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Projeto conceitual de VANT solar com autonomia de voo contínuo

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Filipe Andrade Baruzzi

Trabalho de Conclusão de Curso em Engenharia Mecânica. Este trabalho realiza o design conceitual de um Veículo Aéreo Não Tripulado (VANT) com células fotovoltaicas em suas asas de modo a gerar sua própria energia e possuir a capacidade de permanecer em voo continuamente. É embarcado com câmera desenvolvida para VANTs, de modo que sua principal aplicação é de captura de imagens em missões de variadas aplicações. O projeto conceitual foi realizado utilizando critérios de eficiência e baixo custo, de modo a obter uma aeronave de grande autonomia, com a capacidade de monitorar territórios de quaisquer dimensões do Brasil. O trabalho utiliza uma adaptação da metodologia proposta na literatura técnica e seu resultado é de uma aeronave autossuficiente energeticamente, com 3,44 metros de envergadura, painéis solares na asa totalizando 120 W de potência, e estimativa total de massa da aeronave em 2,536 kg. Entre os parâmetros avaliados para o dimensionamento preliminar da aeronave estão a massa total, o consumo energético da carga transportada, o sistema de aviônicos, a altitude máxima de operação, a irradiância global do local de voo por localização e época do ano, os coeficientes aerodinâmicos para asa finita, a densidade energética das baterias, as células fotovoltaicas, o Maximum Power Point Tracker e o sistema de propulsão. O resultado é um projeto preliminar de um VANT solar relativamente leve e com elevada autonomia de voo.

Engenharia
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UNIVERSIDADE PRESBITERIANA MACKENZIE ESCOLA DE ENGENHARIA ENGENHARIA MECÂNICA FILIPE ANDRADE BARUZZI DESIGN CONCEITUAL DE UM VEÍCULO AÉREO NÃO TRIPULADO MOVIDO A ENERGIA SOLAR CAPAZ DE REALIZAR VOO CONTÍNUO São Paulo - SP 2016
FILIPE ANDADE BARUZZI DESIGN CONCEITUAL DE UM VEÍCULO AÉREO NÃO TRIPULADO MOVIDO A ENERGIA SOLAR CAPAZ DE REALIZAR VOO CONTÍNUO Trabalho de Conclusão de Curso apresentado ao curso de Engenharia Mecânica da Escola de Engenharia da Universidade Presbiteriana Mackenzie, como requisito parcial para a obtenção do Título de Engenheiro Mecânico. ORIENTADOR: PROF. DR. EDVALDO ANGELO São Paulo - SP 2016
Ao meu pai José Octávio (in memoriam), minha homenagem especial. Dedico este trabalho aos meus pais. Mãe, Ana Cristina, a quem muito me ensina e me inspira com seu exemplo de conquistas e trabalhos, obrigado, promoveu sozinha toda minha formação. Pai, que mesmo em sua eterna ausência, ecoam seus ensinamentos e exemplos que me moldam e acompanham.
AGRADECIMENTOS Ao Prof. Dr. Edvaldo Angelo, pela confiança, presteza, apoio e generosidade em compartilhar seus conhecimentos no decorrer do trabalho. Obrigado, seu exemplo de professor é o maior dentre os aprendizados que me forneceu. A todos os professores da Escola de Engenharia da Universidade Presbiteriana Mackenzie. Sempre dedicados e cuidadosos para que seus ensinamentos fossem propagados da melhor maneira, obrigado. À Prof.ª Dr. ª Ana Cristina Oliveira Andrade, minha mãe, quem sempre me apoia e inspira com exemplo de trabalho, dedicação e amor. Não há agradecimento que possa ser textualizado, meu eterno obrigado por tudo o que proporcionou ao longo de toda minha formação. Ao Prof. Dr. Roberto Badaró, meu padrasto, a quem me inspira, ensina e guia: mostrou na engenharia um bom caminho para mim, mesmo com tantas boas influências para a medicina. Ao Dr. Antônio Cláudio do Amaral Baruzzi, meu tio, quem espelho com seu exemplo de trabalho: me ensinou a buscar sempre no estudo e dedicação os caminhos para o sucesso. Aos meus irmãos, Amanda e Diogo, pelo apoio e paciência na convivência à distância em meus estudos em outro estado, e pelos momentos de intensa alegria em nossos raros encontros. Aos meus avós, que, a suas maneiras, me forneceram importantes exemplos de trajetórias de vida. Aos meus tios e tias, que sempre ensinaram e me acolheram como um filho, com seus bons conselhos e exemplos. Aos meus primos e primas, sempre promovendo momentos de alegria em nossos encontros. À Nicole Duzzi, por todo apoio, paciência e companheirismo ao longo do trabalho. Ao José Genario Oliveira Júnior, por todo apoio e amizade. Aos meus poucos amigos, que provam para mim a máxima de que devemos buscar amigos como bons livros: são de pouca quantidade, porém ótima companhia e conteúdo.
“Quem é rico em sonhos não envelhece nunca. Pode até ser que morra de repente. Mas morrerá em pleno voo...” (Rubem Alves)
RESUMO Este trabalho realiza o design conceitual de um Veículo Aéreo Não Tripulado (VANT) com células fotovoltaicas em suas asas de modo a gerar sua própria energia e possuir a capacidade de permanecer em voo continuamente. É embarcado com câmera desenvolvida para VANTs, de modo que sua principal aplicação é de captura de imagens em missões de variadas aplicações. O projeto conceitual foi realizado utilizando critérios de eficiência e baixo custo, de modo a obter uma aeronave de grande autonomia, com a capacidade de monitorar territórios de quaisquer dimensões do Brasil. O trabalho utiliza uma adaptação da metodologia proposta na literatura técnica e seu resultado é de uma aeronave autossuficiente energeticamente, com 3,44 metros de envergadura, painéis solares na asa totalizando 120 W de potência, e estimativa total de massa da aeronave em 2,536 kg. Entre os parâmetros avaliados para o dimensionamento preliminar da aeronave estão a massa total, o consumo energético da carga transportada, o sistema de aviônicos, a altitude máxima de operação, a irradiância global do local de voo por localização e época do ano, os coeficientes aerodinâmicos para asa finita, a densidade energética das baterias, as células fotovoltaicas, o Maximum Power Point Tracker e o sistema de propulsão. O resultado é um projeto preliminar de um VANT solar relativamente leve e com elevada autonomia de voo. Palavras-chave: Veículo Aéreo Não Tripulado (VANT). Célula Fotovoltaica. Aeronave Sustentável. Movido a Energia Solar. Voo Contínuo.
ABSTRACT This work carries out the conceptual design of an Unmanned Aerial Vehicle (UAV) with photovoltaic cells on its wings to generate their own power and have the ability to stay in flight continuously. It is shipped with camera developed for UAVs, so that its main application is to capture pictures on the varied applications missions. The conceptual design was performed using criteria of efficiency and low cost in order to get an aircraft long endurance, with the ability to monitor territories of any size in Brazil. The work uses a methodology of the technical literature with some proposed adjustment, and its result is a self-sufficient energy aircraft, with 3.44 meters of wingspan, solar panels on the wing totaling 120 W of power, and total mass estimated in 2.536 kg. Among the parameters evaluated for the preliminary design of the aircraft is the total mass, energy consumption of the load, the avionics system, the maximum altitude operation, the global irradiance, flight location and time of the year, the aerodynamic coefficients for finite wing, the energy density of batteries, photovoltaic cells, the Maximum Power Point Tracker and the propulsion system. The result is a preliminary design of a relatively light solar UAV with high flight range. Keywords: Unmanned Aerial Vehicle (UAV). Photovoltaic Cell. Sustainable Aircraft. Moved by Solar Energy. Continuous flight.
LISTA DE ILUSTRAÇÕES Desenho 1 – Projeto de balão não tripulado.............................................................................32 Fotografia 1 – Curtiss N-9 (acima) e o Kettering Bug (abaixo)...............................................33 Desenho 2 – Detalhes do Firebee .............................................................................................34 Fotografia 2 – Modelo do Compass Arrow..............................................................................34 Fotografia 3 – MQ-9 Reaper taxiando em base militar............................................................35 Fotografia 4 – BQM-1BR exposto no Museu Asas de um Sonho da TAM Linhas Aéreas.....36 Fotografia 5 – Yamaha Rmax realizando pulverização agrícola..............................................37 Fotografia 6 – Quadcóptero Phanton 3.....................................................................................38 Fotografia 7 – Engenheiros da ETH e os protótipos do Atlantik-Solar ...................................40 Desenho 3 – VANTs tipo HALE e sua altitude de operação ...................................................41 Fotografia 8 – VANT solar Aquila, desenvolvido pelo Facebook...........................................42 Desenho 4 – Titan, VANT tipo HALE da Alphabet ................................................................42 Fotografia 9 – NASA Helios em ensaio de voo .......................................................................43 Fotografia 10 – Boeign SolarEagle em voo..............................................................................44 Esquema 1 – Sequência didática da teoria aerodinâmica básica..............................................45 Esquema 2 – Classificação inicial das aeronaves.....................................................................46 Desenho 5 – Principais componentes dos aviões .....................................................................47 Desenho 6 – Tipos de fuselagem..............................................................................................48 Fotografia 11 – Classificação das asas quanto a quantidade de pares......................................49 Desenho 7 – Elementos estruturais da asa................................................................................51 Desenho 8 – Formas geométricas das asas em planta ..............................................................52 Desenho 9 – Nomenclatura dos componentes de um perfil aerodinâmico ..............................53 Desenho 10 – Nomenclatura das cordas na asa em planta .......................................................54 Desenho 11 – Progressão básica no desenvolvimento de um perfil assimétrico......................55 Esquema 3 – Séries de perfis NACA e suas nomenclaturas.....................................................56 Desenho 12 – Componentes da empenagem............................................................................57 Desenho 13 – Tipos de empenagens ........................................................................................58 Desenho 14 – Tipos de trem de pouso......................................................................................59 Desenho 15 – Principais componentes do grupo motopropulsor .............................................59 Fotografia 12 – Motor elétrico desenvolvido pela Siemens.....................................................60
Desenho 16 – Nomenclatura da posição do motor em relação ao sentido de movimento da aeronave....................................................................................................................................61 Desenho 17 – Passo da hélice de uma aeronave.......................................................................62 Desenho 18 – Tipos de hélices conforme o passo....................................................................63 Desenho 19 – Os dois sistemas de coordenadas aeronáuticas..................................................64 Desenho 20 – Sistema de coordenadas fixas e movimentos aeronáuticos ...............................65 Desenho 21 – Exemplo de ação do profundor no movimento de arfagem ..............................66 Desenho 22 – Forças aerodinâmicas devido à pressão (esquerdo) e tensão de cisalhamento (direito) numa superfície exposta a um escoamento de fluido .................................................66 Desenho 23 – Forças de sustentação, arrasto e resultante aerodinâmica..................................67 Desenho 24 – Momento torsor em um quarto da corda do perfil.............................................68 Desenho 25 – Obtenção do centro aerodinâmico a partir de um quarto da corda de um perfil genérico ....................................................................................................................................75 Desenho 26 – Vórtices nas pontas das asas..............................................................................76 Desenho 27 – Efeito downwash em asas finitas.......................................................................77 Esquema 4 – Etapas gerais do desenvolvimento de aeronaves ................................................86 Esquema 5 – Balanço de massa e energia na metodologia utilizada.......................................87 Desenho 28 – Ângulo de incidência dos raios solares nas células fotovoltaicas ao longo do perfil da asa...............................................................................................................................92 Esquema 6 – Representação da metodologia para design conceitual de uma aeronave solar 106 Desenho 29 – Câmera Tetracam ADC Snap ..........................................................................111 Desenho 30 – A exposição solar do polo norte em diferentes meses.....................................114 Desenho 31 – Perfil SD7032 gerado com 244 pontos utilizando software XFLR5®............118 Fotografia 13 – MPPT utilizado na aeronave Sky-sailor .......................................................133 Fluxograma 1 – Metodologia para seleção da combinação ótima entre motor, redutor e hélice ................................................................................................................................................146 Desenho 33 – Motor Maxon número 405795 selecionado para o VANT solar.....................150 Fotografia 14 – Controlador eletrônica da Maxon Motor, número de série 446925..............150 Desenho 34 – Alguns componentes do sistema de aviônicos do VANT solar AtlantikSolar 153 Desenho 35 – Mapa da região de voo contínuo em todo o ano do VANT solar....................162 Desenho 36 – Representação do VANT solar estudado realizando coleta de dados para agricultura de precisão em lavoura de cana-de-açúcar...........................................................170 Desenho 37 – VANT solar em estudo realizando aquisição de dados para agricultura de precisão em plantação de cana-de-açúcar...............................................................................171
LISTA DE TABELAS Tabela 1 – Relação massa versus potência do grupo motopropulsor para aeronave SkySailor, levando em consideração duas condições distintas de decolagem.........................................105 Tabela 2 – Características do sistema de captura de imagem ................................................110 Tabela 3 – Parâmetros de altitude para design conceitual do VANT.....................................111 Tabela 4 – Parâmetros relacionados com a missão da aeronave ............................................115 Tabela 5 – Número de Reynolds e respectivo comprimento de corda do perfil ....................120 Tabela 6 – Variação de 𝐶𝑙 𝑣𝑠 𝛼 do perfil SD7032 para Re de 110.000.................................123 Tabela 7 – Comparativo de baterias com alta densidade energética ......................................130 Tabela 8 – Comparativo células fotovoltaicas........................................................................132 Tabela 9 – Características do MPPT. .....................................................................................134 Tabela 10 – Motores da Maxon Motor selecionados para análise .........................................141 Tabela 11 – Tabela com os parâmetros para combinação ótima entre motor, redutor e hélice ................................................................................................................................................148 Tabela 12 – Relação de massa no sistema propulsor..............................................................151 Tabela 13 – Parâmetros referente à massa estrutural da aeronave .........................................152 Tabela 14 – Massa e potência dos componentes do sistema de aviônicos da aeronave Sky- Sailor.......................................................................................................................................153 Tabela 15 – Parâmetros relacionados com a tecnologia.........................................................154 Tabela 16 – Aplicação da metodologia para cidades brasileiras de latitudes altas ................161 Tabela 17 – Configuração ótima entre motor, redutor e hélice para o motor 28 supondo voo de 10,1 m/s e força de arrasto de 0,733 N...................................................................................165 Tabela 18 – Síntese dos resultados do design conceitual do VANT movido a energia solar 172 Tabela 19 - Seleção de componentes para design conceitual de VANT solar .......................172 Tabela 20 – Coordenadas de 61 pontos do perfil Selig-Donovan 7032 .................................183
LISTA DE QUADROS Quadro 1 – Altura das asas, vantagens e desvantagens............................................................50 Quadro 2 – Posições das empenagens na aeronave..................................................................57 Quadro 3 – Posições do propulsor na aeronave........................................................................61 Quadro 4 – Aeronaves selecionadas para escolha dos coeficientes aerodinâmicos preliminares ................................................................................................................................................117
LISTA DE GRÁFICOS Gráfico 1 – Aplicações civis para VANTs...............................................................................38 Gráfico 2 – Coeficiente de sustentação versus ângulo de ataque de perfil genérico................71 Gráfico 3 – Coeficiente de momento versus alpha para um perfil genérico ............................72 Gráfico 4 – Coeficiente de arrasto versus alpha para um perfil genérico.................................72 Gráfico 5 – Coeficiente de sustentação versus número de Mach para um perfil genérico.......73 Gráfico 6 – Coeficiente de arrasto versus número de Mach para um perfil genérico ..............74 Gráfico 7 – Fator de arrasto induzido em função do afilamento para asas de diferentes razões de aspecto .................................................................................................................................80 Gráfico 8 – Obtenção da relação de área molhada e área da forma plana da asa para diferentes tipos de aeronaves.....................................................................................................................82 Gráfico 9 – Coeficiente de atrito na superfície em função do número de Reynolds baseado na corda média...............................................................................................................................83 Gráfico 10 – Polar de arrasto de uma aeronave........................................................................84 Gráfico 11 – Ponto de design da aeronave ...............................................................................85 Gráfico 12 – Exemplo da comparação do modelo de irradiância de forma trigonométrica e polinomial.................................................................................................................................91 Gráfico 13 – Análise da tendência do peso estrutural em relação à área de asa para planadores radio-controlados e com humanos embarcados........................................................................93 Gráfico 14 – Grande Diagrama de voo e as curvas de tendência de Noth (2008) e Tennekes (1992) .......................................................................................................................................96 Gráfico 15 – Relação entre massa e potência em MPPTs de alta eficiência............................98 Gráfico 16 – Relação entre massa e potência de motores elétricos........................................100 Gráfico 17 – Relação entre potência e eficiência em motores elétricos.................................100 Gráfico 18 – Relação entre massa e potência em caixas de transmissão ...............................101 Gráfico 19 – Relação entre redução e eficiência em caixas de transmissão...........................102 Gráfico 20 – Relação massa e potência de controladores eletrônicos tipo brushless.............103 Gráfico 21 – Relação massa versus potência de aeronaves civis e VANTs solares...............104 Gráfico 22 – Evolução da massa específica e preço das baterias de íon-lítio utilizadas em projetos de aeronaves movidas a energia solar ao longo dos anos.........................................116 Gráfico 23 – Coeficientes aerodinâmicos de VANTs solares ................................................117
Gráfico 24 – Curva de 𝐶𝑙 𝑣𝑠 𝛼 do perfil SD7032, simulada no software XFLR5 para diferentes números de Reynolds.............................................................................................122 Gráfico 25 – Curva de 𝐶𝑙𝐶𝑑 𝑣𝑠 𝛼 do perfil SD7032, simulada no software XFLR5 para Reynolds de 110.000 ..............................................................................................................125 Gráfico 26 – Evolução da razão de aspecto de aeronaves movidas a energia solar, aeronaves movidas a combustão e planadores ao longo dos anos...........................................................126 Gráfico 27 – Variação do empuxo em relação a velocidade da aeronave e da rotação no eixo da hélice..................................................................................................................................135 Gráfico 28 – Variação da potência absorvida pelo fluido em relação a velocidade da aeronave e da rotação no eixo da hélice.................................................................................................136 Gráfico 29 – Variação da eficiência em relação a velocidade da aeronave e da rotação no eixo da hélice..................................................................................................................................136 Gráfico 30 Variação do rendimento global com mudança de relação de transmissão...........149 Gráfico 31 – Irradiação média anual para o município de Santa Vitória do Palmar (RS), utilizando o software Radiasol 2® desenvolvido pela UFRGS .............................................156 Gráfico 32 – Irradiância global média em junho no município de Santa Vitória do Palmar (RS), utilizando o software Radiasol 2® desenvolvido pela UFRGS....................................157 Gráfico 33 – Influência da energia solar, energia requerida e capacidade da bateria. Onde: (a) voo contínuo não é possível, é calculado a autonomia máxima, (b) Voo contínuo é possível, o e o tempo extra de voo é calculado.........................................................................................159 Gráfico 34 – Força de arrasto em voo de cruzeiro em relação a envergadura da asa para diferentes razões de aspecto ...................................................................................................163 Gráfico 35 – Variação da velocidade de cruzeiro em relação a envergadura da asa para diferentes razões de aspecto ...................................................................................................164 Gráfico 36 – Potência da hélice em relação a envergadura da asa para diferentes razões de aspecto ....................................................................................................................................164 Gráfico 37 – Área em planta da asa em relação a sua envergadura para diferentes razões de aspecto ....................................................................................................................................165 Gráfico 38 – Variação da porcentagem de célula fotovoltaica na asa em relação à variação da envergadura para diferentes razões de aspecto.......................................................................166 Gráfico 39 – Massa total do VANT solar em relação a envergadura da asa para diferentes razões de aspecto ....................................................................................................................167 Gráfico 40 – Distribuição de massa dentre os componentes da aeronave para diferentes envergaduras de asa................................................................................................................168
Gráfico 41 - Curva de C_l vs α do perfil SD7032, simulada no software XFLR5® para diferentes números de Reynolds.............................................................................................184
LISTA DE ABREVIATURAS E SIGLAS AD Altitude Densidade AP Agricultura de Precisão APA Área de Proteção Ambiental BEC Battery Eliminator Circuit CTA Centro Tecnológico de Aeronáutica DC Direct Current ETH Eidgenössische Technische Hochschule Zürich EUA Estados Unidos da América HALE High Altitude Long Endurance GPS Global Positioning System IMU Inertial Measurement Unit ISA International Standard Atmosphere ISR Intelligence, Surveillance and Reconnaissance MIT Massachusets Institute of Technolgy MPPT Maximum Power Point Tracker NACA National Advisory Committee for Aeronautics NASA National Aeronautics and Space Administration PR Paraná RGB Red, Green, Blue RS Rio Grande do Sul SAE Society of Automotive Engineers SD Selig-Donovan SI Sistema Internacional de Unidades SIG Sistemas de Informações Geográficas SP São Paulo SR Sensoriamento Remoto TAM Transportes Aéreos Marília UAV Unmanned Aerial Vehicle UC Unidade de Conservação UCAVs Unnmaned Combat Air Vehicles UFRGS Universidade Federal do Rio Grande do Sul
VANT Veículo Aéreo Não Tripulado ZCVCA Zona de Cautela para Voo Contínuo Anual
LISTA DE SÍMBOLOS b Envergadura 𝑣𝑐𝑟 Velocidade de cruzeiro Ʌ Enflechamento cr Corda na raiz ct Corda na ponta λ Afilamento c Corda t Espessura do perfil s Superfície p Força devido à pressão τ Força devido ao cisalhamento V∞ Vento relativo α Ângulo de ataque R Resultante aerodinâmico L Força de sustentação D Força de arrasto n Vetor normal à superfície k Vetor tangente à superfície 𝑀𝑐/4 Momento torsor em ¼ da corda CP Centro de pressão 𝜌∞ Densidade do fluido 𝜇∞ Viscosidade dinâmica do fluido ν Viscosidade cinemática do fluido 𝑎∞ Compressibilidade do fluido 𝐶𝐿 Coeficiente de sustentação da asa 𝐶 𝐷 Coeficiente de arrasto da asa 𝐶 𝑀 Coeficiente de momento da asa 𝑞∞ Pressão dinâmica 𝑅𝑒 Número de Reynolds 𝑀∞ Número de Mach 𝑆 𝑤𝑒𝑡 Área molhada
𝐶𝑙 Coeficiente de sustentação do perfil 𝐶 𝑑 Coeficiente de arrasto do perfil 𝐶 𝑚 Coeficiente de momento do perfil 𝑎0 Coeficiente angular da curva do coeficiente de sustentação do perfil versus ângulo de ataque ∝𝑙=0 Ângulo de ataque para sustentação nula (𝐶𝑙) 𝑚𝑎𝑥 Coeficiente de sustentação máximo 𝑚0 Coeficiente angular da curva do coeficiente de momento versus ângulo de ataque (𝐶 𝑑) 𝑚𝑖𝑛 Coeficiente de arrasto para perfil mínimo a.c. Centro aerodinâmico do perfil 𝑥 𝑎.𝑐. Cota em relação ao centro aerodinâmico do perfil AR Razão de aspecto S Forma plana da asa 𝛼𝑖 Ângulo de incidência 𝛼 𝑒𝑓𝑓 Ângulo de ataque efetivo 𝛼 𝑔 Ângulo de ataque geométrico a Coeficiente angular da curva do coeficiente de sustentação da asa versus ângulo de ataque 𝑒 Fator de eficiência de envergadura 𝐶 𝑁 Coeficiente de força normal l Comprimento da asa em delta 𝐶𝑓 Coeficiente de atrito na superfície molhada 𝐶 𝑑.𝑝 Coeficiente de arrasto devido à pressão causada pela separação do escoamento 𝐶 𝐷 𝑖 Coeficiente de arrasto induzido δ Fator de arrasto induzido W Peso da aeronave 𝐶 𝐷0 Coeficiente de arrasto parasita para sustentação nula 𝐶 𝐷,𝑒 Arrasto parasita 𝐶 𝐷,𝑤 Arrasto da onda de choque K Constate de proporcionalidade no cálculo das parcelas dos arrastos
𝐶 𝐷,𝑒,0 Arrasto parasita para sustentação nula 𝐶 𝐷,𝑤,0 Arrasto da onda de choque para sustentação nula 𝐴𝑖 Variável genérica utilizada na metodologia V Velocidade T Empuxo 𝑚 Massa 𝑔 Aceleração da gravidade local 𝑃𝑙𝑒𝑣 Potência para voo reto e nivelado 𝑃𝑒𝑙𝑒𝑐 𝑡𝑜𝑡 Potência elétrica total consumida 𝜂 𝑚𝑜𝑡 Eficiência do motor 𝜂 𝑐𝑡𝑟𝑙 Eficiência do controlador eletrônico 𝜂 𝑔𝑟𝑏 Eficiência da caixa de transmissão 𝜂 𝑝𝑙𝑟 Eficiência da hélice 𝜂 𝐵𝐸𝐶 Eficiência do battery eliminator circuit 𝑃𝑎𝑣 Potência consumida pelos sistemas aviônicos 𝑃𝑝𝑙𝑑 Potência consumida pela carga útil 𝐸𝑒𝑙𝑒𝑐 𝑡𝑜𝑡 Energia diária requerida 𝜂 𝑐ℎ𝑟𝑑 Eficiência de carga da bateria 𝜂 𝑑𝑐ℎ𝑟𝑑 Eficiência de descarga da bateria 𝑇𝑑𝑎𝑦 Horas de irradiância solar em um dia 𝑇𝑛𝑖𝑔ℎ𝑡 Horas sem irradiância solar em um dia 𝐼 𝑚𝑎𝑥 Irradiância máxima 𝐸 𝑑𝑎𝑦 𝑑𝑒𝑛𝑠𝑖𝑡𝑦Energia solar diária por metro quadrado 𝜂 𝑤𝑡ℎ𝑟 Fator de margem de irradiância 𝐴 𝑆𝐶 Área da superfície das células fotovoltaicas 𝜂 𝑆𝐶 Eficiência das células fotovoltaicas 𝜂 𝑀𝑃𝑃𝑇 Eficiência do Maximum Power Point Tracker θ Ângulo de incidência da irradiância solar nas células fotovoltaicas 𝜃1 Menor ângulo de incidência da irradiância solar nas células fotovoltaicas 𝜂 𝑐𝑏𝑟 Eficiência da curvatura 𝑚 𝑓𝑖𝑥𝑒𝑑 Massas fixas na aeronave 𝑚 𝑝𝑙𝑑 Massa da carga útil
𝑚 𝑎𝑣 Massa do sistema de aviônicos 𝑊𝑎𝑓 Peso dos planadores analisados 𝑀 𝑎𝑓 Massa dos planadores analisados 𝑘 𝑎𝑓 Constante da massa estrutural 𝑥1 Expoente da envergadura na massa estrutural 𝑥2 Expoente da razão de aspecto na massa estrutural 𝑚 𝑆𝐶 Massa das células fotovoltaicas 𝑘 𝑆𝐶 Densidades de área das células fotovoltaicas 𝑘 𝑒𝑛𝑐 Densidades de área de encapsulamento 𝑘 𝑚𝑝𝑝𝑡 Relação entre massa e potência do Maximum Power Point Tracker 𝑚 𝑀𝑃𝑃𝑇 Massa do Maximum Power Point Tracker 𝜂 𝑀𝑃𝑃𝑇 𝑑𝑐𝑑𝑐 Rendimento da conversão de corrente contínua para corrente alternada 𝜂 𝑀𝑃𝑃𝑇 𝑎𝑙𝑔𝑜 Rendimento do algoritmo de rastreamento 𝑚 𝑏𝑎𝑡𝑡 Massa da bateria 𝑘 𝑏𝑎𝑡 Densidade energética gravimétrica da bateria 𝑚 𝑚𝑜𝑡 Massa do motor de corrente contínua 𝑃𝑝𝑙𝑟 Potência desenvolvida pelas hélices 𝑘 𝑚𝑜𝑡 Relação entre massa e potência do motor de corrente contínua 𝑘 𝑝𝑟𝑜𝑝 Relação entre massa e potência do grupo motopropulsor 𝑚 𝑝𝑟𝑜𝑝 Massa do grupo motopropulsor m Massa total da aeronave H Altitude máxima de operação Z Altitude geopotencial E Raio da Terra 𝑇 𝐾 Temperatura do ar 𝑇0 Temperatura padrão do ar ao nível do mar L Fator linear de queda de temperatura 𝑙 𝑤𝑒𝑡 Comprimento de um perfil bidimensional 𝑃𝑚 Relação entre potência e massa na célula fotovoltaica 𝑃𝐴 Relação entre potência e área na célula fotovoltaica 𝑃𝑈𝐴𝑉 Índice de performance da célula fotovoltaica F Densidade de empacotamento
𝜂 𝑔𝑙𝑜𝑏𝑎𝑙 Rendimento global 𝑛 𝑝𝑙𝑟 Rotação da hélice U Voltagem 𝑀𝑒𝑚 Momento eletromagnético i Corrente elétrica 𝑟𝑎 Resistência terminal 𝑘 𝑚 Constante de torque 𝑤 𝑚𝑜𝑡 Velocidade angular de rotação do eixo do motor 𝑘 𝑢 Constante de voltagem 𝑘 𝑛 Constante da velocidade 𝑀 𝑚𝑜𝑡 Momento efetivo do motor 𝑀 𝑅 Momento de fricção do motor 𝑖0 No Load Current r Redução 𝑃 𝑚𝑜𝑡 Potência de saída do motor 𝑤 𝑝𝑙𝑟 Velocidade angular da hélice 𝑀 𝑝𝑙𝑟 Torque no eixo da hélice 𝑃 𝑚𝑜𝑡 𝑚𝑎𝑥 Potência máxima do motor 𝑀 𝑚𝑜𝑡 𝑚𝑎𝑥 Torque máximo do motor 𝑇 𝑚𝑖𝑛 Empuxo mínimo 𝑛 𝑝𝑙𝑟 𝑚𝑖𝑛 Rotação mínima da hélice 𝑛 𝑝𝑙𝑟 𝑚𝑎𝑥 Rotação máxima da hélice 𝜂 𝑒𝑛𝑔 Rendimento do par de engrenagens 𝜂 𝑚𝑎𝑛 Rendimento do par de mancais 𝑁𝑒𝑛𝑔 Número de pares de engrenagens no redutor I Corrente elétrica total consumida pelo motor 𝑃 𝑚𝑜𝑡 𝑖𝑛𝑝𝑢𝑡 Potência na entrada no motor 𝑈ó𝑡𝑖𝑚𝑜 Voltagem ótima que o motor deve estar submetido 𝑟ó𝑡𝑖𝑚𝑜 Relação de transmissão ótima para o redutor 𝑛 𝑝𝑙𝑟ó𝑡𝑖𝑚𝑜 Rotação ótima da hélice 𝐸 𝑏𝑎𝑡 Capacidade da bateria
SUMÁRIO 1 INTRODUÇÃO .......................................................................................................27 1.1 OBJETIVOS..............................................................................................................27 1.1.1 Objetivo geral...........................................................................................................27 1.1.2 Objetivos específicos................................................................................................28 1.2 JUSTIFICATIVA......................................................................................................28 1.3 METODOLOGIA......................................................................................................28 1.4 MOTIVAÇÃO...........................................................................................................29 1.5 ESTRUTURA DO TRABALHO..............................................................................29 2 REVISÃO DE LITERATURA...............................................................................31 2.1 O VANT ....................................................................................................................31 2.2 O VANT EM APLICAÇÕES CIVIS ........................................................................36 2.3 VANTS MOVIDOS A ENERGIA SOLAR..............................................................39 3 BREVE INTRODUÇÃO AOS ESTUDOS DE AERONAVES...........................45 3.1 CONCEITOS E NOMENCLATURAS ....................................................................45 3.1.1 Fuselagem.................................................................................................................47 3.1.2 Asas ...........................................................................................................................48 3.1.2.1 Quantidade de asas ....................................................................................................48 3.1.2.2 Fixação na fuselagem ................................................................................................49 3.1.2.3 Estrutura das asas.......................................................................................................50 3.1.2.4 Formas geométricas das asas em planta ....................................................................51 3.1.2.5 O perfil da asa............................................................................................................53 3.1.2.6 Nomenclatura dos perfis e suas famílias ...................................................................54 3.1.3 Empenagem..............................................................................................................56 3.1.4 Trem de pouso..........................................................................................................58 3.1.5 Grupo motopropulsor .............................................................................................59
3.1.5.1 Motores......................................................................................................................60 3.1.5.2 Posicionamento do grupo motopropulsor..................................................................60 3.1.5.3 Hélices .......................................................................................................................62 3.1.6 Sistema de coordenadas utilizado na indústria aeronáutica ...............................63 3.1.6.1 Movimentos da aeronave em voo..............................................................................64 3.1.6.2 Superfícies de controle ..............................................................................................65 3.2 ESTUDO AERODINÂMICO DOS PERFIS............................................................66 3.2.1 Força de sustentação, arrasto e momentos............................................................67 3.2.2 Coeficientes aerodinâmicos.....................................................................................68 3.2.3 Curvas características de um perfil .......................................................................70 3.2.4 Centro aerodinâmico do perfil ...............................................................................74 3.3 ESTUDO AERODINÂMICO DE ASAS FINITAS .................................................75 3.3.1 Força de sustentação para uma asa finita .............................................................75 3.3.2 Força de arrasto para uma asa finita ....................................................................78 3.4 POLAR DE ARRASTO............................................................................................81 4 METODOLOGIA PARA DESENVOLVIMENTO DE UM VANT ..................86 4.1 ENERGIA DIÁRIA REQUERIDA ..........................................................................88 4.1.1 Energia para voo reto e nivelado ...........................................................................88 4.1.2 Cálculo da Energia Diária Requerida ...................................................................89 4.2 ENERGIA DIÁRIA OBTIDA ..................................................................................90 4.2.1 Modelo de irradiância .............................................................................................90 4.2.2 Cálculo da energia solar diária ..............................................................................91 4.3 MODELOS DE PREVISÃO DE MASSA................................................................92 4.3.1 Massas fixas..............................................................................................................92 4.3.2 Massa da estrutura da aeronave ............................................................................93 4.3.3 Massa das células fotovoltaicas ..............................................................................97 4.3.4 Massa do Maximum Power Point Tracker .............................................................97
4.3.5 Massa das baterias...................................................................................................99 4.3.6 Grupo motopropulsor .............................................................................................99 4.3.6.1 Motores elétricos .......................................................................................................99 4.3.6.2 Caixa de transmissão ...............................................................................................101 4.3.6.3 Controlador eletrônico.............................................................................................102 4.3.6.4 Hélices .....................................................................................................................103 4.3.6.5 Adaptações necessárias para condições de decolagem............................................104 4.4 RESOLUÇÃO DOS BALANÇOS DE MASSA E ENERGIA ..............................105 5 DESIGN CONCEITUAL DE VANT MOVIDO A ENERGIA SOLAR ..........109 5.1 MISSÃO DA AERONAVE ....................................................................................109 5.2 PARÂMETROS REFERENTES À MISSÃO ........................................................109 5.2.1 Carga transportada e seu consumo energético...................................................110 5.2.2 Altitude máxima de operação...............................................................................111 5.2.3 Densidade do ar .....................................................................................................112 5.2.4 Modelo de incidência solar e duração do dia ......................................................113 5.3 PARÂMETROS RELACIONADOS À TECNOLOGIA .......................................115 5.3.1 Coeficientes aerodinâmicos preliminares............................................................116 5.3.2 Densidade enérgica das baterias ..........................................................................129 5.3.3 Células fotovoltaicas..............................................................................................131 5.3.4 Parâmetros relacionados ao MPPT .....................................................................133 5.3.5 Sistema de propulsão.............................................................................................134 5.3.5.1 Hélice.......................................................................................................................134 5.3.5.2 Comportamento matemático de motores elétricos de corrente contínua.................137 5.3.5.3 Metodologia para obtenção da melhor combinação entre motor, redutor e hélice..140 5.3.5.3.1 Determinação da faixa de rotação da hélice ..........................................................141 5.3.5.3.2 Determinação das potências e rendimentos da hélice ............................................142 5.3.5.3.3 Relação de transmissão do redutor e sua eficiência energética .............................142
5.3.5.3.4 Cálculo dos parâmetros do motor...........................................................................143 5.3.5.3.5 Cálculo do rendimento global e armazenamento de seu melhor resultado ............145 5.3.5.3.6 Diagrama de blocos da metodologia do sistema motopropulsor............................145 5.3.5.3.7 Resultados da escolha da combinação ótima entre motor, redutor e hélice...........147 5.3.5.4 Controlador eletrônico.............................................................................................150 5.3.5.5 Relação entre massa e potência do grupo propulsor................................................151 5.3.6 Massa estrutural da aeronave ..............................................................................152 5.3.7 Massa do grupo do sistema de aviônicos .............................................................152 5.3.8 Síntese dos parâmetros relacionados com a tecnologia......................................154 5.4 APLICAÇÃO DA METODOLOGIA DO DESIGN CONCEITUAL ....................155 5.4.1 Estudo da região mais crítica para voo contínuo................................................155 5.4.2 Fator de margem de irradiância ..........................................................................157 5.4.3 Resultados da primeira aplicação da metodologia .............................................158 5.4.4 Região brasileira que VANT solar pode realizar voo contínuo anualmente ...160 5.4.5 Determinação das dimensões do VANT movido a energia solar ......................162 5.4.6 Resultado do Design Conceitual de VANT solar................................................169 6 CONCLUSÕES......................................................................................................173 7 RECOMENDAÇÕES PARA TRABALHOS FUTUROS .................................175 REFERÊNCIAS ....................................................................................................176 APÊNDICE 1 .........................................................................................................183 APÊNDICE 2 .........................................................................................................184 ANEXO 1................................................................................................................185 ANEXO 2................................................................................................................187 ANEXO 3................................................................................................................189 ANEXO 4................................................................................................................191 ANEXO 5................................................................................................................192 ANEXO 6................................................................................................................193
ANEXO 7................................................................................................................195 ANEXO 8................................................................................................................197 ANEXO 9................................................................................................................200
27 1 INTRODUÇÃO O Veículo Aéreo Não Tripulado (VANT) é uma tecnologia em constante evolução. Como o nome sugere, consiste em toda aeronave que não possui um humano embarcado. Tal característica atribui diversas vantagens à aeronave: desde a economia de espaço destinado ao alojamento de humano, assim como na interface para seu controle, até a segurança em não expor ao risco vidas quando o VANT for designado para atuar em missões consideradas perigosas. Não possuindo um ser vivo, é possível também atribuir missões de maior duração, pois não há necessidade de retorno para obtenção de suprimentos. Essas características únicas dos VANTs fomenta o seu desenvolvimento a fim de possibilitar o cumprimento dessas missões. A autonomia é um fator ainda limitante na utilização dessas aeronaves. Existem duas tecnologias predominantes para a propulsão dos VANTs: a combustão e a elétrica. Aeronaves movidas a combustão possuem como grande desvantagem a necessidade de embarcar combustível, normalmente de origem fóssil, que demanda espaço e peso adicional a ser transportado, além da emissão de gases considerados poluentes. As aeronaves elétricas possuem como fator limitante a capacidade de suas baterias, que ainda não são eficientes o bastante para possibilitar missões de longa duração. Um modo de permitir a maior autonomia dos VANTs é o emprego de células fotovoltaicas em aeronaves elétricas a fim de recarregar suas baterias e permitir a aeronave realizar missões de longa duração. 1.1 OBJETIVOS 1.1.1 Objetivo geral Desenvolver o design conceitual1 de um Veículo Aéreo Não Tripulado movido com o auxílio de um motor elétrico, embarcado com células fotovoltaicas a fim de recarregar suas baterias, de modo que a aeronave possa permanecer em voo por mais de 24 horas, característica do voo contínuo. 1 Como o nome sugere, o design conceitual foca apenas nas configurações gerais da aeronave, como suas dimensões básicas. Evoluções posteriores no projeto como refinamento aerodinâmico e estrutural tendem a conduzir melhor as dimensões finais do projeto (NOTH, 2008).
28 1.1.2 Objetivos específicos Desenvolver o design conceitual de um VANT leve2 operando em baixas altitudes e velocidades, através da abordagem analítica. Estabelecer critérios para uma missão alvo, estudar e selecionar principais parâmetros dos componentes da aeronave de modo que a mesma possa realizar voo contínuo. Desenvolver métodos próprios de otimização de determinados parâmetros, como melhor combinação de parâmetros de entrada dos componentes do sistema de propulsão, de modo a poder obter o melhor desempenho da aeronave. Utilizar modelamento analítico para análise dos parâmetros aerodinâmicos de asa finita. 1.2 JUSTIFICATIVA A importância do VANT devido ao seu grande potencial em cumprir as mais variadas missões tem crescido em todo o mundo. Estudar uma tendência de sua evolução, visando maximizar sua autonomia de forma sustentável é uma alternativa para desenvolvimento de projetos mais adequados obtendo veículos capazes de execução de tarefas com maior duração e superior autonomia. 1.3 METODOLOGIA Existem diversas metodologias para o projeto aeronáutico de uma aeronave. As principais características de um VANT movido a energia solar são ser leve, voar a baixas velocidades e, principalmente, possuir autonomia de voo estendida. Teoricamente é possível que a autonomia de voo seja indefinida, ou seja, que a aeronave seja capaz de voar ininterruptamente. Para tanto é necessário que ocorra um balanço energético entre geração e consumo de energia, assim como a capacidade da aeronave estocar a energia e suprimir aos 2 A aeronave é considerada leve quando é simples de operar e fácil de voar (OLIVEIRA, 2012).
29 componentes nos períodos de não geração de energia elétrica. Para tanto foi utilizado a metodologia proposta por Noth (2008) para o desenvolvimento de um VANT movido a energia solar. Essa metodologia é referente apenas a algumas etapas de um projeto completo da aeronave, como mostrado na metodologia proposta por Barros (2001), em sua tese de doutorado. 1.4 MOTIVAÇÃO O estudo de novas óticas para transformar métodos já convencionais é o que motiva esse trabalho, de modo a poder contribuir positivamente no impacto ambiental através missões como de agricultura de precisão (AP), pela utilização mais eficiente de agrotóxicos, na maior produtividade agrícola e mediante de uma nova cadeia de profissionais e habilidades relacionados a operação dos VANTs solares, além da correta interpretação dos dados gerados. 1.5 ESTRUTURA DO TRABALHO O trabalho está dividido em sete seções. A segunda seção é dedicada à revisão de literatura. Onde é apresentada brevemente a história do desenvolvimento dos VANTs, assim como suas aplicações. São indicados, através de apresentação sucinta, alguns relatos, os esforços atuais na implementação de células fotovoltaicas em aeronaves que o autor deste trabalho conseguiu encontrar nas pesquisas bibliográficas realizadas. A terceira seção indica brevemente os componentes básicos de uma aeronave, algumas configurações e nomenclaturas clássicas, assim como uma breve introdução ao projeto aerodinâmico através da apresentação de conceitos básicos da aerodinâmica. Na quarta seção a metodologia utilizada para design conceitual de VANT solar é apresentada, em que são detalhadas todas suas etapas. Na quinta seção ocorre o estudo dos parâmetros necessários para o design conceitual, a saber: massa da carga transportada e sua potência energética, atitude máxima de operação e as respectivas características do fluido nessa condição, modelo de incidência solar, seleção de perfil aerodinâmico da asa e seus respectivos modelos analíticos dos coeficientes
30 aerodinâmicos da mesma, seleção da bateria e da célula fotovoltaica embarcada, Maximum Power Point Tracker (MPPT), componentes do grupo motopropulsor e seus parâmetros ótimos de funcionamento para maior desempenho, modelo para estimativa da massa estrutural da aeronave, massa do grupo de sistemas aviônicos e sua potência energética. A sexta e sétima seção são destinadas, respectivamente, às conclusões e as recomendações para trabalhos futuros.
31 2 REVISÃO DE LITERATURA Com a demanda de soluções eficientes em diversos setores da sociedade (agricultura, segurança, lazer, logística, comunicação, entre outros), ocorre o surgimento de novas tecnologias assim como a evolução das já defasadas. Esse processo ocorre na sociedade de forma acelerada a partir da sistematização do trabalho, aliado com o uso científico para o progresso tecnológico (PIRRÓ, 2010). Todas as indústrias sofrem essa evolução, desde que a demanda pela solução exista, caso contrário estará estagnada. Como resultado do avanço tecnológico, surge a maior necessidade por energia elétrica. Sua geração pode ser feita de diversas maneiras, porém o impacto da mesma assim como sua disponibilidade a longo prazo induz uma tendência global na utilização de fontes limpas e renováveis. O uso da energia solar se tornou um tema relevante na busca da humanidade para uma energia limpa e eficiente (FAZELPOUR, 2013). Na indústria aeronáutica tal processo evolutivo fomentou o desenvolvimento e produção de veículos em escala, e o seu consequente barateamento. Aliar o desenvolvimento dessa tecnologia com a geração limpa de energia é um desafio para a continuidade de sua evolução. 2.1 O VANT O Veículo Aéreo Não Tripulado, tradução da sigla americana UAV (Unmanned Aerial Vehicles), é o nome que se refere as aeronaves que não necessitam de pilotos embarcados para seu funcionamento. Existem, ainda, outras nomenclaturas para o mesmo, se destacando o termo drone por ser empregado numa escala global para essa tecnologia (STANLEY, 2013). Na esfera militar, a classificação ocorre de diversas maneiras, podendo destacar três grandes grupos: os drones utilizados como alvos em treinamentos, os ISR (Intelligence, Surveillance and Reconnaissance) utilizados de forma não letal em operações de monitoramento, e os UCAVs (Unnmaned Combat Air Vehicles) que possuem como finalidade o uso letal em operações de combate (KEANE; CARR, 2013). O controle dessas aeronaves pode ocorrer de duas maneiras: de forma remota por meios eletrônicos sob a supervisão e governo humano, ou através de um controle pré-programado com uso de softwares computacionais.
32 O surgimento do VANT ocorreu intrinsicamente com a evolução da aviação. Como muitas tecnologias, seu desenvolvimento foi feito inicialmente para fins militares. O primeiro registro do uso dessa tecnologia data de 15 de julho de 1849. Forças austríacas sitiando a cidade de Veneza, Itália, lançaram um ataque aéreo utilizando balões carregados com aproximadamente 13,5 kg de explosivos. O acionamento da bomba ocorreu com o uso de fusíveis cronometrados em trinta minutos e o seu deslocamento ocorreu pelas forças do vento. O lançamento ocorreu num navio de guerra, porém o ataque foi frustrado devido ao forte vento e muitos balões passaram pela cidade e foram detonados sob o acampamento austríaco no continente (OVERY, 2010). O desenho 1 indica uma ilustração artística de um protótipo de balão não tripulado. Desenho 1 – Projeto de balão não tripulado Fonte: BONNER, 2015 Os próximos VANTs foram desenvolvidos no início da Primeira Grande Guerra, somente 8 anos após o surgimento das aeronaves com humanos embarcados. Elmer Sperry, pioneiro na tecnologia dos giroscópios, desenvolveu com auxílio da marinha americana uma aeronave batizada de Curtiss N-9 (veja fotografia 1). Em 17 de outubro de 1918 a aeronave conseguiu alçar voo, voar por mais de 13 quilômetros, porém falhou no pouso e colidiu no mar. Mesmo com um desdobramento catastrófico, esse foi a primeira aeronave menos densa que o ar radio controlada e seu estudo permitiu o desenvolvimento de projetos bem-sucedidos em seguida, como o Kettering Bug, indicado também na fotografia 1, capaz de atingir mais de 190 km/h, desenvolvido por Charles Kettering, Orville Wright e Child Wills da Ford Motor Company. (KEANE; CARR, 2013).
33 Fotografia 1 – Curtiss N-9 (acima) e o Kettering Bug (abaixo) Fonte: KEANE; CARR, 2013 Nos anos subsequentes houve grande avanço em diversos setores de tecnologia como aeronáutica, eletrônica e computação, impulsionados pela corrida armamentista. O interesse pelos VANTs aumentou sua evolução originou aeronaves cada vez mais sofisticadas capazes de executar missões complexas. Na década de 1960 os Estados Unidos da América (EUA) começaram a desenvolver os drones de forma sistemática com a finalidade de obtenção de aeronaves de espionagem e reconhecimento na guerra fria. O principal drone desenvolvido foi o Firebee, indicado no desenho 2, propulsionado com um motor a jato feito pela Ryan Aeronautical Company (BHATT, 2012). O design do Firebee ainda é encontrado nos VANTs mais modernos tornando-o um marco em sua história (KEANE; CARR, 2013).
34 Desenho 2 – Detalhes do Firebee Fonte: BONNER, 2015 Com o surgimento de mais conflitos armados o uso e desenvolvimento dos drones foi praticamente contínuo. A Guerra do Vietnam foi a primeira que possuiu o uso extensivo de VANTs, sendo estimadas 3.435 operações de reconhecimento entre 1964 e 1975. Aproximadamente um terço das missões americanas utilizaram o Lighting Bug, VANT multitarefa utilizado principalmente para captação de fotos a baixas e altas altitudes. Devido a demanda por maiores sistemas embarcados, foi desenvolvido o modelo 154, Compass Arrow, indicado na fotografia 2, desenvolvido para voar a 23.000 metros de altitude, e o primeiro VANT desenvolvido com tecnologia de mínima emissão de calor e baixa refletividade em radares. Houveram, porém, problemas técnicos nas missões desse drone o que resultou na baixa aprovação de seu uso. Concomitante, ocorreu uma forte redução orçamentária o que resultou na redução do desenvolvimento de VANTs pelos EUA por quase uma década (KEANE; CARR, 2013). Fotografia 2 – Modelo do Compass Arrow Fonte: NATIONAL MUSEUM OF THE US AIR FORCE, 2015
35 O interesse nessa tecnologia foi resgatado após o uso eficaz de VANTs pelo exército israelense na Guerra do Golfo. Israel coordenou um ataque eficaz destruindo 86 aeronaves Sírias num pequeno período de tempo no Vale de Bekaa. Os VANTs foram utilizados como chamarizes e bloqueadores eletrônicos, assim como forneceram vigilância em tempo real. Desde então o uso de VANTs foi amplamente aceito e empregado, assim como o contínuo desenvolvimento de sua tecnologia (TETRAULT, 2009). Na década de 2010 tem ocorrido um extensivo uso militar de VANTs. No governo do presidente americano Barak Obama houve um significante aumento na relevância de sua utilização, de forma que esses veículos já se tornaram instrumentos essenciais da estratégia moderna americana nos conflitos em que estão envolvidos. Em 2013 houve o investimento pelo Departamento de Defesa americano de cerca de US$ 6 bilhões em sistemas não tripulados (BECKER, 2013). O resultado de todo esse investimento nos VANTs é consequência de sua atual relevância na estratégia militar moderna. Em 2015 já é possível observar uma corrida armamentista no desenvolvimento de VANTs mais sofisticados. A República Popular da China exibiu seu VANT batizado de Wing Loong II, desenvolvido de modo a competir com o mais avançado VANT americano, o MQ-9 Reaper, fotografia 3. Ambos são movidos a um turboélice, possuem sistema de comunicação via satélite e o sistema primário de captura de imagem em sua proa, assim como adotam os estabilizadores tipo V. Ainda que as especificações sejam mais avançadas no VANT americano, já é possível concluir que essa corrida está acelerando a evolução dos VANTs. (BAKER, 2015). Fotografia 3 – MQ-9 Reaper taxiando em base militar Fonte: HANLEY, 2007 Houve também o desenvolvimento de VANTs no Brasil. Na década de 1980 a Companhia Brasileira de Tratores, sediada em São Carlos, SP, encomendou ao então Centro
36 Tecnológico de Aeronáutica (CTA), em São José dos Campos, SP, o desenvolvimento de uma turbina de pequeno porte, com aproximadamente 30 kgf de empuxo, a fim de ser instalada num VANT com envergadura (b) de 3,38 metros, como mostrado na fotografia 4. O objetivo da missão desse VANT brasileiro era o treinamento militar, a fim de substituir o modelo similar norte-americano até então empregado com alto custo. Dessa maneira foi concebido o BQM- 1BR, primeiro VANT construído em solo brasileiro (PAULA, 2009). Fotografia 4 – BQM-1BR exposto no Museu Asas de um Sonho da TAM Linhas Aéreas Fonte: PAULA, 2009 2.2 O VANT EM APLICAÇÕES CIVIS O uso de VANTs em aplicações civis é um emprego recente. Entende-se como uso civil qualquer utilização de uma tecnologia com finalidade não militar, seja em estado de guerra ou não. O inicial desenvolvimento de uma nova tecnologia para fins militares antes do desenvolvimento para aplicações civis é comum na história de diversas tecnologias (SEARLE, 2014). O investimento em startups de tecnologia de VANTs nos EUA duplicou entre os anos de 2012 e 2013, assumindo cifras superiores a US$ 40,9 milhões (KHARIF, 2013). Esse recente interesse aliado com diversos projetos surgindo concomitantemente resultam em VANTs atuando nos mais diversos setores. Na indústria agrícola o VANT permite o emprego da agricultura de precisão. Esta tem como objeto aumentar a eficiência tratando de forma distinta cada área de uma plantação, de forma a entender suas particularidades e reduzindo seu impacto ambiental. Para tanto, diversos sensores devem ser embarcados na aeronave, se destacando o Sensoriamento Remoto (SR), Sistemas de Informações Geográficas (SIG) e o Sistema de Posicionamento
37 Global (ou GPS sigla em inglês: Global Position System). Nesse setor destaca o VANT fabricado pela Yamaha, o RMAX, em voo na fotografia 5, com configuração de asas rotativas com rotores na horizontal, tipo helicóptero, capaz de realizar pulverizações em lavouras de arroz. Seu destaque é a capacidade de atingir distâncias de até 10 km ou uma autonomia de 90 minutos, com uma carga de aproximadamente 30 kg. Esta especificação permite a pulverização de 30 hectares/dia, ou de forma menos eficiente 8 hectares/hora (MATSUO, 2011). Fotografia 5 – Yamaha Rmax realizando pulverização agrícola Fonte: MATSUO, 2011 Na indústria fotográfica diversos VANTs foram lançados nos últimos anos. A fim de permanecerem estáticos e garantirem a melhor imagem, neste setor são empregados de forma predominante a configuração com uso de rotores múltiplos horizontais, também chamados de multicópteros. Esses veículos possuem categorias populares, assim como os mais sofisticados. A maior diferença é o sistema de estabilização, que funciona a fim de garantir imagens nítidas ao longo do voo (TOSETTO, 2013). Neste setor se destaca o Phanton 3 (veja fotografia 6), dotado de um sistema de quatro rotores e chamado, portanto, de quadcóptero. Possui integração com smartphones, assim como câmeras profissionais capazes de realizar filmagens em altas resoluções de até 4K. Sua autonomia é de até 2 km e possui ainda sistemas embarcados com sistema GPS (AGUILAR, 2015).
38 Fotografia 6 – Quadcóptero Phanton 3 Fonte: AGUILAR, 2015 Existem, ainda, diversas outras aplicações civis, que foram agrupadas e indicadas no gráfico 1. Gráfico 1 – Aplicações civis para VANTs Fonte: CREPALDI, et al., 2013 A engenharia tem como objetivo atender a demanda por soluções e inovações em diversos setores da sociedade, e um VANT possui características e vantagens que o promovem como importante agente de melhorias em diferentes áreas. É importante destacar a aplicação dentro do quesito ambiental, devido à necessidade de manutenção dos recursos
39 naturais. O Brasil possui Unidades de Conservação (UCs), que consistem em áreas de proteção ambiental dividas em cinco categorias: Estação Ecológica, Reserva Biológica, Parque Nacional, Monumento Natural e Refúgio de Vida Silvestre. O principal intuito é a manutenção dos ecossistemas sem as alterações causadas por interferência humana, admitido apenas o uso indireto de seus atributos naturais (BRASIL, 2000). O monitoramento de uma determinada UC por um VANT permite melhor controle dos agentes competentes para que sejam preservadas suas áreas, biomas, e características naturais. Existe o déficit no monitoramento em velocidade suficientemente rápida, pois o modelo atual é composto principalmente por equipe em terra. Exemplo da pouca eficiência do atual modelo é a duração de dias para uma equipe em terra fiscalizar uma área como a do Parque Nacional Pau Brasil, no sul da Bahia. Alguns países já utilizam os VANTs para vigiar sua fauna e flora. Na África do Sul houve uma queda de 92% na morte de rinocerontes após o uso dos drones (PAMPLONA, 2015). O Brasil é um país farto em áreas ambientais, porém a fiscalização das ocupações de habitação ilegal em áreas de preservação ainda é ineficaz. Somente no estado de São Paulo existem 1.513.267,08 hectares correspondendo à Área de Proteção Ambiental (APA). Diversas APAs são invadidas como a de Banhado, no município de São José dos Campos, em que houve a ocupação de 1.600 pessoas em 2014 (PEREIRA, 2014). 2.3 VANTS MOVIDOS A ENERGIA SOLAR Um dos maiores desafios enfrentados pelas indústrias do século XXI é o desenvolvimento de tecnologias de modo a causarem os menores danos ambientais possíveis. Dentre as soluções de geração de energia sustentável, se destaca o uso de células fotovoltaicas que transformam a radiação incidente do sol em energia elétrica. Esse processo é chamado de forma popular de energia solar, e é, sem dúvidas, uma das mais limpas do mundo. Esse uso já está distribuído em diversas indústrias, sejam de aplicações civis ou militares. É esperado que no futuro a energia solar torne-se uma fonte energética primária no planeta (SHIAU, 2009). O uso da energia solar tem limitações, isso porque os painéis solares só podem gerar energia elétrica durante um determinado período do dia. Dessa forma, o mais importante é maximizar seu desempenho durante seu funcionamento diário, e armazenar a energia em baterias para uso noturno, por exemplo. Essa estratégia permite o maior aproveitamento da energia solar, solucionando problemas de autonomias de diversos sistemas. Nos VANTs, a
40 autonomia é uma de suas maiores limitações. Um veículo aéreo deve possuir essencialmente uma ótima relação de peso e capacidade de sustentação. Embarcar combustíveis fósseis é uma solução não apenas pouco sustentável, mas também um desafio técnico visto que para longos deslocamentos a quantidade de combustível embarcado é considerável. No sistema célula fotovoltaica/bateria, a fonte de energia será apenas a radiação solar, e o sistema a ser otimizado é a relação de geração e armazenamento de energia. Soluções de VANTs utilizando células fotovoltaicas estão surgindo de forma acelerada. Diversas indústrias líderes em tecnologia estão investindo nesses veículos, pois possuem aplicações promissoras visto que podem permanecer em voo por diversas horas, e até dias. O projeto Atlantik-Solar, desenvolvido por engenheiros do Instituto Federal de Tecnologia de Zurique (ETH, do alemão Eidgenössische Technische Hochschule), tem como objetivo a primeira travessia do Oceano Atlântico por um VANT (veja fotografia 7). Os testes preliminares já demonstraram que a solução empregada no projeto está próxima de atingir os objetivos impostos (ATLANTIKSOLAR, 2015). Houve no mês de outubro de 2015 um teste realizado no Brasil em que o veículo monitorou um desastre ambiental provocado pelo naufrágio de um navio no porto de Vila do Conde, Pará. Na Amazônia houve um voo de teste que o VANT foi capaz de percorrer cerca de 330 km de forma sustentável (PÓVOA, 2015). Fotografia 7 – Engenheiros da ETH e os protótipos do Atlantik-Solar Fonte: ATLANTIKSOLAR, 2015
41 Gigantes da tecnologia também acreditam no potencial dos VANTs sustentáveis, e estão investindo para que existam serviços sendo supridos por esses veículos. O Facebook, empresa de tecnologia que possui a rede social mais popular do planeta, com mais de um bilhão de usuários cadastrados, quer expandir ainda mais seu alcance ao fornecer acesso à internet em localidades remotas, ou carentes economicamente (PARSONS, 2015). Como o projeto de colocar diversos satélites de comunicação em órbita no planeta é caro, a solução encontrada foi desenvolver VANTs que operem em elevadas altitudes e de forma contínua. Esses veículos são conhecidos na indústria aeronáutica como HALE (High Altitude Long Endurance), cuja altitude de operação de até 30 quilômetros é ilustrada no desenho 3. A fim de manter o voo de forma contínua, o uso de baterias aliadas com células fotovoltaicas é a solução proposta pela indústria (RUNGE, et al., 2007). O protótipo em desenvolvimento pelo Facebook chama-se Aquila, realizando voo na fotografia 8, e possui como uma de suas principais características o comprimento entre pontas de asas de 40 metros. A previsão é que a aeronave consiga se manter em voo por três meses, quando preventivamente pousará para manutenções. A fim de vencer os desafios técnicos, o projeto utiliza soluções pioneiras, assim como uso extensivo de materiais compostos como fibra de carbono, permitindo que esse veículo de grande porte pese menos de um terço de um carro popular (PARSONS, 2015). Desenho 3 – VANTs tipo HALE e sua altitude de operação FONTE: PARSONS, 2015, adaptado pelo autor
42 Fotografia 8 – VANT solar Aquila, desenvolvido pelo Facebook Fonte: NEWTON, 2016 O Alphabet, holding de várias empresas vinculadas ao Google, incluindo o mesmo, também está desenvolvendo um VANT tipo HALE com o objetivo de fornecer acesso à internet. O seu protótipo é popularmente batizado de Titan e também possui como solução o uso de painéis solares para recarregar baterias embarcadas (veja desenho 4). Segundo Simonite (2016), o desenvolvimento do protótipo está avançado, porém encontra barreiras burocráticas de diversos países que contestam se a aeronave também irá praticar espionagem. Desenho 4 – Titan, VANT tipo HALE da Alphabet Fonte: SIMONITE, 2016
43 O desenvolvimento de VANTs movidos a energia solar é realizado também por grupos voltados diretamente à tecnologia aeroespacial. A Administração Nacional da Aeronáutica e Espaço (NASA em inglês National Aeronautics and Space Administration), desenvolveu o Helios (veja fotografia 9), já o seu quarto protótipo desse tipo de aeronave. Este avião é capaz de manter voo em altitudes de até 30 km de altura, com autonomia de voo de mais de um dia. Outro protótipo da NASA é o Pathfinder, cujo objetivo é o estudo para evolução da tecnologia dos HALEs. Fotografia 9 – NASA Helios em ensaio de voo Fonte: DRICUS, 2015 A Boeing, corporação multinacional norte-americana de desenvolvimento aeroespacial e de defesa, desenvolveu o SolarEagle, exposto na fotografia 10, VANT tipo HALE capaz de manter voo por até cinco anos. É estimado que a Boeing já tenha investido cerca de 90 milhões de dólares nesse projeto. A envergadura dessa aeronave é de 120 metros, sua velocidade de cruzeiro (𝑣𝑐𝑟) é de 80 km/h e possui capacidade de geração de 5 kwh de energia (ROOIJ, 2015).
44 Fotografia 10 – Boeign SolarEagle em voo Fonte: ROOIJ, 2015 Existe ainda o esforço de diversas empresas, como a Airbus, no desenvolvimento desse tipo de aeronave. Esses veículos ainda estão em fase de testes e ainda estão enfrentando problemas na legislação por desconfiança de algumas nações quanto à segurança na utilização. O seu custo de fabricação e de operação, porém, compensam todos os esforços para implementar essa tecnologia, que possivelmente irá substituir o uso de satélites em órbita, assim como evoluir diversos setores de tecnologia. A maior revolução é, contudo, na indústria que a desenvolve, a aeroespacial (SULLIVAN, 2006).
45 3 BREVE INTRODUÇÃO AOS ESTUDOS DE AERONAVES Esta seção tem como finalidade a exposição de conceitos referentes aos estudos aeronáuticos, a fim de facilitar a assimilação e entendimento das demais seções. Será abordado desde o conceito dinâmico que possibilita o voo controlado de uma aeronave, assim como suas características e configurações que possibilitam classificá-la de formas distintas. No esquema 1 é exposto a sequência didática desta seção. Esquema 1 – Sequência didática da teoria aerodinâmica básica Fonte: ANDERSON JR., 1999, adaptado pelo autor 3.1 CONCEITOS E NOMENCLATURAS Existem diversas máquinas voadoras, cujos princípios de funcionamento são diferentes. A primeira classificação das aeronaves é em dois grupos: os mais leves que o ar e Breve introdução aos estudos de aeronaves Conceitos e nomenclaturas Estudo aerodinâmico dos perfis A origem das forças aerodinâmicas e momentos Definição dos coeficientes aerodinâmicos Centro aerodinâmico Estudo aerodinâmico de asas finitas Polar de arrasto
46 os mais pesados. O primeiro se referem aos balões e dirigíveis, que obtém a sustentação necessária para voo através da força de empuxo devido à diferença de densidades de fluidos. O segundo grupo são veículos que possuem densidades maiores que o ar, e necessitam de forças externas para obter voo. Estes podem possuir diversos formatos e diferentes métodos de obtenção da capacidade de voar. Alguns exemplos dos mais pesados que o ar são: foguetes, planadores, paraquedas e aviões, conforme esquema 2. Esquema 2 – Classificação inicial das aeronaves Fonte: Elaborado pelo autor As forças necessárias para originar o voo, em veículos mais pesados que o ar, são de origens distintas. Nos foguetes, por exemplo, a reação da exaustão de gases devido à oxidação de combustíveis é a responsável para o veículo iniciar voo e colocar satélites em órbita. Em altitudes mais baixas existem aeronaves que utilizam do ar como um meio de alçar voo, utilizando as forças aerodinâmicas. Estes veículos são variados: os paraquedas permitem que o passageiro regresse ao solo numa velocidade segura, os planadores conseguem aproveitar das correntes ascendentes de ar para obter energia mecânica necessária para voo, os aviões utilizam propulsão mecânica para obter energia cinética necessária para voo. Rodrigues (2011, p. 13) afirma que: “um avião é definido como uma aeronave de asa fixa mais pesada que o ar, movida por propulsão mecânica, que é mantido em condição de voo devido à reação dinâmica do ar que escoa através de suas asas”. Existem aviões de diversos formatos cujas finalidades são distintas. A maioria, porém, possuem componentes principais em comum, são eles: fuselagem, asas, empenagem, trem de pouso e o grupo motopropulsor, conforme ilustrado no desenho 5. Veículos que voam Mais leves que o ar Balões, dirigíveis Mais pesados que o ar Foguetes, paraquedas, aviões
47 Desenho 5 – Principais componentes dos aviões Fonte: RODRIGUES, 2011 3.1.1 Fuselagem A fuselagem é a estrutura que engloba a cabine de comandos, o compartimento de carga, assim como os demais sistemas presentes no corpo da aeronave. Essa estrutura pode ser de três formas: treliçada, monocoque ou semi-monocoque, conforme desenho 6. A estrutura treliçada, como o nome sugere, utiliza treliças ao longo do corpo da aeronave. É uma estrutura cuja resistência e rigidez são obtidos por barras ligadas em uma série de modelos triangulares em pontos conhecidos como nós. Os esforços e reações são considerados, de forma simplificada, apenas nesses nós. A estrutura monocoque utilizam cavernas que são estruturas no formato aerodinâmico desejado. Estas estruturas são colocadas paralelas umas às outras e unidas por um revestimento. A estrutura semi-monocoque é composto por cavernas em formato aerodinâmico, em conjunto com demais estruturas como longarinas e revestimentos que fornecem a estrutura necessária para a aeronave.
48 Desenho 6 – Tipos de fuselagem Fonte: RODRIGUES, 2011 3.1.2 Asas As asas são artefatos mecânicos destinados à sustentação aerodinâmica. São fundamentais da aeronave e estão unidas de cada lado da mesma. Existem diversos projetos aeronáuticos com diferentes tamanhos, quantidade e formato de asas. Existe um motivo para tantas variações, no estudo aerodinâmico pequenas mudanças de suas configurações afetam drasticamente seus desempenhos. 3.1.2.1 Quantidade de asas Como o número de asas pode variar, são classificadas como monoplano a aeronave com um par de asas, biplano com dois pares e multiplanos com demais pares de asas. O aumento do número de asas certamente aumenta a capacidade da aeronave em produzir mais força de sustentação. As asas, porém, também produzem a força de arrasto, e com maiores quantidades de asas, mais resistência a aeronave terá em seu voo. Existe também a questão estrutural, em que conforme aumenta-se o número de asas, o ganho de peso para o avião também é expressivo. A fotografia 11 possui exemplo de aeronave monoplano e biplano.
49 Fotografia 11 – Classificação das asas quanto a quantidade de pares Fonte: RODRIGUES, 2011 Cabe ao estudo do projeto estabelecer a implementação de múltiplas asas, tendo em conta suas vantagens e desvantagens. De forma generalizada, o emprego de mais de um par de asas é incomum, pois o ganho de força de sustentação é possível também de outras maneiras3 . 3.1.2.2 Fixação na fuselagem Existem também variações quanto à posição de fixação na fuselagem, podem ser: asa alta, asa média ou asa baixa. Para cada uma dessas posições existem vantagens e desvantagens, como exemplificado no quadro 1. 3 É possível obter maiores forças aerodinâmicas alterando geometrias da asa, otimizando-a.
50 Quadro 1 – Altura das asas, vantagens e desvantagens Fonte: BARROS, 2001, adaptado pelo autor 3.1.2.3 Estrutura das asas Estruturalmente as asas devem ser rígidas o suficiente de modo a suportarem as solicitações mais severas de voo, decolagem e pouso, assim como os componentes nelas instalados (winglests, flaps, sistemas de alteração do perfil aerodinâmico como speed breaks, e possíveis componentes do grupo motopropulsor), levando em consideração também o efeito da
51 vibração. Para atenderem tantos fatores, a robustez é a solução mais prática. O peso, contudo, deve ser o mínimo possível, de modo a não comprometer o desempenho da aeronave. As soluções mais comuns, de acordo com Rodrigues (2011), é o uso de nervuras, longarina, bordo de ataque e bordo de fuga, todos cobertos por uma tela de revestimento, conforme representação no desenho 7. Desenho 7 – Elementos estruturais da asa Fonte: RODRIGUES, 2011 As nervuras são responsáveis pela forma aerodinâmica da asa, assim como a transmissão dos esforços do revestimento para a longarina. Esta, é o principal componente estrutural da asa e é dimensionada de modo a resistir os esforços de cisalhamento, flexão e torção devido as cargas aerodinâmicas de voo. Os bordos de ataque e fuga representam, respectivamente, a região dianteira e traseira da asa. 3.1.2.4 Formas geométricas das asas em planta O formato geométrico das asas em planta impacta de forma significativa no desempenho e comportamento da aeronave. Cada formato possui vantagens e desvantagens, em
52 que a segurança do voo está diretamente relacionada à escolha da geometria (BARROS, 2011). Existem diversos formatos geométricos da asa em planta, conforme desenho 8, sendo os mais comuns são o retangular, trapezoidal e elíptico (RODRIGUES, 2011). As asas também podem possuir ângulo em relação à fuselagem da aeronave, chamado de enflechamento (Ʌ). Consequentemente asas sem enflechamento são chamadas de asas retas. A) Asa retangular: Possui baixas eficiência aerodinâmica4 , se comparado com as demais geometrias. Como possui um bom aproveitamento de sua área em planta (S), produz uma quantidade considerável de força de sustentação. A fabricação também é mais simples, com menor custo, portanto. Isso porque as seções da asa são contínuas por toda sua extensão; B) asa trapezoidal: Possui boa eficiência aerodinâmica, se comparado com a asa retangular. A fabricação é complexa visto que toda seção da asa possui tamanho diferente, necessitando de nervuras específicas para cada posição e aumentando os custos para fabricação e, C) asa elíptica: Representa a asa ideal em termos de eficiência aerodinâmica. É a mais complexa, dentre as três, figura geométrica para fabricação. O custo para fabricação dessa geometria, assim como a estrutura necessária para suportar tornam a configuração com maiores custos de fabricação. Desenho 8 – Formas geométricas das asas em planta Fonte: CREPALDI, et al., 2012 4 Eficiência aerodinâmica é a relação entre forças de sustentação e arrasto, são detalhadas na seção 3.4.
53 3.1.2.5 O perfil da asa O perfil, ou seção transversal, da asa é o responsável pelo formato da mesma. A escolha do perfil no projeto de uma aeronave é de extrema importância, e o mesmo terá implicações diretas nos demais componentes do avião. Cada perfil se comporta de uma maneira única numa determinada condição de voo, e saber escolher o formato que melhor adequa a missão da aeronave é um processo de extensa pesquisa. O desenho 9 possui uma representação de um perfil de uma asa e a nomenclatura de seus componentes. Desenho 9 – Nomenclatura dos componentes de um perfil aerodinâmico Fonte: CREPALDI, et al., 2013 O escoamento de ar ocorre no sentido do bordo de ataque para o bordo de fuga. Cada alteração no formato geométrico altera o perfil e, portanto, confere uma identidade única para o mesmo. Na vista superior da aeronave, conforme desenho 10, é possível entender como a corda do perfil influencia no formato da asa, e a variação da mesma possibilita obter os formatos diversos em planta. A corda próxima à fuselagem é chamada de corda na raiz (cr) e a no fim da asa, corda na ponta (ct). A relação de afilamento (λ) é a divisão entre a corda de ponta e a corda na raiz, como indicado na equação 1. A distância entre pontas de asa, ou seja, a distância máxima entre as asas, é definida como envergadura.
54 𝜆 = 𝑐𝑡 𝑐𝑟 (1) Desenho 10 – Nomenclatura das cordas na asa em planta Fonte: RODRIGUES, 2011 3.1.2.6 Nomenclatura dos perfis e suas famílias Muitos dos perfis desenvolvidos hoje na indústria aeronáutica possuem geometrias próprias a fim de atender as necessidades únicas de cada projeto. Para seu desenvolvimento são utilizados softwares computacionais especializados em obter suas características aerodinâmicas. Antes da “era da computação” os perfis utilizados em projetos aeronáuticos eram escolhidos segundo séries, ou famílias, de geometrias já estudadas. Esses estudos foram desenvolvidos por agências governamentais, principalmente EUA, Alemanha e Reino Unido, através de um grande esforço experimental em inúmeros túneis de vento. Muitas aeronaves que ainda operam utilizam esses perfis previamente desenvolvidos, assim como muitos perfis customizados os possuem como origem (ANDERSON JR., 1999). A fim de padronizar os perfis, alguns parâmetros básicos são utilizados conforme listagem:
55 A) Corda (c); B) linha média; C) espessura (t) e distribuição ao longo da corda; D) raio do bordo de ataque e, E) ângulo do bordo de fuga. Dentre as principais agências que desenvolveram a série de perfis, se destaca a americana NACA (National Advisory Committee for Aeronautics). Na década de 1930, a contribuição inicial dessa agência foi definir esses parâmetros básicos. Fixando a linha média do perfil, e adicionando a ela a espessura desejada, foi possível obter perfis simétricos para linhas médias retas, e perfis assimétricos com linhas médias segundo uma curva. Esse processo de criação é exemplificado no desenho 11. Desenho 11 – Progressão básica no desenvolvimento de um perfil assimétrico Fonte: ANDERSON JR., 1999, adaptado pelo autor Com a alteração sistemática das variáveis, foram desenvolvidas diferentes geometrias. Dessa forma, as agências criaram inúmeros perfis cuja categorização ocorreu em séries, ou famílias, cujos dígitos em sua nomenclatura possuem o significado de como foram escolhidas suas variáveis. Algumas das principais séries dos perfis NACA, e suas respectivas nomenclaturas, são exemplificados no esquema 3.
56 Esquema 3 – Séries de perfis NACA e suas nomenclaturas Fonte: DA ROSA, 2006, adaptado pelo autor Existem ainda outros desenvolvedores de perfis, cujas nomenclaturas também possuem significados próprios. Mesmo com o menor significado histórico que a NACA, muitas de suas geometrias também são estudadas e utilizadas como base para geração de novos perfis. Alguns dos principais desenvolvedores são: Drela, Eppler, Hepperle, Larrabbe, Liebeck, Lissaman, Selig e Wortmann (DA ROSA, 2006). 3.1.3 Empenagem A empenagem é o componente da aeronave responsável por estabilizar e controlar o avião durante o voo. É dividida em duas superfícies: o estabilizador horizontal e vertical, conforme desenho 12. Ambas superfícies possuem componentes que permitem o avião realizar determinados movimentos, a horizontal possui o profundor e os compensadores, a vertical o leme de direção. Os componentes da empenagem também possuem um perfil aerodinâmico, cujas características devem satisfazer o equilíbrio dinâmico da aeronave em voo.
57 Desenho 12 – Componentes da empenagem Fonte: RODRIGUES, 2011, adaptado pelo autor Existem variações quanto a posição que os componentes da empenagem estão dispostos na aeronave, ocorrendo alterações no comportamento de voo com vantagens e desvantagens como exemplificado no quadro 2. Quadro 2 – Posições das empenagens na aeronave Fonte: BARROS, 2001, adaptado pelo autor
58 Além das posições em relação a aeronave, as empenagens podem configurações próprias, que também alteram o comportamento da aeronave de maneiras distintas. Essas posições são exemplificadas no desenho 13. Desenho 13 – Tipos de empenagens Fonte: CREPALDI, et al., 2013 3.1.4 Trem de pouso A principal função do trem de pouso é permitir o contato da aeronave com o solo, permitindo o avião realizar manobras para taxiamento5 , decolagem e pouso. Existem diferentes configurações no trem de pouso, podendo também variar o número de rodas a depender das dimensões da aeronave. Existem dois componentes essenciais: rodas principais e bequilha. As primeiras são dimensionadas para suportarem o peso integral da aeronave sozinha, a segunda tem como função o apoio em solo para poder realizar manobras em pista. O trem de pouso pode ser fixo ou móvel, em que ele é retraído ao longo do voo. Pode ser na configuração triciclo, as duas rodas principais abaixo das asas e a bequilha na dianteira da aeronave, ou a configuração convencional, com as rodas principais na dianteira e a bequilha na parte traseira da aeronave, conforme ilustrado no desenho 14. 5 O taxiamento é o termo aeronáutico para descrever a movimentação do avião em pista, preparando-se para decolar, ou depois de pousar (Michaelis Moderno Dicionário da Língua Portuguesa, 1998).
59 Desenho 14 – Tipos de trem de pouso Fonte: ROSKAM, 2000, adaptado pelo autor 3.1.5 Grupo motopropulsor O grupo motopropulsor, como o nome sugere, é o responsável por fornecer força para movimentar a aeronave, seja em solo ou em voo. Os componentes principais são: carenagem, parede de fogo, motor, hélice e spinner, conforme desenho 15. Desenho 15 – Principais componentes do grupo motopropulsor Fonte: RODRIGUES, 2011 A carenagem possui a função de proteger o motor, isolar acusticamente, assim como promover melhores características aerodinâmicas à essa região. A parede de fogo deve ser isolada o suficiente para manter afastado todo calor proveniente do motor à fuselagem. O motor será o responsável em desenvolver a energia mecânica a ser transmitida à hélice. Esta
60 deverá fornecer empuxo o suficiente para a aeronave permanecer em voo controlado. O spinner deve proteger a hélice, assim como conferir melhores características aerodinâmicas à aeronave. 3.1.5.1 Motores Existem diferentes métodos de propulsão em aeronaves, sendo que a maioria utiliza combustíveis para obtenção de energia mecânica. Dentre os mais usuais são os turbojatos, turbofan, turbo-hélice e pistão. O uso de motores elétricos nas aeronaves civis ainda ocorre de maneira experimental na indústria aeronáutica, isso porque ainda não foi desenvolvido um método eficiente e seguro de armazenamento de energia para operar uma aeronave comercial, por exemplo. A fotografia 12 possui exemplo de um motor elétrico para aeronave desenvolvido pela Siemens. Fotografia 12 – Motor elétrico desenvolvido pela Siemens Fonte: MARTINI, 2015 3.1.5.2 Posicionamento do grupo motopropulsor O posicionamento do grupo motopropulsor na aeronave influencia diretamente o comportamento da mesma em voo, como é observado no quadro 3.
61 Quadro 3 – Posições do propulsor na aeronave Fonte: BARROS, 2001, adaptado pelo autor O propulsor dianteiro difere do intermediário e do traseiro quanto ao sentido de voo e sua orientação do motor, as nomenclaturas que determinam esses posicionamentos do motor relativo ao movimento da aeronave são exemplificadas no desenho 16. Desenho 16 – Nomenclatura da posição do motor em relação ao sentido de movimento da aeronave Fonte: CREPALDI, et al., 2013
62 No chamado tipo tractor, o motor está orientado no mesmo sentido de deslocamento da aeronave. A desvantagem desta configuração é o aumento de arrasto proveniente do fluxo de ar proveniente da hélice contra a fuselagem. No tipo pusher, o motor está orientado de forma contrária ao movimento do avião, e o escoamento proveniente da hélice não encontra a fuselagem da aeronave, reduzindo efeitos do arrasto (BARROS, 2001). 3.1.5.3 Hélices Algumas aeronaves utilizam hélices acoplado ao motor. Segundo Rodrigues (2011), a hélice tem a missão de fornecer força de tração necessária ao voo, sendo um aerofólio trabalhando em trajetória circular. A geometria da hélice deve ser estudada, assim como nas asas, e uma mudança em sua característica afetará o comportamento da aeronave em voo. Homa (2010) explica que teoricamente a hélice deve trabalhar realizando a trajetória como num parafuso, em que avança uma determinada distância a cada revolução. Essa distância é chamada de passo teórico. Como o ar é um fluido compressível, a distância real é diferente do passo teórico e sua denominação é de passo efetivo ou avanço. A diferença entre esses passos é denominada recúo. O desenho 17 ilustra o passo da hélice de uma aeronave. Desenho 17 – Passo da hélice de uma aeronave Fonte: HOMA, 2010
63 Existem diferentes configurações de ajustes de hélices conforme seus passos, possibilitando alteração da performance de voo conforme necessidade da aeronave, conforme ilustrado no desenho 18. Desenho 18 – Tipos de hélices conforme o passo Fonte: HOMA, 2010 3.1.6 Sistema de coordenadas utilizado na indústria aeronáutica A indústria aeronáutica adota o sistema de coordenadas cartesianas tridimensionais de modo a descrever o movimento e direção da aeronave em voo. A origem do sistema é sempre adotada no centro de gravidade do avião, e os três eixos de coordenadas se interceptam no centroide, formando ângulos de 90 graus entre si. O sentido do sistema de coordenadas é utilizando a regra da mão direita. São utilizados dois sistemas de coordenadas distintos, no primeiro o sistema é fixo segundo um referencial inercial na terra e é utilizado para analisar o movimento da aeronave em relação à um ponto fixo. O segundo sistema é fixo na aeronave e é conhecido como sistema de coordenadas do corpo (NELSON, 1989). Como o sistema mais usual é o fixo, é adotado de forma generalizada as coordenadas sem complemento para especificar a que sistema ela pertence, conforme desenho 19.
64 Desenho 19 – Os dois sistemas de coordenadas aeronáuticas Fonte: NELSON, 1989, adaptado pelo autor 3.1.6.1 Movimentos da aeronave em voo Existem seis tipos diferentes que a aeronave pode realizar em voo, em relação aos três eixos de referência. O avião pode, portanto, ser modelado como um sistema com seis graus de liberdade. Dentre os possíveis movimentos, três são lineares e três de rotação (RODRIGUES, 2011). Os seis possíveis movimentos são: a) Para frente e para trás ao longo do eixo x (eixo longitudinal), movimento linear; b) para esquerda e para direita ao longo do eixo y (eixo lateral), movimento linear; c) para cima e para baixo, ao longo do eixo x (eixo vertical); d) movimento rotativo ao longo do eixo longitudinal. Movimento de rolamento; e) movimento rotativo ao longo do eixo lateral. Movimento de arfagem e, f) movimento rotativo ao longo do eixo vertical. Movimento de guinada.
65 3.1.6.2 Superfícies de controle As superfícies de controle são as responsáveis a permitir que a aeronave realize determinados movimentos. Os ailerons são os responsáveis pelo movimento de rolamento, o profundor é responsável pelo movimento de arfagem e o leme de direção o responsável elo movimento de guinada, conforme desenho 20. Desenho 20 – Sistema de coordenadas fixas e movimentos aeronáuticos Fonte: RUSSELL, 1996, adaptado pelo autor Os ailerons estão localizados nas extremidades das asas, são estruturas móveis que são capazes de atuar um binário capaz de movimentar a aeronave a realizar o movimento de rolamento. O profundor atua com a finalidade de movimentar a aeronave verticalmente, movimento de arfagem. O leme é capaz de retirar a aeronave de sua direção em voo original através da rotação do eixo z, movimento de guinada, como ilustrado no desenho 21.
66 Desenho 21 – Exemplo de ação do profundor no movimento de arfagem Fonte: RODRIGUES, 2011 3.2 ESTUDO AERODINÂMICO DOS PERFIS Os aviões são máquinas fascinantes devido à sua característica essencial: podem voar. O motivo para o mesmo é devido à ação aerodinâmica na aeronave. Sem a aerodinâmica, aviões não voariam, pássaros não sairiam do chão e moinhos não existiriam. Um bom exemplo para entender a origem da força aerodinâmica é o proposto por Anderson Jr. (1999) ao fazer um paralelo com as forças de contatos convencionais presentes no cotidiano. Ao segurar um livro, as forças das mãos são aplicadas no livro devido ao seu contato direto com o mesmo. A força aerodinâmica, similarmente, é a força exercida num corpo imerso em um fluxo de fluido devido as mãos da natureza, que são, na realidade, forças devido à pressão e às tensões de cisalhamento atuando por toda a superfície exposta do corpo (s). As forças devido a pressão “p” atuam perpendicularmente, enquanto as forças devido ao cisalhamento “τ” ocorrem paralelo à superfície de contato, conforme ilustrado no desenho 22. O valor resultante da força aerodinâmica devido a pressão e tensões de cisalhamento é o somatório de sua distribuição integrado pelo total de superfície exposta ao escoamento. Desenho 22 – Forças aerodinâmicas devido à pressão (esquerdo) e tensão de cisalhamento (direito) numa superfície exposta a um escoamento de fluido Fonte: ANDERSON JR., 1999
67 3.2.1 Força de sustentação, arrasto e momentos Para melhor entendimento de como surge a força de sustentação num perfil aerodinâmico o mesmo é retratado no desenho 23 em um escoamento livre com direção horizontal. O escoamento é denotado como “V∞”, e é chamado popularmente chamado de vento relativo. A corda do perfil possui em relação ao vento relativo um ângulo “α”, chamado de ângulo de ataque. A resultante aerodinâmica (R), é inclinada em relação a vertical, e sua componente vertical é chamada de força de sustentação (L), do inglês lift. A componente de R paralelo ao vento relativo é denominada arrasto (D), do inglês drag, conforme ilustrado no desenho 23 (ANDERSON JR., 1999). Desenho 23 – Forças de sustentação, arrasto e resultante aerodinâmica Fonte: ANDERSON JR., 1999 A formulação da força resultante aerodinâmica pode ser escrita conforme equação 2. 𝑅 = − ∫ ∫ 𝑝 ∙ 𝒏 ∙ 𝑠 𝑑𝑠 + ∫ ∫ 𝜏 ∙ 𝒌 ∙ 𝑠 𝑑𝑠 (2)
68 Onde n e k são vetores normais e tangentes, respectivamente, à superfície exposta ao escoamento. Ao analisar as forças atuantes não somente no perfil, mas sim nas asas, é possível notar que surgirá no eixo normal ao perfil um momento torsor. Caso escolha, arbitrariamente, uma posição na corda do perfil para transmitir os esforços, essa posição terá um valor único de momento torsor transmitido. No desenho 24 a posição escolhida foi de um quarto da corda do perfil, em relação ao bordo de ataque6 , para quantizar o momento torsor do perfil. Esse momento é chamado de 𝑀𝑐/4 (ANDERSON JR., 1999). Desenho 24 – Momento torsor em um quarto da corda do perfil Fonte: ANDERSON JR., 1999 Como a resultante representa o efeito combinado devido a carga distribuída da pressão e tensão de cisalhamento, existe um lugar geométrico no perfil em que ela possa ser representada como carga pontual. Este lugar é denominado centro de pressão (CP). Caso trace um eixo perpendicular a esse ponto, o mesmo não possuirá um momento torsor atuante. Uma possível definição do centro de pressão, segundo Anderson Jr. (1999), é o lugar geométrico do perfil aerodinâmico cujo momento torsor é nulo. 3.2.2 Coeficientes aerodinâmicos Anderson Jr. (1999) afirma que é intuitivo alguns fatores influenciarem nas forças aerodinâmicas. A velocidade, a densidade do fluido (𝜌∞), o tamanho do corpo com determinada área de contato com escoamento, o ângulo de ataque do corpo em relação a orientação da corrente, a viscosidade dinâmica ambiente do fluido (𝜇∞) e a viscosidade cinemática do fluido (ν) são alguns desses fatores. Não tão intuitivo, mas também importante na composição das 6 Bordo de ataque é a região que o perfil aerodinâmico, em análise em duas dimensões, ou a asa, em três dimensões, realiza o primeiro contato com o fluido em escoamento (ANDERSON JR., 1999).
69 forças aerodinâmicas, é a compressibilidade do meio em que o corpo está imerso (𝑎∞)7 . Dessa maneira é possível obter as variáveis das funções das forças e momento aerodinâmico, conforme indicado nas equações 3, 4 e 5. 𝐿 = 𝐿(𝜌∞, 𝑉∞, s, α, 𝜇∞, 𝑎∞) (3) 𝐷 = 𝐷(𝜌∞, 𝑉∞, s, α, 𝜇∞, 𝑎∞) (4) 𝑀 = 𝑀(𝜌∞, 𝑉∞, s, α, 𝜇∞, 𝑎∞) (5) Através de uma série de análises adimensionais, surgem coeficientes que relacionam essas variáveis com os esforços atuantes, são chamados de coeficientes aerodinâmicos. Onde 𝐶𝐿, 𝐶 𝐷 e 𝐶 𝑀 são, respectivamente, os coeficientes aerodinâmicos de sustentação, arrasto e momento, conforme indicado nas equações 6, 7 e 8, respectivamente. 𝐶𝐿 = 𝐿 𝑞∞ ∙ 𝑠 (6) 𝐶 𝐷 = 𝐷 𝑞∞ ∙ 𝑠 (7) 𝐶 𝑀 = 𝑀 𝑞∞ ∙ 𝑠 ∙ 𝑐 (8) Onde c é a corda do perfil. O coeficiente 𝑞∞ é chamado de pressão dinâmica, e é definido segundo equação 9. 𝑞∞ = 1 2 ∙ 𝜌 ∙ 𝑉∞ 2 (9) As demais variáveis estão presentes na determinação dos números de Reynolds (Re) e de Mach (𝑀∞), conforme equações 10 e 11. 7 A compressibilidade do meio (𝑎∞) varia conforme a velocidade do som no mesmo. Maior a compressibilidade, menor a velocidade do som (ANDERSON JR., 1999).
Projeto conceitual de VANT solar com autonomia de voo contínuo
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  • 1. UNIVERSIDADE PRESBITERIANA MACKENZIE ESCOLA DE ENGENHARIA ENGENHARIA MECÂNICA FILIPE ANDRADE BARUZZI DESIGN CONCEITUAL DE UM VEÍCULO AÉREO NÃO TRIPULADO MOVIDO A ENERGIA SOLAR CAPAZ DE REALIZAR VOO CONTÍNUO São Paulo - SP 2016
  • 2. FILIPE ANDADE BARUZZI DESIGN CONCEITUAL DE UM VEÍCULO AÉREO NÃO TRIPULADO MOVIDO A ENERGIA SOLAR CAPAZ DE REALIZAR VOO CONTÍNUO Trabalho de Conclusão de Curso apresentado ao curso de Engenharia Mecânica da Escola de Engenharia da Universidade Presbiteriana Mackenzie, como requisito parcial para a obtenção do Título de Engenheiro Mecânico. ORIENTADOR: PROF. DR. EDVALDO ANGELO São Paulo - SP 2016
  • 3. Ao meu pai José Octávio (in memoriam), minha homenagem especial. Dedico este trabalho aos meus pais. Mãe, Ana Cristina, a quem muito me ensina e me inspira com seu exemplo de conquistas e trabalhos, obrigado, promoveu sozinha toda minha formação. Pai, que mesmo em sua eterna ausência, ecoam seus ensinamentos e exemplos que me moldam e acompanham.
  • 4. AGRADECIMENTOS Ao Prof. Dr. Edvaldo Angelo, pela confiança, presteza, apoio e generosidade em compartilhar seus conhecimentos no decorrer do trabalho. Obrigado, seu exemplo de professor é o maior dentre os aprendizados que me forneceu. A todos os professores da Escola de Engenharia da Universidade Presbiteriana Mackenzie. Sempre dedicados e cuidadosos para que seus ensinamentos fossem propagados da melhor maneira, obrigado. À Prof.ª Dr. ª Ana Cristina Oliveira Andrade, minha mãe, quem sempre me apoia e inspira com exemplo de trabalho, dedicação e amor. Não há agradecimento que possa ser textualizado, meu eterno obrigado por tudo o que proporcionou ao longo de toda minha formação. Ao Prof. Dr. Roberto Badaró, meu padrasto, a quem me inspira, ensina e guia: mostrou na engenharia um bom caminho para mim, mesmo com tantas boas influências para a medicina. Ao Dr. Antônio Cláudio do Amaral Baruzzi, meu tio, quem espelho com seu exemplo de trabalho: me ensinou a buscar sempre no estudo e dedicação os caminhos para o sucesso. Aos meus irmãos, Amanda e Diogo, pelo apoio e paciência na convivência à distância em meus estudos em outro estado, e pelos momentos de intensa alegria em nossos raros encontros. Aos meus avós, que, a suas maneiras, me forneceram importantes exemplos de trajetórias de vida. Aos meus tios e tias, que sempre ensinaram e me acolheram como um filho, com seus bons conselhos e exemplos. Aos meus primos e primas, sempre promovendo momentos de alegria em nossos encontros. À Nicole Duzzi, por todo apoio, paciência e companheirismo ao longo do trabalho. Ao José Genario Oliveira Júnior, por todo apoio e amizade. Aos meus poucos amigos, que provam para mim a máxima de que devemos buscar amigos como bons livros: são de pouca quantidade, porém ótima companhia e conteúdo.
  • 5. “Quem é rico em sonhos não envelhece nunca. Pode até ser que morra de repente. Mas morrerá em pleno voo...” (Rubem Alves)
  • 6. RESUMO Este trabalho realiza o design conceitual de um Veículo Aéreo Não Tripulado (VANT) com células fotovoltaicas em suas asas de modo a gerar sua própria energia e possuir a capacidade de permanecer em voo continuamente. É embarcado com câmera desenvolvida para VANTs, de modo que sua principal aplicação é de captura de imagens em missões de variadas aplicações. O projeto conceitual foi realizado utilizando critérios de eficiência e baixo custo, de modo a obter uma aeronave de grande autonomia, com a capacidade de monitorar territórios de quaisquer dimensões do Brasil. O trabalho utiliza uma adaptação da metodologia proposta na literatura técnica e seu resultado é de uma aeronave autossuficiente energeticamente, com 3,44 metros de envergadura, painéis solares na asa totalizando 120 W de potência, e estimativa total de massa da aeronave em 2,536 kg. Entre os parâmetros avaliados para o dimensionamento preliminar da aeronave estão a massa total, o consumo energético da carga transportada, o sistema de aviônicos, a altitude máxima de operação, a irradiância global do local de voo por localização e época do ano, os coeficientes aerodinâmicos para asa finita, a densidade energética das baterias, as células fotovoltaicas, o Maximum Power Point Tracker e o sistema de propulsão. O resultado é um projeto preliminar de um VANT solar relativamente leve e com elevada autonomia de voo. Palavras-chave: Veículo Aéreo Não Tripulado (VANT). Célula Fotovoltaica. Aeronave Sustentável. Movido a Energia Solar. Voo Contínuo.
  • 7. ABSTRACT This work carries out the conceptual design of an Unmanned Aerial Vehicle (UAV) with photovoltaic cells on its wings to generate their own power and have the ability to stay in flight continuously. It is shipped with camera developed for UAVs, so that its main application is to capture pictures on the varied applications missions. The conceptual design was performed using criteria of efficiency and low cost in order to get an aircraft long endurance, with the ability to monitor territories of any size in Brazil. The work uses a methodology of the technical literature with some proposed adjustment, and its result is a self-sufficient energy aircraft, with 3.44 meters of wingspan, solar panels on the wing totaling 120 W of power, and total mass estimated in 2.536 kg. Among the parameters evaluated for the preliminary design of the aircraft is the total mass, energy consumption of the load, the avionics system, the maximum altitude operation, the global irradiance, flight location and time of the year, the aerodynamic coefficients for finite wing, the energy density of batteries, photovoltaic cells, the Maximum Power Point Tracker and the propulsion system. The result is a preliminary design of a relatively light solar UAV with high flight range. Keywords: Unmanned Aerial Vehicle (UAV). Photovoltaic Cell. Sustainable Aircraft. Moved by Solar Energy. Continuous flight.
  • 8. LISTA DE ILUSTRAÇÕES Desenho 1 – Projeto de balão não tripulado.............................................................................32 Fotografia 1 – Curtiss N-9 (acima) e o Kettering Bug (abaixo)...............................................33 Desenho 2 – Detalhes do Firebee .............................................................................................34 Fotografia 2 – Modelo do Compass Arrow..............................................................................34 Fotografia 3 – MQ-9 Reaper taxiando em base militar............................................................35 Fotografia 4 – BQM-1BR exposto no Museu Asas de um Sonho da TAM Linhas Aéreas.....36 Fotografia 5 – Yamaha Rmax realizando pulverização agrícola..............................................37 Fotografia 6 – Quadcóptero Phanton 3.....................................................................................38 Fotografia 7 – Engenheiros da ETH e os protótipos do Atlantik-Solar ...................................40 Desenho 3 – VANTs tipo HALE e sua altitude de operação ...................................................41 Fotografia 8 – VANT solar Aquila, desenvolvido pelo Facebook...........................................42 Desenho 4 – Titan, VANT tipo HALE da Alphabet ................................................................42 Fotografia 9 – NASA Helios em ensaio de voo .......................................................................43 Fotografia 10 – Boeign SolarEagle em voo..............................................................................44 Esquema 1 – Sequência didática da teoria aerodinâmica básica..............................................45 Esquema 2 – Classificação inicial das aeronaves.....................................................................46 Desenho 5 – Principais componentes dos aviões .....................................................................47 Desenho 6 – Tipos de fuselagem..............................................................................................48 Fotografia 11 – Classificação das asas quanto a quantidade de pares......................................49 Desenho 7 – Elementos estruturais da asa................................................................................51 Desenho 8 – Formas geométricas das asas em planta ..............................................................52 Desenho 9 – Nomenclatura dos componentes de um perfil aerodinâmico ..............................53 Desenho 10 – Nomenclatura das cordas na asa em planta .......................................................54 Desenho 11 – Progressão básica no desenvolvimento de um perfil assimétrico......................55 Esquema 3 – Séries de perfis NACA e suas nomenclaturas.....................................................56 Desenho 12 – Componentes da empenagem............................................................................57 Desenho 13 – Tipos de empenagens ........................................................................................58 Desenho 14 – Tipos de trem de pouso......................................................................................59 Desenho 15 – Principais componentes do grupo motopropulsor .............................................59 Fotografia 12 – Motor elétrico desenvolvido pela Siemens.....................................................60
  • 9. Desenho 16 – Nomenclatura da posição do motor em relação ao sentido de movimento da aeronave....................................................................................................................................61 Desenho 17 – Passo da hélice de uma aeronave.......................................................................62 Desenho 18 – Tipos de hélices conforme o passo....................................................................63 Desenho 19 – Os dois sistemas de coordenadas aeronáuticas..................................................64 Desenho 20 – Sistema de coordenadas fixas e movimentos aeronáuticos ...............................65 Desenho 21 – Exemplo de ação do profundor no movimento de arfagem ..............................66 Desenho 22 – Forças aerodinâmicas devido à pressão (esquerdo) e tensão de cisalhamento (direito) numa superfície exposta a um escoamento de fluido .................................................66 Desenho 23 – Forças de sustentação, arrasto e resultante aerodinâmica..................................67 Desenho 24 – Momento torsor em um quarto da corda do perfil.............................................68 Desenho 25 – Obtenção do centro aerodinâmico a partir de um quarto da corda de um perfil genérico ....................................................................................................................................75 Desenho 26 – Vórtices nas pontas das asas..............................................................................76 Desenho 27 – Efeito downwash em asas finitas.......................................................................77 Esquema 4 – Etapas gerais do desenvolvimento de aeronaves ................................................86 Esquema 5 – Balanço de massa e energia na metodologia utilizada.......................................87 Desenho 28 – Ângulo de incidência dos raios solares nas células fotovoltaicas ao longo do perfil da asa...............................................................................................................................92 Esquema 6 – Representação da metodologia para design conceitual de uma aeronave solar 106 Desenho 29 – Câmera Tetracam ADC Snap ..........................................................................111 Desenho 30 – A exposição solar do polo norte em diferentes meses.....................................114 Desenho 31 – Perfil SD7032 gerado com 244 pontos utilizando software XFLR5®............118 Fotografia 13 – MPPT utilizado na aeronave Sky-sailor .......................................................133 Fluxograma 1 – Metodologia para seleção da combinação ótima entre motor, redutor e hélice ................................................................................................................................................146 Desenho 33 – Motor Maxon número 405795 selecionado para o VANT solar.....................150 Fotografia 14 – Controlador eletrônica da Maxon Motor, número de série 446925..............150 Desenho 34 – Alguns componentes do sistema de aviônicos do VANT solar AtlantikSolar 153 Desenho 35 – Mapa da região de voo contínuo em todo o ano do VANT solar....................162 Desenho 36 – Representação do VANT solar estudado realizando coleta de dados para agricultura de precisão em lavoura de cana-de-açúcar...........................................................170 Desenho 37 – VANT solar em estudo realizando aquisição de dados para agricultura de precisão em plantação de cana-de-açúcar...............................................................................171
  • 10. LISTA DE TABELAS Tabela 1 – Relação massa versus potência do grupo motopropulsor para aeronave SkySailor, levando em consideração duas condições distintas de decolagem.........................................105 Tabela 2 – Características do sistema de captura de imagem ................................................110 Tabela 3 – Parâmetros de altitude para design conceitual do VANT.....................................111 Tabela 4 – Parâmetros relacionados com a missão da aeronave ............................................115 Tabela 5 – Número de Reynolds e respectivo comprimento de corda do perfil ....................120 Tabela 6 – Variação de 𝐶𝑙 𝑣𝑠 𝛼 do perfil SD7032 para Re de 110.000.................................123 Tabela 7 – Comparativo de baterias com alta densidade energética ......................................130 Tabela 8 – Comparativo células fotovoltaicas........................................................................132 Tabela 9 – Características do MPPT. .....................................................................................134 Tabela 10 – Motores da Maxon Motor selecionados para análise .........................................141 Tabela 11 – Tabela com os parâmetros para combinação ótima entre motor, redutor e hélice ................................................................................................................................................148 Tabela 12 – Relação de massa no sistema propulsor..............................................................151 Tabela 13 – Parâmetros referente à massa estrutural da aeronave .........................................152 Tabela 14 – Massa e potência dos componentes do sistema de aviônicos da aeronave Sky- Sailor.......................................................................................................................................153 Tabela 15 – Parâmetros relacionados com a tecnologia.........................................................154 Tabela 16 – Aplicação da metodologia para cidades brasileiras de latitudes altas ................161 Tabela 17 – Configuração ótima entre motor, redutor e hélice para o motor 28 supondo voo de 10,1 m/s e força de arrasto de 0,733 N...................................................................................165 Tabela 18 – Síntese dos resultados do design conceitual do VANT movido a energia solar 172 Tabela 19 - Seleção de componentes para design conceitual de VANT solar .......................172 Tabela 20 – Coordenadas de 61 pontos do perfil Selig-Donovan 7032 .................................183
  • 11. LISTA DE QUADROS Quadro 1 – Altura das asas, vantagens e desvantagens............................................................50 Quadro 2 – Posições das empenagens na aeronave..................................................................57 Quadro 3 – Posições do propulsor na aeronave........................................................................61 Quadro 4 – Aeronaves selecionadas para escolha dos coeficientes aerodinâmicos preliminares ................................................................................................................................................117
  • 12. LISTA DE GRÁFICOS Gráfico 1 – Aplicações civis para VANTs...............................................................................38 Gráfico 2 – Coeficiente de sustentação versus ângulo de ataque de perfil genérico................71 Gráfico 3 – Coeficiente de momento versus alpha para um perfil genérico ............................72 Gráfico 4 – Coeficiente de arrasto versus alpha para um perfil genérico.................................72 Gráfico 5 – Coeficiente de sustentação versus número de Mach para um perfil genérico.......73 Gráfico 6 – Coeficiente de arrasto versus número de Mach para um perfil genérico ..............74 Gráfico 7 – Fator de arrasto induzido em função do afilamento para asas de diferentes razões de aspecto .................................................................................................................................80 Gráfico 8 – Obtenção da relação de área molhada e área da forma plana da asa para diferentes tipos de aeronaves.....................................................................................................................82 Gráfico 9 – Coeficiente de atrito na superfície em função do número de Reynolds baseado na corda média...............................................................................................................................83 Gráfico 10 – Polar de arrasto de uma aeronave........................................................................84 Gráfico 11 – Ponto de design da aeronave ...............................................................................85 Gráfico 12 – Exemplo da comparação do modelo de irradiância de forma trigonométrica e polinomial.................................................................................................................................91 Gráfico 13 – Análise da tendência do peso estrutural em relação à área de asa para planadores radio-controlados e com humanos embarcados........................................................................93 Gráfico 14 – Grande Diagrama de voo e as curvas de tendência de Noth (2008) e Tennekes (1992) .......................................................................................................................................96 Gráfico 15 – Relação entre massa e potência em MPPTs de alta eficiência............................98 Gráfico 16 – Relação entre massa e potência de motores elétricos........................................100 Gráfico 17 – Relação entre potência e eficiência em motores elétricos.................................100 Gráfico 18 – Relação entre massa e potência em caixas de transmissão ...............................101 Gráfico 19 – Relação entre redução e eficiência em caixas de transmissão...........................102 Gráfico 20 – Relação massa e potência de controladores eletrônicos tipo brushless.............103 Gráfico 21 – Relação massa versus potência de aeronaves civis e VANTs solares...............104 Gráfico 22 – Evolução da massa específica e preço das baterias de íon-lítio utilizadas em projetos de aeronaves movidas a energia solar ao longo dos anos.........................................116 Gráfico 23 – Coeficientes aerodinâmicos de VANTs solares ................................................117
  • 13. Gráfico 24 – Curva de 𝐶𝑙 𝑣𝑠 𝛼 do perfil SD7032, simulada no software XFLR5 para diferentes números de Reynolds.............................................................................................122 Gráfico 25 – Curva de 𝐶𝑙𝐶𝑑 𝑣𝑠 𝛼 do perfil SD7032, simulada no software XFLR5 para Reynolds de 110.000 ..............................................................................................................125 Gráfico 26 – Evolução da razão de aspecto de aeronaves movidas a energia solar, aeronaves movidas a combustão e planadores ao longo dos anos...........................................................126 Gráfico 27 – Variação do empuxo em relação a velocidade da aeronave e da rotação no eixo da hélice..................................................................................................................................135 Gráfico 28 – Variação da potência absorvida pelo fluido em relação a velocidade da aeronave e da rotação no eixo da hélice.................................................................................................136 Gráfico 29 – Variação da eficiência em relação a velocidade da aeronave e da rotação no eixo da hélice..................................................................................................................................136 Gráfico 30 Variação do rendimento global com mudança de relação de transmissão...........149 Gráfico 31 – Irradiação média anual para o município de Santa Vitória do Palmar (RS), utilizando o software Radiasol 2® desenvolvido pela UFRGS .............................................156 Gráfico 32 – Irradiância global média em junho no município de Santa Vitória do Palmar (RS), utilizando o software Radiasol 2® desenvolvido pela UFRGS....................................157 Gráfico 33 – Influência da energia solar, energia requerida e capacidade da bateria. Onde: (a) voo contínuo não é possível, é calculado a autonomia máxima, (b) Voo contínuo é possível, o e o tempo extra de voo é calculado.........................................................................................159 Gráfico 34 – Força de arrasto em voo de cruzeiro em relação a envergadura da asa para diferentes razões de aspecto ...................................................................................................163 Gráfico 35 – Variação da velocidade de cruzeiro em relação a envergadura da asa para diferentes razões de aspecto ...................................................................................................164 Gráfico 36 – Potência da hélice em relação a envergadura da asa para diferentes razões de aspecto ....................................................................................................................................164 Gráfico 37 – Área em planta da asa em relação a sua envergadura para diferentes razões de aspecto ....................................................................................................................................165 Gráfico 38 – Variação da porcentagem de célula fotovoltaica na asa em relação à variação da envergadura para diferentes razões de aspecto.......................................................................166 Gráfico 39 – Massa total do VANT solar em relação a envergadura da asa para diferentes razões de aspecto ....................................................................................................................167 Gráfico 40 – Distribuição de massa dentre os componentes da aeronave para diferentes envergaduras de asa................................................................................................................168
  • 14. Gráfico 41 - Curva de C_l vs α do perfil SD7032, simulada no software XFLR5® para diferentes números de Reynolds.............................................................................................184
  • 15. LISTA DE ABREVIATURAS E SIGLAS AD Altitude Densidade AP Agricultura de Precisão APA Área de Proteção Ambiental BEC Battery Eliminator Circuit CTA Centro Tecnológico de Aeronáutica DC Direct Current ETH Eidgenössische Technische Hochschule Zürich EUA Estados Unidos da América HALE High Altitude Long Endurance GPS Global Positioning System IMU Inertial Measurement Unit ISA International Standard Atmosphere ISR Intelligence, Surveillance and Reconnaissance MIT Massachusets Institute of Technolgy MPPT Maximum Power Point Tracker NACA National Advisory Committee for Aeronautics NASA National Aeronautics and Space Administration PR Paraná RGB Red, Green, Blue RS Rio Grande do Sul SAE Society of Automotive Engineers SD Selig-Donovan SI Sistema Internacional de Unidades SIG Sistemas de Informações Geográficas SP São Paulo SR Sensoriamento Remoto TAM Transportes Aéreos Marília UAV Unmanned Aerial Vehicle UC Unidade de Conservação UCAVs Unnmaned Combat Air Vehicles UFRGS Universidade Federal do Rio Grande do Sul
  • 16. VANT Veículo Aéreo Não Tripulado ZCVCA Zona de Cautela para Voo Contínuo Anual
  • 17. LISTA DE SÍMBOLOS b Envergadura 𝑣𝑐𝑟 Velocidade de cruzeiro Ʌ Enflechamento cr Corda na raiz ct Corda na ponta λ Afilamento c Corda t Espessura do perfil s Superfície p Força devido à pressão τ Força devido ao cisalhamento V∞ Vento relativo α Ângulo de ataque R Resultante aerodinâmico L Força de sustentação D Força de arrasto n Vetor normal à superfície k Vetor tangente à superfície 𝑀𝑐/4 Momento torsor em ¼ da corda CP Centro de pressão 𝜌∞ Densidade do fluido 𝜇∞ Viscosidade dinâmica do fluido ν Viscosidade cinemática do fluido 𝑎∞ Compressibilidade do fluido 𝐶𝐿 Coeficiente de sustentação da asa 𝐶 𝐷 Coeficiente de arrasto da asa 𝐶 𝑀 Coeficiente de momento da asa 𝑞∞ Pressão dinâmica 𝑅𝑒 Número de Reynolds 𝑀∞ Número de Mach 𝑆 𝑤𝑒𝑡 Área molhada
  • 18. 𝐶𝑙 Coeficiente de sustentação do perfil 𝐶 𝑑 Coeficiente de arrasto do perfil 𝐶 𝑚 Coeficiente de momento do perfil 𝑎0 Coeficiente angular da curva do coeficiente de sustentação do perfil versus ângulo de ataque ∝𝑙=0 Ângulo de ataque para sustentação nula (𝐶𝑙) 𝑚𝑎𝑥 Coeficiente de sustentação máximo 𝑚0 Coeficiente angular da curva do coeficiente de momento versus ângulo de ataque (𝐶 𝑑) 𝑚𝑖𝑛 Coeficiente de arrasto para perfil mínimo a.c. Centro aerodinâmico do perfil 𝑥 𝑎.𝑐. Cota em relação ao centro aerodinâmico do perfil AR Razão de aspecto S Forma plana da asa 𝛼𝑖 Ângulo de incidência 𝛼 𝑒𝑓𝑓 Ângulo de ataque efetivo 𝛼 𝑔 Ângulo de ataque geométrico a Coeficiente angular da curva do coeficiente de sustentação da asa versus ângulo de ataque 𝑒 Fator de eficiência de envergadura 𝐶 𝑁 Coeficiente de força normal l Comprimento da asa em delta 𝐶𝑓 Coeficiente de atrito na superfície molhada 𝐶 𝑑.𝑝 Coeficiente de arrasto devido à pressão causada pela separação do escoamento 𝐶 𝐷 𝑖 Coeficiente de arrasto induzido δ Fator de arrasto induzido W Peso da aeronave 𝐶 𝐷0 Coeficiente de arrasto parasita para sustentação nula 𝐶 𝐷,𝑒 Arrasto parasita 𝐶 𝐷,𝑤 Arrasto da onda de choque K Constate de proporcionalidade no cálculo das parcelas dos arrastos
  • 19. 𝐶 𝐷,𝑒,0 Arrasto parasita para sustentação nula 𝐶 𝐷,𝑤,0 Arrasto da onda de choque para sustentação nula 𝐴𝑖 Variável genérica utilizada na metodologia V Velocidade T Empuxo 𝑚 Massa 𝑔 Aceleração da gravidade local 𝑃𝑙𝑒𝑣 Potência para voo reto e nivelado 𝑃𝑒𝑙𝑒𝑐 𝑡𝑜𝑡 Potência elétrica total consumida 𝜂 𝑚𝑜𝑡 Eficiência do motor 𝜂 𝑐𝑡𝑟𝑙 Eficiência do controlador eletrônico 𝜂 𝑔𝑟𝑏 Eficiência da caixa de transmissão 𝜂 𝑝𝑙𝑟 Eficiência da hélice 𝜂 𝐵𝐸𝐶 Eficiência do battery eliminator circuit 𝑃𝑎𝑣 Potência consumida pelos sistemas aviônicos 𝑃𝑝𝑙𝑑 Potência consumida pela carga útil 𝐸𝑒𝑙𝑒𝑐 𝑡𝑜𝑡 Energia diária requerida 𝜂 𝑐ℎ𝑟𝑑 Eficiência de carga da bateria 𝜂 𝑑𝑐ℎ𝑟𝑑 Eficiência de descarga da bateria 𝑇𝑑𝑎𝑦 Horas de irradiância solar em um dia 𝑇𝑛𝑖𝑔ℎ𝑡 Horas sem irradiância solar em um dia 𝐼 𝑚𝑎𝑥 Irradiância máxima 𝐸 𝑑𝑎𝑦 𝑑𝑒𝑛𝑠𝑖𝑡𝑦Energia solar diária por metro quadrado 𝜂 𝑤𝑡ℎ𝑟 Fator de margem de irradiância 𝐴 𝑆𝐶 Área da superfície das células fotovoltaicas 𝜂 𝑆𝐶 Eficiência das células fotovoltaicas 𝜂 𝑀𝑃𝑃𝑇 Eficiência do Maximum Power Point Tracker θ Ângulo de incidência da irradiância solar nas células fotovoltaicas 𝜃1 Menor ângulo de incidência da irradiância solar nas células fotovoltaicas 𝜂 𝑐𝑏𝑟 Eficiência da curvatura 𝑚 𝑓𝑖𝑥𝑒𝑑 Massas fixas na aeronave 𝑚 𝑝𝑙𝑑 Massa da carga útil
  • 20. 𝑚 𝑎𝑣 Massa do sistema de aviônicos 𝑊𝑎𝑓 Peso dos planadores analisados 𝑀 𝑎𝑓 Massa dos planadores analisados 𝑘 𝑎𝑓 Constante da massa estrutural 𝑥1 Expoente da envergadura na massa estrutural 𝑥2 Expoente da razão de aspecto na massa estrutural 𝑚 𝑆𝐶 Massa das células fotovoltaicas 𝑘 𝑆𝐶 Densidades de área das células fotovoltaicas 𝑘 𝑒𝑛𝑐 Densidades de área de encapsulamento 𝑘 𝑚𝑝𝑝𝑡 Relação entre massa e potência do Maximum Power Point Tracker 𝑚 𝑀𝑃𝑃𝑇 Massa do Maximum Power Point Tracker 𝜂 𝑀𝑃𝑃𝑇 𝑑𝑐𝑑𝑐 Rendimento da conversão de corrente contínua para corrente alternada 𝜂 𝑀𝑃𝑃𝑇 𝑎𝑙𝑔𝑜 Rendimento do algoritmo de rastreamento 𝑚 𝑏𝑎𝑡𝑡 Massa da bateria 𝑘 𝑏𝑎𝑡 Densidade energética gravimétrica da bateria 𝑚 𝑚𝑜𝑡 Massa do motor de corrente contínua 𝑃𝑝𝑙𝑟 Potência desenvolvida pelas hélices 𝑘 𝑚𝑜𝑡 Relação entre massa e potência do motor de corrente contínua 𝑘 𝑝𝑟𝑜𝑝 Relação entre massa e potência do grupo motopropulsor 𝑚 𝑝𝑟𝑜𝑝 Massa do grupo motopropulsor m Massa total da aeronave H Altitude máxima de operação Z Altitude geopotencial E Raio da Terra 𝑇 𝐾 Temperatura do ar 𝑇0 Temperatura padrão do ar ao nível do mar L Fator linear de queda de temperatura 𝑙 𝑤𝑒𝑡 Comprimento de um perfil bidimensional 𝑃𝑚 Relação entre potência e massa na célula fotovoltaica 𝑃𝐴 Relação entre potência e área na célula fotovoltaica 𝑃𝑈𝐴𝑉 Índice de performance da célula fotovoltaica F Densidade de empacotamento
  • 21. 𝜂 𝑔𝑙𝑜𝑏𝑎𝑙 Rendimento global 𝑛 𝑝𝑙𝑟 Rotação da hélice U Voltagem 𝑀𝑒𝑚 Momento eletromagnético i Corrente elétrica 𝑟𝑎 Resistência terminal 𝑘 𝑚 Constante de torque 𝑤 𝑚𝑜𝑡 Velocidade angular de rotação do eixo do motor 𝑘 𝑢 Constante de voltagem 𝑘 𝑛 Constante da velocidade 𝑀 𝑚𝑜𝑡 Momento efetivo do motor 𝑀 𝑅 Momento de fricção do motor 𝑖0 No Load Current r Redução 𝑃 𝑚𝑜𝑡 Potência de saída do motor 𝑤 𝑝𝑙𝑟 Velocidade angular da hélice 𝑀 𝑝𝑙𝑟 Torque no eixo da hélice 𝑃 𝑚𝑜𝑡 𝑚𝑎𝑥 Potência máxima do motor 𝑀 𝑚𝑜𝑡 𝑚𝑎𝑥 Torque máximo do motor 𝑇 𝑚𝑖𝑛 Empuxo mínimo 𝑛 𝑝𝑙𝑟 𝑚𝑖𝑛 Rotação mínima da hélice 𝑛 𝑝𝑙𝑟 𝑚𝑎𝑥 Rotação máxima da hélice 𝜂 𝑒𝑛𝑔 Rendimento do par de engrenagens 𝜂 𝑚𝑎𝑛 Rendimento do par de mancais 𝑁𝑒𝑛𝑔 Número de pares de engrenagens no redutor I Corrente elétrica total consumida pelo motor 𝑃 𝑚𝑜𝑡 𝑖𝑛𝑝𝑢𝑡 Potência na entrada no motor 𝑈ó𝑡𝑖𝑚𝑜 Voltagem ótima que o motor deve estar submetido 𝑟ó𝑡𝑖𝑚𝑜 Relação de transmissão ótima para o redutor 𝑛 𝑝𝑙𝑟ó𝑡𝑖𝑚𝑜 Rotação ótima da hélice 𝐸 𝑏𝑎𝑡 Capacidade da bateria
  • 22. SUMÁRIO 1 INTRODUÇÃO .......................................................................................................27 1.1 OBJETIVOS..............................................................................................................27 1.1.1 Objetivo geral...........................................................................................................27 1.1.2 Objetivos específicos................................................................................................28 1.2 JUSTIFICATIVA......................................................................................................28 1.3 METODOLOGIA......................................................................................................28 1.4 MOTIVAÇÃO...........................................................................................................29 1.5 ESTRUTURA DO TRABALHO..............................................................................29 2 REVISÃO DE LITERATURA...............................................................................31 2.1 O VANT ....................................................................................................................31 2.2 O VANT EM APLICAÇÕES CIVIS ........................................................................36 2.3 VANTS MOVIDOS A ENERGIA SOLAR..............................................................39 3 BREVE INTRODUÇÃO AOS ESTUDOS DE AERONAVES...........................45 3.1 CONCEITOS E NOMENCLATURAS ....................................................................45 3.1.1 Fuselagem.................................................................................................................47 3.1.2 Asas ...........................................................................................................................48 3.1.2.1 Quantidade de asas ....................................................................................................48 3.1.2.2 Fixação na fuselagem ................................................................................................49 3.1.2.3 Estrutura das asas.......................................................................................................50 3.1.2.4 Formas geométricas das asas em planta ....................................................................51 3.1.2.5 O perfil da asa............................................................................................................53 3.1.2.6 Nomenclatura dos perfis e suas famílias ...................................................................54 3.1.3 Empenagem..............................................................................................................56 3.1.4 Trem de pouso..........................................................................................................58 3.1.5 Grupo motopropulsor .............................................................................................59
  • 23. 3.1.5.1 Motores......................................................................................................................60 3.1.5.2 Posicionamento do grupo motopropulsor..................................................................60 3.1.5.3 Hélices .......................................................................................................................62 3.1.6 Sistema de coordenadas utilizado na indústria aeronáutica ...............................63 3.1.6.1 Movimentos da aeronave em voo..............................................................................64 3.1.6.2 Superfícies de controle ..............................................................................................65 3.2 ESTUDO AERODINÂMICO DOS PERFIS............................................................66 3.2.1 Força de sustentação, arrasto e momentos............................................................67 3.2.2 Coeficientes aerodinâmicos.....................................................................................68 3.2.3 Curvas características de um perfil .......................................................................70 3.2.4 Centro aerodinâmico do perfil ...............................................................................74 3.3 ESTUDO AERODINÂMICO DE ASAS FINITAS .................................................75 3.3.1 Força de sustentação para uma asa finita .............................................................75 3.3.2 Força de arrasto para uma asa finita ....................................................................78 3.4 POLAR DE ARRASTO............................................................................................81 4 METODOLOGIA PARA DESENVOLVIMENTO DE UM VANT ..................86 4.1 ENERGIA DIÁRIA REQUERIDA ..........................................................................88 4.1.1 Energia para voo reto e nivelado ...........................................................................88 4.1.2 Cálculo da Energia Diária Requerida ...................................................................89 4.2 ENERGIA DIÁRIA OBTIDA ..................................................................................90 4.2.1 Modelo de irradiância .............................................................................................90 4.2.2 Cálculo da energia solar diária ..............................................................................91 4.3 MODELOS DE PREVISÃO DE MASSA................................................................92 4.3.1 Massas fixas..............................................................................................................92 4.3.2 Massa da estrutura da aeronave ............................................................................93 4.3.3 Massa das células fotovoltaicas ..............................................................................97 4.3.4 Massa do Maximum Power Point Tracker .............................................................97
  • 24. 4.3.5 Massa das baterias...................................................................................................99 4.3.6 Grupo motopropulsor .............................................................................................99 4.3.6.1 Motores elétricos .......................................................................................................99 4.3.6.2 Caixa de transmissão ...............................................................................................101 4.3.6.3 Controlador eletrônico.............................................................................................102 4.3.6.4 Hélices .....................................................................................................................103 4.3.6.5 Adaptações necessárias para condições de decolagem............................................104 4.4 RESOLUÇÃO DOS BALANÇOS DE MASSA E ENERGIA ..............................105 5 DESIGN CONCEITUAL DE VANT MOVIDO A ENERGIA SOLAR ..........109 5.1 MISSÃO DA AERONAVE ....................................................................................109 5.2 PARÂMETROS REFERENTES À MISSÃO ........................................................109 5.2.1 Carga transportada e seu consumo energético...................................................110 5.2.2 Altitude máxima de operação...............................................................................111 5.2.3 Densidade do ar .....................................................................................................112 5.2.4 Modelo de incidência solar e duração do dia ......................................................113 5.3 PARÂMETROS RELACIONADOS À TECNOLOGIA .......................................115 5.3.1 Coeficientes aerodinâmicos preliminares............................................................116 5.3.2 Densidade enérgica das baterias ..........................................................................129 5.3.3 Células fotovoltaicas..............................................................................................131 5.3.4 Parâmetros relacionados ao MPPT .....................................................................133 5.3.5 Sistema de propulsão.............................................................................................134 5.3.5.1 Hélice.......................................................................................................................134 5.3.5.2 Comportamento matemático de motores elétricos de corrente contínua.................137 5.3.5.3 Metodologia para obtenção da melhor combinação entre motor, redutor e hélice..140 5.3.5.3.1 Determinação da faixa de rotação da hélice ..........................................................141 5.3.5.3.2 Determinação das potências e rendimentos da hélice ............................................142 5.3.5.3.3 Relação de transmissão do redutor e sua eficiência energética .............................142
  • 25. 5.3.5.3.4 Cálculo dos parâmetros do motor...........................................................................143 5.3.5.3.5 Cálculo do rendimento global e armazenamento de seu melhor resultado ............145 5.3.5.3.6 Diagrama de blocos da metodologia do sistema motopropulsor............................145 5.3.5.3.7 Resultados da escolha da combinação ótima entre motor, redutor e hélice...........147 5.3.5.4 Controlador eletrônico.............................................................................................150 5.3.5.5 Relação entre massa e potência do grupo propulsor................................................151 5.3.6 Massa estrutural da aeronave ..............................................................................152 5.3.7 Massa do grupo do sistema de aviônicos .............................................................152 5.3.8 Síntese dos parâmetros relacionados com a tecnologia......................................154 5.4 APLICAÇÃO DA METODOLOGIA DO DESIGN CONCEITUAL ....................155 5.4.1 Estudo da região mais crítica para voo contínuo................................................155 5.4.2 Fator de margem de irradiância ..........................................................................157 5.4.3 Resultados da primeira aplicação da metodologia .............................................158 5.4.4 Região brasileira que VANT solar pode realizar voo contínuo anualmente ...160 5.4.5 Determinação das dimensões do VANT movido a energia solar ......................162 5.4.6 Resultado do Design Conceitual de VANT solar................................................169 6 CONCLUSÕES......................................................................................................173 7 RECOMENDAÇÕES PARA TRABALHOS FUTUROS .................................175 REFERÊNCIAS ....................................................................................................176 APÊNDICE 1 .........................................................................................................183 APÊNDICE 2 .........................................................................................................184 ANEXO 1................................................................................................................185 ANEXO 2................................................................................................................187 ANEXO 3................................................................................................................189 ANEXO 4................................................................................................................191 ANEXO 5................................................................................................................192 ANEXO 6................................................................................................................193
  • 27. 27 1 INTRODUÇÃO O Veículo Aéreo Não Tripulado (VANT) é uma tecnologia em constante evolução. Como o nome sugere, consiste em toda aeronave que não possui um humano embarcado. Tal característica atribui diversas vantagens à aeronave: desde a economia de espaço destinado ao alojamento de humano, assim como na interface para seu controle, até a segurança em não expor ao risco vidas quando o VANT for designado para atuar em missões consideradas perigosas. Não possuindo um ser vivo, é possível também atribuir missões de maior duração, pois não há necessidade de retorno para obtenção de suprimentos. Essas características únicas dos VANTs fomenta o seu desenvolvimento a fim de possibilitar o cumprimento dessas missões. A autonomia é um fator ainda limitante na utilização dessas aeronaves. Existem duas tecnologias predominantes para a propulsão dos VANTs: a combustão e a elétrica. Aeronaves movidas a combustão possuem como grande desvantagem a necessidade de embarcar combustível, normalmente de origem fóssil, que demanda espaço e peso adicional a ser transportado, além da emissão de gases considerados poluentes. As aeronaves elétricas possuem como fator limitante a capacidade de suas baterias, que ainda não são eficientes o bastante para possibilitar missões de longa duração. Um modo de permitir a maior autonomia dos VANTs é o emprego de células fotovoltaicas em aeronaves elétricas a fim de recarregar suas baterias e permitir a aeronave realizar missões de longa duração. 1.1 OBJETIVOS 1.1.1 Objetivo geral Desenvolver o design conceitual1 de um Veículo Aéreo Não Tripulado movido com o auxílio de um motor elétrico, embarcado com células fotovoltaicas a fim de recarregar suas baterias, de modo que a aeronave possa permanecer em voo por mais de 24 horas, característica do voo contínuo. 1 Como o nome sugere, o design conceitual foca apenas nas configurações gerais da aeronave, como suas dimensões básicas. Evoluções posteriores no projeto como refinamento aerodinâmico e estrutural tendem a conduzir melhor as dimensões finais do projeto (NOTH, 2008).
  • 28. 28 1.1.2 Objetivos específicos Desenvolver o design conceitual de um VANT leve2 operando em baixas altitudes e velocidades, através da abordagem analítica. Estabelecer critérios para uma missão alvo, estudar e selecionar principais parâmetros dos componentes da aeronave de modo que a mesma possa realizar voo contínuo. Desenvolver métodos próprios de otimização de determinados parâmetros, como melhor combinação de parâmetros de entrada dos componentes do sistema de propulsão, de modo a poder obter o melhor desempenho da aeronave. Utilizar modelamento analítico para análise dos parâmetros aerodinâmicos de asa finita. 1.2 JUSTIFICATIVA A importância do VANT devido ao seu grande potencial em cumprir as mais variadas missões tem crescido em todo o mundo. Estudar uma tendência de sua evolução, visando maximizar sua autonomia de forma sustentável é uma alternativa para desenvolvimento de projetos mais adequados obtendo veículos capazes de execução de tarefas com maior duração e superior autonomia. 1.3 METODOLOGIA Existem diversas metodologias para o projeto aeronáutico de uma aeronave. As principais características de um VANT movido a energia solar são ser leve, voar a baixas velocidades e, principalmente, possuir autonomia de voo estendida. Teoricamente é possível que a autonomia de voo seja indefinida, ou seja, que a aeronave seja capaz de voar ininterruptamente. Para tanto é necessário que ocorra um balanço energético entre geração e consumo de energia, assim como a capacidade da aeronave estocar a energia e suprimir aos 2 A aeronave é considerada leve quando é simples de operar e fácil de voar (OLIVEIRA, 2012).
  • 29. 29 componentes nos períodos de não geração de energia elétrica. Para tanto foi utilizado a metodologia proposta por Noth (2008) para o desenvolvimento de um VANT movido a energia solar. Essa metodologia é referente apenas a algumas etapas de um projeto completo da aeronave, como mostrado na metodologia proposta por Barros (2001), em sua tese de doutorado. 1.4 MOTIVAÇÃO O estudo de novas óticas para transformar métodos já convencionais é o que motiva esse trabalho, de modo a poder contribuir positivamente no impacto ambiental através missões como de agricultura de precisão (AP), pela utilização mais eficiente de agrotóxicos, na maior produtividade agrícola e mediante de uma nova cadeia de profissionais e habilidades relacionados a operação dos VANTs solares, além da correta interpretação dos dados gerados. 1.5 ESTRUTURA DO TRABALHO O trabalho está dividido em sete seções. A segunda seção é dedicada à revisão de literatura. Onde é apresentada brevemente a história do desenvolvimento dos VANTs, assim como suas aplicações. São indicados, através de apresentação sucinta, alguns relatos, os esforços atuais na implementação de células fotovoltaicas em aeronaves que o autor deste trabalho conseguiu encontrar nas pesquisas bibliográficas realizadas. A terceira seção indica brevemente os componentes básicos de uma aeronave, algumas configurações e nomenclaturas clássicas, assim como uma breve introdução ao projeto aerodinâmico através da apresentação de conceitos básicos da aerodinâmica. Na quarta seção a metodologia utilizada para design conceitual de VANT solar é apresentada, em que são detalhadas todas suas etapas. Na quinta seção ocorre o estudo dos parâmetros necessários para o design conceitual, a saber: massa da carga transportada e sua potência energética, atitude máxima de operação e as respectivas características do fluido nessa condição, modelo de incidência solar, seleção de perfil aerodinâmico da asa e seus respectivos modelos analíticos dos coeficientes
  • 30. 30 aerodinâmicos da mesma, seleção da bateria e da célula fotovoltaica embarcada, Maximum Power Point Tracker (MPPT), componentes do grupo motopropulsor e seus parâmetros ótimos de funcionamento para maior desempenho, modelo para estimativa da massa estrutural da aeronave, massa do grupo de sistemas aviônicos e sua potência energética. A sexta e sétima seção são destinadas, respectivamente, às conclusões e as recomendações para trabalhos futuros.
  • 31. 31 2 REVISÃO DE LITERATURA Com a demanda de soluções eficientes em diversos setores da sociedade (agricultura, segurança, lazer, logística, comunicação, entre outros), ocorre o surgimento de novas tecnologias assim como a evolução das já defasadas. Esse processo ocorre na sociedade de forma acelerada a partir da sistematização do trabalho, aliado com o uso científico para o progresso tecnológico (PIRRÓ, 2010). Todas as indústrias sofrem essa evolução, desde que a demanda pela solução exista, caso contrário estará estagnada. Como resultado do avanço tecnológico, surge a maior necessidade por energia elétrica. Sua geração pode ser feita de diversas maneiras, porém o impacto da mesma assim como sua disponibilidade a longo prazo induz uma tendência global na utilização de fontes limpas e renováveis. O uso da energia solar se tornou um tema relevante na busca da humanidade para uma energia limpa e eficiente (FAZELPOUR, 2013). Na indústria aeronáutica tal processo evolutivo fomentou o desenvolvimento e produção de veículos em escala, e o seu consequente barateamento. Aliar o desenvolvimento dessa tecnologia com a geração limpa de energia é um desafio para a continuidade de sua evolução. 2.1 O VANT O Veículo Aéreo Não Tripulado, tradução da sigla americana UAV (Unmanned Aerial Vehicles), é o nome que se refere as aeronaves que não necessitam de pilotos embarcados para seu funcionamento. Existem, ainda, outras nomenclaturas para o mesmo, se destacando o termo drone por ser empregado numa escala global para essa tecnologia (STANLEY, 2013). Na esfera militar, a classificação ocorre de diversas maneiras, podendo destacar três grandes grupos: os drones utilizados como alvos em treinamentos, os ISR (Intelligence, Surveillance and Reconnaissance) utilizados de forma não letal em operações de monitoramento, e os UCAVs (Unnmaned Combat Air Vehicles) que possuem como finalidade o uso letal em operações de combate (KEANE; CARR, 2013). O controle dessas aeronaves pode ocorrer de duas maneiras: de forma remota por meios eletrônicos sob a supervisão e governo humano, ou através de um controle pré-programado com uso de softwares computacionais.
  • 32. 32 O surgimento do VANT ocorreu intrinsicamente com a evolução da aviação. Como muitas tecnologias, seu desenvolvimento foi feito inicialmente para fins militares. O primeiro registro do uso dessa tecnologia data de 15 de julho de 1849. Forças austríacas sitiando a cidade de Veneza, Itália, lançaram um ataque aéreo utilizando balões carregados com aproximadamente 13,5 kg de explosivos. O acionamento da bomba ocorreu com o uso de fusíveis cronometrados em trinta minutos e o seu deslocamento ocorreu pelas forças do vento. O lançamento ocorreu num navio de guerra, porém o ataque foi frustrado devido ao forte vento e muitos balões passaram pela cidade e foram detonados sob o acampamento austríaco no continente (OVERY, 2010). O desenho 1 indica uma ilustração artística de um protótipo de balão não tripulado. Desenho 1 – Projeto de balão não tripulado Fonte: BONNER, 2015 Os próximos VANTs foram desenvolvidos no início da Primeira Grande Guerra, somente 8 anos após o surgimento das aeronaves com humanos embarcados. Elmer Sperry, pioneiro na tecnologia dos giroscópios, desenvolveu com auxílio da marinha americana uma aeronave batizada de Curtiss N-9 (veja fotografia 1). Em 17 de outubro de 1918 a aeronave conseguiu alçar voo, voar por mais de 13 quilômetros, porém falhou no pouso e colidiu no mar. Mesmo com um desdobramento catastrófico, esse foi a primeira aeronave menos densa que o ar radio controlada e seu estudo permitiu o desenvolvimento de projetos bem-sucedidos em seguida, como o Kettering Bug, indicado também na fotografia 1, capaz de atingir mais de 190 km/h, desenvolvido por Charles Kettering, Orville Wright e Child Wills da Ford Motor Company. (KEANE; CARR, 2013).
  • 33. 33 Fotografia 1 – Curtiss N-9 (acima) e o Kettering Bug (abaixo) Fonte: KEANE; CARR, 2013 Nos anos subsequentes houve grande avanço em diversos setores de tecnologia como aeronáutica, eletrônica e computação, impulsionados pela corrida armamentista. O interesse pelos VANTs aumentou sua evolução originou aeronaves cada vez mais sofisticadas capazes de executar missões complexas. Na década de 1960 os Estados Unidos da América (EUA) começaram a desenvolver os drones de forma sistemática com a finalidade de obtenção de aeronaves de espionagem e reconhecimento na guerra fria. O principal drone desenvolvido foi o Firebee, indicado no desenho 2, propulsionado com um motor a jato feito pela Ryan Aeronautical Company (BHATT, 2012). O design do Firebee ainda é encontrado nos VANTs mais modernos tornando-o um marco em sua história (KEANE; CARR, 2013).
  • 34. 34 Desenho 2 – Detalhes do Firebee Fonte: BONNER, 2015 Com o surgimento de mais conflitos armados o uso e desenvolvimento dos drones foi praticamente contínuo. A Guerra do Vietnam foi a primeira que possuiu o uso extensivo de VANTs, sendo estimadas 3.435 operações de reconhecimento entre 1964 e 1975. Aproximadamente um terço das missões americanas utilizaram o Lighting Bug, VANT multitarefa utilizado principalmente para captação de fotos a baixas e altas altitudes. Devido a demanda por maiores sistemas embarcados, foi desenvolvido o modelo 154, Compass Arrow, indicado na fotografia 2, desenvolvido para voar a 23.000 metros de altitude, e o primeiro VANT desenvolvido com tecnologia de mínima emissão de calor e baixa refletividade em radares. Houveram, porém, problemas técnicos nas missões desse drone o que resultou na baixa aprovação de seu uso. Concomitante, ocorreu uma forte redução orçamentária o que resultou na redução do desenvolvimento de VANTs pelos EUA por quase uma década (KEANE; CARR, 2013). Fotografia 2 – Modelo do Compass Arrow Fonte: NATIONAL MUSEUM OF THE US AIR FORCE, 2015
  • 35. 35 O interesse nessa tecnologia foi resgatado após o uso eficaz de VANTs pelo exército israelense na Guerra do Golfo. Israel coordenou um ataque eficaz destruindo 86 aeronaves Sírias num pequeno período de tempo no Vale de Bekaa. Os VANTs foram utilizados como chamarizes e bloqueadores eletrônicos, assim como forneceram vigilância em tempo real. Desde então o uso de VANTs foi amplamente aceito e empregado, assim como o contínuo desenvolvimento de sua tecnologia (TETRAULT, 2009). Na década de 2010 tem ocorrido um extensivo uso militar de VANTs. No governo do presidente americano Barak Obama houve um significante aumento na relevância de sua utilização, de forma que esses veículos já se tornaram instrumentos essenciais da estratégia moderna americana nos conflitos em que estão envolvidos. Em 2013 houve o investimento pelo Departamento de Defesa americano de cerca de US$ 6 bilhões em sistemas não tripulados (BECKER, 2013). O resultado de todo esse investimento nos VANTs é consequência de sua atual relevância na estratégia militar moderna. Em 2015 já é possível observar uma corrida armamentista no desenvolvimento de VANTs mais sofisticados. A República Popular da China exibiu seu VANT batizado de Wing Loong II, desenvolvido de modo a competir com o mais avançado VANT americano, o MQ-9 Reaper, fotografia 3. Ambos são movidos a um turboélice, possuem sistema de comunicação via satélite e o sistema primário de captura de imagem em sua proa, assim como adotam os estabilizadores tipo V. Ainda que as especificações sejam mais avançadas no VANT americano, já é possível concluir que essa corrida está acelerando a evolução dos VANTs. (BAKER, 2015). Fotografia 3 – MQ-9 Reaper taxiando em base militar Fonte: HANLEY, 2007 Houve também o desenvolvimento de VANTs no Brasil. Na década de 1980 a Companhia Brasileira de Tratores, sediada em São Carlos, SP, encomendou ao então Centro
  • 36. 36 Tecnológico de Aeronáutica (CTA), em São José dos Campos, SP, o desenvolvimento de uma turbina de pequeno porte, com aproximadamente 30 kgf de empuxo, a fim de ser instalada num VANT com envergadura (b) de 3,38 metros, como mostrado na fotografia 4. O objetivo da missão desse VANT brasileiro era o treinamento militar, a fim de substituir o modelo similar norte-americano até então empregado com alto custo. Dessa maneira foi concebido o BQM- 1BR, primeiro VANT construído em solo brasileiro (PAULA, 2009). Fotografia 4 – BQM-1BR exposto no Museu Asas de um Sonho da TAM Linhas Aéreas Fonte: PAULA, 2009 2.2 O VANT EM APLICAÇÕES CIVIS O uso de VANTs em aplicações civis é um emprego recente. Entende-se como uso civil qualquer utilização de uma tecnologia com finalidade não militar, seja em estado de guerra ou não. O inicial desenvolvimento de uma nova tecnologia para fins militares antes do desenvolvimento para aplicações civis é comum na história de diversas tecnologias (SEARLE, 2014). O investimento em startups de tecnologia de VANTs nos EUA duplicou entre os anos de 2012 e 2013, assumindo cifras superiores a US$ 40,9 milhões (KHARIF, 2013). Esse recente interesse aliado com diversos projetos surgindo concomitantemente resultam em VANTs atuando nos mais diversos setores. Na indústria agrícola o VANT permite o emprego da agricultura de precisão. Esta tem como objeto aumentar a eficiência tratando de forma distinta cada área de uma plantação, de forma a entender suas particularidades e reduzindo seu impacto ambiental. Para tanto, diversos sensores devem ser embarcados na aeronave, se destacando o Sensoriamento Remoto (SR), Sistemas de Informações Geográficas (SIG) e o Sistema de Posicionamento
  • 37. 37 Global (ou GPS sigla em inglês: Global Position System). Nesse setor destaca o VANT fabricado pela Yamaha, o RMAX, em voo na fotografia 5, com configuração de asas rotativas com rotores na horizontal, tipo helicóptero, capaz de realizar pulverizações em lavouras de arroz. Seu destaque é a capacidade de atingir distâncias de até 10 km ou uma autonomia de 90 minutos, com uma carga de aproximadamente 30 kg. Esta especificação permite a pulverização de 30 hectares/dia, ou de forma menos eficiente 8 hectares/hora (MATSUO, 2011). Fotografia 5 – Yamaha Rmax realizando pulverização agrícola Fonte: MATSUO, 2011 Na indústria fotográfica diversos VANTs foram lançados nos últimos anos. A fim de permanecerem estáticos e garantirem a melhor imagem, neste setor são empregados de forma predominante a configuração com uso de rotores múltiplos horizontais, também chamados de multicópteros. Esses veículos possuem categorias populares, assim como os mais sofisticados. A maior diferença é o sistema de estabilização, que funciona a fim de garantir imagens nítidas ao longo do voo (TOSETTO, 2013). Neste setor se destaca o Phanton 3 (veja fotografia 6), dotado de um sistema de quatro rotores e chamado, portanto, de quadcóptero. Possui integração com smartphones, assim como câmeras profissionais capazes de realizar filmagens em altas resoluções de até 4K. Sua autonomia é de até 2 km e possui ainda sistemas embarcados com sistema GPS (AGUILAR, 2015).
  • 38. 38 Fotografia 6 – Quadcóptero Phanton 3 Fonte: AGUILAR, 2015 Existem, ainda, diversas outras aplicações civis, que foram agrupadas e indicadas no gráfico 1. Gráfico 1 – Aplicações civis para VANTs Fonte: CREPALDI, et al., 2013 A engenharia tem como objetivo atender a demanda por soluções e inovações em diversos setores da sociedade, e um VANT possui características e vantagens que o promovem como importante agente de melhorias em diferentes áreas. É importante destacar a aplicação dentro do quesito ambiental, devido à necessidade de manutenção dos recursos
  • 39. 39 naturais. O Brasil possui Unidades de Conservação (UCs), que consistem em áreas de proteção ambiental dividas em cinco categorias: Estação Ecológica, Reserva Biológica, Parque Nacional, Monumento Natural e Refúgio de Vida Silvestre. O principal intuito é a manutenção dos ecossistemas sem as alterações causadas por interferência humana, admitido apenas o uso indireto de seus atributos naturais (BRASIL, 2000). O monitoramento de uma determinada UC por um VANT permite melhor controle dos agentes competentes para que sejam preservadas suas áreas, biomas, e características naturais. Existe o déficit no monitoramento em velocidade suficientemente rápida, pois o modelo atual é composto principalmente por equipe em terra. Exemplo da pouca eficiência do atual modelo é a duração de dias para uma equipe em terra fiscalizar uma área como a do Parque Nacional Pau Brasil, no sul da Bahia. Alguns países já utilizam os VANTs para vigiar sua fauna e flora. Na África do Sul houve uma queda de 92% na morte de rinocerontes após o uso dos drones (PAMPLONA, 2015). O Brasil é um país farto em áreas ambientais, porém a fiscalização das ocupações de habitação ilegal em áreas de preservação ainda é ineficaz. Somente no estado de São Paulo existem 1.513.267,08 hectares correspondendo à Área de Proteção Ambiental (APA). Diversas APAs são invadidas como a de Banhado, no município de São José dos Campos, em que houve a ocupação de 1.600 pessoas em 2014 (PEREIRA, 2014). 2.3 VANTS MOVIDOS A ENERGIA SOLAR Um dos maiores desafios enfrentados pelas indústrias do século XXI é o desenvolvimento de tecnologias de modo a causarem os menores danos ambientais possíveis. Dentre as soluções de geração de energia sustentável, se destaca o uso de células fotovoltaicas que transformam a radiação incidente do sol em energia elétrica. Esse processo é chamado de forma popular de energia solar, e é, sem dúvidas, uma das mais limpas do mundo. Esse uso já está distribuído em diversas indústrias, sejam de aplicações civis ou militares. É esperado que no futuro a energia solar torne-se uma fonte energética primária no planeta (SHIAU, 2009). O uso da energia solar tem limitações, isso porque os painéis solares só podem gerar energia elétrica durante um determinado período do dia. Dessa forma, o mais importante é maximizar seu desempenho durante seu funcionamento diário, e armazenar a energia em baterias para uso noturno, por exemplo. Essa estratégia permite o maior aproveitamento da energia solar, solucionando problemas de autonomias de diversos sistemas. Nos VANTs, a
  • 40. 40 autonomia é uma de suas maiores limitações. Um veículo aéreo deve possuir essencialmente uma ótima relação de peso e capacidade de sustentação. Embarcar combustíveis fósseis é uma solução não apenas pouco sustentável, mas também um desafio técnico visto que para longos deslocamentos a quantidade de combustível embarcado é considerável. No sistema célula fotovoltaica/bateria, a fonte de energia será apenas a radiação solar, e o sistema a ser otimizado é a relação de geração e armazenamento de energia. Soluções de VANTs utilizando células fotovoltaicas estão surgindo de forma acelerada. Diversas indústrias líderes em tecnologia estão investindo nesses veículos, pois possuem aplicações promissoras visto que podem permanecer em voo por diversas horas, e até dias. O projeto Atlantik-Solar, desenvolvido por engenheiros do Instituto Federal de Tecnologia de Zurique (ETH, do alemão Eidgenössische Technische Hochschule), tem como objetivo a primeira travessia do Oceano Atlântico por um VANT (veja fotografia 7). Os testes preliminares já demonstraram que a solução empregada no projeto está próxima de atingir os objetivos impostos (ATLANTIKSOLAR, 2015). Houve no mês de outubro de 2015 um teste realizado no Brasil em que o veículo monitorou um desastre ambiental provocado pelo naufrágio de um navio no porto de Vila do Conde, Pará. Na Amazônia houve um voo de teste que o VANT foi capaz de percorrer cerca de 330 km de forma sustentável (PÓVOA, 2015). Fotografia 7 – Engenheiros da ETH e os protótipos do Atlantik-Solar Fonte: ATLANTIKSOLAR, 2015
  • 41. 41 Gigantes da tecnologia também acreditam no potencial dos VANTs sustentáveis, e estão investindo para que existam serviços sendo supridos por esses veículos. O Facebook, empresa de tecnologia que possui a rede social mais popular do planeta, com mais de um bilhão de usuários cadastrados, quer expandir ainda mais seu alcance ao fornecer acesso à internet em localidades remotas, ou carentes economicamente (PARSONS, 2015). Como o projeto de colocar diversos satélites de comunicação em órbita no planeta é caro, a solução encontrada foi desenvolver VANTs que operem em elevadas altitudes e de forma contínua. Esses veículos são conhecidos na indústria aeronáutica como HALE (High Altitude Long Endurance), cuja altitude de operação de até 30 quilômetros é ilustrada no desenho 3. A fim de manter o voo de forma contínua, o uso de baterias aliadas com células fotovoltaicas é a solução proposta pela indústria (RUNGE, et al., 2007). O protótipo em desenvolvimento pelo Facebook chama-se Aquila, realizando voo na fotografia 8, e possui como uma de suas principais características o comprimento entre pontas de asas de 40 metros. A previsão é que a aeronave consiga se manter em voo por três meses, quando preventivamente pousará para manutenções. A fim de vencer os desafios técnicos, o projeto utiliza soluções pioneiras, assim como uso extensivo de materiais compostos como fibra de carbono, permitindo que esse veículo de grande porte pese menos de um terço de um carro popular (PARSONS, 2015). Desenho 3 – VANTs tipo HALE e sua altitude de operação FONTE: PARSONS, 2015, adaptado pelo autor
  • 42. 42 Fotografia 8 – VANT solar Aquila, desenvolvido pelo Facebook Fonte: NEWTON, 2016 O Alphabet, holding de várias empresas vinculadas ao Google, incluindo o mesmo, também está desenvolvendo um VANT tipo HALE com o objetivo de fornecer acesso à internet. O seu protótipo é popularmente batizado de Titan e também possui como solução o uso de painéis solares para recarregar baterias embarcadas (veja desenho 4). Segundo Simonite (2016), o desenvolvimento do protótipo está avançado, porém encontra barreiras burocráticas de diversos países que contestam se a aeronave também irá praticar espionagem. Desenho 4 – Titan, VANT tipo HALE da Alphabet Fonte: SIMONITE, 2016
  • 43. 43 O desenvolvimento de VANTs movidos a energia solar é realizado também por grupos voltados diretamente à tecnologia aeroespacial. A Administração Nacional da Aeronáutica e Espaço (NASA em inglês National Aeronautics and Space Administration), desenvolveu o Helios (veja fotografia 9), já o seu quarto protótipo desse tipo de aeronave. Este avião é capaz de manter voo em altitudes de até 30 km de altura, com autonomia de voo de mais de um dia. Outro protótipo da NASA é o Pathfinder, cujo objetivo é o estudo para evolução da tecnologia dos HALEs. Fotografia 9 – NASA Helios em ensaio de voo Fonte: DRICUS, 2015 A Boeing, corporação multinacional norte-americana de desenvolvimento aeroespacial e de defesa, desenvolveu o SolarEagle, exposto na fotografia 10, VANT tipo HALE capaz de manter voo por até cinco anos. É estimado que a Boeing já tenha investido cerca de 90 milhões de dólares nesse projeto. A envergadura dessa aeronave é de 120 metros, sua velocidade de cruzeiro (𝑣𝑐𝑟) é de 80 km/h e possui capacidade de geração de 5 kwh de energia (ROOIJ, 2015).
  • 44. 44 Fotografia 10 – Boeign SolarEagle em voo Fonte: ROOIJ, 2015 Existe ainda o esforço de diversas empresas, como a Airbus, no desenvolvimento desse tipo de aeronave. Esses veículos ainda estão em fase de testes e ainda estão enfrentando problemas na legislação por desconfiança de algumas nações quanto à segurança na utilização. O seu custo de fabricação e de operação, porém, compensam todos os esforços para implementar essa tecnologia, que possivelmente irá substituir o uso de satélites em órbita, assim como evoluir diversos setores de tecnologia. A maior revolução é, contudo, na indústria que a desenvolve, a aeroespacial (SULLIVAN, 2006).
  • 45. 45 3 BREVE INTRODUÇÃO AOS ESTUDOS DE AERONAVES Esta seção tem como finalidade a exposição de conceitos referentes aos estudos aeronáuticos, a fim de facilitar a assimilação e entendimento das demais seções. Será abordado desde o conceito dinâmico que possibilita o voo controlado de uma aeronave, assim como suas características e configurações que possibilitam classificá-la de formas distintas. No esquema 1 é exposto a sequência didática desta seção. Esquema 1 – Sequência didática da teoria aerodinâmica básica Fonte: ANDERSON JR., 1999, adaptado pelo autor 3.1 CONCEITOS E NOMENCLATURAS Existem diversas máquinas voadoras, cujos princípios de funcionamento são diferentes. A primeira classificação das aeronaves é em dois grupos: os mais leves que o ar e Breve introdução aos estudos de aeronaves Conceitos e nomenclaturas Estudo aerodinâmico dos perfis A origem das forças aerodinâmicas e momentos Definição dos coeficientes aerodinâmicos Centro aerodinâmico Estudo aerodinâmico de asas finitas Polar de arrasto
  • 46. 46 os mais pesados. O primeiro se referem aos balões e dirigíveis, que obtém a sustentação necessária para voo através da força de empuxo devido à diferença de densidades de fluidos. O segundo grupo são veículos que possuem densidades maiores que o ar, e necessitam de forças externas para obter voo. Estes podem possuir diversos formatos e diferentes métodos de obtenção da capacidade de voar. Alguns exemplos dos mais pesados que o ar são: foguetes, planadores, paraquedas e aviões, conforme esquema 2. Esquema 2 – Classificação inicial das aeronaves Fonte: Elaborado pelo autor As forças necessárias para originar o voo, em veículos mais pesados que o ar, são de origens distintas. Nos foguetes, por exemplo, a reação da exaustão de gases devido à oxidação de combustíveis é a responsável para o veículo iniciar voo e colocar satélites em órbita. Em altitudes mais baixas existem aeronaves que utilizam do ar como um meio de alçar voo, utilizando as forças aerodinâmicas. Estes veículos são variados: os paraquedas permitem que o passageiro regresse ao solo numa velocidade segura, os planadores conseguem aproveitar das correntes ascendentes de ar para obter energia mecânica necessária para voo, os aviões utilizam propulsão mecânica para obter energia cinética necessária para voo. Rodrigues (2011, p. 13) afirma que: “um avião é definido como uma aeronave de asa fixa mais pesada que o ar, movida por propulsão mecânica, que é mantido em condição de voo devido à reação dinâmica do ar que escoa através de suas asas”. Existem aviões de diversos formatos cujas finalidades são distintas. A maioria, porém, possuem componentes principais em comum, são eles: fuselagem, asas, empenagem, trem de pouso e o grupo motopropulsor, conforme ilustrado no desenho 5. Veículos que voam Mais leves que o ar Balões, dirigíveis Mais pesados que o ar Foguetes, paraquedas, aviões
  • 47. 47 Desenho 5 – Principais componentes dos aviões Fonte: RODRIGUES, 2011 3.1.1 Fuselagem A fuselagem é a estrutura que engloba a cabine de comandos, o compartimento de carga, assim como os demais sistemas presentes no corpo da aeronave. Essa estrutura pode ser de três formas: treliçada, monocoque ou semi-monocoque, conforme desenho 6. A estrutura treliçada, como o nome sugere, utiliza treliças ao longo do corpo da aeronave. É uma estrutura cuja resistência e rigidez são obtidos por barras ligadas em uma série de modelos triangulares em pontos conhecidos como nós. Os esforços e reações são considerados, de forma simplificada, apenas nesses nós. A estrutura monocoque utilizam cavernas que são estruturas no formato aerodinâmico desejado. Estas estruturas são colocadas paralelas umas às outras e unidas por um revestimento. A estrutura semi-monocoque é composto por cavernas em formato aerodinâmico, em conjunto com demais estruturas como longarinas e revestimentos que fornecem a estrutura necessária para a aeronave.
  • 48. 48 Desenho 6 – Tipos de fuselagem Fonte: RODRIGUES, 2011 3.1.2 Asas As asas são artefatos mecânicos destinados à sustentação aerodinâmica. São fundamentais da aeronave e estão unidas de cada lado da mesma. Existem diversos projetos aeronáuticos com diferentes tamanhos, quantidade e formato de asas. Existe um motivo para tantas variações, no estudo aerodinâmico pequenas mudanças de suas configurações afetam drasticamente seus desempenhos. 3.1.2.1 Quantidade de asas Como o número de asas pode variar, são classificadas como monoplano a aeronave com um par de asas, biplano com dois pares e multiplanos com demais pares de asas. O aumento do número de asas certamente aumenta a capacidade da aeronave em produzir mais força de sustentação. As asas, porém, também produzem a força de arrasto, e com maiores quantidades de asas, mais resistência a aeronave terá em seu voo. Existe também a questão estrutural, em que conforme aumenta-se o número de asas, o ganho de peso para o avião também é expressivo. A fotografia 11 possui exemplo de aeronave monoplano e biplano.
  • 49. 49 Fotografia 11 – Classificação das asas quanto a quantidade de pares Fonte: RODRIGUES, 2011 Cabe ao estudo do projeto estabelecer a implementação de múltiplas asas, tendo em conta suas vantagens e desvantagens. De forma generalizada, o emprego de mais de um par de asas é incomum, pois o ganho de força de sustentação é possível também de outras maneiras3 . 3.1.2.2 Fixação na fuselagem Existem também variações quanto à posição de fixação na fuselagem, podem ser: asa alta, asa média ou asa baixa. Para cada uma dessas posições existem vantagens e desvantagens, como exemplificado no quadro 1. 3 É possível obter maiores forças aerodinâmicas alterando geometrias da asa, otimizando-a.
  • 50. 50 Quadro 1 – Altura das asas, vantagens e desvantagens Fonte: BARROS, 2001, adaptado pelo autor 3.1.2.3 Estrutura das asas Estruturalmente as asas devem ser rígidas o suficiente de modo a suportarem as solicitações mais severas de voo, decolagem e pouso, assim como os componentes nelas instalados (winglests, flaps, sistemas de alteração do perfil aerodinâmico como speed breaks, e possíveis componentes do grupo motopropulsor), levando em consideração também o efeito da
  • 51. 51 vibração. Para atenderem tantos fatores, a robustez é a solução mais prática. O peso, contudo, deve ser o mínimo possível, de modo a não comprometer o desempenho da aeronave. As soluções mais comuns, de acordo com Rodrigues (2011), é o uso de nervuras, longarina, bordo de ataque e bordo de fuga, todos cobertos por uma tela de revestimento, conforme representação no desenho 7. Desenho 7 – Elementos estruturais da asa Fonte: RODRIGUES, 2011 As nervuras são responsáveis pela forma aerodinâmica da asa, assim como a transmissão dos esforços do revestimento para a longarina. Esta, é o principal componente estrutural da asa e é dimensionada de modo a resistir os esforços de cisalhamento, flexão e torção devido as cargas aerodinâmicas de voo. Os bordos de ataque e fuga representam, respectivamente, a região dianteira e traseira da asa. 3.1.2.4 Formas geométricas das asas em planta O formato geométrico das asas em planta impacta de forma significativa no desempenho e comportamento da aeronave. Cada formato possui vantagens e desvantagens, em
  • 52. 52 que a segurança do voo está diretamente relacionada à escolha da geometria (BARROS, 2011). Existem diversos formatos geométricos da asa em planta, conforme desenho 8, sendo os mais comuns são o retangular, trapezoidal e elíptico (RODRIGUES, 2011). As asas também podem possuir ângulo em relação à fuselagem da aeronave, chamado de enflechamento (Ʌ). Consequentemente asas sem enflechamento são chamadas de asas retas. A) Asa retangular: Possui baixas eficiência aerodinâmica4 , se comparado com as demais geometrias. Como possui um bom aproveitamento de sua área em planta (S), produz uma quantidade considerável de força de sustentação. A fabricação também é mais simples, com menor custo, portanto. Isso porque as seções da asa são contínuas por toda sua extensão; B) asa trapezoidal: Possui boa eficiência aerodinâmica, se comparado com a asa retangular. A fabricação é complexa visto que toda seção da asa possui tamanho diferente, necessitando de nervuras específicas para cada posição e aumentando os custos para fabricação e, C) asa elíptica: Representa a asa ideal em termos de eficiência aerodinâmica. É a mais complexa, dentre as três, figura geométrica para fabricação. O custo para fabricação dessa geometria, assim como a estrutura necessária para suportar tornam a configuração com maiores custos de fabricação. Desenho 8 – Formas geométricas das asas em planta Fonte: CREPALDI, et al., 2012 4 Eficiência aerodinâmica é a relação entre forças de sustentação e arrasto, são detalhadas na seção 3.4.
  • 53. 53 3.1.2.5 O perfil da asa O perfil, ou seção transversal, da asa é o responsável pelo formato da mesma. A escolha do perfil no projeto de uma aeronave é de extrema importância, e o mesmo terá implicações diretas nos demais componentes do avião. Cada perfil se comporta de uma maneira única numa determinada condição de voo, e saber escolher o formato que melhor adequa a missão da aeronave é um processo de extensa pesquisa. O desenho 9 possui uma representação de um perfil de uma asa e a nomenclatura de seus componentes. Desenho 9 – Nomenclatura dos componentes de um perfil aerodinâmico Fonte: CREPALDI, et al., 2013 O escoamento de ar ocorre no sentido do bordo de ataque para o bordo de fuga. Cada alteração no formato geométrico altera o perfil e, portanto, confere uma identidade única para o mesmo. Na vista superior da aeronave, conforme desenho 10, é possível entender como a corda do perfil influencia no formato da asa, e a variação da mesma possibilita obter os formatos diversos em planta. A corda próxima à fuselagem é chamada de corda na raiz (cr) e a no fim da asa, corda na ponta (ct). A relação de afilamento (λ) é a divisão entre a corda de ponta e a corda na raiz, como indicado na equação 1. A distância entre pontas de asa, ou seja, a distância máxima entre as asas, é definida como envergadura.
  • 54. 54 𝜆 = 𝑐𝑡 𝑐𝑟 (1) Desenho 10 – Nomenclatura das cordas na asa em planta Fonte: RODRIGUES, 2011 3.1.2.6 Nomenclatura dos perfis e suas famílias Muitos dos perfis desenvolvidos hoje na indústria aeronáutica possuem geometrias próprias a fim de atender as necessidades únicas de cada projeto. Para seu desenvolvimento são utilizados softwares computacionais especializados em obter suas características aerodinâmicas. Antes da “era da computação” os perfis utilizados em projetos aeronáuticos eram escolhidos segundo séries, ou famílias, de geometrias já estudadas. Esses estudos foram desenvolvidos por agências governamentais, principalmente EUA, Alemanha e Reino Unido, através de um grande esforço experimental em inúmeros túneis de vento. Muitas aeronaves que ainda operam utilizam esses perfis previamente desenvolvidos, assim como muitos perfis customizados os possuem como origem (ANDERSON JR., 1999). A fim de padronizar os perfis, alguns parâmetros básicos são utilizados conforme listagem:
  • 55. 55 A) Corda (c); B) linha média; C) espessura (t) e distribuição ao longo da corda; D) raio do bordo de ataque e, E) ângulo do bordo de fuga. Dentre as principais agências que desenvolveram a série de perfis, se destaca a americana NACA (National Advisory Committee for Aeronautics). Na década de 1930, a contribuição inicial dessa agência foi definir esses parâmetros básicos. Fixando a linha média do perfil, e adicionando a ela a espessura desejada, foi possível obter perfis simétricos para linhas médias retas, e perfis assimétricos com linhas médias segundo uma curva. Esse processo de criação é exemplificado no desenho 11. Desenho 11 – Progressão básica no desenvolvimento de um perfil assimétrico Fonte: ANDERSON JR., 1999, adaptado pelo autor Com a alteração sistemática das variáveis, foram desenvolvidas diferentes geometrias. Dessa forma, as agências criaram inúmeros perfis cuja categorização ocorreu em séries, ou famílias, cujos dígitos em sua nomenclatura possuem o significado de como foram escolhidas suas variáveis. Algumas das principais séries dos perfis NACA, e suas respectivas nomenclaturas, são exemplificados no esquema 3.
  • 56. 56 Esquema 3 – Séries de perfis NACA e suas nomenclaturas Fonte: DA ROSA, 2006, adaptado pelo autor Existem ainda outros desenvolvedores de perfis, cujas nomenclaturas também possuem significados próprios. Mesmo com o menor significado histórico que a NACA, muitas de suas geometrias também são estudadas e utilizadas como base para geração de novos perfis. Alguns dos principais desenvolvedores são: Drela, Eppler, Hepperle, Larrabbe, Liebeck, Lissaman, Selig e Wortmann (DA ROSA, 2006). 3.1.3 Empenagem A empenagem é o componente da aeronave responsável por estabilizar e controlar o avião durante o voo. É dividida em duas superfícies: o estabilizador horizontal e vertical, conforme desenho 12. Ambas superfícies possuem componentes que permitem o avião realizar determinados movimentos, a horizontal possui o profundor e os compensadores, a vertical o leme de direção. Os componentes da empenagem também possuem um perfil aerodinâmico, cujas características devem satisfazer o equilíbrio dinâmico da aeronave em voo.
  • 57. 57 Desenho 12 – Componentes da empenagem Fonte: RODRIGUES, 2011, adaptado pelo autor Existem variações quanto a posição que os componentes da empenagem estão dispostos na aeronave, ocorrendo alterações no comportamento de voo com vantagens e desvantagens como exemplificado no quadro 2. Quadro 2 – Posições das empenagens na aeronave Fonte: BARROS, 2001, adaptado pelo autor
  • 58. 58 Além das posições em relação a aeronave, as empenagens podem configurações próprias, que também alteram o comportamento da aeronave de maneiras distintas. Essas posições são exemplificadas no desenho 13. Desenho 13 – Tipos de empenagens Fonte: CREPALDI, et al., 2013 3.1.4 Trem de pouso A principal função do trem de pouso é permitir o contato da aeronave com o solo, permitindo o avião realizar manobras para taxiamento5 , decolagem e pouso. Existem diferentes configurações no trem de pouso, podendo também variar o número de rodas a depender das dimensões da aeronave. Existem dois componentes essenciais: rodas principais e bequilha. As primeiras são dimensionadas para suportarem o peso integral da aeronave sozinha, a segunda tem como função o apoio em solo para poder realizar manobras em pista. O trem de pouso pode ser fixo ou móvel, em que ele é retraído ao longo do voo. Pode ser na configuração triciclo, as duas rodas principais abaixo das asas e a bequilha na dianteira da aeronave, ou a configuração convencional, com as rodas principais na dianteira e a bequilha na parte traseira da aeronave, conforme ilustrado no desenho 14. 5 O taxiamento é o termo aeronáutico para descrever a movimentação do avião em pista, preparando-se para decolar, ou depois de pousar (Michaelis Moderno Dicionário da Língua Portuguesa, 1998).
  • 59. 59 Desenho 14 – Tipos de trem de pouso Fonte: ROSKAM, 2000, adaptado pelo autor 3.1.5 Grupo motopropulsor O grupo motopropulsor, como o nome sugere, é o responsável por fornecer força para movimentar a aeronave, seja em solo ou em voo. Os componentes principais são: carenagem, parede de fogo, motor, hélice e spinner, conforme desenho 15. Desenho 15 – Principais componentes do grupo motopropulsor Fonte: RODRIGUES, 2011 A carenagem possui a função de proteger o motor, isolar acusticamente, assim como promover melhores características aerodinâmicas à essa região. A parede de fogo deve ser isolada o suficiente para manter afastado todo calor proveniente do motor à fuselagem. O motor será o responsável em desenvolver a energia mecânica a ser transmitida à hélice. Esta
  • 60. 60 deverá fornecer empuxo o suficiente para a aeronave permanecer em voo controlado. O spinner deve proteger a hélice, assim como conferir melhores características aerodinâmicas à aeronave. 3.1.5.1 Motores Existem diferentes métodos de propulsão em aeronaves, sendo que a maioria utiliza combustíveis para obtenção de energia mecânica. Dentre os mais usuais são os turbojatos, turbofan, turbo-hélice e pistão. O uso de motores elétricos nas aeronaves civis ainda ocorre de maneira experimental na indústria aeronáutica, isso porque ainda não foi desenvolvido um método eficiente e seguro de armazenamento de energia para operar uma aeronave comercial, por exemplo. A fotografia 12 possui exemplo de um motor elétrico para aeronave desenvolvido pela Siemens. Fotografia 12 – Motor elétrico desenvolvido pela Siemens Fonte: MARTINI, 2015 3.1.5.2 Posicionamento do grupo motopropulsor O posicionamento do grupo motopropulsor na aeronave influencia diretamente o comportamento da mesma em voo, como é observado no quadro 3.
  • 61. 61 Quadro 3 – Posições do propulsor na aeronave Fonte: BARROS, 2001, adaptado pelo autor O propulsor dianteiro difere do intermediário e do traseiro quanto ao sentido de voo e sua orientação do motor, as nomenclaturas que determinam esses posicionamentos do motor relativo ao movimento da aeronave são exemplificadas no desenho 16. Desenho 16 – Nomenclatura da posição do motor em relação ao sentido de movimento da aeronave Fonte: CREPALDI, et al., 2013
  • 62. 62 No chamado tipo tractor, o motor está orientado no mesmo sentido de deslocamento da aeronave. A desvantagem desta configuração é o aumento de arrasto proveniente do fluxo de ar proveniente da hélice contra a fuselagem. No tipo pusher, o motor está orientado de forma contrária ao movimento do avião, e o escoamento proveniente da hélice não encontra a fuselagem da aeronave, reduzindo efeitos do arrasto (BARROS, 2001). 3.1.5.3 Hélices Algumas aeronaves utilizam hélices acoplado ao motor. Segundo Rodrigues (2011), a hélice tem a missão de fornecer força de tração necessária ao voo, sendo um aerofólio trabalhando em trajetória circular. A geometria da hélice deve ser estudada, assim como nas asas, e uma mudança em sua característica afetará o comportamento da aeronave em voo. Homa (2010) explica que teoricamente a hélice deve trabalhar realizando a trajetória como num parafuso, em que avança uma determinada distância a cada revolução. Essa distância é chamada de passo teórico. Como o ar é um fluido compressível, a distância real é diferente do passo teórico e sua denominação é de passo efetivo ou avanço. A diferença entre esses passos é denominada recúo. O desenho 17 ilustra o passo da hélice de uma aeronave. Desenho 17 – Passo da hélice de uma aeronave Fonte: HOMA, 2010
  • 63. 63 Existem diferentes configurações de ajustes de hélices conforme seus passos, possibilitando alteração da performance de voo conforme necessidade da aeronave, conforme ilustrado no desenho 18. Desenho 18 – Tipos de hélices conforme o passo Fonte: HOMA, 2010 3.1.6 Sistema de coordenadas utilizado na indústria aeronáutica A indústria aeronáutica adota o sistema de coordenadas cartesianas tridimensionais de modo a descrever o movimento e direção da aeronave em voo. A origem do sistema é sempre adotada no centro de gravidade do avião, e os três eixos de coordenadas se interceptam no centroide, formando ângulos de 90 graus entre si. O sentido do sistema de coordenadas é utilizando a regra da mão direita. São utilizados dois sistemas de coordenadas distintos, no primeiro o sistema é fixo segundo um referencial inercial na terra e é utilizado para analisar o movimento da aeronave em relação à um ponto fixo. O segundo sistema é fixo na aeronave e é conhecido como sistema de coordenadas do corpo (NELSON, 1989). Como o sistema mais usual é o fixo, é adotado de forma generalizada as coordenadas sem complemento para especificar a que sistema ela pertence, conforme desenho 19.
  • 64. 64 Desenho 19 – Os dois sistemas de coordenadas aeronáuticas Fonte: NELSON, 1989, adaptado pelo autor 3.1.6.1 Movimentos da aeronave em voo Existem seis tipos diferentes que a aeronave pode realizar em voo, em relação aos três eixos de referência. O avião pode, portanto, ser modelado como um sistema com seis graus de liberdade. Dentre os possíveis movimentos, três são lineares e três de rotação (RODRIGUES, 2011). Os seis possíveis movimentos são: a) Para frente e para trás ao longo do eixo x (eixo longitudinal), movimento linear; b) para esquerda e para direita ao longo do eixo y (eixo lateral), movimento linear; c) para cima e para baixo, ao longo do eixo x (eixo vertical); d) movimento rotativo ao longo do eixo longitudinal. Movimento de rolamento; e) movimento rotativo ao longo do eixo lateral. Movimento de arfagem e, f) movimento rotativo ao longo do eixo vertical. Movimento de guinada.
  • 65. 65 3.1.6.2 Superfícies de controle As superfícies de controle são as responsáveis a permitir que a aeronave realize determinados movimentos. Os ailerons são os responsáveis pelo movimento de rolamento, o profundor é responsável pelo movimento de arfagem e o leme de direção o responsável elo movimento de guinada, conforme desenho 20. Desenho 20 – Sistema de coordenadas fixas e movimentos aeronáuticos Fonte: RUSSELL, 1996, adaptado pelo autor Os ailerons estão localizados nas extremidades das asas, são estruturas móveis que são capazes de atuar um binário capaz de movimentar a aeronave a realizar o movimento de rolamento. O profundor atua com a finalidade de movimentar a aeronave verticalmente, movimento de arfagem. O leme é capaz de retirar a aeronave de sua direção em voo original através da rotação do eixo z, movimento de guinada, como ilustrado no desenho 21.
  • 66. 66 Desenho 21 – Exemplo de ação do profundor no movimento de arfagem Fonte: RODRIGUES, 2011 3.2 ESTUDO AERODINÂMICO DOS PERFIS Os aviões são máquinas fascinantes devido à sua característica essencial: podem voar. O motivo para o mesmo é devido à ação aerodinâmica na aeronave. Sem a aerodinâmica, aviões não voariam, pássaros não sairiam do chão e moinhos não existiriam. Um bom exemplo para entender a origem da força aerodinâmica é o proposto por Anderson Jr. (1999) ao fazer um paralelo com as forças de contatos convencionais presentes no cotidiano. Ao segurar um livro, as forças das mãos são aplicadas no livro devido ao seu contato direto com o mesmo. A força aerodinâmica, similarmente, é a força exercida num corpo imerso em um fluxo de fluido devido as mãos da natureza, que são, na realidade, forças devido à pressão e às tensões de cisalhamento atuando por toda a superfície exposta do corpo (s). As forças devido a pressão “p” atuam perpendicularmente, enquanto as forças devido ao cisalhamento “τ” ocorrem paralelo à superfície de contato, conforme ilustrado no desenho 22. O valor resultante da força aerodinâmica devido a pressão e tensões de cisalhamento é o somatório de sua distribuição integrado pelo total de superfície exposta ao escoamento. Desenho 22 – Forças aerodinâmicas devido à pressão (esquerdo) e tensão de cisalhamento (direito) numa superfície exposta a um escoamento de fluido Fonte: ANDERSON JR., 1999
  • 67. 67 3.2.1 Força de sustentação, arrasto e momentos Para melhor entendimento de como surge a força de sustentação num perfil aerodinâmico o mesmo é retratado no desenho 23 em um escoamento livre com direção horizontal. O escoamento é denotado como “V∞”, e é chamado popularmente chamado de vento relativo. A corda do perfil possui em relação ao vento relativo um ângulo “α”, chamado de ângulo de ataque. A resultante aerodinâmica (R), é inclinada em relação a vertical, e sua componente vertical é chamada de força de sustentação (L), do inglês lift. A componente de R paralelo ao vento relativo é denominada arrasto (D), do inglês drag, conforme ilustrado no desenho 23 (ANDERSON JR., 1999). Desenho 23 – Forças de sustentação, arrasto e resultante aerodinâmica Fonte: ANDERSON JR., 1999 A formulação da força resultante aerodinâmica pode ser escrita conforme equação 2. 𝑅 = − ∫ ∫ 𝑝 ∙ 𝒏 ∙ 𝑠 𝑑𝑠 + ∫ ∫ 𝜏 ∙ 𝒌 ∙ 𝑠 𝑑𝑠 (2)
  • 68. 68 Onde n e k são vetores normais e tangentes, respectivamente, à superfície exposta ao escoamento. Ao analisar as forças atuantes não somente no perfil, mas sim nas asas, é possível notar que surgirá no eixo normal ao perfil um momento torsor. Caso escolha, arbitrariamente, uma posição na corda do perfil para transmitir os esforços, essa posição terá um valor único de momento torsor transmitido. No desenho 24 a posição escolhida foi de um quarto da corda do perfil, em relação ao bordo de ataque6 , para quantizar o momento torsor do perfil. Esse momento é chamado de 𝑀𝑐/4 (ANDERSON JR., 1999). Desenho 24 – Momento torsor em um quarto da corda do perfil Fonte: ANDERSON JR., 1999 Como a resultante representa o efeito combinado devido a carga distribuída da pressão e tensão de cisalhamento, existe um lugar geométrico no perfil em que ela possa ser representada como carga pontual. Este lugar é denominado centro de pressão (CP). Caso trace um eixo perpendicular a esse ponto, o mesmo não possuirá um momento torsor atuante. Uma possível definição do centro de pressão, segundo Anderson Jr. (1999), é o lugar geométrico do perfil aerodinâmico cujo momento torsor é nulo. 3.2.2 Coeficientes aerodinâmicos Anderson Jr. (1999) afirma que é intuitivo alguns fatores influenciarem nas forças aerodinâmicas. A velocidade, a densidade do fluido (𝜌∞), o tamanho do corpo com determinada área de contato com escoamento, o ângulo de ataque do corpo em relação a orientação da corrente, a viscosidade dinâmica ambiente do fluido (𝜇∞) e a viscosidade cinemática do fluido (ν) são alguns desses fatores. Não tão intuitivo, mas também importante na composição das 6 Bordo de ataque é a região que o perfil aerodinâmico, em análise em duas dimensões, ou a asa, em três dimensões, realiza o primeiro contato com o fluido em escoamento (ANDERSON JR., 1999).
  • 69. 69 forças aerodinâmicas, é a compressibilidade do meio em que o corpo está imerso (𝑎∞)7 . Dessa maneira é possível obter as variáveis das funções das forças e momento aerodinâmico, conforme indicado nas equações 3, 4 e 5. 𝐿 = 𝐿(𝜌∞, 𝑉∞, s, α, 𝜇∞, 𝑎∞) (3) 𝐷 = 𝐷(𝜌∞, 𝑉∞, s, α, 𝜇∞, 𝑎∞) (4) 𝑀 = 𝑀(𝜌∞, 𝑉∞, s, α, 𝜇∞, 𝑎∞) (5) Através de uma série de análises adimensionais, surgem coeficientes que relacionam essas variáveis com os esforços atuantes, são chamados de coeficientes aerodinâmicos. Onde 𝐶𝐿, 𝐶 𝐷 e 𝐶 𝑀 são, respectivamente, os coeficientes aerodinâmicos de sustentação, arrasto e momento, conforme indicado nas equações 6, 7 e 8, respectivamente. 𝐶𝐿 = 𝐿 𝑞∞ ∙ 𝑠 (6) 𝐶 𝐷 = 𝐷 𝑞∞ ∙ 𝑠 (7) 𝐶 𝑀 = 𝑀 𝑞∞ ∙ 𝑠 ∙ 𝑐 (8) Onde c é a corda do perfil. O coeficiente 𝑞∞ é chamado de pressão dinâmica, e é definido segundo equação 9. 𝑞∞ = 1 2 ∙ 𝜌 ∙ 𝑉∞ 2 (9) As demais variáveis estão presentes na determinação dos números de Reynolds (Re) e de Mach (𝑀∞), conforme equações 10 e 11. 7 A compressibilidade do meio (𝑎∞) varia conforme a velocidade do som no mesmo. Maior a compressibilidade, menor a velocidade do som (ANDERSON JR., 1999).