PROJETO DE AERONAVE EM ESCALA REMOTAMENTE CONTROLADA POR IMAGEM

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CENTRO UNIVERSITÁRIO POSITIVO 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
PROJETO DE AERONAVE EM ESCALA REMOTAMENTE CONTROLADA 
POR IMAGEM 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
CURITIBA 
2007
 
 
 LUIZ JORGE ALESSI 
JULIANO TOPOROSKI 
VALDINEI A. PEDROSO 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
PROJETO DE AERONAVE EM ESCALA REMOTAMENTE CONTROLADA 
POR IMAGEM 
 
Trabalho apresentado como avaliação parcial 
na disciplina de Trabalho de Conclusão de 
Curso, no curso de graduação em Engenharia 
Mecânica do Centro Universitário Positivo. 
 
Orientador: Prof. Dr. Fábio Alencar Schneider 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
CURITIBA 
2007
 
 ii 
AGRADECIMENTOS 
 
A equipe agradece à instituição, aos seus professores, aos funcionários e ao nosso 
orientador pelos incentivos e ajuda durante todo o desenvolvimento deste trabalho. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 iii 
SUMÁRIO 
 
LISTA DE FIGURAS .............................................................................................. vi 
LISTA DE TABELAS............................................................................................ viii 
LISTA DE SÍMBOLOS........................................................................................... ix 
ÍNDICES SUBSCRITOS:.......................................................................................... ix 
SÍMBOLOS............................................................................................................... ix 
RESUMO ................................................................................................................ xii 
1 INTRODUÇÃO...................................................................................................... 1 
1.1 OBJETIVO ........................................................................................................... 1 
1.2 ESCOPO DO TRABALHO .................................................................................. 2 
1.3 ESTRUTURA DO TRABALHO .......................................................................... 3 
1.4 PREMISSAS......................................................................................................... 4 
2 REVISÃO BIBLIOGRÁFICA .............................................................................. 5 
2.1 ANÁLISE DO PROBLEMA................................................................................. 5 
2.2 HISTÓRICO ......................................................................................................... 5 
2.3 ANÁLISE DAS FORMAS ATUAIS DE RESOLUÇÃO DO PROBLEMA.......... 7 
3 FUNDAMENTAÇÃO............................................................................................ 9 
3.1 METODOLOGIA DE PROJETO ......................................................................... 9 
3.2 CONCEITOS INICIAIS.......................................................................................10 
3.3 CONFIGURAÇÃO..............................................................................................12 
3.3.1 Configuração Clássica ......................................................................................13 
3.3.2 Asa Voadora.....................................................................................................13 
3.3.3 Configuração Canard .......................................................................................13 
3.4 SISTEMA DE TRANSMISSÃO DE IMAGEM...................................................13 
3.5 ESTIMATIVA DE MASSAS ..............................................................................14 
3.5.1 Distribuição de massas (peso e centragem) .......................................................14 
3.6 SUPERFÍCIE DE SUSTENTAÇÃO....................................................................14 
3.7 ANÁLISE AERODINÂMICA.............................................................................15 
3.7.1 Seleção do perfil ...............................................................................................18 
 
 iv 
3.7.2 Resistências ......................................................................................................18 
3.7.3 Curva polar da Aeronave ..................................................................................21 
3.7.4 Equacionamento aerodinâmico .........................................................................21 
3.8 SISTEMA PROPULSOR.....................................................................................22 
3.9 PERFORMANCE ................................................................................................23 
3.10 ANÁLISE DE ESTABILIDADE .......................................................................24 
3.11 ANÁLISE ESTRUTURAL ................................................................................27 
3.11.1 Regulamentação Aeronáutica .....................................................................27 
3.11.2 Diagrama V-n e Cargas atuantes.................................................................28 
3.11.3 Análise e resistência dos materiais..............................................................29 
3.11.4 Análise dos esforços atuantes .....................................................................29 
3.11.5 Aplicação dos fatores de carga e coeficiente de segurança..........................32 
4 ANÁLISE PRELIMINAR....................................................................................33 
4.1 CENÁRIO OPERACIONAL ...............................................................................33 
4.2 REQUISITOS ......................................................................................................34 
4.3 CONFIGURAÇÃO..............................................................................................35 
4.3.1 Configuração da Célula da Aeronave................................................................35 
4.3.2 Configuração do Sistema de Captação e Transmissão (a)..................................36 
4.3.3 Configuração do Grupo moto propulsor (b) ......................................................38 
4.3.4 Configuração do Sistema de Controle (c)..........................................................38 
4.4 ANÁLISE INICIAL.............................................................................................39 
4.4.1 Estimativa de massas ........................................................................................39 
4.4.2 Análise inicial de performance..........................................................................40 
4.4.3 Número de Reynolds típico da asa. ...................................................................41 
4.5 ANÁLISE AERODINÂMICA.............................................................................41 
4.6 RESISTÊNCIAS..................................................................................................43 
4.6.1 Curva polar do avião.........................................................................................44 
4.7 ANÁLISE DE PERFORMANCE ........................................................................44 
4.7.1 Curvas de potência............................................................................................45 
4.8 EQUILÍBRIO E ESTABILIDADE ......................................................................47 
 
 v 
4.8.1 Estabilidade longitudinal ..................................................................................47 
4.9 ANÁLISE ESTRUTURAL..................................................................................48 
5 RESULTADOS .....................................................................................................495.1 TRANSMISSÃO .................................................................................................49 
5.1.1 Distância...........................................................................................................49 
5.1.2 Autonomia da bateria........................................................................................50 
5.1.3 Interferência .....................................................................................................50 
5.1.4 Melhorias – alterações ......................................................................................51 
5.2 AERONAVE .......................................................................................................51 
5.2.1 Sistema de imagem embarcado .........................................................................51 
5.2.2 Aeronave como produto final............................................................................52 
6 CONCLUSÃO.......................................................................................................55 
REFERÊNCIAS BIBLIOGRÁFICAS....................................................................57 
ANEXOS ..................................................................................................................59 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 vi 
LISTA DE FIGURAS 
 
FIGURA 1 – ILUSTRAÇÃO DO OBJETIVO ....................................................................................... 2 
FIGURA 2 – 1917 SPERRY UAV.......................................................................................................... 6 
FIGURA 3 – BAT 3 ................................................................................................................................ 6 
FIGURA 4 – CATEGORIAS DE VANTS ............................................................................................. 6 
FIGURA 5 – APV-3 ................................................................................................................................ 7 
FIGURA 6 – CROPCAM........................................................................................................................ 7 
FIGURA 7 – METODOLOGIA DO PROJETO..................................................................................... 9 
FIGURA 8 – COMPARAÇÃO DE FASES E CUSTOS ...................................................................... 10 
FIGURA 9 – FORÇAS NO PERFIL – CLARK Y, RE=400000, ALFA=5,0°..................................... 11 
FIGURA 10 – FORÇAS ATUANTES NA AERONAVE.................................................................... 11 
FIGURA 11 – MOVIMENTOS CARACTERÍSTICOS DA AERONAVE ......................................... 11 
FIGURA 12 – ESQUEMA DE CONFIGURAÇÕES ........................................................................... 12 
FIGURA 13 – REGIÕES DE DESPRENDIMENTO DA CAMADA.................................................. 15 
FIGURA 14 – COMPARAÇÃO ENTRE RELAÇÃO DE ASPECTO ................................................ 15 
FIGURA 15 – COMPARAÇÃO ENTRE FLUXOS 2D E 3D.............................................................. 16 
FIGURA 16 – COMPARAÇÃO ENTRE RELAÇÃO DE ASPECTO ................................................ 17 
FIGURA 17 – COMPARAÇÃO ENTRE COEFICIENTES DE SUSTENTAÇÃO 
BIDIMENSIONAIS E CORRIGIDOS. ........................................................................... 18 
FIGURA 18 – TRANSIÇÃO DO ESCOAMENTO LAMINAR TURBULENTO, PRANDTL-
GEBERS. ......................................................................................................................... 19 
FIGURA 19 – EXEMPLO DE CURVA POLAR DE RESISTÊNCIA DA AERONAVE................... 21 
FIGURA 20 – CONFIGURAÇÃO DO SISTEMA PROPULSOR....................................................... 22 
FIGURA 21 – FORÇAS ATUANTES NA AERONAVE.................................................................... 24 
FIGURA 22 – CONDIÇÕES DE EQUILÍBRIO DO CG..................................................................... 27 
FIGURA 23 – DIAGRAMA V-N ......................................................................................................... 28 
FIGURA 24 – ESFORÇOS ATUANTES NA ASA ............................................................................. 30 
FIGURA 25 – CENÁRIO OPERACIONAL ........................................................................................ 33 
FIGURA 26 – TEMPO DE MISSÃO ................................................................................................... 34 
FIGURA 27 – TRANSMISSÃO E RECEPÇÃO DE IMAGENS ........................................................ 36 
FIGURA 28 – ESQUEMA DO SISTEMA DE TRANSMISSÃO........................................................ 37 
FIGURA 29 – DISPOSIÇÃO DOS SISTEMAS................................................................................... 38 
FIGURA 30 – ELEMENOS E INTEGRAÇÃO DE SISTEMAS ......................................................... 39 
FIGURA 31 – ANÁLISE INICIAL DE PERFORMANCE.................................................................. 41 
 
 vii 
FIGURA 32 – PERFIL - ESTCC .......................................................................................................... 42 
FIGURA 33 – CURVAS (CL.α) DO PERFIL ESTCC ......................................................................... 42 
FIGURA 34 – CURVA POLAR DO AVIÃO....................................................................................... 44 
FIGURA 35 – ETAPAS DA MISSÃO ................................................................................................. 45 
FIGURA 36 – CURVA DE POTÊNCIA DO MOTOR HP-Z2113-20 ................................................. 46 
FIGURA 37 – SISTEMA PROPULSOR .............................................................................................. 46 
FIGURA 38 – CURVA DE ESTABILIDADE LONGITUDINAL ...................................................... 47 
FIGURA 39 – ESFORÇO SOBRE A ASA........................................................................................... 48 
FIGURA 40 – MEDIÇÃO DA INTERFERÊNCIA.............................................................................. 49 
FIGURA 41 – ANÁLISE DE IMAGEM - INTERFERÊNCIA............................................................ 50 
FIGURA 42 – IMAGEM DUPLICADA............................................................................................... 51 
FIGURA 43 – AERONAVE E SISTEMA DE IMAGEM.................................................................... 52 
FIGURA 44 – AQUISIÇÃO EM TELEVISÃO E COMPUTADOR ................................................... 52 
FIGURA 45 – AERONAVE ................................................................................................................. 53 
FIGURA 46 – DETALHES DA ERONAVE........................................................................................ 53 
FIGURA 47 – AERONAVE E SISTEMA DE TRANSMISSÃO DE IMAGEM ................................ 54 
FIGURA 48 – TESTE DO SISTEMA NA PISTA DE ATLETISMO DO UNICENP......................... 54 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 viii 
LISTA DE TABELAS 
 
TABELA 1 – COMPARAÇÃO DOS DADOS DE NORMA .............................................................. 28 
TABELA 2 – PROPRIEDADES MECÂNICAS DOS MATERIAIS................................................... 29 
TABELA 3 – REQUISITOS DO PRODUTO....................................................................................... 35 
TABELA 4 – ESCOLHA DA CONFIGURAÇÃO............................................................................... 36 
TABELA 5 – ESTIMATIVA DE MASSAS.........................................................................................40 
TABELA 6 – DADOS DO PERFIL ESTCC ........................................................................................ 42 
TABELA 7 – DADOS DO PERFIL ESTCC – RE = 110000............................................................... 43 
TABELA 8 – TABELA DE RESISTÊNCIAS...................................................................................... 43 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 ix 
LISTA DE SÍMBOLOS 
 
ÍNDICES SUBSCRITOS: 
 
w – Asa 
h – Estabilizador Horizontal 
v – Estabilizador Vertical 
 
SÍMBOLOS 
a0 Inclinação da curva Cl x α [rad
-1] 
AR Relação de aspecto 
b Envergadura [m] 
cma Corda média aerodinâmica [m]. 
CL Coeficiente de sustentação 
Cl Coeficiente de sustentação de perfil 
CD Coeficiente de arrasto 
CDπ Coeficiente de arrasto parasita 
CDi Coeficiente de arrasto induzido 
Cd Coeficiente de arrasto de perfil 
CN Coeficiente de fora normal 
d Diâmetro [m] 
D Força de arrasto [N] 
e Coeficiente de Oswald 
E Empuxo [N] / Módulo de elasticidade [GPa] 
f Coeficiente de atrito de rolamento 
g Aceleração da gravidade [m/s²] 
G Peso total da aeronave [N] / Módulo de rigidez [GPa] 
hn Ponto neutro da aeronave [% cma] 
I Momento de inércia [mm4] 
J Momento polar de inércia [mm4] 
 
 x 
l Comprimento característico [m] 
lh Distância entre CG ao centro aerodinâmico de referência do 
estabilizador horizontal (25% cmah) [m]. 
L Força de sustentação [N]. 
m Massa [kg] 
M Momento [N.m] 
MS Margem estática [% cma] 
n Fator de carga (“força g”) 
N Força normal [N] 
P Potência [W] 
q Pressão dinâmica [N/m²] 
Q Atrito de rolamento [N] 
r Raio [m] 
Re Número de Reynolds 
S Área característica [m²] 
T Torque [N.m] 
v Velocidade [m/s] 
vs Velocidade de estol [m/s] 
V Força cortante [N] 
Vh Volume de cauda 
w Carregamento sobre viga [N/m] 
x Comprimento de pista [m] 
α Ângulo de ataque [graus] 
δ Deflexão [m] 
ε Ângulo de downwash [graus] 
Γ Fluxo rotacional [rad
-1. m/s] 
ηt Rendimento de cauda. 
µ Coeficiente de atrito da pista de decolagem 
ν Viscosidade cinemática [m²/s] 
 
 xi 
θ Ângulo devido a momento torsor [rad] 
ρ Densidade [kg/m³] 
σ Tensão de flexão / compressão [MPa] 
τ Tensão de cisalhamento [MPa] 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 xii 
RESUMO 
 
O desenvolvimento de veículos aéreos e suas aplicações remontam a um passado 
recente, sendo os primeiros exemplares aparecendo no início do século XX de maneira 
um tanto amadora e aventureira. Não pouco foi seu desenvolvimento até os dias atuais. 
Sistemas eletrônicos, redes de satélites e comunicações propiciaram a ampliação e a 
confiabilidade do controle destas aeronaves e uso em diversas aplicações como: 
transporte, vigilância, fotogrametria, estações meteorológicas e outros. 
O objetivo principal é o projeto de uma aeronave em escala, não tripulada, equipada 
com câmera para aquisição de imagem em vôo, sistema de transmissão de imagem 
para uma base de monitoramento em solo, sendo esta assistida por um operador 
humano. A interface homem-máquina é estabelecida no sentido de minimizar os 
esforços operacionais e dar confiabilidade. 
A obtenção de conhecimentos fundamentais de novas tecnologias aeronáuticas no 
campo de controle e vôo autônomo é a forma encontrada de apresentar o primeiro 
passo simples em direção ao domínio dos segmentos das aeronaves em escala 
remotamente controladas, utilizando-as como ferramentas de monitoramento aéreo. 
O trabalho fundamenta-se em etapas do projeto aeronáutico, análises e metodologias 
técnicas e regidas por processos de projeto. 
 
 
1 
1 INTRODUÇÃO 
 
A paixão e necessidade dos seres humanos pelo vôo, observação de pássaros, e 
recentemente pelas máquinas voadoras e a criatividade para suas aplicações, é vasta e 
se confunde com a própria história da civilização humana. Em Gênesis 8, v7, é 
relatado como Noé utilizou-se de um corvo e uma pomba para o reconhecimento aéreo 
e procura de terra firme após o dilúvio da Terra. Independente do imaginário e 
veracidade deste relato é algo documentado há muito tempo. 
A utilização e o desenvolvimento de veículos aéreos e suas aplicações 
remontam a um passado recente, sendo os primeiros exemplares aparecendo no início 
do século XX de maneira um tanto amadora e aventureira. 
Não pouco foi seu desenvolvimento até os dias atuais. Sistemas eletrônicos, 
redes de satélites e comunicações propiciaram a ampliação e a confiabilidade do 
controle destas aeronaves e uso em diversas aplicações. Transporte, vigilância, 
fotogrametria, estações meteorológicas, antenas de retransmissão de dados e o simples 
monitoramento aéreo carecido por Noé, são algumas das aplicações mais comumente 
encontradas. 
Apesar de sua popularização e tecnologia acessível, a agregação dos 
conhecimentos, materiais, técnicas e passos necessários ao desenvolvimento de uma 
aeronave não-tripulada constituem um fator chave, sendo conservados como segredo 
industrial pelas empresas e instituições que os desenvolvem. 
 
1.1 OBJETIVO 
 
O objetivo deste trabalho é o desenvolvimento de uma aeronave em escala, 
rádio controlada por um operador humano, equipada com câmera para aquisição de 
imagem em vôo e sistema de transmissão para uma base de monitoramento em solo 
como ilustrado pela figura 1. 
 
 
 
 
2 
FIGURA 1 – ILUSTRAÇÃO DO OBJETIVO 
 
1. Micro - câmera embarcada 
2. Transmissor de vídeo 
3. Receptor de vídeo 
4. Cpu para gravação de 
dados. 
5. Monitor. Imagem de vôo. 
6. Rádio - controle de 
comandos da aeronave. 
Controlado pelo piloto, 
assistindo imagem 
transmitida. 
7. Rádio - controle 
(redundante). Controlado 
pelo piloto 2, vôo visual. 
8. Receptor de comandos na 
aeronave. 
FONTE: OS AUTORES 
 
1.2 ESCOPO DO TRABALHO 
 
Em PMBOK (2000), definiu-se como escopo a delimitação e declaração dos 
processos requeridos que estão contidos no desenvolvimento do trabalho e o que não 
faz parte do mesmo, para complementá-lo de forma bem sucedida. 
Para este projeto, definem-se como delimitações ao escopo, os itens: 
• Requisitos do produto: Estabelecer tabela com requisitos e restrições 
quanto às características e necessidades técnicas do projeto a fim de 
cumprir determinada missão. 
• Modelagem 3D de peças e acessórios em software específico. 
• Efetuar a aquisição de materiais e acessórios, buscando o apoio 
financeiro externo quando necessário. 
• Análise de otimização sistema moto - propulsor. 
• Teste do sistema de vídeo transmissão em solo. 
• Ensaios de materiais. 
• Construção de aeronave protótipo. 
 
 
3 
• Estudar o comportamento do sistema de vídeo transmissão em vôo. 
• Estabelecer envelope operacional do protótipo, em forma de manual, 
analisando as condições físicas, mecânicas e meteorológicas. 
Os fatores que não serão trabalhados pela equipe, são compostos pelos 
seguintes itens: 
• Sistema eletrônico de acompanhamento do protótipo em vôo 
(telemetria). 
• Instrumentação da aeronave com equipamentos relacionados a 
aplicações diversas. 
• Desenvolvimento de acessórios: Acessórios eletrônicos (servo-motor, 
motor, rádio controle, câmera, transmissor) serão utilizados modelos 
comerciais. 
• Aplicação comercial: Desenvolver plano ou modelo de aplicação 
comercial. 
• Homologação: Processo de aprovação jurídica para utilização comercial 
ou militar da aeronave e seus sistemas. 
 
1.3 ESTRUTURA DO TRABALHO 
 
O capítulo 2 trata-se da revisão bibliográfica e está baseada emuma análise de 
projeto de VANT já conhecido no mundo, contendo um breve histórico de aeronaves 
não tripuladas desde seu aparecimento no passado até hoje. Neste capítulo é destacada 
a importância do estudo paramétrico para o desenvolvimento do projeto. 
O capítulo 3 descreve a fundamentação onde se engloba o projeto conceitual. 
São citadas as especificações da aeronave, contendo um banco de dados característicos 
particulares de um VANT. Também é mostrado o layout da aeronave e layout de 
alguns componentes que a compõe. 
O capítulo 4 apresenta o desenvolvimento do projeto, nesta etapa destaca-se o 
projeto preliminar. Apresenta estimativas em geral, avaliações aerodinâmicas, 
 
 
4 
requisitos de decolagem e aterrisagem, estimativas de performance, análise de carga e 
projeto estrutural. 
O capítulo 5 refere-se ao resultado e validação, este contém os resultados e as 
validações do projeto, será dada ênfase às comparações analíticas e experimentais a 
fim de eliminar todas as incertezas do projeto de um VANT. 
 
1.4 PREMISSAS 
 
Desenvolver os conhecimentos fundamentais para o desenvolvimento de 
novas tecnologias aeronáuticas no campo de controle e vôo autônomo. Apresentando 
passos importantes em direção a obtenção dos conhecimentos necessários ao segmento 
das aeronaves em escala remotamente controladas, utilizando-as como ferramentas de 
monitoramento aéreo. 
 
 
 
5 
2 REVISÃO BIBLIOGRÁFICA 
 
2.1 ANÁLISE DO PROBLEMA 
 
O emprego de aeronaves em escala, para fins de monitoramento aéreo e 
ambiental é restrito aos profissionais altamente especializados e uso de equipamentos 
complexos e de alto custo. O controle e operação deste tipo de equipamento podem ser 
comparados aos diferentes níveis de automação industrial. Desde o nível um (chão de 
fábrica) ao nível cinco (gerenciamento geral). Neste caso, nível um corresponde ao 
controle visual com operação manual, semelhante a uma aeronave de Competição 
Aerodesign ou aeromodelo recreativo e nível cinco corresponde a um sistema 
autônomo de vôo. 
A automação do sistema de vôo é diretamente relacionada à aplicação da 
aeronave. Sistemas de controle para vôos de longo alcance e altitudes elevadas 
requerem instrumentação específica, sendo consideravelmente mais complexos. 
Este projeto visa estabelecer padrões de utilização e treinamento, analisando 
os passos subseqüentes ao primeiro nível de automação. A interface homem-máquina 
presente deverá ser trabalhada no sentido de minimizar os esforços operacionais e dar 
confiabilidade e segurança ao envelope operacional da aeronave. 
 
2.2 HISTÓRICO 
 
Através da análise histórica do problema, observa-se que não houve alterações 
quanto à essência da definição e desenvolvimento de um VANT na prática. No 
entanto, foram profundas as agregações tecnológicas, fato que possibilitou maior gama 
de aplicações e confiabilidade ao produto. Conforme figura 2 e figura 3, têm-se duas 
épocas distintas que demonstram tal fenômeno. A figura 2 mostra um ensaio de 
lançamento do “Curtis/Sperry UAV” de 1917, aeronave considerada a pioneira da 
história dos VANTs. Na figura 3 é apresentado BAT 3 produzido pela MLB Company. 
 
 
 
6 
FIGURA 2 – 1917 SPERRY UAV FIGURA 3 – BAT 3 
 
 
 
FONTE: GENERAL MOTORS INSTITUTE FONTE: MLB COMPANY 
 
A aplicação prática dos objetivos do projeto pode ser situada no estudo de 
casos atuais de resolução da operação e controle. A simplificação de controles 
almejada neste projeto encontra-se melhor adequada atualmente em uma categoria 
denominada “mini-VANT”, ou veículos aéreos não tripulados em miniatura que 
necessitam de operadores em terra para operar a aeronave. Tal categoria corresponde 
às aeronaves com envelope de vôo de até 6000 metros de altitude em relação ao nível 
do mar e autonomia de 0 km a 50 km. Pela figura 4 pode-se observar uma 
classificação adotada atualmente para os VANTs com alguns exemplos de aeronaves. 
 
FIGURA 4 – CATEGORIAS DE VANTS 
FONTE: MLB COMPANY 
 
 
 
7 
É proveniente mencionar que não há no momento uma legislação específica 
homologando a utilização dos VANTs, diferente ao que acontecem as aeronaves 
tripuladas em geral. Os exemplares existentes são utilizados por instituições militares, 
instituições de pesquisa operando com licenças especiais e uma reduzida parcela 
operando comercialmente com autorizações temporárias do órgão certificador de cada 
país. Este, além dos fatores já descritos no problema abordado neste projeto, também é 
um fator dificultante a utilização destas aeronaves. 
Entre os exemplares utilizados comercialmente, ou seja, aqueles que deixaram 
a condição científica e militar são justamente os VANTs de menor escala ou “mini-
VANTs”. Como exemplos, têm-se na figura 5 e figura 6 os modelos APV-3 e 
Cropcam, respectivamente. O modelo APV-3 trata-se de um modelo utilizado no 
monitoramento de condições de geadas em vinhedos da Califórnia e o modelo 
Cropcam realiza fotos para acompanhamento de plantações. São aeronaves entre 2 
metros e 3 metros de envergadura de asa, ambos controlados através de imagem e 
dispositivos eletrônicos de piloto automático. Também contam com sistema de 
posicionamento global (GPS). 
 
FIGURA 5 – APV-3 FIGURA 6 – CROPCAM 
 
FONTE: UAV COLLABORATIVE FONTE: CROPCAM LTD 
 
2.3 ANÁLISE DAS FORMAS ATUAIS DE RESOLUÇÃO DO PROBLEMA 
 
Em face às soluções encontradas, em comparação, pode-se estabelecer uma 
análise frente à atual situação. Considerando formas de aplicação simples, como 
 
 
8 
monitoramento de plantações e análise atmosférica local, os sistemas atuais são 
excessivamente complexos e caros. 
Os meios tradicionais de monitoramento aéreo utilizam aeronaves tripuladas 
ou satélites. O custo de operação dessas aeronaves torna o seu uso proibitivo em 
pequenas e médias propriedades agrícolas, principalmente quando são necessárias 
imagens obtidas com uma periodicidade muito elevada ou em grande quantidade. A 
utilização de meios não convencionais para a obtenção dessas imagens aéreas pode 
minimizar de forma significativa o seu custo. O uso de aeronaves em escala reduzida 
apresenta muitas vantagens em relação à utilização de aeronaves convencionais, apesar 
de ter também suas desvantagens. Além de um custo muito baixo por imagem, essas 
aeronaves podem operar em condições impraticáveis para as aeronaves tripuladas. 
É certo que sistemas menos automatizados são mais restritos em autonomia, 
altitude, pois dependem do acompanhamento constante de pessoal. 
 
 
 
 
 
 
 
9 
3 FUNDAMENTAÇÃO 
 
Na presente etapa, apresenta-se a fundamentação teórica para o 
desenvolvimento deste trabalho. Baseando-se no problema definido e necessidades 
identificadas no item 2.1 análise do problema, estabelece-se uma metodologia de 
desenvolvimento de produto. 
 
3.1 METODOLOGIA DE PROJETO 
 
O desenvolvimento do produto segue uma seqüência de etapas, onde são 
definidas as informações, fundamentação e etapas preliminares de desenvolvimento. 
Como mostra a figura 7, as seqüências de projeto estão conectadas aos diferentes 
níveis de evolução, sendo a primeira etapa de testes como verificadora das três etapas 
iniciais. 
 
FIGURA 7 – METODOLOGIA DO PROJETO 
FONTE: ADAPTADO DE ROSA (2006) 
 
Segundo ROSA (2006) e JENKINSON (2003) os processos ditos engenharia 
seqüencial ou engenharia simultânea são de grande utilidade no uso aeronáutico. Do 
mesmo modo, tal processo visa acelerar o desenvolvimento de um produto, atuando de 
maneira simultânea, prevendo dificuldades e evitando custos. 
Na figura 8 observa-se o curso das etapas de processo em relação aoaumento 
do custo. 
 
 
10 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
3.2 CONCEITOS INICIAIS 
 
Um conceito inicial que formata as configurações de aeronaves, segundo 
ANDERSON (1984) é a circulação rotacional gerada pelo fluxo do fluido em torno de 
um perfil aerodinâmico. Esta circulação, em perfis aerodinâmicos, causa a formação 
de uma variação de pressão gerando a sustentação, o que explica a capacidade de vôo 
de uma aeronave. Como mostra a figura 9, a resultante da distribuição de pressão é 
variável em função do ângulo de incidência do perfil com o fluido, não ocorrendo de 
forma homogênea e sua resultante é aplicada em um ponto flutuante denominado de 
centro de pressão PC . Um conceito aplicado em ROSA (2006) é o centro 
aerodinâmico AC , no qual um ponto a 25% a partir do bordo de ataque do perfil é 
tomado como referência para as forças atuantes. 
O dispositivo denominado estabilizador horizontal possui a função não só de 
direcionamento longitudinal da aeronave, mas também de compensar o momento 
resultante da distribuição de pressão sobre o perfil da asa principal. 
 
FIGURA 8 – COMPARAÇÃO DE FASES E CUSTOS 
 
FONTE: ADAPTADO DE JENKINSON (2003) 
 
 
11 
FIGURA 9 – FORÇAS NO PERFIL – CLARK Y, RE=400000, ALFA=5,0°. 
FONTE: OS AUTORES 
 
As forças atuantes na aeronave como um todo são representadas na figura 10. 
Deste modo tem-se como relações principais para a condição de vôo nivelado da 
aeronave: Força de sustentação (L) = Peso total (G) e Arrasto (D) = Empuxo (E) para 
velocidade constante. 
 
FIGURA 10 – FORÇAS ATUANTES NA AERONAVE 
 
FONTE: ADAPTADO DE RODRIGUES (2007) 
 
Como relação aos movimentos da aeronave, tem-se por convenção a utilização 
de eixos de referência para sua aplicação. A figura 11 descreve estes movimentos. 
 
FIGURA 11 – MOVIMENTOS CARACTERÍSTICOS DA AERONAVE 
 
Eixo x – Rolagem 
Eixo y – Arfagem – Picar (descer) ou Cabrar (subir) 
Eixo z - Guinada 
FONTE: ADAPTADO DE ROSA (2006) 
 
 
12 
3.3 CONFIGURAÇÃO 
 
Um caminho para a configuração inicial de uma aeronave que é encontrado na 
literatura, é a análise histórica dos modelos e das configurações comuns existentes. 
Segundo BARROS (2001) “nenhum projetista, ou equipe de projeto, parte do nada, 
mas sim, do exame aprofundado do “estado da arte”, isto é, de todo universo de 
aeronaves existentes, anteriores e atuais na categoria daquelas que se iniciará o novo 
projeto”. 
A configuração de uma aeronave e seus sistemas é dividida em três grupos 
principais, Grupo moto-propulsor (motor e sistemas), Célula (estrutura, comandos, 
sistema de pouso, etc.) e Aviônicos (instrumentação). Tais partes são subdivididas em 
itens mais específicos a fim de organizar a identificação de seus componentes e 
padronizar mundialmente programas de manutenção. 
Segundo ROSA (2006), três situações básicas de disposição de superfícies de 
sustentação são apresentadas, como mostra a figura 12, junto às configurações estão 
representadas de forma simplificada as forças atuantes sobre a estrutura de cada 
modelo, o detalhamento de cada esquema é feito na seqüência do trabalho. Tais 
variações apresentam soluções diferentes para alocação de carga e acessórios, 
localização do grupo moto-propulsor, campo de visão, performance, aerodinâmica, 
estrutura e equilíbrio. Estas variações apresentam vantagens e desvantagens variáveis 
quando combinadas à necessidade de cada projeto, tornando-se estas os modeladores 
da aeronave. 
 
FIGURA 12 – ESQUEMA DE CONFIGURAÇÕES 
Clássico – Pull Asa voadora Canard 
FONTE: ADAPTADO ROSA (2006) 
 
 
13 
3.3.1 Configuração Clássica 
 
É a configuração mais encontrada nos modelos de aeronaves em uso. Também 
utilizada como base para os cálculos das referências sobre projeto aeronáutico. 
 
3.3.2 Asa Voadora 
 
Por NICKEL e WOHLFAHRT (1990), a aeronave é dotada com perfil tipo 
reflexo, ou seja, as características geométricas do perfil são responsáveis por equilibrar 
as forças atuantes sobre o mesmo. Possui pouca resistência aerodinâmica resultando 
em boa autonomia. 
 
3.3.3 Configuração Canard 
 
Pouco usual, necessita cuidados especiais quanto sua análise de estabilidade e 
estrutural. Tal fato, segundo NICOLAI (1984), devido ao estabilizador horizontal 
frontal, denominado canard, contribuir em até 20% da sustentação total da aeronave. 
O mesmo também deve apresentar seu ângulo de estol com valor inferior ao da asa 
principal, deste modo evita-se o efeito denominado de “flecha invertida” e garante-se a 
estabilidade em condições de perda de sustentação. 
 
3.4 SISTEMA DE TRANSMISSÃO DE IMAGEM 
 
A seleção do sistema para transmissão de imagem em tempo real de vôo, se dá 
através da adaptação de acessórios encontrados comercialmente. A especificação de 
aparelhos como câmera de vídeo, transmissor e receptor é obtida com base em 
soluções usuais de baixo custo relacionadas a monitoramento ou vigilância residencial. 
Tais equipamentos são dimensionados de acordo com a necessidade do projeto. 
 
 
 
 
14 
3.5 ESTIMATIVA DE MASSAS 
 
A partir da configuração adotada, em RAYMER (1999), é possível uma 
primeira estimativa da massa e disposição de seus componentes estruturais e 
acessórios. Esta primeira aproximação não requer precisão, pois pela mesma 
referência, indica-se que o processo de desenvolvimento é iterativo, sendo as 
considerações iniciais aprimoradas a cada passo. Então se tem pela equação (1): 
 
vazioaclcombustívet mmmm ++= arg (1) 
 
3.5.1 Distribuição de massas (peso e centragem) 
 
Para a aeronave em questão, não se tem como objetivo o transporte de cargas, 
no entanto pode-se considerar uma margem para ajustes e eventuais trocas de 
acessórios sem afetar os limites do envelope de decolagem da aeronave, assim 
considera-se: vazioac mm %.10arg = . 
Feita a avaliação da massa de cada um dos componentes, pode-se proceder à 
determinação do centro de gravidade da aeronave vazia. Para tanto, calcula-se o 
momento de cada um dos componentes em relação a um ponto de referência. No 
presente caso, o ponto será adotado como sendo a interseção da linha de 25% da cma 
com a linha de solo. 
 
3.6 SUPERFÍCIE DE SUSTENTAÇÃO 
 
A seleção de geometria das superfícies de sustentação responde as 
características quanto à expectativa de desempenho e utilização da aeronave. Em geral, 
a geometria de uma asa tem influência quanto ao momento torsor, arrasto induzido, 
coeficiente de sustentação e velocidade de estol. A figura 13 apresenta as regiões de 
início do desprendimento da camada limite em função das diferentes geometrias 
apresentadas. 
 
 
15 
FIGURA 13 – REGIÕES DE DESPRENDIMENTO DA CAMADA 
FONTE: ROSA (2006) 
 
Neste trabalho para seleção da geometria da asa (Sw) serão considerados: 
aspectos construtivos, limites geométricos impostos pelo cenário de operações e 
desempenho em velocidades próximas a velocidade de estol. 
Através dos valores geométricos estimados para asa, tem-se a relação de 
aspecto (AR) dada por: wR SbA /
2= , para asas com formato retangular ou trapezoidal. 
O valor de AR influi diretamente no comportamento de uma aeronave submetida a um 
escoamento tridimensional. Pela figura 14, observa-se que para um mesmo perfil, 
aeronaves com diferentes valores de AR, necessitam diferentes configurações de 
ângulo de vôo para atingir o mesmo valor de coeficiente de sustentação (CL). 
 
FIGURA 14 – COMPARAÇÃO ENTRE RELAÇÃO DE ASPECTO 
FONTE: ADAPTADO DE ROSKAM (1985) 
 
3.7 ANÁLISE AERODINÂMICA 
 
Segundo ANDERSON (1984), considerações aerodinâmicas sobre a superfície 
de sustentaçãoprincipal podem ser divididas em duas partes. O método descrito, 
 
 
16 
desenvolvido por Ludwig Prandtl, divide-se entre o estudo da secção de uma asa - 
perfil - e as modificações aplicáveis para uma asa finita. 
Conforme apresentado em 3.2, o efeito rotacional provocado pelo perfil 
também gera uma componente descendente do fluxo do fluido na extremidade 
posterior da asa. Este efeito está relacionado a massa de ar defletida pelo perfil, 
formando o ângulo denominado de downwash (ε). Para uma asa finita, somado a este 
efeito, está a geração de vórtices de ponta de asa. Tal fenômeno é ocasionado pela 
diferença de pressão entre as superfícies superior e inferior da asa. Logo, o que para 
uma asa de envergadura infinita ou bidimensional (perfil) seria constante, a figura 15 
mostra que a soma dos efeitos acarreta em acréscimo a componente descendente do 
fluxo. 
 
FIGURA 15 – COMPARAÇÃO ENTRE FLUXOS 2D E 3D 
FONTE: ADAPTADO DE ANDERSON (1984) E ROSA (2006) 
 
Para o caso particular de um perfil simétrico este efeito é inexistente, como 
mostra em detalhe a figura 16. A configuração deste tipo de perfil a zero grau de 
incidência com o fluido não gera fluxo rotacional e consequentemente, sustentação. 
A soma dos efeitos de downwash, denominada de downwash induzido, 
influencia diretamente no ângulo do fluxo sobre o perfil. A resultante das forças 
atuantes passa a ser inclinada gerando um ângulo de ataque induzido (αi). Tal parcela 
reduz a sustentação gerada em )( isenL α=′ e acrescenta ao arrasto uma parcela 
)cos( iL α=′′ , também denominada de arrasto induzido (Di). 
 
 
17 
Desta forma, a distribuição de sustentação em uma asa apresenta 
características próximas ao formato elíptico. 
 
FIGURA 16 – COMPARAÇÃO ENTRE RELAÇÃO DE ASPECTO 
 
FONTE: ADAPTADO DE DA ROSA (2006) 
 
As aproximações dos valores característicos do perfil para escoamento 
tridimensional são possíveis através de diversos métodos. Ainda por ANDERSON 
(1984) se tem a descrição detalhada do método de Prandtl, sendo este método 
recomendado para geometrias de valor de AR > 6,0. Também se sugere a utilização do 
método Vortex-Lattice, do mesmo modo elucidado. 
Segundo LOWRY (1957) um método semi-empírico é sugerido a partir de 
ensaios realizados em túnel de vento. Tal método é também discutido em RAYMER 
(1999) e simplificado por NICOLAI (2002). Deste modo, representado pela equação 
(2): 
 
)4(2(
.
2
R
Rl
L
L
A
AC
C
d
dC
++
== αα
α (2) 
 
Na figura 17, como exemplo, apresenta-se os valores de sustentação obtidos 
de AURORA (2006), para o perfil Eppler 423 modificado e asa com AR=6,7. 
 
 
 
 
18 
FIGURA 17 – COMPARAÇÃO ENTRE COEFICIENTES DE 
SUSTENTAÇÃO BIDIMENSIONAIS E CORRIGIDOS. 
0,00
0,50
1,00
1,50
2,00
2,50
-5,0 0,0 5,0 10,0 15,0
Alfa [°]
Cl
Cl Perfil
CL Asa
CL Linear
FONTE: EQUIPE AURORA DE AERODESIGN (2006) 
 
3.7.1 Seleção do perfil 
 
De acordo com os contornos que envolvem o projeto de uma aeronave em 
escala, adotam-se como critérios para seleção de um perfil: comparação entre 
coeficientes característicos, e aspectos construtivos. 
A partir da estimativa da geometria da asa, é possível determinar o valor do 
Número de Reynolds característico, conforme equação (3). 
 
ν
xv ⋅
= ∞Re , ou ( xv ..68458Re ∞= ) para nível do mar. (3) 
 
 
3.7.2 Resistências 
 
As resistências aerodinâmicas, segundo RAYMER (1999), dividem-se em 
forma e viscosa. A somatória destas resistências é inversamente proporcional ao 
 
 
19 
rendimento final da aeronave. Uma aproximação para a resistência própria a uma 
aeronave em escala é dada pela equação (4). 
 
∑ +++= QCCCC ddidoD π (4) 
 
3.7.2.1 Resistência de forma (Cd0) 
 
É o coeficiente de arrasto do perfil, em função da forma e viscosidade. É 
diretamente relacionado ao valor do Número de Reynolds (Re). Através deste fator de 
escala é possível analisar se um dado escoamento possui comportamento laminar ou 
turbulento, afetando diretamente o valor do coeficiente de atrito viscoso (Cf) inerente a 
camada limite do fluido. Conforme figura 18, NICOLAI (2002) apresenta os dados 
para análise do Número de Reynolds em função de Cf. 
 
FIGURA 18 – TRANSIÇÃO DO ESCOAMENTO LAMINAR 
TURBULENTO, PRANDTL-GEBERS. 
FONTE: NICOLAI (2002) 
 
 
 
 
 
20 
3.7.2.2 Resistência induzida (Cdi) 
 
Conforme visto em 3.5.1, a resistência induzida corresponde à parcela inerente 
a geração de sustentação pelo perfil. Em forma de coeficiente, o arrasto induzido é 
definido pela equação (5). 
 
eA
C
C
R
L
Di ..
2
π
= (5) 
 
O fator “e”, denominado Coeficiente de Oswald corresponde a diferença entre 
uma asa com geometria elíptica e uma não elíptica. Segundo RAYMER (1999), tal 
fator pode ser aproximado em e = 0,9 para a grande parte das aeronaves. 
 
3.7.2.3 Resistência de atrito de rolagem (Q) 
 
É o atrito causado pelas forças de rolamento sobre o solo e atrito de 
escorregamento junto ao eixo da roda. Corresponde a uma das parcelas que afeta o 
desempenho da aeronave na decolagem, por ROSA (2006) esta força pode ser 
quantificada pela equação (7) ou expressa em forma de coeficiente pela equação (7). 
 
R
d
F
Q
z 2
..µ
= (6) 
ZF
Q
f = (7) 
 
Sendo Fz a força normal exercida sob cada roda, R o raio da roda e d o 
diâmetro do eixo. 
 
 
 
 
 
21 
3.7.3 Curva polar da Aeronave 
 
Através da somatória das resistências calculadas e do coeficiente de 
sustentação da asa, é possível estabelecer a curva polar da aeronave. 
Na figura 19 tem-se o exemplo das curvas polares de resistência induzida da 
asa (CDiw), resistência da aeronave (CD) e resistência da aeronave mais atrito com o 
solo (CD + f). 
 
FIGURA 19 – EXEMPLO DE CURVA POLAR DE RESISTÊNCIA DA AERONAVE 
0,20
0,40
0,60
0,80
1,00
1,20
1,40
1,60
0,000 0,050 0,100 0,150 0,200 0,250 0,300
CD
CL
Cdiw
CD
CD + f
FONTE: EQUIPE AURORA DE AERODESIGN (2006) 
 
3.7.4 Equacionamento aerodinâmico 
 
Pelos conceitos de mecânica dos fluidos, NICOLAI (2002) explica que através 
da Equação de Bernoulli, a pressão dinâmica é dada pela equação (8): 
 
2..
2
1
Vq ρ= (8) 
 
 
 
22 
Deste modo, os valores nominais de arrasto da aeronave, sustentação e 
momento da asa, são dados respectivamente pela equação (9), equação (10) e equação 
(11). 
 
wd SqCD ..= (9) 
wL SqCL ..= (10) 
mawm cSqCM ...= (11) 
 
3.8 SISTEMA PROPULSOR 
 
A configuração do sistema propulsor, do mesmo modo que a configuração da 
aeronave apresenta variações que se adaptam as necessidades do projeto. Na figura 20, 
está representada algumas soluções quanto à localização do sistema propulsor. 
 
FIGURA 20 – CONFIGURAÇÃO DO SISTEMA PROPULSOR 
 
a) Configuração tratora convencional 
b) Configuração tratora superior 
c) Configuração Pusher superior 
d) Configuração ¾ Pusher 
e) Configuração Full Pusher 
FONTE: OS AUTORES 
 
A curva de potência do motor é encontrada através de ensaio em túnel de 
vento utilizando diversos tipos de hélice. Dados como empuxo estático, dinâmico, 
consumo e temperatura são frutos deste teste, geralmente fornecidos pelos fabricantes. 
A realização deste teste e projeto de hélice está fora do escopo deste trabalho. Para isto 
são utilizados valores comerciais tabelados. 
 
 
 
 
 
23 
3.9 PERFORMANCE 
 
A análise de performance da aeronave baseia-se nos dados fundamentados nos 
capítulos anteriores, definindo a curva de potência consumida e a potência 
disponibilizadapelo conjunto moto - propulsor. 
Para a condição de decolagem da aeronave, tem-se: L = G, ou, pelo capítulo 
3.4, (L = mT.g). Para a aeronave estabelecer esta condição, deve apresentar uma 
componente denominada de velocidade de estol (vs), ou a velocidade em que a 
igualdade L = G passa a ser verdadeira. 
Pelas equações da cinemática, tem-se que a velocidade de estol é dada pela 
equação (12). 
 
wl
s
SC
gm
v
..
..22
ρ
= (12) 
 
Portanto, a curva de potência consumida pela aeronave no instante da 
decolagem, é dada pela equação (13): 
 
[ ] svDWPcons .== (13) 
 
Do mesmo modo, é possível trabalhar com os conceitos de movimento 
retilíneo. Pela equação (14), tem-se: 
 
).(.222 oo xxavv −+= (14) 
 
Aplicando as considerações listadas, define-se a equação (15). 
• v = vs e v0 = 0 
• F = m.a 
• Empuxo líquido (EL) = Empuxo bruto (EB) – Arrasto total da aeronave 
(D) 
• F = Empuxo líquido (EL) 
 
 
24 
m
Ex
v Ls
..22 = (15) 
 
Desta maneira, é possível estabelecer o envelope de decolagem em função das 
características geométricas definidas, comprimento de pista disponível (x), massa da 
aeronave (m) e dados do motor (E) através da iteração da equação (14) e equação (15). 
 
3.10 ANÁLISE DE ESTABILIDADE 
 
O equilíbrio de uma aeronave em vôo horizontal, com velocidade constante, 
está relacionado com as forças representadas na figura 21, tendo seu ponto de atuação 
definido pela equação (16). 
 
,0 OGLLF IIIy =−+→=∑ ou ,0=−GL sendo III LLL += (16) 
 
Definido que a somatória das forças e momentos em relação ao centro de 
gravidade seja nula, temos a equação (17): 
 
0.....0 . =++−+++−→=∑ pvvhhhhwwwwhwcg zEzDlLZDZDlLMMM (17) 
 
FIGURA 21 – FORÇAS ATUANTES NA AERONAVE 
 
FONTE: ADAPTADO DE ROSA (2006) 
 
 
 
25 
Como condição de estabilidade, trabalha-se com a condição definida pelo sinal 
da derivada do momento em relação ao ângulo de ataque, conforme equação (18). 
 
O objetivo desta operação é para que esta seja negativa e a aeronave apresente 
característica de gerar um momento em sentido contrário às perturbações 
longitudinais, de modo que este retorne as condições iniciais. Para isso, trabalha-se a 
equação (17) para que esta seja representada por coeficientes, aplicando as equações 
apresentadas em 3.6.5. Do mesmo modo, para se ter valores em função de 
porcentagem de cma, substitui-se lw = (h0 - h),. Assim tem-se a equação (19): 
 
.q.cS
E.z
ηt.
.cS
.zS
.Cηt.
.cS
.zS
.Cηt.
.cS
.lS
.C.zC)h(hCCCC
maw
p
maw
vv
Dv
maw
hh
Dh
maw
hh
LhwDw0LwmhmwM +++−+−++=
 
(19) 
 
Desconsidera-se o arrasto, momento do estabilizador horizontal (Cmh) e efeito 
do empuxo (E). Transforma-se os coeficientes de sustentação da asa e estabilizador 
horizontal em função da inclinação de suas curvas polar CL .α, em 3.6.1, figura 17. A 
inclinação ou coeficiente angular é obtido pela equação (20), considerando os valores 
corrigidos por AR: 
 
∆α[rad]
∆C
a L= (20) 
 
Do mesmo modo, substituem-se os termos relacionados ao estabilizador 
horizontal pelo volume de cauda (Vh) equivalente a equação (21): 
 
maw
hh
h
.cS
.lS
V = (21) 
 
∂
∂α
CM <
 
(18) 
 
 
26 
Valores de projeto para Vh, encontrados em ROSA (2006), indicam que este se 
encontra na faixa de 0,25 para um estabilizador de menor capacidade de comando e 
0,55 para um com maior atuação. Logo, obtém-se a equação (22): 
 
( ) 000 =⋅−−−−+= t.ηhVε)iα(αhahh).α(αw.amwCMαC (22) 
 
Derivando em função de α e considerando CMα = 0, define-se o ponto de giro 
ou de estabilidade neutra pela equação (23): 
 
( ) 0.ηε).V(1ahhaC
α
C
thh0wMα
M =−−−⋅==
∂
∂
 (23) 
 
Neste ponto, aplica-se o conceito de margem estática (MS), apresentada pela 
equação (24), adotando h = hn, como o equivalente em porcentagem a distância do 
ponto neutro. 
 
on hhMS −= (24) 
 
Pelo valor de MS, a distância do centro de gravidade (h0) é deslocada 
propositalmente em relação ao ponto de giro da aeronave ou ponto neutro (hn), 
garantindo a condição inicial de derivada negativa de CMα. 
Valores encontrados em ROSA (2006), indicam que MS varia de 0,05, (5,0%) 
para menos estável a 0,20 (20%) para uma configuração mais estável. 
O comportamento da derivada de CM em função da margem estática é 
representado pela figura 22. 
 
 
 
 
 
 
 
 
27 
FIGURA 22 – CONDIÇÕES DE EQUILÍBRIO DO CG 
FONTE: ADAPTADO DE ROSA (2006) 
 
3.11 ANÁLISE ESTRUTURAL 
 
A análise estrutural da aeronave considerada é dividida nas seguintes partes: 
estimativa de cargas, análise de esforços atuantes, resistência dos materiais envolvidos 
e dimensionamento de componentes principais. 
 
3.11.1 Regulamentação Aeronáutica 
 
O processo de homologação, ou aprovação jurídica para o uso comercial da 
aeronave é externo ao escopo deste projeto. No entanto, com a finalidade de garantir a 
confiabilidade do modelo o dimensionamento se faz necessário em harmonia com um 
regulamento aeronáutico padrão. Entre as normas em uso atualmente, não há um 
modelo que trate especificamente sobre aeronaves em escala rádio-controladas. Deste 
modo é utilizado um documento aproximado ao porte do modelo em questão. 
A Norma EASA CS-VLA (Certification Specifications - Very Light 
Aeroplanes) de 2003, selecionada, tem pela tabela 1 a comparação de especificações 
com um aeromodelo genérico semelhante ao proposto por este projeto, quando os 
requisitos não se mostram condizentes ao porte da aeronave, são adotadas estimativas 
coerentes. 
 
 
28 
TABELA 1 – COMPARAÇÃO DOS DADOS DE NORMA 
REQUISITOS Norma CS-VLA Aeromodelo Valor Adotado 
Máximo peso de decolagem 750 kg 25 kg máx. Norma 
Velocidade de estol 83 km/h mín. ~ 40 km/h Norma 
Motor mono mono Norma 
Tripulantes 2 - Aeromodelo 
Período de operação diurna diurna Norma 
Acrobático Não sim Norma 
Distância de decolagem 500 m máx. ~ 30 m Norma 
Altitude operacional - Visual (400m) Aeromodelo 
FONTE: ADAPTADO DE CS-VLA 
 
3.11.2 Diagrama V-n e Cargas atuantes 
 
Os fatores de carga, ou fatores multiplicativos de manobra (“força g”) são em 
função das velocidades características de operação, ambos especificados pela norma. 
Tais fatores são aplicados diretamente ao dimensionamento estrutural da aeronave e 
representados através de um diagrama denominado V-n, mostrado na figura 23: 
Os fatores de carga devido a rajadas de vento, específicos a este projeto, são 
reduzidos, pois o vôo não é efetuado a grandes alturas, logo a velocidade padronizada 
de 15,24 m/s dificilmente se manifesta. Segundo DONELY (1940), para vôos abaixo 
de 1067 m, a velocidade de rajada não excede 7,62 m/s, com mais de 95% dos pontos 
abaixo de 6,10 m/s. 
 
FIGURA 23 – DIAGRAMA V-N 
 
FONTE: CS-VLA (2003) 
 
 
29 
3.11.3 Análise e resistência dos materiais 
 
Para o projeto aeronáutico materiais leves e resistentes são mais indicados. No 
caso de aeromodelos, materiais de uso freqüente são: madeira balsa, espuma de 
poliestireno expandido, alumínio, arames de aço, fibra de vidro, adesivo cianoacrilato, 
adesivo epóxi e outras madeiras especiais (caixeta, freijó, cedro). 
Na tabela 2, apresenta-se uma compilação das propriedades mecânicas dos 
materiais citados, de maneira a fornecer os dados necessários para seleção e aplicação 
no projeto estrutural. 
 
TABELA 2 – PROPRIEDADES MECÂNICAS DOS MATERIAIS 
Materiais ρ [g/cm³] E [GPa] σt [Mpa] σc [Mpa] τ[Mpa] 
3Madeira Balsa (fibra paralela) 0,15 3,30 14,00 12,00 2,00 
4Madeira Caixeta (Marupá) 0,40 7,26 64,04 33,05 6,96 
5Madeira Cedro 0,53 9,8058,10 39,00 - 
4Madeira Freijó 0,48 10,20 91,40 50,70 8,33 
1Alumínio 7075-T6 2,77 68,94 572,26 - 2 503,00 
1Aço Carbono 4310 7,99 206,84 1310,00 - 2 862,00 
2Epóxi 1,30 2,41 27,60 - - 
2Poliestireno OS 1,04 2,28 35,90 - - 
2Nylon (dry) 1,15 2,00 94,50 - 55,20 
2Fibra de vidro 2,58 72,50 3448,00 - - 
1Fibra de vidro+epóxi, cura 120°C 1,82 22,06 434,37 420,58 - 
2 Fibra de Carbono 2,00 230 3300,00 - - 
FONTES: 1- AIAA (2003) 
2 - CALLISTER (1997) 
3 - PACHECO (2006) 
4 - IBAMA (2005) 
5 - MORESCHI (2005) 
 
3.11.4 Análise dos esforços atuantes 
 
Os cálculos de esforços atuantes na asa, empenagem, fuselagem e trem de 
pouso são feitos com base em conceitos de resistência dos materiais, complementados 
por considerações específicas da Norma discutida em 3.10.1 e sugestões obtidas em 
ROSA (2006). 
 
 
30 
A primeira parte a ser analisada é a asa. Para distribuição dos esforços ao 
longo da semi-envergadura é utilizado o método de Prandtl. Complementando os 
conceitos definidos em 3.6.1, segundo ANDERSON (1984), a distribuição elíptica de 
sustentação é dada por: 
 
πρ bV
L
o
∞∞
=Γ
4
 (25) 
 
2)
2
()´(
b
y
lVyL o −Γ= ∞∞ρ (26) 
 
Agrupando os esforços atuantes na asa, uma aproximação simplificada para o 
dimensionamento estrutural é admiti-los sobre a longarina principal, aplicando a 
fundamentação de vigas. 
A figura 24a relaciona as forças de arrasto (D), sustentação (L), peso próprio 
da asa (mW) e momento de perfil (M). Segundo OLIVEIRA (2003) os esforços podem 
ser simplificados em forma de coeficiente normal (CN) pela equação (27), 
demonstrado na figura 24b. 
 
CN = CL . cos α + CD . sen α (27) 
 
Deste modo, os fatores de carga são fixos em relação ao sistema de 
coordenadas definido inicialmente. 
 
FIGURA 24 – ESFORÇOS ATUANTES NA ASA 
 
FONTE: ADAPTADO DA ROSA (2006) 
 
 
31 
Deste modo, o esforço normal máximo (N) que a asa é submetida pode ser 
descrito pela equação (28). 
 
SwqCN N ..= (28) 
 
Para o caso do estabilizador horizontal, o esforço atuante é descrito pela 
equação (29) aplicando o coeficiente máximo de CLh, também gerando um momento 
torsor em relação ao engaste na longarina principal da asa, aproximado pela equação 
(30). 
 
h
Sq
Lh
C
h
L ⋅⋅= (29) 
hhh LlM ⋅= (30) 
 
As solicitações consideradas neste projeto, para garantir a confiabilidade 
estrutural dos elementos da aeronave, são estabelecidas em forma de: tensão máxima, 
cisalhamento, limite do ângulo de torção e deflexão de viga. 
Segundo ROSA (2006), a máxima tensão de flexão para uma viga pode ser 
obtida pela equação (31), o cisalhamento pela equação (32). 
 
xxI
cM ⋅
=σ (31) 
tI
QV
xx ⋅
⋅
=τ (32) 
 
O ângulo de torsão, segundo SHIGLEY (2005), é obtido pela equação (33) e a 
deflexão de uma viga pela equação (34). 
 
JG
lT
⋅
⋅
=θ (33) 
xxEI
wl
8
2
−=δ (34) 
 
 
 
32 
3.11.5 Aplicação dos fatores de carga e coeficiente de segurança 
 
Os fatores de carga, definidos em 3.10.2, através da norma CS-VLA, são 
multiplicativos diretos aos valores das solicitações considerando a situação crítica de 
carregamento. Também, pela norma, aplica-se o coeficiente de segurança CS = 1,5 
sobre as propriedades mecânicas dos materiais. 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
33 
4 ANÁLISE PRELIMINAR 
 
4.1 CENÁRIO OPERACIONAL 
 
O cenário de operação proposto fornece os primeiros parâmetros de 
delimitação do produto. Segundo a figura 25, obtida através de software de livre 
distribuição pela internet e observações em campo, o cenário passível de operação, 
com menor número de obstáculos (árvores, postes, água), para uma aeronave em 
escala nas dependências do campus do Unicenp, compreende a pista de atletismo. 
 
FIGURA 25 – CENÁRIO OPERACIONAL 
FONTE: GOOGLE EARTH (2007) 
 
Do mesmo modo, a partir da figura 25, observa-se que internamente a área 
delimitada, a maior distância entre extremidades do perímetro compreende a 200m. 
Deste modo, a base operacional de controle de vôo é situada entre a média aproximada 
das diagonais principais do perímetro em um ponto que facilite a visualização do todo. 
A partir desta informação é possível o dimensionamento base dos acessórios 
eletrônicos de transmissão de imagem. 
 
 
34 
Aeromodelos comerciais que apresentam operação simplificada são 
categorizados como “treinadores”. Observados pelos autores em condições de vôo, 
estes apresentam baixas velocidades de operação, entre 8,0m/s e 14 m/s e alta 
sensibilidade aos comandos do piloto, visando facilitar o controle da aeronave. 
Tais características correspondem à necessidade deste projeto. De maneira que 
a aeronave apresente melhores condições de controle em circuito fechado, a 
velocidade de operação é delimitada inicialmente entre 6,0 m/s para decolagem e 8,0 
m/s em vôo de cruzeiro. 
Dos aeromodelos treinadores supracitados, o tempo de operação médio para 
cada vôo é equivalente aos 10 minutos. Dentro desta aproximação, define-se o tempo 
para a missão de acordo com a figura 26. 
 
FIGURA 26 – TEMPO DE MISSÃO 
 
A – Decolagem = 30 segundos. 
B – Subida = 30 segundos. 
C – Cruzeiro = 8 minutos. 
D – Aproximação = 1 minuto. 
E – Pouso = 1 minuto. 
TOTAL = 11 minutos. 
FONTE: ADAPTADO DE JENKINSON (2003) 
 
A partir destes dados, justifica-se a fundamentação para uma aeronave de 
pequeno porte condizente com o cenário operacional proposto. 
 
4.2 REQUISITOS 
 
Requisitos adicionais são considerados para atender a fundamentação do 
projeto e cumprimento do objetivo. Tais requisitos, listados na tabela 3, são definidos 
pela observação e aquisição de dados em campo do cenário operacional, aplicados 
diretamente no design inicial da aeronave. 
 
 
 
35 
TABELA 3 – REQUISITOS DO PRODUTO 
REQUISITOS COMENTÁRIO VALOR 
Altitude operacional 
Referente ao local de operação 
da aeronave e densidade 
atmosférica relativa. 
1000 [m] 
Distância de decolagem 
máxima 
Distância suficiente para 
decolagem da pista de 
atletismo mais curva de 
escape. 
10 [m] 
Alcance de transmissão 
de imagem 
Dentro do campo visual de 
vôo. 
500 [m] 
Configuração da 
aeronave sem obstáculos 
para captação de 
imagem. 
Sem antenas, hélice ou outros 
componentes no campo de 
filmagem. 
Câmera na parte frontal da 
aeronave e configuração 
propulsora tipo pusher. 
Envergadura (b) máxima. 
Para evitar obstáculos e 
garantir controle dentro do 
cenário delimitado. 
1,4 [m] 
Baixa velocidade (6,00 a 8,00) m/s 
Autonomia Por vôo 11 minutos 
FONTE: OS AUTORES 
 
4.3 CONFIGURAÇÃO 
 
O estudo e seleção da configuração são divididos em quatro partes, três 
compatíveis a um aeromodelo comum e uma ao sistema de imagem. Estas são: Célula 
ou estrutura, grupo moto propulsor (GMP), controle (Aviônicos) e Sistema de 
captação e transmissão de imagem (SCTI), Tal seleção é realizada em ordem de modo 
a atender aos requisitos estabelecidos na tabela 1. 
 
4.3.1 Configuração da Célula da Aeronave 
 
De acordo com as configurações propostas em 3.5 associadas aos objetivos do 
projeto, tem-se na tabela 4 , a justificativa de escolha adotada. 
 
 
 
 
 
36 
TABELA 4 – ESCOLHA DA CONFIGURAÇÃO 
 Configurações 
Necessidades Clássica Asa voadora Canard 
Baixo Peso X 
Estabilidade X 
Confiabilidade de controles X 
Baixa Velocidade X X 
Elevada sustentação X 
Facilidade construtiva X X 
Confiabilidade histórica X 
 Selecionada 
FONTE: OS AUTORES 
 
4.3.2 Configuração do Sistema de Captação e Transmissão (a) 
 
Através das necessidadeslevantadas pelo cenário operacional e objetivo do 
projeto, o sistema de transmissão selecionado é composto, conforme a figura 27, de: 
transmissor (1), receptor (2), câmera (4), bateria (3). O transmissor (1), bateria (3) e 
câmera (4) são embarcados na aeronave. O receptor (2) compõe a estação em solo. 
 
FIGURA 27 – TRANSMISSÃO E RECEPÇÃO DE 
IMAGENS 
FONTE: OS AUTORES 
 
Pela metodologia do projeto preliminar, definiu-se um sistema composto por 
mini – câmera (4), conforme figura 27, colorida modelo Sharp Color CCD de 
resolução (H)510 x (V)492 pixels, iluminação mínima de 0,7 Lux, com dimensão 
 
 
37 
(38x37x31), com alimentação 12Vcc e consumo médio de 100 miliampére, a um 
alcance de aproximadamente 300 metros em campo aberto, de modo a garantir a 
aplicação básica para o campo estabelecido de vôo. A resolução da câmera é 
importante devido à qualidade de imagem, quanto maior a resolução melhor será a 
qualidade. À câmera está ligado um transmissor (1), ver figura 27, com faixa de 
trabalho em 2,4 GHz, 4 canais e alcance estabelecido pelo fabricante de 1000 metros 
em campo aberto para uma potência de 2000 miliwatts, esta potência do transmissor 
quantifica o alcance de transmissão de sinal sem interferências e limitado à eletrônica 
do aparelho, por exemplo, antena. O sistema de recepção foi composto de um receptor 
(2), ver figura 27, de 4 canais que possibilita a conexão a um sistema de TV ou placa 
de captura de vídeo. A alimentação de todo o sistema é por uma bateria de Lithium-
Polymer (3), recarregável, conforme figura 27, de 11,1 Vcc e 860mAh. A figura 28 
ilustra o esquema de montagem do conjunto receptor e transmissor de imagem. 
Outros fatores de influencia na seleção do sistema de imagem são: custo, 
disponibilidade de aquisição no mercado, dimensões geométricas reduzidas e baixo 
peso. 
 
 FIGURA 28 – ESQUEMA DO SISTEMA DE TRANSMISSÃO 
FONTE: OS AUTORES 
 
O projeto da aeronave incluiu os detalhes de acoplamento dos instrumentos 
eletrônicos, visto principalmente a disposição da câmera de transmissão, esta foi 
 
 
38 
localizada na parte frontal da aeronave justamente para garantir um bom campo de 
visão, sem interferências de componentes externos. 
 
4.3.3 Configuração do Grupo moto propulsor (b) 
 
De acordo com os critérios compatíveis com um aeromodelo de pequeno 
porte, selecionou-se um motor elétrico invés de um motor à combustão. A vantagem 
de se utilizar um motor elétrico é o baixo ruído que ele transfere à estrutura, 
apresentando maior portabilidade, pois dispensa material de campo (combustível, 
bomba, chave de ignição), favorecendo o correto funcionamento dos demais 
componentes integrados a aeronave. 
Como apresentado em 3.7, têm-se diversos modos de posicionamento do 
GMP. Para proporcionar um campo de visão sem obstáculos para a câmera, 
selecionou-se a configuração ¾ pusher. 
O GMP passa a ser composto por motor elétrico, hélice, circuito integrado 
para controle de velocidade (modelo comercial genérico) e bateria. 
 
4.3.4 Configuração do Sistema de Controle (c) 
 
FIGURA 29 – DISPOSIÇÃO DOS SISTEMAS 
 
Configuração da aeronave: 
1. Asa 
2. Fuselagem 
3. Sistema de pouso 
4. Empenagens 
a. Sistema de Captação e 
Transmissão de Imagem 
b. Grupo moto propulsor 
(GMP) 
c. Sistema de controle 
(Aviônicos) 
FONTE: OS AUTORES 
 
 
39 
O sistema de controle de um aeromodelo é composto de servo-motores e 
receptor, sendo estes selecionados neste projeto como os atuadores das superfícies de 
comando. Pela figura 29, observa-se a disposição dos sistemas selecionados. 
A alimentação elétrica do sistema de controle se dá através da conexão do 
elemento speed control com o receptor de comando. A figura 30 denomina os 
acessórios que compõem o sistema propulsor e de controle para um aeromodelo 
elétrico. 
 
FIGURA 30 – ELEMENOS E INTEGRAÇÃO DE SISTEMAS 
 
1. Motor e hélice 
2. Speed control – 
circuito integrado de 
controle PWM para 
motor cc. 
3. Bateria 
4. Receptor do rádio 
transmissor 
5. Servos motores 
FONTE: OS AUTORES 
 
As superfícies de comando selecionadas para garantir os movimentos 
necessários em torno dos eixos de referência são: Ailerons para rolagem, profundor 
para arfagem e leme para guinada. A configuração ¾ pusher acarreta a necessidade da 
utilização de dupla estrutura de cauda para oferecer espaço a hélice. 
 
4.4 ANÁLISE INICIAL 
 
4.4.1 Estimativa de massas 
 
A estimativa de massa total da aeronave (mT) é o ponto de partida para o 
desenvolvimento preliminar da aeronave. Este dado influencia o dimensionamento da 
 
 
40 
área de asa, perfil e localização do sistema propulsor, velocidade de decolagem, 
resistências e outros parâmetros. 
A estimativa inicial de massas é realizada através da medição dos 
componentes, materiais e acessórios selecionados para o projeto, conforme tabela 5. 
 
TABELA 5 – ESTIMATIVA DE MASSAS 
 Componente m [kg] 
Asa 0,250 
Estabilizador 0,080 
Leme x2 0,040 
Carenagem 0,050 
Trem de pouso traseiro 0,080 
Bequilha 0,050 
Célula 
Cabos e fiação 0,050 
Bateria System 0,080 
Câmera 0,035 SCTI 
Transmissor 0,040 
Motor 0,050 
Hélice 0,030 
Speed control 0,020 
Grupo Moto 
Propulsor 
Bateria Engine 0,120 
Receptor 0,045 
Servo Bequilha 0,009 
Servo Leme 0,009 
Aviônicos 
Servo Estabilizador 0,009 
Total 1,087 
FONTE: OS AUTORES 
 
4.4.2 Análise inicial de performance 
 
Outras estimativas se fazem necessárias para amparar as análises preliminares. 
Através das equações que fundamentam a performance em 3.9, é realizada uma 
iteração visando encontrar o conjunto das variáveis envolvidas nas equações para 
atender a necessidade dos requisitos e objetivo do projeto conforme figura 31. 
 
 
 
 
 
41 
FIGURA 31 – ANÁLISE INICIAL DE PERFORMANCE 
 
FONTE: OS AUTORES 
 
4.4.3 Número de Reynolds típico da asa. 
 
O valor típico de Reynolds para a asa, obtido pela equação apresentada em 
3.6.2 faz uso dos seguintes dados, definidos em 4.5. 
• vs = 6,62 [m/s] 
• cma = 0,26 [m] 
• ν = 0,00001612 [m²/s] 
Logo, Re = 107000 
 
4.5 ANÁLISE AERODINÂMICA 
 
Fundamentado nas definições em 3.2, igualmente considerando uma teoria 
aprofundada sobre perfis aerodinâmicos em ROSA (2006), através do software 
PROFILI, é possível a seleção e otimização de um perfil quanto à necessidades de 
atender um coeficiente de sustentação CL = 1,3 definido em 4.5. 
Através do banco de dados de perfis do software, seleciona-se o perfil Selig 
1210 devido ao seu elevado valor de Cl e o perfil Eppler 423 pela sua viabilidade 
 
 
42 
construtiva. Com uma ferramenta de interpolação dos contornos, define-se uma 
combinação dos dois perfis mencionados resultando na variação denominada: ES 
TCC, indicado na figura 32. 
 
FIGURA 32 – PERFIL - ESTCC 
 
FONTE: OS AUTORES 
 
TABELA 6 – DADOS DO PERFIL ESTCC 
Dados Unidade [% de cma] 
Espessura 10,49 
Ponto máximo de espessura 21,80 
Cambagem 7,70 
Ponto máximo de cambagem 47,70 
Raio de bordo de ataque 1,24 
FONTE: OS AUTORES 
 
FIGURA 33 – CURVAS (CL.α) DO PERFIL ESTCC 
0,00
0,20
0,40
0,60
0,80
1,00
1,20
1,40
1,60
1,80
2,00
-10,0 -5,0 0,0 5,0 10,0 15,0
Alpha
Cl
Cl
CL correção
CL
FONTE: OS AUTORES 
 
Observa-se através da figura 33 e dos dados ta tabela 7 que o perfil ESTCC 
possui um coeficiente de sustentação máximo Cl = 1,873, o que corrigido pela relação 
de aspecto é equivalente a CL = 1,302, atendendo assim ao requisito de projeto. 
 
 
43 
TABELA 7 – DADOS DO PERFIL ESTCC – Re = 110000 
α [°] Cl Cd Cl corrogido = CL CL LinearCm 
-5,0 0,185 0,073 0,129 0,227 0,116 
-4,0 0,220 0,060 0,153 0,302 0,152 
-3,0 0,509 0,024 0,354 0,378 0,205 
-2,0 0,680 0,018 0,472 0,453 0,216 
-1,0 0,787 0,019 0,547 0,529 0,212 
0,0 0,905 0,019 0,629 0,604 0,213 
1,0 1,021 0,018 0,710 0,680 0,214 
2,0 1,134 0,018 0,788 0,755 0,214 
3,0 1,231 0,018 0,856 0,831 0,210 
4,0 1,339 0,019 0,931 0,906 0,210 
5,0 1,446 0,020 1,005 0,982 0,209 
6,0 1,550 0,022 1,078 1,057 0,208 
7,0 1,653 0,024 1,149 1,133 0,207 
8,0 1,756 0,027 1,221 1,208 0,207 
9,0 1,834 0,029 1,275 1,284 0,201 
10,0 1,855 0,031 1,290 1,359 0,184 
11,0 1,849 0,037 1,286 1,435 0,167 
12,0 1,861 0,045 1,294 1,510 0,156 
13,0 1,873 0,054 1,302 1,586 0,148 
FONTE: OS AUTORES 
 
4.6 RESISTÊNCIAS 
 
As resistências viscosas, induzida, forma e interferência, definidas em 3.7.2 
apresentam a partir da tabela 8 a estimativa do arrasto total da aeronave. 
 
TABELA 8 – TABELA DE RESISTÊNCIAS 
Estabilizador 
Vertical 
Estabilizador 
Horizontal Fuselagem 
Tail 
boom 
Sistema de pouso 
Forma Forma Visc. Forma Visc. Forma Princ. Bequilha Viscoso 
 
Área de 
referência Sπ 
[m²] 0,0191 0,066 0,066 0,0128 0,2000 0,0315 0,0023 0,0011 0,0530 
Cdπ 0,0103 0,0200 0,0103 0,2000 0,0022 0,0600 0,5000 0,5000 0,0022 
(Sπ.Cdπ)/SW 0,0005 0,0036 0,0019 0,0070 0,0012 0,0052 0,0031 0,0015 0,0003 
FONTE: OS AUTORES 
 
 
 
 
44 
4.6.1 Curva polar do avião 
 
A somatória dos valores obtidos pelo cálculo da resistência da aeronave (Cdπ), 
os valores característicos do perfil aerodinâmico (Cd) e o arrasto induzido da asa (CDiw) 
em função de CL, resulta na curva polar de resistência da aeronave. A figura 34 
apresenta em partes, o efeito somatório das resistências. 
 
FIGURA 34 – CURVA POLAR DO AVIÃO 
Curva polar do Avião
0,00
0,20
0,40
0,60
0,80
1,00
1,20
1,40
0,000 0,050 0,100 0,150 0,200 0,250 0,300
CD
CL
Cdiw
CD
CD + f
 
FONTE: OS AUTORES 
 
O ponto indicado na figura 34, curva (CD+f), corresponde a situação de menor 
arrasto da aeronave durante procedimento de decolagem, ou seja, o ponto que consome 
menor quantidade de energia. O valor de CD = 0,1331; CL = 0,416; correspondem ao 
ângulo α = -2,5 graus. Deste modo, o perfil configurado neste ângulo em relação a um 
eixo de referência paralelo ao solo, apresenta o melhor desempenho de decolagem. 
 
4.7 ANÁLISE DE PERFORMANCE 
 
Duas etapas são definidas para a análise de performance da aeronave. A 
primeira é a definição da curva de potência consumida, obtida através dos dados da 
 
 
45 
curva polar, e por fim, a seleção do conjunto motor - hélice que atenda a solicitação de 
potência nas etapas de vôo da aeronave. 
 
4.7.1 Curvas de potência 
 
Dos valores apresentados na tabela 7, pela equação (12) da velocidade de estol 
definida no capítulo 3.9, calculam-se os valores de vs em função de CL. Através de 
vs(CL) a potência consumida pela aeronave é obtida pela união das equações 
fundamentadas, transformando CD em força de atrito multiplicado por vs, resultando na 
equação (35). 
 
3.
2
1
vSCP wDcons ⋅⋅⋅= ρ (35) 
 
Analisando três etapas da missão conforme figura 35: 
 
FIGURA 35 – ETAPAS DA MISSÃO 
Corrida Decolagem Cruzeiro 
 
v = 0,00 a 6,67 [m/s] v = vs = 6,67 [m/s] v = 1,2.vs = 8,00 [m/s] 
CL = 0,472 (α = -2,5) CL = 1,221 (α = 8,0) CL = 0,856 (α = 3,0) 
D + f = 3,24 [N] D = 3,86 [N] D = 3,36 [N] 
Pcons = 21,72 [W] Pcons = 25,76 [W] Pcons = 26, 73 [W] 
FONTE: OS AUTORES 
 
Ao mesmo tempo é analisado o empuxo bruto requerido pela soma do empuxo 
líquido e arrasto gerado na situação de solicitação máxima, ou seja, momento de 
decolagem. Deste modo: EB = EL + D, resultando em aproximadamente 9,0 [N]. 
 
 
46 
A figura 36 mostra a curva de potência do motor HP-Z2113-20 relacionando 
as curvas de potência disponível e consumida. Os dados foram obtidos através do 
fabricante do componente e de dados do projeto, para a potência consumida pelo 
sistema propulsor. 
 
FIGURA 36 – CURVA DE POTÊNCIA DO MOTOR HP-Z2113-20 
0
25
50
75
100
125
150
175
200
5,00 7,00 9,00 11,00 13,00 15,00
v [m/s]
P [W]
P disp.[W]
P consumida [W]
FONTE: ADAPTADO DE MOTOCALC (2007) 
 
Na figura 37 tem-se o motor elétrico HP-Z2113-20, speed control e hélice 
selecionado para compor o sistema moto propulsor. 
 
FIGURA 37 – SISTEMA PROPULSOR 
FONTE: OS AUTORES 
 
 
 
47 
4.8 EQUILÍBRIO E ESTABILIDADE 
 
Está relacionado ao ângulo de ataque da aeronave e o momento causado em 
torno do eixo da mesma. Pela figura 38 nota-se que quando há variação do ângulo de 
ataque, a aeronave terá condição de gerar um momento contrário permanecendo em 
estado de equilíbrio. 
 
FIGURA 38 – CURVA DE ESTABILIDADE LONGITUDINAL 
-0,30
-0,20
-0,10
0,00
0,10
0,20
0,30
0,40
0,50
-10,0 -5,0 0,0 5,0 10,0 15,0
Alfa
CM
CMa
CMa
CM(a)
Linear
FONTE: OS AUTORES 
 
4.8.1 Estabilidade longitudinal 
 
Observa-se quando é aumentado o ângulo de ataque há como resposta uma 
condição de momento negativo, em outra situação quando há um momento negativo 
faz com que o ângulo de ataque diminua e consequentemente em um aumento do 
momento em relação ao eixo. 
 
 
 
 
 
 
48 
4.9 ANÁLISE ESTRUTURAL 
 
Pela figura 39, observa-se que o ponto de maior solicitação para a asa é sua 
raiz. Logo, substituindo os termos correspondentes a resultante da força normal (N) 
aplicada no centróide da distribuição elíptica, tem-se: 
 
Ixx
cyN ⋅⋅
=
)( 31σ (36) 
 
FIGURA 39 – ESFORÇO SOBRE A ASA 
 
Item Material 
 1 - Tubo metálico 
 2 - Tubo em fibra de carbono 
 3 - Perfil em madeira balsa 
FONTE: OS AUTORES 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
49 
5 RESULTADOS 
 
5.1 TRANSMISSÃO 
 
5.1.1 Distância 
 
Os resultados obtidos com a perda de inserção de vídeo foram significativos a 
partir do raio de 50m de captura em movimento. A estabilidade de sinal de vídeo 
assegura uma boa transferência de cor no mesmo raio. A antena utilizada de 
polarização vertical foi substituída no transmissor por outro similar, porem de 200 mm 
e o resultado permaneceram o mesmo. 
Desta forma, o objetivo de utilizar o equipamento para transmitir imagens em 
movimento foi parcialmente atingido, conforme figura 40. 
 
FIGURA 40 – MEDIÇÃO DA INTERFERÊNCIA 
Distância até a base (metros)
0
25
50
75
100
125
150
175
200
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
1314
15
16
17
18
19
20
21
22
23
24
25
imagem 1 - sem inteferência
imagem 2 - sem interferência
imagem 3 - sem interferência 
imagem 4 - com interferência
imagem 5 - com interferência
FONTE: OS AUTORES 
 
Comparando várias distâncias até a base receptora de imagem é possível julgar 
qualitativamente as imagens recebidas. É possível observar pela figura 40 as distâncias 
de início de interferência e através da figura 41 tem-se as respectivas imagens 
coletadas para o respectivo ponto. 
 
 
50 
FIGURA 41 – ANÁLISE DE IMAGEM - INTERFERÊNCIA 
 
(imagem 1, imagem 2 e imagem 3) 
 
(imagem 4) 
a) Imagem normal b) Início da interferência 
 
(imagem 5) (imagem 5) 
c) Perda da localização c) Interferência total 
FONTE: OS AUTORES 
 
5.1.2 Autonomia da bateria 
 
A bateria do transmissor apresentou uma autonomia acima de 50 minutos de 
uso, suficientes para realizar todos os testes de transmissão de imagem, este tempo foi 
cronometrado desde o início do teste. A bateria apresenta autonomia superior ao tempo 
estipulado para a missão conforme figura 26.