-blade-
nano-cp-s-an-alte-spektrum-dx7-binden/ Acesso em:02 de julho de 2017. 
Para os movimentos das superfícies de controle e o acionamento do carburador do 
motor à pistão são utilizados servomotores elétricos (Figura 54), o comando para o 
acionamento do movimento pode ser executado através do rádio controle ou da placa 
controladora. 
63 
Figura 54 - Servomotor 
 
Disponível em: https://servodatabase.com/servo/spektrum/a6030 Acesso em: Acesso em:02 de julho de 
2017 
O conjunto motopropulsor a combustão dos VANTs, tem como destaque dois tipos 
de motores, as turbinas e os motores com pistão. As turbinas (Figura 55a) apresentam 
ótima relação peso/empuxo além de baixíssimos índices de vibração, porém seu consumo 
é considerado elevado quanto comparado à motores com pistão. Os motores com pistão 
(Figura 55b) apresentam boa relação peso/empuxo e baixo consumo, índices de vibração 
elevados, necessitando utilizar sistemas de amortecimento para que a vibração não 
interfira nos sensores de movimento da aeronave. 
Figura 55 - Motores a combustão com pistão e turbina. 
 
Fonte: Editado pelo autor. 
Quando a opção para a propulsão é através de um motor elétrico os modelos sem 
escovas (Figura 56) são os mais eficientes, com baixo peso entregam grandes potências, 
normalmente são trifásicos (OLIVEIRA, AGUIAR e VARGAS, 2017). Quando o 
conjunto motor/hélice está bem balanceado os índices de vibrações são muito baixos, sua 
64 
seleção leva em consideração o seu formato e a unidade KV que relaciona Rotação por 
Minuto (RPM) com a tensão em Volts (V) conforme a equação (22), comercialmente 
existe uma referência de 4 dígitos, por exemplo 2822, os dois primeiros dígitos são o 
diâmetro, os dois últimos o comprimento, sempre em mm. 
 
𝐾𝑉 =
𝑅𝑃𝑀
𝑉
 
(22) 
Como exemplo para cada Volt empregado em um motor com 1000Kv teremos 1000 
RPM de resposta, vale observar que esse valor de RPM alcançado é sem o uso da hélice. 
Figura 56 - Motor elétrico, modelo sem escovas. 
 
Disponível em: http://www.getfpv.com/emax-rs2205-2300kv-racespec-motor-cw.html Acesso em: 05 de 
junho de 2017. 
A escolha adequada da hélice para cada tipo de motor garante o aproveitamento 
máximo da potência entregue no eixo do motor, as hélices (Figura 57) utilizadas nos 
VANTs podem variar o material, passo, diâmetro e o número de pás de acordo com a 
necessidade. 
 
 
 
65 
Figura 57 – hélice utilizada em VANTs. 
 
Disponível em: http://www.asaseletricas.com.br/loja/popup_image.php?pID=3927 Acesso em: 05 de 
junho de 2017. 
Para o acionamento e controle da velocidade dos motores elétricos sem escova é 
utilizado um Controlador Eletrônico de Velocidade (ESC) (Figura 58), ele interpreta os 
comandos de aceleração vindos do receptor ou da placa controladora e também 
transforma corrente continua em corrente trifásica para motores sem escova trifásicos. 
Figura 58 - Controlador Eletrônico de Velocidade (ESC). 
 
Disponível em: https://www.rcgroups.com/forums/showthread.php?511753-Bad-ESC Acesso em: 06 de 
junho de 2017. 
O fornecimento de energia para