DESIGN CONCEITUAL DE UM VEÍCULO AÉREO NÃO TRIPULADO MOVIDO A ENERGIA SOLAR CAPAZ DE REALIZAR VOO CONTÍNUO

UNIVERSIDADE PRESBITERIANA MACKENZIE ESCOLA DE ENGENHARIA ENGENHARIA MECÂNICA

FILIPE ANDRADE BARUZZI

DESIGN CONCEITUAL DE UM VEÍCULO AÉREO NÃO TRIPULADO MOVIDO A ENERGIA SOLAR CAPAZ DE REALIZAR VOO CONTÍNUO

São Paulo - SP 2016

FILIPE ANDADE BARUZZI

DESIGN CONCEITUAL DE UM VEÍCULO AÉREO NÃO TRIPULADO MOVIDO A ENERGIA SOLAR CAPAZ DE REALIZAR VOO CONTÍNUO

Trabalho de Conclusão de Curso apresentado ao curso de Engenharia Mecânica da Escola de Engenharia da Universidade Presbiteriana Mackenzie, como requisito parcial para a obtenção do Título de Engenheiro Mecânico.

ORIENTADOR: PROF. DR. EDVALDO ANGELO

São Paulo - SP 2016

Ao meu pai José Octávio (in memoriam), minha homenagem especial.

Dedico este trabalho aos meus pais. Mãe, Ana Cristina, a quem muito me ensina e me inspira com seu exemplo de conquistas e trabalhos, obrigado, promoveu sozinha toda minha formação. Pai, que mesmo em sua eterna ausência, ecoam seus ensinamentos e exemplos que me moldam e acompanham.

AGRADECIMENTOS

Ao Prof. Dr. Edvaldo Angelo, pela confiança, presteza, apoio e generosidade em compartilhar seus conhecimentos no decorrer do trabalho. Obrigado, seu exemplo de professor é o maior dentre os aprendizados que me forneceu. A todos os professores da Escola de Engenharia da Universidade Presbiteriana Mackenzie. Sempre dedicados e cuidadosos para que seus ensinamentos fossem propagados da melhor maneira, obrigado. À Prof.ª Dr. ª Ana Cristina Oliveira Andrade, minha mãe, quem sempre me apoia e inspira com exemplo de trabalho, dedicação e amor. Não há agradecimento que possa ser textualizado, meu eterno obrigado por tudo o que proporcionou ao longo de toda minha formação. Ao Prof. Dr. Roberto Badaró, meu padrasto, a quem me inspira, ensina e guia: mostrou na engenharia um bom caminho para mim, mesmo com tantas boas influências para a medicina. Ao Dr. Antônio Cláudio do Amaral Baruzzi, meu tio, quem espelho com seu exemplo de trabalho: me ensinou a buscar sempre no estudo e dedicação os caminhos para o sucesso. Aos meus irmãos, Amanda e Diogo, pelo apoio e paciência na convivência à distância em meus estudos em outro estado, e pelos momentos de intensa alegria em nossos raros encontros. Aos meus avós, que, a suas maneiras, me forneceram importantes exemplos de trajetórias de vida. Aos meus tios e tias, que sempre ensinaram e me acolheram como um filho, com seus bons conselhos e exemplos. Aos meus primos e primas, sempre promovendo momentos de alegria em nossos encontros. À Nicole Duzzi, por todo apoio, paciência e companheirismo ao longo do trabalho. Ao José Genario Oliveira Júnior, por todo apoio e amizade. Aos meus poucos amigos, que provam para mim a máxima de que devemos buscar amigos como bons livros: são de pouca quantidade, porém ótima companhia e conteúdo.

“Quem é rico em sonhos não envelhece nunca. Pode até ser que morra de repente. Mas morrerá em pleno voo...” (Rubem Alves)

RESUMO

Este trabalho realiza o design conceitual de um Veículo Aéreo Não Tripulado (VANT) com células fotovoltaicas em suas asas de modo a gerar sua própria energia e possuir a capacidade de permanecer em voo continuamente. É embarcado com câmera desenvolvida para VANTs, de modo que sua principal aplicação é de captura de imagens em missões de variadas aplicações. O projeto conceitual foi realizado utilizando critérios de eficiência e baixo custo, de modo a obter uma aeronave de grande autonomia, com a capacidade de monitorar territórios de quaisquer dimensões do Brasil. O trabalho utiliza uma adaptação da metodologia proposta na literatura técnica e seu resultado é de uma aeronave autossuficiente energeticamente, com 3,44 metros de envergadura, painéis solares na asa totalizando 120 W de potência, e estimativa total de massa da aeronave em 2,536 kg. Entre os parâmetros avaliados para o dimensionamento preliminar da aeronave estão a massa total, o consumo energético da carga transportada, o sistema de aviônicos, a altitude máxima de operação, a irradiância global do local de voo por localização e época do ano, os coeficientes aerodinâmicos para asa finita, a densidade energética das baterias, as células fotovoltaicas, o Maximum Power Point Tracker e o sistema de propulsão. O resultado é um projeto preliminar de um VANT solar relativamente leve e com elevada autonomia de voo.

Palavras-chave: Veículo Aéreo Não Tripulado (VANT). Célula Fotovoltaica. Aeronave Sustentável. Movido a Energia Solar. Voo Contínuo.

ABSTRACT

This work carries out the conceptual design of an Unmanned Aerial Vehicle (UAV) with photovoltaic cells on its wings to generate their own power and have the ability to stay in flight continuously. It is shipped with camera developed for UAVs, so that its main application is to capture pictures on the varied applications missions. The conceptual design was performed using criteria of efficiency and low cost in order to get an aircraft long endurance, with the ability to monitor territories of any size in Brazil. The work uses a methodology of the technical literature with some proposed adjustment, and its result is a self-sufficient energy aircraft, with 3.44 meters of wingspan, solar panels on the wing totaling 120 W of power, and total mass estimated in 2.536 kg. Among the parameters evaluated for the preliminary design of the aircraft is the total mass, energy consumption of the load, the avionics system, the maximum altitude operation, the global irradiance, flight location and time of the year, the aerodynamic coefficients for finite wing, the energy density of batteries, photovoltaic cells, the Maximum Power Point Tracker and the propulsion system. The result is a preliminary design of a relatively light solar UAV with high flight range.

Keywords: Unmanned Aerial Vehicle (UAV). Photovoltaic Cell. Sustainable Aircraft. Moved by Solar Energy. Continuous flight.

LISTA DE ILUSTRAÇÕES

Desenho 1 – Projeto de balão não tripulado ............................................................................. 32 Fotografia 1 – Curtiss N-9 (acima) e o Kettering Bug (abaixo) ............................................... 33 Desenho 2 – Detalhes do Firebee ............................................................................................. 34 Fotografia 2 – Modelo do Compass Arrow .............................................................................. 34 Fotografia 3 – MQ-9 Reaper taxiando em base militar ............................................................ 35 Fotografia 4 – BQM-1BR exposto no Museu Asas de um Sonho da TAM Linhas Aéreas ..... 36 Fotografia 5 – Yamaha Rmax realizando pulverização agrícola .............................................. 37 Fotografia 6 – Quadcóptero Phanton 3 ..................................................................................... 38 Fotografia 7 – Engenheiros da ETH e os protótipos do Atlantik-Solar ................................... 40 Desenho 3 – VANTs tipo HALE e sua altitude de operação ................................................... 41 Fotografia 8 – VANT solar Aquila, desenvolvido pelo Facebook ........................................... 42 Desenho 4 – Titan, VANT tipo HALE da Alphabet ................................................................ 42 Fotografia 9 – NASA Helios em ensaio de voo ....................................................................... 43 Fotografia 10 – Boeign SolarEagle em voo.............................................................................. 44 Esquema 1 – Sequência didática da teoria aerodinâmica básica .............................................. 45 Esquema 2 – Classificação inicial das aeronaves ..................................................................... 46 Desenho 5 – Principais componentes dos aviões ..................................................................... 47 Desenho 6 – Tipos de fuselagem .............................................................................................. 48 Fotografia 11 – Classificação das asas quanto a quantidade de pares ...................................... 49 Desenho 7 – Elementos estruturais da asa ................................................................................ 51 Desenho 8 – Formas geométricas das asas em planta .............................................................. 52 Desenho 9 – Nomenclatura dos componentes de um perfil aerodinâmico .............................. 53 Desenho 10 – Nomenclatura das cordas na asa em planta ....................................................... 54 Desenho 11 – Progressão básica no desenvolvimento de um perfil assimétrico...................... 55 Esquema 3 – Séries de perfis NACA e suas nomenclaturas..................................................... 56 Desenho 12 – Componentes da empenagem ............................................................................ 57 Desenho 13 – Tipos de empenagens ........................................................................................ 58 Desenho 14 – Tipos de trem de pouso ...................................................................................... 59 Desenho 15 – Principais componentes do grupo motopropulsor ............................................. 59 Fotografia 12 – Motor elétrico desenvolvido pela Siemens ..................................................... 60

Desenho 16 – Nomenclatura da posição do motor em relação ao sentido de movimento da aeronave .................................................................................................................................... 61 Desenho 17 – Passo da hélice de uma aeronave ....................................................................... 62 Desenho 18 – Tipos de hélices conforme o passo .................................................................... 63 Desenho 19 – Os dois sistemas de coordenadas aeronáuticas .................................................. 64 Desenho 20 – Sistema de coordenadas fixas e movimentos aeronáuticos ............................... 65 Desenho 21 – Exemplo de ação do profundor no movimento de arfagem .............................. 66 Desenho 22 – Forças aerodinâmicas devido à pressão (esquerdo) e tensão de cisalhamento (direito) numa superfície exposta a um escoamento de fluido ................................................. 66 Desenho 23 – Forças de sustentação, arrasto e resultante aerodinâmica.................................. 67 Desenho 24 – Momento torsor em um quarto da corda do perfil ............................................. 68 Desenho 25 – Obtenção do centro aerodinâmico a partir de um quarto da corda de um perfil genérico .................................................................................................................................... 75 Desenho 26 – Vórtices nas pontas das asas .............................................................................. 76 Desenho 27 – Efeito downwash em asas finitas ....................................................................... 77 Esquema 4 – Etapas gerais do desenvolvimento de aeronaves ................................................ 86 Esquema 5 – Balanço de massa e energia na metodologia utilizada ....................................... 87 Desenho 28 – Ângulo de incidência dos raios solares nas células fotovoltaicas ao longo do perfil da asa............................................................................................................................... 92 Esquema 6 – Representação da metodologia para design conceitual de uma aeronave solar 106 Desenho 29 – Câmera Tetracam ADC Snap .......................................................................... 111 Desenho 30 – A exposição solar do polo norte em diferentes meses ..................................... 114 Desenho 31 – Perfil SD7032 gerado com 244 pontos utilizando software XFLR5® ............ 118 Fotografia 13 – MPPT utilizado na aeronave Sky-sailor ....................................................... 133 Fluxograma 1 – Metodologia para seleção da combinação ótima entre motor, redutor e hélice ................................................................................................................................................ 146 Desenho 33 – Motor Maxon número 405795 selecionado para o VANT solar ..................... 150 Fotografia 14 – Controlador eletrônica da Maxon Motor, número de série 446925 .............. 150 Desenho 34 – Alguns componentes do sistema de aviônicos do VANT solar AtlantikSolar 153 Desenho 35 – Mapa da região de voo contínuo em todo o ano do VANT solar .................... 162 Desenho 36 – Representação do VANT solar estudado realizando coleta de dados para agricultura de precisão em lavoura de cana-de-açúcar ........................................................... 170 Desenho 37 – VANT solar em estudo realizando aquisição de dados para agricultura de precisão em plantação de cana-de-açúcar ............................................................................... 171

LISTA DE TABELAS

Tabela 1 – Relação massa versus potência do grupo motopropulsor para aeronave SkySailor, levando em consideração duas condições distintas de decolagem ......................................... 105 Tabela 2 – Características do sistema de captura de imagem ................................................ 110 Tabela 3 – Parâmetros de altitude para design conceitual do VANT ..................................... 111 Tabela 4 – Parâmetros relacionados com a missão da aeronave ............................................ 115 Tabela 5 – Número de Reynolds e respectivo comprimento de corda do perfil .................... 120 Tabela 6 – Variação de 𝐶𝑙 𝑣𝑠 𝛼 do perfil SD7032 para Re de 110.000 ................................. 123 Tabela 7 – Comparativo de baterias com alta densidade energética ...................................... 130 Tabela 8 – Comparativo células fotovoltaicas ........................................................................ 132 Tabela 9 – Características do MPPT. ..................................................................................... 134 Tabela 10 – Motores da Maxon Motor selecionados para análise ......................................... 141 Tabela 11 – Tabela com os parâmetros para combinação ótima entre motor, redutor e hélice ................................................................................................................................................ 148 Tabela 12 – Relação de massa no sistema propulsor.............................................................. 151 Tabela 13 – Parâmetros referente à massa estrutural da aeronave ......................................... 152 Tabela 14 – Massa e potência dos componentes do sistema de aviônicos da aeronave SkySailor....................................................................................................................................... 153 Tabela 15 – Parâmetros relacionados com a tecnologia ......................................................... 154 Tabela 16 – Aplicação da metodologia para cidades brasileiras de latitudes altas ................ 161 Tabela 17 – Configuração ótima entre motor, redutor e hélice para o motor 28 supondo voo de 10,1 m/s e força de arrasto de 0,733 N ................................................................................... 165 Tabela 18 – Síntese dos resultados do design conceitual do VANT movido a energia solar 172 Tabela 19 - Seleção de componentes para design conceitual de VANT solar ....................... 172 Tabela 20 – Coordenadas de 61 pontos do perfil Selig-Donovan 7032 ................................. 183

LISTA DE QUADROS

Quadro 1 – Altura das asas, vantagens e desvantagens ............................................................ 50 Quadro 2 – Posições das empenagens na aeronave .................................................................. 57 Quadro 3 – Posições do propulsor na aeronave ........................................................................ 61 Quadro 4 – Aeronaves selecionadas para escolha dos coeficientes aerodinâmicos preliminares ................................................................................................................................................ 117

LISTA DE GRÁFICOS

Gráfico 1 – Aplicações civis para VANTs ............................................................................... 38 Gráfico 2 – Coeficiente de sustentação versus ângulo de ataque de perfil genérico ................ 71 Gráfico 3 – Coeficiente de momento versus alpha para um perfil genérico ............................ 72 Gráfico 4 – Coeficiente de arrasto versus alpha para um perfil genérico................................. 72 Gráfico 5 – Coeficiente de sustentação versus número de Mach para um perfil genérico ....... 73 Gráfico 6 – Coeficiente de arrasto versus número de Mach para um perfil genérico .............. 74 Gráfico 7 – Fator de arrasto induzido em função do afilamento para asas de diferentes razões de aspecto ................................................................................................................................. 80 Gráfico 8 – Obtenção da relação de área molhada e área da forma plana da asa para diferentes tipos de aeronaves ..................................................................................................................... 82 Gráfico 9 – Coeficiente de atrito na superfície em função do número de Reynolds baseado na corda média............................................................................................................................... 83 Gráfico 10 – Polar de arrasto de uma aeronave ........................................................................ 84 Gráfico 11 – Ponto de design da aeronave ............................................................................... 85 Gráfico 12 – Exemplo da comparação do modelo de irradiância de forma trigonométrica e polinomial ................................................................................................................................. 91 Gráfico 13 – Análise da tendência do peso estrutural em relação à área de asa para planadores radio-controlados e com humanos embarcados ........................................................................ 93 Gráfico 14 – Grande Diagrama de voo e as curvas de tendência de Noth (2008) e Tennekes (1992) ....................................................................................................................................... 96 Gráfico 15 – Relação entre massa e potência em MPPTs de alta eficiência ............................ 98 Gráfico 16 – Relação entre massa e potência de motores elétricos ........................................ 100 Gráfico 17 – Relação entre potência e eficiência em motores elétricos ................................. 100 Gráfico 18 – Relação entre massa e potência em caixas de transmissão ............................... 101 Gráfico 19 – Relação entre redução e eficiência em caixas de transmissão........................... 102 Gráfico 20 – Relação massa e potência de controladores eletrônicos tipo brushless ............. 103 Gráfico 21 – Relação massa versus potência de aeronaves civis e VANTs solares ............... 104 Gráfico 22 – Evolução da massa específica e preço das baterias de íon-lítio utilizadas em projetos de aeronaves movidas a energia solar ao longo dos anos ......................................... 116 Gráfico 23 – Coeficientes aerodinâmicos de VANTs solares ................................................ 117

Gráfico 24 – Curva de 𝐶𝑙 𝑣𝑠 𝛼 do perfil SD7032, simulada no software XFLR5 para diferentes números de Reynolds ............................................................................................. 122 Gráfico 25 – Curva de 𝐶𝑙𝐶𝑑 𝑣𝑠 𝛼 do perfil SD7032, simulada no software XFLR5 para Reynolds de 110.000 .............................................................................................................. 125 Gráfico 26 – Evolução da razão de aspecto de aeronaves movidas a energia solar, aeronaves movidas a combustão e planadores ao longo dos anos ........................................................... 126 Gráfico 27 – Variação do empuxo em relação a velocidade da aeronave e da rotação no eixo da hélice .................................................................................................................................. 135 Gráfico 28 – Variação da potência absorvida pelo fluido em relação a velocidade da aeronave e da rotação no eixo da hélice ................................................................................................. 136 Gráfico 29 – Variação da eficiência em relação a velocidade da aeronave e da rotação no eixo da hélice .................................................................................................................................. 136 Gráfico 30 Variação do rendimento global com mudança de relação de transmissão ........... 149 Gráfico 31 – Irradiação média anual para o município de Santa Vitória do Palmar (RS), utilizando o software Radiasol 2® desenvolvido pela UFRGS ............................................. 156 Gráfico 32 – Irradiância global média em junho no município de Santa Vitória do Palmar (RS), utilizando o software Radiasol 2® desenvolvido pela UFRGS .................................... 157 Gráfico 33 – Influência da energia solar, energia requerida e capacidade da bateria. Onde: (a) voo contínuo não é possível, é calculado a autonomia máxima, (b) Voo contínuo é possível, o e o tempo extra de voo é calculado......................................................................................... 159 Gráfico 34 – Força de arrasto em voo de cruzeiro em relação a envergadura da asa para diferentes razões de aspecto ................................................................................................... 163 Gráfico 35 – Variação da velocidade de cruzeiro em relação a envergadura da asa para diferentes razões de aspecto ................................................................................................... 164 Gráfico 36 – Potência da hélice em relação a envergadura da asa para diferentes razões de aspecto .................................................................................................................................... 164 Gráfico 37 – Área em planta da asa em relação a sua envergadura para diferentes razões de aspecto .................................................................................................................................... 165 Gráfico 38 – Variação da porcentagem de célula fotovoltaica na asa em relação à variação da envergadura para diferentes razões de aspecto ....................................................................... 166 Gráfico 39 – Massa total do VANT solar em relação a envergadura da asa para diferentes razões de aspecto .................................................................................................................... 167 Gráfico 40 – Distribuição de massa dentre os componentes da aeronave para diferentes envergaduras de asa ................................................................................................................ 168

Gráfico 41 - Curva de C_l vs α do perfil SD7032, simulada no software XFLR5® para diferentes números de Reynolds. ............................................................................................ 184

LISTA DE ABREVIATURAS E SIGLAS

AD

Altitude Densidade

AP

Agricultura de Precisão

APA

Área de Proteção Ambiental

BEC

Battery Eliminator Circuit

CTA

Centro Tecnológico de Aeronáutica

DC

Direct Current

ETH

Eidgenössische Technische Hochschule Zürich

EUA

Estados Unidos da América

HALE

High Altitude Long Endurance

GPS

Global Positioning System

IMU

Inertial Measurement Unit

ISA

International Standard Atmosphere

ISR

Intelligence, Surveillance and Reconnaissance

MIT

Massachusets Institute of Technolgy

MPPT

Maximum Power Point Tracker

NACA

National Advisory Committee for Aeronautics

NASA

National Aeronautics and Space Administration

PR

Paraná

RGB

Red, Green, Blue

RS

Rio Grande do Sul

SAE

Society of Automotive Engineers

SD

Selig-Donovan

SI

Sistema Internacional de Unidades

SIG

Sistemas de Informações Geográficas

SP

São Paulo

SR

Sensoriamento Remoto

TAM

Transportes Aéreos Marília

UAV

Unmanned Aerial Vehicle

UC

Unidade de Conservação

UCAVs

Unnmaned Combat Air Vehicles

UFRGS

Universidade Federal do Rio Grande do Sul

VANT

Veículo Aéreo Não Tripulado

ZCVCA Zona de Cautela para Voo Contínuo Anual

LISTA DE SÍMBOLOS

b

Envergadura

𝑣𝑐𝑟

Velocidade de cruzeiro

Ʌ

Enflechamento

cr

Corda na raiz

ct

Corda na ponta

λ

Afilamento

c

Corda

t

Espessura do perfil

s

Superfície

p

Força devido à pressão

τ

Força devido ao cisalhamento

V∞

Vento relativo

α

Ângulo de ataque

R

Resultante aerodinâmico

L

Força de sustentação

D

Força de arrasto

n

Vetor normal à superfície

k

Vetor tangente à superfície

𝑀𝑐/4

Momento torsor em ¼ da corda

CP

Centro de pressão

𝜌∞

Densidade do fluido

𝜇∞

Viscosidade dinâmica do fluido

ν

Viscosidade cinemática do fluido

𝑎∞

Compressibilidade do fluido

𝐶𝐿

Coeficiente de sustentação da asa

𝐶𝐷

Coeficiente de arrasto da asa

𝐶𝑀

Coeficiente de momento da asa

𝑞∞

Pressão dinâmica

𝑅𝑒

Número de Reynolds

𝑀∞

Número de Mach

𝑆𝑤𝑒𝑡

Área molhada

𝐶𝑙

Coeficiente de sustentação do perfil

𝐶𝑑

Coeficiente de arrasto do perfil

𝐶𝑚

Coeficiente de momento do perfil

𝑎0

Coeficiente angular da curva do coeficiente de sustentação do perfil versus ângulo de ataque

∝𝑙=0

Ângulo de ataque para sustentação nula

(𝐶𝑙 )𝑚𝑎𝑥

Coeficiente de sustentação máximo

𝑚0

Coeficiente angular da curva do coeficiente de momento versus ângulo de ataque

(𝐶𝑑 )𝑚𝑖𝑛

Coeficiente de arrasto para perfil mínimo

a.c.

Centro aerodinâmico do perfil

𝑥𝑎.𝑐.

Cota em relação ao centro aerodinâmico do perfil

AR

Razão de aspecto

S

Forma plana da asa

𝛼𝑖

Ângulo de incidência

𝛼𝑒𝑓𝑓

Ângulo de ataque efetivo

𝛼𝑔

Ângulo de ataque geométrico

a

Coeficiente angular da curva do coeficiente de sustentação da asa versus ângulo de ataque

𝑒

Fator de eficiência de envergadura

𝐶𝑁

Coeficiente de força normal

l

Comprimento da asa em delta

𝐶𝑓

Coeficiente de atrito na superfície molhada

𝐶𝑑.𝑝

Coeficiente de arrasto devido à pressão causada pela separação do escoamento

𝐶𝐷𝑖

Coeficiente de arrasto induzido

δ

Fator de arrasto induzido

W

Peso da aeronave

𝐶𝐷0

Coeficiente de arrasto parasita para sustentação nula

𝐶𝐷,𝑒

Arrasto parasita

𝐶𝐷,𝑤

Arrasto da onda de choque

K

Constate de proporcionalidade no cálculo das parcelas dos arrastos

𝐶𝐷,𝑒,0

Arrasto parasita para sustentação nula

𝐶𝐷,𝑤,0

Arrasto da onda de choque para sustentação nula

𝐴𝑖

Variável genérica utilizada na metodologia

V

Velocidade

T

Empuxo

𝑚

Massa

𝑔

Aceleração da gravidade local

𝑃𝑙𝑒𝑣

Potência para voo reto e nivelado

𝑃𝑒𝑙𝑒𝑐 𝑡𝑜𝑡

Potência elétrica total consumida

𝜂𝑚𝑜𝑡

Eficiência do motor

𝜂𝑐𝑡𝑟𝑙

Eficiência do controlador eletrônico

𝜂𝑔𝑟𝑏

Eficiência da caixa de transmissão

𝜂𝑝𝑙𝑟

Eficiência da hélice

𝜂𝐵𝐸𝐶

Eficiência do battery eliminator circuit

𝑃𝑎𝑣

Potência consumida pelos sistemas aviônicos

𝑃𝑝𝑙𝑑

Potência consumida pela carga útil

𝐸𝑒𝑙𝑒𝑐 𝑡𝑜𝑡

Energia diária requerida

𝜂𝑐ℎ𝑟𝑑

Eficiência de carga da bateria

𝜂𝑑𝑐ℎ𝑟𝑑

Eficiência de descarga da bateria

𝑇𝑑𝑎𝑦

Horas de irradiância solar em um dia

𝑇𝑛𝑖𝑔ℎ𝑡

Horas sem irradiância solar em um dia

𝐼𝑚𝑎𝑥

Irradiância máxima

𝐸𝑑𝑎𝑦 𝑑𝑒𝑛𝑠𝑖𝑡𝑦Energia solar diária por metro quadrado 𝜂𝑤𝑡ℎ𝑟

Fator de margem de irradiância

𝐴𝑆𝐶

Área da superfície das células fotovoltaicas

𝜂𝑆𝐶

Eficiência das células fotovoltaicas

𝜂𝑀𝑃𝑃𝑇

Eficiência do Maximum Power Point Tracker

θ

Ângulo de incidência da irradiância solar nas células fotovoltaicas

𝜃1

Menor ângulo de incidência da irradiância solar nas células fotovoltaicas

𝜂𝑐𝑏𝑟

Eficiência da curvatura

𝑚𝑓𝑖𝑥𝑒𝑑

Massas fixas na aeronave

𝑚𝑝𝑙𝑑

Massa da carga útil

𝑚𝑎𝑣

Massa do sistema de aviônicos

𝑊𝑎𝑓

Peso dos planadores analisados

𝑀𝑎𝑓

Massa dos planadores analisados

𝑘𝑎𝑓

Constante da massa estrutural

𝑥1

Expoente da envergadura na massa estrutural

𝑥2

Expoente da razão de aspecto na massa estrutural

𝑚𝑆𝐶

Massa das células fotovoltaicas

𝑘𝑆𝐶

Densidades de área das células fotovoltaicas

𝑘𝑒𝑛𝑐

Densidades de área de encapsulamento

𝑘𝑚𝑝𝑝𝑡

Relação entre massa e potência do Maximum Power Point Tracker

𝑚𝑀𝑃𝑃𝑇

Massa do Maximum Power Point Tracker

𝜂𝑀𝑃𝑃𝑇 𝑑𝑐𝑑𝑐 Rendimento da conversão de corrente contínua para corrente alternada 𝜂𝑀𝑃𝑃𝑇 𝑎𝑙𝑔𝑜 Rendimento do algoritmo de rastreamento 𝑚𝑏𝑎𝑡𝑡

Massa da bateria

𝑘𝑏𝑎𝑡

Densidade energética gravimétrica da bateria

𝑚𝑚𝑜𝑡

Massa do motor de corrente contínua

𝑃𝑝𝑙𝑟

Potência desenvolvida pelas hélices

𝑘𝑚𝑜𝑡

Relação entre massa e potência do motor de corrente contínua

𝑘𝑝𝑟𝑜𝑝

Relação entre massa e potência do grupo motopropulsor

𝑚𝑝𝑟𝑜𝑝

Massa do grupo motopropulsor

m

Massa total da aeronave

H

Altitude máxima de operação

Z

Altitude geopotencial

E

Raio da Terra

𝑇𝐾

Temperatura do ar

𝑇0

Temperatura padrão do ar ao nível do mar

L

Fator linear de queda de temperatura

𝑙𝑤𝑒𝑡

Comprimento de um perfil bidimensional

𝑃𝑚

Relação entre potência e massa na célula fotovoltaica

𝑃𝐴

Relação entre potência e área na célula fotovoltaica

𝑃𝑈𝐴𝑉

Índice de performance da célula fotovoltaica

F

Densidade de empacotamento

𝜂𝑔𝑙𝑜𝑏𝑎𝑙

Rendimento global

𝑛𝑝𝑙𝑟

Rotação da hélice

U

Voltagem

𝑀𝑒𝑚

Momento eletromagnético

i

Corrente elétrica

𝑟𝑎

Resistência terminal

𝑘𝑚

Constante de torque

𝑤𝑚𝑜𝑡

Velocidade angular de rotação do eixo do motor

𝑘𝑢

Constante de voltagem

𝑘𝑛

Constante da velocidade

𝑀𝑚𝑜𝑡

Momento efetivo do motor

𝑀𝑅

Momento de fricção do motor

𝑖0

No Load Current

r

Redução

𝑃𝑚𝑜𝑡

Potência de saída do motor

𝑤𝑝𝑙𝑟

Velocidade angular da hélice

𝑀𝑝𝑙𝑟

Torque no eixo da hélice

𝑃𝑚𝑜𝑡𝑚𝑎𝑥

Potência máxima do motor

𝑀𝑚𝑜𝑡𝑚𝑎𝑥

Torque máximo do motor

𝑇𝑚𝑖𝑛

Empuxo mínimo

𝑛𝑝𝑙𝑟𝑚𝑖𝑛

Rotação mínima da hélice

𝑛𝑝𝑙𝑟𝑚𝑎𝑥

Rotação máxima da hélice

𝜂𝑒𝑛𝑔

Rendimento do par de engrenagens

𝜂𝑚𝑎𝑛

Rendimento do par de mancais

𝑁𝑒𝑛𝑔

Número de pares de engrenagens no redutor

I

Corrente elétrica total consumida pelo motor

𝑃𝑚𝑜𝑡𝑖𝑛𝑝𝑢𝑡

Potência na entrada no motor

𝑈ó𝑡𝑖𝑚𝑜

Voltagem ótima que o motor deve estar submetido

𝑟ó𝑡𝑖𝑚𝑜

Relação de transmissão ótima para o redutor

𝑛𝑝𝑙𝑟ó𝑡𝑖𝑚𝑜

Rotação ótima da hélice

𝐸𝑏𝑎𝑡

Capacidade da bateria

SUMÁRIO

1

INTRODUÇÃO ....................................................................................................... 27

1.1

OBJETIVOS .............................................................................................................. 27

1.1.1

Objetivo geral ........................................................................................................... 27

1.1.2

Objetivos específicos ................................................................................................ 28

1.2

JUSTIFICATIVA ...................................................................................................... 28

1.3

METODOLOGIA ...................................................................................................... 28

1.4

MOTIVAÇÃO ........................................................................................................... 29

1.5

ESTRUTURA DO TRABALHO .............................................................................. 29

2

REVISÃO DE LITERATURA ............................................................................... 31

2.1

O VANT .................................................................................................................... 31

2.2

O VANT EM APLICAÇÕES CIVIS ........................................................................ 36

2.3

VANTS MOVIDOS A ENERGIA SOLAR .............................................................. 39

3

BREVE INTRODUÇÃO AOS ESTUDOS DE AERONAVES ........................... 45

3.1

CONCEITOS E NOMENCLATURAS .................................................................... 45

3.1.1

Fuselagem ................................................................................................................. 47

3.1.2

Asas ........................................................................................................................... 48

3.1.2.1 Quantidade de asas .................................................................................................... 48 3.1.2.2 Fixação na fuselagem ................................................................................................ 49 3.1.2.3 Estrutura das asas....................................................................................................... 50 3.1.2.4 Formas geométricas das asas em planta .................................................................... 51 3.1.2.5 O perfil da asa ............................................................................................................ 53 3.1.2.6 Nomenclatura dos perfis e suas famílias ................................................................... 54 3.1.3

Empenagem .............................................................................................................. 56

3.1.4

Trem de pouso.......................................................................................................... 58

3.1.5

Grupo motopropulsor ............................................................................................. 59

3.1.5.1 Motores ...................................................................................................................... 60 3.1.5.2 Posicionamento do grupo motopropulsor .................................................................. 60 3.1.5.3 Hélices ....................................................................................................................... 62 3.1.6

Sistema de coordenadas utilizado na indústria aeronáutica ............................... 63

3.1.6.1 Movimentos da aeronave em voo .............................................................................. 64 3.1.6.2 Superfícies de controle .............................................................................................. 65 3.2

ESTUDO AERODINÂMICO DOS PERFIS ............................................................ 66

3.2.1

Força de sustentação, arrasto e momentos ............................................................ 67

3.2.2

Coeficientes aerodinâmicos ..................................................................................... 68

3.2.3

Curvas características de um perfil ....................................................................... 70

3.2.4

Centro aerodinâmico do perfil ............................................................................... 74

3.3

ESTUDO AERODINÂMICO DE ASAS FINITAS ................................................. 75

3.3.1

Força de sustentação para uma asa finita ............................................................. 75

3.3.2

Força de arrasto para uma asa finita .................................................................... 78

3.4

POLAR DE ARRASTO ............................................................................................ 81

4

METODOLOGIA PARA DESENVOLVIMENTO DE UM VANT .................. 86

4.1

ENERGIA DIÁRIA REQUERIDA .......................................................................... 88

4.1.1

Energia para voo reto e nivelado ........................................................................... 88

4.1.2

Cálculo da Energia Diária Requerida ................................................................... 89

4.2

ENERGIA DIÁRIA OBTIDA .................................................................................. 90

4.2.1

Modelo de irradiância ............................................................................................. 90

4.2.2

Cálculo da energia solar diária .............................................................................. 91

4.3

MODELOS DE PREVISÃO DE MASSA ................................................................ 92

4.3.1

Massas fixas .............................................................................................................. 92

4.3.2

Massa da estrutura da aeronave ............................................................................ 93

4.3.3

Massa das células fotovoltaicas .............................................................................. 97

4.3.4

Massa do Maximum Power Point Tracker ............................................................. 97

4.3.5

Massa das baterias ................................................................................................... 99

4.3.6

Grupo motopropulsor ............................................................................................. 99

4.3.6.1 Motores elétricos ....................................................................................................... 99 4.3.6.2 Caixa de transmissão ............................................................................................... 101 4.3.6.3 Controlador eletrônico ............................................................................................. 102 4.3.6.4 Hélices ..................................................................................................................... 103 4.3.6.5 Adaptações necessárias para condições de decolagem............................................ 104 4.4

RESOLUÇÃO DOS BALANÇOS DE MASSA E ENERGIA .............................. 105

5

DESIGN CONCEITUAL DE VANT MOVIDO A ENERGIA SOLAR .......... 109

5.1

MISSÃO DA AERONAVE .................................................................................... 109

5.2

PARÂMETROS REFERENTES À MISSÃO ........................................................ 109

5.2.1

Carga transportada e seu consumo energético ................................................... 110

5.2.2

Altitude máxima de operação ............................................................................... 111

5.2.3

Densidade do ar ..................................................................................................... 112

5.2.4

Modelo de incidência solar e duração do dia ...................................................... 113

5.3

PARÂMETROS RELACIONADOS À TECNOLOGIA ....................................... 115

5.3.1

Coeficientes aerodinâmicos preliminares ............................................................ 116

5.3.2

Densidade enérgica das baterias .......................................................................... 129

5.3.3

Células fotovoltaicas .............................................................................................. 131

5.3.4

Parâmetros relacionados ao MPPT ..................................................................... 133

5.3.5

Sistema de propulsão ............................................................................................. 134

5.3.5.1 Hélice ....................................................................................................................... 134 5.3.5.2 Comportamento matemático de motores elétricos de corrente contínua ................. 137 5.3.5.3 Metodologia para obtenção da melhor combinação entre motor, redutor e hélice .. 140 5.3.5.3.1 Determinação da faixa de rotação da hélice .......................................................... 141 5.3.5.3.2 Determinação das potências e rendimentos da hélice ............................................ 142 5.3.5.3.3 Relação de transmissão do redutor e sua eficiência energética ............................. 142

5.3.5.3.4 Cálculo dos parâmetros do motor ........................................................................... 143 5.3.5.3.5 Cálculo do rendimento global e armazenamento de seu melhor resultado ............ 145 5.3.5.3.6 Diagrama de blocos da metodologia do sistema motopropulsor ............................ 145 5.3.5.3.7 Resultados da escolha da combinação ótima entre motor, redutor e hélice ........... 147 5.3.5.4 Controlador eletrônico ............................................................................................. 150 5.3.5.5 Relação entre massa e potência do grupo propulsor................................................ 151 5.3.6

Massa estrutural da aeronave .............................................................................. 152

5.3.7

Massa do grupo do sistema de aviônicos ............................................................. 152

5.3.8

Síntese dos parâmetros relacionados com a tecnologia ...................................... 154

5.4

APLICAÇÃO DA METODOLOGIA DO DESIGN CONCEITUAL .................... 155

5.4.1

Estudo da região mais crítica para voo contínuo................................................ 155

5.4.2

Fator de margem de irradiância .......................................................................... 157

5.4.3

Resultados da primeira aplicação da metodologia ............................................. 158

5.4.4

Região brasileira que VANT solar pode realizar voo contínuo anualmente ... 160

5.4.5

Determinação das dimensões do VANT movido a energia solar ...................... 162

5.4.6

Resultado do Design Conceitual de VANT solar ................................................ 169

6

CONCLUSÕES...................................................................................................... 173

7

RECOMENDAÇÕES PARA TRABALHOS FUTUROS ................................. 175 REFERÊNCIAS .................................................................................................... 176 APÊNDICE 1 ......................................................................................................... 183 APÊNDICE 2 ......................................................................................................... 184 ANEXO 1 ................................................................................................................ 185 ANEXO 2 ................................................................................................................ 187 ANEXO 3 ................................................................................................................ 189 ANEXO 4 ................................................................................................................ 191 ANEXO 5 ................................................................................................................ 192 ANEXO 6 ................................................................................................................ 193

ANEXO 7 ................................................................................................................ 195 ANEXO 8 ................................................................................................................ 197 ANEXO 9 ................................................................................................................ 200

27

1 INTRODUÇÃO

O Veículo Aéreo Não Tripulado (VANT) é uma tecnologia em constante evolução. Como o nome sugere, consiste em toda aeronave que não possui um humano embarcado. Tal característica atribui diversas vantagens à aeronave: desde a economia de espaço destinado ao alojamento de humano, assim como na interface para seu controle, até a segurança em não expor ao risco vidas quando o VANT for designado para atuar em missões consideradas perigosas. Não possuindo um ser vivo, é possível também atribuir missões de maior duração, pois não há necessidade de retorno para obtenção de suprimentos. Essas características únicas dos VANTs fomenta o seu desenvolvimento a fim de possibilitar o cumprimento dessas missões. A autonomia é um fator ainda limitante na utilização dessas aeronaves. Existem duas tecnologias predominantes para a propulsão dos VANTs: a combustão e a elétrica. Aeronaves movidas a combustão possuem como grande desvantagem a necessidade de embarcar combustível, normalmente de origem fóssil, que demanda espaço e peso adicional a ser transportado, além da emissão de gases considerados poluentes. As aeronaves elétricas possuem como fator limitante a capacidade de suas baterias, que ainda não são eficientes o bastante para possibilitar missões de longa duração. Um modo de permitir a maior autonomia dos VANTs é o emprego de células fotovoltaicas em aeronaves elétricas a fim de recarregar suas baterias e permitir a aeronave realizar missões de longa duração.

1.1 OBJETIVOS

1.1.1 Objetivo geral

Desenvolver o design conceitual1 de um Veículo Aéreo Não Tripulado movido com o auxílio de um motor elétrico, embarcado com células fotovoltaicas a fim de recarregar suas baterias, de modo que a aeronave possa permanecer em voo por mais de 24 horas, característica do voo contínuo. 1

Como o nome sugere, o design conceitual foca apenas nas configurações gerais da aeronave, como suas dimensões básicas. Evoluções posteriores no projeto como refinamento aerodinâmico e estrutural tendem a conduzir melhor as dimensões finais do projeto (NOTH, 2008).

28

1.1.2 Objetivos específicos

Desenvolver o design conceitual de um VANT leve2 operando em baixas altitudes e velocidades, através da abordagem analítica. Estabelecer critérios para uma missão alvo, estudar e selecionar principais parâmetros dos componentes da aeronave de modo que a mesma possa realizar voo contínuo. Desenvolver métodos próprios de otimização de determinados parâmetros, como melhor combinação de parâmetros de entrada dos componentes do sistema de propulsão, de modo a poder obter o melhor desempenho da aeronave. Utilizar modelamento analítico para análise dos parâmetros aerodinâmicos de asa finita.

1.2 JUSTIFICATIVA

A importância do VANT devido ao seu grande potencial em cumprir as mais variadas missões tem crescido em todo o mundo. Estudar uma tendência de sua evolução, visando maximizar sua autonomia de forma sustentável é uma alternativa para desenvolvimento de projetos mais adequados obtendo veículos capazes de execução de tarefas com maior duração e superior autonomia.

1.3 METODOLOGIA

Existem diversas metodologias para o projeto aeronáutico de uma aeronave. As principais características de um VANT movido a energia solar são ser leve, voar a baixas velocidades e, principalmente, possuir autonomia de voo estendida. Teoricamente é possível que a autonomia de voo seja indefinida, ou seja, que a aeronave seja capaz de voar ininterruptamente. Para tanto é necessário que ocorra um balanço energético entre geração e consumo de energia, assim como a capacidade da aeronave estocar a energia e suprimir aos

2

A aeronave é considerada leve quando é simples de operar e fácil de voar (OLIVEIRA, 2012).

29

componentes nos períodos de não geração de energia elétrica. Para tanto foi utilizado a metodologia proposta por Noth (2008) para o desenvolvimento de um VANT movido a energia solar. Essa metodologia é referente apenas a algumas etapas de um projeto completo da aeronave, como mostrado na metodologia proposta por Barros (2001), em sua tese de doutorado.

1.4 MOTIVAÇÃO

O estudo de novas óticas para transformar métodos já convencionais é o que motiva esse trabalho, de modo a poder contribuir positivamente no impacto ambiental através missões como de agricultura de precisão (AP), pela utilização mais eficiente de agrotóxicos, na maior produtividade agrícola e mediante de uma nova cadeia de profissionais e habilidades relacionados a operação dos VANTs solares, além da correta interpretação dos dados gerados.

1.5 ESTRUTURA DO TRABALHO

O trabalho está dividido em sete seções. A segunda seção é dedicada à revisão de literatura. Onde é apresentada brevemente a história do desenvolvimento dos VANTs, assim como suas aplicações. São indicados, através de apresentação sucinta, alguns relatos, os esforços atuais na implementação de células fotovoltaicas em aeronaves que o autor deste trabalho conseguiu encontrar nas pesquisas bibliográficas realizadas. A terceira seção indica brevemente os componentes básicos de uma aeronave, algumas configurações e nomenclaturas clássicas, assim como uma breve introdução ao projeto aerodinâmico através da apresentação de conceitos básicos da aerodinâmica. Na quarta seção a metodologia utilizada para design conceitual de VANT solar é apresentada, em que são detalhadas todas suas etapas. Na quinta seção ocorre o estudo dos parâmetros necessários para o design conceitual, a saber: massa da carga transportada e sua potência energética, atitude máxima de operação e as respectivas características do fluido nessa condição, modelo de incidência solar, seleção de perfil aerodinâmico da asa e seus respectivos modelos analíticos dos coeficientes

30

aerodinâmicos da mesma, seleção da bateria e da célula fotovoltaica embarcada, Maximum Power Point Tracker (MPPT), componentes do grupo motopropulsor e seus parâmetros ótimos de funcionamento para maior desempenho, modelo para estimativa da massa estrutural da aeronave, massa do grupo de sistemas aviônicos e sua potência energética. A sexta e sétima seção são destinadas, respectivamente, às conclusões e as recomendações para trabalhos futuros.

31

2 REVISÃO DE LITERATURA

Com a demanda de soluções eficientes em diversos setores da sociedade (agricultura, segurança, lazer, logística, comunicação, entre outros), ocorre o surgimento de novas tecnologias assim como a evolução das já defasadas. Esse processo ocorre na sociedade de forma acelerada a partir da sistematização do trabalho, aliado com o uso científico para o progresso tecnológico (PIRRÓ, 2010). Todas as indústrias sofrem essa evolução, desde que a demanda pela solução exista, caso contrário estará estagnada. Como resultado do avanço tecnológico, surge a maior necessidade por energia elétrica. Sua geração pode ser feita de diversas maneiras, porém o impacto da mesma assim como sua disponibilidade a longo prazo induz uma tendência global na utilização de fontes limpas e renováveis. O uso da energia solar se tornou um tema relevante na busca da humanidade para uma energia limpa e eficiente (FAZELPOUR, 2013). Na indústria aeronáutica tal processo evolutivo fomentou o desenvolvimento e produção de veículos em escala, e o seu consequente barateamento. Aliar o desenvolvimento dessa tecnologia com a geração limpa de energia é um desafio para a continuidade de sua evolução.

2.1 O VANT

O Veículo Aéreo Não Tripulado, tradução da sigla americana UAV (Unmanned Aerial Vehicles), é o nome que se refere as aeronaves que não necessitam de pilotos embarcados para seu funcionamento. Existem, ainda, outras nomenclaturas para o mesmo, se destacando o termo drone por ser empregado numa escala global para essa tecnologia (STANLEY, 2013). Na esfera militar, a classificação ocorre de diversas maneiras, podendo destacar três grandes grupos: os drones utilizados como alvos em treinamentos, os ISR (Intelligence, Surveillance and Reconnaissance) utilizados de forma não letal em operações de monitoramento, e os UCAVs (Unnmaned Combat Air Vehicles) que possuem como finalidade o uso letal em operações de combate (KEANE; CARR, 2013). O controle dessas aeronaves pode ocorrer de duas maneiras: de forma remota por meios eletrônicos sob a supervisão e governo humano, ou através de um controle pré-programado com uso de softwares computacionais.

32

O surgimento do VANT ocorreu intrinsicamente com a evolução da aviação. Como muitas tecnologias, seu desenvolvimento foi feito inicialmente para fins militares. O primeiro registro do uso dessa tecnologia data de 15 de julho de 1849. Forças austríacas sitiando a cidade de Veneza, Itália, lançaram um ataque aéreo utilizando balões carregados com aproximadamente 13,5 kg de explosivos. O acionamento da bomba ocorreu com o uso de fusíveis cronometrados em trinta minutos e o seu deslocamento ocorreu pelas forças do vento. O lançamento ocorreu num navio de guerra, porém o ataque foi frustrado devido ao forte vento e muitos balões passaram pela cidade e foram detonados sob o acampamento austríaco no continente (OVERY, 2010). O desenho 1 indica uma ilustração artística de um protótipo de balão não tripulado.

Desenho 1 – Projeto de balão não tripulado

Fonte: BONNER, 2015

Os próximos VANTs foram desenvolvidos no início da Primeira Grande Guerra, somente 8 anos após o surgimento das aeronaves com humanos embarcados. Elmer Sperry, pioneiro na tecnologia dos giroscópios, desenvolveu com auxílio da marinha americana uma aeronave batizada de Curtiss N-9 (veja fotografia 1). Em 17 de outubro de 1918 a aeronave conseguiu alçar voo, voar por mais de 13 quilômetros, porém falhou no pouso e colidiu no mar. Mesmo com um desdobramento catastrófico, esse foi a primeira aeronave menos densa que o ar radio controlada e seu estudo permitiu o desenvolvimento de projetos bem-sucedidos em seguida, como o Kettering Bug, indicado também na fotografia 1, capaz de atingir mais de 190 km/h, desenvolvido por Charles Kettering, Orville Wright e Child Wills da Ford Motor Company. (KEANE; CARR, 2013).

33 Fotografia 1 – Curtiss N-9 (acima) e o Kettering Bug (abaixo)

Fonte: KEANE; CARR, 2013

Nos anos subsequentes houve grande avanço em diversos setores de tecnologia como aeronáutica, eletrônica e computação, impulsionados pela corrida armamentista. O interesse pelos VANTs aumentou sua evolução originou aeronaves cada vez mais sofisticadas capazes de executar missões complexas. Na década de 1960 os Estados Unidos da América (EUA) começaram a desenvolver os drones de forma sistemática com a finalidade de obtenção de aeronaves de espionagem e reconhecimento na guerra fria. O principal drone desenvolvido foi o Firebee, indicado no desenho 2, propulsionado com um motor a jato feito pela Ryan Aeronautical Company (BHATT, 2012). O design do Firebee ainda é encontrado nos VANTs mais modernos tornando-o um marco em sua história (KEANE; CARR, 2013).

34 Desenho 2 – Detalhes do Firebee

Fonte: BONNER, 2015

Com o surgimento de mais conflitos armados o uso e desenvolvimento dos drones foi praticamente contínuo. A Guerra do Vietnam foi a primeira que possuiu o uso extensivo de VANTs, sendo estimadas 3.435 operações de reconhecimento entre 1964 e 1975. Aproximadamente um terço das missões americanas utilizaram o Lighting Bug, VANT multitarefa utilizado principalmente para captação de fotos a baixas e altas altitudes. Devido a demanda por maiores sistemas embarcados, foi desenvolvido o modelo 154, Compass Arrow, indicado na fotografia 2, desenvolvido para voar a 23.000 metros de altitude, e o primeiro VANT desenvolvido com tecnologia de mínima emissão de calor e baixa refletividade em radares. Houveram, porém, problemas técnicos nas missões desse drone o que resultou na baixa aprovação de seu uso. Concomitante, ocorreu uma forte redução orçamentária o que resultou na redução do desenvolvimento de VANTs pelos EUA por quase uma década (KEANE; CARR, 2013).

Fotografia 2 – Modelo do Compass Arrow

Fonte: NATIONAL MUSEUM OF THE US AIR FORCE, 2015

35

O interesse nessa tecnologia foi resgatado após o uso eficaz de VANTs pelo exército israelense na Guerra do Golfo. Israel coordenou um ataque eficaz destruindo 86 aeronaves Sírias num pequeno período de tempo no Vale de Bekaa. Os VANTs foram utilizados como chamarizes e bloqueadores eletrônicos, assim como forneceram vigilância em tempo real. Desde então o uso de VANTs foi amplamente aceito e empregado, assim como o contínuo desenvolvimento de sua tecnologia (TETRAULT, 2009). Na década de 2010 tem ocorrido um extensivo uso militar de VANTs. No governo do presidente americano Barak Obama houve um significante aumento na relevância de sua utilização, de forma que esses veículos já se tornaram instrumentos essenciais da estratégia moderna americana nos conflitos em que estão envolvidos. Em 2013 houve o investimento pelo Departamento de Defesa americano de cerca de US$ 6 bilhões em sistemas não tripulados (BECKER, 2013). O resultado de todo esse investimento nos VANTs é consequência de sua atual relevância na estratégia militar moderna. Em 2015 já é possível observar uma corrida armamentista no desenvolvimento de VANTs mais sofisticados. A República Popular da China exibiu seu VANT batizado de Wing Loong II, desenvolvido de modo a competir com o mais avançado VANT americano, o MQ-9 Reaper, fotografia 3. Ambos são movidos a um turboélice, possuem sistema de comunicação via satélite e o sistema primário de captura de imagem em sua proa, assim como adotam os estabilizadores tipo V. Ainda que as especificações sejam mais avançadas no VANT americano, já é possível concluir que essa corrida está acelerando a evolução dos VANTs. (BAKER, 2015).

Fotografia 3 – MQ-9 Reaper taxiando em base militar

Fonte: HANLEY, 2007

Houve também o desenvolvimento de VANTs no Brasil. Na década de 1980 a Companhia Brasileira de Tratores, sediada em São Carlos, SP, encomendou ao então Centro

36

Tecnológico de Aeronáutica (CTA), em São José dos Campos, SP, o desenvolvimento de uma turbina de pequeno porte, com aproximadamente 30 kgf de empuxo, a fim de ser instalada num VANT com envergadura (b) de 3,38 metros, como mostrado na fotografia 4. O objetivo da missão desse VANT brasileiro era o treinamento militar, a fim de substituir o modelo similar norte-americano até então empregado com alto custo. Dessa maneira foi concebido o BQM1BR, primeiro VANT construído em solo brasileiro (PAULA, 2009).

Fotografia 4 – BQM-1BR exposto no Museu Asas de um Sonho da TAM Linhas Aéreas

Fonte: PAULA, 2009

2.2 O VANT EM APLICAÇÕES CIVIS

O uso de VANTs em aplicações civis é um emprego recente. Entende-se como uso civil qualquer utilização de uma tecnologia com finalidade não militar, seja em estado de guerra ou não. O inicial desenvolvimento de uma nova tecnologia para fins militares antes do desenvolvimento para aplicações civis é comum na história de diversas tecnologias (SEARLE, 2014). O investimento em startups de tecnologia de VANTs nos EUA duplicou entre os anos de 2012 e 2013, assumindo cifras superiores a US$ 40,9 milhões (KHARIF, 2013). Esse recente interesse aliado com diversos projetos surgindo concomitantemente resultam em VANTs atuando nos mais diversos setores. Na indústria agrícola o VANT permite o emprego da agricultura de precisão. Esta tem como objeto aumentar a eficiência tratando de forma distinta cada área de uma plantação, de forma a entender suas particularidades e reduzindo seu impacto ambiental. Para tanto, diversos sensores devem ser embarcados na aeronave, se destacando o Sensoriamento Remoto (SR), Sistemas de Informações Geográficas (SIG) e o Sistema de Posicionamento

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Global (ou GPS sigla em inglês: Global Position System). Nesse setor destaca o VANT fabricado pela Yamaha, o RMAX, em voo na fotografia 5, com configuração de asas rotativas com rotores na horizontal, tipo helicóptero, capaz de realizar pulverizações em lavouras de arroz. Seu destaque é a capacidade de atingir distâncias de até 10 km ou uma autonomia de 90 minutos, com uma carga de aproximadamente 30 kg. Esta especificação permite a pulverização de 30 hectares/dia, ou de forma menos eficiente 8 hectares/hora (MATSUO, 2011).

Fotografia 5 – Yamaha Rmax realizando pulverização agrícola

Fonte: MATSUO, 2011

Na indústria fotográfica diversos VANTs foram lançados nos últimos anos. A fim de permanecerem estáticos e garantirem a melhor imagem, neste setor são empregados de forma predominante a configuração com uso de rotores múltiplos horizontais, também chamados de multicópteros. Esses veículos possuem categorias populares, assim como os mais sofisticados. A maior diferença é o sistema de estabilização, que funciona a fim de garantir imagens nítidas ao longo do voo (TOSETTO, 2013). Neste setor se destaca o Phanton 3 (veja fotografia 6), dotado de um sistema de quatro rotores e chamado, portanto, de quadcóptero. Possui integração com smartphones, assim como câmeras profissionais capazes de realizar filmagens em altas resoluções de até 4K. Sua autonomia é de até 2 km e possui ainda sistemas embarcados com sistema GPS (AGUILAR, 2015).

38 Fotografia 6 – Quadcóptero Phanton 3

Fonte: AGUILAR, 2015

Existem, ainda, diversas outras aplicações civis, que foram agrupadas e indicadas no gráfico 1.

Gráfico 1 – Aplicações civis para VANTs

Fonte: CREPALDI, et al., 2013

A engenharia tem como objetivo atender a demanda por soluções e inovações em diversos setores da sociedade, e um VANT possui características e vantagens que o promovem como importante agente de melhorias em diferentes áreas. É importante destacar a aplicação dentro do quesito ambiental, devido à necessidade de manutenção dos recursos

39

naturais. O Brasil possui Unidades de Conservação (UCs), que consistem em áreas de proteção ambiental dividas em cinco categorias: Estação Ecológica, Reserva Biológica, Parque Nacional, Monumento Natural e Refúgio de Vida Silvestre. O principal intuito é a manutenção dos ecossistemas sem as alterações causadas por interferência humana, admitido apenas o uso indireto de seus atributos naturais (BRASIL, 2000). O monitoramento de uma determinada UC por um VANT permite melhor controle dos agentes competentes para que sejam preservadas suas áreas, biomas, e características naturais. Existe o déficit no monitoramento em velocidade suficientemente rápida, pois o modelo atual é composto principalmente por equipe em terra. Exemplo da pouca eficiência do atual modelo é a duração de dias para uma equipe em terra fiscalizar uma área como a do Parque Nacional Pau Brasil, no sul da Bahia. Alguns países já utilizam os VANTs para vigiar sua fauna e flora. Na África do Sul houve uma queda de 92% na morte de rinocerontes após o uso dos drones (PAMPLONA, 2015). O Brasil é um país farto em áreas ambientais, porém a fiscalização das ocupações de habitação ilegal em áreas de preservação ainda é ineficaz. Somente no estado de São Paulo existem 1.513.267,08 hectares correspondendo à Área de Proteção Ambiental (APA). Diversas APAs são invadidas como a de Banhado, no município de São José dos Campos, em que houve a ocupação de 1.600 pessoas em 2014 (PEREIRA, 2014).

2.3 VANTS MOVIDOS A ENERGIA SOLAR

Um dos maiores desafios enfrentados pelas indústrias do século XXI é o desenvolvimento de tecnologias de modo a causarem os menores danos ambientais possíveis. Dentre as soluções de geração de energia sustentável, se destaca o uso de células fotovoltaicas que transformam a radiação incidente do sol em energia elétrica. Esse processo é chamado de forma popular de energia solar, e é, sem dúvidas, uma das mais limpas do mundo. Esse uso já está distribuído em diversas indústrias, sejam de aplicações civis ou militares. É esperado que no futuro a energia solar torne-se uma fonte energética primária no planeta (SHIAU, 2009). O uso da energia solar tem limitações, isso porque os painéis solares só podem gerar energia elétrica durante um determinado período do dia. Dessa forma, o mais importante é maximizar seu desempenho durante seu funcionamento diário, e armazenar a energia em baterias para uso noturno, por exemplo. Essa estratégia permite o maior aproveitamento da energia solar, solucionando problemas de autonomias de diversos sistemas. Nos VANTs, a

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autonomia é uma de suas maiores limitações. Um veículo aéreo deve possuir essencialmente uma ótima relação de peso e capacidade de sustentação. Embarcar combustíveis fósseis é uma solução não apenas pouco sustentável, mas também um desafio técnico visto que para longos deslocamentos a quantidade de combustível embarcado é considerável. No sistema célula fotovoltaica/bateria, a fonte de energia será apenas a radiação solar, e o sistema a ser otimizado é a relação de geração e armazenamento de energia. Soluções de VANTs utilizando células fotovoltaicas estão surgindo de forma acelerada. Diversas indústrias líderes em tecnologia estão investindo nesses veículos, pois possuem aplicações promissoras visto que podem permanecer em voo por diversas horas, e até dias. O projeto Atlantik-Solar, desenvolvido por engenheiros do Instituto Federal de Tecnologia de Zurique (ETH, do alemão Eidgenössische Technische Hochschule), tem como objetivo a primeira travessia do Oceano Atlântico por um VANT (veja fotografia 7). Os testes preliminares já demonstraram que a solução empregada no projeto está próxima de atingir os objetivos impostos (ATLANTIKSOLAR, 2015). Houve no mês de outubro de 2015 um teste realizado no Brasil em que o veículo monitorou um desastre ambiental provocado pelo naufrágio de um navio no porto de Vila do Conde, Pará. Na Amazônia houve um voo de teste que o VANT foi capaz de percorrer cerca de 330 km de forma sustentável (PÓVOA, 2015).

Fotografia 7 – Engenheiros da ETH e os protótipos do Atlantik-Solar

Fonte: ATLANTIKSOLAR, 2015

41

Gigantes da tecnologia também acreditam no potencial dos VANTs sustentáveis, e estão investindo para que existam serviços sendo supridos por esses veículos. O Facebook, empresa de tecnologia que possui a rede social mais popular do planeta, com mais de um bilhão de usuários cadastrados, quer expandir ainda mais seu alcance ao fornecer acesso à internet em localidades remotas, ou carentes economicamente (PARSONS, 2015). Como o projeto de colocar diversos satélites de comunicação em órbita no planeta é caro, a solução encontrada foi desenvolver VANTs que operem em elevadas altitudes e de forma contínua. Esses veículos são conhecidos na indústria aeronáutica como HALE (High Altitude Long Endurance), cuja altitude de operação de até 30 quilômetros é ilustrada no desenho 3. A fim de manter o voo de forma contínua, o uso de baterias aliadas com células fotovoltaicas é a solução proposta pela indústria (RUNGE, et al., 2007). O protótipo em desenvolvimento pelo Facebook chama-se Aquila, realizando voo na fotografia 8, e possui como uma de suas principais características o comprimento entre pontas de asas de 40 metros. A previsão é que a aeronave consiga se manter em voo por três meses, quando preventivamente pousará para manutenções. A fim de vencer os desafios técnicos, o projeto utiliza soluções pioneiras, assim como uso extensivo de materiais compostos como fibra de carbono, permitindo que esse veículo de grande porte pese menos de um terço de um carro popular (PARSONS, 2015).

Desenho 3 – VANTs tipo HALE e sua altitude de operação

FONTE: PARSONS, 2015, adaptado pelo autor

42 Fotografia 8 – VANT solar Aquila, desenvolvido pelo Facebook

Fonte: NEWTON, 2016

O Alphabet, holding de várias empresas vinculadas ao Google, incluindo o mesmo, também está desenvolvendo um VANT tipo HALE com o objetivo de fornecer acesso à internet. O seu protótipo é popularmente batizado de Titan e também possui como solução o uso de painéis solares para recarregar baterias embarcadas (veja desenho 4). Segundo Simonite (2016), o desenvolvimento do protótipo está avançado, porém encontra barreiras burocráticas de diversos países que contestam se a aeronave também irá praticar espionagem.

Desenho 4 – Titan, VANT tipo HALE da Alphabet

Fonte: SIMONITE, 2016

43

O desenvolvimento de VANTs movidos a energia solar é realizado também por grupos voltados diretamente à tecnologia aeroespacial. A Administração Nacional da Aeronáutica e Espaço (NASA em inglês National Aeronautics and Space Administration), desenvolveu o Helios (veja fotografia 9), já o seu quarto protótipo desse tipo de aeronave. Este avião é capaz de manter voo em altitudes de até 30 km de altura, com autonomia de voo de mais de um dia. Outro protótipo da NASA é o Pathfinder, cujo objetivo é o estudo para evolução da tecnologia dos HALEs.

Fotografia 9 – NASA Helios em ensaio de voo

Fonte: DRICUS, 2015

A Boeing, corporação multinacional norte-americana de desenvolvimento aeroespacial e de defesa, desenvolveu o SolarEagle, exposto na fotografia 10, VANT tipo HALE capaz de manter voo por até cinco anos. É estimado que a Boeing já tenha investido cerca de 90 milhões de dólares nesse projeto. A envergadura dessa aeronave é de 120 metros, sua velocidade de cruzeiro (𝑣𝑐𝑟 ) é de 80 km/h e possui capacidade de geração de 5 kwh de energia (ROOIJ, 2015).

44 Fotografia 10 – Boeign SolarEagle em voo

Fonte: ROOIJ, 2015

Existe ainda o esforço de diversas empresas, como a Airbus, no desenvolvimento desse tipo de aeronave. Esses veículos ainda estão em fase de testes e ainda estão enfrentando problemas na legislação por desconfiança de algumas nações quanto à segurança na utilização. O seu custo de fabricação e de operação, porém, compensam todos os esforços para implementar essa tecnologia, que possivelmente irá substituir o uso de satélites em órbita, assim como evoluir diversos setores de tecnologia. A maior revolução é, contudo, na indústria que a desenvolve, a aeroespacial (SULLIVAN, 2006).

45

3 BREVE INTRODUÇÃO AOS ESTUDOS DE AERONAVES Esta seção tem como finalidade a exposição de conceitos referentes aos estudos aeronáuticos, a fim de facilitar a assimilação e entendimento das demais seções. Será abordado desde o conceito dinâmico que possibilita o voo controlado de uma aeronave, assim como suas características e configurações que possibilitam classificá-la de formas distintas. No esquema 1 é exposto a sequência didática desta seção.

Esquema 1 – Sequência didática da teoria aerodinâmica básica

Breve introdução aos estudos de aeronaves

Conceitos e nomenclaturas

Estudo aerodinâmico dos perfis

A origem das forças aerodinâmicas e momentos Definição dos coeficientes aerodinâmicos

Centro aerodinâmico

Estudo aerodinâmico de asas finitas

Polar de arrasto Fonte: ANDERSON JR., 1999, adaptado pelo autor

3.1 CONCEITOS E NOMENCLATURAS

Existem diversas máquinas voadoras, cujos princípios de funcionamento são diferentes. A primeira classificação das aeronaves é em dois grupos: os mais leves que o ar e

46

os mais pesados. O primeiro se referem aos balões e dirigíveis, que obtém a sustentação necessária para voo através da força de empuxo devido à diferença de densidades de fluidos. O segundo grupo são veículos que possuem densidades maiores que o ar, e necessitam de forças externas para obter voo. Estes podem possuir diversos formatos e diferentes métodos de obtenção da capacidade de voar. Alguns exemplos dos mais pesados que o ar são: foguetes, planadores, paraquedas e aviões, conforme esquema 2.

Esquema 2 – Classificação inicial das aeronaves Mais leves que o ar

Balões, dirigíveis

Mais pesados que o ar

Foguetes, paraquedas, aviões

Veículos que voam

Fonte: Elaborado pelo autor

As forças necessárias para originar o voo, em veículos mais pesados que o ar, são de origens distintas. Nos foguetes, por exemplo, a reação da exaustão de gases devido à oxidação de combustíveis é a responsável para o veículo iniciar voo e colocar satélites em órbita. Em altitudes mais baixas existem aeronaves que utilizam do ar como um meio de alçar voo, utilizando as forças aerodinâmicas. Estes veículos são variados: os paraquedas permitem que o passageiro regresse ao solo numa velocidade segura, os planadores conseguem aproveitar das correntes ascendentes de ar para obter energia mecânica necessária para voo, os aviões utilizam propulsão mecânica para obter energia cinética necessária para voo. Rodrigues (2011, p. 13) afirma que: “um avião é definido como uma aeronave de asa fixa mais pesada que o ar, movida por propulsão mecânica, que é mantido em condição de voo devido à reação dinâmica do ar que escoa através de suas asas”. Existem aviões de diversos formatos cujas finalidades são distintas. A maioria, porém, possuem componentes principais em comum, são eles: fuselagem, asas, empenagem, trem de pouso e o grupo motopropulsor, conforme ilustrado no desenho 5.

47 Desenho 5 – Principais componentes dos aviões

Fonte: RODRIGUES, 2011

3.1.1 Fuselagem

A fuselagem é a estrutura que engloba a cabine de comandos, o compartimento de carga, assim como os demais sistemas presentes no corpo da aeronave. Essa estrutura pode ser de três formas: treliçada, monocoque ou semi-monocoque, conforme desenho 6. A estrutura treliçada, como o nome sugere, utiliza treliças ao longo do corpo da aeronave. É uma estrutura cuja resistência e rigidez são obtidos por barras ligadas em uma série de modelos triangulares em pontos conhecidos como nós. Os esforços e reações são considerados, de forma simplificada, apenas nesses nós. A estrutura monocoque utilizam cavernas que são estruturas no formato aerodinâmico desejado. Estas estruturas são colocadas paralelas umas às outras e unidas por um revestimento. A estrutura semi-monocoque é composto por cavernas em formato aerodinâmico, em conjunto com demais estruturas como longarinas e revestimentos que fornecem a estrutura necessária para a aeronave.

48 Desenho 6 – Tipos de fuselagem

Fonte: RODRIGUES, 2011

3.1.2 Asas

As asas são artefatos mecânicos destinados à sustentação aerodinâmica. São fundamentais da aeronave e estão unidas de cada lado da mesma. Existem diversos projetos aeronáuticos com diferentes tamanhos, quantidade e formato de asas. Existe um motivo para tantas variações, no estudo aerodinâmico pequenas mudanças de suas configurações afetam drasticamente seus desempenhos.

3.1.2.1 Quantidade de asas

Como o número de asas pode variar, são classificadas como monoplano a aeronave com um par de asas, biplano com dois pares e multiplanos com demais pares de asas. O aumento do número de asas certamente aumenta a capacidade da aeronave em produzir mais força de sustentação. As asas, porém, também produzem a força de arrasto, e com maiores quantidades de asas, mais resistência a aeronave terá em seu voo. Existe também a questão estrutural, em que conforme aumenta-se o número de asas, o ganho de peso para o avião também é expressivo. A fotografia 11 possui exemplo de aeronave monoplano e biplano.

49 Fotografia 11 – Classificação das asas quanto a quantidade de pares

Fonte: RODRIGUES, 2011

Cabe ao estudo do projeto estabelecer a implementação de múltiplas asas, tendo em conta suas vantagens e desvantagens. De forma generalizada, o emprego de mais de um par de asas é incomum, pois o ganho de força de sustentação é possível também de outras maneiras3.

3.1.2.2 Fixação na fuselagem

Existem também variações quanto à posição de fixação na fuselagem, podem ser: asa alta, asa média ou asa baixa. Para cada uma dessas posições existem vantagens e desvantagens, como exemplificado no quadro 1.

3

É possível obter maiores forças aerodinâmicas alterando geometrias da asa, otimizando-a.

50 Quadro 1 – Altura das asas, vantagens e desvantagens

Fonte: BARROS, 2001, adaptado pelo autor

3.1.2.3 Estrutura das asas

Estruturalmente as asas devem ser rígidas o suficiente de modo a suportarem as solicitações mais severas de voo, decolagem e pouso, assim como os componentes nelas instalados (winglests, flaps, sistemas de alteração do perfil aerodinâmico como speed breaks, e possíveis componentes do grupo motopropulsor), levando em consideração também o efeito da

51

vibração. Para atenderem tantos fatores, a robustez é a solução mais prática. O peso, contudo, deve ser o mínimo possível, de modo a não comprometer o desempenho da aeronave. As soluções mais comuns, de acordo com Rodrigues (2011), é o uso de nervuras, longarina, bordo de ataque e bordo de fuga, todos cobertos por uma tela de revestimento, conforme representação no desenho 7.

Desenho 7 – Elementos estruturais da asa

Fonte: RODRIGUES, 2011

As nervuras são responsáveis pela forma aerodinâmica da asa, assim como a transmissão dos esforços do revestimento para a longarina. Esta, é o principal componente estrutural da asa e é dimensionada de modo a resistir os esforços de cisalhamento, flexão e torção devido as cargas aerodinâmicas de voo. Os bordos de ataque e fuga representam, respectivamente, a região dianteira e traseira da asa.

3.1.2.4 Formas geométricas das asas em planta

O formato geométrico das asas em planta impacta de forma significativa no desempenho e comportamento da aeronave. Cada formato possui vantagens e desvantagens, em

52

que a segurança do voo está diretamente relacionada à escolha da geometria (BARROS, 2011). Existem diversos formatos geométricos da asa em planta, conforme desenho 8, sendo os mais comuns são o retangular, trapezoidal e elíptico (RODRIGUES, 2011). As asas também podem possuir ângulo em relação à fuselagem da aeronave, chamado de enflechamento (Ʌ). Consequentemente asas sem enflechamento são chamadas de asas retas. A) Asa retangular: Possui baixas eficiência aerodinâmica4, se comparado com as demais geometrias. Como possui um bom aproveitamento de sua área em planta (S), produz uma quantidade considerável de força de sustentação. A fabricação também é mais simples, com menor custo, portanto. Isso porque as seções da asa são contínuas por toda sua extensão; B) asa trapezoidal: Possui boa eficiência aerodinâmica, se comparado com a asa retangular. A fabricação é complexa visto que toda seção da asa possui tamanho diferente, necessitando de nervuras específicas para cada posição e aumentando os custos para fabricação e, C) asa elíptica: Representa a asa ideal em termos de eficiência aerodinâmica. É a mais complexa, dentre as três, figura geométrica para fabricação. O custo para fabricação dessa geometria, assim como a estrutura necessária para suportar tornam a configuração com maiores custos de fabricação.

Desenho 8 – Formas geométricas das asas em planta

Fonte: CREPALDI, et al., 2012

4

Eficiência aerodinâmica é a relação entre forças de sustentação e arrasto, são detalhadas na seção 3.4.

53

3.1.2.5 O perfil da asa

O perfil, ou seção transversal, da asa é o responsável pelo formato da mesma. A escolha do perfil no projeto de uma aeronave é de extrema importância, e o mesmo terá implicações diretas nos demais componentes do avião. Cada perfil se comporta de uma maneira única numa determinada condição de voo, e saber escolher o formato que melhor adequa a missão da aeronave é um processo de extensa pesquisa. O desenho 9 possui uma representação de um perfil de uma asa e a nomenclatura de seus componentes.

Desenho 9 – Nomenclatura dos componentes de um perfil aerodinâmico

Fonte: CREPALDI, et al., 2013

O escoamento de ar ocorre no sentido do bordo de ataque para o bordo de fuga. Cada alteração no formato geométrico altera o perfil e, portanto, confere uma identidade única para o mesmo. Na vista superior da aeronave, conforme desenho 10, é possível entender como a corda do perfil influencia no formato da asa, e a variação da mesma possibilita obter os formatos diversos em planta. A corda próxima à fuselagem é chamada de corda na raiz (cr) e a no fim da asa, corda na ponta (ct). A relação de afilamento (λ) é a divisão entre a corda de ponta e a corda na raiz, como indicado na equação 1. A distância entre pontas de asa, ou seja, a distância máxima entre as asas, é definida como envergadura.

54

𝜆=

𝑐𝑡 𝑐𝑟

(1)

Desenho 10 – Nomenclatura das cordas na asa em planta

Fonte: RODRIGUES, 2011

3.1.2.6 Nomenclatura dos perfis e suas famílias

Muitos dos perfis desenvolvidos hoje na indústria aeronáutica possuem geometrias próprias a fim de atender as necessidades únicas de cada projeto. Para seu desenvolvimento são utilizados softwares computacionais especializados em obter suas características aerodinâmicas. Antes da “era da computação” os perfis utilizados em projetos aeronáuticos eram escolhidos segundo séries, ou famílias, de geometrias já estudadas. Esses estudos foram desenvolvidos por agências governamentais, principalmente EUA, Alemanha e Reino Unido, através de um grande esforço experimental em inúmeros túneis de vento. Muitas aeronaves que ainda operam utilizam esses perfis previamente desenvolvidos, assim como muitos perfis customizados os possuem como origem (ANDERSON JR., 1999). A fim de padronizar os perfis, alguns parâmetros básicos são utilizados conforme listagem:

55

A) Corda (c); B) linha média; C) espessura (t) e distribuição ao longo da corda; D) raio do bordo de ataque e, E) ângulo do bordo de fuga. Dentre as principais agências que desenvolveram a série de perfis, se destaca a americana NACA (National Advisory Committee for Aeronautics). Na década de 1930, a contribuição inicial dessa agência foi definir esses parâmetros básicos. Fixando a linha média do perfil, e adicionando a ela a espessura desejada, foi possível obter perfis simétricos para linhas médias retas, e perfis assimétricos com linhas médias segundo uma curva. Esse processo de criação é exemplificado no desenho 11.

Desenho 11 – Progressão básica no desenvolvimento de um perfil assimétrico

Fonte: ANDERSON JR., 1999, adaptado pelo autor

Com a alteração sistemática das variáveis, foram desenvolvidas diferentes geometrias. Dessa forma, as agências criaram inúmeros perfis cuja categorização ocorreu em séries, ou famílias, cujos dígitos em sua nomenclatura possuem o significado de como foram escolhidas suas variáveis. Algumas das principais séries dos perfis NACA, e suas respectivas nomenclaturas, são exemplificados no esquema 3.

56 Esquema 3 – Séries de perfis NACA e suas nomenclaturas

Fonte: DA ROSA, 2006, adaptado pelo autor

Existem ainda outros desenvolvedores de perfis, cujas nomenclaturas também possuem significados próprios. Mesmo com o menor significado histórico que a NACA, muitas de suas geometrias também são estudadas e utilizadas como base para geração de novos perfis. Alguns dos principais desenvolvedores são: Drela, Eppler, Hepperle, Larrabbe, Liebeck, Lissaman, Selig e Wortmann (DA ROSA, 2006).

3.1.3 Empenagem

A empenagem é o componente da aeronave responsável por estabilizar e controlar o avião durante o voo. É dividida em duas superfícies: o estabilizador horizontal e vertical, conforme desenho 12. Ambas superfícies possuem componentes que permitem o avião realizar determinados movimentos, a horizontal possui o profundor e os compensadores, a vertical o leme de direção. Os componentes da empenagem também possuem um perfil aerodinâmico, cujas características devem satisfazer o equilíbrio dinâmico da aeronave em voo.

57 Desenho 12 – Componentes da empenagem

Fonte: RODRIGUES, 2011, adaptado pelo autor

Existem variações quanto a posição que os componentes da empenagem estão dispostos na aeronave, ocorrendo alterações no comportamento de voo com vantagens e desvantagens como exemplificado no quadro 2.

Quadro 2 – Posições das empenagens na aeronave

Fonte: BARROS, 2001, adaptado pelo autor

58

Além das posições em relação a aeronave, as empenagens podem configurações próprias, que também alteram o comportamento da aeronave de maneiras distintas. Essas posições são exemplificadas no desenho 13.

Desenho 13 – Tipos de empenagens

Fonte: CREPALDI, et al., 2013

3.1.4 Trem de pouso

A principal função do trem de pouso é permitir o contato da aeronave com o solo, permitindo o avião realizar manobras para taxiamento5, decolagem e pouso. Existem diferentes configurações no trem de pouso, podendo também variar o número de rodas a depender das dimensões da aeronave. Existem dois componentes essenciais: rodas principais e bequilha. As primeiras são dimensionadas para suportarem o peso integral da aeronave sozinha, a segunda tem como função o apoio em solo para poder realizar manobras em pista.

O trem

de pouso pode ser fixo ou móvel, em que ele é retraído ao longo do voo. Pode ser na configuração triciclo, as duas rodas principais abaixo das asas e a bequilha na dianteira da aeronave, ou a configuração convencional, com as rodas principais na dianteira e a bequilha na parte traseira da aeronave, conforme ilustrado no desenho 14.

5

O taxiamento é o termo aeronáutico para descrever a movimentação do avião em pista, preparando-se para decolar, ou depois de pousar (Michaelis Moderno Dicionário da Língua Portuguesa, 1998).

59 Desenho 14 – Tipos de trem de pouso

Fonte: ROSKAM, 2000, adaptado pelo autor

3.1.5 Grupo motopropulsor

O grupo motopropulsor, como o nome sugere, é o responsável por fornecer força para movimentar a aeronave, seja em solo ou em voo. Os componentes principais são: carenagem, parede de fogo, motor, hélice e spinner, conforme desenho 15.

Desenho 15 – Principais componentes do grupo motopropulsor

Fonte: RODRIGUES, 2011

A carenagem possui a função de proteger o motor, isolar acusticamente, assim como promover melhores características aerodinâmicas à essa região. A parede de fogo deve ser isolada o suficiente para manter afastado todo calor proveniente do motor à fuselagem. O motor será o responsável em desenvolver a energia mecânica a ser transmitida à hélice. Esta

60

deverá fornecer empuxo o suficiente para a aeronave permanecer em voo controlado. O spinner deve proteger a hélice, assim como conferir melhores características aerodinâmicas à aeronave.

3.1.5.1 Motores

Existem diferentes métodos de propulsão em aeronaves, sendo que a maioria utiliza combustíveis para obtenção de energia mecânica. Dentre os mais usuais são os turbojatos, turbofan, turbo-hélice e pistão. O uso de motores elétricos nas aeronaves civis ainda ocorre de maneira experimental na indústria aeronáutica, isso porque ainda não foi desenvolvido um método eficiente e seguro de armazenamento de energia para operar uma aeronave comercial, por exemplo. A fotografia 12 possui exemplo de um motor elétrico para aeronave desenvolvido pela Siemens.

Fotografia 12 – Motor elétrico desenvolvido pela Siemens

Fonte: MARTINI, 2015

3.1.5.2 Posicionamento do grupo motopropulsor

O posicionamento do grupo motopropulsor na aeronave influencia diretamente o comportamento da mesma em voo, como é observado no quadro 3.

61

Quadro 3 – Posições do propulsor na aeronave

Fonte: BARROS, 2001, adaptado pelo autor

O propulsor dianteiro difere do intermediário e do traseiro quanto ao sentido de voo e sua orientação do motor, as nomenclaturas que determinam esses posicionamentos do motor relativo ao movimento da aeronave são exemplificadas no desenho 16.

Desenho 16 – Nomenclatura da posição do motor em relação ao sentido de movimento da aeronave

Fonte: CREPALDI, et al., 2013

62

No chamado tipo tractor, o motor está orientado no mesmo sentido de deslocamento da aeronave. A desvantagem desta configuração é o aumento de arrasto proveniente do fluxo de ar proveniente da hélice contra a fuselagem. No tipo pusher, o motor está orientado de forma contrária ao movimento do avião, e o escoamento proveniente da hélice não encontra a fuselagem da aeronave, reduzindo efeitos do arrasto (BARROS, 2001).

3.1.5.3 Hélices

Algumas aeronaves utilizam hélices acoplado ao motor. Segundo Rodrigues (2011), a hélice tem a missão de fornecer força de tração necessária ao voo, sendo um aerofólio trabalhando em trajetória circular. A geometria da hélice deve ser estudada, assim como nas asas, e uma mudança em sua característica afetará o comportamento da aeronave em voo. Homa (2010) explica que teoricamente a hélice deve trabalhar realizando a trajetória como num parafuso, em que avança uma determinada distância a cada revolução. Essa distância é chamada de passo teórico. Como o ar é um fluido compressível, a distância real é diferente do passo teórico e sua denominação é de passo efetivo ou avanço. A diferença entre esses passos é denominada recúo. O desenho 17 ilustra o passo da hélice de uma aeronave.

Desenho 17 – Passo da hélice de uma aeronave

Fonte: HOMA, 2010

63

Existem diferentes configurações de ajustes de hélices conforme seus passos, possibilitando alteração da performance de voo conforme necessidade da aeronave, conforme ilustrado no desenho 18.

Desenho 18 – Tipos de hélices conforme o passo

Fonte: HOMA, 2010

3.1.6 Sistema de coordenadas utilizado na indústria aeronáutica

A indústria aeronáutica adota o sistema de coordenadas cartesianas tridimensionais de modo a descrever o movimento e direção da aeronave em voo. A origem do sistema é sempre adotada no centro de gravidade do avião, e os três eixos de coordenadas se interceptam no centroide, formando ângulos de 90 graus entre si. O sentido do sistema de coordenadas é utilizando a regra da mão direita. São utilizados dois sistemas de coordenadas distintos, no primeiro o sistema é fixo segundo um referencial inercial na terra e é utilizado para analisar o movimento da aeronave em relação à um ponto fixo. O segundo sistema é fixo na aeronave e é conhecido como sistema de coordenadas do corpo (NELSON, 1989). Como o sistema mais usual é o fixo, é adotado de forma generalizada as coordenadas sem complemento para especificar a que sistema ela pertence, conforme desenho 19.

64 Desenho 19 – Os dois sistemas de coordenadas aeronáuticas

Fonte: NELSON, 1989, adaptado pelo autor

3.1.6.1 Movimentos da aeronave em voo

Existem seis tipos diferentes que a aeronave pode realizar em voo, em relação aos três eixos de referência. O avião pode, portanto, ser modelado como um sistema com seis graus de liberdade. Dentre os possíveis movimentos, três são lineares e três de rotação (RODRIGUES, 2011). Os seis possíveis movimentos são: a) Para frente e para trás ao longo do eixo x (eixo longitudinal), movimento linear; b) para esquerda e para direita ao longo do eixo y (eixo lateral), movimento linear; c) para cima e para baixo, ao longo do eixo x (eixo vertical); d) movimento rotativo ao longo do eixo longitudinal. Movimento de rolamento; e) movimento rotativo ao longo do eixo lateral. Movimento de arfagem e, f) movimento rotativo ao longo do eixo vertical. Movimento de guinada.

65

3.1.6.2 Superfícies de controle

As superfícies de controle são as responsáveis a permitir que a aeronave realize determinados movimentos. Os ailerons são os responsáveis pelo movimento de rolamento, o profundor é responsável pelo movimento de arfagem e o leme de direção o responsável elo movimento de guinada, conforme desenho 20.

Desenho 20 – Sistema de coordenadas fixas e movimentos aeronáuticos

Fonte: RUSSELL, 1996, adaptado pelo autor

Os ailerons estão localizados nas extremidades das asas, são estruturas móveis que são capazes de atuar um binário capaz de movimentar a aeronave a realizar o movimento de rolamento. O profundor atua com a finalidade de movimentar a aeronave verticalmente, movimento de arfagem. O leme é capaz de retirar a aeronave de sua direção em voo original através da rotação do eixo z, movimento de guinada, como ilustrado no desenho 21.

66 Desenho 21 – Exemplo de ação do profundor no movimento de arfagem

Fonte: RODRIGUES, 2011

3.2 ESTUDO AERODINÂMICO DOS PERFIS Os aviões são máquinas fascinantes devido à sua característica essencial: podem voar. O motivo para o mesmo é devido à ação aerodinâmica na aeronave. Sem a aerodinâmica, aviões não voariam, pássaros não sairiam do chão e moinhos não existiriam. Um bom exemplo para entender a origem da força aerodinâmica é o proposto por Anderson Jr. (1999) ao fazer um paralelo com as forças de contatos convencionais presentes no cotidiano. Ao segurar um livro, as forças das mãos são aplicadas no livro devido ao seu contato direto com o mesmo. A força aerodinâmica, similarmente, é a força exercida num corpo imerso em um fluxo de fluido devido as mãos da natureza, que são, na realidade, forças devido à pressão e às tensões de cisalhamento atuando por toda a superfície exposta do corpo (s). As forças devido a pressão “p” atuam perpendicularmente, enquanto as forças devido ao cisalhamento “τ” ocorrem paralelo à superfície de contato, conforme ilustrado no desenho 22. O valor resultante da força aerodinâmica devido a pressão e tensões de cisalhamento é o somatório de sua distribuição integrado pelo total de superfície exposta ao escoamento.

Desenho 22 – Forças aerodinâmicas devido à pressão (esquerdo) e tensão de cisalhamento (direito) numa superfície exposta a um escoamento de fluido

Fonte: ANDERSON JR., 1999

67

3.2.1 Força de sustentação, arrasto e momentos

Para melhor entendimento de como surge a força de sustentação num perfil aerodinâmico o mesmo é retratado no desenho 23 em um escoamento livre com direção horizontal. O escoamento é denotado como “V∞”, e é chamado popularmente chamado de vento relativo. A corda do perfil possui em relação ao vento relativo um ângulo “α”, chamado de ângulo de ataque. A resultante aerodinâmica (R), é inclinada em relação a vertical, e sua componente vertical é chamada de força de sustentação (L), do inglês lift. A componente de R paralelo ao vento relativo é denominada arrasto (D), do inglês drag, conforme ilustrado no desenho 23 (ANDERSON JR., 1999).

Desenho 23 – Forças de sustentação, arrasto e resultante aerodinâmica

Fonte: ANDERSON JR., 1999

A formulação da força resultante aerodinâmica pode ser escrita conforme equação 2.

𝑅 = − ∫ ∫ 𝑝 ∙ 𝒏 ∙ 𝑑𝑠 + ∫ ∫ 𝜏 ∙ 𝒌 ∙ 𝑑𝑠 𝑠

𝑠

(2)

68

Onde n e k são vetores normais e tangentes, respectivamente, à superfície exposta ao escoamento. Ao analisar as forças atuantes não somente no perfil, mas sim nas asas, é possível notar que surgirá no eixo normal ao perfil um momento torsor. Caso escolha, arbitrariamente, uma posição na corda do perfil para transmitir os esforços, essa posição terá um valor único de momento torsor transmitido. No desenho 24 a posição escolhida foi de um quarto da corda do perfil, em relação ao bordo de ataque6, para quantizar o momento torsor do perfil. Esse momento é chamado de 𝑀𝑐/4 (ANDERSON JR., 1999).

Desenho 24 – Momento torsor em um quarto da corda do perfil

Fonte: ANDERSON JR., 1999

Como a resultante representa o efeito combinado devido a carga distribuída da pressão e tensão de cisalhamento, existe um lugar geométrico no perfil em que ela possa ser representada como carga pontual. Este lugar é denominado centro de pressão (CP). Caso trace um eixo perpendicular a esse ponto, o mesmo não possuirá um momento torsor atuante. Uma possível definição do centro de pressão, segundo Anderson Jr. (1999), é o lugar geométrico do perfil aerodinâmico cujo momento torsor é nulo.

3.2.2 Coeficientes aerodinâmicos

Anderson Jr. (1999) afirma que é intuitivo alguns fatores influenciarem nas forças

aerodinâmicas. A velocidade, a densidade do fluido (𝜌∞ ), o tamanho do corpo com determinada área de contato com escoamento, o ângulo de ataque do corpo em relação a orientação da corrente, a viscosidade dinâmica ambiente do fluido (𝜇∞ ) e a viscosidade cinemática do fluido (ν) são alguns desses fatores. Não tão intuitivo, mas também importante na composição das 6

Bordo de ataque é a região que o perfil aerodinâmico, em análise em duas dimensões, ou a asa, em três dimensões, realiza o primeiro contato com o fluido em escoamento (ANDERSON JR., 1999).

69

forças aerodinâmicas, é a compressibilidade do meio em que o corpo está imerso (𝑎∞ )7. Dessa maneira é possível obter as variáveis das funções das forças e momento aerodinâmico, conforme indicado nas equações 3, 4 e 5. 𝐿 = 𝐿(𝜌∞ , 𝑉∞ , s, α, 𝜇∞ , 𝑎∞ )

(3)

𝐷 = 𝐷(𝜌∞ , 𝑉∞ , s, α, 𝜇∞ , 𝑎∞ )

(4)

𝑀 = 𝑀(𝜌∞ , 𝑉∞ , s, α, 𝜇∞ , 𝑎∞ )

(5)

Através de uma série de análises adimensionais, surgem coeficientes que relacionam essas variáveis com os esforços atuantes, são chamados de coeficientes aerodinâmicos. Onde 𝐶𝐿 , 𝐶𝐷 e 𝐶𝑀 são, respectivamente, os coeficientes aerodinâmicos de sustentação, arrasto e momento, conforme indicado nas equações 6, 7 e 8, respectivamente.

𝐶𝐿 =

𝐿 𝑞∞ ∙ 𝑠

(6)

𝐶𝐷 =

𝐷 𝑞∞ ∙ 𝑠

(7)

𝑀 𝑞∞ ∙ 𝑠 ∙ 𝑐

(8)

𝐶𝑀 =

Onde c é a corda do perfil. O coeficiente 𝑞∞ é chamado de pressão dinâmica, e é definido segundo equação 9.

𝑞∞ =

1 ∙ 𝜌 ∙ 𝑉∞ 2 2

(9)

As demais variáveis estão presentes na determinação dos números de Reynolds (Re) e de Mach (𝑀∞ ), conforme equações 10 e 11.

7

A compressibilidade do meio (𝑎∞ ) varia conforme a velocidade do som no mesmo. Maior a compressibilidade, menor a velocidade do som (ANDERSON JR., 1999).

70

𝑅𝑒 =

𝜌∞ ∙ 𝑉∞ ∙ 𝑐 𝑣 ∙ 𝑐 = 𝜇∞ 𝜈

(10)

𝑉∞ 𝑎∞

(11)

𝑀∞ =

Os coeficientes aerodinâmicos simplificaram o estudo dos esforços aerodinâmicos num determinado corpo. Como o número de variáveis para o cálculo das forças eram muitos, conseguir simular experimentalmente cada corpo era inviável. Como os coeficientes aerodinâmicos possuem três variáveis (α, Re e 𝑀∞ ), sendo essas funções das demais, é possível calcular a característica do corpo para sustentação, arrasto e momento de forma simplificada. Um exemplo prático proposto por Anderson Jr. (1999) para entendimento da praticidade dos coeficientes aerodinâmicos é que para obter os coeficientes de uma aeronave voando à uma certa altitude e velocidade, basta desenvolver um modelo em escala num túnel de vento que possua o mesmo ângulo de ataque de voo da aeronave real, e que as condições de escoamento possuam os mesmos números de Reynolds e Mach da aeronave em voo. Os coeficientes aerodinâmicos obtidos nesses experimentos serão, hipoteticamente8, os mesmos da aeronave em escala real nessas condições de voo. É importante ressaltar que S estudada não é referente à superfície, ou área, molhada (𝑆𝑤𝑒𝑡 )9 da aeronave. Isso porque é de grande dificuldade quantizar toda 𝑆𝑤𝑒𝑡 da aeronave devido à geometria complexa de um avião. Para perfis, S é referente ao perímetro do contorno de sua geometria.

3.2.3 Curvas características de um perfil

O estudo de como os coeficientes aerodinâmicos variam é fundamental para a seleção do melhor perfil em um projeto de aeronave. Existem curvas características usuais que

8

Ensaios em túnel de vento dificilmente resultam em resultados idênticos aos reais, visto que existem erros associados em cada teste. A maioria dos projetos aeronáuticos utilizam diferentes túneis a fim de reduzir o erro associado ao experimento (ANDERSON JR., 1999, p. 60). 9 Superfície, ou área, molhada é a área total que está em contato com o fluido que o corpo está imerso (ANDERSON JR., 1999, p. 60).

71

compara o desempenho de cada perfil, em relação aos seus coeficientes aerodinâmicos para uma determinada situação de voo. No estudo aerodinâmico bidimensional é considerado apenas a geometria do perfil, e a nomenclatura dos coeficientes são adotadas utilizando as letras minúsculas (𝐶𝑙 , 𝐶𝑑 e 𝐶𝑚 ). Analogamente, para o estudo de corpos ocupando o espaço tridimensional, esses coeficientes terão seus índices com letras maiúsculas. A curva 𝐶𝑙 versus α, também conhecida como curva de lift, demonstra como o coeficiente de sustentação do perfil varia com a mudança do ângulo de ataque. Uma de suas principais características é a variação do coeficiente de sustentação ser linear em um determinado período do ângulo de ataque. O coeficiente angular dessa reta é denominado 𝑎0 . Também existe um ângulo em que o coeficiente de sustentação é nulo, chamado de ∝𝑙=0 . Em muitos perfis o coeficiente de sustentação só é nulo para ângulos de ataque negativos. O valor de máximo da curva é conhecido como coeficiente de sustentação máximo (𝐶𝑙 )𝑚𝑎𝑥 , e logo após, com o aumento do ângulo de ataque, ocorre uma brusca queda do coeficiente de sustentação conhecida como estol, conforme gráfico 2 (ANDERSON JR., 1999).

Gráfico 2 – Coeficiente de sustentação versus ângulo de ataque de perfil genérico

Fonte: ANDERSON JR., 1999, adaptado pelo autor

É importante ressaltar que o gráfico 2 é de um perfil genérico, à uma determinada condição de voo. Existem perfis em que o ângulo de ataque para sustentação nula é zero ou até positivo, por exemplo.

72

A curva do coeficiente de momento versus alpha também possui singularidades, conforme gráfico 3. Na região linear é obtido o coeficiente angular da reta, denominado 𝑚0 . Quando ocorre a separação de fluido, na região superior ou inferior do perfil, o comportamento de reta deixa de existir e a curva possui comportamentos distintos variando em cada perfil.

Gráfico 3 – Coeficiente de momento versus alpha para um perfil genérico

Fonte: ANDERSON JR., 1999, adaptado pelo autor

O gráfico 4 relaciona coeficiente de arrasto à variação do ângulo de ataque, e, diferentemente dos gráficos anteriores, não possui, de forma generalizada, uma região linear. O ponto de mínimo é denominado (𝐶𝑑 )𝑚𝑖𝑛 , e não ocorre necessariamente para ângulo de ataque zero. Seu valor é único para cada perfil, com suas variáveis de voo determinadas.

Gráfico 4 – Coeficiente de arrasto versus alpha para um perfil genérico

Fonte: ANDERSON JR., 1999, adaptado pelo autor

Como dito os coeficientes aerodinâmicos variam em relação o ângulo de ataque, o número de Reynolds e o número de Mach. Os comportamentos que foram expostos são para

73

escoamentos com números de Mach menores que um, ou seja, para escoamentos subsônicos incompressíveis10. O comportamento dos coeficientes para velocidades acima do som, ou próximos a ela, possuem comportamentos diferentes. Com o aumento de 𝑀∞ , o coeficiente de sustentação tente aumentar visto que a força de sustentação ocorre basicamente devido à distribuição de pressão na superfície da asa, quanto maior o 𝑀∞ , maior a diferença de pressão em um determinado ponto do perfil. Segundo Anderson Jr. (1999), a regra de Prandl-Gaulert diz que o coeficiente de sustentação e arrasto podem ser aproximados conforme equacionamentos expostos nos gráficos 5 e 6.

Gráfico 5 – Coeficiente de sustentação versus número de Mach para um perfil genérico

Fonte: ANDERSON JR., 1999, adaptado pelo autor

10

O regime de fluidos subsônicos incompressíveis é para números de Mach menor que 0,3 (ANDERSON JR., 1999, p. 82).

74 Gráfico 6 – Coeficiente de arrasto versus número de Mach para um perfil genérico

Fonte: ANDERSON JR., 1999, adaptado pelo autor

3.2.4 Centro aerodinâmico do perfil

O centro aerodinâmico de um perfil (a.c., do inglês aerodynamic center) é o lugar geométrico em que o momento torsor é constante, independentemente o ângulo de ataque do perfil. A presença do a.c. é muito importante para o estudo aerodinâmico, pois o mesmo permite um valor fixo de momento torsor gerado pelo perfil, dentre as especificações de voo da aeronave. Desta forma é possível dimensionar os demais componentes do avião a fim de obter seu equilíbrio estático e dinâmico. O lugar geométrico do a.c. pode ser obtido ao encontrar um ponto arbitrário, muitas literaturas escolhem um quarto da corda do perfil segundo o bordo de ataque, e estipula uma cota 𝑥𝑎.𝑐. . Após uma série de simplificações, é obtido a equação 12 para obtenção do a.c., é importante ressaltar que essa equação só é válida para perfis que, no número de Reynolds desejado, possuem o aumento dos coeficientes de sustentação e arrasto de forma linear (ANDERSON JR., 1999). O desenho 25 ilustra a obtenção do centro aerodinâmico a partir de um quarto da corda de um perfil genérico.

75 Desenho 25 – Obtenção do centro aerodinâmico a partir de um quarto da corda de um perfil genérico

Fonte: ANDERSON JR., 1999

𝑑𝐶𝑚𝑐 4

𝑥𝑎.𝑐. 𝑚0 = − 𝑑𝛼 = − 𝑑𝐶𝑙 𝑐 𝑎0 𝑑𝛼

(12)

3.3 ESTUDO AERODINÂMICO DE ASAS FINITAS

O estudo aerodinâmico dos perfis é essencial para desenvolver a melhor geometria para uma determinada característica de voo. Analisar a asa, e não somente a sessão da mesma, contudo, existe análise de fatores diferentes. Isso porque o escoamento sobre um perfil é somente sobre duas dimensões, e na asa três. Essa terceira dimensão exige para o projeto de uma aeronave o entendimento de como é o fluxo de fluido e como o mesmo pode ser otimizado para o melhor projeto aerodinâmico.

3.3.1 Força de sustentação para uma asa finita

A análise dos perfis, bidimensional, pode ser entendida como a análise de uma asa de envergadura infinita. Essa afirmação só é válida desde que seja desconsiderado no momento do voo quaisquer perturbações no eixo ortogonal ao do perfil estudado. Segundo Anderson Jr. (1999), é comum denominar o resultado da análise dos perfis como dados de asa

76

infinita. Como as aeronaves possuem asas finitas, por motivos óbvios, algumas propriedades geométricas surgem. A relação de razão de aspecto, ou do inglês aspect ratio (AR), possui a relação entre a envergadura e a forma plana da asa (S), conforme equação 13. 𝑏2 𝐴𝑅 = 𝑆

(13)

Como existem diferenças no estudo aerodinâmico de uma asa infinita e finita, existe diferença na performance de cada caso. A sustentação de uma asa finita, com um determinado perfil e situação de voo, fornece valores diferentes e menores que de uma asa infinita. Isso porque surgem vórtices11 nas pontas de asas que diminuem seus desempenhos, conforme ilustrado no desenho 26.

Desenho 26 – Vórtices nas pontas das asas

Fonte: ANDERSON JR., 1999, adaptado pelo autor

Segundo Anderson Jr. (1999), os vórtices nas pontas das asas formam um efeito chamado de downwash, representado no desenho 27, que é a componente da velocidade do vórtice que age em sentido oposto à força de sustentação. Esse efeito de vento relativo é combinado com o escoamento livre, num ângulo de incidência (𝛼𝑖 ), resultando num escoamento relativo local. Esse escoamento resulta em uma determinada secção transversal da asa um ângulo de ataque relativo (𝛼𝑒𝑓𝑓 ), menor que o ângulo de ataque geométrico (𝛼𝑔 ) do perfil. Como o coeficiente de sustentação é diretamente proporcional ao ângulo de ataque, o coeficiente de sustentação para asas finitas (𝐶𝐿 ) é menor que o coeficiente de sustentação de perfis (𝐶𝑙 ).

11

Vórtices são análogos à pequenos tornados que alteram o escoamento, induzindo mudanças em sua velocidade e pressão sobre a asa (ANDERSON JR., 1999, p. 79).

77 Desenho 27 – Efeito downwash em asas finitas

Fonte: ANDERSON JR., 1999, adaptado pelo autor

Segundo Anderson Jr. (1999), a perda de coeficiente de sustentação nas asas finitas depende dos tipos de asas utilizados na aeronave. É possível agrupar as asas em quatro categorias: asas retas com grande12 razão de aspecto, asas retas de baixa razão de aspecto, asas com enflechamento e asas em delta. Similarmente à curva do coeficiente de sustentação de perfil em relação ao seu ângulo de ataque, também existe um coeficiente angular (a) para uma região reta na curva do coeficiente de sustentação para asas finitas em relação ao ângulo de ataque da mesma. A seguir serão apresentados os coeficientes angulares de acordo com o tipo de asa, sendo todos para escoamentos subsônicos incompressíveis. Asas retas e grande razão de aspecto, coeficiente angular representado na equação 14.

𝑎=

𝑎0 𝑎0 1+ (𝜋 ∙ 𝑒 ∙ 𝐴𝑅)

(14)

Asas retas com baixa razão de aspecto, coeficiente angular representado na equação 15.

12

É considerado asas com grande razão de aspecto quando for maior ou igual à quatro (ANDERSON JR., 1999, p. 82).

78

𝑎0

𝑎=

(15) 2

√1 + [

𝑎0 𝑎0 ] + (𝜋 ∙ 𝐴𝑅) (𝜋 ∙ 𝐴𝑅)

Asas com enflechamento, coeficiente angular representado na equação 16, 𝑎0 ∙ cos Ʌ

𝑎=

(16)

2

√1 + [𝑎0 ∙ cos Ʌ] + 𝑎0 ∙ cos Ʌ (𝜋 ∙ 𝐴𝑅) (𝜋 ∙ 𝐴𝑅)

Asas em delta, coeficiente angular representado na equação 17.

𝐶𝑁 (𝑠⁄𝑙 )2

𝛼

𝛼

1,7

= 2 ∙ 𝜋 ∙ (𝑠⁄𝑙) + 4,9 ∙ (𝑠⁄𝑙)

(17)

Sendo 𝑒 o fator de eficiência de envergadura, depende da geometria da forma plana da asa, incluindo a razão de aspecto e o afilamento. Em asas em delta, é utilizado o coeficiente de força normal (𝐶𝑁 ), o comprimento da asa em delta (l), similar à sua corda de raiz, e sua meia envergadura. O coeficiente de sustentação para uma asa finita pode ser escrito, portanto, de acordo com a equação 18. 𝐶𝐿 = 𝑎 ∙ (𝛼 −∝𝑙=0 )

(18)

3.3.2 Força de arrasto para uma asa finita

Ao visualizar uma aeronave em voo, o efeito de se manter no ar faz com que ao pensar em aerodinâmica a sustentação seja a principal área de estudo. Possuir sustentação com eficiência, por outro lado, é muito mais importante. Para tanto deve-se estudar com cautela o arrasto gerado pela aeronave. Anderson Jr. (1999) afirma que ainda não existem modelos analíticos, ou mesmo numéricos ou empíricos, que consigam traduzir de forma eficiente o arrasto gerado pela aeronave. A quantização exata de arrasto é obtida principalmente por

79

experimentos. Existem métodos analíticos que é possível fazer uma análise preliminar do projeto, sendo mais assertivo na determinação dos componentes em etapas experimentais futuras. O número de Mach é muito utilizado para estimar o arrasto gerado pela aeronave, e com três grupos possíveis de voo (subsônico, transônico e supersônico) o estudo ocorre de formas diferentes para cada um. Como o objeto de estudo é um VANT sustentável, apenas o entendimento subsônico será apresentado. As forças aerodinâmicas (sustentação e arrasto) possuem como origem os efeitos devido a distribuição de pressão e tensão de cisalhamento. É intuitivo atribuir a tensão de cisalhamento como a responsável pelo arrasto, porém existe também uma parcela da pressão que produz sustentação cuja componente horizontal é na direção e sentido da força de arrasto. Portanto ao analisar o arrasto gerado por um perfil, ou uma asa infinita, o coeficiente de arrasto (𝐶𝑑 ) é o somatório de duas componentes: coeficiente de atrito na superfície molhada (𝐶𝑓 ) e coeficiente de arrasto devido à pressão causada pela separação do escoamento (𝐶𝑑.𝑝 ), conforme indicado na equação 19. O atrito da superfície molhada é originário da tensão de cisalhamento agindo na superfície externa do perfil. O arrasto devido à diferença de pressão na separação do escoamento ocorre no momento que a camada limite é deslocada na região final do perfil, e as redistribuições de pressões dos dorsos superior e inferior ocorrem de tal modo que surge uma baixa pressão originando uma componente da força de arrasto (ANDERSON JR., 1999). 𝐶𝑑 = 𝐶𝑓 + 𝐶𝑑.𝑝

(19)

Para cálculo do coeficiente de arrasto devido atrito na superfície molhada, é necessário estabelecer se o escoamento na asa é laminar ou turbulento. Segundo Anderson Jr. (1999), não há definição analítica clara para determinar onde ocorre essa transição, sendo adotado de forma generalizada o uso em escoamentos turbulentos devido ao número de Reynolds ser usualmente elevado. Para o coeficiente de arrasto devido à pressão causada pela separação do escoamento ainda não existem desenvolvimentos concretos para seu cálculo, e seu valor é usualmente atribuído após experimentos. O estudo da força de arrasto para uma asa finita também leva em consideração os vórtices nas pontas das asas. Esses resultam em um arrasto adicional à aeronave, chamado de coeficiente de arrasto induzido (𝐶𝐷𝑖 ). Segundo Anderson Jr. (1999), esse fenômeno ocorre somente devido à perturbação da pressão nas asas pelo vórtice de tal modo que sua distribuição

80

nas superfícies das asas aumenta a componente responsável pelo arrasto. Para asas retas de alta razão de aspecto, seu equacionamento é exposto na equação 20.

𝐶𝐷𝑖

𝐷𝑖 𝐶𝐿 2 = = 𝑞∞ ∙ 𝑆 𝜋 ∙ 𝑒 ∙ 𝐴𝑅

(20)

Onde o fator de eficiência de envergadura é calculado pela equação 21.

𝑒=

1 1+𝛿

(21)

O fator de arrasto induzido (δ) é obtido pelo gráfico 7, que relaciona o afilamento e razão de aspecto.

Gráfico 7 – Fator de arrasto induzido em função do afilamento para asas de diferentes razões de aspecto

Fonte: ANDERSON JR., 1999, adaptado pelo autor

81

3.4 POLAR DE ARRASTO

A relação entre 𝐶𝐷 e 𝐶𝐿 existe em qualquer corpo aerodinâmico e pode ser expressada através de uma equação ou um gráfico. O nome dessa relação é polar de arrasto. O ponto culminante no design aerodinâmico de uma aeronave é a determinação de sua polar de arrasto pois caso o corpo possua uma baixa relação entre sustentação e arrasto, o mesmo é pouco eficiente. Conseguir minimizar o arrasto, portanto, é um dos principais objetivos do projeto aerodinâmico de uma aeronave. Para tanto é necessário entender a origem dessa força que reduz diretamente a eficiência de um avião. O arrasto possui diferentes causas, porém apenas duas origens (devido às diferenças de pressões no sentido oposto ao deslocamento, ou devido às tensões de cisalhamento). Segundo Anderson Jr. (1999), é chamado arrasto parasita o somatório do arrasto devido ao atrito da área molhada, à componente da diferença de pressão nas asas no sentido oposto ao movimento, a interferência mútua entre fuselagem, e demais componentes, com a asa, e ao ganho de arrasto ao alterar o ângulo de ataque para obter maior sustentação. As diferentes formas de agir do arrasto são exemplificadas no diagrama 1, em que as porcentagens das parcelas de arrasto, em relação ao arrasto parasita total, são relacionadas para uma aeronave da Airbus® nas situações de voo reto nivelado (𝑀∞ ≅ 0,8) e decolagem.

Diagrama 1 – Parcelas de arrastos em relação ao arrasto total para duas situações de uma mesma aeronave

Fonte: JOBE, 1985, adaptado pelo autor

82

Para dimensionamento inicial da polar de arrasto, segundo Anderson Jr. (1999), é necessário estimar o atrito parasita de toda a aeronave, e esse cálculo envolve a aproximação da área molhada da aeronave. Esta pode ser estimada utilizando um gráfico 8, da relação histórica de aeronaves que representam de forma exemplar diferentes categorias de aviões em relação à sua carga alar13 (𝑊 ⁄𝑆), onde W é o peso da aeronave.

Gráfico 8 – Obtenção da relação de área molhada e área da forma plana da asa para diferentes tipos de aeronaves

Fonte: ANDERSON JR., 1999, adaptado pelo autor

Para estimar o coeficiente de arrasto parasita para sustentação nula (𝐶𝐷0 ), é utilizado a equação 22.

𝐶𝐷0 =

𝑆𝑤𝑒𝑡 ∙ 𝐶𝑓 𝑆

(22)

Onde o coeficiente de atrito na superfície é obtido em função do número de Reynolds e o comprimento médio da corda no gráfico 9.

13

Carga alar é a relação entre o peso total da aeronave em relação à sua forma plana da asa (ANDERSON JR., 1999, p. 128).

83

Gráfico 9 – Coeficiente de atrito na superfície em função do número de Reynolds baseado na corda média

Fonte: JOBE, 1985, adaptado pelo autor

Segundo HULL (2007), para escoamento turbulento é possível estimar o coeficiente de atrito da superfície molhada de maneira analítica através da equação 23, desde que possua o número de Reynolds do fluido em escoamento sobre a asa.

𝐶𝑓 =

0,455 (log 𝑅𝑒)2,58

(23)

Similarmente, Anderson Jr. (1999) propõe para o mesmo tipo de escoamento o equacionamento 24.

𝐶𝑓 =

0,42 [ln(0,056 ∙ 𝑅𝑒)]2

(24)

84

Para simplificação dos arrastos presentes em um avião, Anderson Jr. (1999) sugere a equação 25, que representa a soma das parcelas de: arrasto parasita (𝐶𝐷,𝑒 ), arrasto da onda de choque (𝐶𝐷,𝑤 ) e arrasto induzido. 𝐶𝐿 2 𝐶𝐷 = 𝐶𝐷,𝑒 + 𝐶𝐷,𝑤 + 𝜋 ∙ 𝑒 ∙ 𝐴𝑅

(25)

Após uma série de simplificações em cada parcela, o coeficiente de arrasto da aeronave para voo subsônico pode ser expresso de acordo com a equação 26.

𝐶𝐷 = 𝐶𝐷0 +

𝐶𝐿 2 𝜋 ∙ 𝑒 ∙ 𝐴𝑅

(26)

E 𝐶𝐷0 também é a soma de 𝐶𝐷,𝑒,0 e 𝐶𝐷,𝑤,0 , que são os coeficientes de arrasto parasita e de onda de choque, para sustentação nula, respectivamente. O gráfico 10 representa a relação entre sustentação e arrasto em uma aeronave, ou seja, sua polar de arrasto.

Gráfico 10 – Polar de arrasto de uma aeronave

Fonte: ANDERSON JR., 1999, adaptado pelo autor

É importante ressaltar que o ângulo θ presente no gráfico 10 é o valor da inclinação da resultante das forças na aeronave em relação ao deslocamento da mesma, para um determinado α. O valor máximo da polar de arrasto da aeronave, conforme representado no

85

gráfico 11, é a tangente da curva a partir da origem dos sistemas, chamada de coeficiente de design da aeronave, e seu respectivo ponto de intersecção, ponto de design da aeronave.

Gráfico 11 – Ponto de design da aeronave

Fonte: ANDERSON JR., 1999, adaptado pelo autor

O correto cálculo da polar de arrasto é muito importante para projeto de uma aeronave. Seus cálculos preliminares, que moldarão o desenvolvimento dos demais componentes do avião, devem conseguir retratar com precisão sua eficiência, ou seja, o ponto de design obtido deve atender fielmente as necessidades do projeto.

86

4 METODOLOGIA PARA DESENVOLVIMENTO DE UM VANT

O desenvolvimento de uma aeronave deve seguir uma metodologia, em que diversos aspectos da mesma são definidos através de um modelo sistemático. Existem bibliografias renomadas quanto ao desenvolvimento de um avião, de autores como Frati (1946), Vandaele (1962), Wood (1968), Torenbeek (1981), Stinton (1983), Roskan (1985) e Raymer (1989). Essas metodologias abrangem todos os tipos de aeronaves, principalmente as de aplicação militar, pois essa categoria locomoveu grande esforço da evolução da indústria aeronáutica. As aeronaves subsônicas leves, contudo, possuem singularidades de tal modo que as metodologias para desenvolvimento de um caça supersônico se tornam incompatíveis, pois possuem etapas desnecessárias para essa categoria. Barros (2001) desenvolveu uma metodologia geral envolvendo todas etapas do desenvolvimento de um avião com base nos autores citados, porém com o foco em aeronaves leves e subsônicas, características comuns do VANT em estudo nesse trabalho. Essa metodologia, exposta no esquema 4, exemplifica o processo completo do desenvolvimento de uma aeronave, porém são necessárias metodologias específicas para as etapas intermediárias. Noth (2006), Leutenegger (2014) e Barbosa (2014) desenvolveram metodologias similares e específicas para o dimensionamento inicial de um VANT movido a energia solar, englobando até a etapa anteprojeto de Barros (2011).

Esquema 4 – Etapas gerais do desenvolvimento de aeronaves Especificações e Requisitos

Estudos preliminares

Anteprojeto

Projeto

Fabricação

Ensaios no solo

Ensaios em voo

Certificação

Fonte: BARROS, 2001, adaptado pelo autor

87

Noth (2006) propõe a metodologia para o design conceitual, que engloba apenas as três primeiras etapas do desenvolvimento de uma aeronave proposta por Barros (2001), cujo objetivo otimizar o balanço de energia produzida e consumida na aeronave, de modo a possuir o menor peso próprio e, consequentemente, melhor desempenho de voo. Este trabalho adota como principal referência essa metodologia, devido que a mesma desenvolve de forma específica o design conceitual de um VANT movido a energia solar. É importante ressaltar que o fator de escala dessa metodologia foi estudado no trabalho desse autor e se demonstrou bastante versátil quanto as suas possíveis aplicações. A metodologia é exemplificada no esquema 5, e é baseada em dois simples balanços: 

Balanço de massa: a força de sustentação deve ser igual ao somatório do peso de todos os componentes da aeronave;



Balanço de energia: a energia gerada pelos painéis solares ao longo do dia deve ser maior ou igual à energia elétrica consumida pela aeronave.

Esquema 5 – Balanço de massa e energia na metodologia utilizada

Fonte: Elaborado pelo autor

Dentre os métodos sugeridos por Noth (2008), foi adotado a metodologia analítica e contínua, que consiste em estabelecer relações entre os componentes utilizando equações analíticas de modelos que descrevem suas características. A metodologia começa ao estabelecer a expressão da potência necessária para a aeronave permanecer em voo nivelado,

88

ou seja, com altitude constante. Depois é proposto um modelo de irradiância solar, em que será possível estimar a energia solar diária disponível. A seguir os modelos de massa de cada componente são apresentados, que completa o ciclo para que seja desenvolvido a solução analítica e, em seguida, a solução da metodologia. Noth (2008) sugere substituir as equações para cálculo desse balanço por variáveis 𝐴𝑖 , no lugar de longas fórmulas de modo a manter a didática do processo, assim como possibilitar uma visualização gráfica dos resultados. Essa variável foi adotada nesse trabalho com a letra maiúscula a fim de poder distinguir do coeficiente angular da curva 𝐶𝑙 versus α.

4.1 ENERGIA DIÁRIA REQUERIDA

A energia diária requerida, como o nome sugere, consiste na demanda energética necessária para que a aeronave possa realizar voo ao longo de um dia.

4.1.1 Energia para voo reto e nivelado

No voo reto e nivelado, a força de sustentação gerada pelas asas deve ser igual ao peso dos componentes constituintes da aeronave, assim como o empuxo gerado pela hélice deve compensar a força de arrasto. A velocidade (v) pode ser obtida ao ser isolada na equação da força de sustentação, conforme indicado na equação 27. O empuxo (T) foi calculado conforme indicado no equacionamento 28, onde 𝑚 e 𝑔 são, respectivamente a massa e aceleração da gravidade local.

2∙𝑚∙𝑔 𝑣=√ 𝐶𝐿 ∙ 𝜌 ∙ 𝑆

𝑇 = 𝐶𝐷 ∙

𝜌 ∙ 𝑆 ∙ 𝑣2 2

(27)

(28)

89

Substituindo a equação 27 em 28, foi obtido a equação 29, onde 𝑃𝑙𝑒𝑣 é a potência para voo reto e nivelado.

𝑃𝑙𝑒𝑣 = 𝑇 ∙ 𝑣 =

(𝑚 ∙ 𝑔)3 2 √ ∙ ∙√ 𝑆 𝜌 𝐶𝐿 3⁄2 𝐶𝐷

(29)

Utilizando a relação da razão de aspecto, é possível reescrever a equação 29, obtendo a equação 30.

𝑃𝑙𝑒𝑣 =

2 ∙ 𝐴𝑅 ∙ 𝑔3 𝑚3⁄2 √ ∙ ∙ 3⁄2 𝜌 𝑏 𝐶 ⏟𝐿 𝐶𝐷

(30)

𝐴0

4.1.2 Cálculo da Energia Diária Requerida

Para o cálculo da potência elétrica total consumida (𝑃𝑒𝑙𝑒𝑐 𝑡𝑜𝑡 ), indicado na equação 31, as eficiências dos componentes: motor (𝜂𝑚𝑜𝑡 ), controlador eletrônico (𝜂𝑐𝑡𝑟𝑙 ), caixa de transmissão (𝜂𝑔𝑟𝑏 ), da hélice (𝜂𝑝𝑙𝑟 ) e BEC (𝜂𝐵𝐸𝐶 ) devem ser conhecidas. O BEC, do inglês battery eliminator circuit, é um dispositivo eletrônico que possui a finalidade de fornecer energia aos servos motores que podem necessitar uma alta demanda repentina de corrente. A potência consumida por sistemas aviônicos (𝑃𝑎𝑣 ) e de carga útil (𝑃𝑝𝑙𝑑 ) também devem ser calculados.

𝑃𝑒𝑙𝑒𝑐 𝑡𝑜𝑡 =

1 1 ∙ 𝑃𝑙𝑒𝑣 + ∙ (𝑃𝑎𝑣 + 𝑃𝑝𝑙𝑑 ) 𝜂 𝜂 ⏟𝐵𝐸𝐶 ⏟𝑐𝑡𝑟𝑙 ∙ 𝜂𝑚𝑜𝑡 ∙ 𝜂𝑔𝑟𝑏 ∙ 𝜂𝑝𝑙𝑟 𝐴1

𝐴2

(31)

90

O cálculo da energia diária requerida (𝐸𝑒𝑙𝑒𝑐 𝑡𝑜𝑡 ), ou energia elétrica total, indicado na equação 32, deve levar em consideração a potência elétrica total consumida, assim como a eficiência de carga (𝜂𝑐ℎ𝑟𝑑 ) e descarga (𝜂𝑑𝑐ℎ𝑟𝑑 ) da bateria para o período noturno. Nos períodos de alvorecer e crepúsculo, ambas fontes de energia (células fotovoltaicas e baterias) estão ativas. De modo a simplificar as equações, Noth (2008) adota essa transição de períodos diários como instantâneas, dividindo o dia no período diurno (𝑇𝑑𝑎𝑦 ) e noturno (𝑇𝑛𝑖𝑔ℎ𝑡 ).

𝐸𝑒𝑙𝑒𝑐 𝑡𝑜𝑡 = 𝑃𝑒𝑙𝑒𝑐 𝑡𝑜𝑡 ∙ (𝑇𝑑𝑎𝑦 +

𝑇𝑛𝑖𝑔ℎ𝑡 ) 𝜂𝑐ℎ𝑟𝑔 ∙ 𝜂𝑑𝑐ℎ𝑟𝑔

(32)

4.2 ENERGIA DIÁRIA OBTIDA

4.2.1 Modelo de irradiância

Segundo Noth (2008), o modelo de irradiância depende de diversas variáveis, como a localização geográfica, data e horário, condições climáticas, assim como a reflexão da superfície da Terra. Foi adotado o modelo de comportamento trigonométrico da irradiância, com apenas dois parâmetros a serem extraídos: irradiância máxima (𝐼𝑚𝑎𝑥 ) e duração do dia. A energia solar diária por metro quadrado (𝐸𝑑𝑎𝑦 𝑑𝑒𝑛𝑠𝑖𝑡𝑦 ), é a área abaixo da curva no gráfico 12, e pode ser facilmente calculada aplicando a equação 33. A fim de levar em consideração dias nublados, a constante 𝜂𝑤𝑡ℎ𝑟 , chamada de fator de margem de irradiância, foi adicionada, sendo seu valor máximo os dias sem nuvens, e mínimo os dias encobertos.

91 Gráfico 12 – Exemplo da comparação do modelo de irradiância de forma trigonométrica e polinomial

Fonte: NOTH, 2008, adaptado pelo autor

𝐸𝑑𝑎𝑦 𝑑𝑒𝑛𝑠𝑖𝑡𝑦 =

𝐼𝑚𝑎𝑥 ∙ 𝑇𝑑𝑎𝑦 ∙ 𝜂𝑤𝑡ℎ𝑟 𝜋⁄2

(33)

4.2.2 Cálculo da energia solar diária

A energia elétrica total foi obtida ao multiplicar o resultado da equação 33 com a área da superfície das células fotovoltaicas (𝐴𝑆𝐶 ), com suas eficiências (𝜂𝑆𝐶 ) e com a eficiência do Maximum Power Point Tracker (𝜂𝑀𝑃𝑃𝑇 ), conforme equação 34. É importante ressaltar que as células estão dispostas em uma superfície abaulada, devido ao formato do perfil da asa. Dessa forma a incidência solar sobre a superfície das células ocorrem de modo heterogêneo, com ângulos (θ) que variam ao longo da mesma (desenho 28). A célula que obter o menor ângulo de incidência (𝜃1 ), a depender do arranjo elétrico entre as demais células, pode penalizar o rendimento do conjunto. Noth (2008) sugere que a montagem seja feita em série a fim de que possuam a mesma orientação. O autor afirma que simulações foram realizadas e que o impacto dessa disposição em relação à uma superfície plana é de 10% ao longo do dia, na região central da Europa. Portanto é adotado a eficiência da curvatura (𝜂𝑐𝑏𝑟 ) como de aproximadamente 90%.

92

Desenho 28 – Ângulo de incidência dos raios solares nas células fotovoltaicas ao longo do perfil da asa

Fonte: NOTH, 2008

𝐸𝑒𝑙𝑒𝑐 𝑡𝑜𝑡 = 𝐸𝑑𝑎𝑦 𝑑𝑒𝑛𝑠𝑖𝑡𝑦 ∙ 𝐴𝑆𝐶 ∙ 𝜂𝑆𝐶 ∙ 𝜂𝑐𝑏𝑟 ∙ 𝜂𝑀𝑃𝑃𝑇

(34)

4.3 MODELOS DE PREVISÃO DE MASSA

4.3.1 Massas fixas

Existem massas fixas na aeronave (𝑚𝑓𝑖𝑥𝑒𝑑 ), que não dependem do dimensionamento dos demais componentes da aeronave. Essas massas são a carga útil (𝑚𝑝𝑙𝑑 ) e os sistemas aviônicos da aeronave (𝑚𝑎𝑣 ), como os servos motores e sistema de piloto automático, por exemplo. Seu cálculo é exemplificado na equação 35.

𝑚𝑓𝑖𝑥𝑒𝑑 = 𝑚 ⏟𝑎𝑣 + 𝑚𝑝𝑙𝑑 𝐴3

(35)

93

4.3.2 Massa da estrutura da aeronave

Noth (2008) sugere um método alternativo para a modelagem e estimativa da massa dos componentes da aeronave. A abordagem utiliza método empírico seguindo análise estatística da distribuição de massa de diversas aeronaves que mais se aproximam à um VANT solar. Os parâmetros (envergadura, área da asa, razão de aspecto, peso estrutural e peso vazio) foram analisados primeiro para a série histórica de 415 planadores de diversas dimensões, depois foi analisado a aproximação empírica obtida para o histórico generalizado de aeronaves no Grande Diagrama de Voos. Na primeira análise, os planadores foram divididos em dois grupos: o primeiro, com 92 aeronaves, apenas planadores radio-controlados. O segundo grupo, com 323 aeronaves, somente planadores com humano embarcado. No gráfico 13, referente à primeira análise, a região inferior esquerda referemse às aeronaves radio-controladas, e na região oposta, as aeronaves com humano embarcado. Noth (2008) propõe a equação empírica 36 para obter a tendência, e utiliza a equação 37 a fim de mitigar os erros. Onde 𝑊𝑎𝑓 e 𝑀𝑎𝑓 são, respectivamente, o peso e a massa dos planadores analisados.

Gráfico 13 – Análise da tendência do peso estrutural em relação à área de asa para planadores radiocontrolados e com humanos embarcados

Fonte: NOTH, 2008, adaptado pelo autor

94

𝑊𝑎𝑓 = 𝑔 ∙ 𝑀𝑎𝑓 = 𝑔 ∙ 𝑘𝑎𝑓 ∙ 𝑆 𝑥1 ∙ 𝐴𝑅 𝑥2

𝑛

∑ 𝑖=1

1 𝑊𝑖

2

∙ (𝑊𝑖 − 𝑊)2

(36)

(37)

Onde 𝑘𝑎𝑓 , 𝑥1 e 𝑥2 são constantes a serem determinadas. Após a refinamento pela equação 37, a equação 38 foi obtida.

𝑊𝑎𝑓 = 5,58 ∙ 𝑆 1,59 ∙ 𝐴𝑅 0,71

(38)

A fim de obter maior precisão no resultado, Noth (2008) propõe refinar o espaço amostral com planadores com melhor qualidade construtiva (pois possuem a menor relação de carga alar). Para tanto foram divididos dois novos grupos, os que possuem carga estrutural menor que o obtido na equação 38, e os com maiores cargas estruturais. O primeiro grupo, com melhor qualidade construtiva, possui 260 planadores. O refinamento pela equação 37 é executada novamente e são obtidas novas constantes para a equação 36. O resultado é dividido em dois novos grupos, obtendo os mais leves. Esse processo foi repetido até que a quantidade de planadores remanescentes represente aproximadamente 5% da quantidade original de planadores (415 aeronaves). O resultado foram apenas 19 planadores representando o grupo com melhor qualidade construtiva, e a equação 33 foi recalculada obtendo as equações 39 e 40.

𝑊𝑎𝑓 = 0,44 ∙ 𝑆 1,55 ∙ 𝐴𝑅1,30 = 0,44 ∙ 𝑏 3,10 ∙ 𝐴𝑅 −0,25

(39)

𝑊𝑎𝑓 ⁄𝑆 = 0,59 ∙ 𝑊𝑎𝑓 0,35 ∙ 𝐴𝑅 0,84

(40)

95

Na segunda análise foi utilizado o Grande Diagrama de Voo, gráfico 14, em que os mesmos parâmetros são analisados em uma série histórica para objetos voadores de todas as naturezas: desde o voo de um inseto até aeronaves comerciais de grandes dimensões, como o Boeing® 747. Tennekes (1992) propões, utilizando esse diagrama, a equação 41, relacionando carga alar com o peso dos objetos voadores. Este conceito de correlacionar seres voadores de naturezas diversas parte do pressuposto que existem similaridades geométricas entre todos objetos voadores.

𝑊 ⁄𝑆 = 47 ∙ 𝑊 1⁄3

(41)

Os resultados obtidos por Tennekes (1992) e Noth (2008), demonstram as similaridades geométricas dos objetos voadores, visto que o expoente do peso obtido pelo segundo, 0,35, foi aproximadamente o obtido pelo primeiro, 0,33. O equacionamento genérico da massa estrutural é exposto na equação 42, sendo um simples desenvolvimento da equação 36 e este trabalho utiliza as constantes como obtida por Noth (2008). 𝑘𝑎𝑓 é chamado de constante da massa estrutural da aeronave. 𝑥1 e 𝑥2 são chamados, respectivamente, de expoente da envergadura e expoente da razão de aspecto na massa estrutural.

𝑥 𝑥 𝑚𝑎𝑓 = 𝑘 ⏟𝑎𝑓 ∙ 𝐴𝑅 2 ∙ 𝑏 1 𝐴4

(42)

96 Gráfico 14 – Grande Diagrama de voo e as curvas de tendência de Noth (2008) e Tennekes (1992)

Fonte: NOTH, 2008, adaptado pelo autor

97

4.3.3 Massa das células fotovoltaicas

Noth (2008) propõe dimensionar 𝐴𝑆𝐶 como a área exata para que seja possível realizar o balanço de energia. A partir das equações 32 e 34 foi obtida a área da superfície das células fotovoltaicas, equação 43.

𝐴𝑆𝐶 =

𝜋 2 ⏟∙ 𝜂𝑆𝐶 ∙ 𝜂𝑐𝑏𝑟 ∙ 𝜂𝑀𝑃𝑃𝑇 ∙ 𝐼𝑚𝑎𝑥 ∙ 𝜂𝑤𝑡ℎ𝑟

∙ (1 +

𝑇𝑛𝑖𝑔ℎ𝑡 ) ∙ 𝑃𝑒𝑙𝑒𝑐 𝑡𝑜𝑡 𝑇𝑑𝑎𝑦 ∙ 𝜂𝑐ℎ𝑟𝑔 ∙ 𝜂𝑑𝑐ℎ𝑟𝑔

(43)

𝐴9

As células fotovoltaicas estão encapsuladas em duas superfícies transparentes e não reflexivas. O cálculo da massa das células fotovoltaicas (𝑚𝑆𝐶 ) é obtido ao multiplicar 𝐴𝑆𝐶 pelas densidades de área das células fotovoltaicas (𝑘𝑆𝐶 ) e de encapsulamento (𝑘𝑒𝑛𝑐 ), segundo equação 44.

𝑚𝑆𝐶 = 𝐴𝑆𝐶 ∙ (𝑘 ⏟ 𝑆𝐶 + 𝑘𝑒𝑛𝑐 )

(44)

𝐴5

4.3.4 Massa do Maximum Power Point Tracker

O Maximum Power Point Tracker, tem como função adaptar a voltagem dos painéis solares de modo que consigam produzir o máximo de energia possível. Como a maioria dos MPPTs presentes no mercado mão são otimizados para VANTs solares, Noth (2008) sugere uma análise histórica dos MPPTs utilizados em aeronaves e carros solares, domínios que necessitam de pouca massa e alta eficiência energética, exemplificado no gráfico 15. Deste, foi obtido a relação entre massa e potência (𝑘𝑚𝑝𝑝𝑡 ), exposta na equação 45.

98 Gráfico 15 – Relação entre massa e potência em MPPTs de alta eficiência

Fonte: NOTH, 2008, adaptado pelo autor

𝑘𝑚𝑝𝑝𝑡 =

1 𝑘𝑔 ∙ 2368 𝑊

(45)

Segundo Noth (2008), a massa do MPPT (𝑚𝑀𝑃𝑃𝑇 ), em voo reto e nivelado, é proporcional aos rendimentos da curvatura do perfil, células fotovoltaicas, seu rendimento, à irradiância máxima e área da superfície das células fotovoltaicas, segundo equação 46.

𝑚𝑀𝑃𝑃𝑇 = 𝑘 ⏟𝑚𝑝𝑝𝑡 ∙ 𝜂𝑆𝐶 ∙ 𝜂𝑐𝑏𝑟 ∙ 𝜂𝑀𝑃𝑃𝑇 ∙ 𝐼𝑚𝑎𝑥 ∙ 𝐴𝑆𝐶 = 𝐴6 ∙ 𝐴𝑆𝐶

(46)

𝐴6

Noth (2008) afirma também que o rendimento do MPPT é o produto do rendimento da conversão de corrente contínua/corrente contínua (𝜂𝑀𝑃𝑃𝑇 𝑑𝑐𝑑𝑐 ) e o rendimento do algoritmo de rastreamento (𝜂𝑀𝑃𝑃𝑇 𝑎𝑙𝑔𝑜 ). O autor analisou para o primeiro rendimento, em MPPTs de alta eficiência, 𝜂𝑀𝑃𝑃𝑇 𝑑𝑐𝑑𝑐 > 97% e, para o segundo rendimento, 𝜂𝑀𝑃𝑃𝑇 𝑎𝑙𝑔𝑜 > 98%, obtendo para 𝜂𝑀𝑃𝑃𝑇 a eficiência sempre superior à 95%.

99

4.3.5 Massa das baterias

A metodologia de Noth (2008) estima a massa das baterias (𝑚𝑏𝑎𝑡𝑡 ) como sendo proporcional à energia que necessita ser estocada, e inversamente proporcional ao seu rendimento e sua densidade energética14 gravimétrica (𝑘𝑏𝑎𝑡 ), como exposto na equação 47.

𝑚𝑏𝑎𝑡𝑡 =

𝑇𝑛𝑖𝑔ℎ𝑡 ∙ 𝑃𝑒𝑙𝑒𝑐 𝑡𝑜𝑡 𝜂 ⏟𝑑𝑐ℎ𝑟𝑔 ∙ 𝑘𝑏𝑎𝑡

(47)

𝐴7

4.3.6 Grupo motopropulsor

4.3.6.1 Motores elétricos

Noth (2008) levantou o histórico de diversos fabricantes, tendo como critério motores de alta qualidade desenvolvido por grandes fabricantes, assim como motores desenvolvidos especificamente para aeromodelos por pequenos fabricantes. A pesquisa obteve mais de dois mil motores elétricos, relacionando a massa (𝑚𝑚𝑜𝑡 ) com suas respectivas potências, gráfico 16, e potência com eficiência, gráfico 17.

14

Densidade de energia é quanto de energia a bateria é capaz de armazenar em relação ao seu peso próprio. Sua unidade é Wh/kg.

100 Gráfico 16 – Relação entre massa e potência de motores elétricos

Fonte: NOTH, 2008, adaptado pelo autor

Gráfico 17 – Relação entre potência e eficiência em motores elétricos

Fonte: NOTH, 2008, adaptado pelo autor

A análise desses gráficos permite obter as relações para determinados tipos de motores. Os motores desenvolvidos por grandes fabricantes, destacados em vermelho no gráfico, possuem uma relação de potência e massa de aproximadamente 0,09 𝑘𝑊 ⁄𝑘𝑔, ou 11,1 𝑘𝑔⁄𝑘𝑊 . Já os motores desenvolvidos especificamente para aeromodelos, destacados em verde nos gráficos, obtiveram uma média de aproximadamente 3,40 𝑘𝑊 ⁄𝑘𝑔, ou 0,29 𝑘𝑔⁄𝑘𝑊 .

101

Noth (2008) analisa essa grande diferença como sendo devido ao propósito de cada fabricante. Os motores desenvolvidos para aeromodelos devem possui a maior eficiência em termos de massa o possível, de modo a reduzir o peso da aeronave.

4.3.6.2 Caixa de transmissão

Noth (2008) fez um levantamento da relação de potência e massa de dois fabricantes de caixa de transmissão, Maxon e Faulhaber, exemplificado no gráfico 18. Também obteve a relação entre redução e eficiência, gráfico 19, para os mesmos fabricantes.

Gráfico 18 – Relação entre massa e potência em caixas de transmissão

Fonte: NOTH, 2008, adaptado pelo autor

102 Gráfico 19 – Relação entre redução e eficiência em caixas de transmissão

Fonte: NOTH, 2008, adaptado pelo autor

Foi possível observar que maiores relações de transmissão resultam em maiores perdas de eficiência. Portanto Noth (2008) sugere que o projeto do VANT solar utilize relação de transmissão baixa. Também sugere que o redutor seja fabricado no projeto do VANT solar, visto o peso dos redutores comerciais analisados são elevados para uma aeronave que necessita ser o mais leve possível.

4.3.6.3 Controlador eletrônico

O controlador eletrônico do motor também faz parte do grupo motopropulsor, e a previsão de sua massa também deve ser levada em consideração. Os motores tipo brushless são ligeiramente mais complicados de controlar do que os motores tipo brushed. Isso porque o primeiro necessita de três sinais senoidais que devem estar sincronizados com a posição do rotor e, portanto, a posição deste deve estar sempre medida. O segundo somente necessita de uma voltagem constante para seu controle (NOTH, 2008). Noth (2008) levantou o histórico de 170 controladores eletrônicos para motores tipo brushless, gráfico 20, obtendo como resultado a proporcionalidade de 0,026 𝑘𝑔⁄𝑊 . Afirma, porém, que na prática um controlador otimizado necessita melhores componentes, e

103

melhores indutores e capacitores de modo a reduzir as perdas. O valor adotado para esse componente é, portanto, 0,06 𝑘𝑔⁄𝑊 .

Gráfico 20 – Relação massa e potência de controladores eletrônicos tipo brushless

Fonte: NOTH, 2008, adaptado pelo autor

4.3.6.4 Hélices

Noth (2008) sugere a análise histórica em relação à potência desenvolvida pelas hélices (𝑃𝑝𝑙𝑟 ) a fim de poder correlacionar a massa das hélices com sua respectiva potência. Utilizou os dados de 669 aeronaves civis, e também aeronaves solares como Icaré 2, Velair e SunBeam, presentes no gráfico 21. Como resultado obteve a relação 0,25 𝑘𝑔⁄𝑘𝑊 ∙ 𝑃𝑝𝑙𝑟 .

104 Gráfico 21 – Relação massa versus potência de aeronaves civis e VANTs solares

Fonte: NOTH, 2008, adaptado pelo autor

Em relação à eficiência, Noth (2008) afirma que seu valor depende de sua potência. Para aeronaves cuja potência é da ordem de 10 W, suas eficiências estão entre 85% a 95%. Também afirma que caso ocorra a redução de escala, sua eficiência tende a também reduzir. A aeronave SunBeam, cuja envergadura é de 50 cm e possui apenas 3 W de potência, sua eficiência de hélice é de aproximadamente 58%.

4.3.6.5 Adaptações necessárias para condições de decolagem

Noth (2008) afirma ser necessário adaptações dos valores obtidos nas etapas anteriores dessa metodologia pois as potências levadas em consideração são os valores máximos contínuos desenvolvidos por cada componente. Nesse regime de potência máxima, ocorre a perda de eficiência devido ao efeito Joule por aumento de temperatura. Uma regra geral apresentada é que a eficiência máxima ocorre a aproximadamente um sétimo do torque em regime de estol, e um terço à metade da potência máxima. Portanto a relação entre massa e potência do motor (𝑘𝑚𝑜𝑡 ) para voo reto e nivelado possui melhor aproximação como 0,71 𝑘𝑔⁄𝑘𝑊 do que 0,29 𝑘𝑔⁄𝑘𝑊 apresentado anteriormente tendo em relação a potência máxima contínua. Outra adaptação sugerida por Noth (2008), é que a variação de potência necessária para uma decolagem de uma aeronave em uma pista extensa, e em sua condição de

105

voo, é baixa, visto que a mesma desenvolve sua velocidade de forma contínua até obter sustentação necessária para voo. No VANT cuja decolagem é realizada por impulso manual do operador, é necessário o ganho de velocidade, e altitude, de forma brusca. O motor deve fornecer uma potência, nessa situação de decolagem, maior que a utilizada posteriormente em voo reto e nivelado. Analisar se as demandas energéticas no motor nessas situações estão dentro das especificações do fabricante é, portanto, necessário para que a aeronave esteja preparada para possíveis anormalidades como encontro de ventos de nariz e turbulências. Para a aeronave desenvolvida por Noth (2008), a tabela 1 exemplifica essa variação para as duas condições de decolagem.

Tabela 1 – Relação massa versus potência do grupo motopropulsor para aeronave SkySailor, levando em consideração duas condições distintas de decolagem

Fonte: NOTH, 2008, adaptado pelo autor

A constante 𝑘𝑝𝑟𝑜𝑝 , relação entre massa e potência do grupo motopropulsor, foi utilizada para obter a massa do grupo moto propulsor (𝑚𝑝𝑟𝑜𝑝 ), segundo a equação 48.

3

𝑚𝑝𝑟𝑜𝑝 = 𝑘𝑝𝑟𝑜𝑝 ∙ 𝑃𝑙𝑒𝑣

𝑚2 =⏟ 𝑘𝑝𝑟𝑜𝑝 ∙ 𝑎0 ∙ 𝑎1 ∙ 𝑏

(48)

𝐴8

4.4 RESOLUÇÃO DOS BALANÇOS DE MASSA E ENERGIA

Após a formulação da energia diária requerida, energia solar obtida diariamente e a previsão das massas dos principais componentes da aeronave, Noth (2008) desenvolveu a abordagem matemática dos balanços de massa e energia segundo o esquema 6. Este possui a

106

síntese da metodologia utilizada, com todas as equações envolvidas para cálculo e dimensionamento, para o design conceitual de uma aeronave movida a energia solar.

Esquema 6 – Representação da metodologia para design conceitual de uma aeronave solar

Fonte: NOTH, 2008, adaptado pelo autor

Noth (2008) sugere dividir os parâmetros envolvidos na metodologia em três classes. A primeira são os parâmetros que estão relacionados à tecnologia utilizada e são considerados constantes no design conceitual. A segunda classe sugerida são os parâmetros relacionados à missão da aeronave. A última classe possui os parâmetros que variam ao longo da otimização e são, portanto, também chamados de variáveis. Estes são os responsáveis pelo resultado da metodologia e estabelecimento do layout da aeronave. A primeira e segunda classe estão destacadas em verde e vermelho no esquema 5, respectivamente. A solução matemática do loop proposto na metodologia inicia ao considerar, como dito, AR, b e m (massa total da aeronave) como variáveis da aeronave e todos os outros valores como parâmetros. Noth (2008) inicia a resolução ao somar todas as massas da aeronave em situação de decolagem, segundo equação 49.

107

𝑚 = 𝑚𝑓𝑖𝑥𝑒𝑑 + 𝑚𝑎𝑓 + 𝑚𝑆𝐶 + 𝑚𝑀𝑃𝑃𝑇 + 𝑚𝑏𝑎𝑡 + 𝑚𝑝𝑟𝑜𝑝

(49)

Desenvolvendo e substituindo pelas variáveis 𝐴𝑖 a fim simplificar a visualização da equação, foi obtido a equação 52.

3

𝑚2 𝑚 = 𝐴3 + 𝐴4 ∙ 𝑏 𝑥1 + 𝐴0 ∙ 𝐴1 ∙ 𝐴9 ∙ (𝐴5 + 𝐴6 ) ∙ + 𝐴2 ∙ 𝐴9 ∙ (𝐴5 + 𝐴6 ) 𝑏 3

(50)

3

𝑚2 𝑚2 +𝐴0 ∙ 𝐴1 ∙ 𝐴7 ∙ + 𝐴2 ∙ 𝐴7 + 𝐴0 ∙ 𝐴1 ∙ 𝐴8 ∙ 𝑏 𝑏

3

𝑚2 𝑥 (𝐴 )) 𝑚−𝐴 ∙ 𝐴 ∙ (𝐴 + 𝐴 + 𝐴 ∙ + 𝐴 ∙ =𝐴 7 8 9 5 6 ⏟0 1 ⏟2 ∙ (𝐴7 + 𝐴9 (𝐴5 + 𝐴6 )) + 𝐴3 + 𝐴4 ∙ 𝑏 1 (51) 𝑏 𝐴10

𝐴11

3 1 𝑚 − 𝐴10 ∙ ∙ 𝑚2 = ⏟ 𝐴11 + 𝐴4 ∙ 𝑏 𝑥1 ⏟ 𝑏

(52)

𝐴13

𝐴12

A equação 52 pode ser reescrita como uma equação cúbica após a substituição pela variável z, equação 53, foi obtido a equação 54.

1

𝑧 = 𝑚2

(53)

𝐴12 ∙ 𝑧 3 − 𝑧 2 + 𝐴13 = 0

(54)

∴ 𝑧3 −

1 𝐴13 ∙ 𝑧2 + =0 𝐴12 𝐴12

(55)

108

Existe apenas uma única solução positiva não complexa da equação 55, que deve respeitar a inequação 56, sendo novamente ampliado nas inequações 57 e 58.

𝐴12 2 ∙ 𝐴13 ≤

𝐴10 2 ∙

4 27

1 4 ∙ (𝐴11 + 𝐴4 ∙ 𝑏 𝑥1 ) ≤ 2 𝑏 27

𝐴10 2 ∙ 𝐴11 ∙

1 4 2 𝑥1 −2 + 𝐴 ∙ 𝐴 ∙ 𝑏 ≤ 10 4 𝑏2 27

(56)

(57)

(58)

Noth (2008) afirma que para uma determinada configuração da aeronave, a viabilidade de um voo contínuo e permanente é possível caso as inequações anteriores são respeitadas, assim como a área das células fotovoltaicas deve ser menor que a área das asas. Resumidamente, as principais etapas do design conceitual são: (1) definição dos requisitos da missão e da tecnologia embarcada (classes 1 e 2 dos parâmetros), (2) determinação através de iterações de dimensões importantes para elementos principais do avião, b e AR, que respeitem as necessidades energéticas (inequação 58) e, (3) avaliação dos valores das massas dos componentes do avião (resolvendo a equação 52).

109

5 DESIGN CONCEITUAL DE VANT MOVIDO A ENERGIA SOLAR

Esta seção tem como objetivo o desenvolvimento do design conceitual de um VANT movido a energia solar, capaz de realizar voo contínuo, aplicando a metodologia desenvolvida por Noth (2008) e os conhecimentos de aerodinâmica expostos anteriormente.

5.1 MISSÃO DA AERONAVE

Existem inúmeras possibilidades de aplicação dos VANTs solares, este trabalho desenvolve uma aeronave versátil capaz de ser adaptada para missões que exigem o uso de aquisição de imagens por câmera em uma determinada área. A captura imagem em aeronave de alta autonomia possibilita realizar missões como monitoramento ambiental, monitoramento de fronteiras, vistoria de instalações industriais, mapeamento e topografia, agricultura de precisão, entre outros. Essa versatilidade proporciona a aeronave imersão em diferentes mercados, sendo seu maior diferencial, dentre os drones convencionais, a possibilidade de realizar voos de grande duração, característica do VANT solar. A transmissão de imagens em tempo real não é adotada nesse trabalho devido ao alto consumo de energia do transmissor da câmera, assim como a limitação de alcance do mesmo ao receptor em terra. Exemplo disso é o transmissor do sistema Connex ProSight, em que o transmissor possui potência de consumo de 4,1 W e seu raio de alcance é de apenas 1 km ao receptor fixo em solo (AMIMON, 2016).

5.2 PARÂMETROS REFERENTES À MISSÃO

Para o design conceitual da aeronave, foi necessário estabelecer os parâmetros relacionados à missão (massa da carga transportada e seu consumo energético, fator de margem de irradiância, densidade do ar, e duração do dia). O critério de escolha para todos os parâmetros sempre ocorre para o caso mais crítico, o que constitui um coeficiente de segurança de operação da aeronave.

110

5.2.1 Carga transportada e seu consumo energético

A carga transportada constitui essencialmente o elemento que permite a aeronave realizar sua missão específica. É importante ressaltar que esses sistemas delimitam o desempenho da aeronave, pois a massa a ser transportada pela aeronave, ou seja sua carga, assim como o consumo energético desses sistemas, 𝑃𝑝𝑙𝑑 , como demonstrado na metodologia, afetam diretamente o design conceitual da aeronave. A fim de possibilitar a aeronave obter imagens em faixas de luz distintas, o que possibilita sua aplicação na agricultura de precisão, foi escolhido para a aquisição de imagens a câmera Tetracam® ADC Snap, modelo RGB (Red, Green, Blue) de baixo consumo energético e peso reduzido, sendo capaz de tirar fotos em movimento com boa definição, sendo ideal para uso no VANT solar. Bernardi, et al. (2014) afirma que o uso de câmeras RGB, conforme a selecionada, permite a obtenção de dados para detecção de falhas em plantio, desenvolvimento de cultura, formação da planta, modelo de elevação do terreno, assim como a imagem sobre a lavoura para a faixa de frequência visível. Segundo Tetracam (2016), a câmera foi especialmente desenvolvida para uso em VANT, possuindo a resolução do objeto à altitude de voo de 122 metros e 72,36 mm por pixel. A tabela 2 possui os dados dos parâmetros referente à câmera escolhida.

Tabela 2 – Características do sistema de captura de imagem

Fonte: TETRACAM, 2016

O desenho 29 possui ilustração da câmera escolhida para executar a missão do VANT solar estudado.

111 Desenho 29 – Câmera Tetracam ADC Snap

Fonte: TETRACAM, 2016, adaptado pelo autor

5.2.2 Altitude máxima de operação

A fim de possibilitar a aeronave monitorar todas as unidades de conservação, assim como quaisquer plantações do território nacional, foi utilizado como referência de solo para o design conceitual do VANT o ponto culminante do Parque Nacional do Pico da Neblina, com 2.995,30 metros de altitude em relação ao nível do mar (ABDALA, 2016), sendo também o ponto culminante de todo o território nacional, permitindo que a aeronave sobreponha quaisquer obstáculos naturais que encontrar no território nacional. A altitude relativa ao solo a fim de monitoramento não deve ser grande, pois a qualidade dos detalhes da captura de imagem reduz com o distanciamento. Foi adotada altitude relativa de voo igual a 100 metros, e aproximado para altitude máxima de operação (H) em 3.100 metros. Portanto a tabela 3 exemplifica os parâmetros da missão em relação altitude.

Tabela 3 – Parâmetros de altitude para design conceitual do VANT

Fonte: Elaborado pelo autor

112

5.2.3 Densidade do ar

A densidade do ar é um dos parâmetros referente à missão, pois está relacionado com a altitude de operação da aeronave. O parâmetro altitude densidade (AD), muito utilizado na indústria aeronáutica, é definido como a altitude para qual a densidade definida pelo ISA (International Standard Atmosphere) é igual à densidade do ar a ser estudado. A densidade definida pelo ISA nada mais é, portanto, que o modelo matemático da atmosfera, normalizandoa com o objetivo de possibilitar cálculos matemáticos de suas propriedades de modo simples. Calcular AD significa calcular a densidade real do ar em questão e atribuir a altitude que fornece a densidade correspondente no padrão ISA. A equação 59 correlaciona a densidade do ar com a respectiva altitude geopotencial (Z). Esta altitude não é a altitude geométrica da aeronave e sim a utilizada em cálculos matemáticos para obter a energia potencial gravitacional de um objeto na atmosfera terrestre. A equação 60 correlaciona H, Z e E, onde E é o raio da Terra e é adotado o valor estabelecido em 1976 pelo ISA, segundo equação 61 (SHELQUIST, 2016).

𝑍 = 44,3308 − 42,2665 ∙ 𝜌0,234969

𝐻=

𝐸∙𝑍 𝐸−𝑍

𝐸 = 6356,766 𝑘𝑚

(59)

(60)

(61)

Para a altitude geométrica de operação em relação ao nível do mar, exposto na tabela 3, foi calculado a densidade do ar no padrão ISA na equação 65.

3,100 =

6356,766 ∙ 𝑍 6356,766 − 𝑍

∴ 𝑍 = 3,098 𝑘𝑚

(62)

(63)

113

3,098 = 44,3308 − 42,2665 ∙ 𝜌0,234969

(64)

∴ 𝜌 = 0,899938 𝑘𝑔⁄𝑚3

(65)

É importante ressaltar que a formulação proposta é baseada na normalização ISA sendo aplicada somente para a troposfera, região da atmosfera referente ao nível do mar até a altitude aproximada de 11 km (SHELQUIST, 2016).

5.2.4 Modelo de incidência solar e duração do dia

O modelo de incidência solar foi obtido utilizando o software Radiasol 2® desenvolvido pela Universidade Federal do Rio Grande do Sul (UFRGS). Os principais parâmetros de entrada nesse software são a localização e o respectivo mês para análise. Barbosa (2014) mostra que maiores latitudes possuem menor incidência solar, em determinado mês, devido à inclinação do eixo de rotação da terra em relação a incidência dos raios solares. No desenho 30 foi possível observar que a região polar norte possui no mês de dezembro pouca incidência de raios solares, o que justifica períodos contínuos de claridade e escuridão em nessas regiões a depender da época do ano. Regiões com maiores latitudes possuem em determinados meses, portanto, menor incidência solar que regiões de latitudes amenas.

114 Desenho 30 – A exposição solar do polo norte em diferentes meses

Fonte: BARBOSA, 2014, adaptador pelo autor

A região com as maiores latitudes do território brasileiro na época do inverno foi, portanto, escolhida como região crítica para operação do VANT solar. Caso a região não forneça radiação solar o suficiente para a aeronave realizar voo contínuo, ou seja, não convergir valores na aplicação da metodologia utilizando o software MATLAB®, será analisado a radiação do município presente no software Radiasol 2® com latitude mais próxima do anterior. Esse critério é repetido até obter convergência no resultado das simulações. O programa fornece como resultado três tipos de irradiância: global, direta e difusa. Segundo INPE (2016), a irradiância global, também chamado de irradiância média nesse trabalho, consistem na irradiância descendente numa superfície horizontal, em que é constituída pelas irradiâncias diretas e difusas. Destas, a primeira consiste no produto entre a irradiância ortogonal ao feixe direto no nível de observação pelo cosseno da distância zenital, que é o complementar do ângulo entre o sol e a linha do horizonte. A irradiância difusa decorre do espalhamento de constituintes atmosféricos (moléculas, material particulado, entre outros). As simulações ocorreram tendo como referência uma placa plana e horizontal, o que configura o pior caso visto que uma possível inclinação na direção do sol aumentaria a irradiação média

115

obtida. O resultado da análise de radiância só ocorre, portanto, após a determinação dos demais parâmetros da aeronave a fim de verificar convergências de resultados.

5.2.5 Síntese dos parâmetros relacionados à missão

A tabela 4 possui a síntese dos parâmetros relacionados a missão. O parâmetro fator de margem de irradiância, também relacionado com a missão da aeronave, é discutido na seção 5.4.2.

Tabela 4 – Parâmetros relacionados com a missão da aeronave

Fonte: Elaborado pelo autor

5.3 PARÂMETROS RELACIONADOS À TECNOLOGIA

Os parâmetros relacionados à tecnologia são aqueles, como o nome sugere, cuja limitação está relacionada com o avanço da tecnologia no momento do projeto. Foram classificados na metodologia na primeira das classificações dos parâmetros. Um bom exemplo proposto por Noth (2008) é a massa específica da bateria, ou seja, a relação entre a massa da bateria e o quanto de energia a mesma é capaz de armazenar. O gráfico 22 demonstra que com o avanço tecnológico, a massa específica tende a reduzir, ou seja, as baterias se tornam cada vez mais eficientes em relação ao seu peso-próprio. O preço das baterias também tende a reduzir, uma vez que novas formas de manufatura surgem com o tempo, assim como o aumento natural da oferta devido à concorrência. O projeto de um VANT solar tende a se tornar cada vez mais otimizado ao longo dos anos, de modo que seja possível obter configurações cada vez

116

mais minimalistas no futuro capazes de desenvolver as mesmas tarefas para aeronaves de grandes dimensões do passado.

Gráfico 22 – Evolução da massa específica e preço das baterias de íon-lítio utilizadas em projetos de aeronaves movidas a energia solar ao longo dos anos

Fonte: NOTH, 2008, adaptado pelo autor

5.3.1 Coeficientes aerodinâmicos preliminares

Os primeiros dentre os parâmetros relacionados com a limitação tecnológica estudados são os coeficientes aerodinâmicos preliminares. São considerados preliminares, pois, esses parâmetros tendem a ser aperfeiçoados posteriormente ao design conceitual, como mostrado por Barros (2001) nas etapas compreendendo o projeto da aeronave, de modo a otimizar VANT solar, o que permite atingir coeficientes aerodinâmicos similares ou até superiores. Para este último caso, a aeronave será beneficiada na execução da missão estabelecida no design conceitual, podendo até expandir limitações estabelecidas nesta primeira etapa. Foi analisado o histórico dos coeficientes de sustentação e arrasto de aeronaves movidas a energia solar, em situação de voo reto e nivelado (voo de cruzeiro). Os projetos selecionados para análise estão resumidos no quadro 4, sendo todas aeronaves movidas a energia solar. O gráfico 23 possui os coeficientes aerodinâmicos de cada um desses projetos,

117

sendo possível selecionar a aeronave com bom desempenho a fim de estudar seu perfil aerodinâmico.

Quadro 4 – Aeronaves selecionadas para escolha dos coeficientes aerodinâmicos preliminares

Fonte: Elaborado pelo autor

Gráfico 23 – Coeficientes aerodinâmicos de VANTs solares

Fonte: Elaborado pelo autor.

118

O gráfico 23 mostra que alguns projetos diferentes possuem coeficientes aerodinâmicos semelhantes. Isso ocorre porque como todas as aeronaves são VANTs solares, todas

possuem

características

geométricas

similares.

Desenvolver

os

coeficientes

aerodinâmicos preliminares utilizando essas aeronaves como referência é, portanto, viável visto que a aeronave em desenvolvimento também é um VANT movido a energia solar. A aeronave SunSailor possui bom desempenho e foi a escolhida como referência para aerodinâmica da asa. Segundo Weider, et al. (2016), utiliza um perfil de domínio público, o Selig-Donovan 7032, ou SD7032. O desenho 31 existe a representação desse perfil gerado com 244 pontos utilizando software XFLR5®, as coordenadas desse perfil estão disponíveis no Apêndice 1.

Desenho 31 – Perfil SD7032 gerado com 244 pontos utilizando software XFLR5®

Fonte: Elaborado pelo autor

A fim de obter as curvas características desse perfil, é necessário determinar o número de Reynolds para a simulação. Para tanto foi necessário estabelecer as viscosidades dinâmica e cinemática. Segundo Dixon (2014), é possível calcular a viscosidade cinemática a partir da dinâmica, segundo equação 66, sendo a viscosidade dinâmica do ar calculada pela equação 67, onde 𝑇𝐾 é a temperatura do ar.

𝜇 𝜌

(66)

1,458 ∙ 10−6 ∙ 𝑇𝐾 1,5 𝑇𝐾 + 110,4

(67)

𝜈=

𝜇=

Para o cálculo da temperatura do ar na altitude de operação da aeronave, Shelquist (2016) propõe a equação 68, sendo 𝑇0 a temperatura padrão ar ao nível do mar em

119

Kelvin, cujo valor normalizado pela ISA é de 288,15 K, e L é o fator de queda linear de temperatura, cuja unidade é K/km. O autor novamente afirma que esse equacionamento somente é válido na troposfera, até 11 km em relação ao nível do mar.

𝑇𝐾 = 𝑇0 − 𝐿 ∙ 𝐻

(68)

Portanto é calculado a temperatura na altitude máxima de operação do VANT solar na equação 70.

𝑇𝐾 = 288,15 − 6,5 ∙ 3,1

(69)

∴ 𝑇𝐾 = 268 𝐾

(70)

Portanto a aeronave ao atingir sua altitude máxima de operação pode estar sujeita à uma temperatura de aproximadamente -5,15ºC. Foi calculado para essa temperatura a viscosidade dinâmica do ar na equação 72.

𝜇=

1,458 ∙ 10−6 ∙ 2681,5 268 + 110,4

∴ 𝜇 = 16,9 𝑥10−6 𝑁 ∙ 𝑠⁄𝑚2

(71)

(72)

Portanto ao utilizar a densidade do ar calculada na equação 65, foi obtido o valor da viscosidade cinemática do ar na equação 74.

16,9 ∙ 10−6 𝜈= 0,899938

(73)

120

∴ 𝜈 = 18,78 𝑥 10−6 𝑚2 ⁄𝑠

(74)

A fim de obter a ordem de grandeza do número de Reynolds que o perfil está sujeito, foi utilizado a equação 10 onde relaciona a velocidade da aeronave, a corda do perfil e a viscosidade cinemática do fluido. A aeronave Sky-Sailor, VANT movido a energia solar com missão similar, possui velocidade de cruzeiro de 8,3 m/s. Esse valor foi aproximado para 8,0 m/s e foi adotado como referência no design conceitual em estudo até a aplicação da metodologia, quando é definida a razão de aspecto e envergadura desejada para a aeronave, de modo que é calculado a velocidade de cruzeiro para essa nova situação. Como o valor da corda do perfil é um dos resultados obtidos após a aplicação da metodologia, foram utilizados comprimentos de cordas apenas como referência a fim de analisar a ordem de grandeza dos números de Reynolds para simulação do perfil aerodinâmico. Na tabela 5 foram obtidos, portanto, os números de Reynolds da aeronave nessas condições em função do comprimento hipotético da corda do perfil, variando até 80 centímetros, com incremento de 10 centímetros.

Tabela 5 – Número de Reynolds e respectivo comprimento de corda do perfil

Fonte: Elaborado pelo autor

Foram calculados apenas os valores dos números de Reynolds até o comprimento da corda de 80 centímetro devido ao tamanho demasiadamente grande que o perfil possui ao ultrapassar esse comprimento. Os máximos números de Reynolds utilizados por Weider, et al. (2006) e Noth (2008) para o perfil da asa são, respectivamente, 335.000 e 300.000.

121

Portanto o número de Reynolds máximo calculado de 340.805 está de acordo com a ordem de grandeza dos máximos utilizados por esses autores. A obtenções das curvas características do perfil foi obtida ao simular seu comportamento conforme a variação do número de Reynolds. Foi escolhido para a simulação o software XFLR5®. Segundo Deperrois (2016), esse software foi desenvolvido de modo a possuir uma interface amigável do XFoil®, software de análise de perfil desenvolvido por Mark Drela do Massachusets Institute of Technolgy (MIT), sendo o seu algoritmo exatamente o mesmo do software ao qual foi baseado. Para realizar a simulação foi necessário obter o número de Reynolds mínimo e máximo, o incremento para cada simulação, assim como a variação do ângulo de ataque e seu respectivo incremento. De modo a obter a ordem de grandeza similar da determinada na tabela 4, foi escolhido o número de Reynolds mínimo de 50.000, o máximo de 350.000, e o incremento entre simulações de 10.000. Para o ângulo de ataque, foi escolhido o valor mínimo de -5º e máximo de 15º, sendo o incremento de 0,5º. É importante ressaltar o número de coordenadas do contorno de perfil é aumentada via interpolação, passando de 61 para 244 pontos, de modo a melhorar a malha e obter melhor resolução nos resultados.

5.3.1.1 Análise da sustentação

Foi, portanto, plotado o perfil SD7032 no software XFLR5®, e simulado escoamento bidimensional para diferentes números de Reynolds. A curva característica 𝐶𝑙 𝑣𝑠 𝛼 do perfil SD7032 foi desenvolvida conforme gráfico 24. No Apêndice 2 possui a mesma curva em maior dimensão, de modo a facilitar sua visualização.

122 Gráfico 24 – Curva de 𝐶𝑙 𝑣𝑠 𝛼 do perfil SD7032, simulada no software XFLR5® para diferentes números de Reynolds

Fonte: Elaborado pelo autor

Para pequenos números de Reynolds, ocorre o stall a ângulos de ataque menores do que para valores maiores do número de Reynolds. Esse comportamento para de ocorrer a partir de Reynolds igual a 110.000, e foi mantido para os demais Reynolds o ângulo de stall igual a aproximadamente 13,5º. É vantajoso simular para a aeronave o menor número de Reynolds que fornece um comportamento estável ao variar o ângulo de ataque, pois permite que a aeronave opere de forma estável a menores velocidades caso comparado mesmos comprimentos de cordas. Foi analisado, portanto, o comportamento das características do perfil para Reynolds igual a 110.000, a tabela 6 possui a variação do coeficiente de sustentação do perfil em relação ao seu ângulo de ataque, e é obtido o seu coeficiente angular, 𝑎0 , assim como o ângulo de ataque para sustentação nula, ∝𝑙=0 , e o (𝐶𝑙 )𝑚𝑎𝑥 .

123

Tabela 6 – Variação de 𝐶𝑙 𝑣𝑠 𝛼 do perfil SD7032 para Re de 110.000

Fonte: Elaborado pelo autor

Para a região de 4º a 6º foi calculado o coeficiente angular na equação 76.

𝑎0 =

1,071804 − 0,872465 6−4

(75)

∴ 𝑎0 = 0,099669

(76)

Para ∝𝑙=0 , foi interpolado entre 𝛼 de -3º e -2,5º, a fim de obter 𝐶𝑙 = 0, conforme equação 77 e foi calculado na equação 78.

124

0 − (−0,03514) ∝𝑙=0 = −3 + {[ ] ∙ [(−2,5) − (−3)]} 0,043992 − (−0,03514)

(77)

∴∝𝑙=0 ≅ −2,78°

(78)

No ângulo de ataque de 13,5º foi obtido o máximo coeficiente de sustentação do perfil para esse número de Reynolds, conforme equação 79.

(𝐶𝑙 )𝑚𝑎𝑥 = 1,464346

(79)

Para determinar o ângulo de ataque do perfil para voo reto e nivelado foi utilizado o gráfico 25, da relação 𝐶𝑙 ⁄𝐶𝑑 𝑣𝑠 𝛼, a fim de obter o ângulo de ataque de melhor eficiência aerodinâmica. Também é importante que a aeronave possua margem para possíveis aumentos de 𝛼, caso a aeronave necessite voar a baixas velocidades, como em situações de decolagem e pouso.

125 Gráfico 25 – Curva de 𝐶𝑙 ⁄𝐶𝑑 𝑣𝑠 𝛼 do perfil SD7032, simulada no software XFLR5® para Reynolds de 110.000

Fonte: Elaborado pelo autor

O ponto de máximo do gráfico 25 é para o ângulo de ataque de 5,5º, com relação 𝐶𝑙 ⁄𝐶𝑑 de aproximadamente 59. De acordo com a tabela 5, para este ângulo de ataque foi obtido um coeficiente de sustentação do perfil de 1,023254. A metodologia apresentada na seção 4 utiliza o cálculo da potência de modo que toda a área da asa possui o mesmo coeficiente de sustentação. Isso só é possível caso a asa possua a sua geometria em planta retangular, portanto asa reta. Para análise da razão de aspecto, Barbosa (2014) também mostra que as aeronaves solares possuem a tendência de possuir grande AR, como mostrado no gráfico 26.

126 Gráfico 26 – Evolução da razão de aspecto de aeronaves movidas a energia solar, aeronaves movidas a combustão e planadores ao longo dos anos

Fonte: BARBOSA, 2014, adaptado pelo autor

Portanto foi possível aplicar a equação 14 e obter em função de 𝑒 e AR o coeficiente angular da curva 𝐶𝐿 𝑣𝑠 𝛼, como mostrado na equação 80.

𝑎=

0,099669 0,099669 1+ (𝜋 ∙ 𝑒 ∙ 𝐴𝑅)

(80)

Foi, portanto, possível equacionar o coeficiente de sustentação para asa finita, conforme mostrado na equação 18 na seção 3.3.1, utilizando os dados simulados para esse perfil, obtendo a equação 81.

𝐶𝐿 =

0,099669 ∙ [5,5 − (−2,78)] 0,099669 1+ (𝜋 ∙ 𝑒 ∙ 𝐴𝑅)

(81)

127

É importante ressaltar que a abordagem analítica do coeficiente de sustentação desse trabalho é diferente da escolhida por Noth (2008). Os parâmetros para utilização na metodologia são o coeficiente angular para asa retangular finita, em que com a iteração da razão de aspecto é obtido, para cada iteração, um valor único do coeficiente de sustentação da asa. Essa abordagem está de acordo com o que foi apresentado na seção 3 através das equações de Anderson Jr. (1999). Na aeronave Sky-Sailor, Noth (2008) utilizou no coeficiente de sustentação da asa finita o próprio coeficiente de sustentação do perfil. Essa abordagem é questionável, visto que o coeficiente de sustentação do perfil, como mostrado na seção 3, é maior que esse coeficiente para a asa finita, assim como também não leva o efeito das diferentes razões de aspectos e o ângulo de ataque para sustentação nula. Portanto a abordagem utilizada nesse trabalho para obter o coeficiente de sustentação de asa finita do VANT solar resulta em um valor certamente abaixo do obtido caso utilizasse a abordagem de Noth (2008), o que certamente melhora a assertividade do design conceitual da aeronave em relação ao seu comportamento após a etapa de projeto.

5.3.1.2 Análise do arrasto

Para determinação do arrasto da aeronave, foi necessário obter o valor do coeficiente de arrasto para sustentação nula, conforme mostrado na equação 21 na seção 3.3.2. Por se tratar de asa retangular, foi possível obter a relação 𝑆𝑤𝑒𝑡 ⁄𝑆 como sendo igual à relação entre o comprimento de um perfil bidimensional, simbolizado como 𝑙𝑤𝑒𝑡 , e sua respectiva corda. Isso porque em asas retangulares o componente de comprimento para o cálculo da área molhada e da área em planta é a envergadura da asa, que é cancelada na divisão, como mostrado na equação 82. Com as coordenadas de 244 pontos do perfil SD7032, obtidas ao interpolar os 61 pontos originais (expostos no Apêndice 1), foram obtidos com boa precisão o comprimento do perfil e sua respectiva corda, representados, respectivamente, nas equações 84 e 85.

𝑆𝑤𝑒𝑡 𝑙𝑤𝑒𝑡 ∙ 𝑏 = 𝑆 𝑐∙𝑏

(82)

128

∴

𝑆𝑤𝑒𝑡 𝑙𝑤𝑒𝑡 = 𝑆 𝑐

(83)

𝑙𝑤𝑒𝑡 = 2,0354888 𝑢. 𝑐.

(84)

𝑐 = 0,99991 𝑢. 𝑐.

(85)

Portanto foi calculado na equação 86 a relação 𝑆𝑤𝑒𝑡 ⁄𝑆.

𝑆𝑤𝑒𝑡 2,0354888 = ≅ 2,035672 𝑆 0,99991

(86)

A equação 23, proposta por Anderson Jr (1999) a fim de obter o coeficiente de atrito da superfície molhada para escoamento turbulento é utilizada no equacionamento 87.

𝐶𝑓 =

0,42 [ln(0,056 ∙ 𝑅𝑒)]2

∴ 𝐶𝑓 ≅ 0,0055

(87)

(88)

Desse modo foi possível determinar o coeficiente de arrasto para sustentação nula, expresso na equação 90.

𝐶𝐷0 = 2,035672 ∙ 0,0055

(89)

∴ 𝐶𝐷0 ≅ 0,011228

(90)

129

Foi, portanto, possível desenvolver a equação 26 da seção 3.4, e obter em função de 𝑒 e AR o coeficiente de arrasto para asa finita, conforme equação 91.

2

0,099669 [5,5 − (−2,78)] } 0,099669 ∙ 1+ (𝜋 ∙ 𝑒 ∙ 𝐴𝑅) 𝐶𝐷 = 0,011228 + 𝜋 ∙ 𝑒 ∙ 𝐴𝑅 {

(91)

O fator de eficiência de envergadura, como mostrado na equação 21 na seção 3.3.2, é em função do fator de arrasto induzido, que por sua vez depende do afilamento e razão de aspecto, como mostrado no gráfico 7. Como a razão de aspecto é um dos resultados a serem obtidos no design conceitual dessa aeronave, foi utilizado como referência o fator de eficiência escolhido por Oettershagen, et al. (2015) na aeronave AtlantikSolar, com o valor de 0,92, pois também se trata de VANT movido a energia solar, com asa reta e grande razão de aspecto, cuja missão também é de monitoramento a baixas altitudes. Assim como ocorreu para o coeficiente de sustentação da asa finita, o 𝐶𝐷 é uma função da razão de aspecto que será iterada ao longo da simulação ao aplicar a metodologia da seção 4. A abordagem utilizada segue a proposta por Anderson (1999), levando em consideração fatores não utilizados por Noth (2008), como o coeficiente de atrito da superfície molhada e a relação entre área molhada e área em planta. A abordagem realizada nesse trabalho possui, portanto, o modelo com maior assertividade, se comparados com a utilizada por Noth (2008), o que permite o melhor pré-dimensionamento da aeronave na etapa de design conceitual.

5.3.2 Densidade enérgica das baterias

Foram comparadas baterias de diversos fabricantes a fim de determinar qual a mais indicada para uso na aeronave. Foi estipulado o ganho de 20% de peso para cabeamento, e todas baterias confrontadas em arranjo com voltagem nominal na ordem de 29,6 V. A bateria

130

que possuir a maior densidade energética, ou seja, a que for capaz de armazenar mais energia possuindo menos peso foi a selecionada. A tabela 7 possui a comparação entre as baterias estudadas, sendo que os valores financeiros das baterias não são significativamente altos, como indicado no gráfico 22. Com a queda de custo de componentes que envolvem os parâmetros relacionados com a tecnologia, é possível a logo prazo o desenvolvimento de um VANT movido a energia solar capaz de realizar voo contínuo com custo de fabricação cada vez mais baixos. As eficiências de carga e descarga da bateria foram adotadas para o design conceitual o mesmo valor utilizado por Noth (2008), sendo ambas iguais à 0,95.

Tabela 7 – Comparativo de baterias com alta densidade energética

Fonte: Elaborado pelo autor

131

A bateria com maior densidade energética analisada é a Panasonic NCR18650B com aproximadamente 241,83 Wh/kg e foi a selecionada para o design conceitual da aeronave.

5.3.3 Células fotovoltaicas

Assim como as baterias, as células fotovoltaicas também sofrem grande evolução ao longo dos anos, de modo que surgem novas tecnologias e métodos de obter energia elétrica a partir da radiação solar. Essa indústria é dominada por grandes empresas que fabricam em grande quantidade determinados tipos de células fotovoltaicas a fim de atender a demanda de geração de energia elétrica em mercados industriais, comerciais e residenciais. O mercado voltado a aeronaves movidas a energia solar é, contudo, pequeno, se comparado com os demais, e as células fotovoltaicas disponíveis nem sempre atendem da melhor maneira para essa aplicação. Como o principal objetivo de um VANT solar é transportar uma determinada carga que executará sua missão, qualquer excesso de peso compromete sua carga útil de transporte. A fim de poder comparar as células que melhor atendem as características das aeronaves solares, foram utilizados três parâmetros: relação entre potência e massa (𝑃𝑚 ), cuja unidade é 𝑊 ⁄𝑘𝑔, relação entre potência e área (𝑃𝐴 ), cuja unidade é 𝑊 ⁄𝑚2 , e o índice de performance (𝑃𝑈𝐴𝑉 ), cuja unidade é 𝑊 ∙ 𝑚−1 ∙ 𝑘𝑔−0,5 , que relaciona a média geométrica entre os dois parâmetros anteriores segundo equação 94. O primeiro, equação 92, considera o peso das células fotovoltaicas, assim como o peso referente ao seu encapsulamento para proteção de modo que possa sobreviver ao ambiente de operação. Caso a célula fotovoltaica possua uma grande relação de 𝑃𝑚 , resultara também no ganho de massa na estrutura da aeronave, comprometendo ainda mais sua capacidade de transporte de carga. O segundo parâmetro, equação 93, considera o 𝜂𝑆𝐶 , pois caso possua baixo rendimento será necessária uma área ainda maior, o que também eleva o peso devido a estrutura da aeronave, assim como pode resultar em forças de arrasto ainda maiores. A densidade de empacotamento (F) foi utilizada no cálculo do segundo parâmetro. F considera o tamanho individual da célula fotovoltaica em relação a asa, de modo que menores células possuam maiores densidades. Fabricantes capazes de fornecer tamanhos personalizados possuem a vantagem de obter F maiores, sendo importante para o design conceitual da aeronave (ALTA DEVICES, 2015).

132

𝑃𝑚 =

𝑃𝑒𝑙𝑒𝑐 𝑡𝑜𝑡 𝐴5

(92)

𝑃𝐴 = 𝜂𝑆𝐶 ∙ 𝐹 ∙ 1000

(93)

𝑃𝑈𝐴𝑉 = √𝑃𝑚 ∙ 𝑃𝐴

(94)

A tabela 8 possui a comparação das células fotovoltaicas analisadas. O material escolhido para encapsulamento foi a película Oralight®, desenvolvido pela Oracover, que segundo o fabricante sua densidade de área de encapsulamento é de 36 g/m².

Tabela 8 – Comparativo células fotovoltaicas

Fonte: Elaborado pelo autor

133

Com valores mais próximos dos demais, porém ainda se destacando, está a célula desenvolvida pela Alta Devices, que utiliza camadas finas de arsenieto de gálio15, cuja principal aplicação, segundo o fabricante, são VANTs solares. O seu custo, no entanto, é de aproximadamente US$ 25.000,00 o metro quadrado, o que torna o valor inviável para o projeto da aeronave (informação pessoal)16. A célula fotovoltaica selecionada para o projeto foi, portanto, a SunPower C60 de Silício cristalino, possui baixo custo e características boas o suficiente para aplicação em VANTs solares. Exemplo disto é que essa célula fotovoltaica também foi a selecionada na aeronave AtlantikSolar, desenvolvida por Oettershagen, et al. (2015).

5.3.4 Parâmetros relacionados ao MPPT

O sistema MPPT utilizado foi o desenvolvido por Noth (2008), e suas características estão exemplificadas na tabela 9. O motivo para essa escolha foi devido à sua otimização para aplicação em um VANT solar, possuindo boa relação de massa e potência, rendimento e baixo peso próprio. É possível observar seu tamanho reduzido na fotografia 13.

Fotografia 13 – MPPT utilizado na aeronave Sky-sailor

Fonte: NOTH, 2008

15

O arseneto de gálio, GaAs, é um metal que consiste em uma estrutura cristalina cúbica de face centrada, que possui grande estabilidade atômica e confere manter seu estado sem necessidade de implementar energia em seu sistema. Possui estabilidade térmica superior aos semicondutores atualmente utilizados e possui, ao ser associado a outros metais, propriedades ferromagnéticas e paramagnéticas que o tornam importantes armazenadores de energia em seu nível quântico, podendo ter diversas configurações de componentes eletrônicos para o ramo industrial. (HANAOKA, A. et al., 2007). 16 LENAIL, B. University UAV projects. Mensagem recebida por [email protected] em 25 de abril de 2016.

134 Tabela 9 – Características do MPPT.

Fonte: NOTH, 2008

Como mostrado na equação 46, a massa do MPPT só é obtida após o cálculo da área de células fotovoltaicas e da irradiação máxima obtida pela aeronave. A irradiação será determinada, como dito em 5.2.4., após análise das localidades que convergem resultadas pela aplicação da metodologia. A área de células fotovoltaicas também depende da análise da metodologia e definição das configurações que constituirão o design conceitual da aeronave.

5.3.5 Sistema de propulsão

O sistema de propulsão é constituído pela hélice, motor, redutor, assim como um controlador eletrônico do motor. Inicialmente foi estudado a hélice da aeronave, obtendo seu desempenho em situações diferentes, após é apresentado o equacionamento matemático de parâmetros de motor de corrente contínua (DC, do inglês Direct Current), e finalmente é desenvolvido um método para seleção da melhor combinação dos componentes do sistema de propulsão de modo a obter o maior rendimento global (𝜂𝑔𝑙𝑜𝑏𝑎𝑙 ), e obtendo os parâmetros relacionados ao grupo motopropulsor necessários para a metodologia apresentada na seção 4.

5.3.5.1 Hélice

A fim de obter desempenho semelhante dos demais VANTs solares, foram utilizados os dados da hélice utilizada por Oettershagen, et al. (2015), que possui diâmetro de 0,66 m e passo de 0,6 m. Para análise da hélice foi utilizado o software AeroDesign Propeller Selector®. Esse programa também foi utilizado no projeto de um VANT desenvolvido por Balbino, et al. (2013), demonstrando que é apto para o design conceitual do VANT solar por já

135

ter sido testado. Esse software possui como principal vantagem para o estudo da hélice o fornecimento de resultados como a potência absorvida pelo fluido através da hélice, a potência no eixo da hélice, o rendimento da hélice e o empuxo gerado. Os dados de entrada para cálculo são o diâmetro e passo da hélice, sua rotação (𝑛𝑝𝑙𝑟 ) e a velocidade da aeronave em voo em relação a referencial estático em solo. Os dados obtidos são o empuxo da hélice, a potência absorvida pelo fluido e a eficiência da hélice. Uma desvantagem desse software é que cada iteração é feita individualmente, de modo que para obter o comportamento da hélice foi necessário realizar diversas combinações, o que torna o trabalho manual, extenso e cansativo. A variação da velocidade da aeronave em relação ao solo ocorreu de zero à vinte metros por segundo, com incremento de 2 m/s, e a rotação do eixo da hélice de 0 a 3.000 rpm, com incremento de 50 rpm, obtendo 671 valores para o desenvolvimento de cada gráfico, totalizando 2013 valores simulados individualmente, a fim de poder analisar o comportamento da hélice. Os resultados dessas simulações foram expostos nos gráficos 27, 28 e 29, respectivamente. É importante ressaltar que a fim de possibilitar a melhor visualização gráfica desses resultados, foi gerado gráfico para variação da rotação do eixo da hélice até 2.000 rpm, com incremento de 100 rpm.

Gráfico 27 – Variação do empuxo em relação a velocidade da aeronave e da rotação no eixo da hélice

Fonte: Elaborado pelo autor

136 Gráfico 28 – Variação da potência absorvida pelo fluido em relação a velocidade da aeronave e da rotação no eixo da hélice

Fonte: Elaborado pelo autor

Gráfico 29 – Variação da eficiência em relação a velocidade da aeronave e da rotação no eixo da hélice

Fonte: Elaborado pelo autor

137

A maior eficiência teórica obtida nas simulações foi de aproximadamente 84,5%. Ao analisar o desempenho dessa hélice com os parâmetros de voo de cruzeiro da aeronave SkySailor, cuja rotação nessa condição de voo é de aproximadamente 800 rpm, foi obtido o rendimento próximo do máximo, o que confirma que essa hélice também poderia ter sido utilizada na aeronave projetada de Noth (2008) em termos de eficiência, e esse resultado indica que também está apta a ser utilizada no design conceitual desse trabalho.

5.3.5.2 Comportamento matemático de motores elétricos de corrente contínua

O comportamento matemático de motores elétricos de corrente contínua foi desenvolvido tendo como referência o equacionamento exposto por Noth (2008). As equações 95 e 96 descrevem a voltagem (U) e o momento eletromagnético (𝑀𝑒𝑚 ), onde i é a corrente elétrica, 𝑟𝑎 é a resistência terminal, 𝑘𝑚 a constante de torque, 𝑤𝑚𝑜𝑡 a velocidade angular de rotação do eixo do motor. A constante de voltagem 𝑘𝑢 é expressa em [𝑉𝑠⁄𝑟𝑎𝑑 ], que é o inverso da constante da velocidade 𝑘𝑛 [𝑟𝑎𝑑⁄𝑉𝑠].

𝑈 = 𝑟𝑎 ∙ i + 𝑘𝑢 ∙ 𝑤𝑚𝑜𝑡

(95)

𝑀𝑒𝑚 = 𝑘𝑚 ∙ 𝑖

(96)

Ao isolar a rotação do eixo motor, foi obtido a equação 97.

𝑤𝑚𝑜𝑡 =

𝑈 − 𝑟𝑎 ∙ 𝑖 𝑘𝑢

(97)

138

Para obter o momento efetivo do motor (𝑀𝑚𝑜𝑡 ), foi necessário subtrair do momento eletromagnético o momento de fricção do motor (𝑀𝑅 ), conforme equação 98. Onde 𝑖0 é a corrente no motor quando não há solicitação de carga no mesmo, no inglês chamado de no load current.

𝑀𝑚𝑜𝑡 = 𝑀𝑒𝑚 − 𝑀𝑅 = 𝑘𝑚 ∙ 𝑖 − 𝑘𝑚 ∙ 𝑖0 = 𝑘𝑚 ∙ (𝑖 − 𝑖0 )

(98)

Ao isolar i na equação 98 e substituir na equação 95, foi observado que com a corrente fixa, o torque e a velocidade angular da rotação do eixo do motor são linearmente dependentes, expresso na equação 99.

𝑈 = 𝑟𝑎 (𝑖0 +

𝑀𝑚𝑜𝑡 ) + 𝑘𝑢 ∙ 𝑤𝑚𝑜𝑡 𝑘𝑚

(99)

O uso de um redutor foi necessário a fim de fornecer à hélice a rotação necessária para sua faixa de rendimento máximo, como exposto no gráfico 26. Noth (2008) recomenda a fabricação de um redutor devido à possibilidade de redução do peso desse componente, assim como a possibilidade de obter a relação de redução (r) ótima para o projeto. A potência na hélice foi calculada como o produto da potência de saída do motor (𝑃𝑚𝑜𝑡 ) e o rendimento do redutor, como visto na equação 100.

𝑃𝑝𝑙𝑟 = 𝜂𝑔𝑟𝑏 ∙ 𝑃𝑚𝑜𝑡

(100)

O desenho 32 possui a representação do conjunto motor, redutor e hélice, assim como alguns parâmetros dos componentes desse sistema.

139 Desenho 32 – Sequencia da transmissão de torque do motor elétrico até a hélice

Fonte: NOTH, 2008, adaptado pelo autor

Através do equacionamento de transmissão de potência expresso na equação 101, foram obtidos os equacionamentos da velocidade angular da hélice (𝑤𝑝𝑙𝑟 ) em função da velocidade angular do motor, assim como o torque no eixo da hélice (𝑀𝑝𝑙𝑟 ) em relação ao do motor, representados nas equações 102 e 103, respectivamente.

𝑀𝑝𝑙𝑟 ∙ 𝑤𝑝𝑙𝑟 = 𝜂𝑔𝑟𝑏 ∙ 𝑀𝑚𝑜𝑡 ∙ 𝑤𝑚𝑜𝑡

𝑤𝑝𝑙𝑟 =

𝑤𝑚𝑜𝑡 𝑟

𝑀𝑝𝑙𝑟 = 𝑟 ∙ 𝜂𝑔𝑟𝑏 ∙ 𝑀𝑚𝑜𝑡

(101)

(102)

(103)

As equações 102 e 103 foram substituídas na equação 99 e foram obtidas as equações 104 e 105. Segundo Noth (2008), 𝑘𝑢 = 𝑘𝑚 para motores DC, quando expressas no Sistema Internacional de unidades (SI).

140

𝑤𝑝𝑙𝑟 = −

𝑀𝑝𝑙𝑟 = −

𝑟𝑎 𝜂𝑔𝑟𝑏 ∙ 𝑟 2 ∙ 𝑘𝑚

2

∙ 𝑀𝑝𝑙𝑟 +

𝑈 − 𝑟𝑎 ∙ 𝑖0 𝑟 ∙ 𝑘𝑚

𝜂𝑔𝑟𝑏 ∙ 𝑟 2 ∙ 𝑘𝑚 2 𝑈 ∙ 𝑤𝑝𝑙𝑟 + 𝑟 ∙ 𝜂𝑔𝑟𝑏 ∙ 𝑘𝑚 ∙ ( − 𝑖0 ) 𝑟𝑎 𝑟𝑎

(104)

(105)

5.3.5.3 Metodologia para obtenção da melhor combinação entre motor, redutor e hélice

A combinação dos componentes motor, redutor e hélice deve ser tal que possua o maior rendimento global a fim de poder obter o conjunto mais eficiente para a aeronave. Portanto foi desenvolvido nesse trabalho um método de iteração, cuja execução ocorre utilizando o software MATLAB®, ao analisar 30 motores submetidos a diferentes voltagens, acoplados a redutores com diferentes relações de transmissão, permitindo que a hélice trabalhe a diferentes rotações, e resultando em diversos rendimentos globais para cada combinação. Além da maior eficiência, a determinação do motor elétrico, e de seus parâmetros, deve ser tal que seja uma unidade leve, com torque e rotação nominal suficiente para a aeronave realizar sua missão, assim como conseguir manter uma temperatura de utilização baixa, ou seja, não deve superaquecer devido à sua potência máxima (𝑃𝑚𝑜𝑡𝑚𝑎𝑥 ), ou o seu torque máximo (𝑀𝑚𝑜𝑡𝑚𝑎𝑥 ) serem excedidos. O fabricante de motor elétrico escolhido foi o Maxon Motor. Foram selecionados 30 motores cujas potências máximas variam de 0,2W até 480W. Os parâmetros de cada motor foram expostos na tabela 10.

141 Tabela 10 – Motores da Maxon Motor selecionados para análise

Fonte: MAXON MOTOR, 2016

5.3.5.3.1 Determinação da faixa de rotação da hélice

O primeiro parâmetro analisado foi a faixa de rotação que a hélice pode trabalhar, de modo que possa fornecer o empuxo necessário para a aeronave operar em voo reto e nivelado. Portanto existe um empuxo mínimo (𝑇𝑚𝑖𝑛 ) que deve igualar, a uma determinada velocidade, o arrasto da aeronave nessa condição de voo. Esta situação fornece, por sua vez, a rotação mínima da hélice (𝑛𝑝𝑙𝑟𝑚𝑖𝑛 ). Rotações maiores resultam também em maiores empuxos para uma mesma velocidade, conforme gráfico 27, também satisfazendo as necessidades mínimas de voo da aeronave. A maior rotação analisada que fornece empuxo que sobrepõe 𝑇𝑚𝑖𝑛 foi definida como a rotação máxima da hélice (𝑛𝑝𝑙𝑟𝑚𝑎𝑥 ). Assim como a velocidade de cruzeiro,

142

o arrasto do voo reto e nivelado também foi baseado na aeronave Sky-Sailor, nas mesmas condições de voo. Foi, portanto, definido 𝑇𝑚𝑖𝑛 e exposto na equação 106.

𝑇𝑚𝑖𝑛 = 2,0 𝑁

(106)

Com a velocidade de cruzeiro e empuxo mínimo estabelecidos, foi obtido a rotação mínima igual à 900 rpm e máxima 3.000 rpm.

5.3.5.3.2 Determinação das potências e rendimentos da hélice

Ao estabelecer a faixa de rotação da hélice, foi possível também obter as respectivas potências absorvidas pelo fluido e o rendimento da hélice para cada rotação. Para tanto é mantida a velocidade de cruzeiro estabelecida e utilizado as curvas dos gráficos 28 para obtenção da potência absorvida pelo fluido, e gráfico 29 para obtenção do rendimento da hélice para cada rotação.

5.3.5.3.3 Relação de transmissão do redutor e sua eficiência energética

Ao analisar a transmissão energética de forma regressiva, o componente antes do eixo da hélice é o redutor. Segundo Stipkovic Filho (1973), para engrenagens de dentes retos e dentes inclinados (helicoidal), a relação de transmissão máxima não deve exceder 1:8. Foi estabelecido a relação de transmissão máxima por par engrenado de 1:6 nesse trabalho, de modo que r varia de 1 a 6 ao utilizar um par de engrenagens, e a partir desse valor até a relação de transmissão de 36, o redutor possui dois pares de engrenagens. Para cada iteração das possíveis combinações ocorre o incremento nessa relação em 0,1, o que permite a análise de 351 relações de transmissão para o sistema. O uso de redutores com mais de 2 pares de engrenagens não é estudado pois além da perda excessiva de rendimento no redutor, também ocorre o aumento considerável de peso desse componente. Para o cálculo do rendimento do redutor foi utilizada

143

a equação 107, sendo 𝜂𝑒𝑛𝑔 o rendimento do par de engrenagens, 𝜂𝑚𝑎𝑛 o rendimento do par de mancais e 𝑁𝑒𝑛𝑔 o número de pares de engrenagens do redutor. Também segundo Stipkovic Filho (1973), cada par de engrenagens de dentes reto ou helicoidal possui o rendimento variando de 0,95 a 0,99. Foi adotado o rendimento do par de engrenagens em 0,97 e cada par de mancais o rendimento de 0,98.

𝜂𝑔𝑟𝑏 = (𝜂𝑒𝑛𝑔 )

𝑁𝑒𝑛𝑔

∙ (𝜂𝑚𝑎𝑛 )𝑁𝑒𝑛𝑔 +1

(107)

5.3.5.3.4 Cálculo dos parâmetros do motor

Para cada um dos motores, submetidos a uma rotação e relação de transmissão, foram calculados os seus parâmetros de funcionamento de forma iterativa. A potência no eixo de saída do motor pôde ser obtida ao dividir a potência no eixo da hélice pelo rendimento do redutor, conforme a equação 100. A potência do eixo da hélice, por sua vez, pôde ser obtida ao dividir a potência absorvida pelo fluido pelo rendimento da hélice, o que resultou na equação 108.

𝑃𝑚𝑜𝑡 =

𝑃𝑙𝑒𝑣 𝜂𝑔𝑟𝑏 ∙ 𝜂𝑝𝑙𝑟

(108)

Substituindo a equação 101 na equação 105, foi cancelado o rendimento do redutor e obtido a equação 109.

𝑃𝑚𝑜𝑡

𝑟 2 ∙ 𝑘𝑚 2 ∙ 𝑤𝑝𝑙𝑟 2 𝑈 =− + 𝑟 ∙ 𝑤𝑝𝑙𝑟 ∙ 𝑘𝑚 ∙ ( − 𝑖0 ) 𝑟𝑎 𝑟𝑎

(109)

144

O próximo parâmetro do motor calculado foi a voltagem que o mesmo é submetido, calculado ao isolar a tensão no equacionamento 109, conforme exposto na equação 110.

𝑟 2 ∙ 𝑘𝑚 2 ∙ 𝑤𝑝𝑙𝑟 2 1 𝑈 = {[(𝑃𝑚𝑜𝑡 + )∙( )] + 𝑖0 } ∙ 𝑟𝑎 𝑟𝑎 𝑟 ∙ 𝑤𝑝𝑙𝑟 ∙ 𝑘𝑚

(110)

Também foi calculado a rotação de saído no motor ao multiplicar a rotação do eixo da hélice pela relação de transmissão do redutor, através da equação 102. Dessa forma foi possível obter o torque do motor ao dividir a potência de saída do motor por sua rotação de saída, conforme equação 111.

𝑀𝑚𝑜𝑡 =

𝑃𝑚𝑜𝑡 𝑤𝑚𝑜𝑡

(111)

A corrente elétrica total consumida pelo motor (I) pôde ser calculada conforme a equação 112.

𝐼 = 𝑖0 +

𝑀𝑚𝑜𝑡 𝑘𝑚

(112)

Foi calculado a potência de entrada no motor (𝑃𝑚𝑜𝑡𝑖𝑛𝑝𝑢𝑡 ), através da equação 113.

𝑃𝑚𝑜𝑡𝑖𝑛𝑝𝑢𝑡 = 𝑈 ∙ 𝐼

(113)

Finalmente foram calculados o rendimento do motor para a voltagem calculada e o respectivo torque que o motor é submetido, conforme equação 114.

145

𝜂𝑚𝑜𝑡 =

𝑃𝑚𝑜𝑡 𝑃𝑚𝑜𝑡𝑖𝑛𝑝𝑢𝑡

(114)

5.3.5.3.5 Cálculo do rendimento global e armazenamento de seu melhor resultado

Foi realizado o cálculo do rendimento global entre motor, redutor e hélice, realizado conforme equação 115.

𝜂𝑔𝑙𝑜𝑏𝑎𝑙 = 𝜂𝑚𝑜𝑡 ∙ 𝜂𝑔𝑟𝑏 ∙ 𝜂𝑝𝑙𝑟

(115)

A metodologia de escolha da combinação ótima funciona de modo que foi iterado para cada motor e cada rotação, dentro da faixa estabelecida, suas possíveis combinações com as relações de transmissão, e o resultado desse método iterativo foi o cálculo dos parâmetros desse conjunto para cada componente. Caso o rendimento global exceda o valor da simulação anterior, o programa salva os dados de parâmetros como os ótimos. Esse método realizou a análise de todas as possíveis combinações, de modo que caso uma iteração futura possua rendimento global superior, automaticamente os dados de seus parâmetros foram sobrepostos pelo anterior. Esse método iterativo ocorreu até que o último motor foi simulado na rotação máxima da hélice, com a máxima relação de transmissão dentre as possíveis.

5.3.5.3.6 Diagrama de blocos da metodologia do sistema motopropulsor

O fluxograma 1 possui a representação da metodologia desenvolvida nesse trabalho para obtenção da combinação ótima dos parâmetros dos componentes motor, redutor e hélice.

146 Fluxograma 1 – Metodologia para seleção da combinação ótima entre motor, redutor e hélice

Fonte: Elaborado pelo autor

147

O fluxograma 1 sintetiza as etapas que estão sendo iteradas de modo a facilitar o entendimento da metodologia proposta para seleção da combinação ótima, e seus parâmetros de uso, para motor, redutor e hélice. O script da metodologia no software MATLAB® está disponível nos anexos de 1 a 5.

5.3.5.3.7 Resultados da escolha da combinação ótima entre motor, redutor e hélice

Após programação e execução no software MATLAB®, foi verificado que somente a partir do motor de número 13 foi possível obter alguma combinação que atendesse as necessidades da aeronave de modo a não ultrapassar suas especificações divulgadas pelo fabricante. Os resultados das simulações forneceram a voltagem ótima que o motor deve estar submetido (𝑈ó𝑡𝑖𝑚𝑜 ), a relação de transmissão ótima para o redutor acoplado (𝑟ó𝑡𝑖𝑚𝑜 ), a rotação ótima que a hélice (𝑛𝑝𝑙𝑟ó𝑡𝑖𝑚𝑜 ), o rendimento do motor e da hélice nessas condições, o rendimento global e a potência de entrada no motor nessas condições. O resultado foi exemplificado na tabela 11.

148 Tabela 11 – Tabela com os parâmetros para combinação ótima entre motor, redutor e hélice

Fonte: Elaborado pelo autor

Foi observado no resultado que alguns motores possuem como combinação ótima o uso de redutores com a máxima relação de transmissão, e outros não. A fim de poder entender esse comportamento, foi desenvolvido o gráfico da variação do rendimento global para cada mudança na relação de transmissão utilizada para cada motor, conforme gráfico 30. Este mostra que para alguns motores, conforme é aumentado a relação de transmissão, é possível obter um rendimento global maior. Outros motores, de modo distinto, possuem uma relação de transmissão que resulta em rendimento global máximo antes que ocorra uma contínua perda de rendimento com o aumento da relação de transmissão.

149 Gráfico 30 Variação do rendimento global com mudança de relação de transmissão

Fonte: Elaborado pelo autor

O critério de seleção para a combinação ótima de motor, redutor e hélice foi estabelecido como o conjunto que possuir melhor rendimento global. O motor 28 foi, portanto, o escolhido para o projeto, exposto no desenho 33. O seu rendimento global é de aproximadamente 66,77%, sendo um rendimento bastante alto levando em consideração que o redutor ótimo para esse motor utiliza dois pares engrenados. Noth (2008) conseguiu em seu trabalho um rendimento global de aproximadamente 70,08%, sendo que adotou para o redutor o rendimento de 0,97. Caso fosse utilizado o critério de rendimento de redutor desse trabalho, o rendimento global do conjunto motor, redutor e hélice cairia para 67,32%, menor que o rendimento obtido nesse trabalho.

150 Desenho 33 – Motor Maxon número 405795 selecionado para o VANT solar

Fonte: MAXON MOTOR, 2016

5.3.5.4 Controlador eletrônico

Segundo Maxon Motor (2016), o controlador correto para o motor selecionado é o ESCON Module 50/4 EC-S, representado na fotografia 14, cujo número de série do fabricante é 446925. Segundo as especificações do fabricante, este controlador eletrônico pesa 11 gramas e possui rendimento de 97%.

Fotografia 14 – Controlador eletrônica da Maxon Motor, número de série 446925

Fonte: MAXON MOTOR, 2016

151

5.3.5.5 Relação entre massa e potência do grupo propulsor

A fim de poder calcular a relação entre massa e potência do grupo propulsor, foi necessário definir a massa de seus componentes. O redutor foi estimado como a mesma massa do fabricado por Noth (2008). A massa da hélice não é informada por Oettershagen, et al. (2015), porém foi obtido por Amazon (2016) o peso de uma hélice de fibra de carbono com o mesmo diâmetro, porém passo diferente. O passo depende principalmente da geometria da hélice, como ângulo de ataque. Como o diâmetro da hélice o principal fator para composição do peso da mesma, é plausível seu uso estimar a massa da hélice desse trabalho. A tabela 12 fornece a síntese das massas do sistema propulsor, assim como a relação entre massa e potência do grupo propulsor.

Tabela 12 – Relação de massa no sistema propulsor

Fonte: Elaborado pelo autor

Foi, portanto, calculado a relação entre massa e potência do grupo propulsor, conforme equação 116.

𝑘𝑝𝑟𝑜𝑝 =

0,3167 ≅ 0,007 [𝑘𝑔⁄𝑊 ] 43,16

(116)

152

5.3.6 Massa estrutural da aeronave

Os parâmetros relacionados com a massa estrutural da aeronave foram adotados seguindo a curva proposta por Noth (2008) ao realizar a análise dos 5% dos planadores mais eficientes, conforme descrito na seção 4.3.2. A tabela 13 exemplifica os parâmetros relacionados com a massa estrutural da aeronave.

Tabela 13 – Parâmetros referente à massa estrutural da aeronave

Fonte: NOTH, 2008, adaptado pelo autor

5.3.7 Massa do grupo do sistema de aviônicos

O grupo do sistema aviônicos é composto pelos servos motores, o cabeamento e sistemas eletrônicos como receptor de rádio controle, antena do rádio controle, BEC, chave liga/desliga, GPS, sensores e sistemas de medição inercial (do inglês, Inertial Measurement Unit, IMU). Muitos desses componentes, como por exemplo os servos motores, dependem do dimensionamento de esforços que os mesmos estarão sujeitos. Porém somente é possível ocorrer a seleção durante a etapa de projeto da aeronave, quando os cálculos de estruturas, estabilidade e controle, aerodinâmica, desempenho de voo da aeronave estiverem fornecerem dados para o dimensionamento do sistema eletrônico da aeronave. Como a etapa desse trabalho é o design conceitual, o sistema de aviônicos foi baseado em sistemas já testados em aeronaves similares, de modo que dificilmente na etapa de projeto da aeronave os resultados serão muito divergentes, tornando o design conceitual do VANT solar ainda mais assertivo. O desenho 34 é exposto de modo a ilustrar melhor alguns dos componentes desse sistema embarcados em um VANT solar.

153 Desenho 34 – Alguns componentes do sistema de aviônicos do VANT solar AtlantikSolar

Fonte: OETTERSHAGEN, et al., 2015, adaptado pelo autor

A aeronave em que será baseada os valores de massa e consumo energético do sistema de aviônicos é a Sky-Sailor. Foi adotado o BEC modelo LM2576-12 da National Semiconductor (2004), cuja eficiência é de 88%. A tabela 14 exemplifica as massas e consumo energético dos componentes desse sistema.

Tabela 14 – Massa e potência dos componentes do sistema de aviônicos da aeronave Sky-Sailor

Fonte: NOTH, 2008

154

5.3.8 Síntese dos parâmetros relacionados com a tecnologia

Os parâmetros relacionados à tecnologia para aplicação da metodologia do design conceitual de VANT movido a energia solar capaz de realizar voo contínuo foram, portanto, estabelecidos e expostos na tabela 15. Os coeficientes aerodinâmicos preliminares não estão expostos na tabela devido ao fato de que são uma função da razão de aspecto da aeronave, e para que sejam estabelecidos é necessário realizar a iteração ao aplicar a metodologia. Os parâmetros para seus cálculos, porém estão presentes na tabela 15.

Tabela 15 – Parâmetros relacionados com a tecnologia

Fonte: Elaborado pelo autor

155

5.4 APLICAÇÃO DA METODOLOGIA DO DESIGN CONCEITUAL

Como dito na seção 5.2.4., a metodologia aplicada no software MATLAB® pode convergir em resultados, caso os parâmetros de entrada permitam uma configuração de aeronave que realize voo contínuo, ou não, significando que os parâmetros de entrada devem ser alterados. Os parâmetros relacionados à tecnologia, mesmo que revistos, dificilmente vão fornecer valores muito diferentes, porque existe a limitação da tecnologia acessível ao projeto do VANT solar. Os parâmetros relacionados à missão da aeronave, por outro lado, podem ser reajustados, sendo as alterações diretamente relacionadas com a mudança na missão da aeronave. Os parâmetros relacionados à altitude de operação são fixos, a fim de possibilitar a aeronave o voo sobre qualquer solo do território brasileiro. Os parâmetros que dependem da localidade e da época do ano (parâmetros de incidência de radiação solar máxima e a duração do dia) são adotados como variáveis. Essa abordagem permite que ocorra o estudo das possíveis configurações do VANT solar, e em quais e regiões do Brasil e época do ano o mesmo pode operar. É importante ressaltar que os parâmetros podem ser alterados ao longo da execução do projeto do VANT, pois como apresentado na metodologia de Barros (2001), o design conceitual é apenas uma etapa na execução do desenvolvimento de uma aeronave. Porém toda mudança posterior de parâmetro deve ser tal que não prejudique o design conceitual da aeronave, e desenvolva uma aeronave com características mais eficientes para sua missão.

5.4.1 Estudo da região mais crítica para voo contínuo

Foi escolhida para primeira análise da aplicação da metodologia no software Radiasol 2®, as características de incidência solar para o município de Santa Vitória do Palmar (RS), que possui a latitude -33,5º e longitude 53,4º oeste, no mês de junho. Este município não possui precisamente a maior latitude do país, sendo a cidade Chuí a mais meridional. Possui a fim de dimensionamento, entretanto, praticamente a mesma latitude pois são municípios vizinhos, o que não compromete a obtenção das características de irradiância solar. É preciso observar sua importância em termos de preservação ambiental a aplicabilidade

156

do VANT nessa região, tornando apta a missão da aeronave nesse município. No extremo sul do Brasil existe a Estação Ecológica do Taim, e ainda 220 quilômetros de praia com estudo para se tornar o Parque Nacional Marinho de Albardão (BRAGANÇA, 2016). Pereira et al. (2013) apresenta o impacto ambiental em municípios da fronteira sul do Brasil, na região da Barra do Chuí, afetados por grande quantidade de lixo promovido pelo comércio na fronteira entre Brasil e Uruguai. Existe, portanto, grande potencial de aplicação da missão de monitoramento ambiental por um VANT solar na região e é valido a obtenção do parâmetro de irradiância global máxima para esse município. O gráfico 31 apresenta a irradiação média anual para esse município, obtido a partir de simulação no software Radiasol 2®.

Gráfico 31 – Irradiação média anual para o município de Santa Vitória do Palmar (RS), utilizando o software Radiasol 2® desenvolvido pela UFRGS

Fonte: Elaborado pelo autor

O gráfico 31 está de acordo com o desenho 29 de Barbosa (2014), pois o mês de junho possui menores valores de irradiação média, e o mês de dezembro os maiores valores. É apresentado no gráfico 32 a irradiância global média para o mês de junho, mês mais crítico para operação do VANT solar.

157 Gráfico 32 – Irradiância global média em junho no município de Santa Vitória do Palmar (RS), utilizando o software Radiasol 2® desenvolvido pela UFRGS

Fonte: Elaborado pelo autor

A irradiância global máxima é igual a 393 𝑊 ⁄𝑚2, obtida no horário das 11 horas. A duração do dia também foi obtida sendo igual a 10 horas diárias, para essas condições de época do ano e localidade.

5.4.2 Fator de margem de irradiância

O fator de margem de irradiância foi adotado por Noth (2008) como 0,7. Isso significa que em 70% do dia a aeronave recebe a radiação máxima calculada. A aeronave SkySailor, porém, foi projetada para operar na cidade de Lausanne, na Suíça. O design conceitual desse trabalho estuda o projeto de operação do VANT em uma região muito mais vasta. Devido às dimensões de quase um continente do território brasileiro, existem efeitos climáticos muitos divergentes entre as localidades. Para o design conceitual do VANT solar esse fator foi mantido como 100%, significando que não é levado em consideração o efeito de nuvens. Como toda aeronave projetada tem de passar por diversas etapas de testes para certificação, esse período é

158

a oportunidade para estudar os efeitos climáticos em um VANT solar em território brasileiro, como por exemplo se existe uma relação direta do percentual de exposição solar direta nas asas da aeronave e a sua energia armazenada. Caso a aeronave demonstre que não possui capacidade energética o suficiente para manter voo contínuo nos testes devido a adversidades climáticas, a mesma pode ser recolhida para recomeçar a missão em outra janela climática. Em um projeto completo, essas aquisições de dados permitem certificar uma aeronave mais confiável e segura.

5.4.3 Resultados da primeira aplicação da metodologia

Foi executada a metodologia utilizando o software MATLAB®, em que foram realizadas combinações para análise de convergência de resultados para as seguintes razões de aspecto: 8, 9, 10 ,11, 12, 13, 14, 16, 18 e 20. O software também varia a envergadura da asa de 1 centímetro até 10 metros, com incremento de 1 centímetro por iteração. Foi adotado nesse trabalho que ocorre a convergência de resultados somente quando há resultados para todas as razões de aspecto analisadas. Com os parâmetros estudados não houve convergência de resultados nas simulações para o município de Santa Vitória do Palmar (RS). Isso significa que existem fatores limitantes da aeronave que não permitem que a mesma realize voo contínuo nesta região no mês escolhido, ou seja, os balanços de massa e energia da aeronave não ocorrem para nenhum valor de b e AR. Os parâmetros limitantes podem ser muitos, como a baixa eficiência dos painéis solares, baixa densidade energética das baterias, irradiância máxima da região insuficiente, entre outros. Todos os fatores relacionados à tecnologia não podem ser alterados pois estão sujeitos aos avanços científicos nos respectivos campos tecnológicos. Foi possível, contudo, alterar o lugar de atuação da aeronave para o município com latitude próxima ao anterior, obtendo novas curvas de radiação máxima o que permitiu nova análise de convergência de resultados ao aplicar novamente a metodologia. Em caso de não convergência de resultado, o processo foi repetido até obter a região em que é possível realizar voo contínuo, que é a zona de atuação do VANT solar no território brasileiro, ou seja, os lugares que possuem radiação o suficiente para que o mesmo opere de forma intermitente. Leutenegger (2014) afirma que a performance de uma aeronave solar remete a dois resultados possíveis: a aeronave é capaz de voar teoricamente eternamente, ou não (desconsiderando mudanças climáticas e na duração

159

do dia). O gráfico 33 ilustra esses casos, assim como a influência direta da energia solar disponível, energia elétrica total requerida e capacidade da bateria (𝐸𝑏𝑎𝑡 ).

Gráfico 33 – Influência da energia solar, energia requerida e capacidade da bateria. Onde: (a) voo contínuo não é possível, é calculado a autonomia máxima, (b) Voo contínuo é possível, o e o tempo extra de voo é calculado

Fonte: LEUTENEGGER, 2014

A explicação para o voo contínuo é que caso a energia gerada pelas células fotovoltaicas seja o suficiente para recarregar as baterias ao longo do dia, e que estas possuam densidade o suficiente de manter a aeronave em voo até a manhã seguinte, quando recomeça o ciclo, a aeronave pode voar de forma intermitente. Caso contrário, possuirá um tempo extra de voo quando, ao seu término, suas baterias esgotam (LEUTENEGGER, 2014). A eficiência é, portanto, crucial no design de um VANT solar.

160

5.4.4 Região brasileira que VANT solar pode realizar voo contínuo anualmente

Mantidos todos os demais parâmetros, exceto a irradiância máxima e a duração de irradiância no dia, são analisadas diversas cidades de modo a verificar a partir de qual latitude ocorre a convergência de resultado. Como o software Radiasol 2® utiliza banco de dados de origens diversas, existem divergências nas medições de irradiância global para municípios de latitudes próximas. Não foi possível, portanto, determinar uma linha clara delimitando o território que o VANT solar pode operar ao longo do ano, e a solução foi a determinação da Zona de Cautela para Voo Contínuo Anual (ZCVCA). Os resultados das simulações para diversos municípios são expostos na tabela 16. A análise da tabela 16 permite concluir que a partir da latitude aproximada do município de Campo Mourão (PR), ocorre boa convergência de resultados para diferentes razões de aspecto e envergadura de asa do VANT solar. A ZCVCA foi representada em amarelo na tabela 16 e também no desenho 35, adotada como 1º a mais na latitude do primeiro município que obteve convergência de resultados. Portanto a região de latitudes entre -24,0º e -25,0º é a definida como essa zona. Somente testes realizados em etapas posteriores que é possível delimitar com precisão a região a partir da qual a aeronave pode realizar voo intermitente ao longo do ano. As latitudes inferiores a -24,0º é a região do Brasil que há convergência de resultado, ou seja, onde ocorre voo contínuo do VANT movido a energia solar em estudo em qualquer dia do ano. Para latitudes superiores de -25,0º, representado em vermelho na tabela 16 e também no desenho 35, não é possível realizar voo contínuo ao longo do ano. A região em vermelho foi analisada para determinadas épocas do ano, e o resultado foi que de agosto a abril a aeronave pode realizar voo contínuo nessa região, portanto em qualquer lugar do território brasileiro, pois houve convergência de resultado para a cidade mais meridional dentre as analisadas, Santa Vitória do Palmar (RS).

161 Tabela 16 – Aplicação da metodologia para cidades brasileiras de latitudes altas

Fonte: Elaborado pelo autor

162 Desenho 35 – Mapa da região de voo contínuo em todo o ano do VANT solar

Fonte: Elaborado pelo autor

5.4.5 Determinação das dimensões do VANT movido a energia solar

Quando ocorre convergência de resultado para VANT solar capaz de realizar voo contínuo, a iteração fornece para cada envergadura e razão de aspecto a respectiva força de arrasto em voo de cruzeiro, velocidade de cruzeiro, potência da hélice, área em planta da asa, porcentagem de célula fotovoltaica na área da asa, massa total e distribuição de massa por componentes na aeronave, representadas pelos gráficos 34, 35, 36, 37, 38, 39 e 40, respectivamente. Com esses resultados foi possível observar quais dimensões que o balanço de

163

massa e energia são respeitados, levando em consideração todos parâmetros estudados, tendo como referência o município de Campo Mourão (PR). Foi possível observar pelo gráfico 34 que para maiores razões de aspecto e baixas envergaduras, as forças de arrasto são menores e, como consequência, ocorre menor exigência energética para manter voo reto e nivelado. Portanto a razão de aspecto escolhida para o projeto é de 18.

Gráfico 34 – Força de arrasto em voo de cruzeiro em relação a envergadura da asa para diferentes razões de aspecto

Fonte: Elaborado pelo autor

É vantajoso para a aeronave possuir a menor velocidade de cruzeiro possível, devido à baixa exigência energética ao grupo motopropulsor. Ao analisar as possíveis velocidades de cruzeiro no gráfico 35 para a razão de aspecto escolhida, foi adotado valor do ponto de mínimo de sua variação, obtendo a velocidade de cruzeiro de 10,1 m/s e envergadura da asa de 3,44 metros. Com esses valores foi possível obter no gráfico 34 a força de arrasto para voo de cruzeiro, que é de apenas 0,733 N.

164 Gráfico 35 – Variação da velocidade de cruzeiro em relação a envergadura da asa para diferentes razões de aspecto

Fonte: Elaborado pelo autor

Foi obtido no o gráfico 36 a potência que a hélice fornece ao fluido para b e AR escolhidos, e seu valor é de aproximadamente 7,4 W.

Gráfico 36 – Potência da hélice em relação a envergadura da asa para diferentes razões de aspecto

Fonte: Elaborado pelo autor

Foi necessário verificar se o motor escolhido consegue operar para a velocidade de cruzeiro de 10,1 m/s, assim como fornecer o empuxo necessário para voo. Portanto a metodologia desenvolvida na seção 5.3.5.3.6., da combinação ótima dos componentes do grupo

165

motopropulsor, foi novamente utilizada com a nova demanda energética. Foi confirmado em seu resultado que o motor selecionado é indicado para uso no VANT solar. A tabela 17 possui o resultado da aplicação desse método, fornecendo os parâmetros ótimos e respectivos rendimentos dos componentes do grupo motopropulsor.

Tabela 17 – Configuração ótima entre motor, redutor e hélice para o motor 28 supondo voo de 10,1 m/s e força de arrasto de 0,733 N

Fonte: Elaborado pelo autor

Foi obtido no gráfico 37 a variação da área em planta da asa em função da envergadura para diferentes razões de aspecto.

Gráfico 37 – Área em planta da asa em relação a sua envergadura para diferentes razões de aspecto

Fonte: Elaborado pelo autor

Para a razão de aspecto e envergadura selecionados, foi obtido a área em planta da asa de 0,6574 m². No gráfico 38 foi analisado a variação da porcentagem de célula fotovoltaica na asa em relação a envergadura da aeronave, também para diferentes razões de

166

aspecto. Quanto menor for a porcentagem, para menores envergaduras e razões de aspecto, menos células fotovoltaicas a aeronave deve possuir. Como esse item é de considerável valor agregado, é vantajoso para o projeto possuir baixa porcentagem dessa relação. Para os valores de b e AR determinados, foi obtido que 85,39% da asa da aeronave será coberta por células fotovoltaicas. O valor mínimo para AR de 18 é de 83,23%, próximo do valor determinado, o que demonstra que a escolha de envergadura para a razão de aspecto foi assertiva. Foi possível também calcular a potência gerada pelos painéis solares, ao multiplicar o parâmetro 𝑃𝐴 da célula fotovoltaica escolhida pela área total que irá preencher na asa, e seu valor é de aproximadamente 120,0 W.

Gráfico 38 – Variação da porcentagem de célula fotovoltaica na asa em relação à variação da envergadura para diferentes razões de aspecto

Fonte: Elaborado pelo autor

Foi analisado a variação da massa total do VANT solar para diferentes envergaduras e razões de aspecto, conforme gráfico 39.

167 Gráfico 39 – Massa total do VANT solar em relação a envergadura da asa para diferentes razões de aspecto

Fonte: Elaborado pelo autor

Foi obtido a massa total de aproximadamente 2,536 kg. Essa projeção demonstra que o VANT solar deve ser muito leve, pois essa massa é para uma aeronave com 3,44 metros de envergadura, o que demonstra a necessidade de utilizar materiais e técnicas construtivas que resultem na redução máxima de peso para esse tipo de aeronave. O gráfico 40 também foi obtido no software MATLAB® ao relacionar os parâmetros de massa com a projeção da massa estrutural, e indica a projeção da distribuição de massa da aeronave.

168 Gráfico 40 – Distribuição de massa dentre os componentes da aeronave para diferentes envergaduras de asa

Fonte: Elaborado pelo autor

Através do gráfico 40 foi possível observar que a massa estrutural cresce de forma expressiva conforme aumenta a envergadura da aeronave, o que pode também resultar em seu maior custo de fabricação. A envergadura selecionada de 3,44 metros representa um incremento baixo em relação à menor massa no gráfico 40, indicando que a aeronave em estudo possui custo de fabricação próximo do mínimo dentre todas as convergências de resultados. É importante ressaltar que foram simulados para envergaduras de 0,1 a 10 metros de comprimento e somente foi possível obter resultados de VANTs solares capazes de realizar voo contínuo para envergaduras de a partir 2,5 metros e até 5,35 metros. Noth (2008) explica que para envergaduras muito pequenas, não há capacidade de geração de energia o suficiente para manter suprir o balanço energético. E para envergaduras muito grandes, possuindo mais massa, a mesma se torna muito pesada para também equilibrar o balanço de massa.

169

5.4.6 Resultado do Design Conceitual de VANT solar

Com os valores da razão de aspecto, envergadura da asa, velocidade de cruzeiro, combinação ótima entre motor, redutor e hélice, área em planta da asa, porcentagem de painéis solares na asa, massa total da aeronave e sua respectiva distribuição, foi necessário calcular a corda da raiz da asa, a fim de poder realizar o primeiro desenho da aeronave, concluindo o design conceitual do VANT solar. Como a asa é retangular, sua área em planta é o produto entre a envergadura e a corda do perfil. Portanto para o cálculo deste, basta dividir a área em planta da asa pela respectiva envergadura, conforme equação 117 e calculado na equação 118.

𝑆 𝑏

(117)

0,6574 ≅ 0,1911 [𝑚] 3,44

(118)

cr =

cr =

A corda de raiz não resultou em valores extremamente baixos, sendo factível a construção desse perfil. Caso contrário seria necessário reduzir a razão de aspecto, ou a envergadura da asa, de modo a possibilitar a sua fabricação. Com as dimensões básicas da asa estabelecidas, foi realizado uma representação ilustrativa do VANT solar estudado nesse trabalho, resultado do design conceitual, conforme desenho 36.

170 Desenho 36 – Representação do VANT solar estudado realizando coleta de dados para agricultura de precisão em lavoura de cana-de-açúcar

Fonte: Elaborado pelo autor

O desenho 37 possui representação esquemática da aeronave realizando aquisição de dados para lavoura de cana-de-açúcar para agricultura de precisão. Por possuir maior autonomia, a aeronave é capaz de obter mais dados em uma única missão em relação às aeronaves convencionais. Essa característica permite que plantações de grandes dimensões sejam monitoradas com mais eficiência, reduzindo a logística necessária para a realização de vários voos em VANTs convencionais.

171 Desenho 37 – VANT solar em estudo realizando aquisição de dados para agricultura de precisão em plantação de cana-de-açúcar

Fonte: Elaborado pelo autor

O design conceitual do VANT solar em estudo nesse trabalho foi, portanto, concluído, em que os principais parâmetros da aeronave foram estabelecidos, de modo que a mesma seja capaz de realizar voo contínuo. É importante ressaltar que esse não é o projeto da aeronave, portanto as dimensões dos componentes como fuselagem, superfícies de controle, trem de pouso, entre outros, deverão ser analisadas em etapas futuras do projeto de aeronave. Essa sequência, conforme indicada por Barros (2001), indica que o design conceitual desse trabalho possibilita a continuidade para projeto, fabricação, testes e possível homologação da aeronave, seguindo a espiral evolutiva de modo a otimizar a aeronave para execução de sua missão. A tabela 18 possui a síntese dos resultados do design conceitual do VANT movido a energia solar, com as principais características do mesmo.

172 Tabela 18 – Síntese dos resultados do design conceitual do VANT movido a energia solar

Fonte: Elaborado pelo autor

A tabela 19 possui a relação de alguns componentes selecionados para a aeronave no seu o design conceitual.

Tabela 19 - Seleção de componentes para design conceitual de VANT solar

Fonte: Elaborado pelo autor

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6 CONCLUSÕES

O trabalho abordou diversos aspectos relacionados a uma aeronave movida a solar, e obteve como resultado o design conceitual do VANT solar. Essa etapa do projeto de aeronave, constitui em uma das principais fases para sua concepção, em que são definidos importantes parâmetros para que possa realizar sua missão, e fornece o estudo necessário para a continuidade do projeto da aeronave, como fabricação, ensaios e certificação. Aeronaves movidas a energia solar possuem como principal característica a possibilidade de permanecer em voo por longos períodos de tempo, de modo que ao voar durante o dia, a energia gerada por suas células fotovoltaicas é armazenada em suas baterias e suprirá a demanda energética para o voo noturno. Com o início da irradiância solar ao amanhecer, a aeronave inicia novamente a geração própria de energia, o que constitui um ciclo de utilização de alta autonomia denominado voo contínuo. A metodologia utilizada aborda o design conceitual de VANT solar através da modelagem analítica dos balanços de massa e energia da aeronave, de modo que todos os parâmetros que os envolvem devem ser devidamente selecionados a fim de possibilitar o voo contínuo. Os parâmetros que constituem a modelagem analítica para os balanços de massa e energia do VANT foram estudados de formas individuais nesse trabalho, sempre recorrendo às literaturas técnicas e diversos fabricantes a fim de possibilitar o melhor entendimento e seleção. Dentre os parâmetros abordados, para seleção da combinação ótima entre motor elétrico de corrente contínua, redutor e hélice, componentes do grupo motopropulsor, foi desenvolvido um algoritmo a fim de possibilitar a escolha de conjunto com maior rendimento global, respeitando todas as possíveis limitações imposta pelos fabricantes. O estudo aerodinâmico da asa ocorreu por modelagem analítica da literatura técnica, também descrita de forma resumida nesse trabalho. Os parâmetros de coeficientes aerodinâmicos de sustentação e arrasto para asas finitas utilizados na metodologia do design conceitual da aeronave empregou critério mais exigente do que reportado em algumas literaturas técnicas, sendo também um diferencial do estudo apresentado, de modo que, inferese que a previsão das forças aerodinâmicas da asa nessa etapa preliminar do projeto de aeronave possibilita maior assertividade em caso de fabricação e continuidade do projeto do VANT solar.

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Nos parâmetros relacionados aos componentes a serem comprados, como baterias e células fotovoltaicas, foram utilizados critérios de maior eficiência e baixo peso, assim como menor valor financeiro agregado, e com isso espera-se obter custo comparativamente reduzido em caso de prosseguimento da análise para construção da mesma. Os resultados resumidos do design conceitual são de uma aeronave de asa retangular com 3,44 m de envergadura, com razão de aspecto de 18 e corda de perfil na asa de 19,11 cm. A previsão de massa total é de 2,536 kg, sendo que 85,4% da área em planta da asa com células fotovoltaicas, resultando na potência de 120 W. Sua altitude máxima de operação é de 3.100 metros acima do nível do mar, e velocidade de cruzeiro de 10,1 m/s. Para obtenção dos resultados indicados foi necessário a análise de uma série de parâmetros estudados nesse trabalho, a saber: massa da carga transportada e demanda energética de voo, altitude máxima de operação e as respectivas características do fluido nestas condições. Também foi necessária a adoção de um modelo de incidência solar, a seleção de perfil aerodinâmico da asa e respectivos modelos analíticos dos coeficientes aerodinâmicos da mesma, seleção da bateria e da célula fotovoltaica embarcada, MPPT, componentes do grupo motopropulsor e seus parâmetros ótimos de funcionamento, modelo para estimativa da massa estrutural da aeronave, massa do grupo do sistema de aviônicos e sua potência requerida. Como em qualquer projeto, os parâmetros analisados no design conceitual devem ser reavaliados nas etapas seguintes de desenvolvimento incluindo a fabricação, testes e homologação da aeronave, de modo que ocorra a evolução contínua para o máximo desempenho e segurança do VANT solar.

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7 RECOMENDAÇÕES PARA TRABALHOS FUTUROS

A recomendação para trabalhos futuros é da continuidade do projeto de aeronave, conforme proposto por Barros (2001), ao realizar o projeto, fabricação, testes e possível certificação da aeronave. O design conceitual desse trabalho fornece alguns dos principais parâmetros para que o VANT solar possa seguir as demais etapas, de modo que todos os parâmetros analisados serão reavaliados sob óticas do desenvolvimento específico de cada área da aeronave. A fim de possibilitar a correta análise dos parâmetros, é recomendado o uso de métodos não analíticos para verificação da combinação ótima dos componentes do grupo motopropulsor. Essa verificação pode ser realizada através de ensaios em que é verificado se a previsão de desempenho global para mudança na relação de transmissão é atendida, conforme o gráfico 30. A análise aerodinâmica da asa também deve ser feita através de outros métodos, a fim de poder validar a estimativa obtida de forma analítica nesse trabalho. É possível realizar avaliação dos parâmetros aerodinâmicos por simulação numérica computacional, assim como através de ensaios no túnel de vento do modelo da aeronave. Também é recomendado o desenvolvimento de sistemas embarcados para controle automático da aeronave em voo, de modo que seja desenvolvido e testado métodos próprios mais eficientes energeticamente, possibilitando a redução do consumo energético do sistema de aviônicos. Analisar os mapas meteorológicos de superfície do Brasil, que fornecem a análise dos elementos meteorológicos sobre o território nacional em uma determinada época. Neste mapa é importante analisar isotacas, que são linhas para análise da velocidade do vento, a fim de comparar com a região de voo do VANT solar em território nacional a fim de verificar quais regiões estão sujeitas às rajadas de ventos que podem comprometer a missão da aeronave.

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