Determinação da performance de VANT da FAP: aplicação e validação do método Bootstrap

ACADEMIA DA FORÇA AÉREA Determinação da Performance de VANT da FAP – aplicação e validação do método Bootstrap Tiago Filipe Santos Oliveira Aspirante a Oficial-Aluno/Piloto-Aviador 138251-K Dissertação para obtenção do Grau de Mestre em Aeronáutica Militar, Especialidade de Piloto-Aviador Júri Presidente: Coronel/EngAer Lourenço da Saúde Orientador: Tenente Coronel/EngEl Maria Nunes Coorientador: Major/TMAEQ Paula Gonçalves Vogal: Capitão/EngAer Ana Lesiário Sintra, junho de 2017 ACADEMIA DA FORÇA AÉREA Determinação da Performance de VANT da FAP – aplicação e validação do método Bootstrap Tiago Filipe Santos Oliveira Aspirante a Oficial-Aluno/Piloto-Aviador 138251-K Dissertação para obtenção do Grau de Mestre em Aeronáutica Militar, Especialidade de Piloto-Aviador Júri Presidente: Coronel/EngAer Lourenço da Saúde Orientador: Tenente Coronel/EngEl Maria Nunes Coorientador: Major/TMAEQ Paula Gonçalves Vogal: Capitão/EngAer Ana Lesiário Sintra, junho de 2017 iv Este trabalho foi elaborado com finalidade essencialmente escolar, durante a frequência do curso de Pilotagem Aeronáutica cumulativamente com a atividade escolar normal. As opiniões do autor, expressas com total liberdade académica, reportam-se ao período em que foram escritas, mas podem não representar a doutrina sustentada pela Academia Da Força Aérea. v Agradecimentos Este trabalho de investigação não teria sido realizado sem o apoio direta ou indiretamente de diversas pessoas, aqui deixo um sincero agradecimento a todas elas. Em primeiro lugar, quero agradecer à minha orientadora e coorientadora, a Tenente Coronel Fátima Nunes e Major Paula Gonçalves, respetivamente, pelo incansável apoio dado, e pela sua dedicação durante todo este tempo, mostrando-se sempre disponíveis para tirar as dúvidas existentes, fora do horário de trabalho, indicando e aconselhando-me o caminho a seguir, ajudandome a melhorar esta dissertação. Gostaria de agradecer ao pessoal pertencente ao Centro de Investigação Desenvolvimento e Inovação da Força Aérea, situado na Academia da Força Aérea, em especial ao Capitão João Caetano, que lecionou a cadeira de Tecnologias Aeronáuticas, a mim e aos meus camaradas Henrique Silva e Fábio Lourenço, no quarto ano, introduzindo assim a área da dissertação de mestrado, tendo a preocupação de me acompanhar ao longo deste trabalho; ao Capitão Gonçalo Cruz, Capitão Tiago Oliveira e Tenente Diogo Silva, que se mostraram sempre disponíveis a ajudar, tirando-me várias dúvidas. À Capitão Ana Lesiário, por me ter introduzido à metodologia Bootstrap com a aeronave Chipmunk Mk 20 no quarto ano, tendo-me auxiliado bastante e mostrando-se sempre disponível para me ajudar, servindo assim de alicerce para este trabalho. Aos meus camaradas Fábio Lourenço e Henrique Silva, como disse anteriormente, todos fizemos trabalhos sobre Veículos Aéreos Não Tripulados no âmbito da área de Tecnologias Aeronáuticas, o meu trabalho não seria possível sem a implementação do projeto de investigação do meu camarada Fábio Lourenço, por isso o meu agradecimento, e ao Henrique Silva, também meu camarada de quarto, tendo a sua ajuda e motivação sido fulcral para a realização deste trabalho. Quero agradecer também a todas as pessoas que compõem o Núcleo de Operações de Veículos Aéreos Não Tripulados da Força Aérea Portuguesa, situado no Centro de Formação Militar Técnico da Força Aérea, na Ota, mostrando-se sempre disponíveis para me ajudarem e realizarem os voos vi necessários, com vista a dar resposta aos testes em voo que eram fundamentais para a conclusão deste trabalho, são elas o Major Carlos Silva, Major Aurélio Santos, Sargento Ajudante Paulo Teixeira, Sargento Ajudante Joaquim Gomes e Sargento Ajudante Jorge Fernandes. Quero também agradecer à minha família, ao meu pai, Joaquim Oliveira, à minha mãe, Amália Pereira, e ao meu irmão, Vitor Oliveira, a quem dedico esta dissertação, pelos valores que me ensinaram e pelo apoio incondicional que me deram desde que entrei na Academia da Força Aérea, em especial nos primeiros tempos de adaptação, em que sentiram muito a minha ausência. Gostaria também de agradecer à minha namorada, Catarina Ribeiro, por todo o amor e carinho que me dá, encorajando e motivando-me sempre nos momentos menos bons, por toda a paciência que tem, dispondo várias vezes do seu tempo para me ajudar, e por toda a compreensão que tem, abdicando também do nosso tempo para que esta dissertação fosse elaborada. Por último, e sem dúvida, não menos importante, aos Barões. Por todos os momentos que passamos, bons ou maus, todos eles fazem parte de nós e fizeram de nós o que somos agora, o melhor curso de sempre. Vivam os Barões! vii Resumo Nesta tese abordou-se uma metodologia, a The Bootstrap Approach de Lowry (1999) que permite determinar vários parâmetros da performance de uma aeronave, com o objetivo de verificar se este método pode ou não ser aplicado e validado em Veículos Aéreos Não Tripulados da Força Aérea Portuguesa. Primeiramente, foram analisados alguns métodos e verificou-se que o mais se indicava para alcançar o objetivo desejado seria o Bootstrap. Este método necessita de nove dados iniciais, que compõem a Bootstrap Data Plate, que surge de alguns dados retirados diretamente do motor, do hélice, da estrutura da aeronave, e outros, que se obtêm indiretamente através de alguns ensaios em voo preconizados por esta metodologia. Assim, foi necessário testar este método numo veículo aéreo não tripulado, o objeto de estudo escolhido foi o ANTEX-X02 ALFA. Os ensaios em voo consistiram em subidas a potência máxima e descidas planadas, com vista à determinação da velocidade de melhor ângulo de subida e de melhor planeio. De seguida, usando cálculos preconizados pela The Bootstrap Approach, a Bootstrap Data Plate fica completa. Com o conhecimento dos nove dados, acrescidos pelo peso da aeronave e dados da atmosfera, Lowry (1999) identifica algumas fórmulas para se descobrir alguns dados da performance do ANTEX-X02 ALFA, obtendo-se os seguintes dados: 1. Velocidade máxima em voo de nível, 67,1 𝑘𝑡𝑠; 2. Velocidade mínima em voo de nível, 17,7 𝑘𝑡𝑠; 3. Velocidade para o melhor ângulo de subida, 34,4 𝑘𝑡𝑠; 4. Velocidade para a melhor razão de subida, 35,0 𝑘𝑡𝑠; 5. Velocidade para o melhor ângulo de planeio, 32,8 𝑘𝑡𝑠, 6. Velocidade para a menor razão de descida, 24,9 𝑘𝑡𝑠. No final deste trabalho de investigação, após uma análise e reflexão relativamente a todos os dados obtidos, recomenda-se que sejam efetuados novos ensaios em voo, para que a metodologia seja aplicada de novo devido ao facto dos destes dados não corresponderem com os esperados, pois deram resultados irrealistas, tendo várias destas velocidades sido abaixo da velocidade viii de perda, que é cerca de 28 𝑘𝑡𝑠, suspeita-se que o problema tenha estado nos ensaios em voo, que originaram parâmetros errados para a Bootstrap Data Plate. Palavras-chave: Veículo Aéreo Não Tripulado; Força Aérea Portuguesa; The Bootstrap Approach; ANTEX-X02 ALFA; Ensaios em voo; Performance. ix Abstract In this thesis a methodology was approached, called «The Bootstrap Approach» of Lowry (1999) that allows the determination of several parameters of an aircraft performance, with the goal to verify if the application of this method may be validated, or not, in Unmanned Aerial Vehicles of the Portuguese Air Force. Firstly, some methods were analysed, and it was concluded that the best method to achieve the desired goal was the «Bootstrap». This method requires nine parameters, forming the «Bootstrap Data Plate», which arises from some data taken directly from the engine, propeller, the aircraft design and other indirectly through some flight tests recommended by this methodology. Thus, it was necessary to test this method in an unmanned aerial vehicle, in this case, the ANTEX-X02 ALFA. The flight tests consisted in climbs at full throttle and descents at idle, to determine the speed for best angle of climb and the speed for best glide. Then, using calculations recommended by «The Bootstrap Approach», the «Bootstrap Data Plate» is complete. With the knowledge of those nine parameters, plus the weight of the aircraft and some atmosphere data, Lowry (1999) identifies several formulas to discover some performance data of the ANTEX-X02 ALFA, obtaining de following results: 1. Maximum velocity at flight level, 67,1 𝑘𝑡𝑠; 2. Minimum velocity at flight level, 17,7 𝑘𝑡𝑠; 3. Velocity for the best angle of climb, 34,4 𝑘𝑡𝑠; 4. Velocity for the best ratio of climb, 35,0 𝑘𝑡𝑠; 5. Velocity for the best glide angle, 32,8 𝑘𝑡𝑠, 6. Velocity for the minimum descent ratio, 24,9 𝑘𝑡𝑠. At the end of this investigation, and after an analysis of the data, it is recommendable new flights test, so that this methodology can be applied again due to the fact that the data obtained does not correspond with the expected, because the results were unrealistic, giving several velocities below de stall xvi (página intencionalmente deixada em branco) xvii Lista de Abreviaturas AFA Academia da Força Aérea AGL Above Ground Level AR Aspect Ratio BDP Bootstrap Data Plate CIAFA Centro de Investigação da Academia da Força Aérea CIDIFA Centro de Investigação Desenvolvimento e Inovação da Força Aérea CS Certification Specification EASA European Aviation Safety Agency EUA Estados Unidos da América FAA Federal Aviation Administration FAP Força Aérea Portuguesa FEUP Faculdade de Engenharia da Universidade do Porto FL Flight Level FPV First Person View FTG Flight Test Guide GS Ground Station HALE High Altitude, Long Endurance ISA International Standard Atmoshpere MALE Medium Altitude, Long Endurance MGTOW Maximum Gross Takeoff Weight xviii MSL Mean Sea Level NATO North Atlantic Treaty Organization PILSEG Piloto de segurança PITVANT Projeto de Investigação e Tecnologia em Veículos Aéreos Não Tripulados RPAS Remotely Piloted Aircraft System RPM Rotações por minuto SE Specific Endurance SR Specific Range TBA The Bootstrap Approach UAS Unmanned Aerial System UAV Unmanned Aerial Vehicle UE União Europeia USAF United States Air Force VANT Veículo Aéreo Não Tripulado VNE Velocidade a não exceder xix Símbolos 𝑨 Alongamento 𝐴𝑅 Aspect Ratio 𝒃 Interseção da Polar do Hélice 𝑪 Altitude drop-off parameter 𝐶𝐷 Coeficiente de resistência total 𝑪𝑫𝟎 Coeficiente de resistência parasita 𝐶𝐷𝑖 Coeficiente de resistência induzida 𝐶𝐿 Coeficiente de sustentação 𝑐𝑃 Consumo de combustível em função da potência 𝐶𝑃 Coeficiente da potência absorvida 𝐶𝑇 Coeficiente da força propulsiva 𝐷 Drag 𝒅 Diâmetro do Hélice 𝒆 Fator de eficiência 𝐽 Razão de avanço do hélice 𝐿 Lift 𝑀 Torque 𝒎 Declive da Polar do Hélice 𝑴𝟎 Rated MSL Torque 𝑛 Número de rotações por segundo do motor xx 𝑃 Potência do motor 𝑅2 Coeficiente de determinação 𝑺 Área da Asa 𝑠 Envergadura (span) de uma semi-asa 𝑇 Thrust 𝑉𝑏𝑒 Velocidade para máxima autonomia (best endurance) 𝑉𝑏𝑔 Velocidade de melhor planeio (best glide) 𝑉𝑏𝑟 Velocidade para máximo alcance (best range) 𝑉𝑀 Velocidade máxima em voo de nível 𝑉𝑚 Velocidade mínima em voo de nível 𝑉𝑚𝑑 Velocidade para a menor razão de descida (minimum descent) 𝑉𝑠 Velocidade de perda (stall) 𝑉𝑥 Velocidade para o melhor ângulo de subida 𝑉𝑦 Velocidade para a melhor a razão de subida 𝑊 Weight 𝜌 Densidade do ar Φ Power dropoff factor xxi Glossário Alongamento (𝑨) Consiste na relação entre a envergadura total da aeronave e a corda média da asa, do termo aspect ratio em inglês (Hall, 2015). Altitude drop-off parameter (𝑪) Consiste na proporção de potência que se perde devido ao atrito independentemente da altitude (Lowry, 1999). Área da Asa (𝑺) Consiste na área total da superfície alar (Lowry, 1999). Coeficiente de determinação (𝑅2) Medida estatística que representa o quão próximos estão determinados dados de uma função, varia entre 0 e 1 (Frost, 2013). Desempenho Consiste na informação operacional da aeronave, como velocidades, peso máximo à descolagem, teto máximo, entre outros. (Private Pilot Ground School, 2006). Fator de carga Corresponde à quantidade de carga que uma determinada estrutura está a sofrer devido a acelerações provocadas por determinadas manobras, corresponde à razão entre a sustentação e o peso (Cavcar, 2004). Fator de eficiência (𝒆) Também conhecido como Oswald efficiency factor, corresponde à relação entre a sustentação e resistência aerodinâmica (Raymer, 1992). Interseção da Polar do Hélice (𝒃) /Declive da Polar do Hélice (𝒎) Consiste numa relação entre o coeficiente da força propulsiva 𝐶𝑇 e o coeficiente da potência absorvida 𝐶𝑃, sendo que 𝐶𝑇 𝐽2=𝒎𝐶𝑃 𝐽2+𝒃 , e 𝐽=𝑉 𝑛𝒅, 𝐽 corresponde à razão entre a distância que o hélice avança em relação ao seu diâmetro (Lowry, 1999). xxii Log Nome dado a uma gravação oficial dos dados de determinada viagem de um navio ou aeronave (English Oxford Living Dictionary, 2017). Performance Termo inglês que representa o desempenho de determinada aeronave. Power dropff factor (Φ) Conhecido também como Gagg-Farrar factor, consiste na perda de potência com o aumento da altitude, com as mesmas rotações por minuto, devido à diminuição da densidade do ar (Lowry, 1999, p. 126). Rated Mean Sea Level Torque (𝑴𝟎) Consiste no torque provocado pelo motor em potência máximo ao nível médio das águas do mar (Lowry, 1995). Resistência parasita Corresponde à soma de três tipos de resistência: a de interferência, que corresponde à resistência provocada pela união de dois corpos; a de forma, criada pela forma da aeronave; a de atrito superficial, causada pela fricção das partículas junto à superfície, originando aquilo que se denomina por camada limite. Este tipo de resistência aumenta à medida que a velocidade também aumenta, mas o seu coeficiente é constante, 𝐷0=𝜌𝑉2𝑆𝐶𝐷0/2 (Vicente, 2008). Sistema de armas Diz respeito às aeronaves operadas pela Força Aérea Portuguesa (Pereira, 2013a). Torque (𝑀) Consiste na força rotacional que um motor produz num objeto (Rosamond, 2017). 1 Capítulo 1. Introdução 1.1 Os veículos aéreos não tripulados na Força Aérea Portuguesa Um veículo aéreo não tripulado (VANT) 1 pode ser definido como uma aeronave propulsionada que não contém um operador humano dentro da mesma, usa forças aerodinâmicas para criar sustentação e pode voar autonomamente ou remotamente, os projéteis, bombas e mísseis não são considerados VANT (Dictionary of Military and Associated Terms, 2005). Este tipo de veículos surgiu na Força Aérea Portuguesa (FAP) através do Projeto de Investigação e Tecnologia em Veículos Aéreos Não Tripulados (PITVANT), proposto pelo Centro de Investigação sediado na Academia da Força Aérea (AFA), tendo-se associado em 2006 a Faculdade de Engenharia da Universidade do Porto (FEUP), visto que a FEUP possui um vasto know-how nesta área (Vicente et al., 2013, p. 112) (PITVANT, 2013). Assim, inicia-se um projeto de investigação e desenvolvimento, tendo o PITVANT começado oficialmente em 2009, surgindo assim os veículos aéreos não tripulados na FAP (Vicente et al., 2013, p. 112). 1.2 Enquadramento e justificação do tema A defesa militar da República é a principal missão da Força Aérea Portuguesa (Decreto Lei no 187/2014 de 29 de Dezembro do Ministério da Defesa Nacional, 2014). Para que isso seja conseguido, torna-se necessário vigiar, controlar e fiscalizar o espaço aéreo. Atualmente, a FAP utiliza meios tripulados nas suas esquadras para desempenharem essas funções, no entanto, os avanços tecnológicos permitiram a criação de sistemas aéreos não tripulados, capazes de complementarem as missões dos meios tripulados, permitindo resolver algumas limitações dos mesmos. (Vicente et al., 2013) Em linha com o parágrafo anterior, a existência de VANT na FAP tornase necessária, para combater essas mesmas dificuldades associadas às 1 Também denominados por Unmanned Aerial Vehicle’s (UAV), alterados para Unmanned Aerial System’s (UAS), e mais recentemente denominados por Remotely Piloted Aircraft System’s (RPAS). 2 aeronaves tripuladas. Segundo um estudo efetuado em Portugal, uma das dificuldades identificadas prende-se com a fadiga do piloto, maior parte dos pilotos portugueses já sofreu deste problema, tendo até já adormecido em voo, este fator é reconhecido como um grande fator limitativo nas aeronaves tripuladas (Metade dos pilotos portugueses já adormeceu durante o voo, 2013), fator este que não é relevante quando se trata de VANT, sendo uma vantagem para este último tipo de aeronaves. Outra grande vantagem associada aos meios não tripulados, é também a redução de custos, pois é possível desenvolver modelos bastante leves com um consumo e custo de manutenção reduzido, assim, seria extremamente benéfico, por exemplo, um VANT destes fazer vigilância do espaço aéreo, entre outras missões, ao invés das aeronaves convencionais, com os respetivos elevados custos e riscos humanos associados (Sousa e Morgado, 2009). O Centro de Investigação da Academia da Força Aérea (CIAFA), denominado atualmente Centro de Investigação Desenvolvimento e Inovação da Força Aérea (CIDIFA) desenvolveu dois Veículos Aéreos Não Tripulados no âmbito do PITVANT, podendo, num futuro próximo, complementados com outros VANT, darem origem a uma esquadra operacional na Força Aérea Portuguesa com este sistema de armas. Contudo, estes dois modelos foram desenvolvidos na FAP, como consequência, estes VANT não têm uma caraterização da performance 2 associada, criando um problema e um obstáculo à operação destes mesmo modelos, havendo assim a necessidade de caraterizar a performance dos mesmos. Uma solução possível consiste na própria FAP testar os VANT e obter os dados de performance que procura, ao contrário do que acontece quando se adquire uma aeronave ao exterior, pois possuem já os respetivos manuais de performance, visto já terem sido submetidas a testes exaustivos, com vista a tornar as aeronaves e a sua operação o mais seguras possível (Moskvitch, 2014). Este trabalho incide na solução do problema apresentado acima, a falta de informação da performance dos VANT, ou seja, como é que a FAP pode testar estes VANT, assim, procura-se encontrar uma forma para caraterizar este tipo 2 Pode ser traduzido como desempenho 3 de veículos, com o objetivo de se obter uma caraterização fidedigna da performance dos respetivos VANT. 1.3 Objetivos Com vista a dar resposta ao problema exposto acima, o objetivo geral desta tese é encontrar um modelo para a determinação da performance dos VANT da FAP. De forma a atingir o objetivo geral procurar-se-á ao longo deste trabalho, analisar alguns dos métodos existentes para esse efeito através da sua aplicação a um VANT específico da FAP, caraterizando a performance dessa aeronave. Pretende-se assim, validar esse modelo, para que no futuro, este método possa ser aplicado a outros veículos que forem desenvolvidos pelo CIDIFA, já com um método pré-estabelecido e válido, visto que estes VANT, como dito em 1.2, ao contrário dos adquiridos no exterior, não possuem um manual de performance previamente testado pelos fabricantes (Moskvitch, 2014). 1.4 Metodologia A Metodologia de Investigação utilizada foi a indutiva. O método indutivo corresponde a uma operação mental que tem como ponto de partida a observação de factos particulares para, através de associação, estabelecer generalizações que permitam formular uma lei ou teoria (IESM, 2016, p. 13). A metodologia de investigação será materializada segundo uma estratégia de investigação qualitativa pelo qual se procederá à construção de conceitos e entendimentos a partir de padrões encontrados nos dados recolhidos através de análise documental e ensaios em voo. Escolheu-se como design de investigação o estudo de caso, por se pretender “descrever de forma rigorosa a unidade de observação”, o VANT ANTEX-X02 ALFA. Embora, não seja possível estabelecer, com rigor, generalizações dos resultados, pretende-se recolher informação detalhada sobre uma única unidade de estudo, os VANT em operação no CIDIFA. 10 ao grupo um da doutrina americana, possuidores de motores elétricos movidos através de um hélice a passo fixo, apresentando soluções que permitem a determinação da polar aerodinâmica, ou seja da relação entre CL e CD, do ângulo máximo de subida, da performance em volta, e das seguintes velocidades: 1. Velocidade máxima; 2. Velocidade mínima; 3. Velocidade para alcance máximo; 4. Velocidade para autonomia máxima; 5. Velocidade para melhor razão de subida. Para a determinação da performance de uma aeronave, Kimberlin (2003) preconiza que se a polar aerodinâmica for determinada de uma forma precisa e a força propulsiva disponível for conhecida, então todas as caraterísticas de uma aeronave podem ser calculadas. No trabalho de Ostler et al. (2009) propõe-se inicialmente a realização de testes em túnel de vento com intuito de aferir a eficiência do motor que usa um hélice como meio de propulsão. Em primeiro lugar, determina-se a força produzida para diferentes velocidades, de seguida, multiplica-se essa força produzida pela respetiva velocidade e obtém-se a potência produzida. Finalmente, com a razão entre a potência produzida e a potência fornecida obtém-se o rendimento do motor (Ostler et al., 2009). É também necessário ter conhecimento do peso, área alar temperatura e pressão, estes últimos dois são necessários para se saber a densidade do ar (Ostler et al., 2009). Relativamente aos testes em voo, cujo objetivo é a determinação do coeficiente de sustentação e do coeficiente de resistência, Ostler et al. (2009) propõem a realização de vários voos de nível a diferentes velocidades para que sejam obtidos os vários pontos da polar aerodinâmica, para quem em seguida, se obtenha a curva da polar aerodinâmica. Podem ainda ser calculados os vários parâmetros referidos anteriormente, através de fórmulas e gráficos apresentados no seu trabalho. O erro deste método não ultrapassa os 17% com um intervalo de confiança de 95% (Ostler et al., 2009). Na tabela 3 pode-se observar uma comparação sucinta das várias propostas apresentadas. 11 Tabela 3 - Vantagens e desvantagens dos vários métodos. Método Vantagens Desvantagens The Bootsrap Approach de Lowry (1999) Já foi usado na FAP Apenas para aeronaves propulsionadas por hélice Informação clara e explícita Requer poucos testes em voo Baixo custo Método usando acelerómetros proposto por Simpson (1979) para a USAF Baixo custo Requer instrumentos específicos Requer uma maior variedade de testes em voo e mais complicados Plano da FAA Explícito e metódico Necessita de muitas horas de voo Capacidade para abranger praticamente todas as etapas do voo FTG incluído na CS-23 da EASA Testes em voo bem especificados e relativamente simples Sem performance em voo de cruzeiro (Machado, 2009) Baixo custo Método de Ostler et al. (2009) para pequenos VANT Mais direcionado para VANT pequenos Aplicado a VANT com motor elétrico Testes em voo simples Baixo custo 12 Existem algumas opções passíveis de solucionar o problema e alcançar o objetivo pretendido, o próximo capítulo irá assim descrever a aeronave que será objeto de estudo e justificar o método escolhido para a realização desta dissertação. 13 Capítulo 3. Escolha do método e objeto de estudo 3.1 Justificação e escolha do método No capítulo anterior verificou-se quais os métodos relevantes para a execução desta dissertação, são eles: 1. The Bootsrap Approach de Lowry (1999); 2. Método proposto por Simpson (1979) para a USAF; 3. Plano da FAA; 4. FTG incluído na CS-23 da EASA; 5. Método de Ostler et al., (2009) para pequenos VANT. A tabela 3 exposta no capítulo 2 apresenta a comparação sumária dos cinco métodos abordados, por análise da mesma podemos concluir que não existe nenhum método que seja ideal para alcançar o objetivo pretendido. Prossegue-se por tal à seleção do método adequado para levar a cabo este estudo. Um dos métodos pode ser imediatamente colocado de parte pelo facto de ser aplicado apenas a VANT com motores elétricos e com pouca massa, pertencentes ao grupo um na doutrina americana, visto que o objetivo da tese é encontrar um método válido para todos os VANT em que seja necessário determinar a sua performance, e pretende-se testar em aeronaves com uma massa maior e com motores a combustão. O método de Simpson (1979) requer a instalação de equipamento especifico, os acelerómetros, e os testes em voo são mais complicados do que nos restantes, não sendo benéfica a escolha do mesmo. O plano da FAA necessita de muitas horas de voo, o que se traduz em custos elevados. No FTG da CS-23 da EASA, não é possível obter tantos dados como pelo TBA, visto que o segundo preconiza formas para se descobrir o alcance e autonomia, e, tendo em conta que o TBA é conhecido pela FAP, os testes em voo são simples, e os VANT da FAP são propulsionados por um hélice, o melhor método para utilizar é o que outrora foi posto em prática no De Havilland Canada Chipmunk Mk-20, o TBA. 14 3.2 Veículo aéreo não tripulado escolhido O objeto de estudo da presente investigação é o VANT ANTEX-X02 ALFA, que apesar de não ser o modelo mais evoluído da FAP, é o que possui mais horas disponíveis para se efetuarem os testes necessários. A Figura 1 apresenta o esquema da aeronave. Esta aeronave é de asa fixa, propulsionada por um hélice a passo fixo e equipada com o motor Titan ZG 20, as caraterísticas deste motor podem ser observadas na tabela 15 no anexo B (Clark, 2006). Figura 1 - Esquema do ANTEX-X02 ALFA. As caraterísticas físicas do VANT ANTEX-X02 ALFA encontram-se descritas na tabela 14 no anexo A. Esta aeronave pode ser voada através de duas formas: a primeira consiste usando o piloto automático, neste caso, o sistema Piccolo; a segunda, consiste em controlar a aeronave através de um controlo remoto, rádio controlo. 15 Qualquer uma destas formas possui algumas limitações que podem por em casa a execução dos ensaios em voo necessários, pois em qualquer uma das situações não se obtém tudo o que é necessário, ou falta o conhecimento de valores de telemetria, ou não se tem controlo total da aeronave, relevando-se um obstáculo para praticamente todos os métodos. Usando o piloto automático Piccolo para operar a aeronave, irão existir problemas no que diz respeito à manobrabilidade do sistema, pois este apenas está preparado para manter uma certa velocidade e certa rota, estando tudo préconfigurado, não sendo possível controlar a potência, por exemplo, impossibilitando a realização dos testes. (Barchet et al., 2012) Se, por outro lado, for optado por controlar a aeronave manualmente, através de um rádio controlo, torna-se possível controlar a potência da aeronave, e também a sua atitude, no entanto, quem controla a aeronave, denominado por piloto de segurança 10 (PILSEG), este tem que visualizar a aeronave a partir do solo e não tem acesso instantâneo aos dados de telemetria, como velocidade, atitude e altitude, para conhecer esses dados, tem que comunicar com o operador via rádio, que está na estação de controlo, conhecida como ground station (GS), assim, torna-se muito complicado fazer um voo estável, a uma velocidade praticamente constante com uma determinada atitude pretendida (Teixeira, 2016). 10 Ou safety. 16 (página intencionalmente deixada em branco) 17 Capítulo 4. The Bootstrap Approach 4.1 Introdução Como dito no capítulo anterior, o método escolhido para a realização desta dissertação foi o Bootstrap. Este método permite a determinação bastante aproximada da performance de determinada aeronave propulsionada por um hélice, seja ele de passo fixo ou velocidade constante, mediante condições específicas de voo da mesma, ou seja, com uma configuração delimitada, com apenas o conhecimento de nove parâmetros necessários para o primeiro nível, que constituem o Bootstrap Data Plate (BDP) (Lowry, 1999). O TBA contém três níveis, que irão ser desenvolvidos nos subcapítulos seguintes, no entanto, o segundo e o terceiro métodos não irão ser aplicados neste trabalho de investigação, o segundo, pelo motivo de ser necessário equipamento específico que não se encontra no objeto de estudo, nomeadamente um fuel flow meter 11 , e o terceiro, pelo motivo de serem necessários muitos outros fatores, não muito fáceis de se encontrar, para além dos nove parâmetros iniciais (Lowry, 1999). Assim, primeiro irá ser averiguado se o primeiro nível é obtido com sucesso, para mais tarde se avançar para os níveis seguintes. 4.2 Primeiro nível do TBA É importante referir que a aplicação da metodologia Bootstrap só é possível após a obtenção da BDP, sendo fulcral conhecer os nove parâmetros corretamente, caso contrário, é desnecessário avançar para os níveis seguintes. Os parâmetros que constituem a BDP podem ser vistos na tabela 4. Para além destes dados, é também essencial conhecermos o peso (weight) da aeronave, 𝑊. 11 Medidor da quantidade de combustível que está a ser consumida instantaneamente. 18 Tabela 4 - Parâmetros necessários para aplicação da metodologia Bootstrap (Adaptado de Lowry, 1999, p. 188). Parâmetro Unidades Área da asa, 𝑺 𝑓𝑡2 Alongamento, 𝑨 Rated Mean Sea Level (MSL) Torque, 𝑴𝟎 𝑓𝑡∙𝑙𝑏𝑓 Altitude dropoff parameter, 𝑪 Diâmetro do Hélice, 𝒅 𝑓𝑡 Coeficiente de resistência parasita, 𝑪𝑫𝟎 Fator de eficiência, 𝒆 Declive da Polar do Hélice, 𝒎 Interseção da Polar do Hélice, 𝒃 Quatro destes parâmetros, 𝑺, 𝑨, 𝑴𝟎 e 𝒅 obtêm-se diretamente ou através de cálculos simples com dados obtidos pelos manuais da aeronave ou do motor, caso existam, ou por medições diretas. A área da asa, 𝑺, corresponde ao resultado da soma das áreas das semiasas e da secção central, a área total de uma asa retangular obtém-se multiplicando a sua envergadura, 𝑠, pela sua corda, 𝑐. 𝑺 será calculado usando a equação (4.1). 𝑺=𝑠𝑐 O alongamento, 𝑨, ou aspect ratio (AR), pode ser calculado através da equação (4.2), e corresponde à razão entre o quadrado da envergadura total e a área da asa, traduzindo-se na razão entre a envergadura e a corda da mesma (Hall, 2015). (4.1) 19 𝑨=𝐴𝑅=𝑠2 𝑺=𝑠2 𝑠𝑐=𝑠𝑐 O rated MSL torque, 𝑴𝟎 , pode ser retirado diretamente do manual do motor, ou duma equação derivada da equação (4.3) retirada de Lowry (1999), sendo 𝑃 a potência, 𝑛 o número de rotações do motor por segundo e 𝑀 o momento. Para se descobrir 𝑴𝟎, que consiste no torque provocado pelo motor em regime de potência máxima ao nível médio das águas do mar, será usada a equação (4.4), e é necessário conhecer potência máxima do motor (𝑃0), e respetivo número de rotações (𝑛0), no entanto, para maior parte dos cálculos, serão usados 𝑃0 e 𝑛0 individualmente. 𝑃=2𝜋𝑛𝑀 𝑴𝟎=𝑃0 2𝜋𝑛0 Para a obtenção do parâmetro 𝒅 basta conhecer o diâmetro do hélice, este modelo usa um hélice com as dimensões 16’’x 8’’, sendo que o valor 16′′ corresponde ao diâmetro e o 8′′ ao pitch 12 , o propeller pitch 13 pode ser definido como a distância que o hélice percorreria se se movesse por uma superfície sólida (Becker, 2000). O altitude dropoff parameter, 𝑪, consiste na proporção da potência que vai para as perdas por atrito, pode ser considerado como 0,12 para os motores alternativos (Lowry, 1999). Os outros quatro parâmetros, “the hard cases” (Lowry, 1999, p. 187), requerem ensaios em voo, que serão abordados de seguida. Para se descobrir o coeficiente de resistência parasita 𝑪𝑫𝟎 e o fator de eficiência 𝒆, é necessário a realização de um teste em voo. Lowry (1999) prevê um voo onde se realizam cerca de seis descidas planadas (sem usar a potência do motor) a diferentes velocidades, e consequentemente, diferentes atitudes, durante 500 𝑓𝑡 no mesmo intervalo de altitudes, ou seja, a começar e a acabar 12 Passo 13 Passo do hélice (4.2) (4.3) (4.4) 26 𝐷=12𝜌𝑆𝐶𝐷0𝑉2+2𝑊2 𝜌𝑆𝜋𝑒𝐴𝑉2 4.3 Segundo nível do TBA O segundo nível da metodologia Bootstrap, necessita, para além dos nove parâmetros da BDP, dos seguintes inputs (Lowry, 1999): 1. Vários voos de nível realizados à mesma altitude, com peso conhecido, a diferentes potências, obtendo-se várias velocidades diferentes e respetiva leitura de rotações por minuto (RPM); 2. Um gráfico ou fórmula que represente o consumo específico de combustível em função da potência, 𝑐𝑃. Com estes dados, é possível obter as velocidades para o máximo alcance, 𝑉𝑏𝑟, que corresponde à maior distância que uma aeronave pode percorrer, e para melhor autonomia, 𝑉𝑏𝑒, que corresponde ao máximo de tempo que a aeronave pode permanecer no ar (Anderson, 1989). O fuel flow meter seria necessário para se obter o consumo específico de combustível, caso não se tenha acesso ao mesmo. Assim, obtém-se um determinado consumo para cada percentagem de potência usada, a que corresponde uma velocidade. A velocidade para melhor autonomia, 𝑉𝑏𝑒, corresponde à que maximiza a specific endurance (SE), dada pela equação (4.22) de Lowry (1999), e a velocidade para melhor alcance, 𝑉𝑏𝑟, corresponde à que maximiza o specific range (SR), dado pela equação (4.23). 𝑆𝐸=1 𝑐𝑝𝑃 𝑆𝑅=𝑉 𝑐𝑝𝑃 (4.21) (4.22) (4.23) 27 4.4 Terceiro nível do TBA O nível três do TBA já não é tão simples, este procura descobrir a distância de descolagem e aterragem. A distância de descolagem corresponde à distância horizontal desde que a aeronave inicia a rolagem (momento em que a aeronave parte do repouso e inicia a aceleração) até atingir os 50 𝑓𝑡, para aeronaves militares e civis, ou os 35 𝑓𝑡 para aeronaves comerciais. A aeronave passa por quatro fases, aceleração a partir do repouso, a rotação para a atitude de descolagem, o momento desde que sai do solo até atingir o ângulo de subida e a subida em si, até atingir os 35 𝑓𝑡 ou 50 𝑓𝑡, dependo do tipo de aeronave. (Gamboa, 2008) A aterragem corresponde à distância horizontal que a aeronave percorre desde o momento em que passa os 50 𝑓𝑡, para todas as aeronaves, até estar em repouso no solo. Pode também ser dividida em quatro etapas, sendo que a primeira corresponde à aproximação desde os 50 𝑓𝑡 até ao solo, o arredondar da aeronave (momento em que a aeronave fica paralela ao chão para perder energia, de modo a facilitar a aterragem), o toque no chão, e por último, a desaceleração até a aeronave parar (Gamboa, 2008). Como dito anteriormente, para obter estas duas distâncias, é necessário conhecer vários fatores, como o coeficiente de atrito entre os pneus e a superfície, o efeito solo, ter gráficos do coeficiente de sustentação da asa para a configuração desejada, a inclinação da pista, entre outros (Lowry, 1999). Neste capítulo foi descrita a metodologia Bootstrap, analisando os parâmetros necessários para que seja formada a BDP, com vista à obtenção dos outputs desejados. No próximo capítulo, o nível um desta metodologia será aplicado ao VANT ANTEX-X02 ALFA. 28 (página intencionalmente deixada em branco) 29 Capítulo 5. Aplicação do TBA 5.1 Introdução Na consequência do capítulo anterior, neste capítulo será aplicado o nível um da metodologia ao objeto de estudo, efetuando os testes em voo necessários à aplicação da mesma. A figura 7 demonstra, de uma forma muito resumida, o processo que levará à obtenção da performance do VANT. Figura 7 - Processo até à obtenção dos dados da performance. Previamente aos ensaios em voo, podem já ser obtidos alguns parâmetros necessários, são eles o peso (𝑊), carregado e com o combustível incluído, a área da asa (𝑺), o alongamento, (𝑨), o rated MSL torque, (𝑴𝟎), o diâmetro do hélice (𝒅) e o altitude dropoff parameter, (𝑪), que se encontram na tabela 5. 30 Tabela 5 - Parâmetros da TBA que não dependem de ensaios em voo para o ANTEX-X02 ALFA. Parâmetro Fórmula Valor 𝑾 - 28,66 𝑙𝑏𝑚 𝑺 (4.1) 8,45 𝑓𝑡2 𝑨 (4.2) 7,43 𝑴𝟎 (4.4) 0,826 𝑓𝑡∙𝑙𝑏𝑓 𝒅 - 1,33 𝑓𝑡 𝑪 - 0,12 5.2 Ensaios em voo É importante dizer que os ensaios em voo consistirão, basicamente, em subidas a full-throttle e descidas em idle a diferentes velocidades, ou seja, diferentes atitudes e diferentes razões de subida e descida, respetivamente. Não se irá realizar o voo de nível a potência máxima previsto em 4.2, pois, como para determinar a interseção do polar da hélice já é necessária a realização de várias subidas a full-throttle, o declive do polar da hélice será calculado com recurso a esses ensaios, não sendo necessário mais testes, para além disso, o motor deste VANT tem demasiada potência para o seu peso, se se optar por realizar o voo de nível a potência máxima, existe o risco de se atingir a velocidade a não exceder (VNE) desta aeronave, apesar desta ser desconhecida, contudo, caso seja excedida, podem ocorrer problemas estruturais. Como dito em 3.2, existem duas opções para que o objeto de estudo seja operado, sendo que nenhuma delas é ideal. Se for optado por usar o sistema de piloto automático Piccolo para operar o VANT, não se iria ter o controlo exigido para efetuar as várias subidas a fullthrottle a diferentes velocidades nem as descidas em idle necessárias para a realização dos ensaios em voo, visto que só se obtém controlo de alguns parâmetros, e, como visto em 3.2, a potência não é um deles. Com esta limitação do piloto automático, que impede logo à partida os requisitos exigidos por Lowry (1999), a única opção é optar por controlar a aeronave manualmente, através do PILSEG, no entanto, como dito anteriormente, este não tem acesso a telemetria, e tem que controlar o VANT 31 visualmente, olhando-o diretamente, estando também exposto ao ambiente exterior, nomeadamente ao frio, ou calor, animais, entre outros (Teixeira, 2016). Então, para dar resposta a estes problemas relatados por vários PILSEG (Teixeira, 2016), surge o trabalho de investigação do Aspirante Fábio Lourenço, que procura implementar e validar um sistema de auxilio ao PILSEG para que este tenha acesso à telemetria instantaneamente, assim como um sistema first person view (FPV), onde é implementada uma câmara no nariz da aeronave, e o operador consegue observar o que a aeronave “vê” e a respetiva telemetria através de um monitor, podendo-a controlar totalmente dentro da GS, não estando no exterior. Assim, fazendo uso deste sistema, o PILSEG tem controlo total sobre a aeronave e acesso instantâneo à telemetria, conhecendo a velocidade, atitude e altitude, podendo-se então proceder à realização dos ensaios em voo preconizados por Lowry (1999). Os testes em voo de Lowry (1999) serão descritos mais detalhadamente nos subcapítulos seguintes, no entanto, estes ensaios preveem uma diferença de 500 𝑓𝑡 de altitude nas subidas em full power e nas descidas em idle, todavia, subir 500 𝑓𝑡 em potência máxima também poderia trazer problemas para o motor por motivos de arrefecimento, para além disso, por vezes o PILSEG perde a imagem do sistema FPV e consequentemente o acesso à telemetria devido a problemas de transmissão no sistema implementado, ou seja, a diferença de altitudes considerada será a possível para cada ensaio, o vento também será desprezado visto que os testes serão realizados num dia com pouco vento e serão sempre feitos com o mesmo heading. Os dados de voo serão gravados num log, com uma frequência de 10 𝐻𝑧, ou seja, gravando dados dez vezes num segundo, para uma posterior análise mais detalhada. Uma parte do log pode ser visto no anexo C, figura 14. Primeiramente, serão apresentados os resultados das descidas planadas, e depois, das subidas a potência máxima. 5.2.1 Ensaio das descidas planadas Como explicado em 5.2, a diferença de altitudes para este teste não será de 500 𝑓𝑡, mas os ensaios serão feitos e posteriormente, analisando os dados, 32 irá ser verificada qual a altitude percorrida e o seu respetivo tempo, e será feita uma estimativa, com base numa regra três simples, do tempo estimado a percorrer os 500 𝑓𝑡, de maneira a que os ensaios possam ser analisados e comparados. Neste caso, para simplificação dos ensaios para o PILSEG, o facto dos ensaios ocorrerem no mesmo intervalo de altitudes irá ser desprezado, pois seria bastante complicado garantir que a descida acabava sempre à mesma altitude sem perder sinal de vídeo e com um ensaio válido, ou seja, sem grandes variações de velocidade e atitude. Tendo em conta que as altitudes a que os testes vão ser realizados serão inferiores a 1000 𝑓𝑡, onde a densidade do ar é 97,11 % da densidade em condições da atmosfera padrão internacional, international standard atmosphere (ISA) ao nível médio das águas do mar, e a diferença de altitudes rondar os 100 𝑓𝑡, os resultados obtidos não terão influência significativa (Cavcar, 2000). O objetivo deste teste é maximizar o produto entre a velocidade e o tempo demorado a planar esses 500 𝑓𝑡, para que a “hipotenusa” seja maior (Lowry, 1999), ou seja, otimizando o alcance, o que acontece quando o fator de eficiência é o maior, que corresponde ao melhor rácio entre a sustentação e a resistência aerodinâmica, como pode ser observado na figura 8. Figura 8 - Exemplo de um voo planado duma aeronave (Félix, 2007). Os testes deverão ser feitos para o tipo de configuração que se pretende, devendo ser repetidos caso se deseje obter valores para várias configurações 33 de flaps e com ou sem trem de aterragem, se aplicável. Neste caso, o modelo não possui flaps e o trem de atarragem é fixo, os ensaios também serão efetuados com as asas niveladas. Depois de obtermos os vários resultados dos ensaios em voo, estes dados serão registados na tabela 16, que pode ser visto no anexo D. 5.2.1.1 Resultados obtidos através dos voos planados Os resultados dos ensaios em voo poderão ser consultados na tabela 16, no anexo D. Seguidamente, poderá ser observado na figura 9 o gráfico com o produto entre a velocidade e o tempo percorrido (𝑉×∆𝑡) versus velocidade (𝑉) com os dados da tabela 6. O gráfico foi realizado com recurso á ferramenta Microsoft Excel, calculando uma função polinomial de segundo grau com o melhor coeficiente de determinação possível (𝑅2), que representa uma medida estatística que representa o quão próximos os dados estão da respetiva função dada, representado o grau de «certeza» da função. Este coeficiente varia entre 0 e 1 (Frost, 2013). Tabela 6 – Resumo dos dados das descida planadas. Ensaio Velocidade Média (𝑽) (𝒇𝒕/𝒔) Tempo estimado a percorrer 500 𝒇𝒕 (∆𝒕) (𝒔) 𝑽∆𝒕 (𝒇𝒕) 1º 85,9 27,8 2392,6 2º 66,8 56,8 3798,3 3º 55,2 128,2 7074,9 4º 61,8 79,9 4938,0 5º 72,6 46,8 3396,2 34 Figura 9 - Gráfico relativo às descidas planadas. Era expectável que a função obtida tivesse uma concavidade voltada para baixa. Caso isso acontecesse, a velocidade de melhor planeio (𝑉𝑏𝑔) obtinha-se calculando o máximo dessa função, identificada como 𝑓(𝑥), usando a equação (5.1), que corresponderia à velocidade (𝑉) associada ao maior produto entre a velocidade e o tempo percorrido (𝑉×∆𝑡), otimizando o alcance, como referido em 4.2 (Lowry, 1999). 𝑑 𝑑𝑥𝑓(𝑥)=0 Neste caso, tendo em conta que a função dada não foi a desejada, irá ser considerado que a velocidade de melhor planeio, 𝑉𝑏𝑔, é de 55,2𝑓𝑡 𝑠=32,7 𝑘𝑡𝑠, pois corresponde ao ponto encontrado com o maior produto 𝑉∆𝑡, cujas coordenadas no gráfico da figura 9 são (55,2 ; 7074,9). A partir da 𝑉𝑏𝑔, pode-se obter os dados previstos em 4.2, que se encontram expostos na tabela 7, 𝜌 será considerado como a densidade ao nível médio das águas do mar em condições de atmosfera padrão, sendo 𝜌0= 1,225𝑘𝑔 𝑚3≈0,002377𝑠𝑙𝑢𝑔 𝑓𝑡3 (Cavcar, 2000). Vstall y = f(x) = 5,645x2943,19x + 41818 R² = 0,9868 0,0 1000,0 2000,0 3000,0 4000,0 5000,0 6000,0 7000,0 8000,0 9000,0 10000,0 40,0 50,0 60,0 70,0 80,0 90,0 V∆t (ft) V (ft/s) Descidas em Idle (5.1) 35 Tabela 7 - Parâmetros obtidos a partir da velocidade de melhor planeio. Parâmetro Fórmula Valor 𝝀𝒃𝒈 (4.5) −4,05° 𝑪𝑫𝟎 (4.6) 0,033 𝒆 (4.8) 1,128 Era expectável que o fator de eficiência 𝒆 fosse inferior a um, visto que a melhor asa em termos de eficiência seja a elítica, obtendo valor 1 (Hall, 2015). 5.2.2 Ensaios das subidas a potência máxima Como visto em 4.2, é necessário um novo teste em voo para que a interseção da Polar do Hélice 𝒃 seja determinada, que consistirá na realização das subidas a full-throttle. Pela razão que foi explicada em 5.2.1, e para simplificação dos ensaios para o PILSEG, neste teste os ensaios em voo também não irão acabar exatamente à mesma altitude. Em termos de diferenças de altitude, será usado o mesmo método que no teste das descidas planadas. Em suma, será verificada qual a altitude percorrida e o seu respetivo tempo, e o tempo que o VANT demoraria a percorrer os 500 𝑓𝑡 será estimado. Estes ensaios têm dois objetivos, sendo que um, como visto em 4.2, é minimizar o produto entre a velocidade e o tempo demorado a subir esses 500 𝑓𝑡 (Lowry, 1999), ou seja, a minimização da “hipotenusa” do triângulo formado, a fim de se aferir a velocidade que corresponde ao melhor ângulo de subida, 𝑉𝑥, conforme se ilustra na figura 10; o outro objetivo é determinar a velocidade para a melhor razão de subida 𝑉𝑦. 42 6.2 Outputs da performance do VANT ANTEX-X02 ALFA O primeiro nível do método Bootstrap, como referido no subcapítulo 4.2, permite obter vários dados da performance de uma aeronave. Tendo em conta que se irão obter velocidades, é pertinente conhecer a velocidade de perda da aeronave, 𝑉𝑠 24 , pois, a aeronave não é capaz de voar abaixo desta velocidade, o TBA não calcula a 𝑉𝑠, no entanto, a velocidade de perda para o modelo ANTEX-X02 ALFA é de cerca 47,3𝑓𝑡 𝑠=28 𝑘𝑡𝑠, esta velocidade é oriunda do conhecimento e da experiência de voo do pessoal de Núcleo de Operações de VANT da FAP. As velocidades para melhor ângulo de subida, melhor razão de subida e melhor razão de planeio, 𝑉𝑥, 𝑉𝑦 e 𝑉𝑏𝑔, respetivamente, foram encontradas experimentalmente, no entanto Lowry (1999) prevê fórmulas, como visto em 4.2, para que estas sejam calculadas, Em primeiro lugar, é importante conhecer e distinguir as velocidades para o melhor ângulo de subida 𝑉𝑥 e para a melhor razão de subida 𝑉𝑦 pois depende do que se pretende. A 𝑉𝑥 permite ganhar altitude no mínimo de distância possível, assim, se o pretendido for ficar livre de obstáculos, como por exemplo passar árvores após a descolagem, deve ser usada esta velocidade. Por outro lado, a 𝑉𝑦 permite à aeronave subir o mais rapidamente possível, por exemplo, se o desejado for atingir a sua altitude de cruzeiro o mais rápido possível, a 𝑉𝑦 deve ser utilizada (Pope, 2011). É também necessário distinguir as velocidades para a menor razão de descida, 𝑉𝑚𝑑, e a velocidade de melhor planeio, 𝑉𝑏𝑔. A primeira, consiste na velocidade que permite à aeronave permanecer o máximo de tempo no ar, com menor velocidade vertical, permitindo por exemplo a resolução de um problema; já a 𝑉𝑏𝑔 corresponde à velocidade que permite à aeronave percorrer a máxima distância horizontal possível, obtendo um maior alcance, podendo permitir alcançar a pista em casa de falha do motor (General Aviation Joint Steering Committee, 2016). Como já são conhecidos todos os dados e as fórmulas necessárias à obtenção da performance do VANT ALFA, na tabela 12 podem ser observados 24 O s vem de stall, que significa perda. 43 os resultados obtidos, sendo analisados de seguida. Todos os valores utilizados nas fórmulas, e respetivas unidades, podem ser observados na tabela 19 do anexo F. Da mesma maneira, todas as fórmulas encontram-se na tabela 20 do anexo G. Tabela 12 - Velocidades obtidas pelo primeiro nível do TBA no ALFA. Velocidade Fórmula Valor (𝒇𝒕/𝒔) Valor (𝒌𝒕𝒔) 𝑽𝑴 (4.14) 113,26 67,1 𝑽𝒎 (4.15) 29,81 17,7 𝑽𝒙 (4.16) 58,10 34,3 𝑽𝒚 (4.17) 59,00 35,0 𝑽𝒃𝒈 (4.18) 55,33 32,8 𝑽𝒎𝒅 (4.19) 42,04 24,9 Relativamente à 𝑉𝑀, este resultado é aceitável, no entanto, há que ter em consideração se passa ou não a VNE da aeronave, como essa velocidade não é conhecida, por questões de segurança, esta velocidade não é recomendável. A 𝑉𝑚 é inferior à perda, sendo impossível manter voo de nível a esta velocidade. As velocidades 𝑉𝑥 e 𝑉𝑦 fazem sentido, teoricamente, pois é normal que a velocidade para a melhor razão de subida (𝑉𝑦) seja superior à velocidade para melhor ângulo de subida (𝑉𝑥) (General Aviation Joint Steering Committee, 2016), no entanto, estes valores diferem dos que foram encontrados nos ensaios em voo em 5.2.2.1, em que a 𝑉𝑥 foi de 35,5 𝑘𝑡𝑠 e a 𝑉𝑦 de 38,1 𝑘𝑡𝑠, no entanto, ambos os valores são credíveis. Irão agora ser analisadas as velocidades 𝑉𝑏𝑔 e 𝑉𝑚𝑑. A velocidade de melhor planeio, 𝑉𝑏𝑔 (32,8 𝑘𝑡𝑠), está muito próxima da que foi encontrada em 5.2.1.1 (32,7 𝑘𝑡𝑠), sendo um resultado positivo, no entanto, a velocidade para a menor razão de descida (𝑉𝑚𝑑=24,9 𝑘𝑡𝑠), é inferior à 𝑉𝑠 (≈28 𝑘𝑡𝑠), não sendo praticável. 44 Por último, irão ser descobertas as funções do Thrust (𝑇) e do Drag (𝐷) em relação à velocidade, que se encontram na tabela 13, estas duas forças serão comparadas num gráfico, que pode ser visto na figura 12. Tabela 13 - Expressões que definem o Thrust e o Drag segundo a metodologia Bootstrap. Força Fórmula Valor (𝒍𝒃𝒇) Thrust (𝑻) (4.20) 3,74+0,000059×𝑉2 Drag (𝑫) (4.21) 0,00033×𝑉2+3106×1 𝑉2 Figura 13 - Gráfico relativo ao Thrust e Drag da aeronave ALFA e identificação de algumas velocidades. (Adaptado de Lowry, 1999, p. 200) O gráfico da figura 13 representa as curvas do Thrust e do Drag obtidas pela metodologia Bootstrap de Lowry (1999), a curva do Drag é típica, mostrando assim resultados positivos, contudo, a curva obtida pelo Thrust deveria ter uma concavidade voltada para baixo, o que não acontece, isto deve-se ao facto do valor da interseção da polar do hélice ser positivo (0,014). Após toda esta análise, como foi verificado, existem alguns dados bastante irrealistas, nomeadamente o fator de eficiência 𝒆 , algumas velocidades, e a curva do Thrust, não sendo possível fazer uma caraterização fiável do VANT, 45 no próximo capítulo, irá ser feita uma análise final relativamente a estes resultados e serão dadas sugestões para próximos testes. 46 (página intencionalmente deixada em branco) 47 Capítulo 7. Conclusões Esta dissertação surgiu no âmbito da área de tecnologias aeronáuticas, para solucionar um problema que existe na operação de VANT, que é a falta de dados da performance dos mesmos. Para dar resposta a este problema, foi necessário analisar a literatura existente e verificar qual o método mais adequado a ser aplicado na FAP, que fosse capaz de determinar a performance dos VANT duma forma relativamente simples, expedita e com custos baixos. Assim, foram encontradas cinco opções, TBA de Lowry (1999), o método usando acelerómetros de Simpson (1979), o plano da FAA, o FTG incluído na CS-23 da EASA e o método de Ostler et al. (2009), tendo-se concluído que o que mais se adequava a este trabalho seria o TBA, método já conhecido da FAP. Seguidamente, foi escolhido um dos VANT da FAP, o ANTEX-X02 ALFA, para que este fosse o estudo de caso, aplicando esta metodologia, a TBA, a esse VANT, com o objetivo máximo de determinar a performance do mesmo, verificando a fiabilidade da metodologia, validando-a para futuras implementações em VANT da FAP. Ao longo da dissertação, o TBA foi sendo caraterizado, havendo três níveis deste método, aplicando-se apenas o primeiro ao VANT ALFA. Para que isso fosse possível, foi necessário realizar alguns ensaios em voo, estes voos foram planificados, e foram executados. Existia uma grande limitação ao operar o VANT, que impedia a realização dos ensaios em voo exigidos de uma forma correta, que era o facto de com o uso do piloto automático, não havia a possibilidade de controlar a potência do VANT, e operando a aeronave visualmente, o PILSEG não tinha acesso à velocidade nem altimetria instantaneamente, no entanto, com a implementação do sistema FPV, que até então era inexistente, que foi implementado devido ao trabalho de investigação do Aspirante Fábio Lourenço, também no âmbito das tecnologias aeronáuticas, , a realização dos voos necessários a este trabalho tornou-se possível. Após a execução dos ensaios em voo, os dados do voo foram analisados, com o objetivo de se completar a BDP, pois é com base nos noves parâmetros que compõem a BDP que os dados da performance do VANT podem ser obtidos. 48 Contudo, os dados obtidos com os ensaios em voo não foram os desejados, obtendo-se parâmetros errados que iriam compor a BDP. Após uma reflexão sobre os mesmos, é possível que se tenham obtidos dados menos fiáveis por duas razões: 1. Poucos ensaios em voo, não tendo chegado aos seis ensaios preconizados. 2. Inexistência de ensaios com velocidades próximas da perda. Recomenda-se que se façam mais ensaios em voo, sendo ideal até se realizarem mais do que seis, e se procure realizar ensaios a velocidades próximas da perda, para haver uma maior amplitude das velocidades testadas, podendo-se obter dados mais fidedignos. Pois, o gráfico obtido pelas descidas planadas não foi o esperado e os dados adquiridos inicialmente também não muito coerentes, segundo a General Aviation Joint Steering Committee (2016), normalmente a 𝑉𝑏𝑔 é superior à 𝑉𝑥, não tendo sido o que se verificou, pois a 𝑉𝑏𝑔 encontrado pelos ensaios em voo foi de 32,7 𝑘𝑡𝑠 e a 𝑉𝑥 foi de 35,5 𝑘𝑡𝑠. Relativamente ao gráfico obtido pelas subidas a potência máxima, é também possível que este se «desloque» para a esquerda caso existam mais ensaios a velocidades inferiores, obtendo uma 𝑉𝑥 inferior, pois é expectável que a 𝑉𝑥 seja mais próxima da velocidade de perda, indo de encontro ao que a General Aviation Joint Steering Committee (2016) defende, a 𝑉𝑥 ser menor que a 𝑉𝑏𝑔, para além disso, com uma 𝑉𝑥 inferior, obter-se-ia também um valor negativo para a interseção do polar do hélice 𝒃, o que levaria a uma curva do Thrust com uma concavidade voltada para baixo. O método continuou a ser aplicado, completando-se a BDP, todavia, obteve-se outro parâmetro que também indiciou que algo estaria errado, que foi o fator de eficiência de Oswald 𝒆 ser superior a 1 (Hall, 2015). Já com a BDP completa, com o conhecimento do peso da aeronave e de alguns dados relativos à atmosfera, a metodologia Bootstrap preconiza fórmulas para se determinar a performance da aeronave em estudo. Para o VANT ANTEX-X02 ALFA obteve-se os seguintes resultados: 1. Velocidade máxima em voo de nível, 𝑉𝑀=67,1 𝑘𝑡𝑠; 2. Velocidade mínima em voo de nível, 𝑉𝑚=17,7 𝑘𝑡𝑠; 3. Velocidade para o melhor ângulo de subida, 𝑉𝑥=34,4 𝑘𝑡𝑠; 49 4. Velocidade para a melhor razão de subida, 𝑉𝑦=35,0 𝑘𝑡𝑠; 5. Velocidade para o melhor ângulo de planeio, 𝑉𝑏𝑔=32,8 𝑘𝑡𝑠, 6. Velocidade para a menor razão de descida, 𝑉𝑚𝑑=24,9 𝑘𝑡𝑠. Estes valores não representam valores fidedignos, pois algumas destas velocidades são inferiores à 𝑉𝑠(≈28 𝑘𝑡𝑠), o que se deve ao facto de alguns parâmetros da BDP obtidas com os ensaios em voo não serem os mais corretos. Pode-se concluir que estes dados são irrealistas e não representa a performance do ANTEX-X02 ALFA, no entanto, sugere-se que sejam realizados novos ensaios, com as recomendações acima descritas, e de preferência que sejam realizados vários voos diferentes, para que sejam obtidos vários valores diferentes e possam ser comparados, para além disso, sugere-se que seja aplicado um fuel flow meter no VANT, para que se possa calcular a autonomia e o alcance do mesmo com recurso a esta metodologia, pois o método em si, o TBA, parece ser passível de ser aplicado nos VANT da FAP com sucesso. 50 (página intencionalmente deixada em branco) 51 Capítulo 8. Bibliografia ANDERSON, John - Introduction to Flight [Em linha]. Maryland : McGraw-Hill Book Company, 1989. Disponível em WWW:<URL:http://ae.sharif.edu/~iae/Download/Introduction to flight.pdf>. Aviation - [Em linha], atual. 2014. [Consult. 5 jan. 2017]. Disponível em WWW:<URL:http://aviation.stackexchange.com/questions/8365/what-is-thedifference-between-best-rate-of-climb-and-maximum-rate-of-climb>. BARCHET, Alex et al. - PCC User’s Guide. UTC Aerospace Systems, 2012. 1– 125. BECKER, Brett - Understanding Propeller Pitch [Em linha], atual. 2000. [Consult. 14 mar. 2017]. Disponível em WWW:<URL:http://www.boatingmag.com/how-to/understanding-propellerpitch>. CAVCAR, M. - Load Factor and Maneuvering Limitations. 2004. CAVCAR, Mustafa - The International Standard Atmosphere (ISA). Anadolu University. 2000. CLARK, Toni - Titan ZG 20. 2006. Decreto Lei no 187/2014 de 29 de Dezembro do Ministério da Defesa Nacional. [Em linha]. Diario da República: I série, No 250 (14Disponível em WWW:<URL:www.dre.pt>. Dictionary of Military and Associated Terms - [Em linha], atual. 2005. [Consult. 14 abr. 2017]. Disponível em WWW:<URL:http://www.thefreedictionary.com/unmanned+aerial+vehicle>. EASA - Certification Specifications and Acceptable Means of Compliance for Normal, Utility, Aerobatic, and Commuter Category Aeroplanes CS -23. 2010. ISBN 978-84-1545-201-0. EASA - [Em linha], atual. 2017. [Consult. 30 mar. 2017]. Disponível em 58 (página intencionalmente deixada em branco) A-1 ANEXO A Caraterísticas Físicas ANTEX-X02 ALFA Tabela 14 - Caraterísticas da estrutura do ANTEX-X02 ALFA. Asa Descrição Corda Máxima 0,325 𝑚 Corda máxima da asa Corda Mínima 0,325 𝑚 Corda mínima da asa Envergadura semi-asa 1,005 𝑚 Envergadura de uma semi-asa Envergadura central 0,405 𝑚 Envergadura da secção central (fuselagem) Estabilizador Horizontal Descrição Corda Máxima 0,160 𝑚 Corda máxima do estabilizador horizontal Corda Mínima 0,160 𝑚 Corda mínima do estabilizador horizontal Envergadura 0,740 𝑚 Envergadura do estabilizador horizontal Altura ao solo 0,360 𝑚 Altura do bordo de fuga ao solo Leme de Profundidade Descrição Corda 0,051 𝑚 Corda do leme de profundidade Envergadura 0,670 𝑚 Envergadura do leme de profundidade Estabilizador Vertical Descrição Corda máxima 0,180 𝑚 Corda máxima do estabilizador vertical Corda mínima 0,130 𝑚 Corda mínima do estabilizador vertical Envergadura 0,260 𝑚 Envergadura do estabilizador vertical Espessura 0,010 𝑚 Espessura do estabilizador vertical A-2 (página intencionalmente deixada em branco) B-1 ANEXO B Caraterísticas do motor TITAN ZG 20 Tabela 15 - Principais caraterísticas do motor TITAN ZG 20, que equipa o VANT ANTEX-X02 ALFA. (Adaptado de Clark, 2006, p. 2) Caraterística Valor Unidades Displacement25 20,1 𝑐𝑚3 Bore26 32 𝑚𝑚 Stroke27 25 𝑚𝑚 Potência máxima ao nível médio das águas do mar, 𝑷𝟎 1,7328 ℎ𝑝 Torque máximo ao nível médio das águas do mar, 𝑴𝟎 1,2329 𝑁∙𝑚 Peso 124030 𝑔 25 Volume percorrido por todos os pistões dentro de todos os cilindros. (Radcliff, 2009) 26 Diâmetro do cilindro. (Radcliff, 2009) 27 Distância que o cilindro percorre desde o top dead center até ao bottom dead center, ponto mais próximo e mais afastado a que o pistão se encontra da cabeça do cilindro, respetivamente. (Radcliff, 2009) 28 A 11 000 RPM. (Clark, 2006) 29 A 9 000 RPM. (Clark, 2006) 30 Pronto a voar, incluindo bateria. (Clark, 2006) B-2 (página intencionalmente deixada em branco) C-1 ANEXO C LOG Figura 14 - Exemplo de dados guardados em Log. C-2 (página intencionalmente deixada em branco) D-1 ANEXO D Ensaios em voo Tabela 16 - Resultados dos ensaios em voo das descidas planadas. Ensaio Velocidade Média (𝑽) (𝒇𝒕/𝒔) Altitude percorrida (𝒇𝒕) Tempo demorado (𝒔) Tempo estimado a percorrer 500 𝒇𝒕 (∆𝒕) (𝒔) 𝑽∆𝒕 1º 85,9 386 21,5 27,8 2392,6 2º 66,8 205 23,3 56,8 3798,3 3º 55,2 149 38,2 128,2 7074,9 4º 61,8 314 50,2 79,9 4938,0 5º 72,6 312 29,2 46,8 3396,2 Tabela 17 - Resultados dos ensaios em voo das subidas a potência máxima. Ensaio Velocidade Média (𝑽) (𝒇𝒕/𝒔) Altitude percorrida (𝒇𝒕) Tempo demorado (𝒔) Tempo estimado a percorrer 500 𝒇𝒕 (∆𝒕) (𝒔) 𝑽∆𝒕 1º 69,4 367 32,8 44,7 3099,9 2º 56,2 335 32,5 48,5 2726,3 3º 61,3 364 31,2 42,9 2625,7 4º 79,3 291 32,8 56,4 4470,7 D-2 (página intencionalmente deixada em branco) E-1 ANEXO E Determinação de 𝑉𝑦 Esta tabela foi realizada com recurso à ferramenta Excel, para determinação de 𝑉𝑦 de uma forma expedita. Pretende-se descobrir qual a velocidade que permite ao VANT subir no menor tempo possível. Como pode ser observado na tabela 17 do anexo D, 𝑉𝑦 esta estará entre as velocidades 56,2 𝑓𝑡/𝑠 e 69,4 𝑓𝑡/𝑠, pois o ∆𝑡 menor com os dados da tabela ocorre aos 61,3 𝑓𝑡/𝑠. Para além disso, 𝑉𝑦 não pode ser inferior que 𝑉𝑥, visto que 𝑉𝑥 corresponde ao mínimo do produto 𝑉∆𝑡, e se o tempo diminuísse com uma velocidade menor, esse produto diminuía, passando 𝑉𝑥 a corresponder a essa velocidade; assim, considera-se que 𝑉𝑦 está entre 𝑉𝑥 (59,92 𝑓𝑡/𝑠) e os 69,4 𝑓𝑡/𝑠. Como se tem a função que determina 𝑉∆𝑡 nas subidas a potência máxima (𝑔(𝑥)), basta dividir 𝑉∆𝑡 por 𝑉 e obtêm-se ∆𝑡. Na tabela 18 podem ser observados os valores encontrados.