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<p>UNIVERSIDADE FEDERAL DE JUIZ DE FORA</p><p>DEPARTAMENTO DE ENGENHARIA DE PRODUÇÃO E MECÂNICA</p><p>CURSO DE GRADUAÇÃO EM ENGENHARIA MECÂNICA</p><p>Bruno de Almeida Regina</p><p>Projeto e Análise Aeronáutica de Veículo Autônomo Aéreo Não Tripulado de</p><p>Pouso e Decolagem Vertical com Foco em Alcance</p><p>Juiz de Fora</p><p>2018</p><p>Bruno de Almeida Regina</p><p>Projeto e Análise Aeronáutica de Veículo Autônomo Aéreo Não Tripulado de</p><p>Pouso e Decolagem Vertical com Foco em Alcance</p><p>Trabalho de Conclusão de Curso apresentado</p><p>à Faculdade de Engenharia da Universidade</p><p>Federal de Juiz de Fora, como requisito par-</p><p>cial para a obtenção do título de Bacharel em</p><p>Engenharia Mecânica.</p><p>Orientador: Vitor Mainenti Leal Lopes</p><p>Juiz de Fora</p><p>2018</p><p>Ficha catalográfica elaborada através do Modelo Latex do CDC da UFJF</p><p>com os dados fornecidos pelo(a) autor(a)</p><p>.</p><p>Projeto e Análise Aeronáutica de Veículo Autônomo Aéreo Não Tripulado</p><p>de Pouso e Decolagem Vertical com Foco em Alcance / Bruno de Almeida</p><p>Regina. – 2018.</p><p>124 f. : il.</p><p>Orientador: Vitor Mainenti Leal Lopes</p><p>Trabalho de Conclusão de Curso (graduação) – UNIVERSIDADE FE-</p><p>DERAL DE JUIZ DE FORA, DEPARTAMENTO DE ENGENHARIA DE</p><p>PRODUÇÃO E MECÂNICA. CURSO DE GRADUAÇÃO EM ENGENHA-</p><p>RIA MECÂNICA, 2018.</p><p>1. Projeto aeronáutico. 2. VANT. 3. Aerodinâmica. 4. Desempenho 5.</p><p>Método dos painéis. I. Lopes, Vitor Mainenti Leal, orient. II. Título.</p><p>Bruno de Almeida Regina</p><p>Projeto e Análise Aeronáutica de Veículo Autônomo Aéreo Não Tripulado de</p><p>Pouso e Decolagem Vertical com Foco em Alcance</p><p>Trabalho de Conclusão de Curso apresentado</p><p>à Faculdade de Engenharia da Universidade</p><p>Federal de Juiz de Fora, como requisito par-</p><p>cial para a obtenção do título de Bacharel em</p><p>Engenharia Mecânica.</p><p>Aprovada em 20 de Junho de 2018.</p><p>BANCA EXAMINADORA</p><p>Vitor Mainenti Leal Lopes - Orientador</p><p>Universidade Federal de Juiz de Fora</p><p>Marco Aurélio da Cunha Alves</p><p>Universidade Federal de Juiz de Fora</p><p>Alexandre da Silva Scari</p><p>Universidade Federal de Juiz de Fora</p><p>AGRADECIMENTOS</p><p>Agradeço à minha família pelo apoio e por entender as ausências em viagens e</p><p>refeições ao longo desse trabalho. Amo vocês.</p><p>Agradeço aos amigos do CMNFAFBULAC, verdadeiros portos seguros de sensatez</p><p>e de loucuras na minha vida. Por todas as reflexões, todas as distrações, todo o com-</p><p>panheirismo, são pessoas essenciais ao longo da minha trajetória. Agradeço também à</p><p>amiga Angélica, sempre disposta a servir de ouvido e sempre me incentivando ao longo</p><p>das encruzilhadas da vida.</p><p>Sou muito grato à equipe Microraptor de Aerodesign por todo o aprendizado, todo</p><p>o acolhimento, todas as amizades. Agradeço aos membros da equipe pelos cargos de</p><p>liderança confiados a mim e pelos bons momentos compartilhados juntos. Os mais de 3</p><p>anos correndo atrás de conhecimento e de oportunidades, seja alcançando derrotas ou</p><p>conquistas, jamais serão esquecidos.</p><p>Agradeço aos professores e colegas do Laboratório GRIn pelas oportunidades</p><p>abertas e pelo apoio ao longo deste trabalho. Ter feito parte desse projeto se mostrou</p><p>essencial na minha formação.</p><p>Agradeço à UFJF, seus professores e seus alunos pelo maravilhoso ambiente de</p><p>ensino no qual fui inserido e pelos conhecimentos transmitidos. Em especial eu agradeço</p><p>ao professor Vitor Mainenti, orientador do Aero, da bolsa e deste trabalho. Obrigado pela</p><p>paciência, pelos imensuráveis ensinamentos e pela confiança.</p><p>Também deixo um agradecimento especial para todos aqueles que de certa forma</p><p>colaboraram com esse trabalho: Antônio pelos testes dos motores realizados, sem os</p><p>quais não seria possível refinar os resultados obtidos; Nícolas e Pedro, que ajudaram nas</p><p>divagações a respeito do algoritmo elaborado; Pedro novamente, por me salvar com o</p><p>software Mission Planner mais de uma vez; Mathaus e Vinícius, pelos logs de voo e pelas</p><p>discussões produtivas a respeito do projeto; Gabriel e Angélica, pelo incentivo e revisões</p><p>ao longo da etapa final.</p><p>"Olhe para as estrelas, e não para seus pés. Tente</p><p>dar sentido ao que vê, e pergunte-se o porquê da</p><p>existência do universo. Seja curioso."</p><p>Stephen Hawking</p><p>RESUMO</p><p>O presente estudo busca realizar um projeto de um Veículo Autônomo Aéreo Não Tripulado</p><p>(VAANT) capaz de realizar decolagens e pousos verticais (Vertical Take-Off and Landing</p><p>- VTOL) e com propulsão elétrica. A concepção de um projeto aeronáutico inicia-se a</p><p>partir de uma série de requisitos de missão. A partir desses parâmetros, com o objetivo de</p><p>atender à missão, correlaciona-se análises aerodinâmicas, de estabilidade e de desempenho</p><p>utilizando ferramentas computacionais. As análises aerodinâmicas e de estabilidade buscam</p><p>encontrar aerofólios e configurações de asa e empenagem que estejam de acordo com as</p><p>características definidas na missão da aeronave e que priorizem maior sustentação para</p><p>menor arrasto possível, possibilitando assim um maior alcance do VAANT. As análises</p><p>computacionais da aeronave projetada basearam-se no método dos painéis, com correções</p><p>aplicadas após comparação de seus resultados com ensaios de túnel de vento encontrados</p><p>na literatura. A polar de arrasto da aeronave final foi correlacionada com parâmetros do</p><p>grupo motopropulsor em um algoritmo desenvolvido para o trabalho, que busca quantizar</p><p>medidas de autonomia e alcance do veículo. O modelo foi refinado após testes de voo de</p><p>um protótipo da aeronave serem realizados.</p><p>Palavras-chave: Projeto aeronáutico. VANT. Aerodinâmica. Desempenho. Método dos</p><p>painéis.</p><p>ABSTRACT</p><p>The present study aims to execute the project of an Autonomous Unmanned Aerial Vehicle</p><p>(AUAV) capable of Vertical Take-Off and Landing (VTOL) and with electric propulsion. An</p><p>aeronautical project starts from a series of mission requirements. From these parameters, in</p><p>order to meet the mission, aerodynamic, stability and performance analyzes are correlated</p><p>using computational tools. The aerodynamic and stability analyzes seek to find airfoils</p><p>and configurations for the wing and the tail that meet the characteristics defined in the</p><p>mission of the aircraft and that prioritize greater lift for the lowest possible drag, thus</p><p>allowing a greater range for the AUAV. The computational analyzes of the projected</p><p>aircraft were based on the panel method, with corrections applied after comparing its</p><p>results with wind tunnel tests found in the literature. The drag polar of the final aircraft</p><p>was correlated with parameters of its propulsion system in an algorithm developed for the</p><p>study, which seeks to quantify measures of endurance and range of the vehicle. The model</p><p>was refined after flight tests of an aircraft prototype were performed.</p><p>Key-words: Aeronautic project. UAV. Aerodynamics. Performance. Panel method.</p><p>LISTA DE ILUSTRAÇÕES</p><p>Figura 1.1 – Sistema de Transmissão em 2015. Fonte: (ANEEL, 2016). . . . . . . . 21</p><p>Figura 1.2 – Estratificação do número de desligamentos forçados. Fonte: (ANEEL,</p><p>2016). . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 22</p><p>Figura 1.3 – Estratificação do número de desligamentos forçados. Fonte: (ANEEL,</p><p>2016). . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 22</p><p>Figura 1.4 – Inspeção em linha de transmissão. Fonte: (WRIGHT, 2012) . . . . . . 24</p><p>Figura 1.5 – Exemplo de câmera utilizada para inspeção em linhas de transmissão.</p><p>Fonte: (NASA, 1998). . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 24</p><p>Figura 2.1 – Exemplo de VANT em topologia multirotor. Fonte: (LYNCH, 2010). . 26</p><p>Figura 2.2 – Exemplo de VANT em topologia de avião. Fonte: (EVGENIY, 2016). 27</p><p>Figura 2.3 – Nomenclatura dos parâmetros geométricos dos aerofólios. Fonte: adap-</p><p>tado de Anderson (2010). . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 28</p><p>Figura 2.4 – Força e momento resultantes no corpo, devido à ação do escoamento.</p><p>Fonte: adaptado de Anderson (2010). . . . . . . . . . . . . . . . . . . 29</p><p>Figura 2.5 – Perfil de velocidade ao longo da camada limite. Fonte: adaptado de</p><p>Anderson (2010). . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 30</p><p>Figura 2.6 – Comportamento típico do Cl de um perfil em função do ângulo de</p><p>ataque. Fonte: adaptado de</p><p>(2.20)), levando em conta as perdas da potência entregue pela bateria ao motor e à hélice.</p><p>ηtot = ηmotor.ηhélice (2.20)</p><p>Para uma hélice livre, como é o caso em aeronaves, a eficiência e coeficientes</p><p>adimensionais de potência e de empuxo variam com relação à velocidade de avanço como</p><p>mostrado na Figura 2.32. Após um pico de máximo, a eficiência tende a diminuir com o</p><p>aumento da velocidade de avanço da aeronave até atingir a eficiência nula.</p><p>49</p><p>Figura 2.32 – Coeficientes de tração, potência e eficiência para uma hélice livre com relação ao</p><p>parâmetro de velocidade de avanço adimensional. Fonte: (WHITE, 2010).</p><p>Com base no parâmetro de tempo de voo encontrado na Equação (2.21), pode-se</p><p>calcular o alcance como sendo o tempo de voo multiplicado pela velocidade da aeronave:</p><p>R = E.V∞ (2.21)</p><p>Para atingir o maior alcance é necessário que a aeronave voe em velocidade que</p><p>garanta a relação CL/CD máxima, sendo essa denominada velocidade de cruzeiro.</p><p>Uma condição de operação da aeronave de grande importância é a subida não-</p><p>acelerada (Figura 2.33), em que a aeronave se desloca a um ângulo γ da horizontal (ângulo</p><p>de trajetória). Na maioria das aeronaves a tração do motor T tem pouca incidência com</p><p>relação ao eixo do vento, podendo seu diagrama de forças ser representado pelas Equações</p><p>(2.22) e (2.23) (RAYMER, 1992).</p><p>50</p><p>Figura 2.33 – Representação de uma aeronave em condição de subida uniforme. Fonte: adaptado</p><p>de Raymer (1992).</p><p>ΣFx = 0 = T −D −W.sen(γ) (2.22)</p><p>ΣFz = 0 = L−W.cos(γ) (2.23)</p><p>Como o seno de γ também representa a componente de velocidade vertical (Vv) que</p><p>a aeronave possui (conhecida como razão de subida), a Equação (2.22) pode ser rearranjada</p><p>como mostra a Equação (2.24):</p><p>Vv = V∞.</p><p>(T −D)</p><p>W</p><p>(2.24)</p><p>Durante a condição de subida, a aeronave apresenta sustentação um pouco inferior</p><p>ao seu peso (Equação (2.23)), visto que parte dele é compensado pela tração do motor</p><p>(ANDERSON, 1999).</p><p>2.3 Método Computacional</p><p>Ferramentas computacionais do tipo CAD são de grande utilidade durante um</p><p>projeto de engenharia. A modelagem prévia de componentes ajuda a se ter uma maior</p><p>noção dos requisitos do projeto e de dificuldades que possam vir a ocorrer em fases</p><p>posteriores de montagem e fabricação. Com isso, é possível realizar alterações no projeto</p><p>sem que haja perda de recursos e materiais.</p><p>Os métodos computacionais atuais são maneiras extremamente eficazes de calcular</p><p>parâmetros aerodinâmicos de aeronaves, sendo praticamente imprescindíveis na ausência</p><p>51</p><p>de túnel de vento a que se possa recorrer. Tais métodos podem simular bem não só análises</p><p>aerodinâmicas simples para estimativas iniciais de um projeto aeronáutico, como também</p><p>fazer análises finais detalhadas com grande precisão.</p><p>2.3.1 Dinâmica dos Fluidos Computacional (CFD)</p><p>Como possíveis métodos, pode-se utilizar softwares com análises CFD (Computati-</p><p>onal Fluid Dynamics). Esses se baseiam nas equações de Navier-Stokes, com as quais se</p><p>descreve os modelos de turbulência, como o Reynolds-averaged Navier–Stokes (RANS), o</p><p>Large eddy simulation (LES), entre outros. As equações são computadas numericamente de</p><p>acordo com o método de discretização utilizado (entre eles o método dos volumes finitos, o</p><p>método dos elementos finitos e o método das diferenças finitas). Permite a importação da</p><p>geometria do modelo diretamente de um software do tipo CAD. É um método robusto que</p><p>permite prever fenômenos aerodinâmicos complexos e calcular coeficientes aerodinâmicos</p><p>com boa precisão, desde que os parâmetros utilizados estejam bem ajustados.</p><p>Como pontos negativos do uso de CFD, pode-se citar a complexidade de se gerar</p><p>uma malha e a escolha do modelo de turbulência que representem bem o modelo a ser</p><p>estudado. Para que os resultados obtidos sejam coerentes, é necessário simular no software</p><p>com uma malha refinada, principalmente na região em que estará atuando a camada limite,</p><p>que terá grande impacto nas características viscosas do escoamento. Isso exige um alto</p><p>custo computacional, e assim análises fluido-dinâmicas podem chegar a demorar várias</p><p>horas mesmo em computadores potentes atuais.</p><p>2.3.2 Método dos Painéis</p><p>Uma alternativa ao uso de CFD para análises aerodinâmicas é o uso de softwares</p><p>que utilizem a teoria dos escoamentos potenciais, através do método dos painéis. Estes</p><p>se baseiam em encontrar as velocidades ao redor de um corpo com base no gradiente do</p><p>potencial de velocidade.</p><p>Para escoamentos sem vorticidade, ou seja, irrotacionais, é possível determinar uma</p><p>função escalar cujo gradiente seja a velocidade do escoamento (ANDERSON, 2010). Ou</p><p>seja, se a Equação (2.25) é satisfeita, então existe uma função escalar φ chamada Potencial</p><p>de Velocidade que atende a Equação (2.26).</p><p>∇× ~V = 0 (2.25)</p><p>∇φ = ~V (2.26)</p><p>52</p><p>As linhas equipotenciais ao longo de um escoamento são perpendiculares às linhas</p><p>de corrente. Existe também uma função escalar cujas isolinhas definem as linhas de</p><p>corrente, chamada Função de Corrente ψ. Se o escoamento estudado também pode ser</p><p>considerado incompressível, tem-se pela equação da continuidade em sua forma diferencial</p><p>que:</p><p>∇.~V = 0 (2.27)</p><p>Unindo as Equações (2.26) e (2.27), tem-se:</p><p>∇.(∇φ) = 0 (2.28)</p><p>∇2φ = 0 (2.29)</p><p>Ou seja, para fluidos em escoamento irrotacional e incompressível, a equação de</p><p>Laplace é atendida. Para resolver a equação, é usual que se utilize a condição de contorno</p><p>de Neumann, que especifica que a velocidade normal à superfície analisada é nula. Outra</p><p>possibilidade é a condição de contorno de Dirichlet, com a determinação do potencial de</p><p>velocidade nulo na superfície interna do painel.</p><p>Para análises em software, o contorno do perfil é armazenado em um conjunto de</p><p>coordenadas que descrevem os pontos discretos de suas faces inferior e superior, sendo tais</p><p>pontos ligados por segmentos de retas, chamados painéis, para gerar uma única geometria</p><p>(Figura 2.34). No centro de cada painel são definidos pontos de controle, onde são aplicadas</p><p>as condições de contorno e calculadas as velocidades (e, portanto, as pressões ao longo</p><p>da superfície). As condições de velocidade de qualquer ponto P no escoamento, a uma</p><p>distância r e angulação θ dos painéis, podem ser calculadas com base no somatório de</p><p>contribuição de todos os painéis.</p><p>53</p><p>Figura 2.34 – Distribuição de painéis ao longo de uma superfície de formato arbitrário. Fonte:</p><p>adaptado de Anderson (2010).</p><p>O escoamento é computado com base em distribuições de fonte (source sheets, λ(s))</p><p>e de vórtice (vortex sheets, γ(s)), que são aplicadas em cada painel (Figuras 2.35 e 2.36).</p><p>As distribuições de fonte determinam o contorno correto do corpo que se está analisando.</p><p>A força de cada fonte equivale à velocidade normal à superfície necessária para que o</p><p>escoamento externo não adentre o corpo sólido analisado, de forma que sua superfície</p><p>acaba por se tornar uma linha de corrente do escoamento.</p><p>Figura 2.35 – Vista lateral da distribuição de fonte aplicada nos painéis de uma superfície s.</p><p>Fonte: adaptado de Anderson (2010).</p><p>A distribuição de vórtice está mais relacionadas à circulação e, portanto, à susten-</p><p>tação do corpo. Cada vórtice apresenta magnitude de força diferente, baseado no salto de</p><p>velocidade tangencial do escoamento ao longo do painel correspondente.</p><p>54</p><p>Figura 2.36 – Vista lateral da distribuição de vórtice aplicada nos painéis de uma superfície s.</p><p>Fonte: adaptado de Anderson (2010).</p><p>A soma de toda a distribuição de vórtice ao longo da superfície s corresponde à</p><p>circulação ao redor do aerofólio (Equação (2.4)).</p><p>Γ =</p><p>∫</p><p>γds (2.30)</p><p>A circulação pode ser então utilizada para encontrar a sustentação na seção</p><p>bidimensional analisada, de forma análoga à Equação (2.9):</p><p>L′ = ρ∞.V∞.Γ (2.31)</p><p>Quanto maior o número de painéis, mais fielmente a geometria e as forças do</p><p>escoamento poderão ser representadas, por evitar descontinuidades bruscas na forma e nos</p><p>valores de pressão ao longo do aerofólio.</p><p>55</p><p>3 METODOLOGIA</p><p>A Figura 3.1 exibe um fluxograma mostrando como foram organizadas as etapas</p><p>do trabalho. A coloração vinho é utilizada para indicar análises numéricas</p><p>asa afilada Maior eficiência da asa.</p><p>Fuselagem aerodinâmica</p><p>e compacta Menor arrasto.</p><p>Asa alta Maior estabilidade lateral</p><p>Trem de pouso modelo drone Fácil aquisição e bom amortecimento.</p><p>Empenagem convencional Facilidade na fabricação e montagem.</p><p>Sustentação de 2,4 kg Combater o peso elétrico e estrutural do VANT.</p><p>Faixa de velocidades Pequena área de asa.</p><p>Figura 3.4 – Esboço inicial da vista superior do VANT. Fonte: Projeto GRIn.</p><p>61</p><p>3.2 Aerodinâmica e Estabilidade</p><p>Para os cálculos aerodinâmicos é importante conhecer os valores da densidade e</p><p>viscosidade do ar, pois estes afetarão diretamente o número de Reynolds do escoamento</p><p>ao qual a aeronave estará exposta, além de valores de sustentação e arrasto. Os dados</p><p>foram obtidos através de interpolação de tabela de atmosfera padrão (WHITE, 2010), e os</p><p>valores de temperatura utilizados como referência foram baseados na temperatura média</p><p>do estado de Mato Grosso, um dos locais em que a aeronave terá sua aplicação.</p><p>Tabela 3.3 – Dados da atmosfera</p><p>Temperatura média ( ◦C ) Densidade do ar (kg/m3) Viscosidade absoluta (Pa.s)</p><p>27 1,174 1, 835.10−5</p><p>Com base na densidade e viscosidade encontrados, na faixa de velocidades estipulada</p><p>e em um comprimento de corda de 15 cm a 25 cm (estimativa das cordas da região afilada</p><p>e não-afilada, respectivamente), verifica-se que o Reynolds dos aerofólios da asa será na</p><p>ordem de grandeza dos 190.000 a 320.000 (Equação (2.1)). Reynolds dessa magnitude</p><p>apresentam bolhas de separação laminares pequenas, com pouco efeito de arrasto parasita,</p><p>segundo Mueller e Delaurier (2003).</p><p>3.2.1 XFLR5 / Xfoil</p><p>Optou-se por utilizar o software XFLR5 no projeto, por ele ser próprio para análises</p><p>aerodinâmicas e de estabilidade para aeronaves em regime de baixo Reynolds (Re inferior a</p><p>106), em escoamento bi ou tridimensional. É um software de código aberto, com interface</p><p>gráfica criada por André Deperrois (DEPERROIS, 2009) e baseado no código XFOIL,</p><p>desenvolvido por Mark Drela (DRELA, 1989) (DRELA, 2000).</p><p>O algoritmo XFOIL é uma ferramenta computacional eficiente para o cálculo</p><p>de escoamento de fluido ao redor de perfis bidimensionais. O código utiliza o método</p><p>dos painéis de primeira ordem, baseado em painéis achatados com força de fonte (σ, na</p><p>nomenclatura adotada por Drela) constante e uma distribuição linear de vorticidade entre</p><p>os painéis (Figura 3.5).</p><p>62</p><p>Figura 3.5 – Distribuição de vórtice e de fonte aplicadas nos painéis de um aerofólio no XFOIL</p><p>(DRELA, 1989).</p><p>Os parâmetros não são calculados através da função potencial de velocidade, mas</p><p>através da função de corrente (Equação (3.1)). São funções perpendiculares entre si,</p><p>de forma que há pouca alteração no cálculo dos coeficientes. Os parâmetros u∞ e v∞</p><p>correspondem às componentes da velocidade nos eixos x e y, respectivamente.</p><p>Ψ(x, y) = u∞y − v∞x+ 1</p><p>2π</p><p>∫</p><p>γ(s).lnr(s;x, y)ds+ 1</p><p>2π</p><p>∫</p><p>σ(s).θ(s;x, y)ds (3.1)</p><p>No algoritmo, um método integral é utilizado para representar a camada limite e a</p><p>esteira de turbulência. Os escoamentos viscosos e invíscidos são totalmente acoplados e</p><p>esse sistema de equações não-lineares é solucionado simultaneamente através do uso de</p><p>um método de Newton-Raphson global (DRELA, 1989).</p><p>O XFOIL apresenta melhores resultados para casos de escoamentos incompressíveis.</p><p>Pode-se tratar um escoamento como incompressível para valores de número de Mach de</p><p>até 0,3, muito superiores aos que um VANT para tal finalidade deve atingir. As simulações</p><p>efetuadas no software, portanto, estarão dentro de sua faixa ótima de operação.</p><p>Os resultados obtidos para sustentação e momento no software apresentam boa</p><p>precisão quando comparadas com dados experimentais de túnel de vento (COMMUNIER et</p><p>al., 2015). Já valores de arrasto, muito ligados a forças viscosas relacionadas à turbulência e</p><p>à separação do escoamento do corpo, de difícil implementação numérica, podem apresentar</p><p>resultados levemente discrepantes dos reais.</p><p>Para análise tridimensional, o software XFLR5 calcula de maneira rápida os</p><p>coeficientes aerodinâmicos de asas ou aeronaves com base na interpolação dos resultados de</p><p>análise bidimensional de aerofólios feita pelo algoritmo XFOIL acoplado ao software. As</p><p>características tridimensionais podem ser calculadas pelos 3 métodos numéricos a seguir:</p><p>um modelo não-linear da Teoria da Linha Sustentadora (LLT), que leva em consideração</p><p>efeitos viscosos; Método Vortex Lattice (VLM); ou Método dos Painéis tridimensionais.</p><p>Por ser um software próprio para cálculo de asas e aeronaves, possui funções</p><p>bastante otimizadas para tal e pode ser preferível ao uso de análises CFD, dependendo</p><p>63</p><p>da metodologia adotada (COMMUNIER et al., 2015). Possui ferramentas automatiza-</p><p>das, rápidas e práticas para o design de asas, com funções próprias para inserção de</p><p>estabilizadores e até mesmo fuselagem na aeronave.</p><p>O XFLR5 pode ser também utilizado para cálculo de parâmetros de estabilidade</p><p>estática e dinâmica de aeronaves, mostrando, inclusive, a resposta no tempo do veículo</p><p>com base em perturbações externas ou geradas por comando e também a alocação dos</p><p>pólos de estabilidade da aeronave.</p><p>Por se tratar de um software mais rápido e prático que o uso de CFD, e que obtém</p><p>bons resultados para Reynolds baixo e escoamento incompressível, como é o caso, o XFLR5</p><p>foi escolhido para realizar as análises aerodinâmicas e de estabilidade da aeronave durante</p><p>o projeto.</p><p>Como desvantagens, o software pode não captar da maneira mais eficiente fenômenos</p><p>aerodinâmicos como a bolha laminar. Além disso, não computa corretamente parâmetros</p><p>relativos à fuselagem, sendo estes uma enorme fonte de erro. Portanto, a fuselagem não</p><p>será considerada no software e seus parâmetros serão calculados separadamente depois,</p><p>com cálculos teóricos.</p><p>3.2.1.1 Método Vortex Lattice - VLM</p><p>O método numérico a ser utilizado nas análises aerodinâmicas tridimensionais é</p><p>o Vortex Lattice, pois os outros métodos disponíveis no software XFLR5 são capazes</p><p>de realizar análises de asas principais, apenas. Análises do conjunto asa-empenagem</p><p>são importantes para verificar a estabilidade da aeronave, de modo que o método VLM</p><p>atende de maneira mais eficaz ao projeto. As análises da asa isolada serão realizadas pelo</p><p>mesmo método, para manter idêntico o critério ao se comparar com a situação de aeronave</p><p>completa com empenagem.</p><p>Além disso, o VLM possui vantagens com relação ao LLT, que se baseia na Teoria</p><p>da Linha Sustentadora. Esse último apresenta resultados razoáveis para asas retas de</p><p>média a longa relação de alongamento, porém se mostra inapropriado para asas com baixo</p><p>valor de AR ou que possuam enflechamento (Anderson, 2010).</p><p>No método, a asa é vista como uma superfície plana, chamada superfície sustenta-</p><p>dora e é dividida em um sistema de vórtices em seus eixos x e y (Figura 3.6). A força dos</p><p>vórtices se altera com relação ao eixo y, o que fisicamente representa a perda de sustentação</p><p>perto da região das pontas de asa. Sua magnitude também varia com o eixo x, mostrando</p><p>como a pressão atua ao longo da corda do aerofólio.</p><p>Como na análise bidimensional do método dos painéis, as equações são resolvidas</p><p>no ponto central de cada painel, no chamado Ponto de Controle (Figura 3.7).</p><p>64</p><p>Figura 3.6 – Esquema de uma superfície sustentadora. Fonte: adaptado de Anderson (2010).</p><p>Figura 3.7 – Esquema de um único vórtice, parte do sistema de vórtices de uma asa. Fonte:</p><p>adaptado de Anderson (2010).</p><p>O somatório da vorticidade ao longo da asa resultará em sua circulação (Equação</p><p>(2.4)), diretamente ligada à sustentação do corpo (Equação (2.9)).</p><p>3.2.2 Aerofólio</p><p>Como efeitos de bolhas laminares tridimensionais e parâmetros de viscosidade na</p><p>camada limite não são mensurados de maneira completamente eficaz pelo método dos</p><p>painéis do software XFLR5, optou-se por utilizar no projeto um perfil aerodinâmico que</p><p>possua estudos extensos de túnel de vento na literatura. Dessa forma, é possível comparar</p><p>65</p><p>os dados obtidos em simulação com os experimentais, verificando as variações do modelo</p><p>com os dados reais.</p><p>Para VANTs com foco em alcance,</p><p>como é o caso, é importante buscar uma maior</p><p>eficiência aerodinâmica, trabalhando com perfis que tenham alta relação de sustentação</p><p>por arrasto (Cl/Cd). Também é interessante para o projeto que o aerofólio possua um</p><p>Cl relativamente alto para garantir a sustentação definida previamente, visto que a área</p><p>da asa é limitada pela estrutura do frame H. Outros pontos que devem ser levados em</p><p>consideração na escolha do aerofólio são: uma espessura relativa que permita boa eficiência</p><p>estrutural (devido ao maior momento de inércia), com espaço para se alocar longarinas</p><p>dentro da estrutura da asa; condição de estol suave, em que não haja queda abrupta</p><p>demais de sustentação; ausência de bolha de separação laminar; forma de fácil fabricação;</p><p>bom comportamento em baixos números de Reynolds.</p><p>Diversos aerofólios de baixo número de Reynolds foram analisados para esse trabalho.</p><p>Por uma questão de organização e melhor visualização dos gráficos, apenas aqueles que se</p><p>mostraram mais interessantes para o projeto serão aqui apresentados, nas Figuras 3.8 a</p><p>3.11.</p><p>Figura 3.8 – Geometria do perfil Eppler 210 (E210). Fonte: Autor.</p><p>Figura 3.9 – Geometria do perfil Eppler 387 (E387). Fonte: Autor.</p><p>Figura 3.10 – Geometria do perfil FX63-137. Fonte: Autor.</p><p>66</p><p>Figura 3.11 – Geometria do perfil Selig 1223 (S1223). Fonte: Autor.</p><p>As geometrias dos aerofólios utilizados foram obtidas em websites como o UIUC</p><p>Airfoil Database, que disponibilizam as coordenadas dos seus painéis em x e y. O número</p><p>de painéis em cada aerofólio na página depende de quantas coordenadas cada arquivo</p><p>possui, portanto. Como um número elevado de painéis torna a representação da geometria</p><p>e das forças mais fiel à realidade, apesar de aumentar o custo computacional, optou-se</p><p>por aumentar o número de painéis em todos os aerofólios utilizados para 140, como é</p><p>exemplificado com o Eppler 210 na Figura 3.12.</p><p>Figura 3.12 – Alteração do número de painéis do Eppler 210 de 61 para 140. Fonte: Autor.</p><p>A região do bordo de ataque do aerofólio possui uma quantidade de painéis</p><p>extremamente refinada, devido à forma com pequeno raio de curvatura e à grande alteração</p><p>dos parâmetros aerodinâmicos na região.</p><p>Para que seja possível comparar os perfis sob os mesmos critérios e condições, o</p><p>mesmo valor de Reynolds foi utilizado em suas análises, de 250.000. Esse valor foi escolhido</p><p>baseado nas estimativas iniciais de dimensões e velocidade da aeronave, como visto no</p><p>começo da seção 3.2, para um valor médio representativo das regiões afiladas e não afiladas.</p><p>O valor de Mach utilizado na simulação foi 0, visto que as velocidades estipuladas se</p><p>encontram na faixa dos escoamentos incompressíveis (Ma</p><p>Já os parâmetros relacionados à sustentação possuem menor erro, visto que as pressões</p><p>normais à superfície dos aerofólios, principais geradoras da sustentação, são computadas</p><p>pelo software com razoável precisão. No ensaio de túnel de vento para Reynolds 200.000 é</p><p>72</p><p>possível verificar uma proeminência no arrasto na região próxima a Cl igual a 1, efeito</p><p>típico do fenômeno de bolha laminar. Percebe-se que tal efeito não é computado pelo</p><p>software, entretanto. A proeminência desaparece com o aumento do número de Reynolds</p><p>de 200.000 para 350.000.</p><p>Na tentativa de compensar o erro vindo do software, foi proposto aplicar fatores</p><p>de correção nos coeficientes, multiplicando-os por constantes que aproximem os valores</p><p>obtidos no programa com aqueles encontrados na bibliografia através de ensaios reais.</p><p>Após processo iterativo feito manualmente, foi possível alcançar valores para os fatores de</p><p>correção de sustentação (FCL) e de arrasto (FCD) de 0,99 e 1,16, respectivamente, como</p><p>mostra as Figuras 3.19 e 3.20.</p><p>Figura 3.19 – Correção dos valores encontrados pelo software XFLR5 com FCD = 1,16 e FCL =</p><p>0,99 para o perfil FX63-137 em Reynolds 200.000. Fonte: Autor.</p><p>Figura 3.20 – Correção dos valores encontrados pelo software XFLR5 com FCD = 1,16 e FCL =</p><p>0,99 para o perfil FX63-137 em Reynolds 350.000. Fonte: Autor.</p><p>73</p><p>É possível perceber com as figuras 3.19 e 3.20 que, com o fator FCD aumentando em</p><p>16% o arrasto obtido pelo software, suas polares de arrasto se aproximam consideravelmente</p><p>daquelas encontradas na literatura. Para as regiões em que há leves divergências, tomou-</p><p>se o cuidado de garantir que o arrasto corrigido não é menor do que o encontrado em</p><p>testes práticos, e a diferença das curvas é considerada uma margem de segurança. A</p><p>sustentação não apresentou tamanha divergência de resultados, sendo a redução de 1% do</p><p>valor encontrado pelo software suficiente para corrigir as duas situações analisadas.</p><p>A comparação que levou aos fatores de correção foi feita para análises dos aerofólios</p><p>mas, como o software realiza as análises tridimensionais com base em interpolações das</p><p>características bidimensionais dos perfis ao longo da asa, a relação encontrada se mantém</p><p>válida. Resultados similares foram encontrados por Communier (2015) em comparação</p><p>de dados inicialmente obtidos no XFLR5 e depois comparados com ensaio de túnel de</p><p>vento de asa finita com aerofólio simétrico. Na análise de Communier, os resultados da</p><p>asa real tiveram diferença de 0,5% na sustentação e 19,7% no arrasto para um Reynolds</p><p>do escoamento de 400.000, aproximadamente. Já os valores de momento de arfagem se</p><p>mantiveram praticamente os mesmos na comparação dos dois métodos.</p><p>Assim, é possível ver que os fatores de correção encontrados pela análise bidimensio-</p><p>nal também se mantêm aplicáveis para asas finitas, apesar de que o valor exato da correção</p><p>pode depender do número de Reynolds trabalhado e das características do aerofólio (se é</p><p>simétrico ou se possui curvatura elevada, por exemplo). Todos os valores de sustentação e</p><p>arrasto encontrados pelo software foram devidamente corrigidos para as demais etapas do</p><p>projeto, com os fatores de 0,99 e de 1,16 encontrados.</p><p>3.2.3 Asa</p><p>A geometria proposta para a asa nas definições iniciais do projeto é de asa reto-</p><p>trapezoidal. Sua ponta afilada possui a função tanto de reduzir a sustentação da asa</p><p>nessa região quanto de aumentar sutilmente a envergadura (e portanto o alongamento da</p><p>asa, Equação (2.10)), melhorando sua eficiência ao diminuir o efeito de arrasto induzido</p><p>causado pelo vórtice de ponta de asa.</p><p>A área de asa fica de certa forma limitada com as definições iniciais, que estabelecem</p><p>envergadura de tamanho similar ao frame H. Porém, para que a aeronave consiga sustentar</p><p>os 2,4 kg pretendidos na faixa de velocidades definida, próxima a 20 m/s, a área de asa deve</p><p>ser a maior possível, como mostra a Equação (2.6). Dessa forma, optou-se pela geometria</p><p>de asa reta, sem afilamento, na região central do frame para aproveitar da melhor forma</p><p>o espaço disponível. Não foram utilizados recursos de enflechamento nessa região, para</p><p>manter maior facilidade e praticidade na fabricação. Devido à geometria do frame, a asa</p><p>teve a envergadura de sua parte reta fixada em 546 mm. Esse valor foi definido com base</p><p>na distância de 580 mm entre os motores, dando uma folga para que essa seção da asa</p><p>74</p><p>não ficasse completamente rente aos tubos laterais da estrutura e facilitasse o encaixe da</p><p>região que possui afilamento.</p><p>Para maximizar a área de uma asa retangular, já tendo fixada a envergadura,</p><p>basta aumentar o comprimento de sua corda. Porém, tal decisão acarreta em algumas</p><p>consequências negativas: quanto maior a corda, menor a relação de alongamento da asa</p><p>(Equação (2.10)), reduzindo consequentemente a eficiência aerodinâmica da aeronave;</p><p>uma corda grande pode “sombrear” de maneira excessiva as hélices traseiras (Figura</p><p>3.4), servindo de obstáculo para o ar escoando por elas, reduzindo assim a eficiência dos</p><p>motores de propulsão vertical e prejudicando a controlabilidade do VANT. Dessa forma, a</p><p>corda de seção retangular foi limitada em 300 mm, visando minimizar os efeitos negativos</p><p>supracitados.</p><p>Com a seção central totalmente definida, iniciou-se o projeto da ponta da asa. Para</p><p>manter a asa compacta e a similaridade de inércia com o frame H, optou-se por utilizar</p><p>uma envergadura apenas 20% maior que a distância entre os motores na estrutura (580</p><p>mm). Dessa forma, cada extremidade de asa possui envergadura de 77 mm, totalizando</p><p>um comprimento da asa de 700 mm. A corda na ponta da asa foi limitada pelo número</p><p>de Reynolds. Para evitar que este ficasse demasiadamente abaixo dos 200.000 nas seções</p><p>da asa, a corda mínima foi definida como 15 cm, dando uma relação de afilamento de</p><p>0,5. Foi aplicado um diedro de 15◦ na ponta da asa por questões estéticas e para que o</p><p>extradorso da asa se mantivesse aproximadamente nivelado ao longo de toda a envergadura,</p><p>facilitando a confecção e a montagem.</p><p>Foi aplicado pequeno enflechamento na ponta da asa, visando aproximar a circulação</p><p>da curva elíptica. O bordo de ataque foi deslocado 20 mm para trás, resultando em uma</p><p>angulação de enflechamento positivo de bordo de ataque de 14, 5◦ e em um enflechamento</p><p>negativo de quarto de corda de 11◦. Este tem função de reduzir o carregamento da</p><p>sustentação na extremidade da asa, como será evidenciado na análise da Figura 3.33. A</p><p>proximidade da distribuição de circulação encontrada com a curva elíptica foi considerada</p><p>suficiente, sendo desnecessária a aplicação de torção na seção final, visto que essa dificultaria</p><p>o processo de fabricação sem trazer ganhos efetivos para o projeto.</p><p>A corda média aerodinâmica pode ser obtida por uma média ponderada pela área</p><p>das suas seções de asa reta e trapezoidal. Seu valor total encontrado foi de 288 mm. A</p><p>área da asa final é de 0,2 m2 e sua relação de alongamento AR é de 2,495. As Figuras 3.21</p><p>a 3.23 mostram sua modelagem no software XFLR5:</p><p>75</p><p>Figura 3.21 – Vista superior da asa projetada no software XFLR5. Fonte: Autor.</p><p>Figura 3.22 – Vista frontal da asa projetada no software XFLR5. Fonte: Autor.</p><p>Figura 3.23 – Vista isométrica da asa projetada no software XFLR5. Fonte: Autor.</p><p>Para realizar as análises, torna-se necessário definir os painéis ao longo da asa. Na</p><p>busca de uma representação fiel das forças do escoamento aliado a um custo computacional</p><p>aceitável, optou-se por discretizar a asa como é mostrado nas Figuras 3.24 e 3.25. Cada</p><p>semi-asa possui 25 divisões ao longo da envergadura de sua parte reta, distribuídos de</p><p>forma uniforme, e 10 divisões ao longo de sua parte afilada, mais refinados próximo das</p><p>pontas da asa e menos em sua parte central. Dessa forma, é possível captar com maior</p><p>76</p><p>precisão os efeitos tridimensionais em forma de vórtice que ocorrem nas extremidades.</p><p>Também há 25 divisões ao longo de sua corda, com maior refinamento nas regiões do</p><p>bordo de ataque e de fuga. O número total de painéis (1750) é a multiplicação das divisões</p><p>em x e y, somando-se a contribuição</p><p>das duas semi-asas. Tomou-se o cuidado de não</p><p>permitir mudanças bruscas na dimensão de painéis adjacentes entre si, de forma a evitar</p><p>descontinuidades abruptas nos resultados das análises.</p><p>Figura 3.24 – Vista isométrica da asa com sua divisão de painéis. Fonte: Autor.</p><p>Figura 3.25 – Vista superior da asa com sua divisão de painéis. Fonte: Autor.</p><p>Com base na asa modelada com essas divisões de painéis, realizou-se uma Análise de</p><p>Sustentação Fixa, na qual um valor de peso da aeronave é definido e o software computa os</p><p>coeficientes aerodinâmicos e as velocidades necessárias para manter a sustentação almejada.</p><p>Foram inseridos também os parâmetros atmosféricos de densidade e viscosidade do ar. A</p><p>posição do CG, ponto ao redor do qual a aeronave rotaciona em movimento de arfagem,</p><p>foi definida a um quarto da corda, a 75 mm do bordo de ataque.</p><p>77</p><p>A análise computa os coeficientes para cada ângulo de ataque até que a asa (ou</p><p>aeronave) simulada comece o processo de estol. Ou seja, no momento em que o coeficiente</p><p>Cl de alguma seção da asa é interpolada pelo software e obtém como resultado um valor</p><p>maior que o ClMáx do aerofólio, a análise é encerrada. Tal situação é evidenciada na</p><p>condição limite do estol encontrada na Figura 3.26, com resultados da análise para um</p><p>ângulo de ataque de 23, 2◦. Devido à relação linear entre Coeficiente de sustentação e</p><p>ângulo de ataque, caso α fosse maior seria impossível para o software interpolar os valores</p><p>necessários de Cl de acordo com as análises bidimensionais realizadas previamente.</p><p>Figura 3.26 – Gráfico do coeficiente de sustentação local (Cl) em função da envergadura, na</p><p>condição limite do estol. Fonte: Autor.</p><p>A descontinuidade na derivada da curva de Cl em função da envergadura ocorre</p><p>nas transições entre a parte reta e afilada da asa, causada pela modificação do escoamento</p><p>tridimensional nessa região.</p><p>Assim como o ângulo de estol da asa finita é diferente do obtido para a análise</p><p>bidimensional do aerofólio utilizado, o coeficiente global de sustentação da asa CL também</p><p>se altera devido ao baixo alongamento da asa, como esperado teoricamente (Figura 2.12).</p><p>Tal afirmação pode ser verificada ao comparar as Figuras 3.13 e 3.27.</p><p>78</p><p>Figura 3.27 – Gráfico do coeficiente de sustentação (CL) pelo ângulo de ataque (α). Fonte:</p><p>Autor.</p><p>A asa é um elemento instável, visto que apresenta derivada de Cm em função de α</p><p>positiva (Figura 3.28). Tal característica torna necessário o uso de empenagens no projeto,</p><p>como havia sido previsto em suas definições iniciais.</p><p>Figura 3.28 – Gráfico do coeficiente de momento (Cm) pelo ângulo de ataque (α), analisado em</p><p>um quarto de corda da asa. Fonte: Autor.</p><p>79</p><p>Verificando a polar de arrasto da asa obtida com o auxílio do software, presente</p><p>na Figura 3.29, é possível verificar o aumento do arrasto ao se comparar com a análise</p><p>bidimensional (Figura 3.16), proveniente do arrasto induzido que ocorre nos escoamentos</p><p>tridimensionais.</p><p>Figura 3.29 – Gráfico da polar de arrasto da asa. Fonte: Autor.</p><p>As diferenças das características de sustentação e arrasto da análise bidimensional</p><p>para a asa finita é causada pelos vórtices das pontas da asa, que possuem grande força em</p><p>asa de baixo alongamento. Uma representação desses vórtices pode ser obtida através das</p><p>linhas de corrente do escoamento, como feito nas Figuras 3.31 a 3.32, para um ângulo de</p><p>ataque da asa de 15◦. A maior concentração de painéis na extremidade da asa contribui</p><p>para uma representação mais fiel dos efeitos do vórtice.</p><p>Figura 3.30 – Vista posterior de escoamento na asa com linhas de corrente formando vórtices em</p><p>suas extremidades. Fonte: Autor.</p><p>80</p><p>Figura 3.31 – Vista superior de escoamento na asa com linhas de corrente formando vórtices em</p><p>suas extremidades. Fonte: Autor.</p><p>Figura 3.32 – Vista isométrica de escoamento na asa com linhas de corrente formando vórtices</p><p>em suas extremidades. Fonte: Autor.</p><p>A minimização da força dos vórtices de ponta de asa está ligada à curva elíptica de</p><p>sustentação. A distribuição do carregamento obtido para a asa com a geometria definida</p><p>em um ângulo de 5◦ é exibida na Figura 3.33. A distribuição de sustentação pode ser obtida</p><p>de forma normalizada multiplicando-se o coeficiente de sustentação de cada seção pela</p><p>corda local e dividindo-os pela CMA, como é o caso no gráfico em questão, obtendo-se o</p><p>coeficiente de sustentação local. O resultado da normalização é o coeficiente de sustentação</p><p>local, que possui relação direta com a circulação ao longo da asa (Figura 2.13) A maior</p><p>aproximação do carregamento à curva ideal nas seções da ponta da asa se deve tanto ao</p><p>afilamento quanto ao enflechamento de quarto de corda presente nessa região.</p><p>81</p><p>Figura 3.33 – Gráfico da distribuição de sustentação (Cl.c/CMA) em função da envergadura,</p><p>para um ângulo de ataque de 5◦. Fonte: Autor.</p><p>3.2.4 Empenagem</p><p>Como os momentos que as empenagens causam na aeronave dependem tanto da</p><p>sustentação quanto da distância entre o CP de cada superfície estabilizadora ao CG da</p><p>aeronave, o aerofólio escolhido para compor suas seções pode ser um perfil simétrico, que</p><p>possui menor valores de Cl, sendo tal fato compensado pelo comprimento do tail boom. A</p><p>vantagem dos perfis simétricos é que seus coeficientes de arrasto são consideravelmente</p><p>menores em razão da ausência de curvatura. Devido ao fato de que sua sustentação é</p><p>nula em ângulo de ataque 0◦, possuem grande importância em seu uso em estabilizadores</p><p>verticais, visto que perfis assimétricos poderiam causar momentos de guinada indesejados</p><p>na aeronave.</p><p>3.2.4.1 Aerofólio</p><p>Os perfis simétricos escolhidos para serem analisados para o projeto foram o Eppler</p><p>168, o NACA 0009 e o NACA 0012, mostrados nas Figuras 3.34 a 3.36.</p><p>Figura 3.34 – Geometria do perfil Eppler 168. Fonte: Autor.</p><p>82</p><p>Figura 3.35 – Geometria do perfil NACA 0009. Fonte: Autor.</p><p>Figura 3.36 – Geometria do perfil NACA 0012. Fonte: Autor.</p><p>O número de painéis dos aerofólios foi modificado para 140 para aumentar a</p><p>fidelidade dos resultados obtidos, de maneira similar ao que foi realizado nos perfis</p><p>analisados para a asa.</p><p>As análises dos aerofólios foram feitas com valores de Reynolds estimados em</p><p>150.000, baseando-se nos mesmos parâmetros dos perfis da asa exceto a corda do estabili-</p><p>zador, que deve ser menor que a da asa. Resultados obtidos na análise encontram-se nas</p><p>Figuras 3.37 e 3.38.</p><p>Figura 3.37 – Gráfico de Cl em função do ângulo de ataque para diversos perfis aerodinâmicos</p><p>em Reynolds de 150.000. Fonte: Autor.</p><p>O gráfico de Cl em função de alpha da Figura 3.37 mostra que as características de</p><p>sustentação do Eppler 168 e do NACA 0012 são similares, com valores de ClMáx e ângulo</p><p>de estol próximos para ambos os aerofólios. No gráfico estão presentes flutuações nos</p><p>coeficientes que estão ligadas a erros de convergência numérica de seus resultados.</p><p>83</p><p>Figura 3.38 – Gráfico da eficiência aerodinâmica em função do ângulo de ataque para diversos</p><p>perfis aerodinâmicos em Reynolds de 150.000. Fonte: Autor.</p><p>A eficiência aerodinâmica do Eppler 168 é a maior entre os aerofólios analisados</p><p>para os estabilizadores da aeronave. É possível verificar que, apesar de o NACA 0009</p><p>apresentar baixo coeficiente de sustentação, sua relação de Cl/Cd é compensada pela sua</p><p>baixa espessura, que leva a um Cd menor do que o dos outros perfis.</p><p>O perfil escolhido para as empenagens foi o Eppler 168 devido à sua eficiência aero-</p><p>dinâmica, bons valores de ClMáx e de ângulo de estol e também devido à sua alta espessura,</p><p>que garante maior momento de inércia e, portanto, uma boa resistência estrutural.</p><p>3.2.4.2 Geometria</p><p>As dimensões do estabilizador horizontal foram escolhidas de forma iterativa,</p><p>visando obter um ângulo de trimagem e uma inclinação de Cm em função de α interessantes</p><p>para o projeto, como será descrito adiante. Também é desejável que este não possua área</p><p>em planta demasiadamente grande, visto que um estabilizador com essas características</p><p>estaria sujeito a maior arrasto de fricção. Uma corda pequena nos estabilizadores pode</p><p>levar a valores de Reynolds baixos,</p><p>com características de escoamento imprevisíveis com</p><p>o método de análise adotado e com grandes flutuações dos coeficientes aerodinâmicos.</p><p>Portanto, a corda foi definida para garantir um número de Reynolds na ordem dos 150.000,</p><p>mesmo valor estimado nas análises realizadas no início da seção 3.2.4.</p><p>Já o estabilizador vertical foi dimensionado para tornar a aeronave latero-direcionalmente</p><p>estável, com derivadas de Cl e Cn em função de β negativa e positiva, respectivamente.</p><p>Assim como o estabilizador horizontal, deve possuir forma compacta, visando minimizar o</p><p>arrasto total da aeronave e o peso estrutural do componente.</p><p>84</p><p>Durante o processo iterativo para a escolha das dimensões da geometria, foram</p><p>realizadas análises aerodinâmicas e de estabilidade verificando se a configuração proposta</p><p>atendia aos requisitos supracitados. O resultado da configuração final é exposto na</p><p>seção 3.2.5. A geometria final do estabilizador horizontal foi definida como: 300 mm de</p><p>envergadura e 135 mm de corda, tendo área de 0,0405 m2 e alongamento de 2,2. Já o</p><p>estabilizador vertical possui 150 mm de envergadura e 120 mm de corda. Usualmente o</p><p>alongamento do estabilizador horizontal é consideravelmente menor do que o alongamento</p><p>da asa, para que sofra o estol depois e seja capaz de retornar a aeronave para uma condição</p><p>segura. Porém, o fato de a asa ter um ângulo de estol elevado e fora das condições de</p><p>operação normal da aeronave (como será visto na Figura 3.42) e o fato de haver uma</p><p>controladora de voo no VANT que pode restringir sua angulação máxima, o estol profundo</p><p>pode ser facilmente evitado. As Figuras 3.39 e 3.40 mostram a modelagem da empenagem</p><p>no software XFLR5:</p><p>Figura 3.39 – Vista lateral da aeronave com empenagem. Fonte: Autor.</p><p>Figura 3.40 – Vista superior da aeronave com empenagem. Fonte: Autor.</p><p>85</p><p>O número de painéis utilizado nas superfícies da cauda foram condizentes com suas</p><p>respectivas envergaduras. Ambos os estabilizadores foram divididos em 15 partições ao</p><p>longo de sua corda, com maior refinamento dos painéis próximo à seu bordo de ataque e de</p><p>fuga. Para o estabilizador horizontal foram utilizadas um total de 30 divisões na direção de</p><p>sua envergadura, enquanto 15 foram utilizadas no estabilizador vertical. Multiplicando-se</p><p>as partições em x e y obtém-se 675 painéis em toda a cauda 3.41:</p><p>Figura 3.41 – Vista lateral do estabilizador vertical e vista superior do estabilizador horizontal,</p><p>com suas divisões de painéis. Fonte: Autor.</p><p>3.2.5 Análise de Estabilidade</p><p>Com a geometria final da aeronave estabelecida, foram realizadas as análises para</p><p>obter seus coeficientes aerodinâmicos globais e verificar sua estabilidade, como mencionado</p><p>na seção 3.2.4. As análises relativas à arfagem foram feitas com base em uma sustentação</p><p>fixa de 2,4 kg, nos parâmetros de atmosfera estabelecidos no início da seção 3.2 e no CG</p><p>da aeronave alocado a um quarto da corda da asa e 3 cm abaixo de sua linha de corda</p><p>(por ser uma configuração de asa-alta).</p><p>Optou-se por um ângulo de trimagem na faixa de α que dá a maior relação de</p><p>CL/CD (região entre 1◦ e 2◦), como mostra a Figura 3.42, pois garante assim um maior</p><p>alcance da aeronave. Dessa forma, o VANT tende a retornar para sua condição ideal sem</p><p>a necessidade de os motores de propulsão vertical serem atuados todas as vezes que a</p><p>aeronave venha a sofrer um distúrbio, economizando a energia da bateria e aumentando,</p><p>consequentemente, o alcance do veículo. O ângulo de trimagem escolhido foi o de 2◦ pois,</p><p>apesar de estar em uma região em que a eficiência aerodinâmica começa a cair, possui</p><p>um CL maior, requerindo menores velocidades para sustentar a aeronave. Além disso, a</p><p>queda de eficiência com relação a seu ponto de máximo é de apenas 1%, valor considerado</p><p>inexpressivo para o resultado final de alcance.</p><p>86</p><p>Figura 3.42 – Gráfico da Eficiência Aerodinâmica da aeronave em função do ângulo de ataque.</p><p>Fonte: Autor.</p><p>Devido à controladora de voo presente no projeto, optou-se por uma derivada</p><p>de Cm em função de α de baixa magnitude. Quanto mais neutra for a estabilidade da</p><p>aeronave, maior controlabilidade os motores de propulsão vertical podem fornecer. Tal</p><p>medida visa evitar que o momento de arfagem devido à contribuição da asa tenha efeito</p><p>de feedback positivo na arfagem causada pelos motores de propulsão vertical, gerando</p><p>um movimento oscilatório divergente conhecido por Oscilação Induzida pelo Piloto (Pilot-</p><p>induced Oscillation - PIO). A função de piloto é exercida pela controladora de voo para a</p><p>aeronave em questão.</p><p>A Figura 3.43 mostra a curva de Cm em função de α obtida após o processo iterativo</p><p>que determinou as dimensões da empenagem. Pode-se perceber na figura que a aeronave</p><p>é estável, devido à sua derivada negativa de Cm por α. Esta possui um valor de -0,12</p><p>rad−1 no projeto, e valores típicos da derivada em aplicações aeronáuticas comuns são</p><p>de -0,3 a -1,5 rad−1, de acordo com Sadraey (2012). O valor obtido permite boa ação da</p><p>controladora de voo e evita ocorrência de PIO, mesmo estando fora da faixa de valores</p><p>comuns. Pode-se constatar também que o ângulo de trimagem obtido se encontra próximo</p><p>do definido no projeto, de 2◦. Após o processo iterativo que determinou a geometria da</p><p>empenagem ainda se mostrou necessária a aplicação de uma angulação de incidência de</p><p>−2, 5◦ no estabilizador horizontal para obter a angulação de trimagem escolhida.</p><p>87</p><p>Figura 3.43 – Gráfico do coeficiente de momento de arfagem (Cm) por α, analisado no CG do</p><p>VANT. Fonte: Autor.</p><p>Para a análise da estabilidade látero-direcional, optou-se por aplicar um ângulo de</p><p>diedro na asa, para simular o efeito de configuração de aeronave asa-alta. De acordo com</p><p>Raymer (1992), o efeito diedro que uma configuração asa-alta possui com relação a uma</p><p>asa-média é de 2◦, angulação que foi aplicada, portanto, no projeto (Figura 3.44).</p><p>Figura 3.44 – Vista frontal da aeronave com diedro aplicado para análise de estabilidade látero-</p><p>direcional. Fonte: Autor.</p><p>As análises variaram o ângulo de derrapagem β de 0 a 10°, mantendo uma velocidade</p><p>constante de 24 m/s e ângulo de ataque equivalente ao ângulo de trimagem previamente</p><p>estabelecido. Os resultados obtidos são os expostos nas Figuras 3.45 e 3.46. Verifica-se</p><p>que a aeronave possui estabilidade quanto aos movimentos de rolagem e guinada, por</p><p>apresentar derivada negativa de Cl em função de β e derivada positiva de Cn em função</p><p>de β, respectivamente.</p><p>88</p><p>Figura 3.45 – Gráfico do coeficiente de momento de rolagem (Cl) por β. Fonte: Autor.</p><p>Figura 3.46 – Gráfico do coeficiente de momento de guinada (Cn) por β. Fonte: Autor.</p><p>Devido à presença da controladora de voo no projeto, sempre retornando a aeronave</p><p>para seu ponto ótimo, e como medidas para evitar o PIO foram tomadas, não se achou</p><p>necessário a avaliação da estabilidade dinâmica do VANT.</p><p>3.2.6 Modelagem</p><p>Após a definição da asa e da empenagem, o restante dos componentes foi modelado</p><p>em ambiente CAD com o auxílio do software Solidworks para posteriormente se obter</p><p>estimativa do arrasto parasita que estes adicionam à aeronave.</p><p>89</p><p>A fuselagem (Figura 3.47) tem como função principal proteger os componentes</p><p>elétricos e mantê-los fora do escoamento. Foi projetada com geometria aerodinâmica</p><p>e dimensões compactas (Figura 3.48), visando minimizar efeito de arrasto parasita na</p><p>aeronave. Sua região posterior se afina com relação à sua parte frontal, em uma angulação</p><p>que tem como objetivo minimizar o descolamento do escoamento e, consequente, acréscimo</p><p>do arrasto de pressão. Sua geometria foi alcançada através do corte à laser das chapas de</p><p>poliestireno extrudado, garantindo perfeito encaixe com a asa.</p><p>Figura 3.47 – Modelagem da fuselagem. Fonte: Projeto GRIn.</p><p>Figura 3.48 – Modelagem da fuselagem. Fonte: Projeto GRIn.</p><p>Na Figura 3.49 é possível ver como o frame H é aproveitado como estrutura da</p><p>aeronave, servindo de longarina da asa e suporte para os motores verticais. Através de</p><p>simples encaixes se conecta ao tail boom e ao trem de pouso. O tail boom conecta a</p><p>empenagem ao restante da aeronave e atua também</p><p>como suporte ao motor de propulsão</p><p>horizontal.</p><p>90</p><p>Figura 3.49 – Estrutura interna da aeronave. Fonte: Projeto GRIn.</p><p>A modelagem da aeronave em sua versão final sem a câmera é a exposta nas Figuras</p><p>3.50 a 3.53.</p><p>Figura 3.50 – Vista frontal da aeronave modelada em CAD. Fonte: Projeto GRIn.</p><p>91</p><p>Figura 3.51 – Vista lateral da aeronave modelada em CAD. Fonte: Projeto GRIn.</p><p>Figura 3.52 – Vista superior da aeronave modelada em CAD. Fonte: Projeto GRIn.</p><p>92</p><p>Figura 3.53 – Vista isométrica da aeronave modelada em CAD. Fonte: Projeto GRIn.</p><p>Com a aeronave completamente modelada foi possível encontrar a área exposta ao</p><p>escoamento de cada um dos seus componentes. Essa é a chamada área molhada, que está</p><p>sujeita à fricção do vento relativo e, portanto, à tensão cisalhante que leva ao aumento de</p><p>arrasto. Utilizou-se para o cálculo do arrasto parasita a Equação (2.13), sendo a área de</p><p>referência a área em planta da asa. Para evitar-se que o arrasto fosse subdimensionado,</p><p>optou-se por adotar como coeficiente de fricção Cf o valor máximo proposto por Raymer</p><p>(1992), de 0,0065. A Tabela 3.4 relaciona a área molhada de cada componente e sua</p><p>respectiva contribuição para o arrasto da aeronave. Como os coeficientes CD0 foram</p><p>calculados com base na mesma área de referência que os parâmetros vindos do software</p><p>XFLR5 (área em planta da asa), eles podem ser somados diretamente à polar de arrasto</p><p>da aeronave, como será melhor evidenciado na seção 3.3.</p><p>93</p><p>Tabela 3.4 – Arrasto parasita</p><p>Componente Swet (m2) CD0</p><p>Trem de Pouso 0,07456 0,0024</p><p>Fuselagem 0,10669 0,0035</p><p>GPS 0,00494 0,0002</p><p>Tail Boom 0,01709 0,0006</p><p>Frame H 0,05027 0,0016</p><p>Motores Verticais 0,0532 0,0017</p><p>Suporte Motores Verticais 0,03564 0,0012</p><p>Motor Horizontal 0,00454 0,0001</p><p>Empenagem 0,10205 0,0033</p><p>Total 0,0146</p><p>3.3 Desempenho</p><p>Os cálculos de desempenho visam encontrar o alcance da aeronave com base nas</p><p>características de sustentação e arrasto que podem ser extraídas a partir da sua polar</p><p>de arrasto. Foi elaborado um algoritmo para o trabalho, presente no Apêndice A, que</p><p>relaciona os dados obtidos da aerodinâmica com parâmetros do grupo motopropulsor do</p><p>VANT para encontrar as velocidades de operação ótimas da aeronave, o tempo máximo</p><p>de voo e a distância que a configuração de aeronave proposta pode atingir. Nessa seção</p><p>encontram-se descrições dos parâmetros e cálculos utilizados pelo algoritmo.</p><p>A polar de arrasto encontrada pelo software XFLR5 representa as contribuições de</p><p>CL e CD da asa e da empenagem. O algoritmo importa os dados obtidos por esse método</p><p>e aplica nos coeficientes a correção proposta na seção 3.2.2.1. Além disso, é acrescentada à</p><p>polar a contribuição dos componentes que não possuem sustentação, adicionando à curva</p><p>o fator de CD0 total encontrado no cálculo de arrasto parasita do VANT (Tabela 3.4). A</p><p>Figura 3.54 compara a curva da polar de arrasto encontrada pelo XFLR5 com a polar de</p><p>arrasto da aeronave completa.</p><p>Com base no coeficiente de sustentação corrigido, na densidade do ar e nos demais</p><p>parâmetros da aeronave inseridos no código (área de asa, peso), é possível utilizar as</p><p>Equações (2.5) e (2.6) para isolar a variável Velocidade e encontrar seus valores para cada</p><p>situação de CL disponível no algoritmo. Dessa forma, a faixa de velocidades analisada é</p><p>totalmente dependente dos coeficientes da polar, sendo seu valor mínimo correspondente à</p><p>situação de CLMáx (velocidade de estol).</p><p>94</p><p>Figura 3.54 – Comparação da polar de arrasto obtida no software XFLR5 e a polar de arrasto</p><p>da aeronave completa. Fonte: Autor.</p><p>A tração e a potência requeridas pela aeronave para combater o arrasto podem ser</p><p>obtidas utilizando-se as Equações (2.14) e (2.16). Relacionando essas grandezas com a</p><p>velocidade da aeronave para cada situação, obteve-se os resultados presentes nas Figuras</p><p>3.55 e 3.56.</p><p>Figura 3.55 – Gráfico da tração do motor de propulsão horizontal em função da velocidade.</p><p>Fonte: Autor.</p><p>95</p><p>Figura 3.56 – Gráfico da potência do motor de propulsão horizontal em função da velocidade.</p><p>Fonte: Autor.</p><p>Com a análise dos resultados obtidos é possível perceber que a faixa ótima de</p><p>operação da aeronave está em velocidades de 15 a 25 m/s, região em que a tração e a</p><p>potência requeridas são mínimas. Para 20 m/s o empuxo necessário pelo motor é de apenas</p><p>3,6 N, com potência de aproximadamente 70 W.</p><p>Tendo conhecimento da faixa ótima de operação da aeronave, buscou-se relacioná-la</p><p>com as informações do grupo motopropulsor. A hélice utilizada no projeto é própria para</p><p>baixas velocidades (Slow Flyer) e possui 10 polegadas de diâmetro, com passo de 4,7</p><p>polegadas por revolução (hélice 10x4,7 SF da fabricante APC Propellers). A fabricante</p><p>disponibiliza em seu website tabelas com os coeficientes adimensionais da hélice (como os</p><p>da Figura 2.32), obtidas em ensaios práticos para diversas condições de rotação.</p><p>A eficiência da hélice em função da velocidade da aeronave foi encontrada para a</p><p>curva relacionada a 9000 rpm. Tal decisão foi tomada pois essa é a rotação que fornece</p><p>empuxo da hélice mais próximo da tração requerida na faixa de velocidades ótima da</p><p>aeronave (com uma pequena sobra de tração, fornece aproximadamente 5 N para 20 m/s).</p><p>Em busca de uma equação que representasse a eficiência para cada velocidade, aplicou-se</p><p>uma regressão polinomial de grau 4 na curva (Figura 3.57). Para que a equação obtida se</p><p>aproxime o máximo possível dos valores reais da eficiência da hélice, optou-se por limitar</p><p>a velocidade inicial analisada na velocidade mínima encontrada pelo algoritmo (12 m/s).</p><p>96</p><p>Figura 3.57 – Comparação da eficiência da hélice de propulsão horizontal em função da velocidade</p><p>pelos dados da fabricante e coeficientes da regressão polinomial. Fonte: Autor.</p><p>A regressão polinomial de quarto grau obteve a curva de eficiência como expresso</p><p>na Equação (3.2). Os coeficientes encontrados são os apresentados na Tabela 3.5.</p><p>ηhélice = EfiH1.V 4</p><p>∞ + EfiH2.V 3</p><p>∞ + EfiH3.V 2</p><p>∞ + EfiH4.V∞ + EfiH5 (3.2)</p><p>Tabela 3.5 – Coeficientes da Regressão Polinomial</p><p>Coeficiente Valor</p><p>EfiH1 -0,00004634</p><p>EfiH2 0,003399</p><p>EfiH3 -0,093443</p><p>EfiH4 1,155562</p><p>EfiH5 -4,783719</p><p>Para encontrar a eficiência total do grupo motopropulsor a eficiência da hélice foi</p><p>multiplicada pela do motor (Equação (2.20)), sendo esta última estimada em 0,75. Os</p><p>demais parâmetros para se calcular a autonomia (Equação (2.19)) e o alcance (Equação</p><p>(2.21)) são os da bateria. A bateria utilizada no projeto é do tipo Polímero de Lítio (LIPO)</p><p>da marca Traxxas (Figura 3.58), com capacidade de 8,4 Ah e tensão de 11,1 V (3 células</p><p>em série). Valores de Rt e n típicos para pequenos packs de baterias recarregáveis do tipo</p><p>97</p><p>LIPO são de 1 hora e 1,3, respectivamente (TRAUB, 2011). A bateria escolhida possui</p><p>tempo de recarga de aproximadamente 2 horas e meia.</p><p>Figura 3.58 – Bateria utilizada no projeto, Traxxas Power Cell LiPo 8400 mAh. Fonte: Autor.</p><p>98</p><p>4 RESULTADOS E ANÁLISES</p><p>Nessa seção encontram-se os resultados das análises obtidas pelo algoritmo (Apên-</p><p>dice A) e como este foi realimentado com base em informações coletadas em teste de voo</p><p>realizado pela aeronave projetada. Buscou-se assim tornar a modelagem matemática mais</p><p>completa, com resultados mais precisos. Com base nos dados obtidos em teste de voo,</p><p>soluções foram pensadas a fim de aumentar o alcance da aeronave testada.</p><p>4.1 Algoritmo</p><p>Com os dados da seção 3.3 inseridos no algoritmo, chegou-se aos resultados de</p><p>autonomia expostos na Figura 4.1, com valores do tempo total de voo tanto em minutos</p><p>como em segundos. A máxima autonomia é de 40 minutos, para uma velocidade de 17,6</p><p>m/s, aproximadamente.</p><p>Figura 4.1 – Autonomia do VANT para cada condição de velocidade do veículo. Fonte: Autor.</p><p>Utilizando-se a Equação (2.21) foi possível obter os valores de alcance da aeronave,</p><p>relacionando os dados de autonomia para cada velocidade de vôo (Figura 4.2). O máximo</p><p>alcance obtido para a configuração de aeronave analisada é de 46 km, para uma velocidade</p><p>de 20,6 m/s.</p><p>99</p><p>Figura 4.2 – Alcance do VANT para cada condição de velocidade do veículo.</p><p>Fonte: Autor.</p><p>A aeronave foi fabricada (Figuras 4.3 a 4.5), tendo sua versão sem a câmera de</p><p>monitoramento uma massa de 2,415 kg. Com a instalação da câmera de 118 g sua massa</p><p>total passa para 2,533 kg, valor 5,5% superior ao estimado nas definições iniciais da</p><p>aeronave (2,4kg).</p><p>Figura 4.3 – Estrutura do frame H com os motores posicionados. Fonte: Projeto GRIn.</p><p>100</p><p>Figura 4.4 – Aeronave final, com asa, empenagem e trem de pouso acoplados. Fonte: Projeto</p><p>GRIn.</p><p>Figura 4.5 – Lateral do VANT. Fonte: Projeto GRIn.</p><p>Ao analisar novamente a configuração de aeronave no algoritmo, utilizando-se a</p><p>massa da aeronave como o valor encontrado após sua fabricação final, obteve-se alcance</p><p>máximo de 43,4 km (queda de 7,3% com relação ao seu valor previamente calculado), a</p><p>uma velocidade de operação de 19,9 m/s.</p><p>101</p><p>4.2 Testes de Voo</p><p>Foram realizados testes de voo na aeronave sem câmera, com massa de 2,4 kg, para</p><p>verificar as suas condições de operação reais e realimentar o algoritmo com parâmetros</p><p>mais precisos. A aeronave foi acelerada em percurso retilíneo (Figura 4.6) e foram coletadas</p><p>informações a respeito de sua velocidade com relação ao solo, com controle de arfagem</p><p>ativado (Figura 4.7). Apesar desta não representar a velocidade real do veículo com relação</p><p>ao vento relativo passando por ele (visto que é possível que haja vento a favor ou contra o</p><p>VANT durante o percurso), tal valor representa uma estimativa razoável dos parâmetros a</p><p>serem analisados. Os pontos azuis na Figura 4.6 representam a posição do veículo para</p><p>cada instante coletado.</p><p>Figura 4.6 – Trajetória realizada pelo VANT em teste de voo. Fonte: Projeto GRIn.</p><p>Pode-se estimar que a arfagem medida pela telemetria da aeronave corresponde</p><p>à soma de seu ângulo de ataque e de seu ângulo de trajetória (Figura 2.33). Os valores</p><p>médios da fase de voo relacionada ao trajeto retilíneo são de aproximadamente 3◦ (Figura</p><p>4.7), ângulo que foi utilizado como parâmetro de controle da aeronave (valor fixado pela</p><p>controladora para qual a aeronave deve retornar após distúrbios).</p><p>102</p><p>Figura 4.7 – Arfagem da aeronave durante o ensaio de voo realizado, para cada instante de</p><p>tempo. Fonte: Projeto GRIn.</p><p>Percebe-se que a aeronave não voa de forma completamente nivelada. Na realidade,</p><p>esta apresenta uma razão de subida de aproximadamente 1,1 m/s, como é possível verificar</p><p>com auxílio da Figura 4.8, equivalente a um ângulo de trajetória de 3, 5◦.</p><p>Figura 4.8 – Altitude da aeronave durante o ensaio de voo realizado, para cada instante de tempo.</p><p>Fonte: Projeto GRIn.</p><p>103</p><p>Assim, a aeronave realizou o teste de voo em condição de ângulo de ataque de</p><p>cerca de −0, 5◦, que possui coeficiente de sustentação de aproximadamente 0,4. É de certa</p><p>importância ressaltar que, apesar de o sistema de controle estar operando com base no</p><p>ângulo de arfagem, o ângulo escolhido não é o mais eficiente, não possuindo grande valor</p><p>de CL ou eficiência aerodinâmica.</p><p>A velocidade se manteve aproximadamente constante durante um intervalo de 8</p><p>segundos do trajeto, a uma média de 16,5 m/s, como mostra a Figura 4.9.</p><p>Figura 4.9 – Velocidade da aeronave com relação ao solo durante o ensaio de voo realizado, para</p><p>cada instante de tempo. Fonte: Projeto GRIn.</p><p>Utilizando a Equação (2.6), percebe-se que a sustentação gerada pela asa é de 12,7</p><p>N (1,29 kg), não sendo suficiente para suportar o peso da aeronave inteira. Porém, por se</p><p>tratar de uma subida não-acelerada, os valores de sustentação e peso devem apresentar</p><p>grandezas semelhantes (Equação (2.23)).</p><p>Tal diferença de resultados pode ser explicada pela atuação dos motores de propulsão</p><p>vertical. Mesmo após o término da manobra de decolagem os motores permanecem ativos</p><p>em uma situação de rotação mínima (posição idle, ociosa) para que, caso necessário realizar</p><p>uma manobra de arfagem, guinada ou rolagem, os motores estejam imediatamente prontos</p><p>para serem atuados. Ao subtrair a sustentação da asa do peso da aeronave, percebe-se</p><p>que os quatro motores de propulsão vertical contribuem com 10,9 N (aproximadamente</p><p>2,75 N cada um) no somatório de forças.</p><p>104</p><p>4.3 Refinamento do Algoritmo</p><p>O fato de os motores de propulsão estarem sempre operantes, ainda que em baixa</p><p>rotação, aumenta consideravelmente o consumo de energia da bateria. Tal fato traz</p><p>consequências diretas para a autonomia e alcance da aeronave. Para refinar o modelo com</p><p>tais perdas, realizou-se teste de bancada utilizando um multímetro para aferir os valores</p><p>de tensão e corrente saindo da bateria para alimentar um motor de propulsão vertical</p><p>(Figura 4.10) sendo possível então obter a potência despendida por cada um deles ao gerar</p><p>um empuxo de aproximadamente 2,75 N.</p><p>Figura 4.10 – Teste de bancada para estimar potência gasta pelos motores verticais. Fonte:</p><p>Autor.</p><p>Verificou-se quais valores de corrente e tensão eram necessários para gerar valores</p><p>de tração pré-estabelecidos, utilizando uma célula de carga acoplada ao motor. Os valores</p><p>obtidos são os encontrados na Figura 4.11</p><p>105</p><p>Figura 4.11 – Valores de potência gastos por um motor vertical para cada condição de empuxo.</p><p>Fonte: Autor.</p><p>Obteve-se valores de 22 W de potência gastos por cada um dos motores verticais</p><p>em operação, para que haja tração de 2,75 N. A potência total que pode ser fornecida</p><p>pela bateria não é a mesma que é entregue ao motor de propulsão horizontal, visto que os</p><p>demais motores também utilizam sua energia.</p><p>A Equação (2.18) pode ser reformulada levando em consideração a potência dos</p><p>motores verticais, como mostra a Equação (4.1)</p><p>PR + 4.Pmv = PB = V.</p><p>C</p><p>RT</p><p>.(Rt</p><p>t</p><p>) 1</p><p>n (4.1)</p><p>Assim, chega-se aos valores de autonomia corrigida Ec com base nas perdas de</p><p>potência verificadas, como mostra a Equação (4.2).</p><p>E = R1−n</p><p>T .( ηtot.V.C</p><p>(PR + 4.Pmv))n (4.2)</p><p>Quando a tração dos motores verticais (Tmv) é considerada, a sustentação gerada</p><p>pela asa da aeronave deve ser menor para garantir o voo nivelado (Equação (4.3)). Isso</p><p>quer dizer que as velocidades nas quais o VANT estará operando se reduzirão. A tração</p><p>requerida (Equação (2.14)) para manter voo nivelado também se altera devido a esse fato.</p><p>L = W − 4.Tmv (4.3)</p><p>106</p><p>Com base no valor de razão de subida encontrado pela Figura 4.8 (1,1 m/s) e</p><p>na tração que o grupo motopropulsor pode fornecer (aproximadamente 5,2 N para uma</p><p>rotação próxima de 8000 rpm e velocidade de 16,5 m/s), pode-se utilizar a Equação (2.22)</p><p>para se estimar o arrasto real da aeronave. Este deveria ser de aproximadamente 3,6 N</p><p>para a velocidade supracitada. A diferença de arrasto encontrada entre o modelo utilizado</p><p>e o teste de voo pode ser explicada pelo arrasto induzido das hélices de propulsão vertical,</p><p>que cresce consideravelmente à medida que se aumenta a sustentação desses motores.</p><p>Assim, foi aplicado mais um fator de correção para contabilizar os efeitos desse arrasto</p><p>induzido nas contas realizadas pelo algoritmo. O fator de correção foi encontrado de forma</p><p>iterativa com auxílio do algoritmo, variando seu valor até encontrar uma tração requerida</p><p>equivalente a 3,6 N para 16,5 m/s, chegando a um resultado de ∆CD de 0,048.</p><p>4.4 Resultados pós-refinamento</p><p>As informações obtidas com o teste de voo foram inseridas no algoritmo refinado,</p><p>chegando em resultados como os estimados nas Figuras 4.12 e 4.13.</p><p>Figura 4.12 – Alcance do VANT para cada condição de velocidade do veículo, considerando as</p><p>perdas devido aos motores verticais. Fonte: Autor.</p><p>107</p><p>Figura 4.13 – Autonomia do VANT para cada condição de velocidade do veículo, considerando</p><p>as perdas devido aos motores verticais. Fonte: Autor.</p><p>Os resultados encontrados após serem contabilizadas as perdas relativas aos motores</p><p>de propulsão vertical operantes e o acréscimo de arrasto não foram considerados ótimos</p><p>para a missão à qual a aeronave foi projetada. O alcance máximo para as condições que a</p><p>aeronave voou durante o teste de voo é de 13,9 km, a uma velocidade de máxima eficiência</p><p>de 18,2 m/s. Sua autonomia ao voar com esses parâmetros é de aproximadamente 13</p><p>minutos. Há grande influência nos resultados devido ao gasto extra de potência</p><p>dos motores</p><p>verticais na condição idle, que podem estar desregulados. Ao invés de estes operarem com</p><p>rotação mínima, apenas para não serem desativados e poderem ser atuados imediatamente</p><p>caso uma manobra seja necessária, estes contribuíram com 46% da sustentação total da</p><p>aeronave (10,9 N dos 23,5 N de peso da aeronave). A rotação em idle desses motores é um</p><p>parâmetro que pode ser alterado na configuração da controladora de voo. Para efeito de</p><p>comparação, foram realizadas as contas do algoritmo novamente, considerando a potência</p><p>gasta por cada um dos motores verticais ao fornecer um empuxo de 1,50 N (7,2 W) e</p><p>mantendo o mesmo valor de ∆CD no código, o que por si só altera de maneira significativa</p><p>os resultados previamente obtidos (Figuras 4.14 e 4.15).</p><p>108</p><p>Figura 4.14 – Alcance do VANT para cada condição de velocidade do veículo, considerando</p><p>redução da tração dos motores verticais para 1,5 N cada. Fonte: Autor.</p><p>Figura 4.15 – Autonomia do VANT para cada condição de velocidade do veículo, considerando</p><p>redução da tração dos motores verticais para 1,5 N cada. Fonte: Autor.</p><p>Com essa alteração o alcance máximo passa para 22,8 km, acréscimo de 65% com</p><p>relação à situação previamente analisada, com uma autonomia de 22,6 minutos (valor 74%</p><p>maior ao anterior). Tais resultados são de certa forma subdimensionados, visto que os</p><p>valores de arrasto induzido das hélices verticais (∆CD) também diminuem ao se reduzir a</p><p>tração (e, consequentemente, a potência) dos motores.</p><p>109</p><p>De forma ideal, a aeronave operaria com gastos de potência nulos nos motores</p><p>verticais fora das situações de decolagem e pouso, tendo sua controlabilidade exercida por</p><p>superfícies de controle comuns (ailerons, leme e profundor). Tal situação foi analisada no</p><p>algoritmo, garantindo alcances como os expostos na Figura 4.16. É válido ressaltar que os</p><p>resultados dessa análise se diferem dos encontrados na Figura 4.2 somente pelo acréscimo</p><p>do coeficiente de arrasto ∆CD obtidos após o refinamento do algoritmo com os dados reais</p><p>do teste de voo. Reitera-se que os resultados obtidos ainda são subdimensionados, devido</p><p>à queda do arrasto induzido das hélices verticais ao diminuir sua rotação.</p><p>Figura 4.16 – Alcance do VANT para cada condição de velocidade do veículo, considerando</p><p>gastos nulos de potência nos motores verticais. Fonte: Autor.</p><p>Na condição analisada, o alcance máximo é de cerca de 26 km a 17,1 m/s, atrelado</p><p>a uma autonomia de 25 minutos.</p><p>110</p><p>Figura 4.17 – Autonomia do VANT para cada condição de velocidade do veículo, considerando</p><p>gastos nulos de potência nos motores verticais. Fonte: Autor.</p><p>111</p><p>5 CONCLUSÕES</p><p>Dada a missão e os requisitos de projeto apresentados neste trabalho, foi realizada</p><p>uma análise aeronáutica de um VANT que seja capaz de fazer inspeções em linhas de</p><p>transmissão de energia. A análise detalhada aqui apresentada passou principalmente pelas</p><p>disciplinas de aerodinâmica, estabilidade e desempenho, com o auxílio de ferramentas</p><p>computacionais para alcançar o projeto considerado ótimo dentro de suas inúmeras</p><p>possibilidades.</p><p>Foram realizadas análises aerodinâmicas de escolha de aerofólio e projeto de asa</p><p>para obter uma aeronave eficiente dentro das limitações estabelecidas. Buscou-se aproximar</p><p>ao máximo os dados utilizados no modelo com os reais, aplicando-se fatores de correção nos</p><p>dados obtidos em softwares quando necessário. Com as análises de estabilidade projetou-se</p><p>uma empenagem que garantisse voos estáveis para a aeronave mas que ainda mantivesse</p><p>uma boa controlabilidade do veículo e com as análises de desempenho foi elaborado um</p><p>algoritmo que quantizasse medidas de alcance e autonomia da aeronave de propulsão</p><p>elétrica.</p><p>Foi realizado o projeto da aeronave com as características propostas e esta se</p><p>mostrou funcional, sendo possível efetuar testes para coletar informações a respeito de</p><p>seu real funcionamento em voo. Sua compacidade e sua controladora de voo levam a</p><p>uma maior praticidade de operação, tornando fácil a realização de testes práticos para</p><p>a validação dos dados teóricos e a calibração do sistema de controle. A controlabilidade</p><p>se tornou uma das características positivas verificadas no projeto do VANT pois, mesmo</p><p>tendo a derivada de Cm por α fora da região usual em que outras aeronaves operam,</p><p>apresenta facilidade em retornar à angulação estabelecida pelo sistema de controle devido</p><p>à atuação dos motores de propulsão vertical. A alta controlabilidade reduz os riscos de</p><p>quedas e acidentes da aeronave.</p><p>Ao longo do projeto foi possível verificar medidas que auxiliam a maximizar a</p><p>eficácia do veículo e otimizar o seu alcance, sendo que algumas dessas podem ser facilmente</p><p>implementadas no projeto: um menor peso da aeronave (que pode ser obtido reduzindo o</p><p>peso estrutural de certos componentes, por exemplo); o sistema de controle tendo como</p><p>referência de angulação o ângulo de trimagem, que permita máxima relação de L/D; a</p><p>redução da rotação dos motores verticais em idle, diminuindo consideravelmente a potência</p><p>gasta pelo VANT e o acréscimo de arrasto induzido ∆CD; atrelado ao último fator citado</p><p>está um aumento das velocidades da aeronave, que permita compensar a sustentação dos</p><p>motores verticais e percorrer maiores distâncias.</p><p>Entre os citados, o parâmetro mais importante é o da redução da rotação dos</p><p>motores de propulsão vertical, como exposto na seção 4.4. Percebe-se que, mesmo com as</p><p>limitações impostas à geometria da aeronave nas suas definições iniciais, ainda é possível</p><p>112</p><p>obter valores de alcance razoáveis para o VANT ao se modificar esse parâmetro, com</p><p>resultados superiores a 20 km para cada missão realizada, com durações acima de 25</p><p>minutos cada.</p><p>O VANT possui características de velocidade similares a outras aeronaves elétricas</p><p>de pequeno porte projetadas para inspeção em linhas de transmissão (como em (RANGEL;</p><p>KIENITZ; BRANDÃO, 2009), de 16,7 m/s).</p><p>O algoritmo elaborado para o presente trabalho pode ser utilizado para cálculo de</p><p>autonomia e alcance de outras aeronaves similares de propulsão elétrica. Alterando os</p><p>valores dos inputs que o código recebe é possível encontrar resultados para aeronaves de</p><p>asa fixa convencionais ou que possuam também propulsão vertical.</p><p>5.1 Sugestões para Trabalhos Futuros</p><p>Para maior eficiência, nos próximos ensaios de voo o sistema de controle pode ser</p><p>utilizado regulando a altitude, a velocidade e o ângulo de ataque da aeronave (que, por se</p><p>manter em uma mesma altura, torna-se o próprio ângulo de arfagem da controladora),</p><p>de forma que esta opere sempre em seu ponto ótimo, garantindo maior alcance. Com o</p><p>controle aplicado dessa forma, pode-se reduzir também a atuação dos motores verticais,</p><p>mantendo seu gasto de energia em um valor mínimo e reduzindo os valores de ∆CD.</p><p>É necessário a realização de mais ensaios de voo para diferentes condições de tração</p><p>exercidas pelos motores verticais, para verificar como os valores de ∆CD se alteram com</p><p>esse parâmetro. Dessa forma, é possível modificar o algoritmo para que o arrasto total</p><p>seja alterado automaticamente de acordo com o valor de potência dos motores verticais,</p><p>obtendo resultados de alcance e autonomia mais precisos com o código.</p><p>Também se torna necessária a realização de testes de voo que tenham como objetivo</p><p>testar o alcance máximo da aeronave, percorrendo a maior distância possível antes que a</p><p>bateria seja completamente exaurida. Com base em ensaios como este é possível validar</p><p>os resultados finais do trabalho realizado.</p><p>Sugere-se como trabalhos futuros realizar um estudo mais aprofundado a respeito</p><p>dos valores de Rt e n das baterias. Testes práticos podem ser realizados verificando quanto</p><p>tempo leva para que determinada corrente drene a bateria analisada por completo. Com</p><p>base nesses dados é possível aplicar propriedades de logaritmos para obter o coeficiente de</p><p>Peukert e o tempo de descarga de referência da bateria. O valor adotado para n, de 1,3, foi</p><p>tomado como uma margem de segurança, visto que baterias que não foram descarregadas</p><p>e recarregadas por muitos ciclos (até 400 ciclos) podem chegar</p><p>Anderson (2010). . . . . . . . . . . . . . . 32</p><p>Figura 2.7 – Comportamento típico do Cd de um perfil em função do ângulo de</p><p>ataque. Fonte: adaptado de Anderson (1999). . . . . . . . . . . . . . . 32</p><p>Figura 2.8 – Comportamento típico do Cm de um perfil em função do ângulo de</p><p>ataque. Fonte: adaptado de Anderson (1999). . . . . . . . . . . . . . . 33</p><p>Figura 2.9 – Representação de bolha de separação laminar em um perfil aerodinâmico.</p><p>Imagem fora de escala. Fonte: (CROMPTON, 2001 apud REZENDE,</p><p>2009). . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 34</p><p>Figura 2.10–Nomenclatura dos parâmetros geométricos das asas e o efeito de escoa-</p><p>mento tridimensional. Fonte: adaptado de Anderson (2010). . . . . . 34</p><p>Figura 2.11–Esquema dos vórtices de ponta de asa. Fonte: (ANDERSON, 2010). . 35</p><p>Figura 2.12–Comparação da curva do coeficiente de sustentação em função de α</p><p>para diversas relações de alongamento (A na nomenclatura de Raymer).</p><p>Fonte: (RAYMER, 1992). . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 36</p><p>Figura 2.13–Distribuição de sustentação ao longo da envergadura de uma asa. Fonte:</p><p>adaptado de Anderson (2010). . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 36</p><p>Figura 2.14–Vista superior de esboço de asa afilada. Fonte: (ANDERSON, 2010). . 37</p><p>Figura 2.15–Distribuição de sustentação em uma semi-asa para diversas condições</p><p>de afilamento. Fonte: (RAYMER, 2012). . . . . . . . . . . . . . . . . . 37</p><p>Figura 2.16–Esboço de asa com torção geométrica. Fonte: adaptado de Sadraey</p><p>(2012). . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 38</p><p>Figura 2.17–Esboço de asa com torção aerodinâmica. Fonte: adaptado de Sadraey</p><p>(2012). . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 38</p><p>Figura 2.18–Vista superior de esboço de aeronave com asa enflechada, mostrando</p><p>o enflechamento de bordo de ataque e de quarto de corda. Fonte:</p><p>adaptado de Raymer (1992). . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 39</p><p>Figura 2.19–Relação de afilamento e enflechamento para alcançar sustentação elíptica.</p><p>Fonte: adaptado de Raymer (1992). . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 39</p><p>Figura 2.20–Efeito da torção no comportamento de Cl ao longo da envergadura.</p><p>Fonte: adaptado de Sadraey (2012). . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 40</p><p>Figura 2.21–Polar de arrasto para uma asa de perfil simétrico e para uma asa de</p><p>perfil com curvatura. Fonte: adaptado de Raymer (1992). . . . . . . . 40</p><p>Figura 2.22–Representação das possíveis condições de estabilidade estática e dinâ-</p><p>mica longitudinal. Fonte: (HOMA, 2016). . . . . . . . . . . . . . . . . 42</p><p>Figura 2.23–Convenção de eixos adotada e nomenclatura dos momentos. Fonte:</p><p>adaptado de Sadraey (2012). . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 42</p><p>Figura 2.24–Comportamento do momento de arfagem no CG de uma aeronave</p><p>instável e de uma aeronave estável com relação ao ângulo de ataque.</p><p>Fonte: adaptado de Nelson (1998). . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 43</p><p>Figura 2.25–Esboço de Vista Lateral de aeronave com atuação da sustentação da asa</p><p>e da empenagem contribuindo para sua estabilidade. Fonte: adaptado</p><p>de Sadraey (2012). . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 44</p><p>Figura 2.26–Definição de ângulo de derrapagem positivo. Fonte: (NELSON, 1998). 44</p><p>Figura 2.27–Comportamento do momento de guinada uma aeronave instável e de</p><p>uma aeronave estável com relação ao ângulo de derrapagem. Fonte:</p><p>adaptado de Nelson (1998). . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 45</p><p>Figura 2.28–Momento de rolagem uma aeronave instável e de uma aeronave estável</p><p>com relação ao ângulo de derrapagem e esquema de aeronave estável</p><p>após ser perturbada lateralmente. Fonte: adaptado de Nelson (1998). . 45</p><p>Figura 2.29–Efeito da asa alta e da asa baixa no momento de rolagem de uma</p><p>aeronave. Fonte: adaptado de Nelson (1998). . . . . . . . . . . . . . . 46</p><p>Figura 2.30–Aeronave com ângulo de diedro positivo Γ. Fonte: (Nelson, 1998). . . . 46</p><p>Figura 2.31–Posicionamento das superfícies de controle e demais componentes da</p><p>aeronave. Fonte: adaptado de Brandt (2004). . . . . . . . . . . . . . . 47</p><p>Figura 2.32–Coeficientes de tração, potência e eficiência para uma hélice livre com</p><p>relação ao parâmetro de velocidade de avanço adimensional. Fonte:</p><p>(WHITE, 2010). . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 49</p><p>Figura 2.33–Representação de uma aeronave em condição de subida uniforme. Fonte:</p><p>adaptado de Raymer (1992). . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 50</p><p>Figura 2.34–Distribuição de painéis ao longo de uma superfície de formato arbitrário.</p><p>Fonte: adaptado de Anderson (2010). . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 53</p><p>Figura 2.35–Vista lateral da distribuição de fonte aplicada nos painéis de uma</p><p>superfície s. Fonte: adaptado de Anderson (2010). . . . . . . . . . . . . 53</p><p>Figura 2.36–Vista lateral da distribuição de vórtice aplicada nos painéis de uma</p><p>superfície s. Fonte: adaptado de Anderson (2010). . . . . . . . . . . . . 54</p><p>Figura 3.1 – Esquema da organização do trabalho. Fonte: Autor. . . . . . . . . . . . 55</p><p>Figura 3.2 – Vista renderizada do frame em H com suas dimensões em milímetros.</p><p>Fonte: Projeto GRIn. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 57</p><p>Figura 3.3 – Vista renderizada do trem de pouso escolhido para o projeto. Fonte:</p><p>Autor. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 58</p><p>Figura 3.4 – Esboço inicial da vista superior do VANT. Fonte: Projeto GRIn. . . . . 60</p><p>Figura 3.5 – Distribuição de vórtice e de fonte aplicadas nos painéis de um aerofólio</p><p>no XFOIL (DRELA, 1989). . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 62</p><p>Figura 3.6 – Esquema de uma superfície sustentadora. Fonte: adaptado de Anderson</p><p>(2010). . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 64</p><p>Figura 3.7 – Esquema de um único vórtice, parte do sistema de vórtices de uma asa.</p><p>Fonte: adaptado de Anderson (2010). . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 64</p><p>Figura 3.8 – Geometria do perfil Eppler 210 (E210). Fonte: Autor. . . . . . . . . . . 65</p><p>Figura 3.9 – Geometria do perfil Eppler 387 (E387). Fonte: Autor. . . . . . . . . . . 65</p><p>Figura 3.10–Geometria do perfil FX63-137. Fonte: Autor. . . . . . . . . . . . . . . 65</p><p>Figura 3.11–Geometria do perfil Selig 1223 (S1223). Fonte: Autor. . . . . . . . . . . 66</p><p>Figura 3.12–Alteração do número de painéis do Eppler 210 de 61 para 140. Fonte:</p><p>Autor. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 66</p><p>Figura 3.13–Gráfico de Cl em função do ângulo de ataque para diversos perfis</p><p>aerodinâmicos em Reynolds de 250.000. Fonte: Autor. . . . . . . . . . 67</p><p>Figura 3.14–Gráfico da eficiência aerodinâmica em função do ângulo de ataque para</p><p>diversos perfis aerodinâmicos em Reynolds de 250.000. Fonte: Autor. . 68</p><p>Figura 3.15–Gráfico do momento de arfagem a 1/4 da corda em função do ângulo</p><p>de ataque para diversos perfis aerodinâmicos em Reynolds de 250.000.</p><p>Fonte: Autor. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 69</p><p>Figura 3.16–Gráfico da polar de arrasto para diversos perfis aerodinâmicos em</p><p>Reynolds de 250.000. Fonte: Autor. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 70</p><p>Figura 3.17–Comparação entre valores da bibliografia e dos encontrados pelo software</p><p>XFLR5 para os coeficientes de sustentação e arrasto do perfil FX63-137</p><p>em Reynolds 200.000 . Fonte: Autor. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 71</p><p>Figura 3.18–Comparação entre valores da bibliografia e dos encontrados pelo software</p><p>XFLR5 para os coeficientes de sustentação e arrasto do perfil FX63-137</p><p>em Reynolds 350.000 . Fonte: Autor. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 71</p><p>Figura 3.19–Correção dos valores encontrados pelo software XFLR5 com FCD =</p><p>1,16 e FCL = 0,99 para o perfil FX63-137 em Reynolds 200.000. Fonte:</p><p>Autor. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 72</p><p>Figura 3.20–Correção dos valores encontrados pelo software XFLR5 com FCD =</p><p>1,16 e FCL = 0,99 para o perfil FX63-137 em Reynolds 350.000. Fonte:</p><p>Autor.</p><p>a ter valores do coeficiente</p><p>de Peukert de 1,05 (DUBARRY; LIAW, 2009), o que representaria um alcance máximo do</p><p>VANT até 20% maior.</p><p>Como trabalho futuro também é possível aprimorar o algoritmo elaborado, conta-</p><p>113</p><p>bilizando as perdas de energia devido à decolagem e ao pouso utilizando os motores de</p><p>propulsão vertical. Dependendo das condições de altitude almejadas para as missões de</p><p>vistoria de linhas de transmissão, tais perdas podem representar queda significativa na</p><p>distância total percorrida pelo veículo.</p><p>Também sugere-se a realização de um projeto em que os motores de propulsão</p><p>vertical só atuem durante as condições de decolagem e pouso, visto que produzem um gasto</p><p>energético que pode ser facilmente substituído por superfícies de comando (ailerons, leme e</p><p>profundor) se o sistema de controle do VANT for baseado em um híbrido de controladora</p><p>de voo de aeronaves convencionais e de quadricóptero. Tal medida permite ainda realizar</p><p>análises comparativas de geometrias de asa consideravelmente mais eficientes, com alta</p><p>área de asa e alongamento e, consequentemente, maior alcance.</p><p>114</p><p>REFERÊNCIAS</p><p>ANDERSON, John David. Aircraft Performance and Design. McGraw-Hill</p><p>Science/Engineering/Math, 1999.</p><p>ANDERSON, John D. 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Disponível em: Acesso em: 19 Jun. 2017.</p><p>MUELLER, Thomas J.; DELAURIER, James D. AERODYNAMICS OF</p><p>SMALL VEHICLES. Em: Annual Review of Fluid Mechanics. 2003. p. 89-111. v.</p><p>35.</p><p>NARDI, Luiz Fernando; Numerical Study of Short-Shrouded Coaxial</p><p>UAV. 2008. 94f. Trabalho de Conclusão de Curso (Graduação) - Instituto Tecnoló-</p><p>gico de Aeronáutica, São José dos Campos.</p><p>NASA; Câmera infravermelho FLIR utilizada em heli-</p><p>cópteros de inspeção. Media Archive. 1998. Disponível em:</p><p>116</p><p>Acesso em 19 Jun. 2017.</p><p>NELSON, Robert C. Flight Stability and Automatic Control. 2. ed.</p><p>McGraw-Hill, 1998.</p><p>RANGEL, Rodrigo Kuntz; KIENITZ, Karl Heinz; BRANDÃO, Maurício Pa-</p><p>zini. Sistema de Inspeção de Linhas de Transmissão de Energia Elétrica</p><p>Utilizando Veículos Aéreos Não-tripulados. Brazilian Symposium on Aerospace</p><p>Eng. & Applications , São José dos Campos, SP, Brasil, p. 1-9, set.2009. Disponível</p><p>em: . Acesso em: 13</p><p>jun. 2017.</p><p>RAYMER, Daniel P. Aircraft Design: A Conceptual Approach. 5. ed. American</p><p>Institute Of Aeronautics And Astronautics, 1992.</p><p>REZENDE, André Luiz Tenório. Análise Numérica da Bolha de Separa-</p><p>ção do Escoamento Turbulento Sobre Placa Plana Fina Inclinada. 2009.</p><p>Tese (Doutorado em Engenharia Mecânica) - PUC-RIO - Pontifícia Univer-</p><p>sidade Católica Do Rio De Janeiro, Rio de Janeiro, 2009. Disponível em: . Acesso em: 17 Jun.</p><p>2017.</p><p>SADRAEY, Mohammad H. Aircraft design: A systems engineering appro-</p><p>ach. John Wiley & Sons, 2012.</p><p>SELIG, Michael S.; MCGRANAHAN, Bryan D. Wind tunnel aerodyna-</p><p>mic tests of six airfoils for use on small wind turbines. Journal of solar</p><p>energy engineering, v. 126, n. 4, p. 986-1001, 2004.</p><p>WHITE, Frank M. Mecânica dos Fluidos. 6. ed. McGraw-Hill, 2010.</p><p>WRIGHT, David. Inspeção de Linha de Transmissão. Horkstow, Inglaterra,</p><p>2012. Geograph. Disponível em:</p><p>Acesso em: 18 Jun. 2017.</p><p>117</p><p>APÊNDICE A – ALGORITMO MATLAB</p><p>1 %%% Codigo do Alcance e Autonomia metodo da Lista %%%</p><p>2 %%%%%%%%%%%%% Bruno de Almeida Regina %%%%%%%%%%%%%%%</p><p>3 % baseado em Range and Endurance Estimates for Battery-Powered ...</p><p>Aircraft, de</p><p>4 % Lance Traub (2011) e no livro Aircraft Performance and Design, ...</p><p>de John D.</p><p>5 % Anderson Jr. (2010)</p><p>6</p><p>7 clc</p><p>8 clear all</p><p>9 close all</p><p>10</p><p>11 %%%%%% INPUTS %%%%%%</p><p>12</p><p>13 % Nome do arquivo .txt que contem a polar (escrever entre '')</p><p>14 % TEM QUE ESTAR NA PASTA DO ARQUIVO MATLAB</p><p>15 POLAR = 'Polar Aeronave VTOL.txt';</p><p>16</p><p>17 FCD = 1.16; % Fator de Correcao do arrasto para analises feitas ...</p><p>no XFLR5</p><p>18 FCL = 0.99; % Fator de Correcao da sustentacao para analises ...</p><p>feitas no XFLR5</p><p>19 g = 9.81; % gravidade (m/s2)</p><p>20</p><p>21 % Aerodinamica</p><p>22</p><p>23 W = 2.4; % Peso da aeronave (kg)</p><p>24 rho = 1.174; % densidade do ar (kg/m3)</p><p>25 S = 0.2; % area de asa (m2)</p><p>26 CDparasita = 0.0146; % coeficiente de arrasto parasita</p><p>27 DeltaCD = 0.048; % Correcao de CD com base em teste de voo</p><p>28</p><p>29 % Grupo Motopropulsor</p><p>30</p><p>31 Eficiencia_motor = 0.75;</p><p>32 C = 8.4; % Capacidade da bateria (Ampere hora)</p><p>33 Rt = 1; % tempo para que a carga da bateria se descarregue ...</p><p>(horas)</p><p>34 V = 11.1; % Tensao Bateria (V);</p><p>35 n = 1.3; % fator de Puekert da bateria (adimensional)</p><p>36</p><p>37</p><p>38 % Caso esteja considerando a perda ligada aos motores verticais, ...</p><p>os 3 dados</p><p>118</p><p>39 % a seguir sao necessarios</p><p>40 Tmv= 0.15; % Tracao de cada motor em condicao de rotacao minima ...</p><p>(kgf)</p><p>41 Pmv = 7.2; % Potencia gasta pelos motores verticais, para empuxo ...</p><p>Tmv (W)</p><p>42</p><p>43 % Atualiza o valor de sustentacao, considerando atuacao dos motores</p><p>44 % verticais. Caso se queira desconsidera-los, basta colocar um ...</p><p>'%' na</p><p>45 % frente da linha a seguir:</p><p>46 W = W - 4*Tmv;</p><p>47</p><p>48 % Eficiencia da helice calculada com base em uma interpolacao de ...</p><p>quarto grau</p><p>49 % da curva em funcao da velocidade.</p><p>50 % Coeficientes da interpolacao</p><p>51 EfiH1 = -4.6342491378*10^(-5);</p><p>%Coef. da interpolacao relativo a ...</p><p>velocidade^4</p><p>52 EfiH2 = 0.00339858089; %Coef. da interpolacao relativo a ...</p><p>velocidade^3</p><p>53 EfiH3 = -0.0934432014; %Coef. da interpolacao relativo a ...</p><p>velocidade^2</p><p>54 EfiH4 = 1.15556292383; %Coef. da interpolacao relativo a ...</p><p>velocidade</p><p>55 EfiH5 = -4.78371967711; %Coef. da interpolacao linear</p><p>56 %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%</p><p>57</p><p>58 %% Importa as informacoes do arquivo txt.</p><p>59</p><p>60 % Os dados numericos sao armazenados em sua 'aba' data ...</p><p>(polar.data()).</p><p>61 polar = importdata (POLAR);</p><p>62</p><p>63 % Pega o tamanho da matriz de dados vindos do .txt exportado ...</p><p>pelo XFLR5</p><p>64 [linhas, colunas] = size(polar.data());</p><p>65</p><p>66 %% Recebe valores de CL e CD e corrige-os</p><p>67</p><p>68 % Aplica a correcao do coef. de arrasto e soma o arrasto parasita</p><p>69 for i=1:1:linhas % Varia as linhas para CD do arquivo fonte</p><p>70 CD(i,1) = FCD*(polar.data(i, 1)) + CDparasita + DeltaCD;</p><p>71 end</p><p>72</p><p>73 % Aplica a correcao do coef. de sustentacao</p><p>74 for i=1:1:linhas % Varia as linhas para CL do arquivo fonte</p><p>75 CL(i,1) = FCL*(polar.data(i, 2));</p><p>119</p><p>76 end</p><p>77</p><p>78 % Plota a polar de arrasto final</p><p>79 figure(1)</p><p>80</p><p>81 % muda o fundo da figura para branco</p><p>82 fig = gcf;</p><p>83 fig.Color = [1 1 1];</p><p>84</p><p>85 plot(CD,CL,'LineWidth', 2) % Plota os dados com linha mais grossa</p><p>86 set(gca,'fontsize',12) % Aumenta a fonte do grafico</p><p>87 xlabel('CD','FontSize',15);</p><p>88 ylabel('CL','FontSize',15);</p><p>89 grid % Adiciona linhas de grade</p><p>90</p><p>91 hold on</p><p>92 plot(polar.data(:, 1),polar.data(:, 2), '--','LineWidth', 2)</p><p>93 legend('Polar de Arrasto XFLR5','Polar de Arrasto Completa')</p><p>94 legend('boxoff') % Retira a caixa ao redor da legenda</p><p>95</p><p>96 %% Computa valores de velocidade baseado em uma sustentacao fixa</p><p>97</p><p>98 for i=1:1:linhas</p><p>99 vel(i,1) = (2*g*W/(rho*S*CL(i,1)))^(1/2);</p><p>100 end</p><p>101</p><p>102 %% Calcula a eficiencia total</p><p>103</p><p>104 % Eficiencia da helice com base nos coeficientes da interpolacao da</p><p>105 % velocidade</p><p>106</p><p>107 EfiHelice = ...</p><p>EfiH1.*vel.^(4)+EfiH2.*vel.^(3)+EfiH3.*vel.^(2)+EfiH4.*vel+EfiH5;</p><p>108</p><p>109 % O ponto antes das operacoes de multiplicacao e potencia faz ...</p><p>com que</p><p>110 % seja realizada linha a linha nos vetores.</p><p>111</p><p>112 % Verifica a linha em que a eficiencia comeca a ficar negativa, ...</p><p>para nao</p><p>113 % gerar erros ao plotar os graficos.</p><p>114</p><p>115 % Comeca na linha de menor velocidade (CLmax) avanca na direcao de</p><p>116 % velocidade crescente</p><p>117 for i=linhas:-1:1</p><p>118 if EfiHelice(i,1)</p><p>artigos e/ou</p><p>parágrafos, sem citação do autor ou de sua fonte.</p><p>Declaro, por fim, ter total conhecimento e compreensão das punições decorrentes da prática</p><p>de plágio, através das sanções civis previstas na lei do direito autoral1 e criminais previstas</p><p>no Código Penal2, além das cominações administrativas e acadêmicas que poderão resultar</p><p>em reprovação no Trabalho de Conclusão de Curso.</p><p>Juiz de Fora, 20 de Junho de 2018.</p><p>Bruno de Almeida Regina – Discente</p><p>Matrícula: 201371074 – CPF:111.168.326-31</p><p>1 LEI N◦ 9.610, DE 19 DE FEVEREIRO DE 1998. Altera, atualiza e consolida a legislação sobre</p><p>direitos autorais e dá outras providências.</p><p>2 Art. 184. Violar direitos de autor e os que lhe são conexos: Pena – detenção, de 3 (três) meses a 1</p><p>(um) ano, ou multa.</p><p>Folha de rosto</p><p>FOLHA DE APROVAÇÃO</p><p>AGRADECIMENTOS</p><p>Epígrafe</p><p>RESUMO</p><p>ABSTRACT</p><p>LISTA DE ILUSTRAÇÕES</p><p>LISTA DE TABELAS</p><p>LISTA DE ABREVIATURAS E SIGLAS</p><p>LISTA DE SÍMBOLOS</p><p>SUMÁRIO</p><p>INTRODUÇÃO</p><p>Motivação</p><p>Objetivos</p><p>REVISÃO BIBLIOGRÁFICA</p><p>Tipos de VANT</p><p>Projeto Aeronáutico</p><p>Aerodinâmica</p><p>Aerofólios</p><p>Parâmetros de Similaridade</p><p>Forças Aerodinâmicas</p><p>Coeficientes Adimensionais</p><p>Bolha Laminar</p><p>Geometria de Asa</p><p>Estabilidade</p><p>Desempenho</p><p>Método Computacional</p><p>Dinâmica dos Fluidos Computacional (CFD)</p><p>Método dos Painéis</p><p>METODOLOGIA</p><p>Definições Iniciais</p><p>Aerodinâmica e Estabilidade</p><p>XFLR5 / Xfoil</p><p>Método Vortex Lattice - VLM</p><p>Aerofólio</p><p>Análise de erro</p><p>Asa</p><p>Empenagem</p><p>Aerofólio</p><p>Geometria</p><p>Análise de Estabilidade</p><p>Modelagem</p><p>Desempenho</p><p>RESULTADOS E ANÁLISES</p><p>Algoritmo</p><p>Testes de Voo</p><p>Refinamento do Algoritmo</p><p>Resultados pós-refinamento</p><p>CONCLUSÕES</p><p>Sugestões para Trabalhos Futuros</p><p>REFERÊNCIAS</p><p>ALGORITMO MATLAB</p><p>TERMO DE AUTENTICIDADE</p><p>. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 72</p><p>Figura 3.21–Vista superior da asa projetada no software XFLR5. Fonte: Autor. . . 75</p><p>Figura 3.22–Vista frontal da asa projetada no software XFLR5. Fonte: Autor. . . . 75</p><p>Figura 3.23–Vista isométrica da asa projetada no software XFLR5. Fonte: Autor. . 75</p><p>Figura 3.24–Vista isométrica da asa com sua divisão de painéis. Fonte: Autor. . . . 76</p><p>Figura 3.25–Vista superior da asa com sua divisão de painéis. Fonte: Autor. . . . . 76</p><p>Figura 3.26–Gráfico do coeficiente de sustentação local (Cl) em função da enverga-</p><p>dura, na condição limite do estol. Fonte: Autor. . . . . . . . . . . . . . 77</p><p>Figura 3.27–Gráfico do coeficiente de sustentação (CL) pelo ângulo de ataque (α).</p><p>Fonte: Autor. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 78</p><p>Figura 3.28–Gráfico do coeficiente de momento (Cm) pelo ângulo de ataque (α),</p><p>analisado em um quarto de corda da asa. Fonte: Autor. . . . . . . . . 78</p><p>Figura 3.29–Gráfico da polar de arrasto da asa. Fonte: Autor. . . . . . . . . . . . . 79</p><p>Figura 3.30–Vista posterior de escoamento na asa com linhas de corrente formando</p><p>vórtices em suas extremidades. Fonte: Autor. . . . . . . . . . . . . . . 79</p><p>Figura 3.31–Vista superior de escoamento na asa com linhas de corrente formando</p><p>vórtices em suas extremidades. Fonte: Autor. . . . . . . . . . . . . . . 80</p><p>Figura 3.32–Vista isométrica de escoamento na asa com linhas de corrente formando</p><p>vórtices em suas extremidades. Fonte: Autor. . . . . . . . . . . . . . . 80</p><p>Figura 3.33–Gráfico da distribuição de sustentação (Cl.c/CMA) em função da en-</p><p>vergadura, para um ângulo de ataque de 5◦. Fonte: Autor. . . . . . . . 81</p><p>Figura 3.34–Geometria do perfil Eppler 168. Fonte: Autor. . . . . . . . . . . . . . 81</p><p>Figura 3.35–Geometria do perfil NACA 0009. Fonte: Autor. . . . . . . . . . . . . . 82</p><p>Figura 3.36–Geometria do perfil NACA 0012. Fonte: Autor. . . . . . . . . . . . . . 82</p><p>Figura 3.37–Gráfico de Cl em função do ângulo de ataque para diversos perfis</p><p>aerodinâmicos em Reynolds de 150.000. Fonte: Autor. . . . . . . . . . 82</p><p>Figura 3.38–Gráfico da eficiência aerodinâmica em função do ângulo de ataque para</p><p>diversos perfis aerodinâmicos em Reynolds de 150.000. Fonte: Autor. . 83</p><p>Figura 3.39–Vista lateral da aeronave com empenagem. Fonte: Autor. . . . . . . . 84</p><p>Figura 3.40–Vista superior da aeronave com empenagem. Fonte: Autor. . . . . . . . 84</p><p>Figura 3.41–Vista lateral do estabilizador vertical e vista superior do estabilizador</p><p>horizontal, com suas divisões de painéis. Fonte: Autor. . . . . . . . . . 85</p><p>Figura 3.42–Gráfico da Eficiência Aerodinâmica da aeronave em função do ângulo</p><p>de ataque. Fonte: Autor. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 86</p><p>Figura 3.43–Gráfico do coeficiente de momento de arfagem (Cm) por α, analisado</p><p>no CG do VANT. Fonte: Autor. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 87</p><p>Figura 3.44–Vista frontal da aeronave com diedro aplicado para análise de estabili-</p><p>dade látero-direcional. Fonte: Autor. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 87</p><p>Figura 3.45–Gráfico do coeficiente de momento de rolagem (Cl) por β. Fonte: Autor. 88</p><p>Figura 3.46–Gráfico do coeficiente de momento de guinada (Cn) por β. Fonte: Autor. 88</p><p>Figura 3.47–Modelagem da fuselagem. Fonte: Projeto GRIn. . . . . . . . . . . . . . 89</p><p>Figura 3.48–Modelagem da fuselagem. Fonte: Projeto GRIn. . . . . . . . . . . . . . 89</p><p>Figura 3.49–Estrutura interna da aeronave. Fonte: Projeto GRIn. . . . . . . . . . . 90</p><p>Figura 3.50–Vista frontal da aeronave modelada em CAD. Fonte: Projeto GRIn. . . 90</p><p>Figura 3.51–Vista lateral da aeronave modelada em CAD. Fonte: Projeto GRIn. . . 91</p><p>Figura 3.52–Vista superior da aeronave modelada em CAD. Fonte: Projeto GRIn. . 91</p><p>Figura 3.53–Vista isométrica da aeronave modelada em CAD. Fonte: Projeto GRIn. 92</p><p>Figura 3.54–Comparação da polar de arrasto obtida no software XFLR5 e a polar</p><p>de arrasto da aeronave completa. Fonte: Autor. . . . . . . . . . . . . . 94</p><p>Figura 3.55–Gráfico da tração do motor de propulsão horizontal em função da</p><p>velocidade. Fonte: Autor. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 94</p><p>Figura 3.56–Gráfico da potência do motor de propulsão horizontal em função da</p><p>velocidade. Fonte: Autor. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 95</p><p>Figura 3.57–Comparação da eficiência da hélice de propulsão horizontal em função</p><p>da velocidade pelos dados da fabricante e coeficientes da regressão</p><p>polinomial. Fonte: Autor. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 96</p><p>Figura 3.58–Bateria utilizada no projeto, Traxxas Power Cell LiPo 8400 mAh. Fonte:</p><p>Autor. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 97</p><p>Figura 4.1 – Autonomia do VANT para cada condição de velocidade do veículo.</p><p>Fonte: Autor. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 98</p><p>Figura 4.2 – Alcance do VANT para cada condição de velocidade do veículo. Fonte:</p><p>Autor. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 99</p><p>Figura 4.3 – Estrutura do frame H com os motores posicionados. Fonte: Projeto GRIn. 99</p><p>Figura 4.4 – Aeronave final, com asa, empenagem e trem de pouso acoplados. Fonte:</p><p>Projeto GRIn. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 100</p><p>Figura 4.5 – Lateral do VANT. Fonte: Projeto GRIn. . . . . . . . . . . . . . . . . . 100</p><p>Figura 4.6 – Trajetória realizada pelo VANT em teste de voo. Fonte: Projeto GRIn. 101</p><p>Figura 4.7 – Arfagem da aeronave durante o ensaio de voo realizado, para cada</p><p>instante de tempo. Fonte: Projeto GRIn. . . . . . . . . . . . . . . . . . 102</p><p>Figura 4.8 – Altitude da aeronave durante o ensaio de voo realizado, para cada</p><p>instante de tempo. Fonte: Projeto GRIn. . . . . . . . . . . . . . . . . . 102</p><p>Figura 4.9 – Velocidade da aeronave com relação ao solo durante o ensaio de voo</p><p>realizado, para cada instante de tempo. Fonte: Projeto GRIn. . . . . . 103</p><p>Figura 4.10–Teste de bancada para estimar potência gasta pelos motores verticais.</p><p>Fonte: Autor. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 104</p><p>Figura 4.11–Valores de potência gastos por um motor vertical para cada condição</p><p>de empuxo. Fonte: Autor. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 105</p><p>Figura 4.12–Alcance do VANT para cada condição de velocidade do veículo, consi-</p><p>derando as perdas devido aos motores verticais. Fonte: Autor. . . . . . 106</p><p>Figura 4.13–Autonomia do VANT para cada condição de velocidade do veículo,</p><p>considerando as perdas devido aos motores verticais. Fonte: Autor. . . 107</p><p>Figura 4.14–Alcance do VANT para cada condição de velocidade do veículo, conside-</p><p>rando redução da tração dos motores verticais para 1,5 N cada. Fonte:</p><p>Autor. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 108</p><p>Figura 4.15–Autonomia do VANT para cada condição de velocidade do veículo,</p><p>considerando redução da tração dos motores verticais para 1,5 N cada.</p><p>Fonte: Autor. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 108</p><p>Figura 4.16–Alcance do VANT para cada condição de velocidade do veículo, consi-</p><p>derando gastos nulos de potência nos motores verticais. Fonte: Autor. . 109</p><p>Figura 4.17–Autonomia do VANT para cada condição de velocidade do veículo,</p><p>considerando gastos nulos de potência nos motores verticais. Fonte:</p><p>Autor. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 110</p><p>LISTA DE TABELAS</p><p>Tabela 3.1 – Tabela de Massa dos componentes do projeto . . . . . . . . . . . . . . 59</p><p>Tabela 3.2 – Resumo das Definições Iniciais . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 60</p><p>Tabela 3.3 – Dados da atmosfera . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 61</p><p>Tabela 3.4 – Arrasto parasita . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 93</p><p>Tabela 3.5 – Coeficientes da Regressão Polinomial . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 96</p><p>LISTA DE ABREVIATURAS E SIGLAS</p><p>ANEEL Agência Nacional de Energia Elétrica</p><p>CA Centro aerodinâmico</p><p>CAD Projeto assistido por computador (computer aided design)</p><p>CFD Dinâmica dos fluidos computacional (computational fluid dynamics)</p><p>CG Centro de gravidade</p><p>CMA Corda média aerodinâmica</p><p>CP Centro de pressão</p><p>E210 Eppler 210</p><p>E387 Eppler 387</p><p>GPS Sistema de posicionamento global (global positioning system)</p><p>GRIn Grupo de Robótica Inteligente</p><p>LES Large eddy simulation</p><p>LIPO Lítio Polímero</p><p>LLT Teoria da linha sustentadora (lifting line theory)</p><p>NASA Administração Nacional da Aeronáutica e Espaço (National Aeronautics</p><p>and Space Administration)</p><p>PIO Oscilação induzida pelo piloto (pilot-indusced oscilation)</p><p>RANS Reynolds Averaged Navier-Stokes</p><p>S1223 Selig 1223</p><p>SF Hélices de baixas velocidades (Slow Flyer)</p><p>SIN Sistema Interligado Nacional</p><p>VAANT Veículo aéreo autônomo não-tripulado</p><p>VANT Veículo aéreo não-tripulado</p><p>VLM Método Vortex Lattice (Vortex Lattice Method)</p><p>VTOL Decolagem e pouso verticais (Verical take-off and landing)</p><p>LISTA DE SÍMBOLOS</p><p>AR Alongamento</p><p>b Envergadura (m)</p><p>c Corda / dimensão característica (m)</p><p>c Consumo específico de combustível (g/(s·N))</p><p>C Capacidade da bateria (Ah)</p><p>CD Coeficiente de arrasto da asa finita</p><p>Cd Coeficiente de arrasto bidimensional</p><p>CD0 Coeficiente de arrasto parasita</p><p>CDmin Coeficiente de arrasto mínimo na polar de arrasto</p><p>Cf Coeficiente de fricção</p><p>CL Coeficiente de sustentação da asa finita</p><p>Cl Coeficiente de sustentação bidimensional</p><p>Cl Coeficiente de momento de rolagem da aeronave</p><p>CLMax Coeficiente de sustentação máximo da asa finita</p><p>ClMax Coeficiente de sustentação máximo do aerofólio</p><p>CLmindrag Coeficiente de sustentação para menor arrasto</p><p>CM Coeficiente de momento de arfagem da asa/aeronave</p><p>Cm Coeficiente de momento de arfagem bidimensional</p><p>Cn Coeficiente de momento de guinada da aeronave</p><p>cr Corda na raiz (m)</p><p>Ct Corda na ponta (m)</p><p>D Arrasto (N)</p><p>E Autonomia (hrs)</p><p>FCD Fator de correção do arrasto</p><p>FCL Fator de correção da sustentação</p><p>i Corrente (A)</p><p>L Sustentação (N)</p><p>M Momento de Arfagem (N.m)</p><p>Ma Número de Mach</p><p>n Expoente de Peukert</p><p>PB Potência da bateria (W)</p><p>Pmv Potência de cada motor vertical (W)</p><p>PR Potência requerida para voo horizontal (W)</p><p>q∞ Pressão dinâmica (Pa)</p><p>R Força resultante (N)</p><p>R Alcance (km)</p><p>r Distância do ponto P ao painel analisado</p><p>Re Número de Reynolds</p><p>Rt Tempo de descarga de referência da bateria (hrs)</p><p>S Área de asa (m2)</p><p>Sref Área de referência (m2)</p><p>Swet Área molhada (m2)</p><p>t Tempo de descarga da bateria (hrs)</p><p>T Tração do motor (N)</p><p>Tmv Tração de cada motor vertical (N)</p><p>Tr Tração requerida para voo horizontal (N)</p><p>u∞ velocidade em x no plano bidimensional</p><p>V Tensão da bateria (V)</p><p>~V Vetor velocidade (m/s)</p><p>V∞ Velocidade relativa do escoamento (m/s)</p><p>v∞ Velocidade em y no plano bidimensional</p><p>Vs Velocidade do som no ar (m/s)</p><p>Vv Velocidade vertical da aeronave (Razão de subida) (m/s)</p><p>W Peso da aeronave (N)</p><p>W0 Peso total da aeronave (N)</p><p>W1 Peso da aeronave com tanques de combustível vazios (N)</p><p>α Ângulo de ataque do escoamento (◦)</p><p>αr Ângulo de ataque na raiz (◦)</p><p>αt Ângulo de ataque na ponta da asa (◦)</p><p>β Ângulo de derrapagem (◦)</p><p>Γ Circulação (m2/s)</p><p>Γ Ângulo de diedro (◦)</p><p>γ Ângulo de trajetória (◦)</p><p>γ(s) Força da distribuição de vórtice</p><p>∆CD Variação do coeficiente de arrasto encontrado em teste de voo</p><p>ηhélice Eficiência da hélice</p><p>ηmotor Eficiência do motor</p><p>θ Ângulação entre o ponto P e o painel analisado</p><p>Λ Enflechamento (◦)</p><p>ΛLE Enflechamento de bordo de ataque (◦)</p><p>Λc/4 Enflechamento de quarto de corda (◦)</p><p>λ Afilamento</p><p>λ(s) Força da distribuição de fonte</p><p>µ Viscosidade absoluta (Pa.s)</p><p>σ(s) Força da distribuição de fonte (notação Mark Drela)</p><p>τ Tensão cisalhante (Pa)</p><p>φ Potencial de velocidade</p><p>Ψ Função corrente</p><p>SUMÁRIO</p><p>1 INTRODUÇÃO . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 20</p><p>1.1 Motivação . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 20</p><p>1.2 Objetivos . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 25</p><p>2 REVISÃO BIBLIOGRÁFICA . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 26</p><p>2.1 Tipos de VANT . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 26</p><p>2.2 Projeto Aeronáutico . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 28</p><p>2.2.1 Aerodinâmica . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 28</p><p>2.2.1.1 Aerofólios . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 28</p><p>2.2.1.2 Parâmetros de Similaridade . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 28</p><p>2.2.1.3 Forças Aerodinâmicas . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 29</p><p>2.2.1.4 Coeficientes Adimensionais . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 31</p><p>2.2.1.5 Bolha Laminar . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 33</p><p>2.2.1.6 Geometria de Asa . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 34</p><p>2.2.2 Estabilidade . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 41</p><p>2.2.3 Desempenho . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 47</p><p>2.3 Método Computacional . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 50</p><p>2.3.1 Dinâmica dos Fluidos Computacional (CFD) . . . . . . . . . . . . . . . 51</p><p>2.3.2 Método dos Painéis . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 51</p><p>3 METODOLOGIA . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 55</p><p>3.1 Definições Iniciais . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 55</p><p>3.2 Aerodinâmica e Estabilidade . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 61</p><p>3.2.1 XFLR5 / Xfoil . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 61</p><p>3.2.1.1 Método Vortex Lattice - VLM . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 63</p><p>3.2.2 Aerofólio . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 64</p><p>3.2.2.1 Análise de erro . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 70</p><p>3.2.3 Asa . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 73</p><p>3.2.4 Empenagem . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 81</p><p>3.2.4.1 Aerofólio . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 81</p><p>3.2.4.2 Geometria . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 83</p><p>3.2.5 Análise de Estabilidade . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 85</p><p>3.2.6 Modelagem . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 88</p><p>3.3 Desempenho . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 93</p><p>4 RESULTADOS E ANÁLISES . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 98</p><p>4.1 Algoritmo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 98</p><p>4.2 Testes de Voo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 101</p><p>4.3 Refinamento do Algoritmo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 104</p><p>4.4 Resultados pós-refinamento . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 106</p><p>5 CONCLUSÕES . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 111</p><p>5.1 Sugestões para Trabalhos Futuros . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 112</p><p>REFERÊNCIAS . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 114</p><p>APÊNDICE A – ALGORITMO MATLAB . . . . . . . . . . . 117</p><p>ANEXO A – TERMO DE AUTENTICIDADE . . . . . . . . . 124</p><p>20</p><p>1 INTRODUÇÃO</p><p>O uso de Veículos Aéreos Não-Tripulados (VANTs) para as mais diversas aplicações</p><p>vem ganhando forças no mundo moderno, facilitado pelos avanços tecnológicos observados</p><p>na aviação. Surgindo primeiramente como uma forma de auxílio a operações militares</p><p>(CORRÊA, 2008), as aplicações desse tipo de aeronave têm se expandido cada vez mais</p><p>para outras áreas, como monitoramento ambiental e de agronegócio, além do uso crescente</p><p>por civis. No Brasil, VANTs já são utilizados em operações de vigilância de sua fronteira e</p><p>em monitoramento de usinas hidrelétricas e grandes eventos (CHAVES, 2012)).</p><p>As vantagens do uso de VANTs são diversas. Aeronaves que não necessitem</p><p>de um piloto podem ser consideravelmente menores, mais leves e mais baratas, sendo</p><p>consequentemente mais eficientes (CORRÊA, 2008). Como método de monitoramento,</p><p>podem ser ainda mais eficazes que os satélites em diversas situações: além de serem</p><p>muito</p><p>mais baratos, podem ter sua rota e, portanto, sua cobertura alterados de maneira prática.</p><p>Sua aplicação também se torna essencial quando a própria segurança do piloto</p><p>está em risco. É o caso de operações de longa duração (por exporem a tripulação à fadiga</p><p>extrema), ou quando há risco para a saúde ou vida do piloto. São as chamadas dull, dirty</p><p>and dangerous missions (missões tediosas, ‘sujas’ e perigosas) (CHAVES, 2012). Como</p><p>exemplo de missão com risco à saúde pode-se citar as que envolvem voos sobre áreas</p><p>radioativas. Já com relação às missões com risco de morte, tem-se os voos em zona de</p><p>guerra ou a baixíssimas altitudes, por exemplo.</p><p>Dentro da categoria dos VANTs, tem crescido por todo o mundo o estudo a respeito</p><p>de Veículos Aéreos Autônomos Não-Tripulados (VAANTs), aeronaves completamente</p><p>inteligentes e capazes de realizar suas missões sem intervenção de controle humano.</p><p>O presente trabalho mostra análises e resultados de um projeto de VANT elaborado</p><p>para o Grupo de Robótica Inteligente (GRIn) da Universidade Federal de Juiz de Fora.</p><p>1.1 Motivação</p><p>O uso de VANTs no Brasil, país que apresenta dimensões continentais e povoamento</p><p>esparso, ocorre de forma majoritária em zonas rurais e de certa forma afastadas da civiliza-</p><p>ção. Isso se deve tanto pelo fato de que em regiões mais ermas acidentes envolvendo pessoas</p><p>ou construções são menos plausíveis, quanto pela enorme gama aplicações existentes, como</p><p>levantamento geológico, de recursos florestais, de rebanho e plantações, detecção e controle</p><p>de queimadas, busca e salvamento, análises meteorológicas, entre outros (CORRÊA, 2008).</p><p>Uma das possibilidades de aplicação de grande relevância econômica e de alta importância</p><p>para a infraestrutura do país é a inspeção e monitoramento de linhas de transmissão de</p><p>energia.</p><p>21</p><p>Linhas de transmissão de energia são usadas para transmitir energia em alta tensão</p><p>guiada de uma fonte geradora para uma carga consumidora e são formadas por cabos</p><p>condutores de energia elétrica, torres e isoladores que sustentam esses cabos. Elas são</p><p>essenciais para o funcionamento do Sistema Interligado Nacional (SIN), que congrega a</p><p>produção e transmissão de energia elétrica pela maior parte do território brasileiro. Muitas</p><p>vezes, por razões geográficas ou de segurança, as usinas que geram energia elétrica ficam</p><p>distantes da população, sendo necessário o emprego das linhas de transmissão para que</p><p>seja corretamente distribuída para todos, de forma absolutamente ininterrupta por todo o</p><p>ano, com o menor número de perdas possível (RANGEL; KIENITZ; BRANDÃO, 2009).</p><p>Em 2015 o Sistema de Transmissão brasileiro era composto por 129.258 km de linhas de</p><p>transmissão (ANEEL, 2016), como mostra a Figura 1.1.</p><p>Figura 1.1 – Sistema de Transmissão em 2015. Fonte: (ANEEL, 2016).</p><p>No período entre Agosto de 2014 a Julho de 2015 ocorreram 3.386 desligamentos</p><p>internos em equipamentos e linhas de transmissão do SIN (Figura 1.2). Desses, 73,3%</p><p>foram em linhas de transmissão (ANEEL, 2016).</p><p>22</p><p>Figura 1.2 – Estratificação do número de desligamentos forçados. Fonte: (ANEEL, 2016).</p><p>A Figura 1.3 mostra a divisão dos desligamentos em função do motivo pelo qual</p><p>ocorreram.</p><p>Figura 1.3 – Estratificação do número de desligamentos forçados. Fonte: (ANEEL, 2016).</p><p>Nas regiões do país altamente florestadas (Mato Grosso, Amazonas, Santa Catarina</p><p>e outros) o acesso às linhas de alta tensão se torna mais difícil em razão das condições</p><p>do terreno. Rompimentos em fios de transmissão e distribuição nessas regiões podem</p><p>acontecer pelos mais diversos motivos, como raios, queda de árvores, animais selvagens</p><p>23</p><p>e até mesmo problemas técnicos relacionados a ventos de alta intensidade. Problemas</p><p>relacionados diretamente à natureza são da ordem de pelo menos 35% das causas totais</p><p>de desligamentos forçados. Desligamentos de origem indeterminada (28% do total de</p><p>desligamentos) são de grande preocupação para as concessionárias, que precisam identificar</p><p>as causas dos problemas para evitar que ocorram novamente no futuro.</p><p>A Resolução de número 24 da Agência Nacional De Energia Elétrica - ANEEL</p><p>estabelece às concessionárias de energia os limites aceitáveis de duração e frequência</p><p>(levando em consideração número de unidades consumidoras atingidas) de interrupção</p><p>da distribuição da energia elétrica. A ANEEL vem aumentando progressivamente as</p><p>exigências para que as concessionárias subam cada vez mais seus padrões de qualidade,</p><p>confiabilidade e continuidade do fornecimento de energia elétrica no Brasil (ANEEL, 2000).</p><p>Portanto, passa a ser imperativo tanto para as concessionárias quanto para a população</p><p>em geral que o número de desligamentos forçados em linhas de transmissão seja cada</p><p>vez mais controlado. Para se garantir que isso ocorra, é necessário inspeções de maneira</p><p>preventiva a respeito do estado físico das linhas de alta tensão. Geralmente são feitas</p><p>vistorias de forma visual, em busca de quaisquer tipo de danos (rupturas, corrosão, fissuras,</p><p>entre outros) que causem interrupções na transmissão da energia (RANGEL; KIENITZ;</p><p>BRANDÃO, 2009). As vistorias buscam, portanto, reduzir o número de desligamentos</p><p>forçados de origem indeterminada ou de origem técnica.</p><p>Vistorias realizadas por meio terrestre possuem aplicação consideravelmente redu-</p><p>zida, devido ao fato de que as linhas de transmissão geralmente se encontram em regiões de</p><p>difícil acesso em consequência de suas características geográficas. Portanto, o método mais</p><p>usual de verificação do estado físico das linhas de alta tensão atualmente é o realizado por</p><p>aeronaves tripuladas, como helicópteros (RANGEL; KIENITZ; BRANDÃO, 2009). O uso</p><p>de helicópteros (Figura 1.4), além de caro, envolve certo risco ao piloto, que deve sobrevoar</p><p>as linhas de transmissão a baixas altitudes para fazer a inspeção. Esta geralmente é</p><p>realizada com o auxílio de câmeras de vídeo de alta definição, câmeras de frame digitais</p><p>de alta resolução, câmera ultravioleta para captação de descarga de corona (descarga</p><p>elétrica produzida pela ionização do ar ao redor da linha de transmissão, devido a um alto</p><p>gradiente de tensão que rompa o dielétrico do ar) e câmera infravermelha radiométrica</p><p>para identificar pontos de sobreaquecimento na fiação (Figura 1.5). Segundo Weischedel</p><p>(1985, apud RANGEL; KIENITZ; BRANDÃO, 2009) um aumento de temperatura pontual</p><p>nos fios possivelmente está relacionado com aumento da resistência elétrica na linha, o</p><p>que pode vir a gerar futuros pontos de ruptura.</p><p>Para diminuir os custos e riscos, a substituição dos helicópteros pelos VANTs em</p><p>inspeções de linhas de transmissão tem se mostrado uma realidade cada vez mais frequente.</p><p>Como o terreno em que se encontram nem sempre apresenta condições necessárias para se</p><p>utilizar como pista de decolagem ou de pouso, VANTs que possuam decolagem e pouso</p><p>24</p><p>Figura 1.4 – Inspeção em linha de transmissão. Fonte: (WRIGHT, 2012)</p><p>Figura 1.5 – Exemplo de câmera utilizada para inspeção em linhas de transmissão. Fonte:</p><p>(NASA, 1998).</p><p>verticais (Vertical Take-Off and Landing - VTOL) possuem considerável vantagem de</p><p>aplicação em locais remotos onde há linhas de transmissão. Em contrapartida, VANTs de</p><p>asa fixa possuem vantagens quanto à velocidade de operação e alcance de voo. Quanto maior</p><p>o alcance e a velocidade do VANT, maior o comprimento total de linhas de transmissão</p><p>inspecionados por missão. Além disso, veículos autônomos, com os quais é possível</p><p>pré-programar uma missão que estes sejam capaz de realizar com a ajuda de sensores e</p><p>inteligência artificial, mostram-se extremamente úteis para este tipo de missão, por não</p><p>25</p><p>precisar de um piloto especializado em solo toda vez que uma inspeção for realizada.</p><p>Idealmente, portanto, um VANT de inspeção deve possuir as características citadas</p><p>acima (asa fixa, VTOL e autônomo), para cumprir de maneira eficiente e mais prática o</p><p>monitoramento. Ainda há muito espaço para pesquisa com aeronaves possuindo caracterís-</p><p>ticas como essas. Elas possuem uma enorme gama de aplicações possíveis e ainda busca-se</p><p>uma configuração que seja mais eficiente</p><p>para objetivos específicos como o apresentado.</p><p>1.2 Objetivos</p><p>O objetivo deste trabalho é realizar um projeto aeronáutico de um veículo aéreo</p><p>autônomo não-tripulado de asa fixa para aplicação em monitoramento e inspeção de linhas</p><p>de transmissão, com pouso e decolagem vertical.</p><p>Propõe-se também a elaboração de um algoritmo que, com base em análises</p><p>aerodinâmicas e de estabilidade previamente realizadas, consiga mensurar valores de</p><p>alcance e autonomia da aeronave, além de sua velocidade ótima de operação.</p><p>Além disso, tem-se como meta a realização de ensaios de voo que permitam a</p><p>validação do modelo proposto e o refinamento do algoritmo elaborado para o trabalho.</p><p>26</p><p>2 REVISÃO BIBLIOGRÁFICA</p><p>2.1 Tipos de VANT</p><p>VANTs podem ser divididos entre aeronaves de propulsão elétrica ou a combustível.</p><p>O uso de combustível permite duração de voo consideravelmente maior, além de grande</p><p>facilidade de abastecimento, visto que não necessita recarregar baterias. Porém, seu uso</p><p>está atrelado a ruídos, dificuldade de uso e manutenção. Além disso, apresenta vibrações</p><p>que, se não corrigidas, podem prejudicar a coleta de imagens do VANT. Quanto à propulsão</p><p>elétrica, apresenta como vantagens a maior confiabilidade, minimizando riscos de uma</p><p>queda por falha no motor, e também uma resposta mais rápida de aceleração dos motores,</p><p>o que permite maior controle de veículos multirotores em manobras, por exemplo. Apesar</p><p>do tempo de voo reduzido, devido à menor densidade de energia que as baterias têm em</p><p>relação ao combustível, a propulsão elétrica mostra-se uma opção vantajosa, portanto.</p><p>As topologias de VANT mais utilizadas são as de asas rotativas (helicópteros e</p><p>multirotores, Figura 2.1) e as de asa fixa (como aviões, Figura 2.2)</p><p>Figura 2.1 – Exemplo de VANT em topologia multirotor. Fonte: (LYNCH, 2010).</p><p>27</p><p>Figura 2.2 – Exemplo de VANT em topologia de avião. Fonte: (EVGENIY, 2016).</p><p>Como vantagens, os modelos do tipo multirotor apresentam maior manobrabilidade,</p><p>devido ao torque diferencial de seus motores, que são geralmente elétricos e com hélices de</p><p>passo constante. Podem realizar pousos e decolagens na vertical e girar em torno de seu</p><p>próprio eixo.</p><p>VANTs do tipo aeronave de asa fixa apresentam, entretanto, velocidade, alcance</p><p>e autonomia consideravelmente maiores do que multicópteros. A complexidade de seus</p><p>componentes eletrônicos é bem menor se comparadas aos drones (veículos na topologia</p><p>multicópteros, que apresentam vários motores e necessitam de controle independente para</p><p>cada um), apesar de ter uma complexidade mecânica um pouco mais elevada (estrutura da</p><p>asa e estabilizadores horizontais e verticais). Podem também transportar mais carga paga</p><p>(ou carga útil), o que garante maior facilidade de se levar sensores e câmeras essenciais às</p><p>missões do VANT.</p><p>Ambos os tipos podem possuir sistema de controle autônomo, que através de</p><p>informações de sensores realizará uma missão com base em fatores como rota, velocidade,</p><p>angulação com relação ao vento ou altitude especificados. As controladoras de voo de</p><p>modelos de drone se baseiam nas informações supracitadas para fornecer potência diferente</p><p>aos seus motores, permitindo assim as manobras do veículo necessárias para se manter</p><p>na rota. Já no caso da aeronave de asa fixa, as controladoras de voo atuam no motor de</p><p>tração principal e nos servomotores, dispositivos que alteram a angulação de superfícies de</p><p>controle (ailerons, profundor e leme) para realizar as manobras. O projeto do sistema de</p><p>controle não será o foco do trabalho.</p><p>28</p><p>2.2 Projeto Aeronáutico</p><p>2.2.1 Aerodinâmica</p><p>Os estudos necessários relativos à aerodinâmica para o desenvolvimento de um</p><p>VANT baseiam-se na escolha dos aerofólios e das suas possíveis geometrias de asa, além</p><p>das análises de arrasto dos componentes da aeronave.</p><p>2.2.1.1 Aerofólios</p><p>Aerofólios, ou perfis aerodinâmicos, são as geometrias das seções transversais da</p><p>asa e dos estabilizadores de uma aeronave. Essa geometria e sua orientação com relação ao</p><p>escoamento são parâmetros importantes para a definição das forças que estarão atuando em</p><p>um corpo, para um determinado número de Reynolds e de Mach (parâmetros adimensionais</p><p>de similaridade). Os principais termos de sua nomenclatura são expostos na Figura 2.3:</p><p>Figura 2.3 – Nomenclatura dos parâmetros geométricos dos aerofólios. Fonte: adaptado de</p><p>Anderson (2010).</p><p>A linha de corda liga diretamente o bordo de ataque ao bordo de fuga, suas regiões</p><p>frontal e posterior, respectivamente. A espessura é a distância entre pontos da superfície</p><p>superior do perfil (extradorso) e da superfície inferior (intradorso), para uma mesma seção</p><p>de corda analisada. Com base na distância média entre os pontos do intra e extradorso</p><p>do aerofólio é possível chegar na sua linha de curvatura. O Camber, ou curvatura, é a</p><p>medida entre essa linha e a linha de corda do perfil. Aerofólios que não possuem curvatura</p><p>são chamados perfis simétricos, devido à sua simetria com relação à linha da corda. A</p><p>orientação do perfil é caracterizada pela angulação entre sua linha de corda e o vento</p><p>relativo do escoamento, sendo este o chamado Ângulo de Ataque (α).</p><p>2.2.1.2 Parâmetros de Similaridade</p><p>O número de Reynolds (Equação (2.1)) se trata de uma relação entre as forças de</p><p>inércia (ρ.V∞, sendo ρ a densidade do fluido e V∞ a velocidade do escoamento) e as forças</p><p>29</p><p>viscosas de um escoamento (µ/c, sendo a viscosidade absoluta do fluido e c uma dimensão</p><p>característica).</p><p>Re = ρ∞.V∞.c</p><p>µ</p><p>(2.1)</p><p>Com base nesse número adimensional é possível distinguir o escoamento como</p><p>laminar, turbulento ou em regime de transição. Para asas e empenagens, seu comprimento</p><p>característico c é a corda dessas superfícies.</p><p>O número de Mach (Equação (2.2)) é a relação entre a velocidade do escoamento</p><p>V∞ e a velocidade do som Vs, e dá uma noção sobre a compressibilidade do fluido no</p><p>escoamento.</p><p>Ma = V∞</p><p>Vs</p><p>(2.2)</p><p>Um fluido pode ser considerado incompressível até condições de Ma</p><p>efeitos da viscosidade) apresentam boa acurácia quanto</p><p>à distribuição de pressão (e portanto à sustentação), porém não conseguem prever de</p><p>maneira eficaz valores de arrasto (ANDERSON, 2010).</p><p>Outro parâmetro aerodinâmico a ser levado em consideração é a circulação, que</p><p>é definida por uma integral de linha da velocidade ao redor de um contorno C fechado</p><p>(Equação (2.4)). Esse contorno pode ser definido englobando o aerofólio de uma seção de</p><p>asa, por exemplo. A circulação está intimamente ligada com a vorticidade do escoamento</p><p>e com a sustentação do corpo.</p><p>Γ ≡</p><p>∮</p><p>c</p><p>V.ds (2.4)</p><p>31</p><p>2.2.1.4 Coeficientes Adimensionais</p><p>A força aerodinâmica resultante R atuando em um corpo (Figura 2.4) pode ser</p><p>decomposta em uma parcela perpendicular ao escoamento, chamada força de sustentação</p><p>(L, do inglês lift), e uma outra paralela ao escoamento, denominada arrasto (D, do inglês</p><p>drag). O momento de arfagem (M) é comumente medido a partir de uma posição de</p><p>referência a aproximadamente um quarto do valor total da corda a partir do bordo de</p><p>ataque, conhecido como centro aerodinâmico (CA), ponto para o qual o coeficiente de</p><p>momento CM não varia com o ângulo de ataque. Estes podem ser calculados a partir das</p><p>seguintes equações:</p><p>q∞ = 1</p><p>2 .ρ∞.V</p><p>2</p><p>∞ (2.5)</p><p>L = q∞.S.CL (2.6)</p><p>D = q∞.S.CD (2.7)</p><p>M = q∞.S.CM .c (2.8)</p><p>Nas equações, q∞ é a pressão dinâmica do escoamento, relacionada à densidade do</p><p>fluido ρ∞ e à sua velocidade relativa com relação ao corpo V∞. S é uma área de referência</p><p>(como a área planiforme da asa ou da empenagem, por exemplo) e c é a sua corda. Os</p><p>coeficientes CL, CD e CM são coeficientes adimensionais que indicam em que proporção</p><p>a pressão dinâmica está de fato contribuindo para gerar as forças e momento no corpo,</p><p>dadas as áreas de referência.</p><p>A relação entre a sustentação e a circulação Γ (Equação (2.4)) pode ser dada por:</p><p>L = ρ∞.V∞.Γ (2.9)</p><p>Para determinada geometria, quando fixados valores dos parâmetros adimensionais</p><p>de similaridade (Re e Ma), os coeficientes aerodinâmicos CL, CD e CM são funções apenas</p><p>do ângulo de ataque. Dessa forma, é possível realizar ensaios em túnel de vento de modelos</p><p>em escala da aeronave, por exemplo, que estarão representando fielmente o modelo em</p><p>tamanho real desde que respeitados os valores Reynolds e Mach. Outra maneira de se obter</p><p>os coeficientes adimensionais é o uso de softwares que permitam análises aerodinâmicas via</p><p>dinâmica dos fluidos computacional ou métodos dos painéis. Para análises bidimensionais,</p><p>trabalha-se com um comprimento de envergadura unitário, e os coeficientes apresentam</p><p>subíndices com letras minúsculas (Cl, Cd e Cm).</p><p>32</p><p>A sustentação tende a crescer linearmente com o aumento do ângulo de ataque até</p><p>o ponto em que ocorre o estol, descolamento do escoamento no extradorso do aerofólio que</p><p>causa queda de sustentação e aumento significativo do arrasto (Figura 2.6). A curvatura</p><p>do perfil possui influência direta nas suas características de sustentação.</p><p>Figura 2.6 – Comportamento típico do Cl de um perfil em função do ângulo de ataque. Fonte:</p><p>adaptado de Anderson (2010).</p><p>O comportamento do coeficiente de arrasto em função do ângulo de ataque tem</p><p>característica similar à parabólica, com um ponto de mínimo (Figura 2.7). Perfis com</p><p>espessura ou curvatura excessivas tendem a possuir maiores valores de Cd ao se comparar</p><p>com outros aerofólios. Valores do coeficiente de arrasto são consideravelmente sensíveis</p><p>à variação do número de Reynolds, visto que eles estão ligados diretamente a fatores de</p><p>viscosidade que geram o arrasto.</p><p>Figura 2.7 – Comportamento típico do Cd de um perfil em função do ângulo de ataque. Fonte:</p><p>adaptado de Anderson (1999).</p><p>O Cm é o coeficiente que indica a tendência das forças aerodinâmicas de rotacionar</p><p>um corpo ao redor de um ponto de referência, geralmente considerado como o ponto de um</p><p>33</p><p>quarto de corda (CA). O ponto em que as forças aerodinâmicas podem ser concentradas</p><p>(centro de pressão - CP) se altera com o ângulo de ataque, causando a tendência de</p><p>rotação ao redor do ponto de referência adotado. Os valores de Cm para aerofólios estão</p><p>relacionados a sua curvatura. Perfis de alta sustentação tendem a gerar maior momento,</p><p>jogando o bordo de ataque da asa para baixo. Seu comportamento em função do ângulo</p><p>de ataque para perfis com curvatura é como o ilustrado na Figura 2.8:</p><p>Figura 2.8 – Comportamento típico do Cm de um perfil em função do ângulo de ataque. Fonte:</p><p>adaptado de Anderson (1999).</p><p>2.2.1.5 Bolha Laminar</p><p>Um dos maiores problemas da escolha de perfil aerodinâmico para VANTs está</p><p>relacionado às suas baixas velocidades e dimensões, que levam, portanto, a um baixo Re.</p><p>Escoamentos com essa característica estão ligados à aparição de fenômenos que não são</p><p>ainda muito bem conhecidos e que são difíceis de prever. Tais fenômenos podem reduzir a</p><p>performance de VANTs e tornar difícil a implementação de sistemas de controle automático</p><p>de voo (NARDI, 2008), como a bolha de separação laminar da camada limite (Figura 2.9).</p><p>A bolha de separação laminar ocorre quando, após o escoamento separar da</p><p>superfície, sua camada limite laminar entrar em regime turbulento. Com energia cinética e</p><p>taxa de mistura maiores, essa camada de mistura turbulenta atinge novamente o aerofólio,</p><p>gerando o seu recolamento. Parte do fluxo fica na camada de recirculação da bolha,</p><p>enquanto a outra parte volta a escoar ao longo da superfície do aerofólio. Com o aumento</p><p>do número de Reynolds a energia do escoamento cresce e consegue cada vez mais vencer</p><p>o gradiente de pressão adverso, o que diminui o tamanho da bolha até que não mais</p><p>ocorra o fenômeno de separação. Se o número de Reynolds for excessivamente baixo ou o</p><p>ângulo de ataque excessivamente alto, essa bolha pode se expandir rapidamente até que</p><p>ocorra o estol completo (REZENDE, 2009). Para valores de Reynolds acima de 200.000 o</p><p>desempenho dos perfis tende a melhorar, devido ao fato de que as bolhas de separação</p><p>34</p><p>Figura 2.9 – Representação de bolha de separação laminar em um perfil aerodinâmico. Imagem</p><p>fora de escala. Fonte: (CROMPTON, 2001 apud REZENDE, 2009).</p><p>ficam menores e o efeito de arrasto parasita delas diminui (MUELLER; DELAURIER,</p><p>2003).</p><p>A separação é frequentemente controlada com base na otimização da geometria</p><p>do aerofólio (REZENDE, 2009). Há vários perfis aerodinâmicos que já foram extensiva-</p><p>mente estudados e que apresentam desempenho ótimo para condições de baixo Reynolds,</p><p>minimizando os riscos de separação.</p><p>2.2.1.6 Geometria de Asa</p><p>A nomenclatura dos principais termos ligados às asas finitas é exposta na Figura</p><p>2.10:</p><p>Figura 2.10 – Nomenclatura dos parâmetros geométricos das asas e o efeito de escoamento</p><p>tridimensional. Fonte: adaptado de Anderson (2010).</p><p>35</p><p>Os coeficientes aerodinâmicos calculados nas análises bidimensionais não são os</p><p>mesmos utilizados nas análises de asa finita. Uma asa gerando sustentação apresenta baixa</p><p>pressão em seu extradorso e alta pressão em seu intradorso. Isso faz com que o ar tenha</p><p>a tendência de escapar pela lateral da ponta da asa, o que reduz a diferença de pressão</p><p>entre a parte inferior e superior e reduz a sustentação nessa região (Figura 2.11). O ar</p><p>fluindo pela lateral da asa gera um escoamento tridimensional na forma de um vórtice</p><p>que causa uma redução do ângulo de ataque efetivo dos aerofólios nas seções próximas</p><p>à extremidade da asa e, consequentemente, um aumento no arrasto (o chamado arrasto</p><p>induzido) (RAYMER, 1992).</p><p>Figura 2.11 – Esquema dos vórtices de ponta de asa. Fonte: (ANDERSON, 2010).</p><p>O alongamento (Aspect Ratio - AR) é um parâmetro adimensional definido como:</p><p>AR = b2</p><p>S</p><p>(2.10)</p><p>Asas com maior alongamento para uma mesma área possuem as extremidades mais</p><p>distantes umas das outras, e portanto a parcela de asa afetada pelo vórtice das pontas é</p><p>menor, diminuindo sua força. Dessa forma, o efeito da perda de sustentação e aumento</p><p>de arrasto é inferior ao se comparar com uma asa de alongamento menor de mesma</p><p>área (RAYMER, 1992). Uma asa com alongamento próximo do infinito teria os vórtices</p><p>afastados de tal forma que o escoamento</p><p>ao longo da asa seria quase completamente</p><p>bidimensional, com seu coeficiente de sustentação tendendo àquele encontrado na análise</p><p>2D (Figura 2.12).</p><p>Para análises da asa finita de um VANT, deve-se escolher uma geometria que</p><p>garanta a melhor eficiência aerodinâmica possível. A área de asa de referência utilizada</p><p>nas análises é a sua área em planta, incluindo região sombreada pela fuselagem. Ela deve</p><p>ser suficiente para garantir a sustentação da aeronave, dado um perfil aerodinâmico já</p><p>escolhido, a faixa de velocidades que se pretende trabalhar e o peso estimado da aeronave.</p><p>O formato da asa deve ser estudado de forma a aproximar a circulação nas seções ao longo</p><p>da envergadura a uma curva elíptica (Figura 2.13).</p><p>36</p><p>Figura 2.12 – Comparação da curva do coeficiente de sustentação em função de α para diversas</p><p>relações de alongamento (A na nomenclatura de Raymer). Fonte: (RAYMER,</p><p>1992).</p><p>Figura 2.13 – Distribuição de sustentação ao longo da envergadura de uma asa. Fonte: adaptado</p><p>de Anderson (2010).</p><p>A distribuição elíptica de sustentação garante que a asa estará sujeita a um menor</p><p>arrasto induzido e será, portanto, mais eficiente (ANDERSON, 2010). Para alcançá-la, é</p><p>necessário aumentar a sustentação na raíz da asa e reduzir nas suas extremidades, para</p><p>que a força do vórtice de ponta de asa seja menor.</p><p>É possível obter uma curva perfeitamente elíptica de sustentação com uma asa de</p><p>geometria em planta elíptica, porém sua fabricação é complexa e muitas vezes inviável.</p><p>No entanto, há outras alternativas comumente utilizadas para aproximar a curva de</p><p>sustentação da ideal, através de artifícios como a torção da asa, afilamento da asa ou</p><p>enflechamento da asa.</p><p>37</p><p>O afilamento é a redução do comprimento da corda para diferentes seções da</p><p>envergadura da asa, como esboçado na Figura 2.14. A curva de sustentação ao longo</p><p>da envergadura para uma asa afilada vai depender da relação de afilamento λ (Equação</p><p>(2.11)) adotada (Figura 2.15).</p><p>Figura 2.14 – Vista superior de esboço de asa afilada. Fonte: (ANDERSON, 2010).</p><p>λ = ct</p><p>cr</p><p>(2.11)</p><p>Figura 2.15 – Distribuição de sustentação em uma semi-asa para diversas condições de afilamento.</p><p>Fonte: (RAYMER, 2012).</p><p>Ao se afilar a asa, seu centro aerodinâmico CA é alterado. Para uma asa com</p><p>afilamento, a corda média aerodinâmica (CMA) pode ser calculada pela Equação (2.12),</p><p>enquanto para uma asa reta a CMA é a própria corda. O CA da aeronave se encontra na</p><p>posição de aproximadamente um quarto da corda média aerodinâmica.</p><p>CMA = (2</p><p>3).cr.</p><p>1 + λ+ λ2</p><p>1 + λ</p><p>(2.12)</p><p>38</p><p>A torção da asa pode ser geométrica (quando um mesmo perfil aerodinâmico é</p><p>utilizado em ângulos de incidência diferentes ao longo das seções de envergadura, como</p><p>mostra a Figura 2.16) ou aerodinâmica (quando perfis com curvaturas diferentes são</p><p>utilizados ao longo das seções de envergadura, como mostra a Figura 2.17).</p><p>Figura 2.16 – Esboço de asa com torção geométrica. Fonte: adaptado de Sadraey (2012).</p><p>Figura 2.17 – Esboço de asa com torção aerodinâmica. Fonte: adaptado de Sadraey (2012).</p><p>O enflechamento Λ é o ângulo da asa com relação à direção de sua envergadura</p><p>(Figura 2.18). O enflechamento de quarto de corda se difere do enflechamento de bordo</p><p>de ataque por também levar em consideração o afilamento da asa. Quando há ângulo de</p><p>enflechamento a um quarto de corda, as características aerodinâmicas e de estabilidade da</p><p>aeronave se alteram com relação à asa reta. Em aeronaves subsônicas esse efeito pode ser</p><p>utilizado para aproximar a asa da curva elíptica, como mostra a Figura 2.19.</p><p>39</p><p>Figura 2.18 – Vista superior de esboço de aeronave com asa enflechada, mostrando o enflecha-</p><p>mento de bordo de ataque e de quarto de corda. Fonte: adaptado de Raymer</p><p>(1992).</p><p>Figura 2.19 – Relação de afilamento e enflechamento para alcançar sustentação elíptica. Fonte:</p><p>adaptado de Raymer (1992).</p><p>A redução de λ (afilamento) e o aumento do enflechamento alteram as características</p><p>do coeficiente de sustentação ao longo da envergadura, levando para a região da ponta</p><p>da asa o máximo da distribuição de Cl. É necessário ter cautela para que o Cl não</p><p>ultrapasse o valor do coeficiente máximo da análise bidimensional do aerofólio nas seções</p><p>mais próximas à extremidade da asa. Caso contrário, pode ocorrer nessas regiões o estol,</p><p>40</p><p>que preferencialmente deveria ocorrer na raíz da aeronave para evitar problemas em sua</p><p>controlabilidade. Para evitar que isso ocorra, pode-se utilizar a torção para tornar a</p><p>reduzir os valores de Cl nas proximidades da ponta da asa (Figura 2.20).</p><p>Figura 2.20 – Efeito da torção no comportamento de Cl ao longo da envergadura. Fonte: adaptado</p><p>de Sadraey (2012).</p><p>Após ter o projeto de asa pronto, é importante fazer análises para encontrar a</p><p>polar de arrasto da aeronave, gráfico que relaciona os seus valores de CL e CD para cada</p><p>ângulo de ataque de maneira aproximadamente parabólica (Figura 2.21). Uma asa de</p><p>aerofólio sem curvatura possui a polar de arrasto simétrica com relação ao eixo de CD. O</p><p>ponto que apresenta a maior tangente com relação à origem representa o ângulo de ataque</p><p>que possui melhor relação de L/D (parâmetro conhecido como eficiência aerodinâmica).</p><p>Figura 2.21 – Polar de arrasto para uma asa de perfil simétrico e para uma asa de perfil com</p><p>curvatura. Fonte: adaptado de Raymer (1992).</p><p>Além da contribuição da asa, deve-se somar à polar de arrasto também a contri-</p><p>buição dos coeficientes de sustentação e arrasto da empenagem e do arrasto parasita de</p><p>41</p><p>componentes que não geram sustentação como fuselagem e trem de pouso. Esse arrasto</p><p>parasita pode ser contabilizado em função da área exposta ao escoamento, e que portanto</p><p>gera fricção com as partículas de ar em movimento (Equação (2.13)).</p><p>CD0 = Cf .(</p><p>Swet</p><p>Sref</p><p>) (2.13)</p><p>Na Equação (2.13), Cf representa o coeficiente de fricção, Swet representa a área</p><p>exposta ao escoamento (“área molhada”) e Sref é a área de referência adotada. A área</p><p>de referência é a área em planta da asa, incluindo a parte que pode estar encoberta pela</p><p>fuselagem.</p><p>2.2.2 Estabilidade</p><p>Após sofrer alguma perturbação, espera-se que uma aeronave retorne sozinha para</p><p>sua condição de equilíbrio, sem a necessidade de comandos do piloto ou de um sistema</p><p>autônomo.</p><p>A estabilidade de um VANT pode se dividir em 2 categorias: estabilidade estática</p><p>e dinâmica. Estabilidade estática é a tendência inicial da aeronave voltar ao seu ponto</p><p>de equilíbrio depois de uma perturbação, através do surgimento de forças aerodinâmicas</p><p>restauradoras na mesma. Mesmo sendo estável estaticamente não se pode garantir que</p><p>o veículo será estável dinamicamente. No estudo da estabilidade dinâmica preocupa-se</p><p>com o histórico temporal do movimento. A redução do distúrbio com o tempo indica</p><p>um amortecimento positivo, com energia do sistema sendo dissipada. No caso em que</p><p>os distúrbios são amplificados, tem-se energia sendo adicionada ao sistema e, portanto,</p><p>instabilidade aerodinâmica da aeronave (NELSON, 1998). As possíveis respostas da</p><p>aeronave a uma perturbação são esboçadas na Figura 2.22:</p><p>42</p><p>Figura 2.22 – Representação das possíveis condições de estabilidade estática e dinâmica longitu-</p><p>dinal. Fonte: (HOMA, 2016).</p><p>A estabilidade também se divide entre estabilidade longitudinal, que lida com a</p><p>arfagem da aeronave, e a látero-direcional, que envolve a guinada e a rolagem do veículo,</p><p>em movimentos acoplados. Os movimentos de rotação de corpo rígido se dão em torno do</p><p>Centro de Gravidade (CG) da aeronave. Usualmente aloca-se o CG da aeronave próximo</p><p>do seu Centro Aerodinâmico, na região da ordem de 25% da corda média aerodinâmica da</p><p>aeronave, na busca de uma maior estabilidade.</p><p>Os eixos de referência adotados para a aeronave, assim como a nomenclatura dos</p><p>movimentos a eles associados, estão expostos na Figura 2.23.</p><p>Figura 2.23 – Convenção de eixos adotada e nomenclatura dos momentos. Fonte: adaptado de</p><p>Sadraey (2012).</p><p>43</p><p>Para que a aeronave esteja longitudinalmente estável, a curva de CM em função</p><p>do ângulo de ataque global da aeronave deve ter derivada negativa e passar pelo eixo das</p><p>abscissas em um ângulo positivo que melhor se adeque ao projeto (Figura 2.24). Esse</p><p>ângulo é denominado ângulo de trimagem e representa o ângulo de ataque para qual a</p><p>aeronave retornará após sofrer um distúrbio.</p><p>Figura 2.24 – Comportamento do momento de arfagem no CG de uma aeronave instável e de</p><p>uma aeronave estável com relação ao ângulo de ataque. Fonte: adaptado de Nelson</p><p>(1998).</p><p>O aerofólio (e portanto a asa) por si só é um elemento desestabilizante da aeronave,</p><p>como mostra a Figura 2.8. Ela geralmente possui momento de forma a jogar o “nariz” da</p><p>aeronave para baixo. Esse momento deve ser compensado pela empenagem horizontal,</p><p>uma superfície com perfil aerodinâmico que fica na cauda do avião.</p><p>A função da empenagem é garantir a estabilidade da aeronave. O estabilizador</p><p>horizontal gera um momento total na aeronave que contrabalanceia o momento de arfagem</p><p>da asa. Porém, enquanto o momento da asa é causado pela diferença de pressão ao longo</p><p>da linha da corda da aeronave com relação ao seu centro aerodinâmico, o momento do</p><p>estabilizador horizontal que causa maior influência no comportamento do veículo é ligado</p><p>à sua sustentação negativa e seu braço de alavanca (distância entre o CP do estabilizador</p><p>e o CG da aeronave). Na Figura 2.25 tal situação é esboçada.</p><p>44</p><p>Figura 2.25 – Esboço de Vista Lateral de aeronave com atuação da sustentação da asa e da</p><p>empenagem contribuindo para sua estabilidade. Fonte: adaptado de Sadraey</p><p>(2012).</p><p>Para os movimentos látero-direcionais torna-se importante o ângulo de derrapagem</p><p>β, que relaciona a componente de velocidade no eixo longitudinal da aeronave com o vetor</p><p>que representa a velocidade real da aeronave, como ilustrado na Figura 2.26.</p><p>Figura 2.26 – Definição de ângulo de derrapagem positivo. Fonte: (NELSON, 1998).</p><p>A estabilidade direcional da aeronave é atendida se esta possui coeficiente de</p><p>guinada Cn com derivada positiva com relação ao ângulo de derrapagem (Figura 2.27). O</p><p>componente da aeronave que mais contribui para a estabilidade direcional é a empenagem</p><p>vertical, que possui aerofólios simétricos para não gerar momento indesejado de guinada.</p><p>45</p><p>Figura 2.27 – Comportamento do momento de guinada uma aeronave instável e de uma aeronave</p><p>estável com relação ao ângulo de derrapagem. Fonte: adaptado de Nelson (1998).</p><p>Já a estabilidade lateral da aeronave é atendida se esta possui coeficiente de</p><p>rolamento Cl com derivada negativa com relação ao ângulo de derrapagem (Figura 2.28).</p><p>Figura 2.28 – Momento de rolagem uma aeronave instável e de uma aeronave estável com relação</p><p>ao ângulo de derrapagem e esquema de aeronave estável após ser perturbada</p><p>lateralmente. Fonte: adaptado de Nelson (1998).</p><p>Alguns dos fatores que contribuem com a estabilidade lateral de uma aeronave são</p><p>a fuselagem, a geometria da asa, que pode possuir diedro e enflechamento, além de sua</p><p>empenagem vertical. O fluxo de ar ao redor de uma fuselagem em uma aeronave de asa alta</p><p>(asa acoplada à fuselagem em sua parte superior) gera um momento restaurador quanto</p><p>à rolagem, devido ao fato de que o ângulo de ataque da semi-asa a favor do escoamento</p><p>aumenta, enquanto o da semi-asa contrária ao vento diminui (Figura 2.29) A diferença</p><p>de α leva a valores diferentes de Cl para as seções de cada semi-asa, gerando o momento</p><p>restaurador que tende a voltar a aeronave para sua condição de equilíbrio. O oposto</p><p>acontece em aeronaves de asa baixa, que possuem um momento desestabilizante gerado</p><p>pelo fluxo de ar ao redor da fuselagem.</p><p>46</p><p>Figura 2.29 – Efeito da asa alta e da asa baixa no momento de rolagem de uma aeronave. Fonte:</p><p>adaptado de Nelson (1998).</p><p>O Diedro, angulação da asa no sentido da sua envergadura com relação à horizontal</p><p>(Figura 2.30), contribui com o efeito de estabilidade de rolagem. De maneira semelhante ao</p><p>do fluxo de ar ao redor da fuselagem, a inclinação das semi-asas altera o ângulo de ataque</p><p>a que elas estão sujeitas quando expostas a um vento lateral, aumentando a sustentação da</p><p>parcela localizada a favor do escoamento e reduzindo a da parcela contrária a ele, gerando</p><p>um momento estabilizante. O enflechamento da asa para trás contribui para a estabilidade</p><p>látero-direcional com um efeito de diedro positivo.</p><p>Figura 2.30 – Aeronave com ângulo de diedro positivo Γ. Fonte: (Nelson, 1998).</p><p>Uma aeronave com demasiada estabilidade pode ser de difícil controlabilidade, já</p><p>que os comandos estarão atuando contra as forças restauradoras da própria aeronave.</p><p>Em aeronaves do tipo multirotor essa controlabilidade é alcançada através dos empuxos</p><p>com diferentes magnitudes exercidos pelos motores, dependendo da manobra desejada.</p><p>Em aeronaves de asa fixa comuns, a controlabilidade é exercida com base em superfícies</p><p>de controle, partes móveis situadas nas empenagens, o profundor e o leme, e na asa, os</p><p>ailerons (Figura 2.31). As superfícies atuam com base no comando de servomotores.</p><p>A deflexão das superfícies de controle para baixo aumenta a curvatura do perfil e,</p><p>portanto, sua sustentação na região em que está atuando. A deflexão para cima tem o</p><p>efeito contrário. Nos ailerons as superfícies são defletidas de maneira assimétrica (uma para</p><p>cima e a outra para baixo), causando uma diferença de sustentação que gera o movimento</p><p>de rolagem. A arfagem é controlada pela atuação do profundor, enquanto a guinada está</p><p>relacionada ao movimento do leme.</p><p>47</p><p>Figura 2.31 – Posicionamento das superfícies de controle e demais componentes da aeronave.</p><p>Fonte: adaptado de Brandt (2004).</p><p>2.2.3 Desempenho</p><p>Uma aeronave em voo não-acelerado e nivelado, como em condição de cruzeiro,</p><p>apresenta as componentes de Tração requerida dos motores (TR) equivalente a sua parcela</p><p>de arrasto (TR = D) e o seu peso completamente contrabalanceado pela sustentação</p><p>(W = L).</p><p>TR = D</p><p>L</p><p>.W (2.14)</p><p>Assim, quanto maior sua relação de L/D, menor será o empuxo requerido dos</p><p>motores. Como fica evidente ao se comparar as Equações (2.6) e (2.7), a relação de L/D</p><p>pode ser simplesmente reduzida a CL/CD.</p><p>As equações clássicas de Breguet para aeronaves com motor a hélice mostram que</p><p>o alcance dessas aeronaves pode ser descrito por (ANDERSON, 1999):</p><p>R = ηhélice</p><p>c</p><p>.</p><p>L</p><p>D</p><p>.ln</p><p>W0</p><p>W1</p><p>(2.15)</p><p>R representa o alcance, distância que a aeronave pode percorrer consumindo um</p><p>tanque de combustível completo. ηhélice é a eficiência da hélice utilizada, c é o consumo</p><p>específico de combustível, W0 é o peso total da aeronave e W1 é o peso da aeronave com</p><p>tanques de combustível vazios. A equação mostra a influência direta do parâmetro de</p><p>eficiência aerodinâmica para um máximo alcance da aeronave. As equações de Breguet</p><p>48</p><p>descrevem o alcance de aeronaves a combustível, porém é possível adaptá-las com base em</p><p>um consumo de bateria e utilizá-las também para aeronaves elétricas.</p><p>A potência requerida pela aeronave pode ser obtida pela multiplicação da tração</p><p>do motor pela sua velocidade de avanço.</p><p>PR = TR.V∞ (2.16)</p><p>Em uma aeronave elétrica, essa potência deve ser suprida pelo grupo motopropulsor</p><p>levando em consideração a voltagem da bateria e sua corrente, como mostra a Equação (17).</p><p>Um modelo mais rebuscado pode ser feito, levando em consideração o efeito Peukert, como</p><p>adotado por Traub (2011) (Equação (2.18)). O efeito Peukert mostra que a capacidade das</p><p>baterias, em Ampere-hora, não é constante para baterias reais, visto que, quanto maior a</p><p>corrente de descarga, menor a capacidade efetiva da bateria.</p><p>PB = V.i (2.17)</p><p>PR = PB = V.</p><p>C</p><p>RT</p><p>.(Rt</p><p>t</p><p>) 1</p><p>n (2.18)</p><p>Na Equação (2.18), C é a capacidade da bateria em Ampéres-hora, Rt equivale ao</p><p>tempo de descarga de referência (em horas), com base na qual a capacidade da bateria</p><p>foi estabelecida. n é o expoente de Peukert, um parâmetro adimensional de descarga</p><p>dependente do tipo de bateria utilizada. V é a voltagem e t é o tempo de descarga. A</p><p>equação pode ser resolvida para t, representando assim a autonomia da aeronave (tempo</p><p>de voo da aeronave até que a bateria acabe por completo).</p><p>t = E = R1−n</p><p>T .(ηtot.V.C</p><p>PR</p><p>)n (2.19)</p><p>O parâmetro ηtot representa a eficiência total do grupo motopropulsor (Equação</p>artigos e/ou
parágrafos, sem citação do autor ou de sua fonte.
Declaro, por fim, ter total conhecimento e compreensão das punições decorrentes da prática
de plágio, através das sanções civis previstas na lei do direito autoral1 e criminais previstas
no Código Penal2, além das cominações administrativas e acadêmicas que poderão resultar
em reprovação no Trabalho de Conclusão de Curso.
Juiz de Fora, 20 de Junho de 2018.
Bruno de Almeida Regina – Discente
Matrícula: 201371074 – CPF:111.168.326-31
1 LEI N◦ 9.610, DE 19 DE FEVEREIRO DE 1998. Altera, atualiza e consolida a legislação sobre
direitos autorais e dá outras providências.
2 Art. 184. Violar direitos de autor e os que lhe são conexos: Pena – detenção, de 3 (três) meses a 1
(um) ano, ou multa.
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	LISTA DE SÍMBOLOS
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	Projeto Aeronáutico
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	Coeficientes Adimensionais
	Bolha Laminar
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	Dinâmica dos Fluidos Computacional (CFD)
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