1 1-Introdução 1.1 – Motivação Existe uma cada vez maior procura de Mini-UAV (veículos aéreos não tripulados de pequenas dimensões) devido às suas grandes potencialidades e vantagens. Como são simples e não requerem o emprego de tecnologia avançada, constituem uma solução viável para países que não possuem financiamento para desenvolver, fabricar ou construir equipamento aeronáutico convencional. Por outro lado, existe o potencial de uso em aplicações civis, o que cria o interesse pelo desenvolvimento de UAV’s simples e pequenos para uma grande variedade de fins. 1.2– Evolução O conceito de veículo aéreo não tripulado (UAV) não é propriamente inovador. As primeiras ideias remontam o ano 1916, mas não passaram só de ideias porque a tecnologia disponível não o permitia. Durante a 1ª Guerra Mundial, apareceram as primeiras aeronaves de controlo remoto (basicamente eram torpedos aéreos capazes de transportar explosivos) e o mesmo se sucedeu na 2ª Guerra Mundial com os mísseis V1. Só em 1980 e 1990 é que as aeronaves não tripuladas começaram a desempenhar funções mais importantes devido à capacidade da tecnologia electrónica permitir a realização de missões sem controlo humano. Usualmente os UAV’s são destinados para missões de reconhecimento e vigilância, deixando as missões de combate e bombardeamento para os recentes UCAV’s (Unmanned combat aerial vehicles – veículos de combate aéreo não tripulados).
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Tese Rui Gomes UAV final1 - run.unl.pt · De uma maneira ou de outra, são os requisitos que afectam como a solução deve ser desenvolvida e deve-se cumprir o máximo de requisitos
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1-Introdução
1.1 – Motivação
Existe uma cada vez maior procura de Mini-UAV (veículos aéreos não tripulados de pequenas
dimensões) devido às suas grandes potencialidades e vantagens. Como são simples e não
requerem o emprego de tecnologia avançada, constituem uma solução viável para países que não
possuem financiamento para desenvolver, fabricar ou construir equipamento aeronáutico
convencional.
Por outro lado, existe o potencial de uso em aplicações civis, o que cria o interesse pelo
desenvolvimento de UAV’s simples e pequenos para uma grande variedade de fins.
1.2– Evolução
O conceito de veículo aéreo não tripulado (UAV) não é propriamente inovador. As primeiras
ideias remontam o ano 1916, mas não passaram só de ideias porque a tecnologia disponível não o
permitia.
Durante a 1ª Guerra Mundial, apareceram as primeiras aeronaves de controlo remoto
(basicamente eram torpedos aéreos capazes de transportar explosivos) e o mesmo se sucedeu na
2ª Guerra Mundial com os mísseis V1.
Só em 1980 e 1990 é que as aeronaves não tripuladas começaram a desempenhar funções mais
importantes devido à capacidade da tecnologia electrónica permitir a realização de missões sem
controlo humano.
Usualmente os UAV’s são destinados para missões de reconhecimento e vigilância, deixando as
missões de combate e bombardeamento para os recentes UCAV’s (Unmanned combat aerial
vehicles – veículos de combate aéreo não tripulados).
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1.3 – Mercado
Recentemente, os UAV têm vindo a experimentar um grande crescimento na indústria
aeronáutica. Actualmente, já detém uma boa parcela da indústria aeronáutica e estudos realizados
em 2006 revelam que este crescimento irá continuar, prevendo-se gastos anuais na ordem dos 8
biliões de dólares americanos no final de 2017 [1].
Fig.1.1 – Gastos anuais no sector dos UAV [2]
1.4 – Objectivos da dissertação
O trabalho apresentado nesta dissertação consiste na concepção de uma célula miniatura de um
veículo aéreo não tripulado (Mini-UAV), que poderá ser destinada a dar apoio a operações
tácticas, que possa transmitir informação em tempo real ou em tempo quase real. A aeronave
deve ser de construção fácil a partir de materiais e componentes disponíveis comercialmente. Este
desenvolvimento vai centrar-se em métodos de concepção usados para desenvolver aeronaves
convencionais de passageiros.
O método de concepção será apresentado com descrição dos aspectos fundamentais e um
exemplo será depois apresentado. Neste exemplo, a aeronave a conceber deverá poder realizar
missões de reconhecimento, tanto em cenário civil (ao serviço da polícia ou guarda costeira)
como em cenário militar (ao serviço do exército ou da marinha), operada por uma equipa de dois
elementos. Para além destes dois aspectos, a aeronave deverá ter dimensões e
3
peso reduzidos para facilitar a operação de lançamento à mão ou com ajuda de um cabo “bungee”
em terreno aberto ou, lançamento e recepção no convés caso a sua utilização seja em navios rápidos
de patrulha (FPB).[3]
À semelhança dos modelos da mesma categoria com a mesma finalidade, as missões deverão ser
executadas a uma altitude de 150 a 300 m (500 a 1000 pés). A grande diferença é que terá de servir
missões com um raio de acção de 50 km.
Como objectivo final, o modelo a desenvolver terá de se apresentar com um custo relativamente
inferior aos modelos existentes (cerca de 28.500 dólares americanos por unidade [4]), e como tal,
materiais menos exóticos como fibras de vidro ou polipropileno (EPP) terão de ser considerados.
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1.5 – Vantagens dos Mini-UAV
Relativamente às aeronaves convencionais:
� Baixo custo unitário;
� Baixo custo de manutenção;
� Não necessita de tripulação (sem custo de formação da tripulação);
� Pode voar de dia e de noite, totalmente sob controlo de um computador;
� Fácil transporte (transportável por equipas pequenas – 2 ou 3 pessoas);
� Económico a nível de consumos e menos poluente;
� Não requer pistas para descolagem e aterragem;
� Difícil detecção – fácil infiltração (menor assinatura no radar e menor assinatura sonora);
� Danos e consequências menores em caso de acidente (seguro inferior):
� Menores danos materiais devido à menor energia cinética;
� Nenhum ferimento ou morte do piloto no acidente;
� Menores hipóteses de lesão ou morte de civis num acidente aéreo;
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A figura 1.2 mostra a comparação entre duas soluções (um Mini-UAV e uma aeronave
convencional) para executar missões de reconhecimento.
Fig.1.2 Comparação entre um UAV e uma aeronave convencional [5]
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1.6 – Regulamentação
A maior preocupação da FAA (Federal Aviation Administration) sobre as operações dos UAV é a
segurança em espaço aéreo civil. É essencial que estes veículos não cheguem muito próximo de
aeronaves que transportem pessoas ou que comprometam a segurança de pessoas em a terra.
Quando uma equipa militar ou uma agência do governo pretende operar um UAV em espaço
aéreo civil, a FAA avalia o pedido e envia um COA (Certificate Of Authorization), baseando-se
nos seguintes princípios:
� O COA autoriza o operador a usar um espaço aéreo definido e inclui provisões únicas
para cada operação.
� A maioria, se não todos, dos COAs requerem uma adequada coordenação com o controlo
de tráfego aéreo e exigem que o UAV tenha um “transponder” capaz de operar no modo
de controlo de tráfego aéreo padrão com relatório automático da altitude.
� Para certificar que o UAV não venha a interferir com outra aeronave, é recomendado um
observador em terra ou uma aeronave que mantenha o contacto visual com o UAV.[6]
Também existem outras regulamentações mais detalhadas relativas aos UAV, mas essas apenas
dizem respeito às classes MALE (Medium Altitude Long Endurance) e HALE (High Altitude
Long Endurance).
Estas referências dizem respeito à regulamentação que é aplicada em território norte-americano.
Na Europa e no resto do mundo, a regulamentação estabelecida pelo ICAO (International Civil
Aviation Organization [7]) para os UAV parece ser idêntica ao da FAA.
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2 – Fundamentação técnica
Embora exista uma grande variedade de modelos e classes de UAV’s, os seus processos e
métodos de concepção ainda não se identificam como uma ciência certificada, ou pelo menos,
ainda não normalizada.
Alguns estudos realizados sobre este tipo de aeronaves levaram à criação de simples métodos
para conceber este tipo de aeronaves. Por um conceito novo e ainda estar em desenvolvimento,
não podemos depender destes estudos porque podemos correr o risco de não obter resultados
satisfatórios.
Como solução, o desenvolvimento vai-se centrar em métodos certificados para a concepção de
aeronaves convencionais, procedendo a ajustes e correcções necessárias para que este método se
adapte à concepção de Mini-UAV’s.
Os métodos e expressões presentes foram baseados na referência bibliográfica “Aircraft Design:
A concetual approach” do autor Daniel Raymer [8]. Devido ao número elevado de equações, será
frequente encontrar vários termos com a mesma letra. Para evitar tal confusão, é aconselhável ter
atenção às descrições das expressões.
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Processo de concepção
O processo típico de concepção de aeronaves convencionais baseia-se em métodos comparativos
e estatísticos desenvolvidos a partir de uma grande variedade de estudos, testes e de dados
provenientes de aeronaves de sucesso ao longo da história. O resultado resume-se num processo
iterativo com passos definidos que visam produzir dados suficientes para se obter uma solução
óptima. Este processo é ilustrado na figura 2.1 e todos os passos importantes são seguidamente
descritos.
Fig.2.1 – Processo de concepção
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2.1 – Requisitos
O processo de concepção tem início quando é apresentado o problema, ou seja, o conjunto de
requisitos que precisam de ser satisfeitos. Normalmente são especificados pelo cliente ou pela
entidade que pretenda adquirir uma solução com todas características pretendias, ou então pela
própria organização que está a desenvolver o projecto, com finalidade de conquistar uma quota
do mercado.
De uma maneira ou de outra, são os requisitos que afectam como a solução deve ser desenvolvida
e deve-se cumprir o máximo de requisitos possíveis, senão todos.
2.2 – Perfil da missão
Com base nos requisitos impostos inicialmente, esboça-se o perfil típico da missão contendo
informação sobre as condições em que a aeronave terá de operar. O perfil da missão normalmente
apresenta-se com as etapas de descolagem, subida, voo cruzeiro, descida e aterragem, como
demonstra a figura 2.2.
Fig.2.2 – Exemplo de perfil da missão
Outras etapas podem ser adicionadas em função dos requisitos pedidos como espera, aceleração e
combate.
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2.3 – Tecnologia disponível, conceitos e decisões iniciais
Nesta fase, é feita uma pesquisa sobre a tecnologia disponível e de soluções idênticas no
mercado. É aqui onde se começa a delinear o formato da solução a desenvolver, estabelecendo
decisões iniciais como o tipo de configuração a adoptar, o número de motores necessários, o tipo
de trem de aterragem ou o tipo de aerofólio que melhor se adequa a solução.
No que diz respeito à configuração, pode ser determinada pela posição dos motores (“tractor” ou
“pusher”) e pela posição das asas (convencional, “canard” e delta).
Uma aeronave na configuração “tractor” possui os motores direccionados para a frente, puxando
a aeronave ao passo que uma aeronave na configuração “pusher” possui os motores direccionados
para trás, empurrando a aeronave.
Fig.2.3 – Exemplo de configurações “tractor” e “pusher”
A configuração “pusher” apresenta vantagens na medida em que o fluxo induzido pela hélice não
é afectado pela presença de qualquer componente como acontece na configuração “tractor”.
Apesar disto, a configuração “tractor” é vantajosa nas condições de aterragens e descolagens,
visto que a hélice encontra-se livre de contacto com o solo.
No que diz respeito à posição das asas, a configuração convencional (asa perto do centro de
gravidade e os planos verticais e horizontais da empenagem na traseira da aeronave) é a mais
simples e adoptada pela maioria das aeronaves existentes. Outra configuração é a “canard”, em
que a asa principal é posicionada atrás do centro de gravidade e o plano horizontal da empenagem
é colocada no nariz da aeronave. Esta configuração apresenta vantagens de estabilidade, pois é
praticamente impossível de perder o controlo em condições de perda de sustentação. É uma
configuração que começa a ser familiar nos aviões recentes e geralmente está associada à
configuração “pusher”.
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A selecção do tipo de aerofólio também faz parte de uma decisão inicial importante porque o
formato da asa é importante para o tipo de missão que a aeronave vai executar. Aerofólios de
baixo arrasto e alta sustentação devem ser a escolha certa para condições de voo a baixa
velocidade.
Após as decisões iniciais, realiza-se um esboço simples da aeronave a desenvolver para se ter
uma noção global do seu aspecto.
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2.4 – Estimativa do peso máximo à descolagem
A determinação do peso máximo à descolagem é um passo importante no processo de concepção,
pois os passos seguintes dependem dos resultados calculados nesta fase, e expresso pela seguinte
expressão (2.1):
(2.1)
onde:
Wcrew – peso da tripulação e passageiros;
Wpayload – peso da carga a transportar;
Wf – peso de combustível;
We – peso da aeronave vazia;
Wo – peso máximo à descolagem;
Como se trata de UAV’s, a expressão é simplificada e dá origem a expressão (2.2)
(2.2)
A relação We/Wo pode ser determinada pela expressão (2.3):
54321 max)/()/(/ CCCCC VSWoWohpAbWoaWoWe += (2.3)
onde:
hp/Wo – relação potência/peso;
S – área da asa )( 2ft ;
Wo/S – carga alar )/( 2ftlb ;
A – alongamento;
Vmax – velocidade máxima )(mph ;
a, b, C1, C2, C3, C4, C5 – constantes pré-estabelecidas do anexo I [8];
Admitindo um valor para A (pode ser estabelecido através de tabelas estatísticas para cada tipo de
aeronave – tipicamente menores que 4 para aeronaves velozes e superiores a 6 para
)/()/(1 WoWeWoWf
WpayloadWo
−−=
)/()/(1 WoWeWoWf
WpayloadWcrewWo
−−+
=
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aeronaves mais lentas) e um valor para a relação hp/Wo (aeronaves como Mini-UAV’s devem
apresentar valores elevados pois vão executar descolagens via lançamento manual), ficam a faltar
os valores de Vmax e Wo/S.
Geralmente, o valor de Vmax é 30% superior ao valor da velocidade de cruzeiro e Wo/S pode ser
calculado de diferentes métodos e no final escolhe-se o menor deles todos. Normalmente esse
valor corresponde à condição de velocidade de “Stall” (velocidade mínima de voo controlado),
que é dada pela expressão (2.4).
max2
2
1/ LStallCVSW ρ= (2.4)
onde:
ρ – densidade do ar )/( 3ftsl ;
Vstall – velocidade mínima de voo controlado )/( sft ;
maxLC - coeficiente de sustentação máximo da asa (tipicamente 0.9 maxlC do aerofólio);
Com estes valores calculados, fica a restar a fracção Wf/Wo que é determinada pelas fracções de
peso correspondentes a cada segmento da missão. Estas fracções podem ser calculadas da
seguinte maneira:
Aquecimento e descolagem
0.99~0.97 Wi/Wo =
Subida
M0325.00065.1/WW 1-ii −= (2.5)
onde:
M – número de Mach;
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Voo Cruzeiro
−=− )/(550
exp/ 1DL
RCWW
p
bhp
ii η (2.6)
onde:
R – raio de acção do segmento de voo cruzeiro )( ft ;
bhpC – consumo específico )/( sl ;
pη - eficiência do motor;
A relação L/D é a relação sustentação/arrasto e é dada pela expressão (2.7).
Aeq
SW
SW
qCDL
D
π/
/
1/
0 += (2.7)
onde:
q – pressão dinâmica ( 25.0 Vq ρ= ) )/( 2ftlb ;
0DC - valor de arrasto parasita;
e – factor de eficiência Oswald;
Espera
−=− )/(550
exp/ 1DL
EVCWW
p
bhp
ii η (2.8)
onde:
E – tempo de espera )(s ;
V – velocidade de espera )/( sft ;
bhpC – consumo específico )/( sl ;
pη - eficiência do motor;
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Descida e aterragem
997.0~990.0/WW 1-ii =
Os valores de arrasto parasita e factor de eficiência de Oswald, 0DC e e respectivamente, são
inicialmente admitidos com o valor de 0.02 e 0.85 porque nesta fase ainda não existem dados
suficientes para qualquer estimativa aerodinâmica.
Com estes valores todos, consegue-se determinar o valor de Wf/Wo com a expressão (2.9).
−=Wo
WxWoWf 106.1/ (2.9)
Onde Wx/Wo é o produto das fracções de todos segmentos da missão.
Com isto, consegue-se determinar Wo realizando iterações entre as expressões (2.2) e (2.9). Uma
vez encontrado o valor de Wo, determina-se We e Wf e S.
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2.5 – Dimensionamento das proporções geométricas
O dimensionamento geométrico da asa pode ser feito com ajuda dos valores obtidos no passo
anterior e com os dados do aerofólio escolhido. Em primeiro lugar, determina-se o valor da
envergadura com ajuda da expressão (2.10).
ASb = (2.10)
onde
A – alongamento;
S – área alar )( 2ft ;
Em seguida, estabelece-se um valor de estreitamento da asa λ e um ângulo da linha que percorre
25% da corda ao longo da asa 4/CΛ . Estes valores podem ser escolhidos com ajuda das figuras
2.4 e 2.5.
Fig.2.4 – Tendências dos valores de alongamento vs 4/CΛ [8]
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Fig.2.5 – Tendências dos valores de λ vs 4/CΛ [8]
Com estes valores assumidos, podem-se determinar os comprimentos das cordas na raiz, da ponta
e do centro aerodinâmico da asa com as expressões:
)1(
2
λ+=b
SC root (2.11)
roottip CC λ= (2.12)
λλλ
+++
=1
1
3
2 2
rootCc (2.13)
)1)(21(6
λλ ++=b
Y (2.14)
)1(
1tantan 4/ λ
λ−
−+Λ=ΛA
CLE (2.15)
onde
rootC - comprimento da corda na raiz )( ft ;
tipC - comprimento da corda na ponta )( ft ;
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λ - relação de estreitamento;
b - envergadura de asa )( ft ;
c - comprimento da corda no centro aerodinâmico da asa )( ft ;
Y - distância do centro aerodinâmico da asa à linha central da aeronave )( ft ;
LEΛ - ângulo do bordo de ataque )(graus ;
A – alongamento;
S – área alar )( 2ft ;
Com os resultados das expressões, pode-se desenhar a asa como mostra a figura 2.6.
Fig.2.6 – Geometria da asa [8]
Quanto à geometria da fuselagem, não há grande especificação porque os UAV’s não precisam
de espaço interior para acomodar tripulantes. Sendo assim, a fuselagem apenas necessita de ter
espaço suficiente para acomodar o equipamento necessário e tanques de combustível. Convém
lembrar que a fuselagem deve apresentar um aspecto esguio, ou seja, que o comprimento seja
muito superior ao diâmetro máximo e que haja algum comprimento entre a asa e os planos
horizontal e vertical da empenagem, de modo a facilitar o momento produzido pelas superfícies
de controlo.
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Por último, os planos horizontal e vertical da empenagem podem ser dimensionadas por um
método simples (expressões 2.16 e 2.17) em que só e preciso admitir uma distância entre os
centros aerodinâmicos das asas e o coeficiente volumétrico da cauda, que é obtido através do
anexo II.
VT
WWVT
VTL
SbcS = (2.16)
HT
WWHT
HTL
SCcS = (2.17)
onde
Wb - envergadura da asa principal )( ft ;
WS - área da asa principal )( 2ft ;
VTL - distância do centro aerodinâmico da asa ao plano vertical da empenagem
(figura2.5.4) )( ft ;
HTL - distância do centro aerodinâmico da asa ao plano horizontal da empenagem
(figura2.5.4) )( ft ;
WC - comprimento da corda no centro aerodinâmico da asa )( ft ;
HTc - coeficiente volumétrico do plano horizontal da empenagem;
VTc - coeficiente volumétrico do plano vertical da empenagem;
HTS - área alar do plano horizontal da empenagem )( 2ft ;
VTS - área alar do plano vertical da empenagem )( 2ft ;
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Fig.2.7 – Posições das asas [8]
Com os valores das áreas alares dos planos da empenagem, consegue-se facilmente determinar a
geometria aplicando o mesmo método usado para determinar a geometria da asa principal.
O dimensionamento das proporções geométricas fica assim concluído, com informação suficiente
para fazer os desenhos da aeronave.
21
2.6 – Análise aerodinâmica
O estudo aerodinâmico é outra área importante na concepção de aeronaves visto que estas usam o
ar para produzir a força necessária de sustentação e as forças para o controlo de nível e direcção
de voo. Porém, estas forças são criadas por meio de fricção que dá origem a uma força de arrasto.
Esta força de arrasto é designada de arrasto induzido para sustentação.
Outra força que também produz arrasto é a força relacionada com a fricção de todas superfícies
em contacto com o ar e que não produzem sustentação (fuselagem, antenas, trens de aterragem,
gôndolas ou “nacelles”). Esta força de arrasto é designada de arrasto parasita.
O estudo aerodinâmico vai incidir na geometria da aeronave escolhida subcapítulo anterior (2.5) e
estimar valores importantes para a condição predominante de voo (usualmente correspondente à
condição de voo cruzeiro) e que são necessários para os passos seguintes.
Basicamente, uma situação de voo em equilíbrio pode ser traduzida pelas equações (2.18) e
(2.19).
LqSCLW == (2.20)
DqSCDT == (2.19)
onde
W - peso da aeronave (lb);
L - força de sustentação (lb);
T - força de impulsão (lb);
D - força de arrasto (lb);
S – área alar )( 2ft ;
LC - coeficiente de sustentação;
DC - coeficiente de arrasto;
Como já tinha sido referido acima, o coeficiente de arrasto DC é o resultado do arrasto parasita e
do arrasto induzido para sustentação e pode ser determinado pela expressão (2.20).
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( )2min0 LLDD CCKCC −+= (2.20)
onde
0DC - arrasto parasita;
K - factor de arrasto induzido para sustentação;
LC - coeficiente de sustentação;
minLC - valor de LC mínimo (no caso de aerofólios assimétricos);
O valor de arrasto parasita vai depender do formato e de toda a superfície que esteja em contacto
com o ar, bem como todo o arranjo dos diferentes componentes que constituem a aeronave.
O método das componentes permite determinar este valor, associando os coeficientes de atrito
local, áreas de contacto, factores de forma e interferência de cada componente. As seguintes
expressões permitem determinar o valor do arrasto parasita.
( )ref
wetf
DS
SQFFCC
...0
Σ= (2.21)
µρVl
R = (2.22)
( ) ( ) 65.02581.210 144.01log
455.0
MRC f
+= (2.23)
Factor de forma da asa e planos da empenagem
( )( )[ ]28.018.0
4
cos34.1100/
6.01 m
m
Mc
t
c
t
cxFF Λ
+
+= (2.24)
Factor da fuselagem
++=
400
601
3
f
fFF (2.25)
23
Factor de forma das gôndolas ou “nacelles”
+=
fFF
35.01 (2.26)
( ) max/4 A
lf
π= (2.27)
onde
fC - coeficiente de atrito local;
Q - factor de interferência (1~1.5 dependendo da proximidade dos componentes);
FF - factor de forma;
wetS - superfície exposta ao fluxo de ar )( 2ft ;
refS – área alar )( 2ft ;
R - número de Reynolds;
ρ – densidade do ar )/( 3ftsl ;
V - velocidade do ar )/( sft ;
l - comprimento do componente )( ft ;
µ - viscosidade do ar )//( sftsl ;
M – número de mach;
( )mcx / - local da corda onde a espessura aerofólio é máxima )( ft ;
ct / - relação entre a espessura e a corda do aerofólio escolhido;
mΛ - ângulo da linha correspondente à máxima espessura do aerofólio )(graus ;
maxA - área máxima frontal )( 2ft ;
O factor de arrasto induzido para sustentação K, pertencente ao segundo termo da expressão
(2.21), pode ser estimado pelo método da eficiência de Oswald e que é traduzido pelas expressões
2.28 a 2.30
AeK
π1
= (2.28)
24
Para asas rectangulares
64.0)045.01(78.1 68.0 −−= Ae (2.29)
Para asas com grausLE 30>Λ
1.3))(cos045.01(61.4 15.068.0 −Λ−= LEAe (2.30)
onde
K - factor de arrasto induzido para sustentação;
A – alongamento;
e – factor de eficiência Oswald;
No que diz respeito à sustentação, é preciso determinar o valor de maxLC efectivo da asa.
Anteriormente, mostrou-se que este valor podia ser facilmente estimado para os passos iniciais
(correspondente a 90% maxlC do aerofólio), mas agora que se tem a geometria da asa, pode ser
determinada da seguinte maneira:
4/maxmax cos9.0 clL CC Λ= (2.31)
Esta expressão permite obter valores coerentes para condições de voo a baixa velocidade e pode-
se verificar que para ângulos baixos da linha a 25% da corda, maximiza-se o coeficiente de
sustentação. Para velocidades superiores ( 2.0>M ), o método semi-gráfico é mais apropriado,
mas como os UAV’s são aeronaves lentas, não é necessário recorrer a tal método.
Outro valor importante, é o valor da curva característica de sustentação da asa ou αLC que
permite como o nome indica traçar a curva de sustentação da asa dentro do domínio linear. Este
valor é determinado pela expressão (2.32).
( )FS
S
A
AC
ref
osed
t
L
Λ+++
= exp
2
max2
2
22 tan142
2
βηβ
πα (2.32)
25
22 1 M−=β (2.33)
2
107.1
+=b
dF (2.34)
onde
αLC - curva característica de sustentação da asa (1/rad);
A – alongamento;
β - factor de Prantl-Glauert;
M – número de mach;
tmaxΛ - ângulo da linha correspondente à máxima espessura do aerofólio )(graus ;
osedSexp - superfície da asa exposta ao fluxo de ar )( 2ft ;
refS - área alar )( 2ft ;
F - factor de sustentação da fuselagem;
d - diâmetro da fuselagem entre a asa )( ft ;
b - envergadura de asa )( ft ;
Com a expressão 2.35, consegue-se obter o coeficiente de sustentação para diferentes ângulos de
ataque.
)( OLLL CC ααα −= (2.35)
onde
αLC - curva característica de sustentação da asa (grau-1);
α – ângulo de ataque (graus);
OL∂ - ângulo de sustentação nula do aerofólio (graus);
Estes são valores mais importantes para as fases seguintes de concepção. Outros valores como
arrasto e sustentação em situações em condições de aterragem (com o trem de aterragem e
“flaps” em baixo) também podem ser determinados para uma análise mais pormenorizada.
26
Para uma análise mais profunda, pode-se recorrer a ensaios em túnel de vento com modelo à
escala e simulações em CDF (Computacional Fluid Dynamics) para diferentes condições de voo.
Numa fase inicial de concepção, não se justifica fazer uma análise rigorosa com estes
procedimentos dado que consomem muito tempo e orçamento no caso dos ensaios em túnel de
vento.
27
2.7 – Estimativa de pesos
A estimativa de pesos é uma parte crítica na concepção de aeronaves porque o peso
interfere com muitos dos diferentes passos de todo o processo. O peso vazio We para um
dado peso máximo à descolagem Wo foi determinado anteriormente com os processos
descritos acima, mas este valor de We foi submetido sobre a condição de como um todo.
A estimativa de pesos permite determinar o peso das diferentes partes que compõem a
aeronave, oferecendo-nos uma noção mais precisa do peso vazio We e possivelmente um
crescimento de peso em relação ao valor anteriormente calculado. Outra parte importante
desta parte é que, permite saber a localização exacta do centro de gravidade da aeronave
como a sua oscilação durante a missão. Esta informação é vital para os estudos de
estabilidade que serão vistos mais tarde.
Para a categoria de aviação geral, aplica-se o seguinte método para determinar o peso dos