Desenho, implementação e análise de um RPAS com condutas

Desenho, Implementação e Análise de um RPAS com Condutas João Luís Neves Vilaça Dissertação para obtenção do Grau de Mestre em Engenharia Aeroespacial Orientador(es): Doutor Alberto Manuel Martinho Vale Professor Filipe Szolnoky Ramos Pinto Cunha Júri Presidente: Orientador: Professor Filipe Szolnoky Ramos Pinto Cunha Vogal: Dezembro 2018 ii Aos meus pais e irm˜ a iii iv Agradecimentos Volvidos 6 anos do meu ingresso na Academia da Forc¸a A´ erea Portuguesa (AFA) encontro-me na ´ ultima etapa da formac¸ ˜ ao acad´ emica do aluno desta Academia. Esta etapa marca o ingresso nos quadros permanentes de oficiais da Forc¸a A´ erea Portuguesa. Como tal quero agradecer, de forma sincera, a todos aqueles que direta ou indiretamente contribu´ ıram para que pudesse alcanc¸ar este marco. Agradecer ` a Academia da Forc¸a A´ erea - a minha escola, a minha casa - que atrav´ es da sua estrutura de comando me formou como militar. N˜ ao esquecendo os Diretores de Curso, a Senhora Tenente Coronel Ana Jorge, Senhor Tenente Coronel Ant´ onio Matos e Capit˜ ao Tiago Oliveira, por se mostrarem dispon´ ıveis a ajudar em qualquer situac¸ ˜ ao. Deixo um especial agradecimento a todos os militares do Centro de Investigac¸ ˜ ao da Academia da Forc¸a A´ erea (CIAFA). Sem os quais esta dissertac¸ ˜ ao n˜ ao teria sido poss´ ıvel de realizar. Gostaria de particularizar o nome do Senhor Sargento Ajudante Mendes o qual, apesar de todo o trabalho que adv´ em das suas func¸ ˜ oes, ter-se sempre mostrado dispon´ ıvel e ter dispensado muito tempo para me apoiar nas quest˜ oes t´ ecnicas da construc¸ ˜ ao da aeronave. Tamb´ em particularizo o Senhor Major F´ elix e o Senhor Capit˜ ao Caetano, que ao longo do desenvolvimento da dissertac¸ ˜ ao me foram apresentando quest˜ oes que se mostraram relevantes para um melhor desenvolvimento e aperfeic¸oamento da tese. Por ´ ultimo agradecer ao Senhor Sargento Chefe Santos por me ter apoiado na parte el´ etrica da aeronave e me ter ensinado os princ´ ıpios de soldadura para que conseguisse soldar algumas ligac¸ ˜ oes el´ etricas. Quero enaltecer a parceria da AFA com o Instituto Superior T´ ecnico, o que me permitiu concluir a licenciatura e mestrado em Engenharia Aeroespacial. E por me permitir fazer novos amigos, sem os quais a finalizac¸ ˜ ao do curso n˜ ao teria o mesmo sabor. Deixo um especial agradecimento aos meus orientadores, Doutor Alberto Vale e Professor Filipe Cunha. O primeiro por ter proposto este tema e por, de forma criteriosa e minuciosa, ter sempre questionado as minhas decis˜ oes e conclus˜ oes da dissertac¸ ˜ ao. Isto levou-me a aprofundar e melhorar todas as justificac¸ ˜ oes apresentadas. Ao segundo por se ter sempre mostrado dispon´ ıvel para apoiar a realizac¸ ˜ ao da dissertac¸ ˜ ao e solucionar todas as d´ uvidas mais t´ ecnicas que foram surgindo. Agradec¸o a ambos por terem abrac¸ado este projeto. Quero agradecer a todos aqueles que constituem o meu curso de entrada na Academia da Forc¸a A´ erea, os Bar˜ oes. Camaradas, amigos, irm˜ aos com os quais cresci enquanto camarada. Obrigado por me ajudarem a chegar ao destino mas tamb´ em pelos desvios no caminho, foi um enorme prazer fazer esta caminhada a vosso lado. ”Se quiseres ir r´ apido, vai sozinho. Se quiseres ir longe, vai acompanhado”, Prov´ erbio Africano. Deixo um agradecimento especial aos meus camaradas Alferes Daniel Santos e Alferes Jorge Espada por me darem uma ajuda extra na realizac¸ ˜ ao dos testes, necess´ arios ` a dissertac¸ ˜ ao de mestrado, quando um par de m˜ aos n˜ ao era suficiente. Um agradecimento especial tamb´ em para os meus camaradas Alferes Joana Pereira, Alferes Daniela Costa e Alferes Gonc¸alo Gameiro por me ajudarem a corrigir todas as gralhas existentes na escrita. v Quero ainda agradecer aos meus amigos de longa data, aqueles que em Guimar˜ aes sempre me apoiaram e acreditaram em mim. Deixo um agradecimento muito especial a estes por todos os momentos de puro epicurismo que passamos juntos. Por ´ ultimo, e mais que tudo, agradecer aos meus pais e irm˜ a. Estes sim foram e s˜ ao a pedra basilar da minha vida e formac¸ ˜ ao pessoal. Sem v´ os n˜ ao seria aquilo que sou hoje, nem teria alcanc¸ado voos t˜ ao elevados. Obrigado por serem quem s˜ ao e por nunca terem duvidado das minhas capacidades e me terem apoiado incondicionalmente. Por isto vos dedico esta dissertac¸ ˜ ao, este marco tamb´ em ´ e vosso! vi Resumo Este trabalho visa demonstrar o processo de desenvolvimento de um ve´ ıculo a´ ereo n˜ ao tripulado (VANT), do tipo multi-rotor. Este Ve´ ıculo poder´ a servir para suprimir algumas lacunas existentes na inspec¸ ˜ ao radiol´ ogica realizada pelo Instituto de Plasmas e Fus˜ ao Nuclear (IPFN), sediado no Instituto Superior T´ ecnico (IST), em Lisboa. Nomeadamente, o recurso a aeronaves, com caracter´ ısticas superiores ` as existentes na atualidade, para inspec¸ ˜ ao radiol´ ogica. ´ E feito um estudo para otimizar a aeronave no que respeita aos componentes e n´ umero de motores a utilizar. ´ E ainda feito um estudo sobre as melhorias adjacentes ` a introduc¸ ˜ ao de uma conduta ` a volta das h´ elices. Face aos resultados, teoricamente vantajosos, as condutas s˜ ao projetadas e, ap´ os um processo iterativo, constru´ ıdas. Posteriormente ` a construc¸ ˜ ao das condutas s˜ ao feitos testes est´ aticos com o objetivo de confirmar as vantagens teoricamente existentes. Estes testes visam a verificac¸ ˜ ao dos benef´ ıcios da introduc¸ ˜ ao da conduta na ausˆ encia de efeito de solo, na presenc¸a de efeito de solo, na aproximac¸ ˜ ao a cantos ou paredes e a aproximac¸ ˜ ao a obst´ aculos presentes num plano superior ao do rotor. Os resultados dos testes verificam que, apesar de o efeito da conduta n˜ ao ser t˜ ao vantajoso quanto a teoria anuncia, a conduta ´ e vantajosa. Verifica-se que a introduc¸ ˜ ao da conduta imp˜ oe mais benef´ ıcios na presenc¸a do efeito de solo. Nos restantes testes, apesar da presenc¸a da conduta n˜ ao trazer muitas vantagens, esta configurac¸ ˜ ao tem um melhor desempenho do que a h´ elice sem conduta. Ou seja, apresenta um maior impulso debitado e menor potˆ encia consumida. Palavras-chave: Ve´ ıculo A´ ereo N˜ ao Tripulado, Inspec¸ ˜ ao Radiol´ ogica, Condutas, Testes Est´ aticos, Impulso Debitado, Potˆ encia Consumid.a vii viii Abstract This work seeks to demonstrate the development process of a multi-rotor UAV. This vehicle is aimed to suppress some gaps that might exist in radiological inspection performed by IPFN (Instituto de Plasmas e Fus˜ ao Nuclear), located at IST (Instituto Superior T´ ecnico), in Lisbon. Namely, the use of aircrafts, with superior characteristics compared with the state of the art, for radiological inspection. A research is made in order to optimise the aircraft regarding its components and number of motors to use. Also, a review is done over the benefit of using ducted propellers. Regarding the theoretically advantageous results, the ducts are designed and after an iterative process, are built. Having the ducts ready to be used, static tests were performed to verify the theoretical results, previously calculated. These aimed to verify the benefits of using a duct out of the ground effect, in the ground effect, near corners or walls, and at the closeness to obstacles in a superior level to the rotor. The tests results allow to conclude that, however the duct is not as good as theoretically expected, it is indeed advantageous. The duct usage comprehend more benefits when in the presence of the ground effect. In the remaining experiments, despite not being really advantageous, the ducted fan have a superior performance than the free rotor. Which means, higher thrust and lower power consumption. Keywords: Unmanned Aerial Vehicle (UAV), Radiological Inspection, Ducts, Static Tests, Thrust delivered, Power Consumption. ix 4.7 Comparac¸ ˜ ao dos pesos das condutas resultantes dos ´ ultimos dois processos de fabrico . 47 4.8 Malha utilizada pela ferramenta Flow Simulation ....................... 48 4.9 Variac¸ ˜ ao de press˜ ao num deslocamento lateral ou com vento lateral . . . . . . . . . . . . 49 4.10 Velocidade do escoamento num deslocamento lateral ou com vento lateral . . . . . . . . 49 4.11 Vorticidade existente num deslocamento lateral ou com vento lateral . . . . . . . . . . . . 50 4.12 Variac¸ ˜ ao de press˜ ao num deslocamento ascendente . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 50 4.13 Velocidade do escoamento num deslocamento ascendente . . . . . . . . . . . . . . . . . 50 4.14 Vorticidade existente num deslocamento ascendente . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 51 4.15 Variac¸ ˜ ao de press˜ ao num deslocamento descendente . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 51 4.16 Velocidade do escoamento num deslocamento descendente . . . . . . . . . . . . . . . . 52 4.17 Vorticidade existente num deslocamento descendente . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 52 4.18 Desenho das forc¸as aplicadas na barra e secc¸ ˜ ao transversal . . . . . . . . . . . . . . . . 53 4.19ProjetoinicialdoRPAS ..................................... 55 4.20 Drawings dos suportes de motor implementados . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 56 4.21 Modelac¸ ˜ ao dos suportes de motor implementados nos brac¸os do RPAS . . . . . . . . . . 56 4.22 Desenho do novo brac¸o e gr´ aficos de distribuic¸ ˜ ao de forc¸a e momentos . . . . . . . . . . 57 4.23 RPAS finalizado para a configurac¸ ˜ aosemconduta ...................... 57 4.24 RPAS finalizado para a configurac¸ ˜ aocomconduta ...................... 58 5.1 Mecanismo para fixac¸ ˜ ao do motor e taqu´ ımetro na balanc¸a de testes . . . . . . . . . . . 63 5.2 Instalac¸ ˜ aodomotorsemecomconduta............................ 63 5.3 Resultados dos testes est´ aticos sem efeito de solo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 64 5.4 Resultados dos testes est´ aticos sem efeito de solo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 64 5.5 Ilustrac¸ ˜ ao da fixac¸ ˜ ao do motor e conduta e barreira f´ ısica para testes ao efeito de solo . . 66 5.6 Resultados dos testes est´ aticos com efeito de solo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 67 5.7 Resultados dos testes est´ aticos com efeito de solo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 67 5.8 Resultados dos testes est´ aticos para verificar influˆ encia do efeito de solo . . . . . . . . . 68 5.9 Resultados dos testes est´ aticos para verificar influˆ encia do efeito de solo . . . . . . . . . 69 5.10 Influˆ encia da aproximac¸ ˜ ao de obst´ aculos numa posic¸ ˜ ao superior ao plano do rotor . . . . 69 5.11 Influˆ encia da aproximac¸ ˜ ao de obst´ aculos numa posic¸ ˜ ao superior ao plano do rotor . . . . 70 5.12 Influˆ encia da aproximac¸ ˜ aoacantosouparedes........................ 71 5.13 Influˆ encia da aproximac¸ ˜ aoacantosouparedes........................ 71 B.1 Gr´ afico da relac¸ ˜ ao Thrust/Cost das combinac¸ ˜ oes poss´ ıveis para quad-copter ...... 87 B.2 Gr´ afico da relac¸ ˜ ao Thrust/Weight das combinac¸ ˜ oes poss´ ıveis para quad-copter (A linha vermelha marca o r´ acio T/W = 2 valor que a bibliografia considera m´ ınimo para ter uma aeronave bastante manobr´ avel)................................. 88 B.3 Gr´ afico da relac¸ ˜ ao Thrust/Power das combinac¸ ˜ oes poss´ ıveis para quad-copter ...... 89 B.4 Gr´ afico da relac¸ ˜ ao Thrust/Cost das combinac¸ ˜ oes poss´ ıveis para hexa-copter ....... 89 B.5 Gr´ afico da relac¸ ˜ ao Thrust/Weight das combinac¸ ˜ oes poss´ ıveis para hexa-copter ..... 90 xvi B.6 Gr´ afico da relac¸ ˜ ao Thrust/Power das combinac¸ ˜ oes poss´ ıveis para hexa-copter ...... 90 C.1 Primeiras modelac¸ ˜ oes do quad-copter ............................. 91 C.2 Primeiras modelac¸ ˜ oes do quad-copter ............................. 91 xvii xviii Lista de S´ımbolos Acr´ onimos Crating R´ acio de Descarga 2D Bi-dimensional 3D Tri-dimensional BEC Battery Eliminator Circuit CFD Computacional Fluid Dynamics CIAFA Centro de Investigac¸ ˜ ao da Academia da Forc¸a A´ erea CNC Comando Num´ erico Computacional ESC Electronic Speed Controller GPS Global Positioning System IPFN Instituto de Plasmas e Fus˜ ao Nuclear LiPo Pol´ ımeros de L´ ıtio MAV Micro Air Vehicle OPTO Acoplador ´ otico RPAS Remotely Piloted Aircraft System SBEC Switching Battery Eliminator Circuit SSL Standard Sea Level UAV Unmanned Aerial Vehicle, Ve´ ıculo A´ ereo N˜ ao Tripulado UBEC Ultimate Battery Eliminator Circuit V/STOL Vertical/Short Take-off and Landing, Descolagem e Aterragem Vertical ou Curta VANT Ve´ ıculo A´ ereo N˜ ao Tripulado VTOL Vertical Take-Off and Landing, Descolagem e aterragem vertical xix Simbolos gregos ∆Variac¸ ˜ ao. δDeformac¸ ˜ ao de uma barra. ∆tIntervalo de tempo. δtip Espac¸amento entre aponta da h´ elice e a conduta. Tens˜ ao. ηtRendimento. µMolecular viscosity coefficient. ΩVelocidade de rotac¸ ˜ ao da p´ a. ωVelocidade da esteira. ρDensdade do ar. σDeformac¸ ˜ ao. θˆ Angulo cenrtal. Simbolos romanos awFator de contrac¸ ˜ ao da esteira. CDCoeficiente de arrasto. CPCoeficiente de potˆ encia. CQCoeficiente de torque. Cd0Coeficiente de arrasto parasita. DDiˆ ametro. dDistˆ ancia. kCoeficiente de potˆ encia. LComprimento. PPotˆ encia. rRaio. S´ Area alar. TThrust. vVelocidade induzida. xx NbN´ umero de p´ as de uma h´ elice. ˙mCaudal m´ assico. −→ dlVersor da direc¸ ˜ ao perpendicular ` a superf´ ıcie da fronteira. A´ Area. bLargura. EM´ odulo de Young. FForc¸a. hAltura. IMomento de In´ ercia. MMomento. pPress˜ ao. P0Resistˆ encia aerodinˆ amica. sM´ odulo da secc¸ ˜ ao el´ astica de uma barra. ymax Deflex˜ ao m´ axima de uma barra. u, v, w Componentes cartesianas da velocidade. zDistˆ ancia da h´ elice ao solo. Subscritos 0Entrada. ∞Condic¸ ˜ oes de escoamento na esteira. CSubida (Climb). dConduta. gEfeito de solo. iInduzida. lip L´ abios da conduta. pPairar. RA Rotor sem conduta. RC Rotor com conduta. tH´ elice. xxi tip Ponta da h´ elice. x, y, z Componentes Cartesianas. xxii Gloss´ ario CFD Computational Fluid Dynamics ´ e um ramo da mecˆ anica do flu´ ıdos que usa m´ etodos e algoritmos num´ ericos para resolver problemas relativos ao escoamento de flu´ ıdos. RPAS Remotely Piloted Aircraft System, definido pela ICAO como a forma de um ve´ ıculo a´ ereo n˜ ao tripulado que n˜ ao ´ e aut´ onomo em todas as suas capacidades. ´ E controlado em todas as fases do voo mas de forma remota. xxiii xxiv Cap´ıtulo 1 Introduc¸ ˜ ao 1.1 Enquadramento Hoje em dia, dado que o interesse pelo dom´ ınio do espac¸o a´ ereo aumentou significativamente, o avanc¸o tecnol´ ogico nesta ´ area ´ e um facto cada vez mais evidente. Este avanc¸o permitiu desenvolver sistemas totalmente aut´ onomos e reduzir significativamente o tamanho dos mesmos. Os Ve´ ıculos A´ ereos N˜ ao Tripulados (VANT) s˜ ao a prova deste avanc¸o e s˜ ao uma realidade cada vez maior. Estes permitem que sejam desempenhadas as mesmas func¸ ˜ oes que se desempenhavam com as aeronaves tripuladas mas, com menor custo e grau de risco para a vida humana. Os VANT s˜ ao por isso atualmente uma alternativa bastante vi´ avel para todo o tipo de miss˜ oes, tanto no ˆ ambito militar como civil. Nos finais do S´ eculo XX, numa vertente militarizada dos VANT, surgiram estudos como o Defense Science Board’s 1996 Summer Study on ”Tactics and Technologies for 21st Century Warfighting” sobre a possibilidade de reduzir o tamanho das aeronaves aut´ onomas. A evoluc¸ ˜ ao dos VANT levou ` a criac¸ ˜ ao dos Micro Air Vehicles - MAV, aeronaves com dimens˜ oes m´ aximas de 15 cent´ ımetros [1]. Os MAV tˆ em a vantagem de ser compactos, facilmente transport´ aveis por um ´ unico indiv´ ıduo e de f´ acil lanc¸amento. Permitem a obtenc¸ ˜ ao de dados em tempo real, dificilmente s˜ ao avistados tanto a olho nu como em radares e tamb´ em s˜ ao muito silenciosos. Todas estas vantagens permitem que estes sistemas sejam muito utilizados em miss˜ oes militares, como s˜ ao exemplo miss˜ oes de vigilˆ ancia (atrav´ es da obtenc¸ ˜ ao de imagens diurnas, noturnas e de infravermelhos das zonas de conflito armado e de zonas urbanas), detec¸ ˜ ao (utilizac¸ ˜ ao de sensores para detec¸ ˜ ao biol´ ogica, qu´ ımica e nuclear) e comunicac¸ ˜ ao. Os MAV podem facilmente operar em ambientes hostis, como por exemplo selva, deserto, montanhas e´ articos, bem como em ambientes mais confinados, como zonas urbanas [2]. Este tipo de aeronaves, ` a imagem dos VANT, pode ser dividido em aeronaves de asa fixa (1.1(a)) e de asa m´ ovel (1.1(b)), sendo que os de asa fixa tˆ em um funcionamento semelhante ao de um avi˜ ao e os de asa m´ ovel ao de um helic´ optero. Os VANT de asa rotativa tˆ em um sistema de propuls˜ ao na vertical e, ´ e este que se op˜ oe diretamente ao peso da aeronave para que esta consiga voar, o que n˜ ao acontece nos de asa fixa, em que o sistema de propuls˜ ao impulsiona a aeronave no sentido horizontal e a sustentac¸ ˜ ao criada pelas asas e fuselagem fazem a aeronave contrariar o peso. 1 Figura 2.2: Aeronave idealizada por Luigi Stipa [11] gem, que estavam inicialmente desenhadas para terem uma boa performance em voos a velocidades elevadas. Em 1948, Platt [12] fez testes est´ aticos em ambiente exterior com duas h´ elices, uma com conduta e outra sem. Estes testes serviram para testar a influˆ encia do comprimento da conduta e da ´ area de sa´ ıda, com diferentes ˆ angulos das h´ elices. Com estes testes Platt verificou que as h´ elices com condutas debitavam aproximadamente o dobro da potˆ encia das h´ elices livres, sendo que o comprimento e a ´ area de sa´ ıda da conduta n˜ ao influenciavam muito os resultados. Foi nesta d´ ecada que o estudo sobre tal tema se expandiu globalmente. [5] Em 1955, Parlett [13] estudou o efeito da velocidade do escoamento e do ˆ angulo de ataque no que respeita ` a sustentac¸ ˜ ao, arrasto e momento de pranchamento com a utilizac¸ ˜ ao de uma conduta. Neste estudo foram realizados testes experimentais com a conduta e o motor, sem h´ elice, e com o modelo completo em funcionamento. Neste estudo foram tamb´ em estudados os efeitos das diferentes dimens˜ oes dos l´ abios da conduta. Com o objetivo de desenvolver aeronaves pilotadas capazes de realizar V/STOL (Vertical/Short Take-Off and Landing), comec¸aram a desenvolver-se cada vez mais aeronaves com condutas em torno das h´ elices, resultando em aeronaves tais como os Doak 16 VZ-4, Bell X-22A e Nord 500 Cadet (2.3). (a) Doak 16 VZ-47 (b) Bell X-22A (c) Nord 500 Cadet Figura 2.3: Primeiras aeronaves a utilizar condutas para V/STOL [14] Em 2001, foi testada e conclu´ ıda com sucesso a primeira descolagem vertical do Lockheed Martin X-35, tornando-se esta a primeira aeronave supers´ onica a realizar VTOL. Esta aeronave utiliza uma conduta vertical no centro da fuselagem, ver figura 2.4, o que permite realizar a descolagem vertical [15]. As condutas foram tamb´ em muito estudadas no ˆ ambito dos helic´ opteros, principalmente para utilizac¸ ˜ ao 8 (a) F-35B [15] (b) Mecanismo de VTOL [16] Figura 2.4: Lockheed Martin X-35 no rotor de cauda. Estudos sobre esta nova configurac¸ ˜ ao comec¸aram a aparecer em 1970, por parte de Mouille. Este novo design ´ e conhecido como Fan-in-Fin ou Fenestron. A introduc¸ ˜ ao de condutas em torno dos rotores de cauda implica que a potˆ encia necess´ aria para contrariar o torque do rotor principal seja menor relativamente a um rotor aberto. Este fator permite tamb´ em reduzir o tamanho e o peso do rotor de cauda. Esta configurac¸ ˜ ao permite ainda aumentar a seguranc¸a e reduzir o ru´ ıdo produzido pelo rotor [17]. Figura 2.5: Rotor de Cauda Fenestron J´ a em 2009, com o desenvolvimento de novas tecnologias Zhao, [8], estudou os coeficientes aerodinˆ amicos e os padr˜ oes de escoamento a v´ arias velocidades e diferentes ˆ angulos de ataque, em torno de um Ducted Fan VTOL UAV, que a School of Aerospace, Machanical and Manufacturing Engineering (SAME) em RMIT estava a desenvolver. Este estudo foi realizado utilizando principalmente Mecˆ anica dos Flu´ ıdos Computacional (CFD) que se tem demonstrado uma ferramenta muito ´ util na predic¸ ˜ ao do escoamento exterior de ve´ ıculos e an´ alise do escoamento no interior de condutas. Neste estudo tamb´ em foram realizados testes em t´ unel de vento para que fosse poss´ ıvel obter uma comparac¸ ˜ ao com os resultados em CFD e fazer o cruzamento de ambos os resultados e optimizar o modelo dinˆ amico do drone. No que diz respeito ` as vari´ aveis que condicionam tanto o escoamento no interior da conduta, como tamb´ em as dimens˜ oes, caracter´ ısticas e design da mesma, existem estudos espec´ ıficos sobre estes temas. 9 Myers [18], cita R. W. Hovey, para afirmar que o raio dos l´ abios rlip da conduta deve ser grande o suficiente para maximizar o impulso est´ atico, n˜ ao desprezando o aumento no arrasto causado pelo aumento de tamanho. Afirma assim, que o raio dos l´ abios da conduta deve estar entre os 5e os 15% do diˆ ametro m´ aximo das h´ elices. Parlett [13] afirma que com o aumento deste raio a eficiˆ encia do impulso est´ atico aumenta. No mesmo estudo ´ e afirmado que o espac¸o entre a ponta da h´ elice e a conduta, δtip, tem que ser o mais pequeno poss´ ıvel para diminuir ao m´ aximo os v´ ortices na ponta da p´ a e aumentar o impulso. Refere-se que o espac¸amento deve ser inferior a 0.015 polegadas para h´ elices com diˆ ametro at´ e18 polegadas. Oˆ angulo da conduta, θd´ e um parˆ ametro tamb´ em tido em considerac¸ ˜ ao neste estudo e que tem bastante influˆ encia na eficiˆ encia do conjunto h´ elice e motor. Myers afirma que se deve ter especial cuidado para evitar que ocorra a separac¸ ˜ ao do escoamento no interior da conduta, o que provocaria uma diminuic¸ ˜ ao expressiva da eficiˆ encia. Jason L. Pereira [5], realizou testes experimentais em condutas variando os diferentes parˆ ametros e, iterou os melhores valores para cada vari´ avel. Concluiu que os melhores valores a implementar s˜ ao δtip = 0.1%Dt,rlip = 13%Dteθd= 10 deg. Pereira foi mais longe nos testes e estudou a influˆ encia do comprimento da conduta, Ld, concluindo que o valor deste parˆ ametro deve estar compreendido no intervalo de valores entre 50% −72%Dt, sendo Dto diˆ ametro m´ aximo da h´ elice. Ver imagem 2.6. Figura 2.6: Corte transversal de uma conduta [5] Todos estes estudos tˆ em dado provas dos benef´ ıcios da implementac¸ ˜ ao das condutas nos rotores. Como tal, apesar de poucos, tˆ em surgido VANTs com esta caracter´ ıstica a fim n˜ ao s´ o de aumentar a autonomia da aeronave como tamb´ em aumentar a seguranc¸a desta e proteger os seus utilizadores [19]. ´ E de notar que atualmente, nas aeronaves n˜ ao tripuladas, as condutas s˜ ao utilizadas principalmente quando a velocidade de deslocamento horizontal ´ e elevada e as condutas est˜ ao com um ˆ angulo de ataque reduzido. S˜ ao exemplo destas aeronaves as resultantes dos estudos de Zhao [8] e Graf [20]. Os multi-rotor, sendo ainda uma configurac¸ ˜ ao relativamente recente, est˜ ao menos explorados do que os restantes. Por esta raz˜ ao e tamb´ em devido ao dif´ ıcil controlo que o vento provoca, os multi-rotor com condutas s˜ ao ainda algo raros [21]. Atualmente existem poucas aeronaves com esta configurac¸ ˜ ao. Sendo o Starkid X-UFO e o Snap, 10 este ´ ultimo da Vantage Robotics, exemplos dos multi-rotor existentes com protec¸ ˜ oes das h´ elices. Sucede que grande parte destes VANTs contˆ em uma protec¸ ˜ ao da h´ elice contra impactos mas n˜ ao tem condutas que para al´ em de proteger os h´ elices tamb´ em beneficiem a autonomia do sistema. Falta explorar e desenvolver estas aeronaves que utilizem os estudos mais recentes em que se implementem condutas que aumentam a autonomia e n˜ ao s´ o a seguranc¸a. Para tal ´ e necess´ ario fazer estudos acerca do impulso desenvolvido pelas h´ elices e motores com rotor aberto e quais os benef´ ıcios da implementac¸ ˜ ao de condutas. A Teoria do Momento Linear ´ e uma aproximac¸ ˜ ao te´ orica que permite estudar estas vari´ aveis. 2.2 Teoria do Momento Linear A Teoria do Momento Linear comec¸ou a ser desenvolvida em 1965, por Rankine, sendo que a sua aplicac¸ ˜ ao inicial seria em h´ elices mar´ ıtimas [22]. Nesta teoria, o impulso produzido ´ e visto como uma reac¸ ˜ ao ` a forc¸a necess´ aria para acelerar uma certa massa de ar atrav´ es de um disco atuador [22, 23]. A teoria desenvolve-se em torno das leis da conservac¸ ˜ ao da massa, momento e energia, aplicadas a um volume de controlo que engloba o rotor e a sua esteira [22]. Assim, ´ e poss´ ıvel obter uma aproximac¸ ˜ ao do impulso debitado e da potˆ encia consumida pelo rotor tendo em conta apenas o diˆ ametro do mesmo, ignorando-se os detalhes do escoamento em torno das p´ as do rotor, o pitch das p´ as e a velocidade de rotac¸ ˜ ao do rotor. Para a mesma teoria ser aplicada ´ e necess´ ario ter em conta as seguintes hip´ oteses, [22, 23],: •Escoamento incompress´ ıvel. •Escoamento estacion´ ario, inv´ ıscido e irrotacional. •Escoamento unidimensional, uniforme no plano do rotor e na esteira. •N˜ ao h´ a rotac¸ ˜ ao da esteira. •Rotor actua como um disco com um n´ umero infinito de p´ as, impondo uma energia constante no escoamento. A figura 2.7 esquematiza um rotor livre a pairar. A secc¸ ˜ ao 0representa uma zona suficientemente acima do rotor onde o escoamento ´ e quiescente. As secc¸ ˜ oes 1e2s˜ ao, respectivamente, as zonas imediatamente acima e abaixo do rotor. A secc¸ ˜ ao ∞representa a zona onde a esteira est´ a completamente desenvolvida. Estabelecendo que a fronteira delimitadora do volume de controlo ´ e imperme´ avel ao escoamento, temos: ˙m·~ dl = 0 (2.1) Na qual ~ dl ´ e o versor da direc¸ ˜ ao perpendicular ` a superf´ ıcie de fronteira e ˙mrepresenta o caudal 11 Figura 2.7: Modelo do volume de controlo para teoria do momento linear [17] m´ assico. O caudal que entra no volume de controlo, na superf´ ıcie 0, ser´ a: ˙m0=ρVCA0(2.2) Em que ρ´ e a densidade do ar, VCa velocidade de subida e A0a´ area de entrada. O caudal na superf´ ıcie de sa´ ıda do volume ´ e: ˙m∞=ρV∞A∞=ρ(VC+w)A∞(2.3) Na qual ˙m∞´ e o caudal m´ assico no plano da esteira totalmente desenvolvida; V∞´ e a velocidade da esteira; A∞´ e a ´ area da esteira totalmente desenvolvida; e w´ e a velocidade induziida da esteira. Visto que se considera n˜ ao haver fontes nem poc¸os no interior do volume de controlo, o caudal m´ assico que entra tem que ser igual ao que sai: ˙m0= ˙m∞⇒ρVCA0=ρV∞A∞=ρ(VC+w)A∞(2.4) 2.2.1 Voo Pairado Neste tipo de voo, a aeronave encontra-se com velocidade axial nula, pelo que se faz a velocidade de subida tender para 0: VC≈0(2.5) Assim, no disco actuador a velocidade ´ evie na esteira completamente desenvolvida (plano de sa´ ıda) ´ ew. Dado que a forc¸a aplicada ´ e igual ` a taxa de variac¸ ˜ ao do momento linear e, estando a aplicar a um volume de controlo temos que a forc¸a aplicada no volume ´ e igual ` a taxa de variac¸ ˜ ao ` a sa´ ıda menos a 12 taxa de variac¸ ˜ ao ` a entrada. A velocidade em ambos os planos ´ e constante logo a taxa de variac¸ ˜ ao ´ e o produto do caudal com a velocidade: VC≈0⇒T= ˙m∞w−0 = ˙mw (2.6) ´ E poss´ ıvel equacionar que a potˆ encia ´ e igual ` a taxa de variac¸ ˜ ao da energia cin´ etica: Tvi=1 2˙m∞w2−0 = 1 2˙mw2(2.7) Sendo o caudal constante ao longo do volume de controlo, das equac¸ ˜ oes 2.6 e 2.7 tem-se: T ˙m=w⇒wvi=1 2w2⇒vi=1 2w(2.8) Assim, obt´ em-se a relac¸ ˜ ao entre ´ areas do disco e da esteira: ˙m= ˙m∞⇒ρviA=ρwA∞⇒A=1 2A∞(2.9) Obt´ em-se que a ´ area da esteira completamente desenvolvida ´ e metade da ´ area do disco actuador. Sabendo a relac¸ ˜ ao entre view, atrav´ es da equac¸ ˜ ao 2.6 ´ e poss´ ıvel obter a equc¸ ˜ ao para a velocidade induzida no plano do rotor para pairar: T= ˙mw = (ρAvi)(2vi)⇒vp=sT 2ρA (2.10) Tendo o valor da velocidade induzida ´ e poss´ ıvel calcular o valor da potˆ encia necess´ aria para pairar: Pp=Tvp=T3 2 √2ρA (2.11) Estes valores podem tamb´ em ser obtidos atrav´ es de uma aproximac¸ ˜ ao com as equac¸ ˜ oes de Bernoulli antes ou depois do disco actuador mas n˜ ao atrav´ es deste. A forc¸a ´ e obtida atrav´ es do produto da variac¸ ˜ ao da press˜ ao com ´ area [24], ou seja: T= ∆pA (2.12) Aplicando as equac¸ ˜ oes de Bernoulli na secc¸ ˜ ao entre os planos 0e1(imediatamente antes do plano do disco), com VC= 0: p∞+ 0 = p1+1 2ρv2 p⇒p∞=p1+1 2(2.13) Aplicando agora na secc¸ ˜ ao entre os planos 2(imediatamente ap´ os o disco) e 8 (esteira completamente desenvolvida): p2+1 2ρv2 p=p∞+1 2ρw2(2.14) 13 Utilizando a relac¸ ˜ ao entre vpewobtida na equac¸ ˜ ao 2.8 na equac¸ ˜ ao 2.14, obt´ em-se: p2+1 2ρv2 p=p∞+1 2ρ(2vp)2⇒p2=p∞+3 2ρ(vp)2(2.15) Substituindo agora 2.13 em 2.15, resulta: p2=p1+1 2ρ(vp)2+3 2ρ(vp)2=p1+2ρ(vp)2(2.16) Substituindo agora 2.16 na equac¸ ˜ ao 2.12, tem-se: T= (p2−p1)A= 2Aρ(vp)2(2.17) De onde se volta a obter 2.10. Os c´ alculos demonstrados at´ e agora consideram sempre que o disco atuador ´ e ideal, n˜ ao considerando por isso, efeitos n˜ ao ideais. Assim, para aproximar os c´ alculos de uma situac¸ ˜ ao real, s˜ ao aplicadas algumas correc¸ ˜ oes. Para corrigir a Potˆ encia Ideal: Pi=kPI(2.18) Onde k´ e o factor de potˆ encia induzida e Pi´ e a potˆ encia induzida. Este fator tem normalmente valores pr´ oximos de 1.15, o que significa que a potˆ encia real necess´ aria para gerar a propuls˜ ao T´ e 15% superior aos valores obtidos teoricamente. Outra correc¸ ˜ ao passa pela integrac¸ ˜ ao, nos c´ alculos, da resistˆ encia aerodinˆ amica nas p´ as P0. Assim: Pi=kPI+P0(2.19) Na qual, P0=1 8ρNbΩ3cCd0R4(2.20) Na qual Nbrepresenta o n´ umero de p´ as na h´ elice, Ωrepresenta a velocidade de rotac¸ ˜ ao da h´ elice eCd0representa o coeficiente de arrasto parasita. Como normalmente P0<< Pi, pode negligenciar-se o valor de P0[22]. Assim, 2.19 fica: Pi=kPI(2.21) 2.2.2 Voo Axial Ap´ os demonstrac¸ ˜ ao dos c´ alculos da potˆ encia necess´ aria para pairar ´ e poss´ ıvel demonstrar como alcanc¸ar a potˆ encia consumida num voo axial. Para tal, considera-se que o multirotor tem veocidade vertical (subida ou descida) e velocidade horizontal nula. O voo axial ´ e feito a velocidade constante, o que significa que n˜ ao h´ a acelerac¸ ˜ ao logo, o somat´ orio de forc¸as tem de ser zero [22]. Como visto em 2.2.1, no nosso volume de controlo a forc¸a aplicada ´ e igual ` a taxa de variac¸ ˜ ao do 14 momento linear ` a sa´ ıda menos a taxa de variac¸ ˜ ao do mesmo ` a entrada: T= ˙m∞(VC+w)−˙m0VC= ˙mw (2.22) Que ´ e o mesmo resultado obtido para voo pairado. Assim, a potˆ enncia vem dada por: P=T(VC+vi) = 1 2˙m∞(VC+w)2−1 2˙m∞(VC)2=1 2˙m(2VC+w)(2.23) Tendo a f´ ormula da potˆ encia (de 2.11) e substituindo em 2.23, obt´ em-se: ˙mw(VC+vi) = 1 2˙m(2VC+w)⇒VC+vi=VC+w 2⇒w= 2vi(2.24) Reescrevendo a equac¸ ˜ ao 2.22 com a condic¸ ˜ ao obtida em 2.24, tem-se: T= ˙mw =ρA(VC+vi)w=ρA(VC+vi)2vi(2.25) Relembrando que em voo pairado a velocidade induzida no plano do rotor pode ser dada por: v2 p=T 2ρA = (VC+vi)vi=VCvi+v2 i(2.26) De onde so pode obter a equac¸ ˜ ao: vi vp2 +VC vp vi vp−1(2.27) Tendo como soluc¸ ˜ ao: vi vp =−VC 2vp±sVC 2vp2 + 1 (2.28) Voo com Velocidade de Subida Para a situac¸ ˜ ao de voo com velocidade de subida, apenas se tem em considerac¸ ˜ ao a soluc¸ ˜ ao positiva da equac¸ ˜ ao 2.28, ou seja: vi vp =−VC 2vp+sVC 2vp2 + 1 (2.29) Voo com Velocidade de Descida Para a situac¸ ˜ ao de voo com velocidade de descida, apenas se tem em considerac¸ ˜ ao a soluc¸ ˜ ao negativa da equac¸ ˜ ao 2.28, ou seja: vi vp =−VC 2vp−sVC 2vp2 −1(2.30) O c´ alculo da potˆ encia necess´ aria para voo vertical pode ser feito relacionando com a potˆ encia 15 necess´ aria para pairar: Pv Pp =T(VC+vi) Tvp =VC vp +vi vp (2.31) Substituindo as equac¸ ˜ oes 2.29 e 2.30 na equac¸ ˜ ao 2.31 obtem-se, respectivamente, para subida e para descida as seguintes equac¸ ˜ oes: PC Pp =VC vp−VC 2vp+sVC 2vp2 + 1 = VC 2vp+sVC 2vp2 + 1 (2.32) PC Pp =VC vp−VC 2vp−sVC 2vp2 −1 = −VC 2vp−sVC 2vp2 −1(2.33) 2.2.3 Voo Horizontal Faltando apenas o voo horizontal, ´ e necess´ ario que o plano do rotor esteja inclinado de forma a que seja gerada uma forc¸a com uma componente vertical, que crie impulso suficiente para contrariar o peso da aeronave e, uma componente horizontal que permita que haja o movimento horizontal. (a) Modelo de Glauert para voo horizontal (b) Modelo de Rankine para voo horizontal Figura 2.8: Modelos do escoamento no plano do rotor para voo horizontal [22] O modelo de Glauert e Rankine s˜ ao feitos da mesma forma, com o volume de controlo a envolver o rotor com uma secc¸ ˜ ao de entrada a montante do rotor e uma secc¸ ˜ ao de sa´ ıda a jusante, onde a esteira est´ a completamente desenvolvida [22]. Distinguindo-se numa grande diferenc¸a no que respeita ` a simetria do volume de controlo, porque o modelo de Rankine utiliza um volume de controlo axissim´ etrico, onde o eixo do volume ´ e perpendicular ao plano do rotor. Rankine define que no volume de controlo existe uma componente horizontal da velocidade (velocidade de avanc¸o) ` a qual se deve somar uma componente vertical ao plano do rotor (velocidade induzida), o que implica que o eixo do volume de controlo seja uma curva (ver figura 2.8(b)) Como ´ e vis´ ıvel na figura 2.9, seguindo o modelo de Rankine, a velocidade total no plano do rotor, resultante da soma vectorial da velocidade de aproximac¸ ˜ ao e da velocidade induzida, pode ser decomposta numa velocidade perpendicular ao plano do rotor e outra paralela a esse plano. 16 Figura 2.9: Modelo do volume de controlo para teoria do momento linear [17] Estudando a equac¸ ˜ ao do momento linear na direc¸ ˜ ao perpendicular ao plano do rotor, tem-se: T= ˙m(VVsin(α) + w)−˙m(VVsin(α)) = ˙mw (2.34) Obt´ em-se o mesmo resultado obtido para o voo pairado e voo vertical. Estudando a equac¸ ˜ ao da energia na mesma direc¸ ˜ ao: P=T(VVsin(α) + vi) = 1 2(VVsin(α) + w)2−1 2(VVsin(α))2=1 2(2VVwsin(α) + w)2(2.35) Utilizado a equac¸ ˜ ao 2.34 na equac¸ ˜ ao 2.35, obt´ em-se: ˙mw(VVsin(α) + vi) = 1 2(2VVwsin(α) + w)2⇒2wvi+ 2VVwsin(α)=2VVwsin(α) + w2(2.36) Sendo assim poss´ ıvel concluir que, tal como para o voo pairado e axial, a velocidade induzida na esteira ´ e o dobro da velocidade induzida no rotor. Assim: 2wvi=w2⇒2vi=w(2.37) Sabendo que o caudal m´ assico total no disco ´ e dado por: ˙md=ρAU (2.38) Onde a velocidade −→ U´ e a soma vectorial da velocidade a infinito, −→ V∞, e a velocidade induzida no rotor, −→ vi. Assim, a equac¸ ˜ ao 2.34 pode ser reescrita: T= ˙mw = 2 ˙mvi= 2ρAviqV2 ∞+ 2V∞visin(α) + v2 i(2.39) Ainda na teoria de Glauert, a potˆ encia ideal ´ e dada pelo produto da propuls˜ ao gerada pelo rotor com a componente da velocidade perpendicular ao plano do rotor. Pideal =T(V∞sin α+vi)(2.40) Para se calcular um valor mais aproximado ao real tem que se contabilizar a resistˆ encia aero17 de in´ ercia dado por: I=1 12bh3(2.69) Utilizando o resultado da equac¸ ˜ ao 2.66 e substituindo em 2.68, obt´ em-se a tens˜ ao normal σxpara qualquer distˆ ancia yao eixo neutro: σx=−My I(2.70) As equac¸ ˜ oes 2.68 e 2.70 s˜ ao denominadas f´ ormulas de flex˜ ao el´ astica. Verifica-se que a tens˜ ao ´ e compressiva (σ < 0) acima do eixo neutro (y > 0) quando o momento M´ e positivo. Na equac¸ ˜ ao 2.68 o r´ acio I cdepende unicamente da geometria da secc¸ ˜ ao transversal. Esta relac¸ ˜ ao ´ e denominada M´ odulo da Secc¸ ˜ ao El´ astica, s. Assim, tem-se: s=I c(2.71) Assim, a equac¸ ˜ ao 2.68 pode ser reescrita da forma: σm=M s(2.72) Visto que a tens˜ ao m´ axima ´ e inversamente proporcional ao m´ odulo da secc¸ ˜ ao el´ astica, fica claro que a barra deve ser constru´ ıda com um valor de so mais elevado poss´ ıvel. A deformac¸ ˜ ao de uma barra causada pelo momento de flex˜ ao M´ e medida pela curvatura da superf´ ıcie neutra. A curvatura ´ e definida como o inverso do raio de curvatura ρe, pode ser obtida resolvendo a equac¸ ˜ ao 2.63: 1 ρ=m c(2.73) Em regime el´ astico utilizando a equac¸ ˜ ao 2.66 para a tens˜ ao m´ axima, tal que m=σm E, e a equac¸ ˜ ao 2.68, ao substituir na equac¸ ˜ ao 2.73, obt´ em-se: 1 ρ=σm Ec =1 Ec Mc I⇒1 ρ=M EI (2.74) Ainda no que respeita ao regime el´ astio, ´ e poss´ ıvel escrever uma equac¸ ˜ ao que descreve a curvatura da barra: ymax =M 2EI x2(2.75) Na qual xrepresenta a distˆ ancia entre a zona encastrada e o ponto a medir a flex˜ ao. Para saber a flex˜ ao m´ axima na ponta da barra, que costuma ser o local onde a flex˜ ao ´ e maior, utiliza-se o comprimento total L, obtendo-se: ymax =ML2 2EI (2.76) 24 Cap´ıtulo 3 Escolha de Componentes 3.1 Estudo de Mercado para Aquisic¸ ˜ ao de Componentes No processo de an´ alise de mercado foram visitadas duas plataformas de venda online de material de aeromodelismo, sendo estas a HPModelismo e a HobbyKing. Em ambas as plataformas foram pesquisados os seguintes componentes: •Motores; •H´ elices; •Eletronic Speed Controllers; •Baterias.; •R´ adio controladores. Os restantes componentes do aeromodelo, apesar de n˜ ao ter sido feita uma pesquisa detalhada, foram tidas em conta algumas das suas caracter´ ısticas principais. Para os componentes estruturais foram pesquisados o perfil em alum´ ınio, o material para as condutas e para a estrutura principal. Para os componentes eletr´ onicos foram pesquisados o piloto autom´ atico, o GPS e os cabos el´ etricos. No que respeita aos componentes estruturais, o alum´ ınio foi escolhido para constituir parte da estrutura central por ser um metal de caracter´ ısticas leves e muito resistente. A fibra de carbono para constituir as placas de superf´ ıcie de apoio dos componentes e dos brac¸os devido ao baixo peso e elevada resistˆ encia ` a flex˜ ao. A fibra de vidro foi escolhida para constituir as condutas por se mostrar um elemento que misturado com resina tem uma boa resistˆ encia ao impacto e tem um peso bastante reduzido. No que respeita ao piloto autom´ atico, foi escolhido o PixHawk depois de ser feita uma pesquisa sobre pilotos autom´ aticos e conclu´ ıdo que este era o que apresentava melhores caracter´ ısticas, tais como aceler´ ometros, e ser da opini˜ ao geral dos aeromodelistas o piloto autom´ atico melhor e mais fi´ avel. O facto de ser open source ´ e tamb´ em uma grande vantagem. Por consequˆ encia da escolha do piloto autom´ atico foram tamb´ em definidos o GPS e compasso e os r´ adios de telemetria pelo facto de j´ a 25 estarem inclu´ ıdos nos acess´ orios do piloto autom´ atico. Para os fios el´ etricos apenas foi tido em conta o diˆ ametro para a corrente m´ axima a circular neles. 3.1.1 N´umero de Motores Tendo por base a publicac¸ ˜ ao de Agrawal and Shrivastav [28], foi feita uma comparac¸ ˜ ao entre as v´ arias configurac¸ ˜ oes para um multi-rotor, desde o mono-copter at´ e ao octa-copter. Aferidas as vantagens e/ou desvantagens de cada configurac¸ ˜ ao relativamente aos objetivos propostos para a aeronave a desenvolver, foi elaborada uma tabela na qual se cotaram as diferentes caracter´ ısticas (ver tabela 3.5). Omono-copter ´ e uma aeronave com dimens˜ oes reduzidas e de baixo peso. Esta configurac¸ ˜ ao necessita de um motor e uma h´ elice de dimens˜ oes realmente grandes que, apesar do tamanho e potˆ encia, apresentam uma capacidade de carga muito reduzida. Uma aeronave deste tipo ir´ a ter estabilidade e robustez ` a falha muito reduzidas por ter apenas um motor. Pelo mesmo motivo, os restantes componentes da aeronave ter˜ ao de ficar localizados acima do motor ou na esteira deste, interferindo com o escoamento e causando perdas de eficiˆ encia. Devido ao n´ umero de motores, como n˜ ao h´ a forma de contrariar o torque causado pelo motor, h´ a ainda a necessidade de incorporar na esteira barbatanas orientadoras do escoamento, o que implica que o desenvolvimento do controlador do ve´ ıculo seja mais dif´ ıcil de conseguir. Obi-copter ´ e considerado o multi-copter mais barato entre todas as configurac¸ ˜ oes existentes. Por sua vez, ´ e considerado o menos est´ avel; o menos potente, ou seja, tem pouca capacidade de carga; ´ e de dif´ ıcil configurac¸ ˜ ao no que respeita ao controlo e apresenta baixa robustez uma vez que se um motor falhar a aeronave cai. Esta configurac¸ ˜ ao obriga a que os brac¸os, onde os motores s˜ ao fixados, sejam grandes porque as h´ elices tamb´ em tˆ em de ter um diˆ ametro consideravelmente grande para conseguirem levantar a aeronave. Otri-copter ´ e relativamente barato comparativamente a outras configurac¸ ˜ oes por usar apenas trˆ es motores, visto que usam servo motors e estes s˜ ao bastante mais baratos que os brushless motors. Esta configurac¸ ˜ ao tem a vantagem de ter a localizac¸ ˜ ao dos motores com 120oentre si, o que permite a instalac¸ ˜ ao de uma cˆ amera e a utilizac¸ ˜ ao desta sem que as h´ elices interfiram no seu campo de vis˜ ao. Esta configurac¸ ˜ ao ´ e mais est´ avel do que a configurac¸ ˜ ao discutida anteriormente, mas muito pouco est´ avel face a outras configurac¸ ˜ oes, principalmente no seu movimento de guinada. Este tipo de aeronave tamb´ em n˜ ao ´ e muito robusto porque se um motor falhar continua a existir o problema de a aeronave se despenhar. Comparativamente ` a utilizac¸ ˜ ao de 2motores esta configurac¸ ˜ ao permite ter maior poder de carga, mas continua a n˜ ao ser muito cotado nesta mat´ eria. Os quad-copter utilizam quatro motores do tipo (brushless) e, por isso, tˆ em a grande vantagem de n˜ ao ter que variar o passo das p´ as das h´ elices para variar a direc¸ ˜ ao de movimento, tendo em conta que este tem a capacidade de girar com a variac¸ ˜ ao da velocidade de rotac¸ ˜ ao dos motores. Isto torna o projeto e o controlo simples, bem como aumenta a estabilidade do ve´ ıculo. A utilizac¸ ˜ ao de quatro motores permite que sejam utilizadas h´ elices mais pequenas mantendo um grande poder de carga. Relativamente ` as configurac¸ ˜ oes com um maior n´ umero de motores, o quad-copter consegue 26 ter brac¸os relativamente pequenos devido ao ˆ angulo existente entre os motores e assim permite o desenvolvimento de uma aeronave pequena e ao mesmo tempo leve. Apesar disso, a robustez deste tipo de multi-rotor n˜ ao ´ e muito elevada. Os penta-copter utilizam cinco motores, sendo dos menos explorados entre estas configurac¸ ˜ oes. ´ E considerada a configurac¸ ˜ ao com o pior design. As maiores vantagens desta configurac¸ ˜ ao s˜ ao a robustez e o ˆ angulo entre os motores dianteiros. A robustez ´ e uma grande vantagem porque no caso de haver a falha de um dos motores a aeronave consegue manter-se em voo. O ˆ angulo entre os motores dianteiros, ao ser grande, permite a instalac¸ ˜ ao de uma cˆ amera e as h´ elices ficam fora do campo de vis˜ ao desta. O poder de carga tamb´ em ´ e bastante elevado mas, por sua vez, a existˆ encia de cinco motores obriga a que os brac¸os da aeronave sejam maiores e por isso o peso desta aumenta significativamente. Quando o n´ umero de motores ´ e igual ou superior a cinco, o consumo de bateria por parte dos motores comec¸a a ser bastante elevado. Os hexa-copter tˆ em um grande poder de carga, dado o uso de 6motores. Disto adv´ em a desvantagem da necessidade de existirem brac¸os compridos para que as h´ elices n˜ ao conflituem entre si. A soma do peso dos brac¸os e dos motores ´ e avultada, mas o maior n´ umero de motores contraria facilmente esta desvantagem. Esta configurac¸ ˜ ao ´ e das mais est´ aveis e robustas, visto que se um motor falhar, a aeronave consegue manter-se no ar. Brac¸os maiores, maior n´ umero de motores e maior poder de carga permite que esta configurac¸ ˜ ao seja muito vantajosa para a utilizac¸ ˜ ao de cˆ ameras de v´ ıdeo e fotografia a´ erea, cˆ ameras estas que podem ser colocadas por baixo da estrutura principal. Devido ao seu tamanho e n´ umero de motores, este tipo de multi-rotor torna-se relativamente caro face ao quad-copter. Os hepta-copter s˜ ao aeronaves com sete motores, o que proporciona elevada capacidade de carga e elevada robustez ` a falha. Isto porque no caso de falha de um motor a aeronave n˜ ao se despenha. O elevado n´ umero de motores e h´ elices implica que hajam brac¸os com dimens˜ oes elevadas e o peso estrutural aumente significativamente. O consumo de bateria destas aeronaves ´ e tamb´ em muito elevado. Os octa-copter s˜ ao considerados como uma configurac¸ ˜ ao melhorada do hexa-copter, visto que a estabilidade e o peso relativo s˜ ao factores muito semelhantes entre ambos mas, o poder de carga e a robustez aumentam significativamente. Poder de carga melhorado porque com mais dois motores tem-se bastante mais forc¸a para levantar carga. Robustez melhorada porque em caso de falha de at´ e dois motores, o octa-copter tem capacidade para se manter em voo e aterrar em seguranc¸a. Por sua vez, o peso, o tamanho e o prec¸o aumentam significativamente, tornando esta configurac¸ ˜ ao bastante pouco vi´ avel para um proof of concept. De ressalvar que, na tabela 3.1, o valor 1corresponde ` a classificac¸ ˜ ao mais baixa e o 10 corresponde ` a classificac¸ ˜ ao mais elevada. Na tabela 3.1 a melhor classificac¸ ˜ ao foi obtida pela configurac¸ ˜ ao de 6motores, seguida da de 8e em terceiro lugar a configurac¸ ˜ ao com 4motores. Apesar deste resultado, prevˆ e-se que uma aeronave com 6ou 8rotores com conduta ir´ a ficar demasiado grande para os objetivos definidos. Depois da pesquisa dos componentes e construc¸ ˜ ao da func¸ ˜ ao de custo, a configurac¸ ˜ ao a desenvolver vai ser definida atrav´ es da comparac¸ ˜ ao entre os resultados da func¸ ˜ ao de custo do quad-copter e do hexa27 N´ umero de Rotores Estabilidade Poder de Carga Redundˆ ancia ` a Falha Potˆ encia por Motor Consumo de Energia Comprimento dos Brac¸os Peso estrutural Peso dos Motores Beneficio Relevˆ ancia 0.15 0.05 0.1 0.05 0.2 0.05 0.2 0.2 —- 1 1 1 1 10 7 0 0 1 2.4 2 2 2 1 6 7 9 8 3 4.7 3 3 3 1 5 5 9 7 4 4.6 4 7 7 1 5 5 7 6 6 5.5 5 4 8 4 6 3 5 5 7 4.95 6 9 9 8 7 2 5 4 8 6 8 9 10 8 8 1 5 2 10 5.9 Tabela 3.1: Tabela para escolha da configurac¸ ˜ ao a adotar * 28 copter. Esta avaliac¸ ˜ ao ´ e feita na secc¸ ˜ ao, 3.2. Tendo agora uma melhor noc¸ ˜ ao da quantidade de motores a utilizar na aeronave, ´ e agora necess´ ario fazer uma pesquisa acerca dos motores e h´ elices a utilizar. 3.1.2 Escolha do Conjunto Motor-H´ elice Pesquisa de motores A func¸ ˜ ao dos motores cinge-se ` a criac¸ ˜ ao de movimento rotativo das h´ elices, que ir˜ ao por sua vez produzir impulso para contrariar a gravidade e o arrasto, permitindo assim que o VANT voe. Atualmente, os motores mais utilizados no desenvolvimento de VANTs s˜ ao os Brushless Motors. Estes motores s˜ ao potentes, ´ ageis, significativamente mais eficientes e fi´ aveis que os motores DC, o que os torna ideais para o uso di´ ario. Os Brushless Motors tˆ em no centro 3 bobines, constitu´ ıda por folhas de ac¸o-sil´ ıcio que se mantem est´ atica, sendo por isso chamados de ”estator”. O estator ´ e rodeado pelo ”rotor”, o qual ´ e constitu´ ıdo por v´ arios imans montados de forma cil´ ındrica e ligados ao veio. Numa ´ unica fase, quando o estator ´ e alimentado com eletricidade, ´ e criado um campo magn´ etico no rotor que faz com que este rode 180o.´ E desta forma que ´ e criado o movimento do motor para impulsionar a rotac¸ ˜ ao das h´ elices [29, 30]. O desempenho do VANT est´ a extremamente dependente duma boa combinac¸ ˜ ao entre o motor e a h´ elice, isto porque se n˜ ao houver boa combinac¸ ˜ ao existir˜ ao perdas na transmiss˜ ao do movimento rotativo do motor para a h´ elice e, consequentemente, reduzir´ a drasticamente a eficiˆ encia [31]. Os Brushless Motors s˜ ao tipicamente caracterizados por 4 d´ ıgitos, nos quais os dois primeiros definem a largura do estator e os restantes definem a altura deste. Quanto maiores forem os valores, maiores dimens˜ oes tem o motor e mais torque consegue produzir. Outro parˆ ametro essencial a ser considerado s˜ ao os KV , uma estimativa que representa o incremento das rotac¸ ˜ oes por minuto (RPM) com a subida de 1Vna tens˜ ao sem carga. Trata-se de uma estimativa porque, assim que se monta as h´ elices no motor, as RPM n˜ ao ser˜ ao t˜ ao elevadas devido ao arrasto causado pelas p´ as das h´ elices. De qualquer das formas, os motores com maior KV , associados a h´ elices com menor diˆ ametro, ir˜ ao rodar com maior velocidade e menos torque e, os motores com menor KV , associados a h´ elices de maiores dimens˜ oes, rodam com velocidade inferior mas com maior torque [32]. Visto que a configurac¸ ˜ ao a desenvolver teria de ser decidida entre quad-copter ehexa-copter, foram pesquisadas informac¸ ˜ oes sobre os componentes a implementar nestes tipos de multi-rotor. Desta pesquisa foram levantadas recomendac¸ ˜ oes sobre as dimens˜ oes dos componentes a escolher e os resultados da mesma est˜ ao resumidos nas tabelas 3.2 e 3.3. Face aos valores e dimens˜ oes apresentados nestas tabelas foram pesquisados os motores e, posteriormente, organizados na tabela A.1, que se encontra em Anexos A. Feita a pesquisa dos motores, falta agora pesquisar sobre as h´ elices para completar o conjunto. 29 Distˆ ancia motor-a-motor [mm] Diˆ ametro da h´ elice [in] Tamanho do motor KV 150 ou menor 3 ou menor 1306 ou inferior 3000 ou superior 180 4 1806 2600 210 5 2204 - 2208 2300 - 2600 250 6 2204 - 2208 2000 - 2300 350 7 2208 1600 450 8 - 10 2212 ou maior 1000 ou inferior Tabela 3.2: Dimens˜ oes dos componentes a implementar dada a distˆ ancia motor-a-motor [32] Distˆ ancia motor-a-motor [mm] Diˆ ametro da h´ elice [in] Tamanho do estator KV m´ ınimo KV m´ aximo 150 ou menor 3 1306 ou inferior 3000 4000 150 - 250 4 1806 2600 2800 190 - 220 5 2204 - 2206 2300 2600 220 - 270 6 2204 - 2208 1900 2300 350 7 2206 - 2210 1450 1600 450 8 2212 1000 1200 450 ou maior 9 2214 - 2216 900 1000 Tabela 3.3: Dimens˜ oes recomendadas dos componentes a implementar dada a distˆ ancia motor-a-motor [33, 34] Pesquisa de h´ elices Durante a pesquisa realizada foram encontradas informac¸ ˜ oes relativas ` as dimens˜ oes das h´ elices tendo em conta as dimens˜ oes e os KV do motor com o qual a h´ elice poder´ a ser conjugada e ainda a distˆ ancia entre motores. Estas informac¸ ˜ oes encontram-se tamb´ em organizadas nas tabelas 3.2 e 3.3. Como a maior distˆ ancia entre motores da aeronave a desenvolver j´ a se previa ser grande, muito devido ` a integrac¸ ˜ ao de condutas na estrutura desta, foram pesquisados componentes com dimens˜ oes para aeronaves com distˆ ancias de 350 ou mais mil´ ımetros entre motores. Face ` as tabelas apresentadas foram pesquisados, nas duas plataformas online (HobbyKing e HPModelismo), os componentes: Quadcopter Hexacopter Diˆ ametro das h´ elices [in] 7 - 10 5 - 7 Tamanho do estator 2208 - 2212 2204 - 2208 KV 320 - 1400 1800 - 2400 Tabela 3.4: Dimens˜ oes de h´ elices pesquisadas Normalmente, os KV mais elevados s˜ ao encontrados em motores mais pequenos e mais finos, os quais s˜ ao utilizados para h´ elices mais pequenas. Os KV mais baixo s˜ ao encontrados em motores mais potentes, utilizados para h´ elices maiores. A decis˜ ao nesta vari´ avel depende do objetivo da miss˜ ao a cumprir pela aeronave. No caso de se pretender velocidade e capacidade acrob´ atica utilizam-se h´ elices mais pequenas e no caso de querer capacidade de carga usam-se h´ elices maiores [35]. Quanto ao passo das h´ elices, este pode ser definido como a distˆ ancia, em polegadas, percorrida pela h´ elice por cada revoluc¸ ˜ ao. Consequentemente, para a mesma velocidade de rotac¸ ˜ ao, quanto maior o passo da h´ elice mais r´ apido se torna o modelo. Mas quanto maior esta vari´ avel, mais turbulento se torna o escoamento, o que reduz muito a eficiˆ encia da h´ elice. H´ elices com um passo menor, s˜ ao normalmente associadas a diˆ ametros maiores e tˆ em maior eficiˆ encia [35]. 30 No aeromodelismo existem h´ elices de madeira, pl´ astico e fibra de carbono. O material que constitui as h´ elices influˆ encia significativamente a performance da h´ elice, sendo que materiais mais leves costumam permitir mais tempo de voo. As caracter´ ısticas do material tamb´ em influenciam a resistˆ encia ao choque, o ru´ ıdo produzido e a durabilidade das h´ elices. Normalmente os materiais mais resistentes, como ´ e o caso da fibra de carbono, apesar de voarem melhor e serem mais dur´ aveis, partem quando embatem em algum obst´ aculo. Por outro lado, os materiais menos resistentes, como ´ e o caso do pl´ astico, s˜ ao mais male´ aveis e por isso tˆ em tendˆ encia a torcer e n˜ ao a partir. Esta propriedade aumenta a propens˜ ao das h´ elices a terem desiquil´ ıbrios. Sendo de dif´ ıcil decis˜ ao sobre qual a melhor propriedade, ´ e certo que existem h´ elices de pl´ astico de elevada qualidade e que combinam ambas as propriedades [36]. A eficiˆ encia das h´ elices ´ e um fator muito importante no que respeita ao desempenho de uma aeronave. Apesar de o n´ umero de p´ as n˜ ao influenciar muito a eficiˆ encia da h´ elice, ´ e da opini˜ ao geral dos praticantes de aeromodelismo que quanto maior n´ umero de p´ as da h´ elice, mais a esteira fica turbulenta e, consequentemente, a eficiˆ encia da h´ elice ´ e afetada negativamente [37]. Em testes pr´ aticos realizados com h´ elices de 1a4p´ as, foi verificado que as h´ elices com duas p´ as eram aquelas que apresentavam melhor performance, ver figura 3.1, [38]. Figura 3.1: Comparac¸ ˜ ao de diferentes n´ umeros de p´ as [38] Face a estes resultados e tamb´ em por ser dif´ ıcil de encontrar h´ elices com diˆ ametro maiores ou iguais a 5polegadas e com trˆ es ou mais p´ as, a pesquisa das h´ elices cingiu-se a modelos com duas p´ as. Assim, as h´ elices pesquisadas est˜ ao listadas na tabela A.2 e A.3, em Anexos A. Seguindo no sentido inverso as ligac¸ ˜ oes do sistema, bateria - electronic speed controller - motor e h´ elice, faz-se agora a pesquisa dos ESCs que podem ser implementados. 3.1.3 Escolha dos Electronic Speed Controllers Os Electronic Speed Controllers (ESC) s˜ ao instrumentos que controlam a velocidade, a direc¸ ˜ ao e ainda a travagem do motor. Visto que os multi-rotor tˆ em mais do que um motor, estes s˜ ao naturalmente inst´ aveis. Cada motor est´ a a fornecer impulso e o controlador de voo est´ a constantemente a verificar a velocidade de rotac¸ ˜ ao de cada motor, mantendo assim a aeronave estabilizada. Os Electronic Speed 31 Controllers s˜ ao o entreposto entre o controlador de voo e os motores e, debitam a corrente correspondente aos inputs do controlador. Sem os ESC o controlador n˜ ao conseguiria comunicar com os motores [39]. Existem quatro tipos de ESC, os UBEC, os BEC, os SBEC e os OPTO. BEC significa Battery Eliminator Circuit, que significa que o ESC consegue debitar uma voltagem constante e, assim alimentar todos os componentes da aeronave, como por exemplo receptores, controladores e motores [40]. SBEC significa Switching Battery Eliminator Circuit, que designa um sistema melhorado e mais eficiente dos BEC. UBEC significa Ultimate Battery Eliminator Circuit que ´ e um sistema superior aos SBEC e que mantˆ em uma temperatura muito inferior aos BEC quando existe uma grande diferenc¸a de tens˜ ao entre a entrada e a sa´ ıda. Os UBEC s˜ ao normalmente maiores no que respeita ` as dimens˜ oes f´ ısicas relativamente aos SBEC. OPTO designa um acoplador-´ optico, que isola a energia utilizada para alimentar o motor da energia utilizada para controlar os atuadores. Este mecanismo tem, supostamente, menor interferˆ encia nas comunicac¸ ˜ oes r´ adio entre os motores e os receptores [41, 42]. O desempenho dos ESC pode variar cerca de 20%. Na escolha dos ESC a implementar ´ e necess´ ario ter em atenc¸ ˜ ao trˆ es parˆ ametros de elevada importˆ ancia, a amperagem, o tamanho e o peso. A amperagem de um ESC designa a quantidade de amperes com que o instrumento consegue funcionar sem que este se danifique. No caso de se requerer um valor superior ao admitido, o Electronic Speed Controller ir´ a danificar-se e o motor ir´ a parar de funcionar. Os amperes requeridos ao ESC variam de acordo com o motor e a h´ elice. Quando o ESC sinaliza o motor para rodar a uma certa velocidade, o motor ir´ a utilizar tantos amperes quanto necess´ ario para corresponder ao requerido. Geralmente, motores e KV s maiores e h´ elices com maiores diˆ ametro e passo, requerem maior amperagem. Normalmente, os ESC conseguem aguentar mais amperes do que aqueles que s˜ ao anunciados, desde que por curtos per´ ıodos de tempo. Por exemplo, um ESC com 20 amperes anunciados consegue aguentar 25 amperes durante 10 segundos [39]. Como regra de seguranc¸a, por forma a garantir que n˜ ao existem falhas durante o voo, recomenda-se dar uma margem de seguranc¸a de 20 a30%. Ou seja, no caso de se utilizar um motor com amperagem m´ axima de 20A, ´ e aconselh´ avel utilizar um ESC com amperagem superior a 25A[43, 44]. No que respeita ao peso e tamanho do Electronic Speed Controller, estes s˜ ao diretamente proporcionais com a amperagem. Nestas duas vari´ aveis o tamanho acaba por ser mais importante porque h´ a a necessidade de incorporar os ESCs nos brac¸os do UAV ou ent˜ ao inseri-los dentro da estrutura e, quanto maior o tamanho mais dif´ ıcil ´ e de os fixar ou incorporar na estrutura. O peso apesar de ser importante n˜ ao ´ e t˜ ao significativo, isto porque apesar de ter influˆ encia no desempenho da aeronave, uma variac¸ ˜ ao pequena no peso n˜ ao ter´ a tanta influˆ encia como a variac¸ ˜ ao de v´ arios mil´ ımetros nas dimens˜ oes [39]. No que respeita a este instrumento, foram pesquisados com amperagem desde os 3Aat´ e aos 85A a fim de garantir que existiam ESCs compat´ ıveis com todos os motores pesquisados. Os resultados da pesquisa encontram-se resumidos na tabela A.4, no Anexo A. Fica a faltar a fonte de alimentac¸ ˜ ao para todo o sistema. Assim, ´ e agora feita uma pesquisa relativa ` as baterias existentes. 32 3.1.4 Escolha da Bateria Na escolha das baterias o tamanho do ve´ ıculo que se pretende desenvolver tamb´ em ´ e um fator a ter em atenc¸ ˜ ao. Geralmente, quanto maior o ve´ ıculo, maior ´ e o n´ umero de motores na aeronave. Assim, com o aumento das dimens˜ oes, mais c´ elulas a bateria a utilizar deve ter para se conseguir optimizar o desempenho da aeronave [45]. As baterias mais utilizadas no aeromodelismo s˜ ao as LiPo (Pol´ ımeros de L´ ıtio) e s˜ ao uma das maiores raz˜ oes para atualmente o voo com motores el´ etricos ser vi´ avel. Na bibliografia, Salt [46], s˜ ao identificadas cinco caracter´ ısticas que fazem deste tipo de baterias o mais optimizado para o modelismo: •Baterias consideravelmente leves e que podem ser constru´ ıdas em v´ arias formas e tamanhos; •Tˆ em elevada densidade energ´ etica, ou seja, armazenam muita energia em tamanhos pequenos; •Conseguem fornecer tens˜ ao e potˆ encia ao sistema de uma forma constante; •Tˆ em a capacidade de responder a picos de energia impostos pelo funcionamento dos motores quando estes rodam a maior velocidade; •S˜ ao recarregadas mais r´ apido do que os restantes tipos de bateria. Existem caracter´ ısticas que devem ser tidas em considerac¸ ˜ ao aquando da escolha de uma bateria para aquisic¸ ˜ ao, sendo a capacidade, a tens˜ ao nominal e o fator de descarga os mais importantes. A capacidade, expressa em miliampere-hora (mAh), representa a quantidade de energia que a bateria consegue armazenar e indica a corrente que a bateria pode fornecer durante uma hora de funcionamento. Por exemplo, se uma bateria tem 10000mAh significa que pode fornecer 10Adurante uma hora de funcionamento. A tens˜ ao nominal da bateria ´ e outro fator a ter em considerac¸ ˜ ao e est´ a presente na tabela 3.5 na coluna do n´ umero de c´ elulas da bateria. Nas baterias LiPo cada c´ elula tem, normalmente, 3.7volts. Assim, por exemplo, uma bateria com duas c´ elulas, 2S, ter´ a7.4Vde tens˜ ao nominal. Outro fator a ter em considerac¸ ˜ ao ´ e o r´ acio de descarga, normalmente designado no aeromodelismo por C ”rating”. Esta vari´ avel indica, teoricamente, quantas vezes mais r´ apido se pode descarregar a bateria sem que esta se danifique. Por exemplo, uma bateria com capacidade de 1000mAh com um r´ acio de descarga 20C, significa que esta bateria pode fornecer de forma sustentada 20A. Teoricamente, esta bateria seria consumida em aproximadamente 3 minutos. Quando se pretende construir uma aeronave com capacidades superiores de acrobacia ou r´ apidas variac¸ ˜ oes de velocidade ´ e suposto instalar baterias com C ”rating” mais elevado. Quando se pretende um sistema que voe de forma lenta e est´ avel, como ´ e o caso da fotografia a´ erea, instala-se uma bateria com um C ”rating” menor [46]. Por forma a comparar as baterias, podem ser usados valores como a densidade energ´ etica, que expressa a relac¸ ˜ ao capacidade/peso e, o valor da bateria, que expressa a relac¸ ˜ ao capacidade/prec¸o, [45]. Na tabela 3.5 est˜ ao resumidas as recomendac¸ ˜ oes feitas sobre as baterias a utilizar para cada tamanho de aeronave que se pretende desenvolver. 33 (a) Vista superior com distˆ ancia entre motores (b) Vista isom´ etrica Figura 3.7: Desenho t´ ecnico da aeronave tipo quad-copter 40 Cap´ıtulo 4 Projeto Estrutural 4.1 Comprimento dos P´ es A fim de garantir que aquando da aterragem da aeronave esta ir´ a pousar de forma correta, isto ´ e, sem virar para cima das condutas, mesmo quando a aeronave toca o ch˜ ao desequilibrada ou numa superf´ ıcie irregular, ´ e feito um estudo sobre os momentos aquando da aterragem. Ver figura 4.1. Figura 4.1: Desenho dos momentos impostos na aeronave numa aterragem com ˆ angulo ou superf´ ıcie irregular Lembrando que o momento ´ e dado pelo produto da forc¸a com a distˆ ancia, ou seja: M=F×d(4.1) 41 Na qual drepresenta a distˆ ancia horizontal entre o ponto de aplicac¸ ˜ ao da forc¸a e o ponto em estudo. Os momentos s˜ ao calculados com a seguinte f´ ormula: +XMy=M1−M2−M3=Fd1−2Fd2−Fd3=F(d1−2d2−d3)(4.2) Sabendo que se pretende que a equac¸ ˜ ao seja maior ou igual a 0para que o RPAS aterre sobre os p´ es e, considerando que a forc¸a debitada pelos motores ´ e igual entre todos eles, a forc¸a pode ser desprezada da equac¸ ˜ ao 4.2, ou seja, +XMy= 0 ⇒F(d1−2d2−d3)=0⇒d1−2d2−d3= 0 (4.3) Na qual d1designa a distˆ ancia horizontal entre a conduta mais pr´ oxima do solo e o ponto em estudo, neste caso, a ponta dos p´ es; d2designa a distˆ ancia horizontal das condutas centrais ao ponto em estudo e, d3designa a distˆ ancia horizontal do ponto em estudo ` a conduta mais afastada do solo. Considera-se duas vezes d2porque a essa distˆ ancia existem dois motores alinhados. Ver figura 4.1. Da figura 4.1 podem ser deduzidas as seguintes relac¸ ˜ oes:      k2=D−k1 k3=D+d2⇒k3= 2D−k1 Com recurso ` as relac¸ ˜ oes trigonom´ etricas obt´ em-se as seguintes relac¸ ˜ oes:            d1=k1cos θ d2=k2cos θ= (D−k1) cos θ d3=k3cos θ= (2D−k1) cos θ Assim, resolvendo a equac¸ ˜ ao 4.3 com os valores obtidos por relac¸ ˜ ao trigonom´ etrica, obt´ em-se: k1cos θ−2(D−k1) cos θ−(2D−k1) cos θ= 0 ⇒k1= 2D−2k1+ 2D−k1= 0 ⇒k1=D(4.4) Com o resultado obtido na equac¸ ˜ ao 4.4 ´ e poss´ ıvel perceber que, para a aeronave aterrar corretamente em caso de tocar o solo com um ˆ angulo θcomo demonstrado na figura 4.1, os p´ es tˆ em de ter comprimento suficiente para que a ponta destes fique debaixo do motor ou ainda mais compridos. 4.2 Altura M´ınima para os Apoios da Aeronave Para definir a altura m´ ınima dos apoios da aeronave ´ e necess´ ario ter em atenc¸ ˜ ao o efeito de solo existente relativamente ` as h´ elices do sistema. Consequentemente, a altura m´ ınima dos apoios vai estar dependente das dimens˜ oes das h´ elice. Como ´ e poss´ ıvel verificar na figura 2.11, presente no cap´ ıtulo 2.4, para que o efeito de solo seja nulo ou muito pr´ oximo desse valor, a relac¸ ˜ ao Distanciadaheliceaosolo Raiodahelice deve ser igual ou superior a 2. Assim, a altura m´ ınima que as h´ elices do quad-copter se devem distanciar do solo ´ e, no m´ ınimo, de um diˆ ametro da h´ elice. Posta esta imposic¸ ˜ ao, visto que a h´ elice se encontra a uma distˆ ancia do solo igual ` a soma da altura 42 dos apoios com a altura dos brac¸os e com a altura do motor, ou seja: hhelice =hapoios +hbraco +hmotor (4.5) Assim, para determinar a altura m´ ınima dos apoios resolve-se a equac¸ ˜ ao 4.5 em ordem a hapoios, tendo em conta que a altura m´ ınima das h´ elices ´ e igual a um diˆ ametro da mesma, obtendo-se: hapoios =hhelice −hbraco −hmotor ⇒hapoios ≥Dhelice −hbraco −hmotor (4.6) Na qual hapoios representa a altura m´ ınima que os apoios da aeronave devem ter; hhelice representa a altura que a h´ elice desve distar do solo, sendo esta igual a um diˆ ametro para evitar o efeito de solo; hbraco representa a grossura do brac¸o; e h[motor]representa a altura do motor, porque este fica colocado etre o brac¸o e a h´ elice. Tendo j´ a escolhido os componentes a implementar e sabendo as dimens˜ oes de cada componente, ´ e poss´ ıvel resolver a equac¸ ˜ ao 4.6: hapoios ≥177.8−25 −78 = 74.8 [mm](4.7) Assim, ´ e poss´ ıvel concluir que para evitar a influˆ encia do efeito de solo as pernas do aeromodelo tˆ em que ter uma altura igual ou superior a 74.8mm. 4.3 Construc¸ ˜ ao das Condutas 4.3.1 Processo de Fabrico Como visto em 2.1, as dimens˜ oes que devem se aplicadas na conduta que se pretende desenvolver s˜ ao totalmente dependentes do diˆ ametro da h´ elice. Como no caso deste projeto se pretendia obter uma aeronave com o menor tamanho poss´ ıvel. Chegou-se ` a conclus˜ ao de que a h´ elice teria 7polegadas de diˆ ametro, para que as dimens˜ oes das condutas fossem pequenas mas garantindo que o impulso criado era suficiente para elevar todo o sistema. Assim sendo, usando a combinac¸ ˜ ao que garantia melhores resultados na func¸ ˜ ao de custo entre as combinac¸ ˜ oes com h´ elices de 7polegadas, escolheu-se um conjunto de h´ elices cuja referˆ encia na internet anunciava um diˆ ametro Dt= 180mm. Assim, foram dimensionadas as condutas (ver anexo D): •Diˆ ametro da h´ elice: Dt= 180mm •Raio dos l´ abios: rl= 13%Dt= 23.4mm •Espac¸amento entre conduta e h´ elice: δt= 0.1%Dt= 0.18mm •Diˆ ametro interior da garganta: Digarganta =Dt+ 2δt= 1.002Dt= 180.36mm •Diˆ ametro exterior da garganta: Degarganta =Digarganta + 2rl= 1.522Dt= 273.96mm 43 •Altura da corpo da conduta: Lc= 0.6Dt= 108mm •ˆ Angulo de abertuda interior: θd 2= 5o •Diˆ ametro da abertura de sa´ ıda: Dsaida =Digarganta + 2Lctan(5) = 199.4325mm Em 2.1 ´ e referido que o comprimento da conduta deve estar compreendido no intervalo 50%Dte 72%Dt. Para este projeto pretendia-se ter condutas com dimens˜ oes o mais reduzidas poss´ ıvel, o que remeteria para a construc¸ ˜ ao de condutas com comprimento 50%Dt. Acontece que ao instalar o motor e o brac¸o de suporte, a conduta n˜ ao iria ter altura suficiente para suportar as furac¸ ˜ oes para o brac¸o a atravessar e assim ser poss´ ıvel fixar o motor. Por esta raz˜ ao optou-se por aumentar a altura da conduta para 60%Dt, o que significa um aumento de 18 mil´ ımetros no comprimento desta. Inicialmente, a conduta foi concebida atrav´ es da impress˜ ao 3Dmas, o resultado deste m´ etodo foi insatisfat´ orio. A conduta impressa para al´ em de ter muitas rugosidades, o que influenciaria negativamente o escoamento no interior desta. Esta influˆ encia poderia tornar o escoamento turbulento e anular as vantagens inerentes ` a conduta. O produto da impress˜ ao era tamb´ em muito pesado, tendo uma massa de aproximadamente 750g. Este valor faria com que a introduc¸ ˜ ao das condutas aumentasse o peso da aeronave em 3kg, pelo que seria incomport´ avel a utilizac¸ ˜ ao das mesmas. Isto porque os benef´ ıcios na diminuic¸ ˜ ao da potˆ encia consumida seriam anulados pelos malef´ ıcios do aumento de peso. O resultado deste processo encontra-se na figura 4.2. (a) Vista frontal do modelo 3D em impress˜ ao (b) Vista do interior da conduta em 3D (c) Modelo finalizado Figura 4.2: Conduta resultante do processo de fabrico por impress˜ ao 3D Face a este resultado negativo no primeiro processo de fabrico, procedeu-se ` a construc¸ ˜ ao de uma conduta em poliestireno extrudido que posteriormente foi revestido com fibra de vidro. A pec¸a foi constru´ ıda em duas partes distintas e atrav´ es de processos distintos. Uma parte que constitui os l´ abios da conduta e outra parte que constitui o corpo desta. Os l´ abios foram constru´ ıdos atrav´ es de uma m´ aquina CNC (Comando Num´ erico Computacional) e a parte do corpo foi cortada usando uma m´ aquina de fio quente, ver figuras 4.3(a) e 4.3(b), respectivamente. Ao utilizar este processo, o acabamento dos l´ abios revela uma qualidade significativamente melhor do que o acabamento da impress˜ ao 3D. No que respeita ao acabamento do corpo da conduta, o acabamento n˜ ao ´ e t˜ ao bom porque, por vezes, o fio de metal n˜ ao cortava o poliestireno de forma exata. O acabamento torna-se ainda pior porque para cortar a parte interior da conduta foi necess´ ario fazer passar o fio atrav´ es da estrutura do corpo da conduta. 44 Esta passagem foi feita utilizando o fio aquecido, o que danificou bastante a forma c´ onica do corpo. Este espac¸o criado pela passagem do fio teve posteriormente que ser reparado utilizando resina. Esta reparac¸ ˜ ao n˜ ao ´ e muito exata, porque n˜ ao h´ a garantias que ´ e conseguida uma conduta de forma circular e c´ onica. Este processo de fabrico implica ainda que a pec¸a seja lixada para eliminar os excessos de resina e eliminar relevos das paredes interiores. Posteriormente ` a construc¸ ˜ ao da conduta, procedeu-se ` a aplicac¸ ˜ ao de duas camadas de fibra de vidro para acrescentar resistˆ encia e possibilitar um melhor acabamento ao interior da conduta. No final deste tratamento, verificou-se uma reduc¸ ˜ ao muito significativa do peso da conduta relativamente ` aquela que resultou da impress˜ ao 3D. A nova pec¸a ficou com um peso de 213g, o que permite implementar quatro condutas resultantes deste processo, acrescentando ` a aeronave apenas o peso de uma conduta impressa em 3D. As condutas resultantes destes dois processos podem der vizualizadas na figura 4.4. (a) Processo de fabrico dos l´ abios da conduta (b) M´ aquina de corte atrav´ es de fio quente (c) Conduta obtida atrav´ es do m´ etodo de fabrico com m´ aquina de corte com fio quente Figura 4.3: Conduta resultante do processo de fabrico por corte com fio quente Figura 4.4: Condutas resultantes da impress˜ ao 3D e do corte atrav´ es de fio quente Ainda com resultados imprecisos e insatisfat´ orios, recorrendo a um m´ etodo de fabrico alternativo fez-se uma nova conduta. Visto que o acabamento dos l´ abios da conduta feitos atrav´ es do processo supracitado ´ e preciso e satisfat´ orio, utilizou-se a m´ aquina CNC para construir toda a conduta, tanto os l´ abios como o corpo. Para isto, visto que a m´ aquina CNC utilizada n˜ ao tem altura suficiente para fazer o corpo numa pec¸a ´ unica, a conduta foi dividida em 3 partes, os l´ abios e duas partes para constituir 45 o corpo. Ver figura 4.5. As diferentes partes, ap´ os o fabrico foram unidas utilizando resina. Posteriormente, a pec¸a foi lixada para remover relevos na transic¸ ˜ ao entre as diferentes partes da conduta causadas pela resina e, foram colmatadas pequenas depress˜ oes existentes na face da conduta aplicando estuque com caracter´ ısticas muito leves. Por fim, a conduta foi revestida com duas camadas de fibra de vidro em toda a sua ´ area, para dar resistˆ encia e melhorar o acabamento no interior da conduta. Depois da resina secar, toda a superf´ ıcie foi novamente lixada at´ e se obter uma superf´ ıcie homog´ enea e lisa. Apesar do facto de este processo de fabrico, permitir obter uma conduta com um acabamento significativamente melhor, a variac¸ ˜ ao no peso foi praticamente nula ou mesmo inexistente relativamente ao ´ ultimo processo de fabrico. (a) Parte superior da conduta (l´ abios) (b) Parte interm´ edia da conduta (corpo) (c) Parte inferior da conduta (corpo) Figura 4.5: Conduta resultante do processo de fabrico utilizando a m´ aquina CNC, com espuma Visto que o acabamento foi satisfat´ orio mas o peso era ainda algo elevado, foi tomada a decis˜ ao de tentar reduzir o peso do modelo atrav´ es da remoc¸ ˜ ao de toda a espuma, mantendo apenas os l´ abios e a parede interior da conduta. Para que esta ac¸ ˜ ao fosse poss´ ıvel, foi necess´ ario reforc¸ar a parede interior da conduta com mais duas camadas de fibra de vidro. Posteriormente ` a aplicac¸ ˜ ao da nova camada de fibra, a parede exterior foi removida para facilitar o acesso ` a espuma e evitar peso desnecess´ ario (ver figura 4.6(a)). Esta remoc¸ ˜ ao procedeu-se utilizando uma m´ aquina de corte e o poliestireno foi removido com a utilizac¸ ˜ ao de um x-acto (ver figura 4.6(b)) e acetona, a qual , ao entrar em contacto com o poliestireno reagem ficando este parcialmente dissolvido, possibilitando a sua remoc¸ ˜ ao. ver figura 4.6(c). No fim da remoc¸ ˜ ao do poliestireno, constatou-se que a estrutura da conduta n˜ ao era suficientemente r´ ıgida para resistir a poss´ ıveis impactos. Para colmatar esta fragilidade as paredes exteriores foram reforc¸adas com fibra de vidro. Sabendo-se com antecedˆ encia que seria necess´ ario furar as condutas para a fixac¸ ˜ ao dos brac¸os e apoios do motor, foram identificados os locais de furac¸ ˜ ao e, para evitar danos irrepar´ aveis, foram aplicadas camadas adicionais. No final deste processo, com a remoc¸ ˜ ao da espuma e adic¸ ˜ ao de novas camadas de fibra, foi poss´ ıvel conseguir uma reduc¸ ˜ ao no peso de mais de 40 gramas face ` as condutas com espuma. Ver figura 4.7. Visto que os resultados do ´ ultimo processo de fabrico ´ e melhor que os do pen´ ultimo mas, as abas existentes nas condutas sem espuma podem causar alguns constrangimentos no que diz respeito ao escoamento em torno das condutas e algumas forc¸as que surgem devido a estas, a decis˜ ao das condutas a desenvolver ´ e tomada tendo por base os resultados provenientes da utilizac¸ ˜ ao de um programa 46 (a) Parede exterior da conduta removida (b) Parte da espuma removida com auxilio de x-acto (c) Espuma totalmente removida Figura 4.6: Conduta resultante do processo de fabrico utilizando a m´ aquina CNC, sem espuma (a) Peso da conduta com espuma (b) Peso da conduta sem espuma Figura 4.7: Comparac¸ ˜ ao dos pesos das condutas resultantes dos ´ ultimos dois processos de fabrico de simulac¸ ˜ ao de escoamento em torno dos dois tipos de conduta. Estas simulac¸ ˜ oes s˜ ao feitas na ferramenta Flow Simulation do Soldworks. A utilizac¸ ˜ ao desta ferramenta em detrimento de outra mais potente e precisa deveu-se, principalmente, ` a sua interface relativamente simples e os conhecimentos j´ a existentes por parte do autor, sendo por isso mais ”user friendly”. Outra raz˜ ao centra-se na necessidade de menor tempo de simulac¸ ˜ ao e tamb´ em a utilizac¸ ˜ ao da mesma ferramenta tanto para a modelac¸ ˜ ao da pec¸a como para simulac¸ ˜ ao do escoamento. Outra raz˜ ao para utilizar uma ferramenta menos precisa e potente ´ e o facto de o escoamento esperado ` a volta das condutas ser lento. 4.3.2 Flow Simulation Esta ferramenta utiliza uma malha em grade regular, na qual as linhas da grelha est˜ ao inseridas num retˆ angulo (2D) ou numa caixa retangular (3D) e alinhadas com um sistema de coordenadas cartesianas [48]. Ver figura 4.8(a). ´ E poss´ ıvel verificar que a malha ´ e do tipo ”Bock Structure Grids”, no qual a malha ´ e montada a partir de um n´ umero de blocos ligados entre si [49]. Na figura 4.8(b) pode ser visualizada um exemplo da malha utilizada. Na definic¸ ˜ ao das malhas foi definido um dom´ ınio computacional paralelepip´ edico cujas bases ti47 (a) Malha utilizada pela ferramenta Flow Simulation (b) Malha utilizada pela ferramenta Flow Simulation para estudo do escoamento em torno de uma conduta Figura 4.8: Malha utilizada pela ferramenta Flow Simulation nham as arestas com um comprimento 20 vezes superior ao maior diˆ ametro exterior da conduta e uma atura 20 vezes superior ` a altura da conduta. As dimens˜ oes elevadas do dom´ ınio servem para garantir que em far-field o modelo testado j´ a n˜ ao influencia o escoamento e este ´ ultimo n˜ ao se encontra perturbado. ´ E necess´ ario ter em atenc¸ ˜ ao este pormenor porque, no caso do dom´ ınio computacional ser muito reduzido, n˜ ao existem c´ elulas da malha que caracterizem o comportamento n˜ ao perturbado da atmosfera. Se isso se verificar n˜ ao existem referˆ encias para se obter as diferenc¸as de arrasto, turbulˆ encia, propuls˜ ao e velocidade entre o escoamento perturbado pelo modelo e a atmosfera est´ avel. Posteriormente ` a definic¸ ˜ ao do dom´ ınio computacional, ao qual foi atribu´ ıda uma malha global autom´ atica, foi definida uma malha local com menor dimens˜ ao em torno dos diferentes modelos. A malha local foi definida em forma de cub´ oide com dimens˜ oes variadas dependendo da simulac¸ ˜ ao executada e por forma a manter o escoamento perturbado pelo modelo no interior do volume da malha. Assim, as dimens˜ oes definidas foram: •Para simulac¸ ˜ ao de voo ascendente e descendente as arestas da base tˆ em um comprimento 3 vezes superior ao diˆ ametro da conduta e a altura ´ e8vezes superior ` a altura da conduta; •Para as simulac¸ ˜ oes de voo lateral as arestas da base tˆ em um comprimento 4vezes superior ao diˆ ametro da conduta e a altura ´ e6vezes superior ` a altura da conduta. No que respeita aos parˆ ametros da malha estes foram definidos por forma a ter uma malha suficientemente refinada para da´ ı sa´ ırem resultados v´ alidos. Para tal, visto que o modelo a testar ´ e pequeno e com paredes finas, o parˆ ametro Small solid features refinement level que tem a func¸ ˜ ao de refinar a malha junto a elementos cujas dimens˜ oes s˜ ao pequenas, foi definido com n´ ıvel 8em 9poss´ ıveis. O parˆ ametro Curvature refinement level que serve para reduzir os erros decorrentes da aproximac¸ ˜ ao da malha quadrangular a superf´ ıcies curvas. Quanto maior o n´ ıvel deste parˆ ametro menor ´ e o tamanho 48 das c´ elulas perto das curvaturas e menores os erros de simulac¸ ˜ ao [50]. Face a isto e, sabendo que o modelo apresenta curvaturas acentuadas na parte dos l´ abios da conduta, este parˆ ametro foi definido com o mesmo n´ ıvel do anterior. O parˆ ametro Tolerance refinement level ´ e usado para garantir que o desvio da discretizac¸ ˜ ao da geometria real da superficie n˜ ao ´ e t˜ ao grande que cause problemas na simulac¸ ˜ ao [50]. O que acontece com este ´ ultimo parˆ ametro tem algumas semelhanc¸as com o anterior pelo que na sua definic¸ ˜ ao n˜ ao foi significativamente refinado, tendo sido usado o n´ ıvel 3em 9. Ap´ os a definic¸ ˜ ao da malha a utilizar para cada modelo (com e sem conduta) foram executadas simulac¸ ˜ oes para os diferentes tipos de voo (voo lateral, voo ascendente e voo descendente). De notar que estas simulac¸ ˜ oes foram realizadas ` a velocidade de 5ms−1, que ´ e uma velocidade significativamente superior ` a velocidade de voo definida nos objectivos iniciais, 1.3, ou seja, 0.1ms−1. As simulac¸ ˜ oes foram realizadas para a velocidade supracitada, porque no caso de haver algum aspecto negativo em algum dos modelos a esta velocidade o mesmo aspecto tamb´ em se ir´ a verificar ` a velocidade definida para a miss˜ ao mas com uma intensidade menor. Assim, atrav´ es das simulac¸ ˜ oes ´ e poss´ ıvel perceber e comparar os benef´ ıcios e os malef´ ıcios das diferentes configurac¸ ˜ oes da conduta. Voo horizontal Nas figuras 4.9, 4.10 e 4.11 ´ e poss´ ıvel visualizar o escoamento em torno da conduta aquando da realizac¸ ˜ ao de um voo horizontal, no que respeita ` a press˜ ao, ` a velocidade e ` a vorticidade, respectivamente. (a) Conduta com espuma (b) Conduta sem espuma Figura 4.9: Variac¸ ˜ ao de press˜ ao num deslocamento lateral ou com vento lateral (a) Conduta com espuma (b) Conduta sem espuma Figura 4.10: Velocidade do escoamento num deslocamento lateral ou com vento lateral Voo ascendente 49 (a) Suporte para motor sem conduta (b) Suporte para motor com conduta Figura 4.20: Drawings dos suportes de motor implementados (a) Brac¸o com suporte para motor sem conduta (b) Brac¸o com suporte para motor com conduta Figura 4.21: Modelac¸ ˜ ao dos suportes de motor implementados nos brac¸os do RPAS Na figura 4.22 ´ e poss´ ıvel observar as dimens˜ oes do novo brac¸o bem como os diagramas de distribuic¸ ˜ ao de forc¸a e momentos. Depois da construc¸ ˜ ao dos gr´ aficos de distribuic¸ ˜ ao de forc¸a e momentos ´ e necess´ ario calcular os momentos de in´ ercia das diferentes partes do brac¸o. Sabendo que a parte mais ` a esquerda ´ e o perfil de alum´ ınio, o seu momento de in´ ercia j´ a foi calculado em 4.4 e tem o valor I1= 0.2318 ×10−8m4. A parte interm´ edia ´ e um tubo oco, em fibra de carbono, cuja secc¸ ˜ ao ´ e coroa circular. Da bibliografia, P.Beer et al. [27], a f´ ormula para o momento de in´ ercia desta secc¸ ˜ ao ´ e dado por I2=1 4π(ro−ri)4. Neste estudo, o momento de in´ ercia do componente interm´ edio tem um valor de I2= 1.994 ×10−9m−4. Para o c´ alculo do componente mais ` a direita, ´ e necess´ ario ter em atenc¸ ˜ ao que este ´ e constitu´ ıdo por uma placa de pladur com 3mm de espessura no meio de duas camadas de fibra de carbono com 0.5mm de 56 Figura 4.22: Desenho do novo brac¸o e gr´ aficos de distribuic¸ ˜ ao de forc¸a e momentos espessura cada. Assim, o momento de in´ ercia ´ e calculado com recurso ` a f´ ormula: I3= 2 ncarbono 12 ×bh3+ncarbonoAcarbonodcarbono+npladur 12 ×bh3= 5.164 ×10−10m4(4.14) Tendo calculado estes valores e sabendo os valores do m´ odulo de Young ´ e poss´ ıvel calcular a flex˜ ao m´ axima de cada componente com recurso ` a equac¸ ˜ ao 2.76.            ymax1= 0.0082m ymax2= 2.875 ×10−4m ymax3= 6.034 ×10−6m Estes valores n˜ ao representam nenhuma ameac¸a de provocar deformac¸ ˜ ao pl´ astica nos materiais ou a fratura dos mesmos. Assim, foi finalmente constru´ ıda e modulada uma estrutura para o RPAS, ver figuras 4.23 e 4.24. (a) Modulac¸ ˜ ao do RPAS sem conduta (b) Estrutura f´ ısica final do RPAS Figura 4.23: RPAS finalizado para a configurac¸ ˜ ao sem conduta A estrutura finalizada e preparada para voar tem um peso de 2700g, nos quais n˜ ao est´ a inclu´ ıdo opayload. Este peso refere-se ` a aeronave pronta a voar com a utilizac¸ ˜ ao de uma bateria de apenas 57 (a) Modulac¸ ˜ ao do RPAS em Solidworks (b) Estrutura f´ ısica final do RPAS Figura 4.24: RPAS finalizado para a configurac¸ ˜ ao com conduta 5000mAh, cujo peso ´ e449g. Foi utilizada esta bateria devido ao longo atraso da entrega do material por parte do fornecedor. Com a utilizac¸ ˜ ao da bateria 4Se16000mAh, a aeronave teria um peso de 3500g. Este valor para a massa da aeronave ´ e significativamente maior do que aquele que foi estimado no in´ ıcio do estudo, o que implica que sejam feitos novos c´ alculos para a potˆ encia consumida em voo, a fim de verificar se, com o aumento do peso e com os componentes escolhidos, ´ e ainda poss´ ıvel cumprir os objetivos estipulados inicialmente. 4.6 Autonomia Esperada Os c´ alculos apresentados a seguir s˜ ao relativos ` a aeronave pronta a voar, equipada com a bateria de 5000mAh, na configurac¸ ˜ ao motores sem condutas. Nos c´ alculos s˜ ao usadas as equac¸ ˜ oes 2.11 e 2.31, presentes no cap´ ıtulo 2. Para se calcular o impulso necess´ ario para pairar, tem-se que: Tp5000 =m5000 ×g 1000 = 26.49N(4.15) Na qual Wse refere ` a massa da aeronave. Com este valor, e recorrendo ` a equac¸ ˜ ao 2.11 ´ e ent˜ ao poss´ ıvel calcular a potˆ encia necess´ aria para pairar. Pp5000 =T 3 2 p5000 q2×1.225 ×π×7×0.0254 22= 979.64W(4.16) Recorrendo ` a equac¸ ˜ ao 2.11, pode calcular-se a velocidade induzida no plano do rotor quando a aeronave est´ a a pairar. vp5000 =Pp Tp =979.64 26.49 = 36.98ms−1(4.17) No que respeita ao voo vertical, da equac¸ ˜ ao 2.31, tem-se: Pclimb5000 =  0.1 2vp +s0.1 2vp2 + 1 ×Pp= 980.97W(4.18) 58 Considerando novamente que se tem um plano de voo no qual se tem a aeronave a pairar em 80% do tempo e 20% em subida e utilizando a bateria de 5000mAh. Dada a potˆ encia de 74Wh da bateria, estima-se o tempo de voo para uma carga de bateria atrav´ es da potˆ encia requerida pelos motores, dado o perfil da miss˜ ao. De notar que apenas ser´ a contabilizado 80% da potˆ encia da bateria uma vez que estas, sendo de l´ ıtio n˜ ao devem ser descarregadas totalmente sob risco de se danificarem. 0.8×Pbateria = 0.8t×Pp+ 0.2t×Pclimb ⇒t=Pbateria Pp+ 0.25Pclimb ⇒t= 0.06041h≡3m37s(4.19) Repetem-se os c´ alculos, agora para a bateria de 16000mAh, para se ter desde j´ a uma estimativa do tempo de voo esperado quando se instalar uma bateria desta dimens˜ ao. Tp16000 =W×g 1000 = 34.335N(4.20) Pp16000 = 1445.84W(4.21) vp16000 = 42.11ms−1(4.22) Pclimb16000 = 1447.56W(4.23) Assim, o tempo esperado de voo para a miss˜ ao definida ´ e: t16000 = 0.131h≡7m51s(4.24) Com o aumento do peso da aeronave, a potˆ ecia consumida em voo ´ e maior. Isto implicou que n˜ ao se conseguisse atingir os 30 minutos de voo que se tinha como objetivo inicial para rotor sem conduta. Apesar disso, este estudo continua a ser v´ alido uma vez que se pode continuar a estudar o efeito da introduc¸ ˜ ao de uma conduta em volta do rotor. Tal como visto no cap´ ıtulo, 2 de acordo com a bibliografia, Pereira [5], Leishman [17], a introduc¸ ˜ ao de condutas em torno da h´ elice traz benef´ ıcios no que respeita ao melhoramento da performance do sistema bem como no aumento do rendimento do sistema. Esta melhoria ´ e justificada pela reduzida distˆ ancia entre a ponta da p´ a e a conduta, conseguindo-se assim reduzir o arrasto induzido e, consequentemente, reduzir as perdas na ponta da p´ a. Leishman [17] quantifica as melhorias no desempenho atrav´ es da relac¸ ˜ ao entre a potˆ encia consumida na configurac¸ ˜ ao rotor com conduta e a potˆ encia consumida na configurac¸ ˜ ao rotor aberto. Para isso, baseia-se na relac¸ ˜ ao entre a ´ area da garganta e a ´ area de sa´ ıda da conduta, ver equac¸ ˜ ao 2.52. As condutas a implementar foram desenvolvidas de acordo com as conclus˜ oes retiradas por Pereira [5]. Esse autor concluiu que o melhor ˆ angulo de abertura da conduta ´ e de 5◦e que a altura do corpo deve estar compreendida no intervalo de 50% a72% do diˆ ametro da h´ elice. No desenvolvimento das condutas para este projeto foi decidido que estas iriam ter um corpo com altura igual a 60% do diˆ ametro da h´ elice, ou seja, 0.6Dt= 106.68mm. Utilizando estas conclus˜ oes ´ e assim poss´ ıvel calcular o parˆ ametro de contrac¸ ˜ ao da esteira, aw. 59 Segundo Pereira [5] a contrac¸ ˜ ao da esteira depois da sa´ ıda da conduta ´ e praticamente nula, uma vez que o escoamento est´ a totalmente desenvolvido no plano de sa´ ıda do difusor. Assim ´ e poss´ ıvel afirmar que o parˆ ametro de contrac¸ ˜ ao do escoamento ´ e dado por: aw=Asaida Aentrada =0.18036 2+ 0.108 tan(5o) 0.18036 22 = 1.22 (4.25) Utilizando a equac¸ ˜ ao 2.52, presente no cap´ ıtulo 2, e sabendo o valor de aw, resultante de 4.25, calcula-se a potˆ encia consumida na configurac¸ ˜ ao rotor com conduta. (Pi)RC =(Pi)RA √2aw (4.26) Com a introduc¸ ˜ ao das condutas, o peso da aeronave aumenta e, por isso, fica com um peso total de 3450g≡33.8445Nna configurac¸ ˜ ao com a bateria de 5000mAh. Assim, a potˆ encia consumida para pairar e com condutas ´ e: (Pp)RC5000 =(Pp)RA5000 √2aw⇒(Pp)RC5000 = 905.84W(4.27) Para voo axial ascendente, a potˆ encia consumida ´ e dada por: (Pclimb)RC5000 =(Pclimb)RA5000 √2aw⇒(Pclimb)RC5000 = 906.93W(4.28) Destes resultados pode finalmente ser calculado o tempo de voo esperado nesta configurac¸ ˜ ao: tRC5000 = 3m55s(4.29) Para a configurac¸ ˜ ao com condutas utilizando a bateria de 16000mAh, o peso total ´ e de 4250g≡ 41.69N, e obt´ em-se os seguintes resultados: (Pp)RC16000 =(Pp)RA16000 √2aw⇒(Pp)RC16000 = 1238.53W(4.30) Para voo axial ascendente, a potˆ encia consumida ´ e dada por: (Pclimb)RC16000 =(Pclimb)RA16000 √2aw⇒(Pclimb)RC16000 = 1240.62W(4.31) Destes resultados pode finalmente ser calculado o tempo de voo esperado nesta configurac¸ ˜ ao: tRC16000 = 9m10s(4.32) Com os valores obtidos ´ e poss´ ıvel afirmar que, teoricamente, apesar de reduzida a introduc¸ ˜ ao das condutas ´ e ben´ efica. Nestes c´ alculos verifica-se, para a bateria de 5000mAh, um aumento de poucos segundos no tempo de voo. Para a bateria de 16000mAh verifica-se um aumento no tempo de voo de 60 1m20s. 61 Cap´ıtulo 5 Ensaios Experimentais 5.1 Testes Est´ aticos O conjunto motor-h´ elice ´ e provavelmente o mais cr´ ıtico de toda a aeronave uma vez que, se mal escolhido ou dimensionado, pode provocar a incapacidade da aeronave em voar. Assim, antes de se montar toda a aeronave foram realizados testes para atestar a capacidade deste conjunto produzir o impulso teoricamente esperado e calculado atrav´ es das equac¸ ˜ oes presentes em 2.2. Estes testes ser˜ ao feitos de forma est´ atica para que, num banco de testes, seja atestada a capacidade de cada motor criar impulso suficiente que permita contrariar o correspondente a 1 4do peso, definido como necess´ ario. Uma vez que tamb´ em se pretende aferir as poss´ ıveis melhorias na propuls˜ ao impostas pela conduta, todos os testes ser˜ ao realizados duas vezes, uma vez sem conduta e outra com a conduta. Estes testes foram realizados com recurso a uma balanc¸a Wind Tunnel Balance AERO COMP 2000 fabricada pela HORIBA. Esta m´ aquina ´ e capaz de medir, em todos os eixos, forc¸as de trac¸ ˜ ao e compress˜ ao e ainda medir os momentos criados. Para este estudo, pretende-se estudar as forc¸as e momentos criados no eixo vertical, tendo a balanc¸a para este eixo uma resoluc¸ ˜ ao de 0.02Ne0.01Nm e uma precis˜ ao de 0.5Ne0.1Nm, respectivamente para a forc¸a e os momentos [51]. O motor foi fixado na balanc¸a atrav´ es de uma estrutura de carbono em forma de ”Q”(ver figura 5.1(a)). Esta estrutura de fixac¸ ˜ ao foi utilizada para fixar tanto o motor como o motor com conduta (ver figura 5.2(a) e 5.2(b)). Para ser poss´ ıvel controlar a velocidade de rotac¸ ˜ ao da h´ elice foi instalado um taqu´ ımetro (ver figura 5.1(b)). Durante todos os testes ser˜ ao registadas a velocidade de rotac¸ ˜ ao da h´ elice, [RPMs]; a tens˜ ao fornecida ao motor, [V]; a corrente [A] e ainda o impulso desenvolvido pelo conjunto motor-h´ elice, [g]. Todos os testes foram realizados para diferentes velocidades de rotac¸ ˜ ao da h´ elice (5000, 10000, 12500, 15000 e 17000 [RPMs] e velocidade m´ axima atingida) para que fosse poss´ ıvel aferir as diferenc¸as de desempenho a diferentes velocidades. Posteriormente, utilizando os dados recolhidos durante os testes, estes ser˜ ao utilizados para c´ alculos que permitam aferir o desempenho de cada configurac¸ ˜ ao. Aperformance das diferentes configurac¸ ˜ oes ser˜ ao comparadas utilizando o thrust desenvolvido a cada velocidade, o rendimento associado a cada velocidade e ainda a relac¸ ˜ ao Thrust Power bem como as variac¸ ˜ oes 62 (a) Brac¸o com suporte para fixac¸ ˜ ao do motor (b) Fixac¸ ˜ ao do taqu´ ımetro Figura 5.1: Mecanismo para fixac¸ ˜ ao do motor e taqu´ ımetro na balanc¸a de testes (a) Motor sem conduta instalado (b) Motor com conduta instalado Figura 5.2: Instalac¸ ˜ ao do motor sem e com conduta do impulso criado e da potˆ encia consumida. Na bibliografia, Leishman [17], tem-se que, numericamente, o coeficiente de potˆ encia (CP=P ρAΩ3r3) ´ e coincidente com o coeficiente de torque (CQ=Q ρAΩ2r3), ou seja, CP≡CQ. Assim, P ρAΩ3r3=Q ρAΩ2r3⇔Pveio =QΩ(5.1) Dada a equac¸ ˜ ao 5.1 e, visto que a balanc¸a com a qual se realizaram os testes tem a capacidade de medir os momentos exercidos nos diferentes eixos, ´ e poss´ ıvel calcular a potˆ encia transmitida ao veio do motor. Tendo a potˆ encia fornecida ao veio e a potˆ encia fornecida pela fonte de tens˜ ao, que ´ e mostrada 63 no ecr˜ a da fonte, ´ e poss´ ıvel calcular a eficiˆ encia do sistema de testes. η=Pveio Pfonte (5.2) 5.1.1 Testes na ausˆ encia de efeito de solo Estes ensaios experimentais tˆ em como objectivo verificar qual o impulso criado pelo conjunto motor-h´ elice nas diferentes configurac¸ ˜ oes e diferentes velocidades na ausˆ encia de efeito e solo. Serve esta verificac¸ ˜ ao para averiguar se os c´ alculos te´ oricos d˜ ao uma noc¸ ˜ ao pr´ oxima da realidade, se a introduc¸ ˜ ao das condutas ´ e ben´ efica no que respeita ` a autonomia e ainda se os motores produzem impulso suficiente para terem a capacidade de fazer o RPAS voar. Os resultados destes testes podem ser consultados nas figuras 5.3(a). (a) Impulso debitado pelo conjunto motor-h´ elice nas diferentes configurac¸ ˜ oes (b) Rendimento nas diferentes configurac¸ ˜ oes Figura 5.3: Resultados dos testes est´ aticos sem efeito de solo (a) Relac¸ ˜ ao Thrust/Power nas diferentes confugurac¸ ˜ oes (b) Potˆ encia consumida nas diferentes confugurac¸ ˜ oes Figura 5.4: Resultados dos testes est´ aticos sem efeito de solo Nestes resultados, as configurac¸ ˜ oes com a posic¸ ˜ ao da h´ elice e da conduta invertidas, significa que as forc¸as aplicadas na balanc¸a passam a ser de compress˜ ao. Para a configurac¸ ˜ ao sem conduta com h´ elice na posic¸ ˜ ao invertida apenas foi necess´ ario virar a h´ elice ao contr´ ario e inverter o sentido de rotac¸ ˜ ao do motor. Na configurac¸ ˜ ao com conduta na posic¸ ˜ ao invertida, foi necess´ ario desenvolver um novo suporte para fixar a conduta na posic¸ ˜ ao invertida. O facto de inverter a posic¸ ˜ ao dos componentes e, consequentemente, a direc¸ ˜ ao do escoamento induzido pela rotac¸ ˜ ao da h´ elice faz com que n˜ ao exista influˆ encia do suporte do motor e do taqu´ ımetro, presentes na figura 5.2, no normal escoamento induzido pela h´ elice. Esta ´ e uma justificac¸ ˜ ao plaus´ ıvel para as melhorias verificadas no impulso quando se 64 compara a posic¸ ˜ ao normal com a posic¸ ˜ ao invertida, as quais est˜ ao quantificadas no gr´ afico da figura 5.3(a). Na configurac¸ ˜ ao sem conduta estas melhorias s˜ ao muito significativas, tendo uma melhoria no impulso pr´ oxima de 2N, o que corresponde a um aumento de 15.38%. J´ a na configurac¸ ˜ ao com conduta esta melhoria n˜ ao ´ e t˜ ao significativa, verificando-se uma melhoria de apenas 0.5N≡3.85%. Esta diferenc¸a nas melhorias podem ser justificadas pelo facto de quando existe uma perturbac¸ ˜ ao no escoamento induzido pela h´ elice na configurac¸ ˜ ao sem conduta, este dissipa-se e a esteira n˜ ao contrai tanto como aconteceria sem perturbac¸ ˜ oes. No que respeita ` a configurac¸ ˜ ao com conduta, quando existem perturbac¸ ˜ oes no escoamento, este n˜ ao se consegue dissipar para al´ em das paredes da conduta e a esteira tem exatamente a mesma ´ area de sa´ ıda da conduta com e sem perturbac¸ ˜ oes. Isto apesar de na primeira situac¸ ˜ ao o escoamento ser mais turbulento do que na segunda. Uma outra justificac¸ ˜ ao para esta melhoria ser menos significativa passa pelo suporte que foi desenvolvido para segurar a conduta na posic¸ ˜ ao invertida. O novo mecanismo foi colado na conduta e, devido ` a necessidade de utilizar a conduta para a construc¸ ˜ ao do RPAS, a cola utilizada n˜ ao foi a mais aconselhada. Isto implicou que n˜ ao fosse poss´ ıvel impedir a conduta de vibrar excessivamente e prejudicasse os resultados. Face ao que foi afirmado anteriormente, os testes usados para fazer comparac¸ ˜ oes ser˜ ao aqueles realizados com as configurac¸ ˜ oes nas quais os motores e h´ elices estavam na posic¸ ˜ ao normal. Assim, no que respeita ao impulso, ´ e poss´ ıvel verificar que a introduc¸ ˜ ao da conduta implica na melhoria do impulso gerado em 1N, ou seja, um aumento equivalente a 7.7%. Apesar de ben´ efica no impulso, esta melhoria n˜ ao permite compensar o peso da conduta, visto que esta tem uma massa de 170g No gr´ afico da figura 5.3(b) ´ e poss´ ıvel verificar qual ´ e a evoluc¸ ˜ ao do rendimento el´ etrico ` a medida que a velocidade de rotac¸ ˜ ao do h´ elice aumenta. O rendimento refere-se ao sistema de testes, desde a fonte de tens˜ ao at´ e ao veio do motor, e ´ e calculado com recurso ` a formula 5.2. ´ E poss´ ıvel verificar que o rendimento sobe com o aumento da velocidade de rotac¸ ˜ ao e que o rendimento ´ e superior na configurac¸ ˜ ao sem conduta em todas as velocidades excepto ` as 17000RPM. A esta velocidade o rendimento da configurac¸ ˜ ao com conduta excede a configurac¸ ˜ ao sem conduta, estando a h´ elice na posic¸ ˜ ao normal. J´ a no gr´ afico da figura 5.4(b) ´ e poss´ ıvel verificar que a potˆ encia consumida ´ e semelhante em todas as velocidades de rotac¸ ˜ ao da h´ elice at´ e` as 10000RPM. A partir desta velocidade a configurac¸ ˜ ao com conduta comec¸a a destacar-se pela positiva, uma vez que a potˆ encia consumida ´ e menor comparativamente ` a outra configurac¸ ˜ ao. ` A velocidade de 17000RPMs ´ e poss´ ıvel verificar uma maior diferenc¸a da potˆ encia consumida entre as configurac¸ ˜ oes com e sem conduta, sendo que a configurac¸ ˜ ao com conduta continua a mostrar melhorias face ` a configurac¸ ˜ ao sem conduta, consumindo menos potˆ encia. No que respeita ` a relac¸ ˜ ao Thrust/Power esta vai, de forma geral, diminuindo ` a medida que a velocidade de rotac¸ ˜ ao da h´ elice vai aumentando, tal como ´ e poss´ ıvel verificar no gr´ afico da figura 5.4(a). Isto demonstra que o rendimento da h´ elice vai diminuindo ` a medida que a velocidade de rotac¸ ˜ ao aumenta, mesmo com o aumento do rendimento el´ etrico. Esta diminuic¸ ˜ ao pode ser justificada pelo aumento de arrasto induzido na ponta da p´ a, devido ` a formac¸ ˜ ao de uma maior quantidade de v´ ortices e o aumento do downwash. Devido ao aumento excessivo da velocidade de rotac¸ ˜ ao da h´ elice, ´ e tamb´ em expect´ avel que uma das p´ as entre na esteira da p´ a anterior e, assim, reduzir o impulso produzido por cada p´ a. ´ E 65 debitado sem efeito de solo a 5000RPM s˜ ao realizadas 30 medic¸ ˜ oes da forc¸a exercida pelo conjunto motor-h´ elice. Posteriormente, ´ e calculada a m´ edia e registada na tabela que deu origem ao gr´ afico. 5.2 Estudo do desempenho do RPAS completo Posteriormente aos testes realizados ao conjunto motor-h´ elice, falta realizar os testes dinˆ amicos. Estes testes servem para perceber se, efetivamente, a introduc¸ ˜ ao das condutas ´ e ben´ efica para a aeronave completa no que respeita ` a percentagem de bateria consumida no desempenho de certas func¸ ˜ oes. Nestes testes seria verificada a percentagem de potˆ encia total da bateria consumida nos seguintes tipos de voo: •Voo pairado. •Voo com deslocamento frontal e lateral, mantendo a altitude de voo. •Voo axial, ascendente e descendente. Os procedimentos para executar estes testes encontram-se no Anexo E.3. Estes testes foram planeados mas a falta de tempo impediram que estes se realizassem. Foram ainda feitos ajustes nos ganhos dos motores e do r´ adio controlador, o que permitiu que o RPAS voasse. Apesar de voar, este n˜ ao estava ainda control´ avel a ponto de serem realizados testes em voo. Isto porque n˜ ao se conseguia estabilizar a aeronave na posic¸ ˜ ao pretendida. 72 Cap´ıtulo 6 Conclus˜ oes Esta tese teve por objetivo desenvolver um RPAS com um sistema implementado ` a volta das h´ elices e que o tornasse mais seguro, aumentasse a autonomia e a capacidade de carga. Este objectivo foi motivado pela possibilidade de utilizac¸ ˜ ao da aeronave em contexto de inspec¸ ˜ ao radiol´ ogica no interior de edif´ ıcios. Foi motivado tamb´ em pela possibilidade de impulsionar a utilizac¸ ˜ ao de aeronaves multirotor pelo centro de investigac¸ ˜ ao da Academia da Forc¸a A´ erea Portuguesa nos testes antes realizados com aeronaves de asa fixa. Neste documento ´ e apresentada uma revis˜ ao bibliogr´ afica acerca da evoluc¸ ˜ ao dos sistemas a´ ereos n˜ ao tripulados. Esta revis˜ ao focou-se principalmente no aparecimento dos MAV e no aparecimento das aeronaves do tipo multi-rotor e ainda quais as suas principais vantagens. Focou-se tamb´ em na pesquisa das origens da utilizac¸ ˜ ao de condutas em aeronaves tripuladas e as vantagens deste sistema. Durante a execuc¸ ˜ ao do projeto foi feita uma optimizac¸ ˜ ao da estrutura e componentes da aeronave. Para isso foi realizado um estudo do n´ umero de motores a implementar, desde 1at´ e8motores de onde se retirou que a melhor estrutura seria com 4ou 6motores. Depois de obter estes resultados foi feita uma pesquisa detalhada sobre os componentes existentes no mercado e, para tomar uma decis˜ ao sobre o n´ umero de motores e os melhores componentes a utilizar, foi desenvolvida uma func¸ ˜ ao de custo. Esta func¸ ˜ ao de custo permitiu verificar quais as melhores combinac¸ ˜ oes entre todos os componentes atrav´ es das relac¸ ˜ oes Thrust/Cost,Thrust/Weight eThrust/Power. Ap´ os comparac¸ ˜ ao foi decidido construir uma aeronave com 4motores. Tomada a decis˜ ao dos componentes a utilizar construiu-se a estrutura principal da aeronave. Para desenvolver o melhor design para a aeronave, foi feito um processo iterativo. No final foi constru´ ıda uma aeronave utilizando componentes resistentes com as caracter´ ısticas o mais leves poss´ ıvel. Para isso, foram utilizados, maioritariamente, comp´ ositos (fibra de vidro e fibra de carbono) e alum´ ınio. A construc¸ ˜ ao da estrutura requereu alguns c´ alculos sobre a flex˜ ao de barras para garantir que com o impulso criado pelo conjunto motor-h´ elice os brac¸os n˜ ao partiriam e n˜ ao entrariam no regime pl´ astico. No que respeita ao desenvolvimento das condutas, sistema desenvolvido para protec¸ ˜ ao das h´ elices e aumento da autonomia, estas foram constru´ ıdas tomando por base os estudos realizados por Pereira [5]. Na construc¸ ˜ ao das condutas houve um processo iterativo para definir o melhor processo de fabrico. 73 Concluiu-se que o melhor processo era a utilizac¸ ˜ ao de uma m´ aquina CNC para desgaste de poliestireno extrudido e posterior revestimento com fibra de vidro. Com o objetivo de reduzir o peso das condutas foi estudada a possibilidade de remoc¸ ˜ ao do poliestireno. Este estudo socorreu-se na simulac¸ ˜ ao computacional do escoamento em torno das condutas, verificando-se que a remoc¸ ˜ ao da espuma n˜ ao traria desvantagens ao desempenho do RPAS. Depois de serem constru´ ıdas todas as condutas necess´ arias procedeu-se ` a construc¸ ˜ ao da estrutura principal. Esta estrutura acabou por ficar significativamente mais pesada do que o inicialmente esperado. Isto deveu-se principalmente ` a necessidade de conseguir, utilizando a mesma estrutura, voar com e sem condutas. O que obrigou a utilizar um perfil em alum´ ınio e parafusos que, em caso de n˜ ao haver esta necessidade, n˜ ao seriam utilizados. Antes de serem realizados voos com o RPAS procedeu-se ` a realizac¸ ˜ ao de testes para avaliar o desempenho de um motor isolado para averiguar se o motor tem capacidade para criar o impulso necess´ ario. Foi tamb´ em testada a influˆ encia do efeito de solo, da aproximac¸ ˜ ao a obst´ aculos em plano superior aos rotores e a aproximac¸ ˜ ao, por parte da aeronave, a paredes ou cantos. Todos estes testes foram realizados na configurac¸ ˜ ao de motor com e sem conduta. Com os testes sem efeito de solo foi poss´ ıvel verificar que a introduc¸ ˜ ao da conduta permite que haja um aumento de 1N, o que corresponde a um aumento de 7.7%, no impulso debitado. Os testes referentes ao efeito de solo permite perceber que a existˆ encia da conduta traz benef´ ıcios em relac¸ ˜ ao ao rotor aberto. ´ E poss´ ıvel afirmar isto porque os resultados dos testes mostram que, na presenc¸a de efeito de solo o rotor com conduta tem um aumento no impulso de 30.57% face ao rotor sem conduta. No que respeita aos testes sobre a aproximac¸ ˜ ao a obst´ aculos presentes num n´ ıvel superior ao plano do rotor, foi determinado que o impulso debitado pelo rotor com conduta ´ e superior ao debitado pelo motor sem conduta. Isto poderia ser ben´ efico se o incremento no impulso n˜ ao fosse criado pela depress˜ ao criada entre o obst´ aculo e o rotor. Este fen´ omeno pode causar a asfixia do rotor e com isto o motor falhar. Por isto, se fosse necess´ ario utilizar h´ elices junto de obst´ aculos num n´ ıvel superior, as condutas s˜ ao desaconselh´ aveis. Nos testes referentes ao efeito da aproximac¸ ˜ ao a cantos ou paredes, concluiu-se que apesar de a aproximac¸ ˜ ao a estes obst´ aculos ser mais ben´ efica para a configurac¸ ˜ ao de motor sem conduta, para motor com conduta esta ´ e desvantajosa. Para finalizar a dissertac¸ ˜ ao e verificar os benef´ ıcios da introduc¸ ˜ ao de condutas na aeronave completa, foram planeados testes. Por falta de tempo, apesar de serem feitos ajustes nos ganhos do motor e do r´ adio controlador, os testes n˜ ao foram realizados. 6.1 Resultados Alcanc¸ados Com a realizac¸ ˜ ao deste trabalho foi poss´ ıvel construir um RPAS otimizado no que respeita aos seus componentes, n´ umero de motores, tamanho e peso, dados os requisitos e constrangimentos no desenvolvimento do mesmo. Esta aeronave tem a caracter´ ıstica de ter brac¸os intermut´ aveis o que 74 permite que a estrutura principal seja usada na configurac¸ ˜ ao de rotor aberto e rotor com conduta. Esta aeronave possibilita tamb´ em acoplar uma cˆ amera na zona inferior da estrutura. A mesma aeronave pode ainda utilizar placas de maiores dimens˜ oes para serem transportados mais componentes ou mais payload em caso de ser necess´ ario. Foi tamb´ em poss´ ıvel construir condutas que melhoraram o desempenho da aeronave no que respeita ` a autonomia e impulso criado. Apesar destas melhorias serem reduzidas, as condutas aumentaram significativamente a seguranc¸a dos utilizadores do RPAS e, principalmente, a seguranc¸a da aeronave e da miss˜ ao no interior de edif´ ıcios. Isto porque as condutas evitam que em caso de colis˜ ao com obst´ aculos as h´ elices partam e a miss˜ ao seja abortada. Foi ent˜ ao constru´ ıda uma aeronave que pode ter maior autonomia, utilizando as condutas do que teria no caso de n˜ ao se usar condutas. 6.2 Proposta de Trabalhos Futuros O trabalho desenvolvido ao longo deste projeto abriu portas ao surgimento de d´ uvidas e poss´ ıveis melhorias a implementar nos resultados deste trabalho. Neste ´ ultimo cap´ ıtulo s˜ ao feitas algumas propostas de trabalhos futuros a fim de se impulsionar o melhoramento dos resultados do projeto e colmatar algumas d´ uvidas. Durante o desenvolvimento das condutas surgiu uma d´ uvida relativa ` a necessidade de a conduta ter uns l´ abios com forma semi-circular ou se estes poderiam sofrer uma alterac¸ ˜ ao. Surge assim a possibilidade de um novo estudo no qual a forma dos l´ abios ´ e alterada, cortando-os em v´ arios ˆ angulos e verificando os benef´ ıcios ou malef´ ıcios desta variac¸ ˜ ao de forma. Ainda no que respeita ` as condutas, pode ser estudado o benef´ ıcio de introduzir spinners. Visto que um dos grandes objetivos deste projeto era a redundˆ ancia ` a falha, durante a realizac¸ ˜ ao do projeto surgiu a d´ uvida dos benef´ ıcios que uma configurac¸ ˜ ao co-axial traria. Assim, prop˜ oe-se o desenvolvimento de um novo suporte para motor com conduta no qual ´ e poss´ ıvel fixar dois motores. Assim, criar-se-ia um quad-copter co-axial, o que permitira que em caso de falha de um motor a miss˜ ao n˜ ao fosse abortada. Permitiria tamb´ em ter maior impulso sem a necessidade de desenvolver uma estrutura renovada. Durante a realizac¸ ˜ ao dos testes notou-se que o impulso debitado n˜ ao era t˜ ao elevado quanto os c´ alculos te´ oricos anunciavam. A possibilidade de introduzir h´ elices de maiores dimens˜ oes e motores menos rotativos ´ e um caso a ser estudado, visto que a aeronave desenvolvida ter´ a miss˜ oes com velocidades de deslocamento muito reduzidas e porque seu peso ´ e significativamente superior. Uma das grandes debilidades das aeronaves el´ etricas centra-se na pouca autonomia das baterias. Para suprimir esta debilidade, prop˜ oe-se o estudo da possibilidade de introduzir um motor a combust˜ ao simplesmente com a func¸ ˜ ao de gerador. No seguimento dos testes realizados e os resultados obtidos no que ao efeito de solo respeita, surge a possibilidade de estudar os benef´ ıcios que poderiam advir da introduc¸ ˜ ao de uma base na conduta. Assim, o efeito de solo seria constante, tal como os seus benef´ ıcios. 75 Tamb´ em no que se refere aos testes realizados, os mesmos testes poderiam ser realizados para diferentes tipos de h´ elice. Variando o passo e a forma da ponta da p´ a, poderia ser realizado um estudo para otimizac¸ ˜ ao das caracter´ ısticas da p´ a para utilizac¸ ˜ ao nas condutas. Nomeadamente, a utilizac¸ ˜ ao de h´ elices com ponta quadrada. Ainda no que se relaciona com os testes est´ aticos, durante os testes da configurac¸ ˜ ao com conduta notou-se que pr´ oximo da velocidade de rotac¸ ˜ ao de 11000RPM, o veio do motor n˜ ao rodava de forma centrada. Isto faz parecer que a essa velocidade se atinge a frequˆ encia de vibrac¸ ˜ ao natural da estrutura de fixac¸ ˜ ao do motor e conduta. Prop˜ oe-se assim o estudo dos malef´ ıcios que podem advir do voo com esta velocidade de rotac¸ ˜ ao das h´ elices. No final do projeto, ap´ os a construc¸ ˜ ao da estrutura, verificou-se que a utilizac¸ ˜ ao de uma aeronave monocoque seria melhor para acomodar os componentes e seria mais vistoso. Sendo assim proposta a tentativa de desenvolver uma aeronave desse tipo. 76 Bibliografia [1] J. M. McMichael and C. M. S. Francis. Micro air vehicles - toward a new dimension in flight. U. S. Departement of Defense Weapons Systems Technology Information Analysis Center (WSTIAC), 1, 1997. [2] T. J. Mueller and R.-G. Professor. Aerodynamic measurements at low reynolds numbers for fixed wing micro-air vehicles. In Development and Operation of UAVs for Military and Civil Aplications [Development et ulilisation des avions san pilote [UAV] pour des applications civiles et militaires]. [3] C. M. de Bernard de Fauconval Martins Sim˜ oes. Otimizac¸ ˜ ao de um sistema de propuls˜ ao coaxial e an´ alise estrutural. 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[51] Technical Documentation ”Wind tunnel balance - AeroComp2”. 80 Apˆ endice A Listagem dos componentes pesquisados 81 Figura B.2: Gr´ afico da relac¸ ˜ ao Thrust/Weight das combinac¸ ˜ oes poss´ ıveis para quad-copter (A linha vermelha marca o r´ acio T/W = 2 valor que a bibliografia considera m´ ınimo para ter uma aeronave bastante manobr´ avel) B.2 Gr´ aficos resultantes das combinac¸ ˜ oes para hexa-copter 88 Figura B.3: Gr´ afico da relac¸ ˜ ao Thrust/Power das combinac¸ ˜ oes poss´ ıveis para quad-copter Figura B.4: Gr´ afico da relac¸ ˜ ao Thrust/Cost das combinac¸ ˜ oes poss´ ıveis para hexa-copter 89 Figura B.5: Gr´ afico da relac¸ ˜ ao Thrust/Weight das combinac¸ ˜ oes poss´ ıveis para hexa-copter Figura B.6: Gr´ afico da relac¸ ˜ ao Thrust/Power das combinac¸ ˜ oes poss´ ıveis para hexa-copter 90 Apˆ endice C Iterac¸ ˜ oes para alcanc¸ar o melhor design do quad-copter (a) Primeiro design desenvolvido (b) Segundo design desenvolvido (c) Terceiro design desenvolvido Figura C.1: Primeiras modelac¸ ˜ oes do quad-copter (a) Quarto design desenvolvido (b) Design que se tentou construir Figura C.2: Primeiras modelac¸ ˜ oes do quad-copter 91 Apˆ endice D Desenhos T´ ecnicos 92 129.66 106.55 R23.11 107.02 270.61 1.50 178.16 196.82 676.66 420.00 332.32 438.61 714.22 43.00 108.42 31.08 3.00 159.53 50.82 TRUE R18.00 TRUE R1.50 TRUE R5.50 150.00 375.00 25.00 775.00 3.50 15.00 15.00 3.00 35.00 10.00 250.00 150.00 1134.14 150.00 4.00 TRUE R18.00 TRUE R89.08 TRUE R133.81 1139.26 TRUE R1.50 25.00 104.90 452.83 15.00 15.00 150.00 150.00 Apˆ endice E Procedimentos para Testes Experimentais E.1 Testes na ausˆ encia de efeito de solo Estes procedimentos s˜ ao repetidos de igual forma para todas as configurac¸ ˜ oes e posic¸ ˜ oes do motor e da conduta, ou seja, para as configurac¸ ˜ oes: •Motor sem conduta na posic¸ ˜ ao normal. •Motor sem conduta na posic¸ ˜ ao invertida. •Motor com conduta na posic¸ ˜ ao normal. •Motor com conduta na posic¸ ˜ ao invertida. Ligac¸ ˜ ao do Sistema 1. Instalar fixac¸ ˜ ao de carbono na balanc¸a. 2. Instalac¸ ˜ ao do motor ou motor e conduta na placa de carbono. 3. Conecc¸ ˜ ao do Electronic Speed Controller (ESC) ao motor. 4. Conecc¸ ˜ ao do ESC a uma fonte de tens˜ ao (definindo a tens˜ ao m´ axima de uma bateria 4S, 15V, e a corrente m´ axima de 35A, m´ axima corrente aceite pelo motor) e a um gerador de sinais Pulse Width Modulation (PWM). Procedimetnos para ensaios experimentais 1. Fixac¸ ˜ ao do rotor no sistema do motor. 2. Proceder ` a Ligac¸ ˜ ao do Sistema. 3. ”Zerar”a balanc¸a. 97