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Volume 2 - Número 1 – 2010

ISSN - 2177-5907

Revista Eletrônica AeroDesign Magazine - Volume 2 - nº 1 - 2010 - ISSN - 2177-5907 Seção – Artigos Técnicos

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Revista Eletrônica AeroDesign Magazine

A Revista Eletrônica AeroDesign Magazine é um veículo de divulgação do site EngBrasil

e do Núcleo de Estudos Aeronáuticos, com publicação anual.

Além dos trabalhos de produção científica de autoria do Prof. Luiz Eduardo Miranda José

Rodrigues, de estudantes sob sua orientação e de professores e estudantes de diversas instituições

de ensino, faz divulgação de artigos técnicos, cursos, documentos, eventos e entrevistas de

interesse acadêmico sobre aspectos relacionados diretamente com o desenvolvimento da

engenharia aeronáutica.


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ISSN - 2177-5907

Vol. 2, nº 1 (2010)

Sumário

Editorial

Artigos Técnicos

Idealização de Conceitos para Aeronaves Destinadas a Competição SAE-aerodesign

Diego de Matos Monteiro - Universidade Estadual Paulista - Unesp - Campus Bauru

Reinaldo Sebastião Silva - Universidade Estadual Paulista - Unesp - Campus Bauru

Modelo Teórico para Determinação dos Critérios de Estabilidade Longitudinal Estática

Luiz Eduardo Miranda José Rodrigues - IFSP Campus Salto

Criação, Estruturação e Gerenciamento de uma Equipe de Projeto para o AeroDesign

Fernanda Figueiró de Queiroz - IFSP Campus Salto

Fundamentos sobre o Funcionamento e Projeto de Aeronaves

Gabriel Buglia – IFSP Campus Salto

Configurações Geométricas e Introdução a Aerodinâmica dos Biplanos


Murilo Padovani - IFSP Campus Salto

Características do Estol nas Asas das Aeronaves

Fábio Augusto Alvarez Biasi - IFSP Campus Salto

Metodologia para Determinação das Curvas de Tração e Disponível e Requerida para uma

Aeronave em Regime de Voo Subsônico


José Rafael Schiezari Rú Barnabé - IFSP Campus Salto

Configurações e Dimensionamento Aerodinâmico da Empenagem


Larissa Carvalho Dantas - IFSP Campus Salto

Apresentações

Ponto Neutro, Margem Estática e Princípios de Controle Longitudinal


História da Engenharia Aeronáutica



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EDITORIAL

O Volume 2, número 1 do ano de 2010 da Revista Eletrônica AeroDesign Magazine,

pretende compartilhar com a comunidade acadêmica uma coletânea de textos que apresenta uma

análise científica de variados temas atuais da competição SAE-AeroDesign e da engenharia

aeronáutica.

Dentre eles, destacam-se análises de Aerodinâmica, Projeto Conceitual de Aeronaves,

Desempenho de Aviões, Estabilidade e Controle de Aeronaves e Análise de Cargas e Estruturas

Aeronáuticas. Como abertura da segunda publicação da revista é apresentado um artigo técnico

sobre projeto conceitual de aeronaves de autoria do Prof. Reinaldo Sebastião da Silva e do

estudante de engenharia mecânica Diego de Matos Monteiro ambos da Universidade Estadual

Paulista – Unesp Campus Bauru, sendo este artigo a primeira publicação externa a ser enviada

para a Revista Eletrônica AeroDesign Magazine. Nessa publicação também são apresentados

vários outros artigos técnicos, um de autoria do Prof. Luiz Eduardo Miranda José Rodrigues

mostrando um estudo para o cálculo dos critérios de estabilidade longitudinal estática de uma

aeronave destinada ao AeroDesign e outros artigos de diversas áreas do projeto aeronáutico de

autoria dos estudantes e integrantes da Equipe Taperá de AeroDesign Fernanda Figueiró de

Queiroz, Gabriel Buglia, Murilo Padovani, Fabio Augusto de Alvarez Biasi, Larissa Carvalho

Dantas e José Rafael Schiezari Rú Barnabé.

As apresentações elaboradas pelo Prof. Luiz Eduardo Miranda José Rodrigues, são slides

desenvolvidos em forma de tópicos sobre diversos temas abordados na engenharia aeronáutica.

Dentre eles, vale destacar, História da Engenharia Aeronáutica e Estabilidade de Aviões.

A coletânea apresenta os resultados das pesquisas científicas realizadas pelo Prof. Luiz

Eduardo Miranda José Rodrigues, juntamente com colegas e alunos integrantes da Equipe Taperá

de AeroDesign que, nesta parceria, legitimam a relevância dos movimentos de integração

acadêmica para o desenvolvimento científico.

Prof. Luiz Eduardo Miranda José Rodrigues


4

Artigos


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Idealização de Conceitos para Aeronaves Destinadas à

Competição SAE-AeroDesign

Diego de Matos Monteiro

Universidade Estadual Paulista – Câmpus Bauru

[email protected]

Prof. Reinaldo Sebastião Silva

Universidade Estadual Paulista – Câmpus Bauru

Resumo

O presente artigo tem como objetivo apresentar a diversidade conceitual presente na

competição SAE-Aerodesign, para que se busque a melhor configuração possível buscando

eficiência aerodinâmica, simplicidade construtiva e eficiência estrutural. Serão mostrados

conceitos propostos por autores e conceitos já desenvolvidos para a competição, onde não existe

uma tendência única fazendo assim da SAE-Aerodesign, uma competição extremamente ampla no

que diz respeito a projeto conceitual.

Palavras-chave

Projeto conceitual, conceito, aerodesign.

1 – Introdução

Desde o início do projeto aeronáutico, a definição do conceito sempre foi parte fundamental

para o desenvolvimento de qualquer aeronave. Nota-se, porém que ocorreu uma grande mudança

no conceito das aeronaves desde a invenção do avião. Analisando por exemplo os conceitos

utilizados por Santos Dumont e os irmãos Wright nota-se que as aeronaves modernas são

extremamente diferentes.

As Figuras 1 e 2 mostram as aeronaves desenvolvidas pelos projetistas citados

anteriormente.


6

Figura 1 – 14-bis projetado por Santos Dumont.

Figura 2 – Flyer projetado pelos irmãos Wright.

Os conceitos foram evoluindo até a década de 50, onde finalmente se consolidou o modelo

mais usado hoje que é apresentada na forma de charuto sobre asas.

Pode-se observar pelas Figuras 3 e 4 que não houve mudança significativa na configuração

dos grandes jatos comerciais lançados no mercado desde a década de 50.

Figura 3 – Boeing 707 (1954).


7

Figura 4- Boeing 787 (2007).

Hoje em dia estudam-se novos conceitos que visam maior eficiência aerodinâmica e maior

densidade de passageiros para que se possa economizar combustível, consequentemente

aumentando a rentabilidade por voo e diminuindo a agressão ao meio ambiente por poluentes.

Assim desenvolveram-se protótipos do tipo Blended Wing Body (BWB) como mostrado na Figura

5.

Figura 5 – Conceito Blended Wing Body.

2 – Conceitos

Torenbeek [1] fez diversas análises para diversos conceitos verificando seu fator de

eficiência de envergadura para arrasto induzido, mostrando a variedade de possibilidades para a

melhoria na eficiência de uma aeronave como mostrado na Figura 6.


8

Figura 6 – Fator de eficiência da envergadura para arrasto induzido.

Análises como estas podem ser feitas não só para desempenho, mas também podem ser

feitas para cargas, estruturas, estabilidade e controle. Todas elas sempre tentando alcançar o ponto

ótimo de eficiência, o que consolida um ciclo de melhoria contínua no projeto. Um exemplo de

otimização estrutural pode ser visto nas Figuras 7 e 8, onde a configuração da aeronave permite

uma diminuição na distribuição do momento fletor da asa.

Figura 7 – Modelo proposto por Torenbeek.


9

Figura 8 – Diminuição da distribuição do momento fletor.

Outro modelo que envolve otimização de desempenho, além de estabilidade e controle é o

tipo wing-box, que possui um complexo sistema de controle, mas possui alta eficiência

aerodinâmica, a Figura 9 exemplifica este modelo.

Figura 9 – Lokcheed wing-box.

O grau de liberdade para a escolha de um conceito é extremamente amplo onde para uma

determinada missão não existe uma única solução.


10

Isso será visto a seguir onde se verifica que o modelo vencedor na competição SAE-

Aerodesign não apresenta sempre a mesma configuração externa provando que o conceito não

define exatamente a qualidade do equipamento, e sim um projeto balanceado de bem pensado pode

ser a chave do sucesso para as equipes participantes.

3 – Aeronaves SAE-AeroDesign

A UNESP campus Bauru participa da competição SAE-Aerodesign desde 2001. Desde

então foi iniciada uma observação das aeronaves de outras equipes.

Serão mostrados então alguns conceitos utilizados na competição que terminaram a

competição em excelentes colocações e assim pode-se observar a diversidade conceitual utilizada

pelos estudantes.

Figura 10 – Aeronave EESC USP (2001).

Em 2001 o conceito predominante era semelhante ao da Figura 10, onde a aeronave era do

tipo asa alta com cauda convencional e trem de pouso triciclo. Nota-se que a configuração externa

das aeronaves é extremamente influenciada pelo grau de liberdade que o regulamento oferece.

Outro fato é que as equipes ainda não tinham experiência suficiente para inovar no conceito de

projeto. Conforme os anos passaram, os projetos se tornaram mais maduros, o que dá mais

segurança para as equipes inovarem em seus conceitos.


11

Figura 11 – Aeronave UDESC (2002).

Em 2002 o regulamento era semelhante ao de 2001, assim novamente o mesmo conceito

foi predominante nesta competição. Porem foi o segundo ano onde uma equipe apareceu com a

configuração asa baixa. A mesma equipe desenvolvera um modelo semelhante em 2001.

Figura 12 – Aeronave MFB-03 Unesp Bauru (2003).

No ano de 2003 a equipe MecBauFlyer desenvolveu sistemas de ponta de asa (winglets)

que apresentaram certa melhora no desempenho da aeronave, mas apresentava uma certa

deficiência para pousos com ventos de través o que invalidou alguns voos da equipe.

Neste ano o regulamento limitava apenas a envergadura máxima utilizada. Assim surgiram

aeronaves do tipo multiplanos na competição, entre elas podem ser citadas aeronaves feitas pela

UFMG e UDESC.


12

Figura 13 – Aeronave UDESC (2003).

Em 2004, com o regulamento semelhante ao de 2003, onde a envergadura máxima

permitida era b = 1,83 m, aeronaves do tipo biplano obtiveram os melhores resultados.

Figura 14 – Aeronave Car-Kará UFRN (2004).

Em 2005 com a diminuição da envergadura para b = 1,59 m, forçou as equipes a

desenvolverem multiplanos, onde a predominância era da de biplanos. Nesta ocasião surgiram

triplanos como mostrado na Figura 15.


13

Figura 15 – Aeronave Poli Aclive USP – Poli (2005).

Em 2006 surgiu a primeira aeronave com conceito BWB feito pela UFSC. A aeronave campeã

em 2006 foi projetada pela equipe Keep Flying, onde foi o terceiro ano consecutivo que aeronaves

biplanas conquistaram a primeira colocação na competição.

Figura 16 – Aeronave Céu Azul UFSC (2006).


14

Figura 17 – Aeronave Keep Flying USP – Poli (2006).

2007 foi o ano onde se verifica o grau de maturidade de projeto e variedade de conceitos

elaborados pelas equipes. A Unesp Bauru levou conceitos com cauda em “T” e uma aeronave classe

aberta de conceito Blended Wing Body, conceito que chamou a atenção dos juízes da competição.

Figura 18 – MBF-07 (2007).


15

Figura 19 – Canarinho Open (2007).

O ano de 2008 apresentou uma mudança bem interessante no regulamento, onde ocorreu a

segmentação de pista. Existiam dois espaços de decolagem (30,5m e 61m) onde existia uma pontuação

distinta em função desse espaço diferente. É notável neste ano a hegemonia de aeronaves do tipo

monoplano na classe regular.

Figura 20 – Aeronave Uai-sô-Fly (2008).

Muitos participantes a achavam que em 2009 não seria diferente de 2008 onde aeronaves que

decolassem no primeiro segmento de pista seriam as aeronaves de melhor resultado. Mas o regulamento

sofreu modificações onde além da divisão da pista em duas partes, existiam limites para somatória de

comprimento dos elementos da aeronave máxima e mínima. Assim obtiveram-se resultados bem

diferenciados. Os primeiros colocados foram aeronaves do tipo monoplano.


16

Figura 21 – Prototipo Cefast (2009).

Já na classe aberta apareceram 2 conceitos notáveis. A equipe EESC Charlie levou uma

configuração que lembra muito o conceito sugerido pela Figura 8, o que provavelmente aperfeiçoou a

estrutura da asa.

Figura 22 – EESC Charlie (2009).

Outra configuração muito interessante foi a aeronave levada pela Feb Open, que possuía uma

cauda em “V” invertida e configuração Blended Wing Body, o que melhorou muito sua aerodinâmica.

Esta foi a primeira aeronave com esta configuração no aerodesign.


17

Figura 23 – Feb Open (2009).

4 – Conclusões

O presente artigo mostrou que não existe um conceito pré-definido que será o vencedor, pois

anualmente o regulamento sofre mudanças influenciando completamente na configuração externa do

avião. Tudo isso é verificado pelas diferentes configurações que apareceram ao decorrer dos anos da

competição.

Assim é possível criar uma aeronave com alto grau de liberdade em seu conceito, mas tendo

sempre como objetivo a maximização do carregamento alar e consequentemente a diminuição da relação

potência/peso.

Para tal é necessário o desenvolvimento de estudos não somente do conceito em si, mas também

é preciso desenvolver o desempenho,onde aerodinâmica, estabilidade e controle são fatores cruciais para

tal. A adoção de modelos numérico coerentes, ou de modelos que deram certo em anos anteriores na

participação da equipe são determinantes para o sucesso de uma aeronave com o conceito diferenciado.

5 - Referências Bibliográficas

[1] TOREMBEEK, EGBERT. Blended Wing Body and all Wings. European workshop on aircraft Design

Education, Samara, Russia, 2004.

[2] RAYMER, D. P. (1989). Aircraft design: a conceptual approach. American Institute of Aeronautics

and Astronautics, Inc. Washington, D. C.

[3] STINTON, D. (1983). The Design of the Aeroplane. Granada Publishing, EUA.

[4] HALE, F. J. (1999). Aircraft performance, selection, and design. John Wiley & Sons. New

York.


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Modelo Teórico para Determinação dos Critérios de Estabilidade

Longitudinal estática

Luiz Eduardo Miranda José Rodrigues

Instituto Federal de Educação, Ciência e Tecnologia de São Paulo – Câmpus Salto

[email protected]

Resumo

A análise de estabilidade representa um dos pontos mais complexos do projeto de uma aeronave, pois

geralmente envolve uma série de equações algébricas difíceis de serem solucionadas e que em muitas

vezes só podem ser resolvidas com o auxílio computacional. No presente artigo apenas são tratados os

aspectos da estabilidade longitudinal estática, fundamentos e aplicações de estabilidade dinâmica de

aeronaves podem ser encontrados com uma grande riqueza de detalhes na obra de Nelson [4]. Este artigo

possui a finalidade principal de propiciar ao estudante a capacidade de entender e aplicar os conceitos

necessários para se garantir a estabilidade longitudinal estática de uma aeronave e utilizá-los no projeto

de uma aeronave destinada a participar da competição SAE-AeroDesign.

Palavras-chave

Estabilidade de Aeronaves; Estabilidade Longitudinal; AeroDesign; Engenharia Aeronáutica.

1 – Introdução

Antes de se iniciar qualquer estudo sobre estabilidade, é muito importante uma recordação dos

eixos de coordenadas de uma aeronave e seus respectivos movimentos de rotação ao redor desses eixos,

definindo assim os graus de liberdade do avião. A Figura 1 mostra um avião com suas principais

superfícies de controle e o sistema de coordenadas com os respectivos possíveis movimentos.

Os movimentos de rotação são realizados mediante a aplicação dos comandos de profundor, leme

e ailerons. Com a aeronave em movimento, a atuação de qualquer uma dessas superfícies de comando

pode provocar uma condição de até seis graus de liberdade, como comentado no Capítulo 1 do presente

livro.

Nas próximas seções deste artigo são apresentados em detalhes todo o equacionamento necessário

para o estudo dos critérios de estabilidade estática com a aplicação dos tópicos estudados em uma

aeronave destinada a participar do AeroDesign. Os exemplos numéricos são conduzidos de forma que

após cada seção apresentada uma aplicação seja realizada.

mailto:[email protected]


19

Figura 1 – Eixos de coordenadas e superfícies de comando.

2 – Definição de Estabilidade

Pode-se entender por estabilidade a tendência de um objeto retornar a sua posição de equilíbrio

após qualquer perturbação sofrida. Para o caso de um avião, a garantia da estabilidade está diretamente

relacionada ao conforto, controlabilidade e segurança do voo. Basicamente existem dois tipos de

estabilidade, a estática e a dinâmica e como citado, no presente livro apenas são apresentados os conceitos

fundamentais para se garantir a estabilidade estática, pois normalmente cálculos dinâmicos de

estabilidade envolvem uma álgebra complexa e são estudados em cursos de pós-graduação.

Os conceitos apresentados neste capítulo têm como objetivo principal a sua aplicação em

aeronaves destinadas a participar da competição AeroDesign e fornecem respostas confiáveis e muito

úteis para se garantir o projeto de uma aeronave estável e controlável.

Embora no presente artigo apenas sejam tratados os conceitos da estabilidade estática, a seguir

são apresentadas as definições básicas para os dois tipos de estabilidade citados.

Estabilidade estática: é definida como a tendência de um corpo voltar a sua posição de equilíbrio

após qualquer distúrbio sofrido, ou seja, se após uma perturbação sofrida existirem forças e momentos

que tendem a trazer o corpo de volta a sua posição inicial, este é considerado estaticamente estável. Um

exemplo da estabilidade estática pode ser visto na Figura 2 apresentada a seguir.


20

Figura 2 – Estabilidade estática.

Na Figura 2 (a), pode-se perceber que após um distúrbio sofrido, a esfera tem a tendência natural

de retornar a sua posição de equilíbrio, indicando claramente uma condição de estabilidade estática, para

a Figura 2 (b), nota-se que após qualquer distúrbio sofrido, a esfera possui a tendência de se afastar cada

vez mais de sua posição de equilíbrio, indicando assim uma condição de instabilidade estática e para a

Figura 2 (c), a esfera após qualquer distúrbio sofrido atinge uma nova posição de equilíbrio e ali

permanece indicando um sistema estaticamente neutro.

Para o caso de um avião, é fácil observar a partir dos comentários realizados que necessariamente

este deve possuir estabilidade estática, garantindo que após qualquer distúrbio quer seja provocado pela

ação dos comandos ou então por uma rajada de vento, a aeronave possua a tendência de retornar a sua

posição de equilíbrio original.

A estabilidade de uma aeronave pode ser maior ou menor dependendo da aplicação desejada para

o projeto. Aviões muito estáveis demoram mais para responder a um comando aplicado pelo piloto e

aviões menos estáveis respondem mais rápido a qualquer comando ou distúrbio ocorrido. Geralmente,

maior estabilidade é encontrada em aviões cargueiros e menor estabilidade é encontrada em caças

supersônicos, nos quais pelo próprio objetivo da missão devem possuir uma capacidade de manobra

elevada e rápida.

Estabilidade dinâmica: o critério para se obter uma estabilidade dinâmica está diretamente

relacionado ao intervalo de tempo decorrido após uma perturbação ocorrida a partir da posição de

equilíbrio da aeronave.

Para ilustrar essa situação, considere um avião que devido a uma rajada de vento saiu de sua

posição de equilíbrio com o seu nariz deslocado para cima. Caso este avião seja estaticamente estável,

ele terá a tendência de retornar para a sua posição inicial, porém este retorno não ocorre de forma

imediata, até que a posição de equilíbrio seja novamente obtida, decorre certo intervalo de tempo.

Normalmente o retorno ocorre através de dois processos distintos de movimento, o aperiódico ou o

oscilatório.


21

3 – Estabilidade Longitudinal Estática

Para que uma aeronave possua estabilidade longitudinal estática é necessário a existência de um

momento restaurador que possui a tendência de trazer a mesma novamente para sua posição de equilíbrio

após qualquer perturbação sofrida.

Como forma de se ilustrar este critério, considere dois aviões e suas respectivas curvas

características do coeficiente de momento ao redor do CG em função do ângulo de ataque como mostra

a Figura 3.

Considere inicialmente que ambas aeronaves estão voando no ângulo de ataque de trimagem

representado pela posição B, ou seja, CmCG = 0. Supondo-se que repentinamente essas aeronaves sejam

deslocadas de sua posição de equilíbrio por uma rajada de vento que aumenta o ângulo de ataque para a

posição C (nariz para cima), o avião 1 apresentará um momento negativo (sentido anti-horário) que

tenderá a rotacionar o nariz da aeronave para baixo, trazendo a mesma novamente para sua posição de

equilíbrio, já o avião 2 apresentará um momento positivo que (sentido horário) que tenderá a rotacionar

o nariz da aeronave para cima afastando-a cada vez mais da sua posição de equilíbrio.

Analogamente, se a perturbação provocada pela mesma rajada de vento reduzir o ângulo de

ataque para a posição A (nariz para baixo), o avião 1 apresentará um momento positivo (sentido horário)

que tenderá a rotacionar o nariz da aeronave para cima, trazendo-a de volta a sua posição de equilíbrio e

o avião 2 apresentará um momento negativo (sentido anti-horário) tendendo a rotacionar o nariz da

aeronave para baixo, afastando-a cada vez mais da sua posição de equilíbrio.

Figura 3 – Coeficiente de momento ao redor do CG em função do ângulo de ataque.


22

Dessa forma, pode-se concluir a partir da análise da Figura 3 e das considerações apresentadas

que um dos critérios necessários para se garantir a estabilidade longitudinal estática de uma aeronave é

relacionado ao coeficiente angular da curva do coeficiente de momento ao redor do CG em função do

ângulo de ataque que obrigatoriamente deve ser negativo, resultando, portanto em uma curva

decrescente, assim.

0=

m

m Cd

dC

(1)

A Figura 4 mostra o processo para a determinação do coeficiente angular da curva Cm versus

para se garantir a estabilidade longitudinal estática de uma aeronave.

Figura 4 – Determinação do coeficiente angular da curva do coeficiente de momento ao redor do CG

em função do ângulo de ataque.

Pela análise da Figura 4, pode-se escrever que:

012

12 −

−==

mm

m

m CCC

d

dC

(2)

O outro critério importante para a caracterização da estabilidade longitudinal estática está

relacionado ao ângulo de trimagem, que necessariamente deve positivo, pois assim a aeronave em estudo

possuirá as qualidades estáveis do avião 1 representado na Figura 3, e, portanto, pode-se concluir que o


23

coeficiente de momento ao redor do CG para uma condição de ângulo de ataque igual a zero Cm0 deve

ser positivo, dessa forma, uma condição de estabilidade longitudinal estática somente será obtida quando

os seguintes critérios forem respeitados.

0=

m

m Cd

dC

(3)

e

00 mC (4)

Na discussão apresentada, os requisitos necessários para se obter a estabilidade longitudinal

estática de uma aeronave são fundamentados na curva de momento de arfagem do avião completo, porém

é importante a realização de uma análise independente de cada componente da aeronave, pois assim é

possível visualizar quais partes contribuem de maneira positiva e quais contribuem de maneira negativa

para a estabilidade da aeronave.

4 – Contribuição da Asa

Para se avaliar a contribuição da asa na estabilidade longitudinal estática de uma aeronave é

necessário o cálculo dos momentos gerados ao redor do CG da aeronave devido às forças de sustentação

e arrasto além de se considerar o momento ao redor do centro aerodinâmico da asa. A Figura 5 serve

como referência para a realização deste cálculo e neste ponto é importante citar que a mesma está

representada em uma escala conveniente que permite visualizar as forças e os braços de momento em

relação ao CG.

Figura 5 – Contribuição da asa na estabilidade longitudinal estática.


24

Nesta figura é possível observar a presença do momento característico ao redor do centro

aerodinâmico Mac e as forças de sustentação L e arrasto D respectivamente perpendicular e paralela à

direção do vento relativo, dessa forma, os momentos atuantes ao redor do centro de gravidade são obtidos

do seguinte modo:

CGwacCGwCGwacCGwacCGw ZDhhsenDZsenLhhLMM −−++−+= cos)()(cos (5)

Como forma de simplificar a análise, as seguintes simplificações são válidas:

1cos =w (6)

wwsen = (7)

DL (8)

Essas aproximações são válidas, pois geralmente o ângulo w é muito pequeno e a força de

sustentação é bem maior que a força de arrasto, e como para a maioria dos aviões a posição ZCG do centro

de gravidade possui um braço de momento muito pequeno, a Equação (5) pode ser reescrita em sua forma

simplificada desprezando-se a contribuição da força de arrasto e do braço de momento ZCG do seguinte

modo:

CGacCGwCGwacCGacCGw ZDhhDZLhhLMM −−++−+= 1)()(1 (9)

Que resulta em:

)( acCGacCGw hhLMM −+= (10)

A Equação (10) pode ser reescrita na forma de coeficientes através da divisão de todos os termos

pela relação cSq , portanto:


25

cSq

hhL

cSq

M

cSq

M acCGacCGw

−+

=

)(

(11)

Que resulta em:

−+=

c

h

c

hCCC acCG

LMacMCGw

(12)

A variação do coeficiente de sustentação em função do ângulo de ataque da asa é calculada pela

Equação (13) apresentada a seguir.

wLL aCC += 0 (13)

Onde CL0 representa o coeficiente de sustentação para ângulo de ataque nulo (w = 0°) e a

representa o coeficiente angular da curva CL versus da asa.

Substituindo a Equação (13) na Equação (12), tem-se que:

( )

−++=

c

h

c

haCCC acCG

wLMacMCGw 0

(14)

Aplicando-se as condições necessárias para se garantir a estabilidade longitudinal estática é

possível observar que o coeficiente de momento para uma condição de ângulo de ataque w = 0° é:

−+=

c

h

c

hCCC acCG

LMacwM 00

(15)

E o coeficiente angular da curva de momentos gerados pela asa ao redor do CG é dado por:

−==

c

h

c

haC

d

dC acCG

wMM

(16)

Analisando a Equação (16) é possível observar que para o coeficiente angular ser negativo e,

portanto, contribuir positivamente para a estabilidade longitudinal estática da aeronave, é necessário que

o centro de gravidade esteja localizado a frente do centro aerodinâmico, porém, geralmente, em


26

aeronaves convencionais não é isto que ocorre e, portanto, a asa isolada se caracteriza por um componente

desestabilizante na aeronave, e daí a importância da presença da superfície horizontal da empenagem.

5 – Contribuição do Profundor

De maneira análoga ao estudo realizado para a determinação da contribuição da asa para a

estabilidade longitudinal estática de uma aeronave, será apresentado nesta seção o modelo analítico para

a determinação da contribuição da superfície horizontal da empenagem nos critérios de estabilidade

longitudinal estática.

Para aeronaves que participam da competição AeroDesign, a configuração convencional com a

empenagem localizada na cauda do avião se mostra muito mais eficiente que a configuração canard

(dados históricos dos resultados de competições já realizadas), dessa forma, apenas será tratado no

escopo deste artigo a configuração convencional, ou seja, com a empenagem localizada na cauda da

aeronave atrás da asa e do centro de gravidade.

Como a superfície horizontal da empenagem está montada na aeronave em uma posição atrás da

asa, é importante se observar alguns critérios importantes para se garantir o controle da aeronave, pois

nessa condição de montagem, a empenagem está sujeita a dois principais efeitos de interferência que

afetam diretamente a aerodinâmica da mesma. Esses efeitos são:

a) Devido ao escoamento induzido na asa, o vento relativo que atua na superfície horizontal da

empenagem não possui a mesma direção do vento relativo que atua na asa.

b) Devido ao atrito de superfície e ao arrasto de pressão atuantes sobre a asa, o escoamento que

atinge a empenagem possui uma velocidade menor que o escoamento que atua sobre a asa e, portanto, a

pressão dinâmica na empenagem é menor que a pressão dinâmica atuante na asa.

Uma forma de se minimizar esses efeitos é posicionar a empenagem fora da região da esteira de

vórtices da asa, isso pode ser feito através de um ensaio simples e qualitativo com um modelo em escala

da aeronave em projeto.

Geralmente com a empenagem localizada em um ângulo compreendido entre 7° e 10° acima do

bordo de fuga da asa praticamente não existe influência da esteira de vórtices sobre a empenagem para

uma condição de voo reto e nivelado.


27

Figura 6 – Ensaio visual da esteira de vórtices.

Em função das considerações apresentadas, a contribuição da superfície horizontal da

empenagem deve ser calculada de maneira precisa para se garantir o correto balanceamento da aeronave

durante o voo, o cálculo pode ser realizado através da determinação dos momentos gerados ao redor do

centro de gravidade da aeronave e um modelo matemático para esta análise pode ser obtido a partir do

diagrama de corpo livre da aeronave mostrado na Figura 7.

Figura 7 – Contribuição da empenagem horizontal na estabilidade longitudinal estática.

Através do estudo detalhado da Figura 7, é possível observar que a soma dos momentos da

superfície horizontal da empenagem em relação ao CG da aeronave pode ser escrito matematicamente

da seguinte forma:

( ) ( ) ( )

( )

−+

−−−+−−=

wbtt

wbttwbtwbttactCGt

Dz

senLzsenDLlMM

cos

cos

(17)


28

Pela análise da Equação (17) é possível verificar que o termo )cos( − wbtt Ll

é o que possui

a maior intensidade e, portanto, representa o elemento predominante nesta equação e assim, algumas

hipóteses simplificadoras podem ser realizadas para facilitar a solução desta equação. As hipóteses de

simplificação são as seguintes:

a) O braço de momento zt é muito menor que o braço de momento Lt, portanto zt pode ser

considerado praticamente nulo durante a realização do cálculo.

b) A força de arrasto Dt da superfície horizontal da empenagem é muito menor que a força de

sustentação Lt, portanto também pode ser considerada nula durante a realização do cálculo.

c) O ângulo )( −wb geralmente é muito pequeno, portanto são válidas as seguintes

aproximações: 0)( −wbsen

e 1)cos( −wb .

d) O momento ao redor do centro aerodinâmico do perfil da empenagem Mact geralmente tem um

valor muito pequeno e pode ser considerado nulo durante a realização do cálculo.

A partir da dedução algébrica da Equação (17) chega-se as seguintes condições necessárias para

a contribuição do profundor na estabilidade longitudinal estática:

−= Lt

w

tt

MCGt CcS

SlC

(18)

e

−−=

d

dCVC tLHtM 1

(19)

A adição da empenagem na aeronave contribui significativamente para a obtenção de um

coeficiente de momento CM0 resultante da aeronave positivo, esta condição pode ser obtida através do

ajuste do ângulo de incidência do estabilizador horizontal it. Para o caso de uma asa que possui

arqueamento positivo em seu perfil aerodinâmico, a contribuição do CM0 é negativa, e, assim, é muito

importante observar que quando o estabilizador é montado com um ângulo negativo em relação a linha

de referência da fuselagem, este contribui de maneira positiva para a obtenção de um CM0 positivo para

a aeronave e um CM negativo o que garante a estabilidade longitudinal estática.

Dessa forma, percebe-se que a contribuição do estabilizador horizontal para se obter uma

condição de estabilidade longitudinal estática pode ser controlada pela correta seleção do volume de

cauda VH e do coeficiente angular CLt. O coeficiente angular da curva de momento será cada vez mais


29

negativo se forem aumentados os valores do braço de momento lt, da área do estabilizador horizontal St

e do coeficiente angular CLt da curva CL x do estabilizador horizontal, portanto, o projetista pode

ajustar qualquer um desses fatores como forma de se atingir a condição de estabilidade desejada.

6 – Contribuição da Fuselagem

Até o presente foram apresentadas as contribuições isoladas da asa e da empenagem nos critérios

necessários para a obtenção da estabilidade lobgitudinal estática de uma aeronave, porém, além desses

dois componentes, a fuselagem também possui sua influência na estabilidade de um avião.

A função principal da fuselagem em uma aeronave que participa da competição AeroDesign é

possuir as mínimas dimensões exigidas pelo regulamento da competição com a capacidade de armazenar

a carga útil e os componentes eletrônicos embarcados na aeronave.

É muito importante que se projete uma fuselagem para uma aeronave destinada a participar da

competição AeroDesign com as menores dimensões possíveis, pois desse modo é possível se reduzir o

arrasto parasita do avião e o peso estrutural. A partir da teoria aerodinâmica, o melhor modelo para uma

fuselagem é aquele no qual o comprimento é maior que a largura ou altura.

Munk, realizou estudos considerando um escoamento de fluido ideal e a partir da equação da

quantidade de movimento e considerações de energia verificou que a variação do coeficiente de momento

em função do ângulo de ataque para corpos compridos com seção transversal circular (modelos de

fuselagem empregados na indústria aeronáutica) é proporcional ao volume do corpo e à pressão dinâmica

atuante.

Um estudo mais avançado foi realizado por Multhopp, no qual o referido autor estendeu a análise

realizada por Munk e avaliou a influência do escoamento induzido ao longo da fuselagem na presença

da asa com diversos modelos de seção transversal. Um resumo das equações utilizadas e dos resultados

obtidos por Multhopp são apresentados a seguir para a determinação dos valores de fMC 0 e fMC .

Para a determinação do coeficiente de momento da fuselagem na condição de ângulo de ataque

nulo pode-se utilizar a Equação (20) apresentada a seguir.

( ) ( )=

=

+

−=

flx

x

fwf

w

fM xiwcS

kkC

0

0

212

05,36

(20)

Na Equação (20), a relação (k2 – k1) representa fatores de correção que estão relacionados com a

forma da fuselagem e dependem da razão entre o comprimento lf e a máxima largura dmáx da fuselagem,


30

Sw é a área da asa, c a corda média aerodinâmica da asa, wf a largura média da fuselagem em cada seção

analisada, 0w representa o ângulo para sustentação nula da asa em relação à linha de referência da

fuselagem, if é o ângulo de incidência da fuselagem em relação à uma linha de referência no centro de

cada seção avaliada e x é o incremento de comprimento que define cada seção avaliada ao longo da

fuselagem.

Para a determinação do coeficiente angular da curva de momentos ao redor do CG em função do

ângulo de ataque da fuselagem CMf, o método utilizado por Multhopp sugere que:

=

=

=

flx

x

u

f

w

fM xwcS

C0

2

5,36

1

(21)

A relação

u

presente na Equação (21) representa a variação do ângulo do escoamento local

em função do ângulo de ataque, essa relação varia ao longo da fuselagem e segundo Nelson [4], pode ser

estimada de acordo com curvas semiempíricas.

7 – Gráfico Característico de Estabilidade Longitudinal Estática para uma Aeronave Destinada a

Participar da Competição SAE-AeroDesign

A Figura 8 mostra o gráfico característico de estabilidade longitudinal estática para uma aeronave

destinada a participar da competição SAE-AeroDesign. As curvas mostradas podem ser obtidas com a

aplicação das equações apresentadas nas seções anteriores do presente artigo.

Figura 8 – Curvas características de estabilidade longitudinal estática.


31

8 – Conclusões

A metodologia apresentada neste artigo permite obter de forma confiável os parâmetros

necessários para se garantir a estabilidade longitudinal estática de uma aeronave destinada a participar

da competição SAE-AeroDesign. Maiores detalhes sobre a solução das equações podem ser encontrados

na vasta bibliografia existente. Procurou-se neste artigo mostrar apenas os fundamentos básicos para a

determinação dos critérios de estabilidade longitudinal estática de uma aeronave.

9 - Referências

[1] ANDERSON, JOHN, D. Aircraft performance and design, McGraw-Hill, New York, 1999.

[2] McCORMICK, BARNES, W. Aerodynamics, aeronautics and flight mechanics, Wiley, New York,

1995.

[3] Ly, Ui-Loi. Stability and Control of Flight Vehicle, University of Washington. Seattle 1997.

[4] NELSON, ROBERT. C., Flight Stability an Automatic Control, 2ª Ed, McGraw-Hill, Inc. New York

1998.

[5] USAF., Stability and Control Datcom, Flight Control Division, Air Force Dynamics Laboratory,

Wright Patterson Air Force Base, Fairborn, OH.


32

Criação, Estruturação e Gerenciamento de uma

Equipe de Projeto para o AeroDesign

Fernanda Figueiró de Queiroz


[email protected]

Resumo

O presente artigo possui como objetivo trazer conceitos sobre a criação, estruturação e gerenciamento de

uma equipe de projeto para o AeroDesign. Para isso, serão mostrados alguns métodos importantes com

a finalidade de se obter uma equipe com objetivos bem focados e excelente desempenho em todos os

setores do projeto. No caso da competição AeroDesign, normalmente deve-se realizar uma divisão na

equipe para que ocorra um trabalho mais rápido e dinâmico, portanto, as linhas organizacionais de projeto

ou de montagem, devem estar bem sincronizadas de forma que a realização do projeto seja bem sucedida.

Palavras-chave

Estruturação de equipe; Gestão de projetos; AeroDesign; Engenharia Aeronáutica.

1 - Introdução

A criação, estruturação e gerenciamento de uma equipe de projeto para o AeroDesign, é um dos

pontos mais importantes do desenvolvimento, pois uma equipe bem estruturada e gerenciada possibilitará

a realização de um projeto altamente competitivo, sendo essa, uma das tarefas mais árduas que exige

recursos e diretrizes bem definidas.

Atualmente no campo profissional, o trabalho em equipe é muito valorizado, o que não é diferente

no AeroDesign, pois para se ter um bom desempenho na competição é necessário que se tenha uma

equipe bem estruturada.

Para isso, alguns requisitos são importantes, sendo eles: interesse de todos pelo projeto,

competência, criatividade, inteligência, objetividade, profissionalismo, organização, conhecimento, os

mesmos objetivos entre as frentes de trabalho e principalmente, estar satisfeito com o trabalho realizado.

No AeroDesign a formação de uma equipe tem que ser muito criteriosa, onde as habilidades

individuais são importantes, mas o conjunto é essencial.


33

Vale à pena lembrar que os projetos mais complexos e que demandam muito tempo, são

realizados em equipe.

2 - Criação da Equipe

A criação tem seu início pela escolha dos integrantes, que é feita através de uma seleção, onde os

mais aptos e interessados serão escolhidos. Esse processo poderá ser feito através de provas, entrevistas,

palestras e análise curricular.

No caso do AeroDesign, a cada ano ocorre uma renovação dos integrantes, já que a competição

é realizada somente para estudantes regularmente matriculados em seus respectivos cursos, tornando

assim necessário a integração de novos alunos.

Para os alunos novos na instituição, é importante a realização de uma palestra de modo a

apresentar o projeto a fim de que ocorra um conhecimento de todos sobre o AeroDesign, sendo que após

essa apresentação, as pessoas interessadas em participar da equipe deverão procurar os integrantes mais

antigos do grupo.

A seleção e recrutamento de pessoas para uma equipe de projeto não é uma tarefa fácil, pois

demanda tempo e depende de uma escolha certa.

E antes de se iniciar a estruturação da equipe, é realizada uma reunião para definir os objetivos,

as metas a serem atingidas e a apresentação mais profunda do projeto. Outro ponto importante também

é de mostrar aos novos integrantes um pouco de detalhes sobre a competição, mostrando experiências

anteriores de forma a explicar detalhes da organização e do regulamento da competição, para definir as

metas e os objetivos da equipe.

3 - Estruturação da Equipe

A estruturação da equipe é a parte mais importante do projeto, pois é nela que ocorrerá a

realização de um projeto de sucesso. Por ser a parte mais importante, é necessário que haja o maior

cuidado possível perante as decisões a serem tomadas.

Já feita à criação da equipe, ocorre a divisão de tarefas e de frentes de trabalho, já que cada

integrante terá mais habilidade e motivação para realizar determinada tarefa. No caso do AeroDesign a

equipe poderá ser dividida em: Projeto e relatório, construção, desenhos e busca por patrocínios e

marketing da equipe.


34

Toda frente de trabalho tem a sua importância, não existindo uma mais importante que outra, pois

o projeto só será realizado se houver a construção, e a construção só será necessária se existir um projeto

teórico.

O projeto e o relatório são responsáveis por mostrar todos os cálculos efetuados, as medidas

adotadas, as inovações adotadas, os materiais usados, os ensaios efetuados e os estudos realizados, entre

outros.

A construção é responsável por tornar esse projeto realidade, e para isso é necessário que haja

uma equipe com uma boa sintonia, para que o trabalho saia perfeito.

Os desenhos são confeccionados antes da construção do avião, para que esta seja realizada mais

facilmente. Nos desenhos são necessários que se mostrem todos os detalhes da estrutura.

E por último a busca por patrocínio e o marketing da equipe, são outros pontos essenciais. Esses

quesitos são importantes para a contribuição financeira para a equipe, já que os materiais utilizados na

aeronave são de alto valor.

Depois de toda a equipe dividida, é preciso que haja um planejamento de prazos para entregas e

realizações das tarefas. Como o AeroDesign é uma competição que conta com várias datas para a sua

concretização, como data para inscrição, entrega de relatório e vídeo de vôo entre outros, portanto, é

preciso que a equipe fique bem atenta aos prazos de entrega, para que não falte nada.

Portanto, para um bom desempenho na equipe é necessário que haja prazos para o início e para o

término do trabalho, incluindo limitações de tempo, custos e recursos.

Mas, para que haja um excelente resultado, uma interligação entre essas frentes de trabalho,

visando uma boa comunicação entre os setores para que o projeto esteja a par de toda a equipe.

Um dos empecilhos na estruturação de uma equipe de projeto são os conflitos gerados entre os

membros, que podem ser por causa ideias contrárias, as vezes por espaço e domínio, entre outras. E o

gerente deve sempre estar a par do ocorrido, estabelecer regras para tomar decisões, reforçar o papel de

cada membro da equipe, enfatizando a colaboração e a comunicação e que cada um deve entender a

maneira como cada colega pensa e trabalha.

4 - Gerenciamento da Equipe

No gerenciamento da equipe é necessário reforçar novamente os objetivos e metas da equipe,

deixando claro o que foi planejado no início.

Essa parte é responsável pelo gerenciamento das tarefas, fiscalizando e acompanhando as tarefas

realizadas, se os serviços estão dentro do prazo, se está ocorrendo como o combinado, ver o desempenho

da equipe e sugerir melhorias á um papel constante do capitão da equipe.


35

5 - Métodos Adotados

A equipe Taperá participará em 2010 pela segunda vez na competição SAE-AeroDesign, e um

dos pontos de maior dificuldade encontrados pela equipe no ano de 2009 foi justamente a criação,

estruturação e gerenciamento da equipe.

Figura 1 – Aeronave Taperá 2009.

Para 2010 foram adotadas novas medidas que serviram para facilitar e resultar em melhores

resultados.

Para o recrutamento, a equipe realizou no Instituto Federal de São Paulo uma palestra

apresentando a competição para os novos alunos e se havia interesse entre eles. Dentre os alunos que

demonstraram interesse foi realizada uma entrevista e então foram escolhidos os novos integrantes da

equipe.

Com o aumento do número de integrantes para a competição de 2010, o maior obstáculo

enfrentado foi mostrar aos novos integrantes a grande importância do projeto, por isso foram necessárias

reuniões periódicas para explicar sobre o projeto, estudo das bibliografias mais usadas, estudo do

regulamento e a partir daí, já se iniciou a definição preliminar da aeronave de 2010, resultando na

aeronave mostrada na Figura 2.

Para a estruturação, foram necessárias reuniões com todos os integrantes da equipe, para que esta

fosse dividida em: projeto e relatório, desenhos, construção e patrocínios e marketing da equipe.

A divisão foi realizada a partir das habilidades e facilidades de cada componente, sendo

importante uma conversa com todos para definir esse aspecto.

Após a divisão das tarefas, o projeto teve o seu início concretizado, cada frente de trabalho

começou a estudar o projeto, e relacioná-lo com o trabalho da outra frente, de modo a obter o máximo

de resultado na aeronave.


36


6 - Conclusões

Para a confecção de um projeto complexo e que demande muito tempo é necessário a criação,

estruturação e gerenciamento de uma equipe. Para isso, é importante que essa equipe seja bem

organizada, com competência, que trabalhe bem em grupo, com disciplina, responsabilidade e que

tenham conhecimento básico e muita vontade de aprender.

7 - Referências

[1] RAYMER, DANIEL, P. Aircraft design: a conceptual approach, AIAA, Washington, 1992.

[2] RODRIGUES, LUIZ EDUARDO MIRANDA. J., Fundamentos da Engenharia Aeronáutica, E-

Book – Taperá AeroDesign, Instituto Federal de Educação, Ciência e Tecnologia de São Paulo, 2009,

disponível em http://www.engbrasil.eng.br.


37

Fundamentos Sobre o Funcionamento e Projeto de Aeronaves

Gabriel Buglia


[email protected]

Resumo

O presente artigo possui como objetivo apresentar os fundamentos básicos sobre o projeto de uma

aeronave para a competição Aerodesign. Em um projeto conceitual, devem ser utilizadas diversas

técnicas relacionadas à criatividade para auxiliar no desenvolvimento de idéias que surgiram em fases

anteriores e novos conceitos. Podem ser realizados muitos rascunhos e esboços com ou sem elementos

inovadores. No entanto, uma coerência com a estratégia precisa ser enfatizada.

Palavras-chave

Projeto Aeronáutico, Projeto Conceitual, AeroDesign.

1 - Introdução

O Projeto conceitual é uma fase importante do processo de produção onde são desenvolvidas as

primeiras ideias concretas em busca da criação de uma aeronave adequada às necessidades do projeto

preliminar.

Objetivos devem estar de acordo com a estratégia, restrições e oportunidades que devem ser

definidos levando em consideração novas tecnologias e necessidades da competição. Estes objetivos

podem ser reformulados conforme a realidade e podem exigir mudanças de postura com novos problemas

e ampliações ou retrações do mercado.

Certos limites definidos durante a fase de planejamento devem ser avaliados no projeto conceitual

para estudar a viabilidade de aplicação na aeronave. Nesta fase começam a ser desenvolvidos os aspectos

formais e funcionais da aeronave que devem estar de acordo com o benefício básico.

2 – Projeto Conceitual

Os conceitos e definições presentes nesse artigo são destinados a aplicação de qualquer aeronave,

porém há ênfase maior na competição SAEAerodesign.

A análise minuciosa do regulamento da competição é de extrema necessidade para o

conhecimento das restrições iniciais, como dimensões máximas e mínimas da aeronave e do

compartimento de carga, exigências do regulamento, entre outros aspectos.


38

Figura 1 – Exemplo de Dimensões de uma Aeronave.

A partir da leitura e verificando todas as restrições do projeto, inicia-se desenvolvimento de ideias

e a realização de esboços preliminares, nessa fase não é obrigatório o uso de cálculos específicos, já que

será apenas definida uma possível configuração para o projeto.

3 - Conceitos

A equipe a realizar um projeto deve estar ciente das definições e componentes principais do

projeto.

Como mencionado anteriormente, o presente artigo é direcionado a criação de uma aeronave para

a competição SAE-Aerodesign. A primeira definição a ser conhecida é sobre o produto que está sendo

estudado.

Avião é definido como uma aeronave de asas fixas, mais pesado que o ar, movido por propulsão

mecânica, que é mantido em voo devido à reação dinâmica do ar que se escoa através de suas asas.

Existem vários tipos de modelos de aviões, porém a maioria apresenta componentes básicos, a

saber: fuselagem, asas, uma empenagem, trem de pouso, e grupo de moto-propulsor. As características

operacionais e dimensões são determinadas a partir do objetivo desejado no projeto.


39

Figura 2 – Componentes Básicos de uma Aeronave.

3.1 - Trem de Pouso

O trem de pouso, ou trem de aterragem, é o principal integrante do sistema de pouso de um avião.

Suas funções principais são apoiar o avião no solo e manobrá-lo durante os processos de taxiamento,

decolagem e pouso.

O trem de pouso pode ser classificado basicamente em duas categorias: trem de pouso

convencional ou triciclo, de acordo com a posição das rodas.

Figura 3 – Trem de pouso triciclo.

Figura 4 – Trem de pouso convencional.


40

O trem de pouso triciclo (Figura 3) é formado por duas rodas principais e uma roda frontal. O

trem de pouso convencional (Figura 4) é formado por um trem de pouso principal e geralmente uma

bequilha ao fim da cauda.

Nas últimas edições do SAE-AeroDesign a maioria das aeronaves apresentaram trem de pouso

triciclo pela melhora do controle e da estabilidade da aeronave no solo, além da melhora no desempenho

de decolagem.

3.2 - Fuselagem

A fuselagem é um dos principais elementos da aeronave. Ela ainda inclui a cabine de comando,

o compartimento de carga e os vínculos de fixação para outros componentes do avião.

Pode ser construída basicamente de três formas diferentes: treliçada, monocoque ou semi-

monocoque.

Para o AeroDesign o tipo mais comum de fuselagem é a treliçada, que é uma estrutura em forma

de treliça cuja resistência é obtida através da junção de barras conforme pode ser observado na Figura 5.

Figura 5 – Fuselagem Treliçada.

3.3 - Empenagem

Estabilizar e controlar o avião em voo são as principais funções da empenagem. É dividida em

superfície vertical e superfície horizontal. A horizontal é formada pelo estabilizador horizontal (fixo) e

pelo profundor (móvel). Ela é responsável pela estabilidade e controle longitudinal da aeronave, ou seja,

pelos movimentos de afagem (levantar e abaixar o nariz) da aeronave. A superfície vertical é formada

pelo estabilizador vertical (fixo) e pelo leme de direção (móvel). É responsável pelo controle e

estabilidade direcional da aeronave, ou seja, pelos movimentos de guinada (deslocamento do nariz para

esquerda ou direita) da aeronave.


41

O posicionamento correto da empenagem é de extrema importância para o controle e estabilidade

da aeronave. Os critérios analisados devem ser de estabilidade, controle, peso e balanceamento da

aeronave.

Figura 6 – Modelo de Empenagem.

3.4 - Grupo Moto-propulsor

O grupo moto-propulsor é formado pelo motor e pela hélice. A função do motor é proporcionar

potência necessária para fazer com que a hélice se movimente. Uma vez que a hélice está em movimento,

sua função é proporcionar tração para impulsionar a aeronave.

De acordo com o número de motores existentes na aeronave, elas podem ser classificadas em

monomotores, bimotores e multimotores.

Os componentes necessários para a montagem do grupo moto-propulsor são o motor, a hélice, o

spinner e a parede de fogo.

Como o motor é padronizado para todas as equipes no AeroDesign, a análise para a escolha da

hélice é fundamental. A escolha deve ser por aquela que apresentar maior tração disponível.

Figura 7 – Grupo Moto-propulsor.


42

3.5 - Asa

As asas são componentes fundamentais da aeronave para a sustentação em voo. São unidas a cada

lado da fuselagem e apresentam diversos projetos, tamanhos e formas a fim de atender o desempenho

desejado para cada projeto.

Em relação ao posicionamento na fuselagem pode ser classificado em alta, média e baixa. Pode

ser classificada também em relação ao número de asas, com apenas um par de asas são classificados em

monoplano, já com dois pares de asas são classificados em biplanos, como mostram as Figuras 8 e 9.

Figura 8 – Monoplano.

Figura 9 – Biplano.

3.5.1 - Estrutura da asa

Os principais elementos de uma asa são as nervuras, a longarina e o bordo de ataque e bordo de

fuga. As nervuras dão a forma aerodinâmica da asa e transmitem os esforços do revestimento para a

longarina.

A longarina é o principal componente da asa, pois é ela que é dimensionada para suportar os

esforços de cisalhamento, flexão e torção. O bordo de ataque e o bordo de fuga representam a parte

dianteira e a parte traseira da asa.


43

Figura 10 – Componentes da Asa.

3.5.2 - Formas Geométricas da Asa

Os formatos mais comuns para o AeroDesign são as asas retangulares, as asas trapezoidais e as

asas elípticas.

As asas retangulares têm baixa eficiência aerodinâmica, porém são de fácil construção e menor

custo de fabricação.

As asas trapezoidais têm ótima eficiência aerodinâmica, porém sua fabricação se torna mais

difícil, uma vez que cada nervura possui um tamanho diferente.

As asas elípticas representam a melhor asa, pois é ela que apresenta maior eficiência

aerodinâmica, contudo sua fabricação e seu custo são mais elevados que os outros tipos de asas.

3.5.3 - Nomenclatura do Perfil e da Asa

Figura 11 – Perfis.


44

Extradorso: representa a parte superior do perfil;

Intradorso: representa a parte inferior do perfil;

Corda: é a linha reta que une o bordo de ataque ao bordo de fuga do perfil aerodinâmico;

Envergadura: representa a distância entre a ponta das asas;

Área da asa: representa toda a área em planta, inclusive a porção compreendida pela fuselagem.

Esta análise feita no tópico 3, mostra de forma simples e objetiva os principais tipos e

características geométricas das asas. Uma análise maior deve ser feita na aerodinâmica, cujas análises

qualitativas e quantitativas sobre o desempenho dos perfis aerodinâmicos e das asas de envergadura finita

são avaliadas.

4 - Movimentos e Controle de uma Aeronave

Para se entender todos os referenciais de movimento e direção de uma aeronave são necessários

estabelecer um sistema de coordenadas cartesianas tridimensional. Os três eixos das coordenadas se

interceptam no centróide formando ângulos de 90º entre si.

4.1 - Movimentos da Aeronave

Durante o voo uma aeronave pode realizar seis tipos de movimento em relação aos três eixos de

referência. Os movimentos lineares ou de translação são os seguintes: para frente e para trás ao longo do

eixo longitudinal, para a esquerda e para a direita ao longo do eixo lateral e para cima e para baixo ao

longo do eixo vertical.

Os outros três movimentos são os movimentos de rolamento, movimentos de arfagem e

movimentos de guinada.

4.2 - Superfícies de controle

Existem três superfícies de controle nas aeronaves, são elas: os ailerons, o profundor e o leme de

direção.

Figura 12 - Superfícies de Controle.


45

4.2.1 - Aileron

Os ailerons são estruturas moveis localizados no bordo de fuga e nas extremidades da asa. Seu

princípio de comando é quando um comando é aplicado para a direita, por exemplo, o aileron localizado

na asa direita é defletido para cima e o aileron da asa esquerda é defletido para baixo fazendo com que a

aeronave execute uma manobra de rolamento para a direita, e vice-versa.

Figura 13 – Deflexão dos Ailerons.

4.2.2 - Profundor

Já o profundor, é responsável por baixar ou subir o nariz da aeronave. Quando se deseja que o

nariz do avião se levante, o bordo de fuga do profundor se deflete para cima. Quando se quer abaixar o

nariz da aeronave, o bordo de fuga do profundor se deflete para baixo, como mostrado na Figura 14.

Figura 14 - Deflexão do Profundor.

4.2.3 - Leme de Direção

É o leme de direção que controla o movimento em torno do eixo vertical. Quando um comando

é aplicado para a direita, por exemplo, o leme se deflete para a direita o nariz da aeronave se desloca no

mesmo sentido do comando aplicado, ou seja, para a direita e vice-versa.


46

Figura 15 - Deflexão do Leme de Direção.

4.2.4 - Flapes

Os flapes, localizados no bordo de fuga da asa, são acionados para baixo com a função de

aumentar a área de superfície da asa. Os flaps aumentam a sustentação e o arrasto, diminuindo a

velocidade. Estas superfícies são normalmente usadas em baixa velocidade, originando o chamado voo

reduzido ou nos procedimentos de aproximação e pouso.

5 - Forças Atuantes em um Aeronave em Voo Reto e Nivelado com Velocidade Constante

Para a condição de voo reto e nivelado, quatro forças são atuantes em uma aeronave: a força de

sustentação (L), a força de arrasto (D), a força de tração originada pela hélice (T) e o peso do avião (W)

Figura 16 – Forças atuantes em uma aeronave em voo reto e nivelado com velocidade constante.

A força de sustentação (L) representa a maior qualidade da aeronave e é a responsável por garantir

o voo. Esta força é originada pela diferença de pressão existente entre o intradorso e o extradorso da asa.

A força de arrasto (D) se opõe ao movimento da aeronave. O maior desafio do projetista é reduzir

o quanto possível essa força como forma de se melhorar a eficiência aerodinâmica da aeronave.


47

A força de tração (T) é oriunda da hélice. Uma escolha adequada para a hélice pode propiciar um

aumento significativo da tração disponível. A escolha da hélice para o projeto SAE-Aerodesign é de

extrema importância, já que o motor é padronizado para todas as equipes. A finalidade principal da força

de tração é vencer a força de arrasto.

O peso (W) representa uma força gravitacional direcionada verticalmente para baixo. No caso de

uma aeronave, a única forma de se obter o voo é garantir uma força de sustentação igual ou maior que o

peso.

6 – Conclusão

É importante ressaltar que no artigo apenas foram apresentados alguns modelos mais comuns

utilizados em aeronaves de pequeno porte, com a dedicação em outras fontes de pesquisa é possível obter

ideias para o desenvolvimento da aeronave.

No caso do projeto de uma aeronave para a competição AeroDesign, a equipe deve se atentar nos

seguintes pontos:

- Escolha da configuração da aeronave;

- Escolha do modelo a ser empregado na construção da fuselagem;

- Determinação da forma geométrica da asa e suas dimensões principais;

- Selecionar a posição da asa em relação à fuselagem e o número de asas;

- Escolher o tipo de trem de pouso a ser utilizado;

- Selecionar o modelo da empenagem;

- Fazer um esboço inicial da aeronave com as principais dimensões indicadas.

Com a configuração básica definida, a equipe já possui uma ideia das necessidades fundamentais

para a realização do projeto. Esta primeira fase é definida na indústria aeronáutica como projeto

conceitual da aeronave.



48

7 - Referências

[1] ANDERSON, JOHN, D. Aircraft performance and design, McGraw-Hill, New York, 1999. [2] ANDERSON, JOHN, D. Introduction to fligth, McGraw-Hill, New York, 1989. [3] FEDERAL AVIATION REGULATIONS, Part 23 Airwothiness standarts: normal, utility, acrobatic, and commuter category airplanes, USA. [4] RODRIGUES. LEMJ, Fundamentos de Engenharia Aeronáutica, Instituto Federal de Educação, Ciência e tecnologia de São Paulo, E-Book, São Paulo, 2009. [5] ROSKAM. JAN, Airplane aerodynamics and performance, DARcorporation, University of Kansas, 1997.


49

Configurações Geométricas e Introdução a Aerodinâmica dos Biplanos

Murilo Padovani


[email protected]



[email protected]

Resumo

Reconhecidamente aeronaves do tipo biplano não são extensivamente utilizadas na atualidade como eram

no passado, porém existe uma grande quantidade dessas aeronaves que ainda estão em operação. Para o

propósito da competição SAE-AeroDesign, a configuração do tipo biplano tem se mostrado muito

competente e geralmente aeronaves com essa configuração vem conseguindo resultados muito

expressivos durante as edições passadas da competição. Dessa forma, o presente artigo realiza

comentários importantes sobre a aerodinâmica desse tipo de aeronave, pois muitas equipes que se

organizam para participar da competição SAE-AeroDesign optam por esse tipo de configuração.

Palavras-chave

Projeto Aeronáutico, Biplanos, SAE-AeroDesign, Engenharia Aeronáutica.

1 – Introdução

Este artigo apresenta as principais características aerodinâmicas pertinentes a configurações de

biplanos, bem como mostra algumas expressões matemáticas que podem ser utilizadas como forma de

simplificação de uma aeronave com essa configuração para um monoplano equivalente, onde a partir do

qual todas as características aerodinâmicas podem ser obtidas. A Figura 1 mostra aeronaves com

configuração biplano.

Figura 1 – Configuração de biplanos.




50

2 – “gap” Distância Vertical entre as Asas

O “gap” representa a distância vertical entre as asas de um biplano e deve ser medido

perpendicularmente ao eixo longitudinal da aeronave. O “gap” algumas vezes também é definido como

a distância que separa duas asas adjacentes de um multiplano. Geralmente o “gap” de um biplano é

representado pela relação gap/corda, ou seja, se esta relação é igual a 1, significa que a distância vertical

entre as duas asas é igual ao comprimento da corda aerodinâmica da asa.

Na pratica, a relação gap/corda é muito próxima de 1. O principal fator a ser avaliado para a

determinação da relação gap/corda é a interferência do escoamento gerado em cada uma das asas, ou

seja, deve-se prever na análise que a esteira do escoamento gerada na asa superior não sofra interferência

da esteira do escoamento gerada na asa inferior da aeronave, portanto, as duas asas da aeronave devem

estar tão distantes quanto for possível de forma a minimizar os efeitos de interferência, mas por motivos

estruturais, ao mesmo tempo é necessário que a asa superior esteja o mais próximo possível da asa

inferior, assim, existe uma solução de compromisso entre a aerodinâmica e a estrutura da aeronave como

forma de se obter uma boa relação “gap”/corda. A Figura 2 mostra o “gap” entre duas asas.

Figura 2 – representação do “gap”.

3 – “stagger”

O termo “stagger” é definido como a diferença de posição entre o bordo de ataque das duas asas,

ou seja, o “stagger” representa o quanto o bordo de ataque de uma asa está deslocado em relação ao bordo

de ataque da outra asa. O “stagger” geralmente é representado pelo ângulo de “stagger” expresso em

graus como mostra a Figura 3.

Figura 3 – Representação do ângulo de “stagger”.


51

O “stagger” é considerado positivo quando o bordo de ataque da asa superior estiver a frente do

bordo de ataque da asa inferior, e considerado negativo quando o bordo de ataque da asa superior estiver

posicionado atrás do bordo de ataque da asa inferior como pode ser observado na Figura 4.

As vantagens aerodinâmicas do “stagger” geralmente são muito pequenas, um biplano pode

possuir ângulo de “stagger” simplesmente para facilitar a visão do piloto ou então para prover uma maior

facilidade para se ter acesso a cabine de comandos ou ao compartimento de carga.

Figura 4 – Representação do “stagger” positivo e negativo.

4 – Decalagem

O termo decalagem representa a diferença entre os ângulos de incidência das asas de um biplano.

A decalagem é considerada positiva quando o ângulo de incidência da asa superior for maior que o ângulo

de incidência da asa inferior da aeronave.

Geralmente o ângulo de decalagem é muito pequeno e possui como finalidade principal melhorar

as características de estol da aeronave, pois com uma decalagem positiva, a asa superior da aeronave

tenderá a estolar antes da asa inferior uma vez que seu ângulo de incidência é maior. Se os ailerons

estiverem posicionados na asa inferior, estes ainda possuirão comando para recuperar a aeronave de uma

possível situação de estol, pois a asa inferior ainda estará em condições normais de voo. O ângulo de

decalagem normalmente é da ordem de 1° ou 2°, a Figura 5 mostra um exemplo do ângulo de decalagem.

Figura 5 – Representação do ângulo de decalagem.


52

5 – Determinação de um Monoplano Equivalente

A formulação matemática para a determinação das características aerodinâmicas de um biplano

geralmente envolve uma extensa série de cálculos e aproximações que despedem muitas horas de estudo

e dedicação para a correta análise desse tipo de aeronave. Como o escopo deste livro não possui a

finalidade de se avaliar em detalhes a aerodinâmica de biplanos, a formulação matemática apresentada é

um modelo simplificado proposto por Munk que permite converter o biplano em estudo em um

monoplano equivalente que possua a mesma forma em planta da asa com os mesmos valores de corda e

proporcione o mesmo desempenho final do biplano em questão. Esta análise é realizada a partir do

cálculo da envergadura do monoplano equivalente, ou seja, as duas asas do biplano podem ser

substituídas por uma única asa de um monoplano desde que as características esperadas para o

desempenho da aeronave sejam mantidas. O cálculo da envergadura do monoplano equivalente pode ser

realizado a partir da aplicação da Equação (1).

(1)

Onde, b representa a envergadura original das asas do biplano e o parâmetro k depende diretamente do valor do

“gap” e da envergadura original das asas do biplano como pode-se observar na Equação (2).

(2)

Como citado, o valor do “gap” deve ser próximo de uma corda como forma de se evitar a

interferência dos vórtices, bem como propiciar um certo conforto durante o dimensionamento estrutural

dos elementos de ligação entre as asas. Uma vez determinado o valor da envergadura equivalente, o

alongamento do monoplano equivalente também pode ser determinado pela aplicação da Equaçõe (3).

(3)


53

A Equação (3) é utilizada para qualquer modelo geométrico com a área equivalente dessa asa

calculada utilizando-se a envergadura equivalente obtida e os respectivos valores de corda das asas do

biplano. Muitas vezes a impressão inicial que se tem é que o simples fato da existência de duas asas na

aeronave irá contribuir para gerar o dobro de força de sustentação, porém isso não é verdade, pois uma

série de interferências entre vórtices, o aumento do arrasto e o aumento do peso estrutural proporcionam

um aumento efetivo bem menor do que o inicialmente esperado. Dessa forma, a envergadura do

monoplano equivalente indica que as duas asas do biplano podem ser substituídas por uma única asa com

esta envergadura como forma de propiciar o mesmo desempenho para a aeronave, e a partir da

determinação do alongamento do monoplano equivalente todos os outros cálculos da aerodinâmica da

aeronave podem ser realizados de acordo com os modelos apresentados tradicionais aplicados a um

monoplano.

6 – Biplanos Históricos

Quem realmente inventou o avião? A resposta a esta pergunta provavelmente jamais será

inquestionável. Para qualquer cidadão brasileiro, quem inventou o avião foi Alberto Santos Dumont, e

ponto final. Já para um cidadão norte-americano, no entanto, foram os irmãos Wilbur e Orville Wright.

De qualquer forma, ainda existem outros candidatos a pioneiro do voo mecânico, como o francês Clément

Ader, que teria voado em 1890 em um avião a vapor a poucos centímetros do chão e, inclusive, inventou

o nome da máquina. Em meios a essa discussão, um detalhe é relevante, em ambos os casos, a aeronave

projetada possuía a configuração de biplano.

6.1 – Irmãos Wright

Em geral, a maior parte do mundo aceita os irmãos Wright como inventores do avião. Todavia,

pairam muitas dúvidas sobre a legitimidade dessa primazia. Ninguém questiona os voos de Santos

Dumont em 23 de outubro e 12 de novembro de 1906, pois foram feitos em local público, com dezenas

de testemunhas, presença de especialistas e amplamente documentados e noticiados na imprensa.

Clément Ader pode ter perdido a primazia, perante os próprios franceses, devido ao fato de seu "Avión"

ser considerado "segredo militar", e seus voos nunca terem sido devidamente homologados. Mas, e os

voos dos Wright? Wilbur e Orville Wright alegam ter voado em uma aeronave a motor, pela primeira

vez, em 17 de dezembro de 1903, em Kill Devil Hills, quatro milhas ao sul de Kitty Hawk, Carolina do

Norte como pode ser observado na Figura 6. Os irmãos Wright não eram da Carolina do Norte. Wilbur,

o mais velho, nasceu em Millville, Indiana, e Orville em Dayton, Ohio. Ambos cresceram em Dayton,

onde fundaram uma empresa especializada em manutenção, venda e fabricação de bicicletas, a Wright


54

Cycle Company. Embora bem sucedidos nessa atividade, os irmãos se envolveram em estudos e

experiências em máquinas voadoras. Antes da virada do século, projetaram um planador, o qual foi

experimentado em voo no início do outono de 1900, em Kitty Hawk.

Figura 6 – Planador dos irmãos Wright, no momento de seu voo, em 1900.

Após ganharem uma certa experiência em voos planados, os irmãos resolveram evoluir,

colocando um motor no planador, para criar uma máquina mais pesada que o ar capaz de se manter em

voo por si mesma.

Os Wright adaptaram um motor projetado por eles a um dos seus planadores, que recebeu o nome

de Flyer I, o qual teria decolado de Kill Devil Hills em 17 de dezembro de 1903, pilotado por Orville

Wright, contra um vento de proa de 20 MPH. Supostamente, teria sido o primeiro avião capaz de voar

pelos seus próprios meios.

É interessante notar que uma testemunha independente, o Sr. Alpheus Drinkwater, jamais foi

arrolado pelos Wright como testemunha do suposto voo de dezembro de 1903.

Drinkwater, que trabalhava em 1903 no posto telegráfico situado ao lado do campo onde os voos

eram realizados, afirmou ao New York Times, em 16 de dezembro de 1951, que os voos realizados pelos

irmãos Wright eram simples voos planados, e que somente em 1908, quando retornaram a Kitty Hawk,

é que os inventores conseguiram realizar um voo a motor.

6.2 – Alberto Santos Dumont e o 14 BIS

O trabalho de Alberto Santos Dumont no campo da aeronáutica é de uma impressionante

criatividade. Inventor do primeiro motor a explosão útil e do motor de cilindros opostos, inovador no uso

de materiais até então ignorados, do relógio de pulso prático, entre outras muitas contribuições, Santos

Dumont culminou sua carreira ao apresentar o primeiro avião, o 14bis, capaz de realizar um vôo completo


55

na presença de uma comissão de especialistas e do público, e ao inventar, pouco depois, o primeiro avião

da categoria ultraleve, o diminuto Demoiselle.

O 14 bis foi construído rapidamente: em cerca de dois meses. Não se sabe bem quando Santos

Dumont iniciou o projeto. O certo é que, em fins do primeiro semestre de 1906, o aparelho já estava

concluído. De fato, em 18 de julho daquele ano, Santos Dumont inscreve-se no Aeroclube da França para

disputar duas provas de aparelhos mais pesados que o ar: a taça Archdeacon e o prêmio Aeroclube da

França para o aparelho que realizasse um voo de mais de 100 metros. Logo realizou experimentos com

seu protótipo ligado ao invólucro do dirigível 14, criando um aparelho mais pesado que o ar, mas com o

peso atenuado devido à força ascensional do balão.

Santos Dumont fez alterações no 14 bis, depois dos voos de 12 de novembro de 1906. A mais

importante foi a mudança do aileron octogonal situado no meio das células externas das asas. Ao mesmo

tempo, construiu um novo avião, o invento de número 15, alterando profundamente a configuração. Em

4 de abril de 1907, ocorre o último voo do 14 bis, em Saint Cyr. Voou cerca de 50 m e caiu. Santos

Dumont não tentou consertá-lo.

Figura 7 – Voo do 14 bis.

7 – Biplanos na Competição AeroDesign

Os biplanos têm um amplo campo na competição SAE-AERODESIGN. A história mostra que

em edições anteriores da competição, várias equipes usaram aeronaves biplanos, esta escolha deve-se

tanto por limitações das regras e por ser uma escolha viável em determinadas situações.

Na competição de 2005 a Universidade Federal de Minas Gerais, com a equipe “Uai Sô Fly”

utilizou um biplano que conquistou o primeiro lugar se consagrando os campeões de 2005 e ganhando o

direito de disputar a competição nos Estados Unidos da América.


56

Figura 8 – Aeronave da Equipe Uai Sô Fly, no ano de 2005.

Outra equipe que obteve sucesso com um avião biplano foi a equipe “Keep Flying” em 2006, da

Escola Politécnica da Universidade de São Paulo. Com o modelo mostrado na Figura 9, A equipe sagrou-

se campeã da classe Regular da VIII edição da competição Aerodesign Brasil, e recebeu a menção

honrosa de maior carga levantada, 12,135 kg.

Figura 9 – Keep Flying 2006.

Além dessas equipes, também podem ser citadas as equipes Car-Kará em 2004 da Universidade

Federal do Rio Grande do Norte campeã da competição neste mesmo ano e Ícaro da Universidade Nove

de Julho (UNINOVE), que em 2005 em sua estreia na competição usou um avião biplano, conseguindo

15º posição entre as 61 equipes inscritas na classe regular.

Figura 10 – Car-Kará (UFRN) 2004.


57

Figura 11 – Ícaro (Uninove) 2005.

8 – Conclusões

A utilização de biplanos na competição SAE-AeroDesign pode ser uma escolha muito valiosa,

porém a definição por esse tipo de aeronave depende muito das regras vigentes em cada ano, pois em

determinadas condições a escolha por biplano torna-se uma desvantagem.

Portanto, é muito importante que o regulamento da competição seja estudado em detalhes antes

de se definir a configuração ideal para a aeronave.

9 - Referências

[1] ANDERSON, JOHN, D. Aircraft performance and design, McGraw-Hill, New York, 1999. [2] ANDERSON, JOHN, D. Introduction to fligth, McGraw-Hill, New York, 1989. [3] RODRIGUES. LEMJ, Fundamentos de Engenharia Aeronáutica, Instituto Federal de Educação, Ciência e tecnologia de São Paulo, E-Book, São Paulo, 2009. [4] ROSKAM. JAN, Airplane aerodynamics and performance, DARcorporation, University of Kansas, 1997.


58

Características do Estol nas Asas das Aeronaves

Fabio Augusto Alvarez Biasi


[email protected]

Resumo

O presente artigo será uma breve explanação sobre estol em aeronaves, abordando desde os conceitos

básicos informativos do que é o estol, velocidade de estol nas aeronaves, propagação do estol em perfis

de asas diferentes, possíveis meios de evitar ou diminuir o estol na asa com o auxílio de implementos, e

curiosidades como por exemplo a maneira de lidar com um avião quando em situação estol em ângulo

crítico, com sua recuperação de voo.

Palavras-chave

Estol, Perda de Sustentação, CLmáx.

1 – Introdução

O estol em uma aeronave é conhecido também como perda de sustentação, e está diretamente

ligado ao ângulo de ataque máximo e ao coeficiente de sustentação máximo da asa (CLmáx). Como se

pode observar na curva característica CL versus α, o aumento do ângulo de ataque proporciona um

aumento do coeficiente de sustentação, porém esse aumento de CL não ocorre indefinidamente, ou seja,

existe um limite máximo para o valor do coeficiente de sustentação de uma asa.

Figura 1 – Variação do coeficiente de sustentação em função do ângulo de ataque.

O gráfico da Figura 1 mostra a curva CL versus α, onde no ponto de sustentação máxima ocorre

o estol, que também é conhecido como ângulo de sustentação máxima ou ângulo de perda.

Atingido este limite, ocorre o descolamento do fluxo de ar da parte superior da asa, gerado pelo

gradiente adverso de pressão. Conforme o ângulo de ataque aumenta, o gradiente de pressão adverso


59

também aumenta, e para um determinado valor de α, ocorre a separação do escoamento no extradorso da

asa de maneira repentina.

Quando o descolamento ocorre, o coeficiente de sustentação decresce drasticamente e o

coeficiente de arrasto aumenta rapidamente.

Figura 2 – Influência do aumento do ângulo de ataque no escoamento.

A Figura 2 mostra um perfil de asa exemplificando os ângulos de ataque e o fluxo de ar que passa

por ela. Na 1ª e 2ª imagens o ar passa colado ao perfil com escoamento aerodinâmico e gerando

sustentação, já na 3ª imagem o ar se desprende do extradorso da asa, ocorrendo o estol (ângulo acima do

CLmáx).

Figura 3 – Efeito do aumento do ângulo de ataque.

Uma aeronave em situação de estol não está voando, mas sim caindo, com o ar deixando de passar

por cima do extradorso da asa gera-se uma depressão no vetor de sustentação, e assim a perda de altitude e

velocidade; a Figura 3 exemplifica bem 3 pontos de CL no gráfico e os perfis com o escoamento


60

correspondente (na primeira ângulo de ataque normal, na segunda um princípio de estol no final do

escoamento e por fim na terceira uma asa com o ângulo crítico em estol).

2 – Velocidade de Estol

Velocidade de estol é a mínima velocidade com a qual é possível se manter o voo reto e nivelado

da aeronave, ou seja, a mínima velocidade em que a asa pode produzir sustentação suficiente para

suportar a aeronave.

Essa velocidade pode ser calculada a partir da equação fundamental da sustentação e escrita da

seguinte forma.

(1)

A partir da aplicação da Equação 1 pode se obter boas qualidades de desempenho de uma

aeronave, é desejável que se obtenha o menor valor possível para a velocidade de estol, pois dessa forma,

o avião conseguirá se sustentar no ar com uma velocidade baixa, além de necessitar de um menor

comprimento de pista tanto para decolar como para pousar.

Analisando as variáveis presentes na equação, nota-se que o aumento do peso e a densidade do

ar contribuem de maneira negativa para a redução da velocidade de estol. Algo difícil de se lidar no

AeroDesign pois o aumento do peso é um ponto fundamental para a equipe, uma vez que a carga útil

carregada representa a conquista de muitos pontos. Com relação a densidade do ar, quanto maior a

altitude, menor ela fica e a minimização da velocidade de estol passa a ser dependente somente dos

aumentos da área da asa e do coeficiente de sustentação máximo.

O aumento da área da asa de forma excessiva pode piorar em muito o desempenho da aeronave,

pois da mesma forma que aumenta o valor da força de sustentação gerada, também proporciona um

aumento na força de arrasto, portanto, conclui-se que o parâmetro mais eficiente para se reduzir à

velocidade de estol é utilizar um valor de CLmáx tão grande quanto possível, e isso recai na escolha

adequada do perfil aerodinâmico da asa.

Velocidade de estol em curva acontece quando a aeronave inicia uma curva nivelada, e a

sustentação deve aumentar para compensar a perda resultante da inclinação do vetor de sustentação,

como mostra a Figura 4.


61

Figura 4 – Estol em curvas.

Para aumentar a sustentação mantendo-se a velocidade constante é necessário aumentar o CL,

aumentando-se o ângulo de ataque. Numa situação de ângulo crítico, a sustentação total não será

suficiente para manter o voo nivelado, sendo necessário aumentar a velocidade. Dessa forma, a

velocidade de estol em curvas é maior do que em voo horizontal.

3 – Propagação do Estol em Asas

A forma de propagação do estol na envergadura de uma asa varia conforme o modelo, e é um

fator importante para se observar e assim determinar a localização das superfícies de controle (ailerons)

e dispositivos hiper-sustentadores (flapes).

Na asa trapezoidal, o ponto do primeiro estol ocorre em uma região localizada entre o centro e a

ponta da asa, e sua propagação ocorre no sentido da ponta da asa. Esta situação é muito indesejada, pois

uma perda de sustentação nesta região é extremamente prejudicial para a capacidade de rolamento da

aeronave uma vez que os ailerons geralmente se encontram localizados na ponta da asa.

Essa situação é péssima em baixas alturas de voo, pois uma ocorrência de estol com perda de

comando dos ailerons na proximidade do solo praticamente inviabiliza a recuperação do voo estável da aeronave

podendo causar um acidente. Na asa com forma geométrica retangular, a região do primeiro estol ocorre bem

próximo à raiz da asa, e, dessa forma, a região mais próxima da ponta continua em uma situação livre do estol,

permitindo a recuperação do voo da aeronave fazendo-se uso dos ailerons que se encontram em uma situação de

operação normal. Isto também ocorre nas asas com forma geométrica elíptica, pois também ocorre uma propagação

da região de estol da raiz para a ponta da asa.


62

Figura 5 - Propagação de estol.

4 – Solução para Evitar o Estol nas Aeronaves

Uma das soluções que pode ser implementada é o uso da torção geométrica na asa. Normalmente as

aeronaves possuem asas afiladas, aplicando-se a torção geométrica, as seções mais próximas à ponta da asa ficam

com um ângulo de incidência menor quando comparadas às seções mais internas evitando um estol nas pontas das

asas mantendo o comando dos ailerons viável.

Figura 6 – Exemplo de torção geométrica.

A Figura 6 mostra a torção que pode ser aplicada na construção da asa como citado anteriormente. A

torção geométrica é conhecida na nomenclatura aeronáutica por “washout”.


63

Figura 7 - Exemplo de torção geométrica em asas (visão lateral do perfil).

Outro fator que pode ser utilizado para evitar o estol são os flapes dispositivos hiper-sustentadores que

consistem de abas ou superfícies articuladas existentes nos bordos de fuga das asas de um avião que quando

estendidos aumentam a sustentação e o arrasto de uma asa pela mudança da curvatura do seu perfil e do aumento

de sua área. Ou seja, uma forma de aumentar o CL sem mudar o ângulo de ataque, e longe de “estolar” ou atingir

o ponto crítico de sustentação.

Figura 8 - Uso de flapes na asa.

Basicamente os flapes podem ser utilizados em uma aeronave como forma de se obter os maiores valores

de CLmáx durante os procedimentos de pouso e decolagem sem penalizar o desempenho de cruzeiro da aeronave.

Os flapes podem ser definidos como artifícios mecânicos que alteram temporariamente a geometria do perfil e

consequentemente da asa.

Figura 9 - Alguns tipos de flapes mais usados.


64

Durante a aproximação para o pouso, o flape em deflexão máxima, permite que a aeronave reduza a sua

velocidade de aproximação, evitando o estol e assim a aeronave pode tocar o solo na velocidade mais baixa

possível para se obter o melhor desempenho de frenagem no solo e reduzindo consideravelmente o comprimento

de pista para pouso. Já na decolagem, em ajuste adequado para produzir a melhor combinação de sustentação

(máxima) e arrasto (mínimo), permitindo que a aeronave percorra a menor distância no solo antes de atingir a

velocidade de decolagem.

Figura 10 - Localização dos flapes, mais ao centro da asa

(avião em procedimento de decolagem ou aproximação para pouso).

Com o auxílio dos flapes, o coeficiente de sustentação máximo obtido pela aplicação é estimado de acordo

com a Equação (2).

(2)

Onde a variável x representa a fração de aumento na corda do perfil originada pela aplicação dos flapes.

Figura 11 - Aumento da corda do perfil com o uso do flape.

5 – Curiosidade: Como Lidar com o Estol Durante um Voo Todas as asas têm um ângulo de ataque crítico como já foi dito e o ângulo varia um pouco entre

os aviões. Excedido esse ângulo, a asa e o vento não funcionam bem juntos, pois com o ângulo de ataque

crítico a aeronave entrará em condição de estol.


65

Figura 12 – Estol em uma aeronave.

Felizmente existe uma solução prontamente disponível. Neste ponto, pode-se tirar uma asa da

condição de estol reduzindo o ângulo de ataque. Para isso, basta baixar o nariz do avião, usando o controle

do profundor, porém deve ser vagarosamente pois como o ângulo de ataque é menor que o ângulo crítico,

as partículas de ar fluirão suavemente sobre o topo da asa novamente e a produção da força de sustentação

será retomada podendo assim o avião continuar a voar.

Um erro grave que se comete entre os pilotos é a tendência natural a puxar ou empurrar o controle

do profundor, para alterar a posição de inclinação do avião. Durante um estol, à medida que o avião for

se inclinando para baixo, o instinto destreinado do piloto fará com que ele puxe para trás o controle do

profundor e o resultado não será bom, pois a asa continuará em estol

Figura 13 – Recuperação do Estol.


66

Se as asas entrarem em estol será necessário executar um procedimento muito importante: reduzir

o ângulo de ataque abaixo de seu valor crítico. Somente depois disso, a asa começará a voar novamente.

Adicionar potência total também ajuda no processo de recuperação através da aceleração do

avião. O aumento na velocidade fornecida pela potência também ajuda a reduzir o ângulo de ataque.

Figura 14 – Exemplo do Estol.

Aviões podem entrar em estol em qualquer posição ou em qualquer velocidade no ar excedendo-

se o ângulo de ataque crítico que depende somente da posição do vento relativo e não da velocidade da

aeronave no ar ou a posição em que ele se encontra.

A Figura 15 mostra um ensaio para simulação do estol em uma aeronave destinada a participar

do AeroDesign.

Figura 15 –Estol no AeroDesign.


67

6 – Conclusões

Este artigo procurou mostrar de forma simples e objetiva as características mais importantes sobre

o estol nas aeronaves. Em geral, regras apresentadas podem ser aplicadas para o AeroDesign, inclusive

dando maior base de conhecimento sobre tal assunto que é de grande importância para se obter um voo

seguro, tanto na aviação comercial, quanto de uma aeronave para a competição do AeroDesign. Espera-

se que o conteúdo agregue melhorias nos projetos com o que foi apresentado, inclusive com as dicas

finais de controle da aeronave em estol.

7 - Referências



68

Metodologia para Determinação das Curvas de Tração Disponível e

Requerida para uma Aeronave em Regime de Voo Subsônico

José Rafael Schiezari Rú Barnabé


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Resumo

Este artigo aborda uma introdução, sobre alguns conceitos aeronáuticos fundamentais como força de

sustentação e de arrasto, além de, mostrar uma forma bastante genérica do que são e como se calculam

as curvas de tração e disponível e requerida para uma aeronave leve em regime de voo subsônico.

Palavras-chave

Tração Disponível; Tração Requerida; Desempenho de Aviões.

1 – Introdução

Inicialmente serão abordadas as definições das forças atuantes em um avião para que ele atue em

um voo reto e nivelado, no qual são baseados a maioria dos cálculos do projeto. A força de sustentação

(L) é responsável por garantir e manter o avião voando em plena segurança, e sendo assim, tem que ser

maior ou igual à força peso. Ela se caracteriza pela diferença de pressão entre o intradorso e o extradorso

da asa do avião, portanto quanto maior o fluxo de ar em um perfil da asa de um avião, mais sustentação

ele gera. Pode-se entender melhor esse conceito através da aplicação da terceira lei de Newton e do

princípio de Bernoulli. A equação utilizada para determinar essa força é:

𝐿 =1

2⋅ 𝜌 ⋅ 𝑣2 ⋅ 𝑆 ⋅ 𝐶𝐿 (1)

Onde é o valor da densidade do ar, S é a área da asa, v representa a velocidade da aeronave e

CL é o coeficiente de sustentação da asa.

A força peso (W): é uma força exercida pela gravidade, e que “puxa” não só o avião para baixo,

mas também todos os corpos que possuem massa. Ela pode ser calculada utilizando a equação W = m x




69

g, na qual W é a força peso, m é a massa do objeto e g é igual à gravidade do local (vale lembrar que g =

9,81 m/s²).

A força de tração (T): também chamada de empuxo, é uma força produzida pela conversão do

torque gerado pelo motor em empuxo por meio da hélice, fazendo assim, o avião se movimentar para

frente. Esta pode alterar o seu valor quando existe variação de velocidade e altitude.

A força de arrasto (D): é uma força que se opõe ao movimento do avião e que prejudica o seu

voo. A força de arrasto se divide em várias componentes como por exemplo: arrasto de interferência

(causado pela interação do campo dos escoamentos ao redor de cada componente da aeronave), arrasto

de perfil (soma do arrasto de atrito com o arrasto de pressão, e é empregado quando se realiza a análise

de um aerofólio), arrasto induzido (depende da geração de sustentação, causado pelo arrasto do

escoamento induzido que por sua vez se associa aos vórtices de ponta de asa) e parasita (é a parcela do

arrasto total do avião menos o induzido).

A força de arrasto infelizmente não pode ser extinta, porém com um estudo detalhado de

aerodinâmica, é possível reduzir em muito a atuação dela. A fórmula para calcular o arrasto é dada por:

𝐷 =1

2⋅ 𝜌 ⋅ 𝑣2 ⋅ 𝑆 ⋅ 𝐶𝐷 (2)

Onde é o valor da densidade do ar, S é a área da asa, v é a velocidade de voo e CD é o coeficiente

de arrasto. A Figura 1, mostra mais claramente essas forças atuando em um avião.

Figura 1 – Forças atuantes em um avião durante o voo nivelado.


70

2 – Curvas de Tração Disponível e Requerida

Este representa um ponto fundamental para se definir a capacidade de voo da aeronave em

projeto, o modelo matemático utilizado segue as equações de equilíbrio da estática e as equações

fundamentais das forças de sustentação e arrasto, além de utilizar amplamente a equação da polar de

arrasto e os conceitos de propulsão da aeronave em estudo. Portanto, a partir desse ponto é apresentado

o estreito relacionamento existente entre a aerodinâmica e seu respectivo desdobramento nas qualidades

de desempenho.

Tração Disponível: a tração disponível representa o quanto de empuxo a hélice em uso é capaz

de fornecer para a aeronave. As curvas de tração disponível que estão apresentadas na Figura 2 foram

obtidas de acordo com o estudo realizado para se avaliar alguns modelos de hélice utilizadas nas

aeronaves que participam da competição AeroDesign. Estas curvas podem ser obtidas mediante a

aplicação de conceitos que vão desde uma modelagem teórica, bem como uma análise prática com a

utilização de dinamômetros, softwares específicos ou ainda ensaios em campo ou túnel de vento.

Este último torna-se mais complicado, pois, a maioria das universidades não possui um túnel de

vento e os poucos instalados no Brasil se encontram em centros de pesquisa avançada e possuem um

acesso muitas vezes restrito e com um custo elevado.

Figura 2 – Curvas de tração disponível de algumas hélices comerciais para aeromodelos.

Tração disponível em função da velocidade

0

10

20

30

40

0 5 10 15 20 25 30 35

Velocidade (m/s)

Tra

ção d

isp

on

ível

(N

) APC 13"x4"

MAs 13"x5"

Bolly 13,5"x5"


71

Tração Requerida: para a realização do cálculo da tração requerida pela aeronave, considere um

avião em voo reto e nivelado com velocidade constante no qual o valor da tração requerida depende

diretamente das quatro forças que atuam na aeronave, assim, tem-se que:

DR CSvDT == 2

2

1 (3)

e

LCSvLW == 2

2

1 (4)

Dividindo-se a Equação (3) pela Equação (4), tem-se que:

L

DR

CSv

CSv

L

D

W

T

==

2

2

21

21

(5)

Portanto, a tração requerida para se manter o voo da aeronave em uma determinada velocidade é:

DL

RCC

WT = (6)

A análise da Equação (6) permite observar que a tração requerida de uma aeronave é inversamente

proporcional à eficiência aerodinâmica da mesma e diretamente proporcional ao peso, ou seja, quanto maior for o

valor do peso da aeronave maior deve ser a tração requerida para se manter o voo ao passo que quanto maior for

a eficiência aerodinâmica para um determinado peso menor será a tração requerida, portanto, aqui já se

faz presente uma primeira relação entre a aerodinâmica e a análise de desempenho, pois como forma de

se melhorar o desempenho com a redução da tração requerida para uma certa condição de voo se faz

necessário o aumento da eficiência aerodinâmica da aeronave que pode ser obtida a partir da seleção

ótima do perfil aerodinâmico, da forma geométrica da asa e com a minimização do arrasto total, recaindo

portanto em uma análise muito confiável da polar de arrasto da aeronave em estudo.

Geralmente a variação da tração requerida em função da velocidade e da altitude de voo é

representada em um gráfico como forma de se obter um melhor retrato do desempenho em diferentes

condições de voo. Este gráfico possui uma forma genérica para qualquer tipo de aeronave atingindo um

valor mínimo para uma determinada velocidade de voo. Para baixas velocidades, a tração requerida

possui um valor elevado devido principalmente aos efeitos do arrasto induzido que diminui conforme a


72

velocidade de voo aumenta. Para o caso de elevadas velocidades, a tração requerida também é alta, porém

agora influenciada diretamente pelo arrasto parasita que aumenta para maiores velocidades de voo.

A Figura 3 mostra um modelo genérico para a curva de tração requerida de uma aeronave.

Figura 3 – Representação genérica da curva de tração requerida de uma aeronave em função da

velocidade de voo.

Neste gráfico, o ponto de mínima tração requerida representa a velocidade de voo que proporciona

a maior eficiência aerodinâmica. Esta situação é comprovada pela análise da Equação (6), pois como a

tração requerida é inversamente proporcional a eficiência aerodinâmica, é intuitivo que para um

determinado peso, o seu mínimo valor ocorre para uma eficiência aerodinâmica máxima.

Uma outra análise importante para se realizar é a determinação individual do arrasto parasita e do

arrasto induzido, pois dessa forma consegue-se verificar a influência de cada uma dessas parcelas de

arrasto com relação à tração requerida.

A determinação de cada ponto da curva de tração requerida para uma aeronave quando se utilizar

a Equação (6) é realizada da seguinte forma:

1) Adotar um valor inicial para a velocidade.

2) Para este valor de velocidade calcula-se o coeficiente de sustentação requerido. Na realização

desse cálculo, a densidade do ar é conhecida para uma determinada altitude, a área da asa é característica

do avião em estudo e o peso utilizado é o máximo estipulado para a decolagem da aeronave dentro das

restrições operacionais de limite de pista.


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3) Com o valor numérico de CL calcula-se a partir da polar de arrasto o valor de CD para esta

velocidade de voo.

4) A partir dos resultados obtidos para CL e CD é possível determinar o valor da eficiência

aerodinâmica através da relação CL/CD.

5) Conhecido o peso e o valor da eficiência aerodinâmica a tração requerida é calculada pela

aplicação da Equação (6).

É importante citar que o resultado encontrado vale apenas para a velocidade adotada, portanto,

esse procedimento deve ser repetido inúmeras vezes para diferentes velocidades de voo como forma de

se obter os vários pontos que formam a curva de tração requerida em função da velocidade de voo.

Como forma de se obter um panorama geral das qualidades de desempenho da aeronave

geralmente as curvas de tração requerida e disponível são representadas em um mesmo gráfico como

mostra a Figura 4. Dessa maneira é possível verificar em qual faixa de velocidades a aeronave será capaz

de se manter em voo.

Figura 4 – Curvas de tração disponível e requerida.

3 – Conclusões

O presente artigo mostrou uma forma simplificada para se determinar as curvas de tração

disponível e requerida de uma aeronave em regime subsônico de voo. A metodologia apresentada permite

uma rápida maneira de se determinar todos os pontos necessários para o traçado das curvas. Assim,

buscou-se com a breve descrição presente neste artigo, levar fundamentos básicos do traçado das curvas


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de tração disponível e requerida aos leitores da Revista Eletrônica AeroDesign Magazine, visando

sempre o esclarecimento e entendimento dos fundamentos da engenharia aeronáutica.

4 - Referências

[1] RODRIGUES, LUIZ EDUARDO MIRANDA. J., Fundamentos da Engenharia Aeronáutica, E-Book, Taperá AeroDesign, Instituto Federal de Educação, Ciência e Tecnologia de São Paulo, 2009, disponível em http://www.engbrasil.eng.br. [2] HALLIDAY, RESNICK, WALKER. Fundamentos de Física Mecânica 1. [3] TIPLER, PAUL A.. Física, volume 1ª, segunda edição, Editora Guanabara.

http://www.engbrasil.eng.br/


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Configurações e Dimensionamento da Empenagem

Larissa Carvalho Dantas


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Resumo

O presente artigo visa discorrer sobre a estrutura da empenagem de uma aeronave e sua ligação com a

eficiência da aeronave, bem como exemplificar os tipos de empenagem e correlacioná-los com suas

vantagens e desvantagens.

Palavras-chave

Empenagem; aerodinâmica; engenharia aeronáutica; aerodesign.

1 – Introdução

A empenagem é a parte terminal da fuselagem, leme (superfície vertical) e profundor (superfície

horizontal).

O leme funciona como controlador direcional do avião; faz com que o nariz vire para esquerda

ou direita (guinada).

O profundor tem como principal função o controle longitudinal (controle de arfagem) e a

trimagem da aeronave. Trimagem é a regulagem e correção, no controle, de pequenas perturbações que

podem ocorrer durante o voo.

Quando o bordo de fuga do profundor se deflete para baixo ou para cima ele gera um momento

ao redor do CG no sentido horário e anti-horário, respectivamente, se traduzindo no movimento de

arfagem.

2 – Dimensionamento

O dimensionamento dos componentes da empenagem de um avião representa um dos aspectos

mais empíricos e menos preciso de todo o projeto. Como citado, a função primária da superfície

horizontal da cauda é prover a estabilidade longitudinal e o profundor atua como forma de se garantir o

controle longitudinal e a trimagem da aeronave. Já a superfície vertical possui a finalidade de garantir a




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estabilidade direcional sendo que o leme de direção atua com a finalidade de prover o controle direcional

da aeronave.

Dessa forma, durante a fase preliminar do projeto de uma nova aeronave, as dimensões das

superfícies horizontal e vertical da empenagem devem ser suficientes para se garantir a estabilidade e o

controle da aeronave.

O processo para a realização desse dimensionamento é fundamentado em dados históricos e

empíricos onde duas quantidades adimensionais importantes denominadas de volume de cauda

horizontal e volume de cauda vertical são utilizadas para se estimar as dimensões mínimas das superfícies

de cauda. Essas quantidades adimensionais são definidas a partir das Equações (1) e (2).

(1)

(2)

Nessas equações, lHT representa a distância entre o CG do avião e o centro aerodinâmico da

superfície horizontal da empenagem, lVT é a distância entre o CG do avião e o centro aerodinâmico da

superfície vertical da empenagem, SHT é a área necessária para a superfície horizontal da empenagem,

SVT a área necessária para a superfície vertical da empenagem, c representa a corda média aerodinâmica

da asa, b é a envergadura da asa e S a área da asa.

Baseado em dados históricos e empíricos de aviões monomotores existentes, os valores dos

volumes de cauda estão compreendidos na seguinte faixa:

0,35 ≤ VHT ≤ 0,5

0,03 ≤ VVT ≤ 0,06

As Equações (1) e (2) possuem como finalidade principal o cálculo das áreas necessárias das

superfícies horizontal e vertical da empenagem como forma de se garantir a estabilidade e o controle da

aeronave, assim, para a solução dessas equações se faz necessário o conhecimento prévio da corda média

aerodinâmica, da área da asa e da envergadura da mesma. Os valores de lHT, lVT, VHT e VVT são adotados

de acordo com a experiência do projetista e às necessidades do projeto em questão.


77

É importante observar que maiores valores de lHT e lVT proporcionam menores valores de áreas

para as superfícies horizontal e vertical da empenagem. De maneira inversa, maiores valores de VHT e

VVT proporcionam maiores valores de área necessária. Portanto, a experiência do projetista é essencial

para se definir os melhores valores a serem adotados para a solução das Equações (1) e (2).

3 – Configurações de Empenagens

As principais configurações de empenagem geralmente utilizadas nas aeronaves são denominadas

como convencional, cauda em T, cauda em V, cauda dupla e cruciforme e estão representadas a seguir

nas Figuras 1 e 2.

Figura 1 - Principais tipos de empenagens.

Figura 2 – Ilustração dos principais tipos de empenagens.

A configuração convencional geralmente é a utilizada em praticamente 70% dos aviões, este

modelo é favorecido pelo seu menor peso estrutural quando comparada às outras configurações citadas

e possui boas qualidades para se garantir a estabilidade e o controle da aeronave. A cauda em T possui

uma estrutura mais pesada e a superfície vertical deve possuir uma estrutura mais rígida para suportar as

cargas aerodinâmicas e o peso da superfície horizontal.


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Uma característica importante da configuração em T é que a superfície horizontal atua como um

“end plate” na extremidade da superfície vertical resultando em um menor arrasto induzido. A

configuração em V geralmente pode ser utilizada na intenção de se reduzir a área molhada da empenagem

além de propiciar um menor arrasto de interferência, porém sua maior penalidade é com relação a

complexidade dos controles uma vez que leme e profundor devem trabalhar em conjunto como forma de

se manobrar a aeronave.

A cauda dupla normalmente é utilizada como forma de se posicionar o estabilizador vertical fora

da esteira de vórtices principalmente em elevados ângulos de ataque e a configuração cruciforme

representa basicamente uma situação intermediária entre a cauda convencional e a cauda em T.

Uma vez que as utilizações das superfícies vertical e horizontal da empenagem devem fornecer

meios para se garantir a estabilidade e o controle da aeronave, as forças aerodinâmicas atuantes nesses

componentes geralmente são bem menores que as atuantes na asa da aeronave além de mudarem de

direção constantemente durante o voo, isto implica na utilização de perfis simétricos como forma de se

garantir que em qualquer sentido de movimento dessas superfícies a força aerodinâmica gerada seja

equivalente.

Uma vez selecionado o perfil e calculada qual a área necessária para cada uma das superfícies da

empenagem, a forma geométrica adotada pode ser fruto da criação e imaginação do projetista,

normalmente a superfície horizontal assume uma forma geométrica retangular, elíptica ou trapezoidal e

a superfície vertical em 99% dos casos assume uma forma trapezoidal.

Outro ponto importante com relação à superfície horizontal da empenagem é relacionado ao seu

alongamento, pois esta superfície pode ser considerada uma asa de baixo alongamento, e, portanto, uma

asa de menor eficiência. Assim, se o alongamento da superfície horizontal for menor que o alongamento

da asa da aeronave, quando ocorrer um estol na asa a superfície horizontal da empenagem ainda possui

controle sobre a aeronave, pois o seu estol ocorre para um ângulo de ataque maior que o da asa.

4 – Conclusões

A empenagem tem função de estabilizar a aeronave. Além de sua importância, outro fator que a

torna crítica é sua imprecisão, por depender de vários fatores externos.

Toda aeronave precisa estar em congruência para que a empenagem esteja bem ajustada e seja

ideal para suprir a demanda do avião.


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5 - Referências



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Apresentações


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ISSN - 2177-5907

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Ficha Catalográfica

Revista Eletrônica AeroDesign Magazine – RODRIGUES, LEMJ

Ano 1, v.1, n.1 (2009). Santana de Parnaíba-SP: www.engbrasil.eng.br

ISSN - 2177-5907

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1. Engenharia Aeronáutica - Periódico. 2. Artigos. 3. Resenhas. 4. Notas de Aulas. 5. Entrevistas.


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volume 2 - número 1 – 2010 · figura 12 – aeronave mfb-03 unesp bauru (2003). no ano de 2003 a...

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