Projeto conceptual de uma aeronave pequena de baixo custo para aplicação em controlo cooperativo

ACADEMIA DA FORÇA AÉREA Projeto Conceptual de uma Aeronave Pequena de Baixo Custo para Aplicações em Controlo Cooperativo Rafael Augusto da Costa Silva Aspirante a Oficial - Aluno / Piloto-Aviador 139418-F Dissertação para a obtenção do Grau de Mestre em Aeronáutica Militar, Especialidade de Piloto-Aviador Júri Presidente: Brigadeiro-General/EngAer Paulo Alexandre Entradas Salvada Orientador: Major/EngAer Luís Filipe da Silva Félix Coorientador: Capitão/EngEl Tiago Miguel Monteiro de Oliveira Vogal: Major/EngAer João Vítor Aguiar Vieira Caetano Sintra, maio de 2020 ACADEMIA DA FORÇA AÉREA Projeto Conceptual de uma Aeronave Pequena de Baixo Custo para Aplicações em Controlo Cooperativo Rafael Augusto da Costa Silva Aspirante a Oficial - Aluno / Piloto-Aviador 139418-F Dissertação para a obtenção do Grau de Mestre em Aeronáutica Militar, Especialidade de Piloto-Aviador Júri Presidente: Brigadeiro-General/EngAer Paulo Alexandre Entradas Salvada Orientador: Major/EngAer Luís Filipe da Silva Félix Coorientador: Capitão/EngEl Tiago Miguel Monteiro de Oliveira Vogal: Major/EngAer João Vítor Aguiar Vieira Caetano Sintra, maio de 2020 “Legacy? What is a legacy? It’s planting seeds in a garden you never get to see.” - Hamilton Musical iii Agradecimentos A realização e concretização deste projeto foi para mim uma etapa superada e não seria possível sem um conjunto de entidades e pessoas que me apoiaram seja através da disponibilização de meios materiais, do seu próprio tempo ou da sua paciência nas fases mais complicadas. Gostaria de agradecer: À Academia da Força Aérea por me proporcionar esta oportunidade e os meios necessários para o desenvolvimento desta ideia que, de outra forma, não passaria de uma ideia. A todos os conhecimentos e vivências que me formaram não só a nível profissional, que me deu a conhecer, entre outras, o sentido de responsabilidade mas também a nível pessoal, tornando-me, a cada dia, melhor do que era no anterior. Ao meu orientador, Major Engenheiro Aeronáutico Luís Félix, pelo tempo dedicado a este projeto, por todas as vezes que me encaminhou e apoiou com o intuito de atingir o objetivo final não menosprezando a escrita extensiva de tudo o que acontecia em termos práticos. Os conhecimentos que me transmitiu foram fulcrais ao sucesso deste projeto e com certeza levá-los-ei comigo para o futuro. Ao meu coorientador, Capitão Engenheiro Eletrotécnico Tiago Oliveira, que assim que esteve disponível se mostrou pronto a ajudar na parte elétrica do meu modelo, as suas valências foram essenciais para a concretização do ensaio em voo assim como a análise dos dados obtidos do mesmo. Ao Major Engenheiro Aeronáutico João Caetano pela disponibilidade em assumir os comandos do modelo nos ensaios em voo. Ao Capitão Engenheiro Eletrotécnico Gonçalo Cruz pelos conhecimentos que me transmitiu aquando a ausência, por motivos profissionais, do meu coorientador. A sua experiência e conhecimento ajudaram-me a organizar as ideias que até então pareciam espalhadas. Ao Centro de Investigação da Academia da Força Aérea e a todos os que dele fazem parte salientando o Sargento-Ajudante OPRDET Paulo Mendes pela sua incansável disponibilidade e ajuda na construção do modelo de túnel e do modelo final, assim como os seus conhecimentos práticos de aeromodelismo. Ao Tenente Engenheiro Aeronáutico Vasco Franco pelos pareceres e revisões feitas ao longo de todo o processo, assim como a ajuda na compreensão de certos termos fora do meu espaço de conforto. iv Ao Alferes Engenheiro Aeronáutico Luís Eusébio por todos os conhecimentos passados em relação à utilização da Impressora 3D e disponibilidade disposta. À nata3 por me relembrarem constantemente que a vida é para ser vivida com muita motivação, por todos os momentos partilhados e “engenharias a mais” que ajudaram a dar um passo em frente. À minha família da Força Aérea, os meus camaradas de Curso, os DISTINTOS, a vocês entrego o meu trabalho e dedico todo este projeto pois é o nosso espírito, construído desde o primeiro instante, que nos ambiciona a chegar mais longe, a colocar as nossos objetivos bem alto, a “Voar Além do Comum dos Mortais”. Um agradecimento especial aos DEMÓNIOS por partilharem comigo o dia-a-dia e fazerem com que tudo seja mais simples, que o nosso à vontade, animação e inspiração nunca desvaneça seja em terra ou no ar, mas essencialmente no ar. À minha família de sangue, aos meus pais Clara e Rui e ainda à minha irmã, Lúcia, por terem, desde sempre, sido o meu apoio, as pessoas que me seguiriam por onde fosse, aconselhando com as suas opiniões mas deixando-me escolher o meu caminho. Obrigado por serem o meu amparo, por me ouvirem quando preciso e me mostrarem o outro lado da moeda, mesmo que esta esteja soterrada em dúvidas e indecisões. Por fim mas não menos importante, um agradecimento muito especial à minha namorada, Catarina Gandra, por ser um pilar essencial à minha vida e me mostrar todos os dias o que é lutar por aquilo que gostamos e consideramos que vale a pena. v Resumo Tendo como objetivo principal a busca por uma estrutura capaz de satisfazer as necessidades previstas para o desenvolvimento do controlo cooperativo, integrado no plano de Investigação e Desenvolvimento do Centro de Investigação da Academia da Força Aérea, encontra-se na presente dissertação um modelo de aeronave proposto e validado. Após serem salientados os requisitos essenciais ao sistema de controlo cooperativo, é apresentado um tipo de arquitetura do qual se destacam os sistemas de voo associados à mesma. Deste modo, após dimensionar o corpo onde estarão presentes os sistemas, opta-se por um design estrutural de asa voadora, em espuma, com uma caixa central fabricada através de manufatura aditiva. Através de uma comparação com outros modelos idênticos e métodos analíticos para valores de carga alar e power loading, desenvolve-se um modelo computacional da aeronave final, justificando os perfis alares a utilizar na sua elaboração. O modelo final desenvolvido é caraterizado por um design de asa voadora, com peso à descolagem de 1,2 kg e uma envergadura de 1 m. Este modelo é validado através de uma ferramenta computacional, executando-se uma caraterização aerodinâmica e uma análise de estabilidade. Posteriormente, é desenvolvido um modelo à escala de 1/1,25 para ser utilizado no túnel aerodinâmico. Os dados obtidos são comparados com a simulação computacional, validando a aeronave segundo este método. Finalmente, é desenvolvido um protótipo real do modelo sujeitando-o a ensaios em voo por forma a ser validado através de um método prático. Esta dissertação satisfaz assim a necessidade da estrutura propondo uma aeronave de construção rápida, baixo custo e capaz de responder às necessidades de um controlo cooperativo, validada segundo uma análise teórica, computacional com base no XFLR5, experimental através do túnel aerodinâmico e prática através de ensaios em voo. Palavras chave: asa voadora, controlo cooperativo, design conceptual, túnel aerodinâmico, manufatura aditiva vi vii Abstract This paper presents a validated aircraft structure capable of satisfying the demands of swarm robotics, integrated on the ideas of the Investigation and Development plan of the Portuguese Air Force Academy Research Centre. Once the necessities of a swarm robotics system are presented, associated to a specific electric structure, the flight systems able to fulfil the purpose are revealed. After being capable of sizing and modeling the body where all these systems will be allocated, the flying wing design is in order. This wing is made with foam on the majority of its structure, and the main central body requires an additive manufacturing process. Comparing with other small sized aircraft and analytic methods to calculate the values of wing and power loading, a final computational model is developed justifying the airfoils used on its design. The final project is a flying wing with a take-off weight of 1,2 kg and a wingspan of 1 m. It is validated through a computer aerodynamic tool analyzing its behavior concerning its aerodynamics and stability. Afterwards, a scale model from 1/1,25 is created in order to be used on the wind tunnel. Data from these tests is compared with the computer aerodynamic tool validating the aircraft throughout this method. Subsequently a real size prototype is exposed to flight tests validating once again the project. This being said, the final objective is achieved, suggesting an aircraft, theoretically validated and reinforced with wind tunnel and flight tests, fast-constructed, low budget and able to answer the requirements of a swarm robotics system. Key-words: flying wing, swarm robotics, conceptual design, aerodynamic tunnel, additive manufacturing xiv Figura 36 - Coeficiente de Momento de Rolamento - XFLR5 ....................................................55 Figura 37 - Modelo com Elevons a 15º de Deflexão ..................................................................56 Figura 38 - Coeficiente de Momento de Picada com 20% da Asa como Aileron ........................56 Figura 39 - Modelo Final em SolidWorks com Componentes ...................................................57 Figura 40 - Componentes do Corpo Central .............................................................................62 Figura 41 - Impressão 3D Modelo Ensaiado em Túnel Aerodinâmico .......................................63 Figura 42 - Corpo Central Modelo Ensaiado em Túnel Aerodinâmico .......................................63 Figura 43 - Máquina de Corte do CIAFA ...................................................................................64 Figura 44 - Fonte de Alimentação Máquina de Corte ................................................................64 Figura 45 - Modelo Túnel Aerodinâmico Real vs Modulação 3D ...............................................65 Figura 46 - Modelo Final ...........................................................................................................66 Figura 47 - Sistema de Eixos do Túnel Aerodinâmico ...............................................................67 Figura 48 - Modelo Inserido no Túnel Aerodinâmico .................................................................68 Figura 49 - Centro Fuselado no Túnel Aerodinâmico ................................................................69 Figura 50 - Bloco e Suporte Túnel Aerodinâmico ......................................................................69 Figura 51 - Coeficiente de Sustentação - Túnel Aerodinâmico .................................................71 Figura 52 - CLvs CDTúnel Aerodinâmico .................................................................................71 Figura 53 - CL CD vs α - Túnel Aerodinâmico ..................................................................................72 Figura 54 - Parâmetro CL32 CD vs α – Túnel Aerodinâmico ................................................................73 Figura 55 - Coeficiente de Momento de Picada - Túnel Aerodinâmico ......................................74 Figura 56 - Coeficiente de Momento de Picada Reduzido - Túnel Aerodinâmico ......................75 Figura 57 - Coeficiente de Momento de Picada - Túnel Aerodinâmico ......................................76 Figura 58 - Coeficiente de Momento de Guinada - Túnel Aerodinâmico ...................................77 Figura 59 - Coeficiente de Momento de Rolamento - Túnel Aerodinâmico ...............................78 Figura 60 - Plano de Voo ..........................................................................................................82 Figura 61 - Modelo Final ...........................................................................................................82 Figura 62 - Modo de Lançamento do Modelo e Registo da Trajetória do Último Voo ................84 Figura 63 - Velocidade GPS do Modelo ....................................................................................86 Figura 64 - Comandos de Throttle ao Longo do Tempo ............................................................87 Figura 65 - Consumo Acumulado de Corrente de Descarga da Bateria ....................................87 Figura 66 - Ângulo de Rolamento do Modelo ............................................................................89 Figura A-1 - Componentes do Sistema Elétrico Vista de Topo e de Retaguarda ..................A-3 Figura B-1 -Componentes do Corpo Central com Suportes ...................................................B-1 xv Índice de Tabelas Tabela 1 - Síntese de Massa e Dimensões dos Equipamentos .............................................. 26 Tabela 2 - Analytic Hierarchy Process ..................................................................................... 32 Tabela 3 - Síntese Modelos de Referência .............................................................................. 36 Tabela 4 - Power Loading Máxima Velocidade Horizontal ...................................................... 37 Tabela 5 - Power Loading Máxima Razão de Subida .............................................................. 38 Tabela 6 - Valores da Análise em XFLR5 para os 4 Perfis Auto Estáveis .............................. 42 Tabela 7 - Valores de Referência do Modelo Final .................................................................. 44 Tabela 8 - Resumo de Análise Aerodinâmica do Modelo em XFLR5 - Sustentação Fixa ...... 49 Tabela 9 - Resumo de Análise Aerodinâmica do Modelo em XFLR5 - Velocidade Fixa ......... 49 Tabela 10 - Especificações Modelo Ensaiado em Túnel Aerodinâmico .................................. 61 Tabela 11 - Dados de Impressão 3D ....................................................................................... 62 Tabela 12 - Síntese dos Sistemas de Segurança .................................................................... 81 Tabela 13 - Autonomia da Primeira Bateria - Primeiro e Segundo Voos ................................. 85 Tabela 14 - Autonomia da Segunda Bateria - Terceiro Voo .................................................... 85 Tabela B-1 - Especificações Impressora 3D ..........................................................................B-1 xvi xvii Lista de Abreviaturas 2D Duas dimensões 3D Três dimensões AC Centro Aerodinâmico AGL Above Ground Level AHP Analytic Hierarchy Process AR Aspect Ratio ASL Above Sea Level BEC Battery Eliminator Circuit CAD Computer Aided Design CG Centro de Gravidade CIAFA Centro de Investigação da Academia da Força Aérea CNC Máquinas de Comando Numérico EPP Expanded Polypropylene EPS Expanded Polystyrene FPV First Person View GCS Ground Control Station GPS Global Position System I&D Investigação e Desenvolvimento IMU Inertial Measurement Unit LiPo Lythium Polymer LOS Line of Sight MAC Mean Aerodynamic Chord MAV Micro Air Vehicle ME Margem Estática NATO North Atlantic Treaty Organization NP Ponto Neutro PITVANT Projeto de Investigação e Tecnologia em Veículos Aéreos Não Tripulados PLA Polyactic Acid PMB Power Management Board PPM Pulse Position Modulation xviii PWM Pulse Width Modulation RC Radio Controlled RPM Rotações Por Minuto STL Stereolitography UAS Unmanned Aerial System UAV Unmanned Aerial Vehicle XPS Extruded Polystyrene xix Lista de Símbolos Símbolos com letras gregas 𝜌𝜌 0 Densidade do ar ao nível médio das águas do mar 𝛼𝛼 Ângulo de ataque 𝜃𝜃 Ângulo de subida 𝜆𝜆 Afilamento 𝜇𝜇 Viscosidade dinâmica do fluido 𝜈𝜈 Viscosidade cinemática do fluido 𝜌𝜌 Densidade do ar 𝜂𝜂 𝑝𝑝 Eficiência do hélice Símbolos com letras romanas � 𝐿𝐿 𝐷𝐷�𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 Valor de eficiência aerodinâmica máxima 𝑐𝑐 𝑛𝑛 Corda média na secção n � 𝐿𝐿 𝐷𝐷� Eficiência aerodinâmica 𝑥𝑥 𝑛𝑛 Distância da corda média ao bordo de ataque 𝑦𝑦� 𝑛𝑛 Posição da corda média ao longo da envergadura 𝐶𝐶 𝐷𝐷0 Coeficiente de resistência parasita 𝐶𝐶 𝐷𝐷𝑖𝑖 Coeficiente de resistência induzida 𝐶𝐶 𝐿𝐿𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 Coeficiente de sustentação máximo 𝐶𝐶 𝐷𝐷 Coeficiente de resistência aerodinâmica 𝐶𝐶 𝑙𝑙 Coeficiente de momento de rolamento 𝐶𝐶 𝐿𝐿 Coeficiente de sustentação 𝐶𝐶 𝑚𝑚 Coeficiente de momento de picada 𝐶𝐶 𝑛𝑛 Coeficiente de momento de guinada 𝑐𝑐 𝑛𝑛 Corda em n (início da secção) 𝑐𝑐 𝑛𝑛+1 Corda em n+1 (fim da secção) 𝑐𝑐 𝑟𝑟 Corda na raiz da asa 𝑐𝑐 𝑡𝑡 Corda na ponta da asa 𝑐𝑐 Corda média da asa xx 𝑃𝑃 Potência ao veio 𝑃𝑃 𝑟𝑟 Potência necessária 𝑆𝑆 𝑛𝑛 Área da secção n 𝑇𝑇 𝑟𝑟 Impulso necessário 𝑉𝑉 𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 Velocidade máxima 𝑉𝑉 𝑦𝑦 Velocidade de subida 𝑊𝑊 𝑃𝑃 Power loading 𝑊𝑊 𝑆𝑆 Carga alar 𝑋𝑋 𝐶𝐶𝐶𝐶 Distância do centro de gravidade ao bordo de ataque 𝑥𝑥 𝑛𝑛 Distância de n (início da secção) ao bordo de ataque 𝑥𝑥 𝑛𝑛+1 Distância de n+1 (fim da secção) ao bordo de ataque 𝑋𝑋 𝑁𝑁𝑁𝑁 Distância do ponto neutro ao bordo de ataque 𝑦𝑦 𝑛𝑛 Distância de n (início da secção) ao centro ao longo da envergadura 𝑦𝑦 𝑛𝑛+1 Distância de n+1 (fim da secção) ao centro ao longo da envergadura 𝑏𝑏 Envergadura da asa 𝐷𝐷 Resistência aerodinâmica 𝑒𝑒 Fator de Oswald 𝐿𝐿 Sustentação 𝑅𝑅 Constante do ar 𝑅𝑅𝑒𝑒 Número de Reynolds 𝑆𝑆 Área alar 𝑊𝑊 Peso 𝑘𝑘 Fator do Coeficiente de Resistência Induzido pela Sustentação 1 Capítulo 1 1 Introdução 1.1 Motivação A crescente importância dos Unmanned Aerial Vehicles (UAV) nos atuais contextos operacionais e a sua, nunca antes vista, variedade de ambientes possíveis de serem utilizados, leva a que seja necessária uma configuração de baixo custo e eficiente deste tipo de meios (Edi et al., 2008). A utilização recorrente destes veículos, principalmente de asa fixa ou rotativa, faz com que entusiastas construam os seus próprios modelos, devido ao facto da sua manufatura apresentar um custo inferior à compra de um sistema similar, produzido em fábrica. O processo de manufatura engloba o projeto do sistema, testes de desempenho aerodinâmico e avaliação dos requisitos mecânicos e elétricos que satisfaçam as necessidades do utilizador. Além disso, requer, ainda, testes em voo que avaliem o desempenho global do veículo, tanto em voo manual1 como em voo autónomo2 (Setiawan et al., 2018). Os sistemas autónomos de veículos não tripulados têm provocado bastante interesse dentro de todo o tipo de meios como o espaço, o céu, o mar e a terra, não sendo exclusivos e podendo atuar entre si, visto que conquistam resultados positivos em trabalhos repetitivos, perigosos e de obtenção de informação em ambientes hostis e remotos (Schoenwald, 2000). Os veículos autónomos, não necessitando de um controlo direto por parte de um ser humano, visam satisfazer necessidades operacionais como detonação de munição, navegação para obtenção de informação, reconhecimento militar, transporte de bens, entre outros (Schoenwald, 2000). O sistema de missão cooperativo, também denominado de swarm robotics, é uma abordagem ao design de um regime composto por um grande número de robôs simples, autónomos e com controlo descentralizado inspirada num âmbito biológico (Sahin, 2005). Cada um destes elementos deve tomar decisões baseadas nas leituras 1 Voo controlado por um operador. 2 Voo pré-programado e controlado pelo piloto automático. 2 dos sensores e em coordenação com os outros. Este tipo de sistema pode trazer grandes vantagens quando comparado com o controlo tradicional (controlo autónomo sem interconexão), tal como a flexibilidade, robustez contra falhas, complementaridade e capacidade de expansão inerente (Sahin, 2005). O interesse neste programa por parte do Centro de Investigação da Academia da Força Aérea (CIAFA) remonta ao Projeto de Investigação e Tecnologia em Veículos Aéreos Não Tripulados (PITVANT) onde um dos objetivos propostos seria o controlo cooperativo de aeronaves não tripuladas, tendo em consideração a realização de uma determinada missão. Tendo sido um dos objetivos da terceira fase do projeto apresentado (Sousa Rodrigues, 2009), a utilidade do controlo cooperativo mantém-se interessante e atual. O controlo cooperativo pode ser entendido, do ponto de vista militar, como um método inovador de utilização de várias plataformas, com capacidades heterogéneas, que consigam distribuir a necessidade de sensores, essenciais à missão pretendida, por todas elas. Estas plataformas são, assim, necessariamente baratas e de menor porte comparativamente à utilização de apenas um veículo para toda a missão, não necessitando para o seu fabrico, da experiência acumulada de uma indústria aeronáutica (Sousa Rodrigues, 2009). Numa primeira fase, em que se pretende desenvolver as estratégias de cooperação, os requisitos de carga máxima da aeronave em missão são baixos e, como tal, é necessário desenvolver uma estrutura que tenha em consideração o sistema de controlo cooperativo, e que satisfaça os requisitos do contexto do mundo atual, sendo de fácil manufatura, de baixo custo e de utilização comum. Este desenvolvimento surge com uma importância vital para a condução de atividades de Investigação e Desenvolvimento (I&D) do CIAFA na área do controlo cooperativo. 1.2 Objetivos e Metodologia Numa área que se encontra numa evolução constante e com bastante conteúdo já desenvolvido e disponível, sem qualquer tipo de restrições, esta dissertação de mestrado propõe validar um veículo aéreo, criada através de processos simples, rápidos e não dispendiosos, que satisfaça, em primeira instância, os requisitos do controlo cooperativo. 3 Estes requisitos passam por ter um sistema constituído por um piloto automático, um computador de bordo e uma plataforma de controlo de posição (como é o caso do Global Position System - GPS). Contudo, prevê-se, também, o cumprimento de objetivos secundários como: • Custo reduzido da estrutura; • Fácil operação do modelo, utilizando plataformas intuitivas; • Utilização de equipamento mínimo de controlo e comunicação entre o modelo e a Ground Control Station (GCS). A validação do modelo acontece não só em termos teóricos, baseando-se em doutrina e mostrando um possível resultado final, mas também em termos práticos, recorrendo a testes em túnel aerodinâmico e ensaios em voo. O modelo é sujeito a estudos computacionais que comprovam a sua viabilidade, aquando da sua construção. A necessidade de validar o modelo em túnel aerodinâmico cria a carência de um protótipo à escala de 1/1,25, por forma a poder ser utilizado nesse mesmo túnel. É ainda fabricado um modelo à escala real com o intuito de o submeter a ensaios em voo, analisando os dados retirados desses mesmo ensaios. O processo termina com a plataforma proposta validada e com capacidade para ser um meio de desenvolvimento do controlo cooperativo para o CIAFA. 1.3 Outline da Dissertação A presente dissertação está organizada em sete capítulos principais, que distinguem as sete fases do projeto e conceção do conceito de aeronave proposto ao sistema de controlo cooperativo. Após ser focada a estruturação e contextualização do projeto, o segundo capítulo apresenta um contexto teórico da problemática salientando conceitos básicos, essenciais para a compreensão do projeto, expondo alguns modelos que foram tomados como referência e as opções de materiais de construção viáveis de serem utilizados. Seguidamente, o terceiro capítulo mostra, a nível elétrico, toda a arquitetura que satisfaz as capacidades necessárias para cumprir o objetivo do projeto, concluindo com os sistemas essenciais para o voo. O capítulo quatro, por sua vez, explica o desenvolvimento do processo de design conceptual da aeronave, propondo um modelo final validado através de 10 (TOPMODEL, 2017). Em oposição aos modelos previamente referidos, os componentes eletrónicos deste UAV encontram-se dispersos ao longo de zonas específicas das asas, sendo que, apenas o motor se localiza na zona frontal do corpo central (TOPMODEL, 2017). DATAHawk Standard Este modelo de asa voadora, lançado à mão, tem um peso de 2,15 kg e uma envergadura de 1,164 m no seu modelo Standard (QuestUAV Ltd, s.d.). É maioritariamente utilizado para mapeamento de território, tanto na área da construção, como no setor de minas (QuestUAV Ltd, s.d.). Conta com duas baterias de 11,1 V e 4000 mAh que alimentam um motor Brushless de 360 W tendo ainda uma área alar de 47 dm2 (QuestUAV Ltd, s.d.). À semelhança dos outros modelos, este UAV resguarda os seus componentes eletrónicos no corpo central e o sistema propulsivo encontra-se na retaguarda, como se pode identificar na Figura 7. Figura 6 - Bullit EVO (Modellbau Lindinger, s.d.) Figura 7 - DataHAWK Standard (QuestUAV Ltd, s.d.) 11 Sonicmodell AR. WING Com uma estrutura em EPP, à semelhança do modelo Parrot Disco, e reforço em fibra de carbono, como se deteta na Figura 8, este modelo de asa voadora conta com uma envergadura de 0,9 m e um peso máximo de 0,430 kg (getfpv, 2019). É propulsionado por um motor Brushless de 2300 Kv na retaguarda da aeronave e alimentado por uma bateria de 4000 mAh, localizada no corpo central, juntamente com os restantes componentes eletrónicos (getfpv, 2019). Este modelo conta com uma área alar de 19 dm2, tendo uma corda média de 0,208 m. Materiais e Processos de Fabrico No meio aeronáutico, a construção leve e resistente é essencial à boa operação das aeronaves. A resistência necessária para a construção de uma aeronave é determinada pelo seu tipo de missão, visto ser impossível para um único veículo aéreo operar com as caraterísticas necessárias para todo o tipo de missões (U.S. Department of Transport, 2012). Existem vários materiais disponíveis para a construção de aeronaves de pequeno porte, como a que se pretende neste projeto. Entre os materiais possíveis, destacam-se seis que são comparados segundo a massa específica, métodos de manufatura, manipulação dos mesmos e preço-base associado. Expanded Polystyrene - EPS O Poliestireno é um material termoplástico e, como tal, podem destacar-se caraterísticas genéricas como a maleabilidade, a resistência a variações de temperatura e a resistência a quedas. Dentro desta coletânea de materiais, podemos salientar o Poliestireno Expandido (EPS), comumente denominado de esferovite, que, Figura 8 - Sonicmodell AR. WING (getfpv, 2019) 12 pelo seu método de fabrico, tem uma baixa massa específica com valores entre 9 a 25 kg/m3 (Fibrosom, 2018). Este material permite uma grande precisão e versatilidade, uma vez que diferentes massas específicas e espessuras possibilitam adequar o material ao objetivo (Fibrosom, 2018). O EPS pode ser trabalhado através do corte com fio quente, corte mecânico ou placa moldada (Tirone, 2014). É de referir que o primeiro método se revela como o mais interessante, devido ao facto de o CIAFA possuir os meios necessários para trabalhar o EPS através de máquinas de comando numérico (CNC), de corte de fio quente ou de maquinação por fresadora. Os valores de compra deste tipo de materiais, através da empresa Sotecnisol, por exemplo, vão desde os 0,5 aos 16 euros por metro quadrado, dependendo do tamanho das placas e da espessura das mesmas (Fibrosom, 2018). Extruded Polystyrene – XPS As placas de XPS, também denominada de espuma, têm um elevado fator de compressibilidade, visto que as suas células de polímeros são 100% fechadas, e conseguem ser facilmente cortadas e moldadas às necessidades do utilizador (Remak, s.d.). A sua forma rígida confere-lhe uma resistência elevada à absorção de água, bem como boas capacidades físicas e térmicas (Remak, s.d.). Este tipo de material pode ter valores de massa específica que variam entre 28 e 45 kg/m3 (Remak, s.d.). O custo deste material é semelhante aos valores apresentados para o EPS. Kapa Line O Kapa Line distingue-se dos anteriores pelas suas camadas de folha de cartão branco que cobrem a superfície superior e inferior da espuma. Estas camadas proporcionam um nível de rigidez que contrasta com a sua leveza, tornando este material uma opção viável na criação de passepartout, framing e outro tipo de trabalhos criativos (Kohlschein, 2017). Um grande fator de interesse neste tipo de material é a sua facilidade de manuseamento e capacidade com que pode ser trabalhado, visto que tanto o corte como o redimensionamento podem ser feitos com utensílios simples, tal como bisturis. O seu preço varia, à semelhança dos anteriores, de acordo com a sua espessura, porém, uma placa de 5 mm deste material pode 13 custar cerca de 8 euros por metro quadrado (AKI, 2020). A sua massa específica varia, também, consoante a espessura das placas disponibilizadas e, para uma placa de 5 mm, poderá rondar o valor de 47 kg/m3 (3A Composites GmbH, 2011). Polyactic Acid - PLA O polímero PLA4 é constituído por moléculas de ácido lático, de origem biológica e de fontes naturais e recicláveis. Apresenta propriedades químicas, como a sua considerável rigidez e processabilidade termoplástica, e propriedades biológicas, como a sua biodegrabilidade (Caminero et al., 2019, p. 2). Este material é muito utilizado em processos de manufatura aditiva, também denominada de impressão a três dimensões (3D), que consiste na reprodução física de um modelo digital que pode ser criado através de qualquer tipo de software de Computer Aided Design (CAD) ou até mesmo através de scanners 3D. Após este procedimento, o software de impressão (como é o caso do Ultimaker Cura 4.4) converte o ficheiro em várias camadas, traduzindo-o num documento de leitura acessível para a impressora 3D (Industry, 2017). A utilização da impressão 3D demonstra ter vantagens como: o encurtamento do ciclo de produção utilizando poucas ferramentas para a manufatura; o recurso a menos material; a redução do tempo entre o design e o desenvolvimento do produto; e ainda o aumento da complexidade e detalhe que, através de processos de manufatura tradicionais, se tornam difíceis ou até impossíveis de atingir (dos Santos, 2016, p. 3). A massa específica do PLA, na maioria das suas manufaturas, é de 1240 kg/m3 quando se encontra no seu estado natural, não estando misturado com outros materiais como metal ou madeira (Emiliano, 2019). 4 do inglês Polylactic Acid, é um dos mais comuns bioplásticos utilizados atualmente, com aplicações práticas promissoras desde o fabrico de copos de plástico na indústria alimentar, passando pela indústria automóvel e tendo até aplicações na saúde, como é o caso da manufatura de componentes integrantes de implantes médicos (Caminero et al., 2019; Ken Giang, s.d.). 14 Madeira Balsa A balsa é um material celular natural com rácios de rigidez/peso e força/peso notáveis e caraterísticas de absorção de energia excelentes (Da Silva & Kyriakides, 2007). Estas qualidades provêm da sua microestrutura, baseada em longas e finas estruturas celulares (Da Silva & Kyriakides, 2007). A sua microestrutura complexa confere a este material resultados de anisotropia em propriedades mecânicas segundo as direções axiais, tangenciais e radiais. É, portanto, deveras resistente na sua direção axial. Todavia, nas direções tangenciais e radiais a sua fraqueza é notável (Da Silva & Kyriakides, 2007). A sua massa específica média, quando se encontra seco, é de cerca de 150 kg/m3 e o seu preço varia consoante a espessura da placa, contudo, uma placa de 3 mm pode custar cerca de 23 euros por metro quadrado (AKI, s.d.; E. Meier, 2015). Compósito São considerados compósitos todos os materiais que ocorram naturalmente ou feitos pelo homem, que sejam constituídos por dois ou mais materiais com propriedades químicas e físicas significativamente distintas, mantendo-se separados numa estrutura única (Hu, 2012). Podem ser categorizados em dois tipos principais, sendo o primeiro os compósitos estruturais, com propriedades mecânicas notáveis e, o segundo, os compósitos funcionais com distinção nas propriedades físicas, químicas e eletroquímicas (Hu, 2012). Este tipo de material tem sido utilizado numa grande variedade de equipamentos e produtos, desde naves espaciais a componentes de aeronave passando por materiais biomédicos e até mesmo baterias (Hu, 2012). Os materiais compósitos requerem especificações muito próprias no que toca ao seu manuseamento e manufatura, considerada algo demorada, assim como necessitam de material que se apresenta como bastante dispendioso, em comparação com os supramencionados. Apesar destas valências se encontrarem no CIAFA, este material não se apresenta interessante para o sucesso deste projeto, pelas razões supracitadas. 15 Capítulo 3 3 Sistemas de Voo Arquitetura do Sistema Sendo o propósito principal deste projeto a elaboração de uma estrutura que habilite o estudo do controlo cooperativo, identifica-se a necessidade de uma arquitetura de sistema capaz de dar resposta a esta problemática. Tendo por base o artigo “Design and Development of an Inexpensive Aquatic Swarm Robotics System” (Costa et al., 2016), e em concordância com um dos seus autores, foi possível identificar, para o sistema, as seguintes necessidades: • O sistema deve ter a capacidade de comunicar com uma GCS assim como com outras aeronaves, partilhando informações de estado e, se aplicável, de sistemas de sensores instalados a bordo. • O sistema deve ser capaz de executar um voo autónomo, cumprindo com planos de voo pré-programados ou seguindo referências de controlo geradas em tempo real, como posição, altitude e velocidade, provenientes tanto diretamente da GCS, como de rotinas carregadas a bordo para esse efeito. As respostas destas rotinas dependem dos dados provenientes de fontes internas, comos os sensores de bordo, ou externas, como é o caso de outras aeronaves. • O sistema deve ainda, por uma questão de redundância e necessidade de configuração inicial de voo, habilitar o controlo manual da trajetória da aeronave. Estes requisitos são, de forma geral, comuns às principais testbed de controlo colaborativo referenciadas na literatura (Kaminer et al., 2004; McLain & Beard, 2004; Pereira et al., 2013; Schmittle et al., 2018). De forma a satisfazer estes requisitos foi identificada a arquitetura base descrita na Figura 9, através de um diagrama de blocos. Note-se que a arquitetura proposta, apenas identifica uma estrutura de componentes base, que cumpre com os requisitos identificados, sem impor uma determinada solução no framework de software de comando e controlo, ou no sistema de comunicações. Mitch Campion, Prakash Ranganathan e Saleh Faruque apresentam no artigo “UAV swarm communication and 16 control architectures: a review” (2019) uma revisão detalhada de cada uma dessas soluções em particular. As três ligações representadas na Figura 9 demonstram as três direções de comunicação com o exterior que a aeronave deve possuir. A primeira ligação habilita o modelo da comunicação entre a GCS e a aeronave através dos respetivos rádios de telemetria. Este funciona através de um protocolo MAVLink5, capacitando, em primeira instância, o envio de informações de parâmetros de voo como a posição relativa, altitude, velocidade e localização via GPS do modelo, sendo ainda capaz de enviar parâmetros de energia ao longo do voo, para uma GCS, de forma imediata. No sentido inverso, permite ao operador da GCS enviar comandos de referência para o modelo, como planos de voo definidos, altitudes pretendidas ou até posições específicas no decorrer do voo. A segunda ligação estabelece-se, através de uma frequência rádio, entre o controlo remoto, pré-programado, e o modelo. A informação é enviada diretamente para o recetor rádio (RC IN) que, através de um codificador Pulse Position Modulation (PPM) envia a informação de cada canal para o piloto automático. Este, por sua vez, recebe a informação e responde em conformidade. Esta ligação capacita um piloto de controlar manualmente a trajetória do modelo a partir de um rádio comando. A terceira ligação estabelece-se entre o piloto automático e o computador de bordo. Este permite o processamento de informações de sensores de bordo, como é 5 Um protocolo de mensagens leve, utilizado na comunicação com drones e entre componentes do mesmo (Dronecode Project, s.d.). Figura 9 - Arquitetura do Sistema 17 o caso dos sensores integrados no piloto automático ou câmaras associadas ao modelo, produzindo uma resposta automática segundo algoritmos pré-definidos. O componente em questão permite ainda a comunicação com os outros modelos através de uma rede sem fios e o envio de comandos para o piloto automático que controla, por sua vez, os restantes componentes do modelo. Através destas três ligações, torna-se possível possuir várias aeronaves, a voar em simultâneo e a comunicar entre si, com capacidade de processamento suficiente para serem consideradas autónomas, correspondendo ao objetivo do controlo cooperativo. Componentes do Sistema Esta secção apresenta de forma detalhada os componentes selecionados para a implementação da arquitetura anteriormente descrita. Na base da seleção dos componentes expostos de seguida, procurou-se sobretudo considerar a utilização de componentes já existentes em stock nos laboratórios do CIAFA, identificando, quando tal for considerado pertinente, uma eventual alternativa. Piloto Automático O Pixhawk é um projeto de hardware que procura providenciar um piloto automático com disponibilidade imediata, elevada qualidade e baixo custo, tendo sido criado para investigações académicas, lazer ou comunidades de desenvolvimento (Auterion, s.d.). Um dos modelos físicos possível de ser utilizado é o Pixhawk 4, que apresenta as dimensões de 44x84x12 mm e uma massa de 15,8 g. Inclui um recetor de GPS (ublox Neo-M8N GPS/GLONASS receiver), um barómetro (MS5611), dois conjuntos Inertial Measurement Unit (IMU), ICM-20689 e BMI055, constituídos, cada um, por um acelerómetro triaxial e um giroscópio de três eixos, e requer uma tensão elétrica entre 4,75 e 5,25 V (Lorenz Meier, 2018a). De notar que, devido ao foco da sua conceção se destinar a investigações de cariz académicas, este sistema conta com uma comunidade bastante desenvolvida e aberta ao público, o que se revela pertinente e útil para o sucesso deste projeto. 18 Visto que as dimensões do componente são um fator crucial para o presente projeto, torna-se ideal a utilização do piloto automático Pixhawk 4 Mini, apresentado na Figura 10, que confere a mesma funcionalidade do modelo anterior, diferindo apenas nas dimensões e conetores do dispositivo. Este novo dispositivo pode ser obtido pelo mesmo preço e mostra-se como a opção ideal para o projeto referido (Lorenz Meier, 2018b). Na compra deste modelo pode ser incluído um conjunto de componentes do mesmo fabricante como o respetivo módulo GPS e a Power Management Board (PMB). Na eventualidade de se querer reduzir o tamanho do modelo, pode ser tido em consideração o Kestrel Autopilot, um piloto automático, atualmente fabricado pela empresa Lockheed Martin (Lockheed Martin Corporation, 2017). Este modelo consegue tirar partido do seu tamanho reduzido, sem sacrificar, de forma alguma, as suas capacidades, integrando todos os sensores de voo e interfaces de comunicação numa plataforma extremamente pequena, comparável com o tamanho de uma moeda (Lockheed Martin Corporation, 2017). Figura 10 - Pixhawk 4 Mini (PX4 Dev Team, 2019) 19 Módulo GPS O módulo GPS presente na Figura 11, associado ao piloto automático Pixhawk 4 Mini, é o Ubox Neo-M8N e inclui, no seu interior, o magnetómetro IST8310 (Holybro, 2018). Computador de Bordo Relativamente ao computador de bordo a ser utilizado neste projeto, podem ser considerados vários modelos como o NVIDIA TX2, o Odroid XU4 ou até o Interl Edison (Droneblog, 2017). Contudo, a capacidade de processamento necessária para o desenvolvimento do controlo cooperativo, a facilidade de acesso ao componente e a utilização em sistemas semelhantes ao pretendido, como no artigo “Design and Development of na Inexpensive Aquatic Swarm Robotics System” (Costa et al., 2016), levou à escolha do Raspberry Pi 3 Model B+. O Raspberry Pi é um computador de baixo custo, de dimensões similares às de um cartão de crédito, que se liga a um monitor ou TV, controlável com um rato e teclado comuns. Este dispositivo permite aprender a programar em linguagens como Scratch e Python. Para além disso, o Raspberry Pi tem a capacidade de interagir com o mundo exterior, podendo ser utilizado para vários projetos, desde máquinas de música, a detetores de pessoas ou até estações meteorológicas (Raspberry Pi, s.d.). Figura 11 - Módulo GPS 26 Interligação entre Componentes As conexões que satisfazem as necessidades do sistema encontram-se descritas no esquema do Anexo A, onde são apresentados, também, os respetivos Pin Outs do piloto automático, visto ser este o elemento que funciona como elo de ligação entre os componentes referidos. É ainda apresentada uma demonstração das conexões feitas no modelo final. Dimensionamento do Sistema A Tabela 1 sintetiza a massa de todos os componentes, o seu consumo quando aplicável, o seu custo e as dimensões dos elementos cujas proporções se apresentam como essenciais para o dimensionamento do modelo. A bateria considerada no desenvolvimento do projeto foi a Lion Power, visto ser a que se encontra atualmente disponível no CIAFA. Tabela 1 - Síntese de Massa e Dimensões dos Equipamentos SISTEMA DIMENSÕES (MM) MASSA (G) CONSUMO (A) CUSTO (€) PX4 MINI (LORENZ MEIER, 2018B) 38x55x15,5 37,8 * 200 GPS (HOLYBRO, 2018) 50 (diâmetro) 31 * PMB N/A 36 * RASPBERRY PI (RASPBERRY PI, S.D.) 85x56x17 41 0,95 35 MOTOR + HÉLICE N/A 78 ** 10 VARIADOR N/A 39 ** 13 BATERIA (GEARBEST, S.D.) 138x37x27 270 N/A 20 SERVO (NETTIGO, S.D.) N/A 9 0,550 4 RC IN N/A 7 * N/A TELEMETRIA N/A 29 * 20 Os valores de consumo marcados com um asterisco (*) não se encontram detalhados na bibliografia dos respetivos sistemas. Assim sendo, optou-se como valor 27 de consumo total destes componentes, sugerido segundo a experiência adquirida dos elementos do CIAFA, 1 A, como referido no ponto 4.6. O valor de consumo marcado com dois asteriscos (**) depende das caraterísticas da aeronave final. Deste modo, este valor vai ser apenas estimado na secção 4.6. Os valores de custo apresentados resultam de uma média dos valores encontrados para a compra destes produtos on-line. 28 29 Capítulo 4 4 Design Conceptual Este capítulo retrata o processo de desenvolvimento do modelo, justifica as opções tomadas e apresenta a aeronave final juntamente com a análise dos valores computacionais de aerodinâmica e estabilidade da mesma. Velocidades Requeridas Para além dos componentes referidos, considerou-se ainda, como requisitos operacionais, que esta aeronave operasse com uma velocidade de cruzeiro de 15 m/s e uma velocidade de perda abaixo dos 9 m/s. É ainda de referir que estas considerações surgiram de uma análise conjunta de valores padrão dos modelos de referência e alguns testes realizados através do programa XFLR5, tendo por base modelos como o referido no ponto 4.5.2. Considerando o processo de construção de uma aeronave um processo iterativo, deve-se ter em conta que os valores finais do projeto podem ser alterados, por forma a cumprir todos os requisitos do sistema de controlo cooperativo. Seleção de Configuração Para determinar o tipo de design estrutural da aeronave, foi utilizado o método Analytic Hierarchy Process (AHP) desenvolvido por Thomas Saaty (2008). O método em questão demonstrou-se bem sucedido no design conceptual de aeronaves (Ferreira, 2019; Franco, 2018; Moreira et al., 2013). Aplicado neste contexto, o AHP pressupõe a comparação de várias configurações de aeronaves, através da atribuição de ponderações a cada parâmetro avaliado. A comparação é feita com base num atributo fixo, que será determinado consoante o critério em questão. Os parâmetros avaliados, considerando o propósito do projeto, foram: Complexidade de Construção e Custo Considerando que o propósito deste projeto é um UAV de rápida construção e baixo custo, atribuiu-se um peso de 30% a este parâmetro. Estando os parâmetros complexidade de construção e custo interligados, numa relação diretamente proporcional, optou-se pela agregação dos dois, num único. 30 Tendo em conta os modelos apresentados, determinou-se que a construção de uma única superfície de sustentação seria cotada com o valor de 10 , a construção de duas superfícies de sustentação teria a cotação de 7,5 e a construção de três superfícies de sustentação seria cotada com 5 . Distinguiu-se, ainda, o modelo V-tail do convencional visto que o primeiro é de construção mais simples que a configuração convencional e, consequentemente, menor custo, foi-lhe atribuído uma cotação de 8,5. Massa Sendo que a massa dos equipamentos para o controlo e missão já está definida, é a variação da massa estrutural que faz aumentar ou diminuir a massa total da aeronave. Como o objetivo do projeto prevê uma aeronave pequena, é relevante optar por soluções leves. Para além disto, é necessário ter em conta que, quanto mais leve for a estrutura, menor será o impulso necessário (𝑇𝑇𝑟𝑟) para sustentar a situação de voo e a respetiva potência necessária (𝑃𝑃𝑟𝑟). Esta diferença acontece, principalmente, a baixas velocidades (nomeadamente nas que se enquadram dentro do conceito deste projeto). A Figura 21 mostra que, para as mesmas condições de voo, e para a mesma aeronave, conforme valores descritos em Airplane Data, a variação do seu peso, representado por W, em lbs, faz com que a curva da potência necessária varie. Assim, para um peso maior, esta curva apresenta valores mais elevados de potência requerida. Um exemplo desta diferença, prende-se na comparação do valor mínimo Figura 21 - Efeito da Massa em 𝑃𝑃𝑟𝑟 (Hurt Jr., 1965) 31 de potência requerida que, para a aeronave com peso superior, é maior e ocorre a velocidade superior. Foi atribuído ao critério massa uma consideração de 30% e estabelecido que todas as estruturas, para além da Asa Voadora, seriam cotadas de 7,5 e que a estrutura mais leve, isto é, a Asa Voadora, seria cotada de 10. Qualidade de Voo – Estabilidade e Controlo Este parâmetro engloba dois níveis diferentes, mas que se relacionam de forma diretamente proporcional: a estabilidade e o controlo. Uma vez que não se consideram caraterísticas de extrema relevância para o sucesso do projeto, este parâmetro apresenta uma significância de 10%. Neste parâmetro valoriza-se a estabilidade estática e dinâmica e o controlo independente para cada eixo (profundidade, pranchamento e direção) de cada configuração. Assim sendo, a designs estruturais que pressupõem controlo independente dos três eixos e mais estáveis, foi atribuída a cotação de 10 e a designs com controlo independente de dois eixos e menos estáveis foi atribuída uma cotação de 7,5. Facilidade de Lançamento Manual Uma vez que a aeronave a desenvolver tem como objetivo principal investigar e desenvolver métodos de controlo cooperativo, prevê-se uma utilização de vários modelos idênticos em simultâneo. Deste modo, o seu processo de lançamento, para além de manual, deverá ser simples e rápido. Sendo que este parâmetro assume, neste sentido, alguma relevância, foi-lhe atribuído um peso de 30%. O critério avalia a capacidade da estrutura em controlar a picada e o pranchamento, aquando do seu lançamento. Assim, modelos com o controlo de profundidade muito próximo do centro de gravidade (como é o caso da Asa Voadora), têm menor controlo de picada. Deste modo, o modelo de Asa Voadora assume o valor de 7, em contrapartida os modelos Convencional e Canard apresentam o valor de 10 e os restantes de 8. 32 Tabela 2 - Analytic Hierarchy Process Parâmetro Peso V-Tail Convencional Canard Três Superfícies Asa Voadora Complexidade de Construção e Custo 30% 8,50 7,50 7,50 5,00 10,00 Massa 30% 7,50 7,50 7,50 7,50 10,00 Qualidade de Voo 10% 10,00 10,00 10,00 10,00 7,50 Facilidade de Lançamento Manual 30% 8,00 10,00 10,00 8,00 7,00 Total 100% 8,20 8,50 8,50 7,15 8,85 A Tabela 2 apresenta uma síntese do supramencionado, por forma a comparar o valor final desta avaliação, concluindo assim que o modelo a ser utilizado para o desenvolvimento deste projeto será o de Asa Voadora. Ponto de Projeto Tendo em consideração que o design estrutural de asa voadora tem apenas duas superfícies de controlo, serão necessários dois servo-motores para efetuar o controlo do modelo. Assim sendo, e utilizando os dados descritos na Tabela 1, a massa total dos componentes eletrónicos é de cerca de 0,6 kg. Considerando, segundo proposta dos elementos do CIAFA, derivado da sua experiência com este tipo de modelos, que a estrutura irá assumir a mesma massa, atinge-se o valor de massa total da aeronave de cerca de 1,2 kg. 33 A estrutura, apesar de simples, terá um corpo central mais reforçado para instalação dos componentes eletrónicos, ao qual estará acoplado o resto da asa voadora. Assim sendo, para efeitos de comparação com o propósito do projeto, foram utilizados apenas os modelos com design estrutural de asa voadora nomeadamente: Parrot Disco, AR. Wing, Skywalker X8, Bullit Evo e DATAHawk Standard. Reforçando alguns requisitos de voo, tem-se como velocidade cruzeiro 15 m/s, e como velocidade de perda 9 m/s. Considera-se, também, o valor de coeficiente de sustentação máximo (𝐶𝐶𝐿𝐿 𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚) e o valor de coeficiente de resistência parasita (𝐶𝐶𝐷𝐷0) de 0,9 e 0,008 respetivamente, valores estes que resultaram de um balanço de várias experiências computacionais no programa XFLR5, como as referidas nas secções 4.4 e 4.5.2 desta dissertação e por último, um alongamento (AR6) entre 2,5 e 3,5 para voar a uma altitude cruzeiro de 1000 ft. Por forma a fundamentar, teoricamente, o ponto de desenvolvimento do projeto, foram avaliados os parâmetros de carga alar e power loading. Estes parâmetros foram calculados de forma analítica, tendo em consideração os requisitos do projeto. No caso da carga alar, os valores obtidos foram comparados com a média dos modelos de referência pertinentes. Carga Alar Analítica A carga alar é obtida através da relação entre o peso da aeronave e a área alar da mesma. Com o intuito de respeitar os requisitos operacionais, procedeu-se à avaliação da carga alar para a velocidade de perda e a carga alar para máxima autonomia, através das equações 4.1 e 4.2 (Corda, 2017). 4.3.1.1 Velocidade de Perda 𝑊𝑊 𝑆𝑆= 1 2𝜌𝜌𝑉𝑉𝑆𝑆2𝐶𝐶𝐿𝐿𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 (4.1) 6 Do inglês Aspect Ratio. 34 4.3.1.2 Máxima Autonomia 𝑊𝑊 𝑆𝑆=1 2𝜌𝜌𝑉𝑉2�3𝐶𝐶𝐷𝐷0 𝑘𝑘 (4.2) Sendo: 𝑊𝑊 = peso da aeronave 𝑆𝑆 = área alar 𝜌𝜌 = massa específica do ar à altitude de cruzeiro 𝑉𝑉𝑆𝑆 = velocidade de perda 𝑉𝑉 = velocidade cruzeiro Foram utilizados, para o cálculo da carga alar para a condição de velocidade de perda, os seguintes valores: massa específica do ar a uma altitude de 1000 ft, (304,5 m) de 1,19 kg/m3; velocidade de perda de 9 m/s e coeficiente de sustentação máximo de 0,9. Através da equação 4.1 obteve-se o valor de carga alar para a velocidade de perda de aproximadamente 43,38 N/m2. Para máxima autonomia considerou-se, para além dos valores já referidos, o valor de k, obtido através da equação 4.3 (Raymer, 1992). 𝑘𝑘= 1 𝜋𝜋𝜋𝜋𝑅𝑅ℯ (4.3) 𝜋𝜋≈3,1415 𝜋𝜋𝑅𝑅 = alongamento ℯ = fator de Oswald 𝜋𝜋𝑅𝑅= 𝑏𝑏2 𝑆𝑆 (4.4) 𝑏𝑏 = envergadura da asa O fator de Oswald pode ser estimado através da equação 4.5 visto que, apesar de o modelo se tratar de uma asa voadora, estima-se a utilização de um ângulo de enflechamento de cerca de 23º (menor que 30º) previstos segundo a comparação dos modelos de referência supramencionados (Böhnke et al., 2011). ℯ= 1,78 (1−0,045𝜋𝜋𝑅𝑅0,68)−0,64 (4.5) 35 Tendo em consideração os modelos de referência utilizados, os mais apropriados para o objetivo do projeto são os supramencionados: Bullit Evo e DataHawk Standard. Comparativamente aos restantes, e para um peso próximo do pretendido, estes têm uma envergadura menor e uma corda maior, resultando num alongamento menor. Desta forma, através de um processo iterativo, caraterístico de um projeto conceptual de aeronaves, e utilizando as simulações computacionais feitas, nesta fase do projeto foi estimada uma asa com 1 m de envergadura e corda média de 0,4 m. Para esta asa, obtém-se um alongamento de 2,5, um fator de Oswald de aproximadamente 0,991 (conforme a equação 4.5) e um parâmetro k de 0,129. Assim, para máxima autonomia, o valor de carga alar obtido segundo a equação 4.2 é aproximadamente 57,85 N/m2. Carga Alar Modelos de Referência Recorrendo às imagens disponíveis dos modelos de referência e tendo em consideração as limitações e os erros associados a este método, foi possível determinar a envergadura e o comprimento das cordas máxima e mínima de cada modelo e por conseguinte, atingir a corda média e calcular a área alar segundo as fórmulas 4.6 e 4.7 (Johnson, 2003). É ainda de referir que os modelos apresentam enflechamento pelo que a utilização da segunda fórmula tem um erro associado. 𝑐𝑐�= 𝑐𝑐 𝑟𝑟 + 𝑐𝑐 𝑡𝑡 2 (4.6) 𝑆𝑆=𝑏𝑏 × 𝑐𝑐 (4.7) Considerando: 𝑐𝑐 = corda média 𝑐𝑐𝑟𝑟 = corda na raiz da asa 𝑐𝑐𝑡𝑡 = corda na ponta da asa Através dos dados obtidos, é possível calcular o valor de carga alar médio dos modelos de referência. 42 • coeficiente de sustentação elevado a três meios sobre coeficiente de resistência (𝐶𝐶𝐿𝐿32 𝐶𝐶𝐷𝐷) versus ângulo de ataque (𝛼𝛼), parâmetro associado à potência mínima necessária para o voo de nível, com o objetivo de determinar o seu valor máximo e respetivo ângulo de ataque. Na Tabela 6 apresentam-se os valores máximos de cada parâmetro, assim como o respetivo ângulo de ataque. Tabela 6 - Valores da Análise em XFLR5 para os 4 Perfis Auto Estáveis Perfis 𝐶𝐶𝐿𝐿 𝑚𝑚𝑎𝑎𝑥𝑥 𝛼𝛼 𝑝𝑝𝑒𝑒𝑟𝑟𝑝𝑝𝑎𝑎 𝐶𝐶𝐿𝐿 𝐶𝐶𝐷𝐷 𝑚𝑚𝑎𝑎𝑥𝑥 𝛼𝛼 𝑝𝑝𝑎𝑎𝑟𝑟𝑎𝑎 𝐶𝐶𝐿𝐿 𝐶𝐶𝐷𝐷 𝑚𝑚𝑎𝑎𝑥𝑥 𝐶𝐶𝐿𝐿 3 2 𝐶𝐶𝐷𝐷 𝑚𝑚𝑎𝑎𝑥𝑥 𝛼𝛼 𝑝𝑝𝑎𝑎𝑟𝑟𝑎𝑎 𝐶𝐶𝐿𝐿 3 2 𝐶𝐶𝐷𝐷 𝑚𝑚𝑎𝑎𝑥𝑥 MH60 1,23 12º 78,39 6º 73,26 8º MH61 1,01 10º 79,41 6º 68,91 6º MH62 1,13 11º 75,50 6º 67,38 7º MH64 1,06 10º 74,80 5º 64,70 7º Através da Figura 23 é possível deduzir que os perfis apresentam um comportamento bastante similar até ao ângulo de ataque de cerca de 6º, onde se começam a notar diferenças acentuadas. O perfil MH60 acaba por atingir valores de 𝐶𝐶𝐿𝐿 mais elevados e um ângulo de ataque de perda (ângulo correspondente ao 𝐶𝐶𝐿𝐿𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚) mais elevado (12º), em comparação com os outros perfis. -0.6 -0.4 -0.2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 1.4 -10 -5 0 5 10 15 20 MH60 MH61 MH62 MH64 𝑪𝑪𝑳𝑳 𝜶𝜶[º] Figura 23 - Coeficiente de sustentação vs alfa para Re=400000 - Perfis Alares 43 Na Figura 24 é possível constatar que o perfil MH60 compreende valores mais elevados de eficiência aerodinâmica, durante um intervalo maior. Apesar da eficiência aerodinâmica máxima mais elevada ser atingida pelo perfil MH61, este não é representativo do comportamento global por parte deste perfil, uma vez que decai rapidamente após o pico. Assim, pode dizer-se que o perfil MH60 é o que apresenta, numa perspetiva global, maiores valores de eficiência aerodinâmica �𝐿𝐿𝐷𝐷�. A Figura 25 apresenta o parâmetro 𝐶𝐶𝐿𝐿32 𝐶𝐶𝐷𝐷 associado à potência necessária para voo de nível. A autonomia máxima de uma aeronave com sistema propulsivo elétrico a hélice, alimentado por baterias, obtém-se quando este parâmetro é máximo (Hepperle, 2012). É o perfil MH60 que apresenta novamente o valor mais elevado deste parâmetro, surgindo a 8º de ângulo de ataque. Figura 24 - 𝑪𝑪𝑳𝑳 𝑪𝑪𝑫𝑫 vs alfa para Re=400000 - Perfis Alares -40 -20 0 20 40 60 80 100 -10 -5 0 5 10 15 20 MH60 MH61 MH62 MH64 𝜶𝜶[º] 𝑪𝑪𝑳𝑳 𝑪𝑪𝑫𝑫 -40 -20 0 20 40 60 80 -10 -5 0 5 10 15 20 MH60 MH61 MH62 MH64 𝑪𝑪𝑳𝑳𝟑𝟑𝟐𝟐 𝑪𝑪𝑫𝑫 𝜶𝜶[º] Figura 25 - Parâmetro 𝑪𝑪𝑳𝑳𝟑𝟑𝟐𝟐 𝑪𝑪𝑫𝑫 vs alfa Re=400000 - Perfis Alares 44 Por todas estas razões, o perfil a utilizar na conceção deste projeto será o MH60. O design estrutural da aeronave prevê, à semelhança dos modelos apresentados, um corpo central com os componentes eletrónicos. Deste modo foi ainda necessário encontrar um perfil alar que fosse espesso o suficiente, capaz de cumprir os requisitos de espaço ocupado por estes componentes. O perfil adotado foi o NACA 0018, um perfil simétrico e com valor máximo de espessura de 18% da corda. Este perfil surgiu por proposta do CIAFA, visto ser um perfil simétrico e simples. Modelo Final Dimensões em XFLR5 Inicialmente, o modelo foi desenhado e analisado no programa XFLR5 com as especificações referidas na Tabela 7. O valor de Offset apresentado refere-se à distância da corda da secção ao eixo do bordo de ataque do centro do modelo. Tabela 7 - Valores de Referência do Modelo Final Distância ao Centro (mm) Corda (mm) Offset (mm) Perfil Alar 0,0 445 0 NACA 0018 94 425 20 NACA 0018 188 400 58 MH60 10,08% 500 300 248 MH60 10,08% Este modelo é constituído por 3 secções de cada lado da asa, em que a primeira destas constitui parte do corpo central, a segunda o local de transição do perfil alar NACA 0018 para o perfil auto estável, e a terceira o componente principal da asa e responsável pela força de sustentação, onde se localizam as superfícies de controlo. Assim, o modelo apresentado tem um AR de 2,65, com área alar aproximada de 0,38 m2, ao que corresponde um valor de carga alar, considerando a aceleração gravítica de 9,81 m/s2, de 30,98 N/m2, como determinado no Ponto de Projeto. 45 A Figura 26 mostra o modelo desenvolvido, em que é possível identificar a variação de perfis alares ao longo da asa e a flecha. O enflechamento apresenta-se como um fator essencial para o controlo de profundidade da aeronave e para a melhoria da sua estabilidade. Neste caso, optouse por uma flecha de 23º, obtida de uma ponderação dos modelos utilizados como referência. O afilamento, contudo, surge com um propósito meramente estético. Análise em XFLR5 - Aerodinâmica Numa primeira abordagem, o modelo foi simulado para condições de sustentação fixa (com o peso definido), com velocidade variável, com variação de ângulo de ataque entre -5º e 20º, em incrementos de 1º. A asa foi modelada em painéis 3D viscosos. Quanto à análise através de painéis 3D, é ainda de referir que o programa se baseia numa interpolação a 2 dimensões (2D) da resistência viscosa, a partir da sustentação local da asa, fazendo com que a estimativa de resistência viscosa seja interpretada, no máximo, como uma ordem de grandeza. Para além disso, o modelo de transição do regime laminar para o turbulento não contempla efeitos de fluxo de ar cruzado, o que provoca uma subestimação dos valores de resistência total e uma sobrestimação de outros valores de desempenho (Deperrois, 2019). Ainda assim, a avaliação foi feita por forma a que o modelo de escoamento fosse o mais próximo possível do real. Figura 26 - Modelo da Aeronave em XFLR5 46 Nesta primeira abordagem, para os valores de velocidade horizontal (𝑉𝑉) e força necessária (𝑇𝑇𝑟𝑟) apresenta-se a Figura 27. Na Figura 27 pode observar-se a variação da força necessária em função da velocidade de voo, sendo que o valor de impulso mínimo necessário para o voo desta aeronave corresponde a uma velocidade de aproximadamente 15,24 m/s. Numa segunda fase, foi utilizado o valor mínimo da apreciação feita, através de sustentação fixa, para a simulação em condições de velocidade fixa (15 m/s). Considerou-se também o peso definido e variação de ângulo de ataque, à semelhança da anterior, entre -5º e 20º, em incrementos de 1º. Nesta segunda simulação foram analisados os coeficientes de sustentação, resistência e momento de picada, guinada e rolamento. A Figura 28 mostra a relação entre o coeficiente de sustentação 𝐶𝐶𝐿𝐿 e o valor de ângulo de ataque 𝛼𝛼 do modelo real segundo o programa XFLR5. A linha de tendência representada nesta figura relaciona os dois parâmetros através da equação 𝑦𝑦 = 0,0522𝑥𝑥 + 0,0277. Assim, pode afirmar-se que a taxa de variação do coeficiente de sustentação com o ângulo de ataque é de 0,0522. 0.00 0.20 0.40 0.60 0.80 1.00 1.20 1.40 1.60 1.80 0 5 10 15 20 25 𝑻𝑻𝒓𝒓[N] 𝑽𝑽[m/s] Figura 27 - Impulso Necessário - XFLR5 47 O coeficiente de sustentação máximo é 1,04, ocorrendo para o ângulo de ataque de 20º. É de salientar que, devido às limitações do programa XFLR5 em escoamentos com ângulos de ataque elevados, nomeadamente, na identificação da separação do escoamento, o valor de coeficiente máximo e respetivo ângulo de ataque são apenas indicativos. A Figura 29 mostra a relação entre o coeficiente de resistência 𝐶𝐶𝐷𝐷 e o coeficiente de sustentação 𝐶𝐶𝐿𝐿. O valor mínimo desta relação corresponde a um coeficiente de resistência de aproximadamente 0,008 (𝐶𝐶𝐷𝐷0). y = 0.0522x + 0.0277 -0.60 -0.40 -0.20 0.00 0.20 0.40 0.60 0.80 1.00 1.20 -10 -5 0 5 10 15 20 25 𝑪𝑪𝑳𝑳 𝜶𝜶[º] Figura 28 - Coeficiente de Sustentação - XFLR5 -0.60 -0.40 -0.20 0.00 0.20 0.40 0.60 0.80 1.00 1.20 0.00 0.02 0.04 0.06 0.08 0.10 0.12 0.14 0.16 𝑪𝑪𝑳𝑳 𝑪𝑪𝑫𝑫 Figura 29 - 𝑪𝑪𝑳𝑳 vs 𝑪𝑪𝑫𝑫 - XFLR5 48 A Figura 30, por sua vez, mostra a relação entre a eficiência aerodinâmica 𝐿𝐿𝐷𝐷, diretamente proporcional à relação entre os coeficientes de sustentação e de resistência do modelo, e o seu ângulo de ataque. A eficiência aerodinâmica máxima ocorre a um 𝛼𝛼 de 4º e corresponde a 16,57. A Figura 31 apresenta a relação entre o parâmetro 𝐶𝐶𝐿𝐿32 𝐶𝐶𝐷𝐷 e o ângulo 𝛼𝛼. Através da análise deste gráfico é possível afirmar que o valor de máxima autonomia do modelo ocorre a um ângulo de ataque de 7,5º. Para este ângulo, o 𝐶𝐶𝐿𝐿 equivale a aproximadamente 0,432. -20.00 -15.00 -10.00 -5.00 0.00 5.00 10.00 15.00 20.00 -10 -5 0 5 10 15 20 25 𝑪𝑪𝑳𝑳 𝑪𝑪𝑫𝑫 𝜶𝜶[º] Figura 30 - Eficiência Aerodinâmica - XFLR5 0.00 1.00 2.00 3.00 4.00 5.00 6.00 7.00 8.00 9.00 10.00 -5 0 5 10 15 20 25 𝑪𝑪𝑳𝑳𝟑𝟑𝟐𝟐 𝑪𝑪𝑫𝑫 𝜶𝜶[º] Figura 31 - Parâmetro 𝑪𝑪𝑳𝑳𝟑𝟑𝟐𝟐 𝑪𝑪𝑫𝑫 vs 𝛼𝛼 - XFLR5 49 Em termos aerodinâmicos, a análise computacional deste modelo pode ser sintetizada destacando os valores de interesse presentes na Tabela 8 e Tabela 9, sendo que a primeira sintetiza a simulação a sustentação fixa e a segunda a simulação a velocidade fixa. Tabela 8 - Resumo de Análise Aerodinâmica do Modelo em XFLR5 - Sustentação Fixa 𝑇𝑇𝑟𝑟𝑚𝑚𝑠𝑠𝑠𝑠 [N] 𝑉𝑉𝑚𝑚 𝑝𝑝𝑎𝑎𝑟𝑟𝑎𝑎 𝑇𝑇𝑟𝑟 𝑚𝑚𝑠𝑠𝑠𝑠 [m/s] 0,72 15,24 Tabela 9 - Resumo de Análise Aerodinâmica do Modelo em XFLR5 - Velocidade Fixa 𝐶𝐶𝐿𝐿𝑚𝑚𝑎𝑎𝑥𝑥 𝛼𝛼 𝑝𝑝𝑎𝑎𝑟𝑟𝑎𝑎 𝐶𝐶𝐿𝐿 𝑚𝑚𝑎𝑎𝑥𝑥 𝐶𝐶𝐿𝐿 𝐶𝐶𝐷𝐷 𝑚𝑚𝑎𝑎𝑥𝑥 𝛼𝛼 𝑝𝑝𝑎𝑎𝑟𝑟𝑎𝑎 𝐶𝐶𝑙𝑙 𝐶𝐶𝐷𝐷 𝑚𝑚𝑎𝑎𝑥𝑥 𝐶𝐶𝐿𝐿 3 2 𝐶𝐶𝐷𝐷𝑚𝑚𝑎𝑎𝑥𝑥 𝛼𝛼 𝑝𝑝𝑎𝑎𝑟𝑟𝑎𝑎 𝐶𝐶𝐿𝐿 3 2 𝐶𝐶𝐷𝐷𝑚𝑚𝑎𝑎𝑥𝑥 𝐶𝐶𝐷𝐷0 1,04 20º 16,57 4º 9,40 7,5º 0,008 Análise em XFLR5 – Estabilidade A análise de estabilidade tomou em consideração a localização do ponto neutro9 (NP), por forma a ser determinado o centro de gravidade (CG) do modelo. No caso de uma asa voadora, o NP é coincidente com o centro aerodinâmico 10 (AC) e localiza-se aproximadamente a 25% da corda média aerodinâmica11 (MAC), que é possível calcular através da equação 4.14 (Vogeltanz, 2016). 𝑀𝑀𝜋𝜋𝐶𝐶=2 𝑆𝑆�𝑐𝑐2𝑝𝑝𝑦𝑦 𝑏𝑏 2 0 (4.14) Sendo: 𝑐𝑐 = corda da secção Visto que este modelo se divide em 3 secções de cada lado da asa, foi utilizada a expressão 4.15, aplicável a asas com forma em trapézio, para determinar, para cada secção, o valor da corda média (Vogeltanz, 2016). 9 Do inglês Neutral Point. 10 Do Inglês Aerodynamic Center, representa o local onde o coeficiente de momento é constante, não variando com o ângulo de ataque (N. Hall, 2015). 11 Do inglês Mean Aerodynamic Chord. 50 𝑐𝑐𝑛𝑛= 2 3×𝑐𝑐𝑛𝑛×� 1 + 𝜆𝜆+𝜆𝜆2 1 + 𝜆𝜆� (4.15) Sendo: 𝑐𝑐𝑛𝑛= corda média na secção n 𝑐𝑐𝑛𝑛= corda em n (início da secção) λ= afilamento 𝜆𝜆= 𝑐𝑐 𝑛𝑛+1 𝑐𝑐𝑛𝑛 (4.16) Sendo: 𝑐𝑐𝑛𝑛+1= corda em n+1 (fim da secção) A MAC pode então ser calculada através da equação 4.17 (Vogeltanz, 2016). 𝑀𝑀𝜋𝜋𝐶𝐶= ∑ 𝑐𝑐  𝑠𝑠 ×𝑆𝑆 𝑛𝑛𝑛𝑛=1,3 ∑𝑆𝑆𝑛𝑛𝑛𝑛=1,3 (4.17) É ainda possível determinar a localização exata desta corda quanto à distância ao centro ao longo da envergadura (y) e distância ao bordo de ataque (x), através das equações 4.18 e 4.19 respetivamente. 𝑌𝑌𝑀𝑀𝑀𝑀𝐶𝐶= ∑𝑦𝑦� 𝑛𝑛 ×𝑆𝑆 𝑠𝑠𝑠𝑠=1,3 ∑𝑆𝑆𝑠𝑠𝑠𝑠=1,3 (4.18) 𝑋𝑋𝑀𝑀𝑀𝑀𝐶𝐶= ∑𝑥𝑥� 𝑛𝑛 ×𝑆𝑆 𝑠𝑠𝑠𝑠=1,3 ∑𝑆𝑆𝑠𝑠𝑠𝑠=1,3 (4.19) Sendo que a posição de cn em cada secção pode ser determinada segundo as equações 4.20 e 4.21 (Vogeltanz, 2016). 𝑦𝑦�𝑛𝑛=𝑦𝑦𝑛𝑛+(𝑦𝑦𝑛𝑛+1−𝑦𝑦𝑛𝑛)×� 1 + 2𝜆𝜆 3 + 3𝜆𝜆� (4.20) 𝑥𝑥𝑛𝑛=𝑥𝑥𝑛𝑛+(𝑥𝑥𝑛𝑛+1−𝑥𝑥𝑛𝑛)×� 1 + 2𝜆𝜆 3+3𝜆𝜆� (4.21) É ainda de salientar que a área de cada secção pode ser calculada através da equação 4.22. 𝑆𝑆𝑛𝑛= 𝑐𝑐 𝑠𝑠+1 +𝑐𝑐 𝑠𝑠 2×�𝑦𝑦𝑠𝑠+1 −𝑦𝑦𝑠𝑠� (4.22) Desta forma, o valor de MAC corresponde à corda do modelo a uma distância de cerca de 0,234 m do centro (𝑌𝑌𝑀𝑀𝑀𝑀𝐶𝐶), que, para o modelo apresentado, é de 0,383 m. 51 Ainda de referir que a MAC localiza-se a uma distância do bordo de ataque de 0,096 m (𝑋𝑋𝑀𝑀𝑀𝑀𝐶𝐶). Visto que é possível determinar uma aproximação da posição de AC em cerca de 25% do valor da MAC, no centro do modelo, a distância do AC ao bordo de ataque é de aproximadamente 0,192 m. A Figura 32 representa todos os pontos supracitados e a sua posição em relação ao modelo, estimando ainda uma possível posição de CG. Torna-se necessário referir que o NP localiza-se no mesmo ponto que o AC, uma vez que a aeronave em questão apresenta uma única superfície de sustentação simétrica. Relativamente aos dados de estabilidade do modelo, estes surgiram das simulações realizadas para obter os coeficientes de momento de picada 𝐶𝐶𝑚𝑚, guinada 𝐶𝐶𝑛𝑛 e rolamento 𝐶𝐶𝑙𝑙 sendo que o primeiro foi medido para a variação de 𝛼𝛼 e os seguintes para a variação de ângulo de guinada (𝛽𝛽). Ao analisar os dados obtidos através da análise de estabilidade, e tendo em especial atenção ao coeficiente de momento de picada, é possível deduzir que a aproximação feita pelo método analítico, que estima a posição do ponto neutro a 25% da MAC, não se aplica para este modelo, visto que a derivada do coeficiente de momento de picada em torno do NP (definido, neste caso visto que coincide com o AC, como o ponto em que o momento de picada não varia com o ângulo de ataque) de 0,192 m, apresenta um valor de 0,0016 como mostra a Figura 33. Assim, foi comparado o NP obtido através do método experimental (XFLR5) e o calculado pelo método analítico. Figura 32 - Asa Voadora e Respetivos Pontos de Interesse (Müller, s.d.) 58 dispor os eletrónicos como desejado e distribuir o seu peso. Este controlo tem bastante relevância no que concerne o lançamento manual do modelo. Neste ponto é possível estimar a posição do CG, em SolidWorks e com uma estimativa de massa da estrutura do modelo, a uma distância de aproximadamente 0,106 m do bordo de ataque, correspondendo a um valor de NP de 20%. Autonomia de Voo Estimada Por forma a estimar, com algum grau de confiança, o consumo total e deduzir uma autonomia máxima, averiguou-se o consumo de cada componente elétrico, recorrendo à informação disponível na bibliografia e à experiência do CIAFA. Sendo que o grupo propulsão funciona como um todo (variador, motor e hélice), foi empregue uma plataforma on-line, comumente utilizada para dimensionar o motor para um tipo de aeronave, denominada de propCalc14 no cálculo dos consumos estimados para este modelo. Considerou-se, nesta estimativa, a massa total da aeronave de 1,20 kg, uma área alar de 38 dm2, uma altitude de voo de 1000 ft Above Sea Level (ASL), a uma temperatura de 25 ºC e uma pressão QNH15 de 1013 hPa. A bateria de 3 células utilizada conta com uma capacidade de 4200 mAh e uma descarga máxima de 85% da mesma, visto ser a mais próxima da apresentada previamente. Entrou, ainda, em linha de conta, o motor SunnySky A2212-1400, com peso e desempenho idêntico ao motor da aeronave Volantex Ranger 757-4, e uma hélice GemFan com 0,203 m de diâmetro e 0,102 m de pitch e uma velocidade de cruzeiro de 54 km/h, correspondendo a 15 m/s. Segundo dados do próprio simulador, a precisão dos valores obtidos é de cerca de 15%. Contudo, confere uma aproximação do consumo esperado para o voo real do modelo. Através dos resultados obtidos pode, então, salientar-se um consumo, por parte do grupo propulsor, de 17450 mA no seu regime máximo de RPM e de 11750 mA no seu ponto de máxima eficiência, recorrendo a uma potência máxima de 194,1 W de entrada e 152,6 W de saída, perfazendo uma eficiência total (por parte do grupo propulsor) de 78,6 %. 14 Esta ferramenta foi criada pela Solutions for All Markus Müller e é uma das opções disponíveis no site https://www.ecalc.ch/. 15 Utilizada como pressão ao nível do mar. 59 Através dos dados obtidos na análise aerodinâmica da aeronave em XFLR5 é possível estimar a potência ao veio (P) para uma razão de subida de 2,6 m/s, como sugerido no Ponto de Projeto, segundo a equação 4.24. 𝑃𝑃= 𝑇𝑇 𝑟𝑟 𝑉𝑉 𝜂𝜂𝑝𝑝 (4.24) Numa atitude de subida uniforme (sem qualquer tipo de aceleração) as equações de movimento caraterizam-se da seguinte forma: 𝐿𝐿=𝑊𝑊𝑐𝑐𝐹𝐹𝑠𝑠𝜃𝜃 (4.25) 𝑇𝑇𝑟𝑟=𝐷𝐷+𝑊𝑊𝑠𝑠𝑒𝑒𝑠𝑠𝜃𝜃 (4.26) Sendo: 𝐿𝐿= força de sustentação 𝐷𝐷= força de resistência Considerando uma subida a 15 m/s, correspondente a 10º de ângulo θ, temse, como valor de L, 11,59 N. 𝐶𝐶𝐿𝐿= 2𝐿𝐿 𝜌𝜌0𝑉𝑉2𝑆𝑆 (4.27) Tendo como valor de densidade ao nível médio das águas do mar 1,225 kg/m3, e através da equação 4.27, é possível obter um valor de coeficiente de sustentação de aproximadamente 0,221. Recorrendo a uma interpolação linear, segundo os valores do gráfico da Figura 29, atinge-se um valor de 𝐶𝐶𝐷𝐷 de 0,0138. Segundo a equação 4.26 o valor de impulso necessário, para uma subida a 15 m/s e 10º de 𝜃𝜃, é de 2,77 N o que corresponde a uma 𝑃𝑃𝑟𝑟 de 41,50 W. Utilizando o valor de eficiência do grupo propulsor de 78,6%, a potência ao veio é de aproximadamente 53 W. Assim, pode dizer-se que, teoricamente, este motor tem potência suficiente para satisfazer os requisitos do modelo final apresentado. Para o computador de bordo, Raspberry Pi 3, prevê-se um consumo máximo de 980 mA (5,1 W), que podem ser fornecidos através de uma ligação direta à saída de telemetria, como representado no Anexo A, ou pode ainda considerar-se a opção de conetar a um dos canais Pulse Width Modulation (PWM) do piloto automático, por forma a consumir energia através do variador (Raspberry Pi Dramble, s.d.). 60 Relativamente aos servos, visto que o seu consumo varia consoante a necessidade de utilização dos mesmos, considera-se uma intensidade média de corrente consumida de 550 mA ao longo de um voo (Nettigo, s.d.). Tendo em conta que foram utilizados, neste projeto, dois servo-motores, a corrente média consumida será de 1100 mA. No que concerne os restantes componentes é estimado, como referido na Tabela 1 e segundo a experiência de utilização deste tipo de eletrónicos no CIAFA, um consumo total de 1000 mA. Assim, o valor da autonomia prevista para este modelo, será calculado através da equação 4.28. 𝜋𝜋𝐴𝐴𝑡𝑡𝐹𝐹𝑠𝑠𝐹𝐹𝑚𝑚𝑠𝑠𝑎𝑎 [ℎ] = 𝐶𝐶𝑎𝑎𝑝𝑝𝑎𝑎𝑐𝑐𝑠𝑠𝑝𝑝𝑎𝑎𝑝𝑝𝑒𝑒 𝑝𝑝𝑎𝑎 𝐵𝐵𝑎𝑎𝑡𝑡𝑒𝑒𝑟𝑟𝑠𝑠𝑎𝑎 [𝑚𝑚𝜋𝜋ℎ] 𝐶𝐶𝐹𝐹𝑟𝑟𝑟𝑟𝑒𝑒𝑠𝑠𝑡𝑡𝑒𝑒 𝐶𝐶𝐹𝐹𝑠𝑠𝑠𝑠𝐴𝐴𝑚𝑚𝑠𝑠𝑝𝑝𝑎𝑎 𝑝𝑝𝑒𝑒𝑙𝑙𝐹𝐹𝑠𝑠 𝐶𝐶𝐹𝐹𝑚𝑚𝑝𝑝𝐹𝐹𝑠𝑠𝑒𝑒𝑠𝑠𝑡𝑡𝑒𝑒𝑠𝑠 [𝑚𝑚𝜋𝜋] (4.28) Atentando que, por motivos de segurança, se deve evitar a descarga total da bateria, considerou-se uma margem de segurança de 15% na autonomia estimada, correspondendo a um valor de carga útil de 3570 mAh. Recorrendo ao valor de corrente típica total dos componentes de 14830 mA, e através da equação 4.28, obtém-se uma autonomia de aproximadamente 14 minutos de voo. Optando por calcular a autonomia para um regime de consumo máximo do grupo propulsor (RPM máximas), tem-se uma corrente de consumo de 20530 mA, correspondendo a uma autonomia de aproximadamente 10 minutos. Por todas estas razões, pode estimar-se que o modelo final, com todos os componentes funcionais, terá uma autonomia de voo entre 10 a 14 minutos. Contudo, na eventualidade de ser possível a utilização da bateria Zeee Power, o consumo de 85% da mesma equivale a uma autonomia de pelo menos 17 minutos, no caso do consumo típico, e 12 minutos no regime de maior esforço, tendo em consideração o aumento de massa de 80 g. 61 Capítulo 5 5 Validação do Modelo O método utilizado para a construção do modelo a ensaiar no túnel aerodinâmico valida o procedimento para o protótipo final, adaptando apenas as medidas e o número e tipo de peças constituintes do corpo central, de cada aeronave. O modelo preparado especificamente para o túnel aerodinâmico foi adaptado do modelo real à escala de 1/1,25, com o intuito de reduzir a envergadura da aeronave. Desta forma, é possível diminuir o grau de incerteza provocado por fatores externos nas extremidades da área de operação do túnel aerodinâmico. A escala referida faz com que este modelo tenha, como especificações estruturais, as referidas na Tabela 10. Tabela 10 - Especificações Modelo Ensaiado em Túnel Aerodinâmico Conceção dos Modelos Nesta secção são descritas as fases de conceção do modelo final e do modelo ensaiado em túnel aerodinâmico, validando o processo de construção através do modelo a ensaiar no túnel. Manufatura Aditiva Após ser desenhado em SolidWorks, os componentes do corpo central foram salvos numa representação triangular, através da conversão dos ficheiros para um formato Stereolitography (STL). A precisão dos documentos é definida variando o desvio e o ângulo dos triângulos que constituem as partes. Distância ao Centro (mm) Corda (mm) Offset (mm) Perfil Alar 0,0 356,0 0,0 NACA 0018 75,0 340,0 16,0 NACA 0018 150,0 320,0 46,7 MH60 10,08% 400,0 240,0 198,7 MH60 10,08% 62 Os componentes foram produzidos na impressora B2X300 da empresa BeeVeryCreative. Dentro de todas as caraterísticas que esta impressora apresenta são de salientar, no âmbito deste projeto, o seu volume de impressão de 300x200x300 mm e a sua capacidade de resolução entre 50 e 300 microns (BEEVERYCREATIVE, s.d.). Foram testadas diferentes configurações de impressão, de forma a que o resultado obtido fosse o mais próximo do desejado possível. As especificações finais estão definidas no Anexo B, resultando dos conhecimentos adquiridos e da experiência desenvolvida a longo deste projeto. Para o modelo final, a caixa central foi dividida em três partes, como representado na Figura 40. É de salientar que os componentes presentes nesta figura se encontram sem suportes, contudo, a impressão destes elementos foi feita como sugere o Anexo B. Os componentes referidos têm uma massa final (sem suportes) e um tempo de produção estimado como referido na Tabela 11. Tabela 11 - Dados de Impressão 3D Componente Massa (sem suportes) Tempo de Produção Bordo de Ataque 73 g 8h55m Peça Central 203 g 15h06m Tampa 92 g 11h18m O corpo central do modelo ensaiado em túnel aerodinâmico foi adaptado com o intuito de poder ser utilizado para acoplar o protótipo ao túnel aerodinâmico. Desta forma, o componente foi dividido em duas partes, sendo a primeira o corpo central, onde se localiza o ponto de fixação do modelo, e a segunda o bordo de ataque. Figura 40 - Componentes do Corpo Central 63 Concluiu-se que as duas partes do corpo central devem ser produzidas separadamente, com o objetivo de melhorar a qualidade de impressão, orientando os dois componentes como sugerem a Figura 41, retirada do software Ultimaker Cura v.4.4 e obtendo os resultados como mostra a Figura 42. Corte em fio quente Relativamente aos segmentos em espuma, o método de construção consiste na utilização da máquina de corte disponível no CIAFA, representada na Figura 43. Esta máquina foi adaptada e melhorada ao longo do projeto, por forma a obter resultados mais próximos do idealizado sendo que a segunda secção (mudança de perfil alar de NACA 0018 para MH60) requer um desempenho considerável por parte do aparelho devido aos seus ângulos acentuados. Figura 41 - Impressão 3D Modelo Ensaiado em Túnel Aerodinâmico Figura 42 - Corpo Central Modelo Ensaiado em Túnel Aerodinâmico 64 No CIAFA, é utilizado o software GMFC PRO16 para preparar as instruções de funcionamento da máquina de corte de fio quente. Neste programa são inseridas todas as informações, por secção do modelo, à semelhança das representadas na Tabela 7, para o modelo final, e Tabela 10, para o modelo do túnel aerodinâmico. A configuração do material utilizado foi adaptada com o intuito de reduzir, ou eliminar por completo, erros de produção associados ao corte do material, uma vez que no protótipo final é necessário montar componentes em espuma com a caixa central obtida por manufatura aditiva. O corte é feito recorrendo a uma fonte de alimentação necessária para aquecer o fio. Esta fonte permite regular a tensão de saída e ajusta a intensidade de corrente em função do circuito, que neste caso corresponde ao fio de corte. A fonte de alimentação utilizada foi a demonstrada na Figura 44 e a intensidade de corrente ao qual foi sujeito o fio, durante os cortes, foi, como representa a figura, de 2,65 A. 16 GMFC Pro é um programa de utilização específica no corte de espuma para fabrico de asas, fuselagens ou outro tipo de formas (GMFC, s.d.). Figura 43 - Máquina de Corte do CIAFA Figura 44 - Fonte de Alimentação Máquina de Corte 65 Colagem Para a montagem do protótipo final, os componentes em espuma e os impressos em PLA são colados com resina epóxi SR1500 com um endurecedor SD2505 (Sicomin Epoxy Systems, 2014) e misturados com micro ballons17 que permitem uma maior maleabilidade na colagem e reforçam ainda o ponto do modelo onde esta acontece. A montagem completa é validada segundo o modelo a ensaiar no túnel aerodinâmico sendo que na Figura 45 é possível comparar o modelo a ensaiar no túnel manufaturado com o modelo previsto em SolidWorks. Modelo Final O modelo final contou com um reforço em balsa no ponto de colagem do GPS, nas extremidades da aeronave, ao longo da asa e da superfície de controlo, e no ponto de colagem entre a componente em espuma do corpo central e a secção seguinte. A bancada do motor foi também reforçada em balsa com o intuito de garantir resistência a vibrações. A estrutura anterior à caixa central foi desgastada, criando entradas de ar, com o propósito de resultar num aumento da eficiência do hélice. Finalmente, foi feita uma perfuração na tampa do corpo central, por forma a colocar a 17Micro ballons são um tipo de esferas ocas, microscópicas, utilizadas como aditivo em vários materiais com o intuito de alterar as suas caraterísticas (3M, 2007). Figura 45 - Modelo Túnel Aerodinâmico Real vs Modulação 3D 66 antena do sistema de telemetria fora da caixa, e duas perfurações na zona inferior do corpo central, habilitando o lançamento manual do modelo. Todas estas modificações podem ser detetadas no modelo final representado na Figura 46. Tempo de Produção e Custo da Estrutura O corte a fio quente da estrutura feita em XPS tem uma duração de cerca de duas horas, utilizando um metro de comprimento da placa do respetivo material. A manufatura aditiva, da qual resulta o corpo central, necessita de cerca de um dia e meio para a sua execução. Contudo, é possível, ao longo do primeiro dia, após o corte dos componentes em XPS, efetuar a colagem das duas meias asas e do corpo central. A construção da bancada do motor, o acoplamento do corpo central em PLA e a respetiva junção com a porção em XPS deve ser feita no segundo dia. O terceiro e quarto dias destinam-se à colagem de cada uma das meias asas. Por sua vez, no quinto dia devem ser instalados os elevons e montado todo o sistema eletrónico do modelo. Assim, pode estimar-se um tempo de produção de cerca de cinco dias. No entanto, no que concerne a manufatura em massa, o tempo de produção é limitado pela manufatura aditiva, uma vez que podem ser colados vários modelos em simultâneo. Relativamente ao custo associado a esta estrutura, é possível afirmar que o mesmo é deveras reduzido, quando comparado com o valor dos eletrónicos, visto que se pode estimar um valor 5 vezes inferior entre o custo da estrutura e o custo do Figura 46 - Modelo Final 67 conjunto do piloto automático. Através de um balanço do mercado on-line, estima-se um consumo máximo de 35 € de PLA e 5 € de XPS. Procedimento Experimental De forma a obter condições de semelhança dinâmica, a velocidade do escoamento para o ensaio experimental no túnel aerodinâmico, encontra-se a partir da igualdade dos números de Reynolds para as duas situações distintas, como demonstra a equação 5.1. 𝑅𝑅𝑒𝑒 𝑚𝑚𝐹𝐹𝑝𝑝𝑒𝑒𝑙𝑙𝐹𝐹 𝑟𝑟𝑒𝑒𝑎𝑎𝑙𝑙 =𝑅𝑅𝑒𝑒 𝑚𝑚𝐹𝐹𝑝𝑝𝑒𝑒𝑙𝑙𝐹𝐹 𝑡𝑡ú𝑠𝑠𝑒𝑒𝑙𝑙 (5.1) Considerando o mesmo valor para a viscosidade cinemática para as duas situações, sendo que é bastante próximo, e utilizando as equações 4.13 e 5.1, é possível deduzir a equação 5.2 que relaciona as velocidades e as respetivas cordas aerodinâmicas. 𝑉𝑉 𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑙𝑙𝑚𝑚 𝑟𝑟𝑚𝑚𝑚𝑚𝑙𝑙 ×𝑀𝑀𝜋𝜋𝐶𝐶 𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑙𝑙𝑚𝑚 𝑟𝑟𝑚𝑚𝑚𝑚𝑙𝑙 =𝑉𝑉 𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑙𝑙𝑚𝑚 𝑡𝑡ú𝑛𝑛𝑚𝑚𝑙𝑙 ×𝑀𝑀𝜋𝜋𝐶𝐶 𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑙𝑙𝑚𝑚 𝑡𝑡ú𝑛𝑛𝑚𝑚𝑙𝑙 (5.2) Para uma velocidade de cruzeiro da aeronave final de 15 m/s, a análise do modelo do túnel aerodinâmico deve ser feita a uma velocidade de 18,77 m/s, visto que o valor de MAC do modelo reduzido é de 0,306 m, calculado segundo a equação 4.14. O modelo de teste foi avaliado no túnel aerodinâmico do CIAFA através da medição de forças e momentos feita pela balança do mesmo, segundo o sistema de eixos referido na Figura 47. Figura 47 - Sistema de Eixos do Túnel Aerodinâmico 74 a aproximadamente 0,145 m para o modelo do túnel aerodinâmico. Considerando que a derivada do coeficiente de momento de picada, para estes valores, corresponde a 0,0003 e -0,0006, respetivamente, é possível deduzir que a aproximação feita pelos métodos referidos não se aplica. Deste modo, foi comparado o NP obtido através dos dois métodos experimentais (XFLR5 e túnel aerodinâmico) e o método analítico. Relativamente à análise feita em túnel aerodinâmico, é possível deduzir o coeficiente de momento de picada para várias posições possíveis do CG. Este foi testado para 0,145 m, 0,144 m, 0,150 m e 0,154 m de distância ao bordo de ataque. Considerando que a separação do escoamento influencia a medição do momento a ângulos de ataque elevados e ângulos de ataque diminutos, o gráfico da Figura 55 foi reduzido por forma a analisar os respetivos valores entre 0º e 15º de α. -0.06 -0.05 -0.04 -0.03 -0.02 -0.01 0 0.01 -20 -15 -10 -5 0 5 10 15 20 25 0,154 0,150 0,144 0,145 𝑪𝑪𝒎𝒎 𝜶𝜶[º] m m m m Figura 55 - Coeficiente de Momento de Picada - Túnel Aerodinâmico 75 O valor do NP para o modelo referido, através da análise das linhas de tendência e respetivas equações, na Figura 56, será de 0,150 m, ao qual equivale a linha de tendência em que a derivada do coeficiente de momento de picada por alfa é mais próxima do valor nulo, correspondendo a −5 × 𝑒𝑒−05. Tomando por princípio, que as aproximações feitas em túnel aerodinâmico assemelham-se ao regime de voo real da aeronave, é possível determinar que o NP a ser considerado na análise deste modelo deve ser localizado a uma distância de 0,150 m do bordo de ataque, na raiz da asa, ou seja, aproximadamente 23,83% da MAC do modelo de túnel. Assim, o CG do modelo de túnel aerodinâmico pode variar de uma distância ao bordo de ataque entre 0,134 m e 0,088 m, o que equivale a uma ME de aproximadamente 5% e 20%, respetivamente. Optou-se por colocar o centro de gravidade a 0,088 m do bordo de ataque com uma margem estática de 20%. Reforçando os valores para o modelo real, estes correspondem a 0,383 m para o valor de MAC, 0,188 m para o valor de NP e 0,110 m para o valor de CG, sendo que estes dois últimos se referem à distância ao bordo de ataque. y = 0.0003x - 0.0107 y = -5E-05x - 0.0123 y = -0.0007x - 0.015 y = -0.0006x - 0.0146 -0.03 -0.025 -0.02 -0.015 -0.01 -0.005 0 0 5 10 15 20 0,154 0,150 0,144 0,145 𝑪𝑪𝒎𝒎 𝜶𝜶[º] m m m m Figura 56 - Coeficiente de Momento de Picada Reduzido - Túnel Aerodinâmico 76 A Figura 57 mostra a variação do coeficiente de momento de picada (𝐶𝐶𝑚𝑚), calculado em torno do valor de CG ao longo do ângulo de ataque. Nesta figura é possível identificar uma linha de tendência cuja derivada de coeficiente de momento de picada 𝜕𝜕𝐶𝐶𝑚𝑚𝐶𝐶𝐶𝐶 𝜕𝜕𝛼𝛼 corresponde a um valor de -0,0069. Este valor surge como cerca de 1,5 vezes inferior ao estimado computacionalmente na Figura 34. Os dados disponibilizados pela balança do túnel aerodinâmico são referentes ao eixo do túnel, isto é, ao efetuar um teste cuja a variação se dá ao longo do ângulo 𝛽𝛽, os valores obtidos não são relativamente ao referencial do modelo mas sim segundo o eixo representado na Figura 47. Assim sendo, foi utilizada uma matriz de rotação por forma a transformar os valores dos coeficientes de momento de rolamento e de guinada obtidos, segundo o referencial de estabilidade do modelo. Inicialmente foi feita uma rotação para o ângulo 𝛽𝛽 utilizando a matriz A. 𝜋𝜋=� 𝑐𝑐𝐹𝐹𝑠𝑠𝛽𝛽 −𝑠𝑠𝑒𝑒𝑠𝑠𝛽𝛽 0 𝑠𝑠𝑒𝑒𝑠𝑠𝛽𝛽 𝑐𝑐𝐹𝐹𝑠𝑠𝛽𝛽 0 0 0 1� (5.3) Posteriormente foi executada uma rotação para o ângulo 𝛼𝛼 através da matriz B. 𝐵𝐵=�𝑐𝑐𝐹𝐹𝑠𝑠𝛼𝛼 0−𝑠𝑠𝑒𝑒𝑠𝑠𝛼𝛼 0 1 0 𝑠𝑠𝑒𝑒𝑠𝑠𝛼𝛼 0𝑐𝑐𝐹𝐹𝑠𝑠𝛼𝛼� (5.4) De uma forma genérica, é então possível transpor os valores obtidos segundo o eixo tridimensional do sistema, pelo túnel aerodinâmico, para o eixo de estabilidade do modelo utilizando a matriz 5.5. y = -0.0069x - 0.0409 -0.25 -0.2 -0.15 -0.1 -0.05 0 0.05 0.1 -20.00 -15.00 -10.00 -5.00 0.00 5.00 10.00 15.00 20.00 25.00 𝑪𝑪𝒎𝒎 𝜶𝜶[º] Figura 57 - Coeficiente de Momento de Picada - Túnel Aerodinâmico 77 𝐵𝐵×𝜋𝜋=� 𝑐𝑐𝐹𝐹𝑠𝑠𝛽𝛽×𝑐𝑐𝐹𝐹𝑠𝑠𝛼𝛼 −𝑠𝑠𝑒𝑒𝑠𝑠𝛽𝛽×𝑐𝑐𝐹𝐹𝑠𝑠𝛼𝛼 −𝑠𝑠𝑒𝑒𝑠𝑠𝛼𝛼 𝑠𝑠𝑒𝑒𝑠𝑠𝛽𝛽𝑐𝑐𝐹𝐹𝑠𝑠𝛽𝛽 0 𝑐𝑐𝐹𝐹𝑠𝑠𝛽𝛽×𝑠𝑠𝑒𝑒𝑠𝑠𝛼𝛼 −𝑠𝑠𝑒𝑒𝑠𝑠𝛽𝛽×𝑠𝑠𝑒𝑒𝑠𝑠𝛼𝛼 𝑐𝑐𝐹𝐹𝑠𝑠𝛼𝛼� (5.5) Considerando que se pretende obter os valores de coeficiente de momento de guinada e rolamento, esta matriz deve ser utilizada em multiplicação com o vetor �𝐶𝐶𝑙𝑙 𝐶𝐶𝑚𝑚 𝐶𝐶𝑛𝑛� visto que, segundo o sistema de eixos utilizado: • o 𝐶𝐶𝑙𝑙 corresponde ao coeficiente de momento em 𝑥𝑥; • o 𝐶𝐶𝑚𝑚 corresponde ao coeficiente de momento em 𝑦𝑦; • o 𝐶𝐶𝑛𝑛 corresponde ao coeficiente de momento em 𝑧𝑧. Apesar de terem sido feitos dois testes distintos relativamente à variação do ângulo 𝛽𝛽, estes surgiram com o mesmo intuito: o de avaliar a estabilidade em relação ao momento de guinada e de rolamento da aeronave. Todavia, o aumento de ângulo de ataque (de 4º para 15º) evidencia duas situações de voo distintas, permitindo verificar se a resposta da aeronave se mantém ao longo do voo e se o ângulo de ataque elevado tem alguma influência na estabilidade lateral e direcional do modelo. A Figura 58 mostra a relação entre o coeficiente de momento de guinada em função de 𝛽𝛽 para ângulos de ataque de 4º e 15º. O valor das derivadas dos coeficientes de momento de guinada segundo 𝛽𝛽, para 4º ou 15º, é de 0,0002. Em comparação com a análise prevista no ponto 4.5.3 esperava-se um aumento da estabilidade, com o aumento do ângulo de ataque, o que não ocorreu no túnel aerodinâmico. y = 0.0002x + 0.0009 y = 0.0002x + 0.0031 -0.0040 -0.0020 0.0000 0.0020 0.0040 0.0060 0.0080 -25 -20 -15 -10 -5 0 5 10 15 20 25 alfa 4º alfa 15º 𝑪𝑪𝒏𝒏 𝜷𝜷[º] 𝛼𝛼=4º 𝛼𝛼= 15º Figura 58 - Coeficiente de Momento de Guinada - Túnel Aerodinâmico 78 Não obstante ao referido, os valores obtidos podem ser comparados com os computacionais sendo que para 𝛼𝛼 de 4º o valor é igual ao previsto e para 𝛼𝛼 de 15º é 10,5 vezes inferior ao previsto. Considerando que o valor do coeficiente de momento de guinada é positivo, esta aeronave apresenta estabilidade estática direcional. A Figura 59 representa a relação entre o coeficiente de momento de rolamento e o ângulo de variação 𝛽𝛽 para os ângulos de ataque de 4º e 15º. A derivada de estabilidade lateral é influenciada positivamente com o incremento do ângulo de ataque, visto que este fenómeno aumenta a taxa de variação da variável correspondente. Comparando com os valores previstos, para 𝛼𝛼 de 4º o módulo do valor do ensaio em túnel varia em 1,4 vezes ao esperado e para 𝛼𝛼 de 15º foi 1,65 vezes inferior ao previsto. Contudo o aumento de estabilidade com o ângulo de ataque aconteceu numa proporção semelhante ao esperado, sendo que o previsto era de 2,92 vezes e o obtido foi 2,56 vezes. A análise de estabilidade à qual se pode sujeitar o modelo, no túnel aerodinâmico, é meramente estática, à semelhança da que foi executada no ponto 4.5.3 através do programa XFLR5. Desta forma, os dados do túnel analisados e comparados com os computacionais, mostram que a aeronave cumpre com os requisitos propostos, sendo considerada estável nos três eixos de rotação. Para além disto, é ainda de referir que o valor da velocidade de cruzeiro foi adaptada para 13,11 m/s e que a velocidade de perda, tendo em conta as limitações dos testes realizados, estima-se que aconteça a uma velocidade de 8 m/s. É ainda relevante mencionar que o valor da potência necessária para uma razão de subida de 2,60 m/s, a uma velocidade de 13,11 m/s, é de 40,16 W. Figura 59 - Coeficiente de Momento de Rolamento - Túnel Aerodinâmico y = -0.0023x + 0.0038 y = -0.0009x + 0.0036 -0.060 -0.040 -0.020 0.000 0.020 0.040 0.060 -25 -20 -15 -10 -5 0 5 10 15 20 25 alfa 15º alfa 4º 𝑪𝑪𝒍𝒍 𝜷𝜷[º] 𝛼𝛼=15º 𝛼𝛼= 4º 79 Capítulo 6 6 Programação do Modelo e Ensaios em Voo Neste capítulo descreve-se a programação do piloto automático e os ensaios em voo com o protótipo final. É de salientar que, a massa do modelo final, medida previamente ao voo, sem o computador de bordo, é de cerca de 1,5 kg visto que este incluiu um reforço em fita adesiva (cerca de 200 g) e duas derivas, em balsa, na ponta das asas. Configuração do Piloto Automático O firmware instalado no Pixhawk 4 Mini foi a versão estável 1.10.1 lançada por Lorenz Meier (2020). Para tal, foi utilizado, como GCS, o software QGroundControl. A configuração inicial do piloto automático pressupôs a seleção das caraterísticas de airframe de Generic Flying Wing. Esta prevê a conexão do servo do elevon esquerdo ao canal 1, direito ao canal 2 e do variador ao canal 4, como mostra o esquema elétrico do Anexo A (PX4 Dev Team, 2020a). Seguidamente, procedeu-se à calibração do rádio comando, para tal foi necessário conectar os cinco primeiros canais do recetor RC ao PPM Encoder, como mostra o esquema do Anexo A. O RC foi configurado segundo o modo 2 que relaciona o stick da esquerda com throttle e guinada e o stick da direita com rolamento e picada. Visto que este modelo não tem controlo de guinada, a conexão associada pode ser, se necessário, posteriormente desligada. Tornou-se ainda imprescindível escolher um controlador para o canal cinco, destacado como seletor de modos de voo. Neste modelo de rádio comando, optou-se pelo seletor E. Os modos de voo utilizados no decorrer dos ensaios foram os de manual e estabilização. O primeiro modo pressupõe o controlo direto das superfícies da aeronave através de inputs do piloto. O segundo modo, por sua vez, é semiautomático, pelo que o piloto automático mantém o voo de nível e as informações do controlo remoto processam-se como controlo de ângulo (para o pranchamento e picada) e taxa de variação (para o caso do throttle) (PX4 Dev Team, 2020d). 80 Ulteriormente, a calibração dos sensores foi realizada, sendo que esta requeria o sensor de bússola, giroscópio, acelerómetro e de velocidade do ar. Por forma a ser possível avançar este ponto, sem a necessidade de configurar um sensor de velocidade do ar, visto não estar prevista a sua utilização, tornou-se necessário alterar o parâmetro FW_ARSP_MODE para o valor de 1 (desativado). Sistemas de Segurança Após serem configurados os modos de voo manual (com o seletor mais próximo do piloto) e estabilização (com o seletor em qualquer outra posição), foram definidos os sistemas de segurança para o voo. Estes sistemas surgem essencialmente da necessidade de salvaguardar o espaço aéreo a ser utilizado visto que este se localiza num espaço com atividade aérea militar. Foram estabelecidos os seguintes sistemas de segurança: • A perda de conexão RC por 0,5 segundos ativa o modo de retorno (return mode) do piloto automático. Este foi configurado para conduzir a aeronave a fazer loiter (círculo em volta de um ponto definido com um raio, velocidade ou turn-rate específico), localizado no rally point durante 120 segundos e, na circunstância de não ser possível reestabelecer a comunicação, o modelo procede para a aterragem programada no planeamento da missão; • Os níveis de bateria de 35%, 7% e 5% emitem um aviso através da GCS; • A perda de comunicação de telemetria não provoca qualquer tipo de efeito visto que o registo do voo está programado para ser feito no próprio piloto automático. É de salientar que, na eventualidade de se perder a conexão de telemetria, a informação relativa ao consumo de bateria passa a estar indisponível, pelo que a continuação desta condição deve ser procedida de uma aterragem manual; • A rutura da vedação geográfica estabelecida através de um cilindro de 300 m de raio (centrado no local do lançamento) e 300 m de altitude (considerando a posição de descolagem como referência) ativa o modo de retorno estabelecido como o referido anteriormente; • A perda de sinal GPS, caso o modelo consiga obter uma estimativa de altitude, encaminha o piloto automático a entrar em modo de altitude 81 (altitude mode). Na eventualidade de tal não ocorrer, o modelo recorre ao modo de estabilização. Para configurar este ponto foi necessário configurar o parâmetro COM_POSTCL_NAVL como 0. • 2 segundos após a aterragem ser identificada pelo piloto automático, o modelo procede ao desarme do motor e dos servos, impossibilitando o seu movimento, até que sejam novamente ativados, por questões de segurança. A Tabela 12 representa uma síntese do referido anteriormente. Tabela 12 - Síntese dos Sistemas de Segurança COMPONENTE AÇÃO CONSIDERAÇÕES BATERIA AVISO 5%, 7%, 35% RC MODO RETORNO Após 0,5 segundos sem conexão, loiter rally point por 120 s, aterragem conforme missão TELEMETRIA N/A N/A GEOFENCE MODO RETORNO Cilindro de 300 m de raio por 300 m de altura GPS MODO ALTITUDE MODO ESTABILIZAÇÃO N/A Plano de Voo O plano de voo autónomo, representado na Figura 60, prevê um lançamento, um ponto de descolagem, um ponto de loiter por tempo indefinido (delimitado com um raio de 50 m e uma altitude de 20 m) correspondente ao ponto 3, e uma aterragem definida com um ângulo de descida de cerca de 12º. Foi ainda colocado um rally point junto da zona de aterragem, a uma altitude de 20 m, com o objetivo de marcar o ponto central de loiter em caso de ativação do modo de retorno. Ainda que o propósito da prova de conceito esteja associado à avaliação da condição geral do modelo em voo, 82 dado que a plataforma descola num modo semiautomático, foi necessário proceder às configurações de segurança referidas anteriormente. Ensaios em Voo Pré-voo Previamente à realização dos ensaios em voo, e com o intuito de obter maior estabilidade direcional na aeronave, foram coladas, nas pontas da asa, duas derivas com design semelhante ao modelo de asa voadora presente no CIAFA. O modelo foi ainda reforçado com fita adesiva nas zonas de maior impacto e sensibilidade, como é possível identificar na Figura 61. Figura 61 - Modelo Final 3 Figura 60 - Plano de Voo 83 Foi ainda analisado o CG do modelo final através do método prático do pêndulo, traçando uma linha reta desde o ponto de suspensão do modelo (em cada ponta da asa) até ao centro. O ponto de interseção das retas marca o CG. Precedentemente a cada voo realizaram-se testes de controlo, verificando, em modo manual, o controlo entre RC e modelo; em modo estabilização, a compensação automática por parte do modelo; e, por fim, o controlo de aceleração entre o RC e a resposta do motor. É de salientar, neste último ponto, que os lançamentos foram efetuados com o motor em rotação visto que o tempo de resposta do mesmo, ao partir sem movimento, não era suficiente para a propulsão necessária no momento do lançamento. Ensaios em Voo No decorrer dos voos não foi possível instaurar o regime totalmente autónomo devido ao facto de que a primeira experiência com o modo de missão provocou uma aterragem forçada. Para além disso, as condições de voo, a falta de baterias carregadas, o tempo limitado para a realização dos voos e a inexperiência com a plataforma levou à falta de confiança para este modo. É ainda de referir que o firmware carregado no piloto automático não prevê um modo de Autotune, ao contrário de outros como o Arduplane, pelo que a configuração dos ganhos dos controladores do modelo deve ser feita manualmente (ArduPilot Dev Team, 2019b, 2019a; PX4 Dev Team, 2020c). Relativamente ao modo manual, visto que este transporta a responsabilidade total da compensação do modelo para o piloto, optou-se por não recorrer à sua utilização, uma vez que o momento de transição entre modos se revelava crítico para a segurança de voo. Deste modo, após o lançamento manual, representado à esquerda na Figura 62, a aeronave realizou alguns circuitos, como mostra a trajetória do modelo na Figura 62, com o intuito de registar as propriedades do voo em linha de voo, com 180º de desfasamento. 90 detalhadamente este ponto, assim como configurar de modo mais minucioso os controladores supramencionados. De modo a poder concluir a configuração para voo totalmente automático (sem qualquer tipo de inputs de rádio comando) recomenda-se a configuração, no plano de voo, do modo Altitude Hold para ajuste dos parâmetros de controlo de voo do eixo longitudinal. Note-se que neste caso, o piloto automático irá comandar a deflexão das superfícies de voo, de modo a seguir uma dada referência de altitude. Caso a aeronave apresente um comportamento estável, após ajuste dos controladores, poderá ser testado o modo totalmente automático de voo. 91 Capítulo 7 7 Conclusões Esta dissertação apresenta o projeto, validação, construção e demonstração preliminar de voo de um veículo aéreo, desenvolvido através de processos simples, rápidos e não dispendiosos. O trabalho desenvolvido visa contribuir para a implementação de uma aeronave que satisfaça, em primeira instância, os requisitos de arquitetura para ensaios de controlo cooperativo no âmbito das atividades de I&D do CIAFA. Desta forma, a presente dissertação expõe um modelo de aeronave proposto e validado segundo uma análise teórica, computacional com base no XFLR5, experimental através do túnel aerodinâmico e prática através dos ensaios em voo, integrado no plano de I&D do CIAFA. O modelo final possui um componente central, de maior resistência, para instalação dos equipamentos eletrónicos, por sua vez mais dispendiosos, utilizando processos de manufatura aditiva de baixo custo e de pouca especialização e engloba ainda uma estrutura de peso reduzido em XPS. É possível concluir que o custo de construção é significativamente reduzido, cerca de 40 €, quando comparado com o custo dos componentes eletrónicos referidos, visto que, segundo um estudo geral do mercado on-line, o valor estimado para o custo dos componentes é de cerca de 306 €. Assim, estima-se um custo total do modelo aproximado de 350 €. A estimativa de tempo de produção do modelo final, considerando o tempo de colagem dos componentes, é de cerca de cinco dias. Por sua vez, visto que o maior tempo de paralisação se compreende no período de colagens, é possível fabricar várias aeronaves em simultâneo, sendo que a única limitação está relacionada com o processo de manufatura aditiva. Por todas estas razões, evidencia-se que os objetivos propostos para esta dissertação foram cumpridos. Do modelo final teórico podem salientar-se as seguintes caraterísticas: • Envergadura: 1 m • MAC: 0,383 m • Perfis: auto estável MH60 e NACA 0018 • AR: 2,65 92 • Área alar: 0,38 m2 • Carga alar: 30,98 N/m2 • Peso à descolagem: 1,2 kg • Velocidade de cruzeiro: 13,11 m/s • Velocidade de perda: 8 m/s • Autonomia de voo estimada: superior a 10 minutos Visto que a estrutura engloba um corpo central feito por manufatura aditiva, a sua manipulação, através de qualquer tipo de software CAD, oferece grandes vantagens, considerando que poderá ser adaptado aos requisitos dos próximos projetos. Estes devem, futuramente, incluir no desenho 3D do corpo central, as perfurações feitas durante a construção do modelo final, tanto para o manuseio e lançamento do modelo, como para a antena do sistema de telemetria. Relativamente ao modo autónomo do modelo, será necessário concluir o ajuste dos controladores do piloto automático, em condições meteorológicas favoráveis, tomando como ponto de partida os parâmetros aplicados neste projeto, para o rolamento. Quanto ao ajuste da picada do modelo, deve ser utilizado o modo de altitude, por forma a compreender e adaptar os controladores no modo longitudinal do modelo. Após conclusão da configuração de voo automático, deverá ser instalado o computador de bordo Raspberry Pi 3 Model B+, de acordo com a arquitetura indicada nesta dissertação, adaptando os sensores necessários para futuros estudos na área de controlo cooperativo. É ainda de salientar a necessidade de adquirir e instalar, logo que possível, um sensor de velocidade ar, para caraterização do modelo em ensaios em voo e, posteriormente, controlo da plataforma. Deve também ser considerado um sensor ou método de monitorização das RPM do motor, sendo que este requisito será exclusivo para caraterização do modelo em ensaios em voo. Tendo em conta os projetos a desenvolver, deve considerar-se o possível aprimoramento do modelo por forma a obter melhores valores de autonomia, uma adaptação do grupo propulsor de modo a tirar o maior partido do design estrutural de asa voadora, a experimentação de novas configurações de impressão por forma a reduzir o peso do componente central, mantendo a rigidez desejada e o tempo de impressão, ou até uma diminuição do tamanho do modelo, adotando as alternativas propostas. 93 Bibliografia 3A Composites GmbH. (2011). Kapa line Product Datasheet. 08, 2. 3M. (2007). 3M TM Glass Bubbles K Series S Series. AeroVironment. (2019a). RAVEN® RQ-11B. https://doi.org/10.1016/B978-0-32355512-8.00048-X AeroVironment. (2019b). UAS: RQ-11B Raven®. https://www.avinc.com/uas/view/raven Air Force Technology. (n.d.). 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Retrieved September 10, 2019, from https://www.raspberrypi.org/help/whatis-a-raspberry-pi/ B-1 Anexo B – Guia de Construção do Modelo Final Especificações Impressora 3D Espessura da Parede 0,8 mm Altura da Linha 0,2 mm Infill – tipo Triângulos Infill % 10 Tabela B-1 - Especificações Impressora 3D Figura B-1 -Componentes do Corpo Central com Suportes C-1 Anexo C – Ensaio de Erro 𝜶𝜶 [º] 𝑪𝑪𝒎𝒎 𝑪𝑪 𝒎𝒎 braço 𝑪𝑪𝑫𝑫 𝑪𝑪𝑫𝑫 braço -15 -0,0262 -0,0717 -0,1524 -0,0827 -14 -0,0337 -0,0698 -0,1408 -0,0811 -13 -0,0418 -0,0704 -0,1305 -0,0809 -12 -0,0486 -0,0704 -0,1210 -0,0799 -11 -0,0549 -0,0710 -0,1118 -0,0797 -10 -0,0592 -0,0710 -0,1061 -0,0795 -9 -0,0648 -0,0710 -0,1019 -0,0785 -8 -0,0698 -0,0710 -0,0988 -0,0785 -7 -0,0736 -0,0704 -0,0958 -0,0776 -6 -0,0785 -0,0704 -0,0935 -0,0770 -5 -0,0829 -0,0698 -0,0916 -0,0764 -4 -0,0867 -0,0698 -0,0901 -0,0762 -3 -0,0898 -0,0704 -0,0881 -0,0766 -2 -0,0941 -0,0704 -0,0874 -0,0762 -1 -0,0985 -0,0698 -0,0872 -0,0756 0 -0,1016 -0,0691 -0,0866 -0,0752 1 -0,1054 -0,0704 -0,0878 -0,0756 2 -0,1103 -0,0698 -0,0891 -0,0754 3 -0,1128 -0,0685 -0,0901 -0,0750 4 -0,1178 -0,0691 -0,0927 -0,0752 5 -0,1203 -0,0691 -0,0946 -0,0758 6 -0,1247 -0,0678 -0,0977 -0,0750 7 -0,1290 -0,0698 -0,1011 -0,0762 8 -0,1328 -0,0685 -0,1051 -0,0760 9 -0,1378 -0,0678 -0,1099 -0,0758 10 -0,1434 -0,0678 -0,1151 -0,0762 11 -0,1471 -0,0691 -0,1200 -0,0768 12 -0,1521 -0,0685 -0,1263 -0,0772 13 -0,1571 -0,0698 -0,1328 -0,0784 14 -0,1621 -0,0691 -0,1399 -0,0782 15 -0,1677 -0,0698 -0,1473 -0,0789 16 -0,1727 -0,0698 -0,1557 -0,0793 17 -0,1777 -0,0698 -0,1639 -0,0801 18 -0,1833 -0,0704 -0,1732 -0,0809 19 -0,1920 -0,0698 -0,1845 -0,0815 20 -0,2032 -0,0698 -0,1982 -0,0823 21 -0,2132 -0,0698 -0,2129 -0,0831 D-1 Anexo D – Ensaios Túnel Aerodinâmico Valores do Ensaio - Variação de Alfa S 0,24 m2 𝜷𝜷 = 0 T 289,75 K V 18,77 m/s R 287,00 J/K.kg Pressão 1022,40 hPa MAC 0,31 m 𝜌𝜌 1,23 kg/m3 b 0,80 m Nº Ensaio 𝜶𝜶 [º] 𝑭𝑭 𝒙𝒙 [N] 𝑭𝑭 𝒚𝒚 [N] 𝑭𝑭 𝒛𝒛 [N] 𝑴𝑴 𝒙𝒙 [Nm] 𝑴𝑴 𝒀𝒀 [Nm] 𝑴𝑴 𝒛𝒛 [Nm] 1 -15,00 -7,99 -0,32 19,37 0,07 -0,42 0,03 2 -14,00 -7,38 -0,30 17,45 0,08 -0,54 0,03 3 -13,00 -6,84 -0,28 15,84 0,08 -0,67 0,04 4 -12,00 -6,34 -0,24 14,06 0,06 -0,78 0,04 5 -11,00 -5,86 -0,24 12,22 0,08 -0,88 0,04 6 -10,00 -5,56 -0,24 10,42 0,08 -0,95 0,04 7 -9,00 -5,34 -0,22 8,62 0,08 -1,04 0,04 8 -8,00 -5,18 -0,22 6,89 0,08 -1,12 0,04 9 -7,00 -5,02 -0,22 5,09 0,09 -1,18 0,04 10 -6,00 -4,90 -0,19 3,38 0,09 -1,26 0,04 11 -5,00 -4,80 -0,17 1,65 0,09 -1,33 0,04 12 -4,00 -4,72 -0,18 -0,10 0,11 -1,39 0,04 13 -3,00 -4,62 -0,21 -1,88 0,13 -1,44 0,04 14 -2,00 -4,58 -0,20 -3,63 0,14 -1,51 0,04 15 -1,00 -4,57 -0,19 -5,41 0,15 -1,58 0,04 16 0,00 -4,54 -0,17 -7,12 0,15 -1,63 0,04 17 1,00 -4,60 -0,17 -8,82 0,16 -1,69 0,04 18 2,00 -4,67 -0,14 -10,67 0,15 -1,77 0,04 19 3,00 -4,72 -0,14 -12,42 0,16 -1,81 0,04 20 4,00 -4,86 -0,12 -14,14 0,16 -1,89 0,05 21 5,00 -4,96 -0,13 -15,86 0,18 -1,93 0,04 22 6,00 -5,12 -0,14 -17,59 0,20 -2,00 0,04 23 7,00 -5,30 -0,15 -19,26 0,21 -2,07 0,03 24 8,00 -5,51 -0,13 -20,92 0,21 -2,13 0,03 25 9,00 -5,76 -0,14 -22,79 0,22 -2,21 0,03 26 10,00 -6,03 -0,10 -24,39 0,21 -2,30 0,03 27 11,00 -6,29 -0,12 -26,17 0,22 -2,36 0,02 28 12,00 -6,62 -0,15 -27,95 0,24 -2,44 0,02 29 13,00 -6,96 -0,15 -29,57 0,24 -2,52 0,02 30 14,00 -7,33 -0,12 -31,13 0,22 -2,60 0,02 31 15,00 -7,72 -0,15 -32,72 0,24 -2,69 0,02 D-2 32 16,00 -8,16 -0,17 -34,35 0,25 -2,77 0,02 33 17,00 -8,59 -0,15 -35,86 0,23 -2,85 0,02 34 18,00 -9,08 -0,16 -37,45 0,22 -2,94 0,01 35 19,00 -9,67 -0,18 -39,10 0,23 -3,08 0,01 36 20,00 -10,39 -0,17 -40,98 0,20 -3,26 0,01 37 21,00 -11,16 -0,19 -42,78 0,20 -3,42 0,01 𝜶𝜶 [º] 𝑪𝑪 𝑳𝑳 𝑪𝑪 𝑫𝑫 𝑪𝑪 𝒎𝒎 -15 -0,3696 0,0698 0,0520 -14 -0,3329 0,0597 0,0419 -13 -0,3022 0,0496 0,0339 -12 -0,2683 0,0410 0,0265 -11 -0,2332 0,0321 0,0202 -10 -0,1988 0,0266 0,0153 -9 -0,1645 0,0233 0,0091 -8 -0,1315 0,0203 0,0035 -7 -0,0971 0,0182 -0,0015 -6 -0,0645 0,0165 -0,0070 -5 -0,0315 0,0152 -0,0126 -4 0,0019 0,0139 -0,0169 -3 0,0359 0,0116 -0,0200 -2 0,0693 0,0112 -0,0249 -1 0,1032 0,0116 -0,0305 0 0,1358 0,0114 -0,0348 1 0,1683 0,0122 -0,0379 2 0,2036 0,0137 -0,0441 3 0,2370 0,0150 -0,0485 4 0,2698 0,0175 -0,0534 5 0,3026 0,0188 -0,0564 6 0,3356 0,0227 -0,0627 7 0,3675 0,0249 -0,0656 8 0,3991 0,0291 -0,0712 9 0,4348 0,0341 -0,0775 10 0,4654 0,0389 -0,0836 11 0,4993 0,0432 -0,0866 12 0,5333 0,0491 -0,0928 13 0,5642 0,0544 -0,0971 14 0,5939 0,0617 -0,1032 15 0,6243 0,0684 -0,1087 16 0,6554 0,0764 -0,1142 17 0,6842 0,0838 -0,1197 D-3 18 0,7145 0,0923 -0,1251 19 0,7460 0,1030 -0,1350 20 0,7819 0,1160 -0,1469 21 0,8162 0,1299 -0,1574 Valores do Ensaio Com Acerto e Rotação - Variação de Beta S 0,24 m2 𝜶𝜶 = 4º T 289,95 K V 18,48 m/s R 287,00 J/K.kg Pressão 1022,40 hPa MAC 0,31 m 𝜌𝜌 1,23 kg/m3 b 0,80 m Nº Ensaio 𝜷𝜷 [º] 𝑭𝑭 𝒙𝒙 [N] 𝑭𝑭 𝒚𝒚 [N] 𝑭𝑭 𝒛𝒛 [N] 𝑴𝑴 𝒙𝒙 [Nm] 𝑴𝑴 𝒀𝒀 [Nm] 𝑴𝑴 𝒛𝒛 [Nm] 1 20,00 -0,12 -0,90 -13,64 -0,53 -0,82 0,16 2 19,00 -0,11 -0,87 -13,68 -0,52 -1,83 0,16 3 18,00 -0,05 -0,83 -13,75 -0,49 -1,81 0,16 4 17,00 -0,04 -0,81 -13,82 -0,47 -1,81 0,16 5 16,00 -0,02 -0,76 -13,90 -0,45 -1,81 0,15 6 15,00 0,02 -0,71 -13,87 -0,43 -1,79 0,14 7 14,00 0,04 -0,65 -13,93 -0,41 -1,80 0,14 8 13,00 0,06 -0,62 -14,03 -0,37 -1,78 0,13 9 12,00 0,11 -0,58 -13,97 -0,34 -1,77 0,13 10 11,00 0,13 -0,55 -14,00 -0,31 -1,76 0,12 11 10,00 0,13 -0,53 -14,10 -0,27 -1,76 0,12 12 9,00 0,12 -0,46 -14,17 -0,25 -1,77 0,11 13 8,00 0,17 -0,42 -14,09 -0,22 -1,75 0,11 14 7,00 0,14 -0,41 -14,21 -0,16 -1,77 0,10 15 6,00 0,12 -0,38 -14,18 -0,12 -1,77 0,08 16 5,00 0,16 -0,38 -14,10 -0,07 -1,75 0,08 17 4,00 0,16 -0,35 -14,28 -0,03 -1,77 0,07 18 3,00 0,13 -0,29 -14,36 0,01 -1,78 0,06 19 2,00 0,12 -0,25 -14,36 0,05 -1,80 0,05 20 1,00 0,13 -0,22 -14,38 0,09 -1,79 0,05 21 0,00 0,12 -0,15 -14,34 0,12 -1,80 0,04 22 -1,00 0,11 -0,15 -14,46 0,18 -1,80 0,03 23 -2,00 0,13 -0,11 -14,42 0,21 -1,80 0,02 24 -3,00 0,08 -0,08 -14,43 0,26 -1,81 0,02 25 -4,00 0,06 -0,08 -14,48 0,32 -1,82 0,01 26 -5,00 0,06 -0,03 -14,40 0,35 -1,83 0,00 27 -6,00 0,06 -0,03 -14,50 0,40 -1,83 -0,01 28 -7,00 0,02 -0,04 -14,42 0,47 -1,83 -0,02 29 -8,00 0,01 0,02 -14,48 0,50 -1,85 -0,03 D-4 30 -9,00 0,01 0,03 -14,48 0,55 -1,85 -0,03 31 -10,00 -0,03 0,07 -14,47 0,59 -1,87 -0,04 32 -11,00 -0,04 0,11 -14,47 0,62 -1,87 -0,05 33 -12,00 -0,05 0,17 -14,57 0,65 -1,88 -0,05 34 -13,00 -0,10 0,22 -14,52 0,67 -1,90 -0,06 35 -14,00 -0,10 0,26 -14,47 0,70 -1,90 -0,07 36 -15,00 -0,12 0,30 -14,46 0,73 -1,91 -0,07 37 -16,00 -0,12 0,31 -14,32 0,75 -1,91 -0,08 38 -17,00 -0,13 0,35 -14,34 0,78 -1,91 -0,09 39 -18,00 -0,14 0,38 -14,29 0,79 -1,90 -0,09 40 -19,00 -0,17 0,41 -14,21 0,81 -1,91 -0,09 41 -20,00 -0,16 0,44 -14,14 0,82 -1,90 -0,10 Valores do Ensaio Com Acerto e Rotação - Variação de Beta S 0,24 m2 𝜶𝜶 = 15º T 290,45 K V 18,67 m/s R 287,00 J/K.kg Pressão 1022,00 hPa MAC 0,31 m 𝜌𝜌 1,23 kg/m3 b 0,80 m Nº Ensaio 𝜷𝜷 [º] 𝑭𝑭 𝒙𝒙 [N] 𝑭𝑭 𝒚𝒚 [N] 𝑭𝑭 𝒛𝒛 [N] 𝑴𝑴 𝒙𝒙 [Nm] 𝑴𝑴 𝒀𝒀 [Nm] 𝑴𝑴 𝒛𝒛 [Nm] 1 20,00 4,05 -0,80 -30,16 -1,64 -1,70 0,27 2 19,00 4,08 -0,79 -30,47 -1,58 -2,75 0,27 3 18,00 4,14 -0,73 -30,62 -1,52 -2,73 0,26 4 17,00 4,16 -0,68 -30,73 -1,45 -2,72 0,25 5 16,00 4,22 -0,64 -30,93 -1,38 -2,71 0,25 6 15,00 4,24 -0,59 -31,06 -1,31 -2,70 0,24 7 14,00 4,29 -0,50 -31,16 -1,25 -2,68 0,23 8 13,00 4,32 -0,43 -31,23 -1,18 -2,68 0,22 9 12,00 4,32 -0,38 -31,37 -1,08 -2,68 0,22 10 11,00 4,34 -0,33 -31,47 -0,98 -2,67 0,21 11 10,00 4,40 -0,26 -31,61 -0,90 -2,65 0,20 12 9,00 4,41 -0,21 -31,70 -0,80 -2,66 0,20 13 8,00 4,43 -0,12 -31,72 -0,71 -2,65 0,18 14 7,00 4,45 -0,05 -31,93 -0,60 -2,66 0,18 15 6,00 4,44 0,02 -31,88 -0,50 -2,66 0,17 16 5,00 4,43 0,08 -31,98 -0,39 -2,66 0,16 17 4,00 4,43 0,16 -32,00 -0,28 -2,66 0,15 18 3,00 4,43 0,20 -32,09 -0,16 -2,68 0,15 19 2,00 4,42 0,28 -32,04 -0,06 -2,67 0,14 20 1,00 4,39 0,33 -32,05 0,06 -2,69 0,14 D-5 21 0,00 4,43 0,41 -32,16 0,16 -2,69 0,13 22 -1,00 4,39 0,49 -31,95 0,26 -2,68 0,11 23 -2,00 4,38 0,53 -31,96 0,38 -2,68 0,11 24 -3,00 4,34 0,59 -31,80 0,48 -2,69 0,10 25 -4,00 4,36 0,67 -31,84 0,59 -2,68 0,09 26 -5,00 4,36 0,75 -31,86 0,69 -2,68 0,08 27 -6,00 4,33 0,78 -31,76 0,81 -2,68 0,08 28 -7,00 4,30 0,83 -31,69 0,91 -2,69 0,07 29 -8,00 4,25 0,89 -31,56 1,01 -2,70 0,06 30 -9,00 4,25 0,94 -31,51 1,12 -2,71 0,06 31 -10,00 4,23 0,95 -31,48 1,22 -2,70 0,05 32 -11,00 4,20 1,01 -31,32 1,31 -2,71 0,05 33 -12,00 4,17 1,06 -31,29 1,39 -2,73 0,04 34 -13,00 4,17 1,12 -31,25 1,48 -2,73 0,03 35 -14,00 4,10 1,12 -31,02 1,56 -2,74 0,04 36 -15,00 4,07 1,16 -30,93 1,64 -2,76 0,02 37 -16,00 4,01 1,21 -30,87 1,70 -2,78 0,01 38 -17,00 3,98 1,26 -30,65 1,76 -2,78 0,02 39 -18,00 3,95 1,29 -30,46 1,82 -2,77 0,00 40 -19,00 3,91 1,35 -30,32 1,88 -2,77 0,00 41 -20,00 3,89 1,40 -30,14 1,94 -2,78 -0,01 𝜶𝜶 = 4º 𝜶𝜶 = 15º 𝜷𝜷 [º] 𝑪𝑪 𝒏𝒏 𝑪𝑪 𝒍𝒍 𝑪𝑪 𝒏𝒏 𝑪𝑪 𝒍𝒍 20 -0,0131 0,0040 -0,0395 0,0064 19 -0,0127 0,0040 -0,0382 0,0065 18 -0,0121 0,0038 -0,0367 0,0062 17 -0,0116 0,0039 -0,0349 0,0062 16 -0,0112 0,0037 -0,0333 0,0061 15 -0,0106 0,0035 -0,0318 0,0058 14 -0,0101 0,0035 -0,0302 0,0057 13 -0,0092 0,0033 -0,0284 0,0054 12 -0,0083 0,0031 -0,0262 0,0052 11 -0,0076 0,0029 -0,0237 0,0051 10 -0,0067 0,0030 -0,0218 0,0049 9 -0,0062 0,0028 -0,0194 0,0048 8 -0,0053 0,0026 -0,0172 0,0044 7 -0,0040 0,0024 -0,0145 0,0044 D-6 6 -0,0030 0,0020 -0,0121 0,0040 5 -0,0016 0,0019 -0,0095 0,0040 4 -0,0006 0,0017 -0,0068 0,0037 3 0,0003 0,0015 -0,0040 0,0037 2 0,0013 0,0013 -0,0015 0,0033 1 0,0022 0,0011 0,0015 0,0034 0 0,0029 0,0009 0,0039 0,0031 -1 0,0043 0,0008 0,0063 0,0027 -2 0,0053 0,0006 0,0091 0,0027 -3 0,0064 0,0004 0,0117 0,0024 -4 0,0078 0,0003 0,0142 0,0023 -5 0,0085 0,0001 0,0167 0,0020 -6 0,0100 -0,0003 0,0196 0,0020 -7 0,0116 -0,0004 0,0220 0,0016 -8 0,0123 -0,0006 0,0245 0,0016 -9 0,0135 -0,0008 0,0270 0,0015 -10 0,0146 -0,0010 0,0296 0,0012 -11 0,0153 -0,0012 0,0316 0,0012 -12 0,0159 -0,0014 0,0336 0,0010 -13 0,0165 -0,0016 0,0358 0,0008 -14 0,0172 -0,0018 0,0378 0,0009 -15 0,0179 -0,0017 0,0396 0,0006 -16 0,0186 -0,0019 0,0412 0,0003 -17 0,0193 -0,0021 0,0426 0,0004 -18 0,0196 -0,0023 0,0441 0,0000 -19 0,0200 -0,0023 0,0455 -0,0001 -20 0,0203 -0,0025 0,0470 -0,0002