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Desenvolvimento de um Veculo Areo No Tripulado

Aplicado Captura de Imagens

Tiago Barrence Crepaldi

Universidade Presbiteriana Mackenzie

Rua Itamb, 45 Prdio 6 - Higienpolis

01239-902 - So Paulo - Brasil

[email protected]

Leonardo Rodrigues da Silva




[email protected]

Marco Raposo Righi




[email protected]

Eduardo Sagae Ferreira Ramos




[email protected]

Marco Stipkovic Filho




[email protected]

Resumo

Criados inicialmente para fins militares, os Veculos Areos No Tripulados

(VANTs) vem ganhando cada vez mais espao na esfera civil. Por esta razo o objetivo deste trabalho projetar e construir um VANT capaz de atender aos requisitos de uma misso de captura e transmisso de imagens. Para tanto, seguiu-se uma metodologia de

desenvolvimento de aeronaves, que permitiu a determinao das principais caractersticas do prottipo. A metodologia foi explicada no decorrer do trabalho,

apresentando todos os passos necessrios at a sua concluso. A construo do prottipo se deu com o objetivo de validar todos os clculos e estimativas feitas durante a metodologia, para posteriormente possibilitar a execuo do teste de voo. O teste

permitiu avaliar os aspectos e caractersticas de voo da aeronave, utilizando para tanto um sistema eletrnico de captura e transmisso de imagens em tempo real.

Palavras-chave: Veculo Areo No Tripulado (VANT). Metodologia de Projeto. Captura de imagem.

Abstract

Created initially for military proposes, the Unmanned Aerial Vehicles (UAV) are conquering more and more space in the civil sphere. For this reason, the objective of

this work is to design and build an UAV capable of meeting the requirements of a mission to capture and transmit images. There was a development methodology aircraft,

which allowed the determination of the main features of the prototype. The methodology is explained in this work, presenting all the necessary steps to completion of the project. The construction of the prototype was make in order to validate all

calculations and estimates made during the methodology, to further facilitate the implementation of the flight test. The test allowed evaluating the aspects and flight

characteristics of the aircraft, using both an electronic system for capturing and transmitting images in real time.

Keywords: Unmanned Aerial Vehicle (UAV). Project Methodology. Image capture.

1 INTRODUO

VANT (Veculo Areo No Tripulado), traduo da sigla americana UAV (Unmanned Aerial Vehicle), o termo genrico utilizado desde meados de 1990, a fim

de descrever aeronaves que no necessitam de pilotos embarcados para serem guiadas, empregados nas mais diversas atividades, podendo-se citar como exemplo as reas de vigilncia ambiental, segurana, monitoramento e comunicao. Em virtude disso, o

presente documento tem o objetivo de descrever os passos dados na elaborao de um VANT aplicado a captura de imagens, seguindo para tanto uma metodologia para

desenvolvimento de aeronaves.

2 METODOLOGIA APLICADA AO PROJETO

A metodologia seguida, intitulado Desenvolvimento de Aeronaves Leves

Subsnicas, foi proposta por Barros (2001), que a fundamentou em outras j consagradas na indstria aeronutica, e agregou a mesma uma srie de inovaes e modificaes que a tornaram a mais indicada na elaborao de projetos de pequeno

porte, como o caso da aeronave proposta. Esta metodologia divide-se em quatro grupos principais (Requisitos e

Especificaes, Projeto Preliminar, Anteprojeto e Projeto Detalhado) e estes por sua vez, subdivide-se em diversas atividades (passos), que devem ser realizados de forma sequencial e sistemtica, a fim de se evitar o conflito de informaes ao longo do

projeto. Pelo fato desta metodologia tratar da elaborao de aeronaves tripuladas, torna-se

invivel a aplicao da mesma, de forma integral no desenvolvimento de um VANT, sendo necessria a adaptao de alguns de seus passos, a fim de mold-la de forma mais satisfatria e eficiente.

2.1 REQUISITOS E ESPECIFICAES

A primeira etapa de desenvolvimento do projeto tem o objetivo de definir uma

srie de informaes, que guiaram todas as decises tomadas ao longo do projeto. Nela

definiu-se a finalidade da aeronave, restringindo seu campo de atuao e funes, limitando a mesma : captura de imagens; operao em pistas de grama ou asfaltada;

perodo diurno e dias com condies climticas favorveis (boa iluminao natural, baixos ventos e rajadas). A seguir definiu-se a misso tpica da mesma, indicando suas fases de operao, tempos gastos e consumo mdio esperado, como pode ser observado

no Grfico 1 e na Tabela 1.

Grfico 1. Misso tpica

O Grfico 1 apresenta o perfil de misso desenvolvido para o prottipo, possuindo este, todas as etapas fundamentais de voo.

Tabela 1: Etapas da misso

Etapas Misso Tempo gasto

(min) Consumo esperado

(%)

1 Partida e taxiamento 0,12 0,9 2 Decolagem 0,15 1,1 3 Subida at a altitude de operao 2,00 14,9 4 Navegao 10,00 74,5 5 Descida normal 1,00 7,4 6 Pouso e trafego 0,15 1,1

Os ndices existentes no Grfico 1 correspondem as etapas de misso apresentadas na Tabela 1, onde possvel observar, que na Navegao (voo propriamente dito)

onde ocorre o maior consumo. Posteriormente estipulou-se o desempenho almejado, estabelecendo-se as metas

que deveriam ser alcanadas pelo projeto, sendo estas, hierarquizadas em ordem de

importncia, com o intuito de priorizar certas caractersticas. A Tabela 2 apresenta as metas definidas para o projeto desenvolvido.

Tabela 2: Desempenho almejado

Autonomia > 15 min Altitude mxima relativa > 300 m

Alcance mximo > 1,0 km Fator de carga limite +2,5; -1,0

Velocidade de estol < 40 km/h Distncia para pouso < 150 m

Velocidade de cruzeiro > 50 km/h Razo mxima de subida > 3,0 m/s

Distncia para decolagem < 100 m Velocidade nunca excedida < 110 km/h

A Tabela 2 mostra a importncia da autonomia, alcance mximo e baixas velocidades de operao para o projeto desenvolvido.

Em seguida, listaram-se as caractersticas mais gerais do projeto, com o intuito de

formar uma base de informaes que serviram de norteadores das decises tomadas. Desta lista, pode-se destacar: simplicidade construtiva; baixo tempo de construo;

baixo custo de produo; volume mnimo para transporte; praticidade de montagem e desmontagem; dentre outros.

Por fim escolheu-se a filosofia a ser seguida, denominada de soluo mnima,

indicando deste modo que todas as escolhas e decises ao longo do projeto visariam apenas os requisitos mnimos e necessrios para a operao da aeronave.

2.2 PROJETO PRELIMINAR

A segunda etapa rene atividades que buscam determinar as primeiras formas da aeronave, alm dos materiais empregados e os processos utilizados para a sua

construo. Sendo este, iniciado com a gerao de uma lista de prioridades, ordenada em funo da importncia na elaborao do projeto. A Tabela 3 mostra a lista elaborada para o projeto desenvolvido.

Tabela 3: Lista de prioridades do VANT

Facilidade Construtiva Ganhos de

Desempenho Facilidade de

Manuteno Facilidade de

Transporte

Trem de Pouso Fixo Asa reto trapezoidal e empenagens afiladas

Acessibilidade aos componentes internos

Asa e empenagens removveis

Simetria Bilateral Fuselagem com sees

curvilneas Organizao do layout interno

Mnimo volume

Componentes multifuncionais

Perfis com bordos de ataque e fuga

curvilneos

Facilidade de montagem e

desmontagem -

Perfis da asa e fuselagem fabricados

por corte a laser

Configuraes que minimizem o arrasto

de interferncias

Servo motores dispostos

externamente -

Projeto de peas para pr-montagem

Articulao de aileron embutida

- -

Minimizar nmero de processos de fabricao

Mnimo espao interno - -

Utilizao de materiais de fcil manufatura

Materiais de baixo peso especfico

- -

Utilizao de colas de secagem rpida

- - -

Aquisio de equipamentos

eletrnicos embarcados - - -

Peas com geometria simples

- - -

Montagem de peas de forma seriada

- - -

Asa inteiria - - -

A Tabela 3 mostra que o grupo Facilidade Construtiva foi priorizado em detrimento aos demais, apresentando um maior nmero de parmetros crticos que

influenciaram fortemente no desenvolvimento da aeronave. Notou-se tambm que houve um escalonamento natural dos parmetros crticos, influenciado pela priorizao do grupo adotado.

A prxima atividade executada se refere aos mtodos comparativos, que teve a finalidade de determinar por meio de confronto de informaes (fichas tcnicas, tabelas,

grficos, etc.), diversas caractersticas inerentes s aeronaves j existentes e de mesma categoria da que se pretende projetar. Esta atividade foi fundamental para a determinao das propores iniciais do prottipo, sendo estas estimadas a partir dos

dados das aeronaves compilados na Tabela 4.

Tabela 4: Tabela comparativa reduzida

Aeronave W Wp S A b Lf P

(kg) (kg) (m) (m) (m) (hp)

Raven - - 0,24 8,10 1,40 0,90 -

Carcar - - 0,42 6,20 1,60 0,60 -

Dragon eye 3,20 0,50 0,36 3,67 1,14 0,91 -

Desert Hawk III 3,60 0,90 0,33 5,77 1,37 0,90 - Mechane 2012 13,0 9,30 1,10 6,28 2,60 1,84 1,70

Albatroz 2010 12,0 8,50 1,17 6,00 2,65 1,90 1,70 FQM-151 Pointer - - 0,64 11,68 2,74 1,83 0,40

A Tabela 4 relaciona algumas das aeronaves que serviram como base de dados na

determinao do peso mximo de decolagem (W), carga til (Wp), rea da asa (S), alongamento da asa (A), envergadura da asa (b), comprimento total da fuselagem (lf) e

potncia do motor (P) do VANT projetado. O Fluxograma 1, ilustra a lgica de clculo empregada no projeto.

Incio

WpVANT Wp / W

WVANT = WpVANT

Wp / W

WVAZIO = WVANT - WpVANT

W / S

SVANT = WVANT

W / S

PVANT = WVANT . P / W

P / W

bVANT = (SVANT . A)^0,5

A

flVANT = bVANT

b / lf

b / fl

WVAZIO, WVANT, PVANT, SVANT. bVANT, lf VANT

Fim

Fluxograma 1. Clculos de estimativa preliminar

A Tabela 5 mostra os valores adotados para a aeronave desenvolvida.

Tabela 5: Dimenses preliminares do prottipo

2,15 kg 0,30 m

2,50 kg 1,50 m

0,42 hp 1,10 m

A etapa seguinte diz respeito a escolha dos materias e processos utilizados na fabricao dos componentes do prottipo, sendo estes uma mistura de material compsito (fibra de carbono) e madeiras (balsa e caixeta), muito utilizados na indstria

aeronautica.

2.3 ANTEPROJETO

Por ser uma etapa deterministica, o Anteprojeto tem o objetivo de definir a forma

e as propores finais do prottipo, alm de todos os detalhes do projeto. Para que se consiga ter coeso nestas informaes, alguns parmetros devem ser anlisados com o

intuito de validar todas as decises tomadas at este ponto, por este motivo torna-se necessrio a realizao de sucessivas iteraes, com o objetivo de refinar os resultados obtidos.

A primeira atividade realizada nesta etapa diz respeito a elaborao do esboo inicial da aeronave, feito em escala, onde so vistos detalhes construtivos e a harmnia

das propores da aeronave. Posteriormente realizou-se o estudo da forma da asa e as caractersticas de estol1

para a geometria analisada, a fim de se posicionar de maneira segura as superfcies de

controle, utilizando-se para tanto o mtodo sugerido por Quast (1985 apud BARROS, 2001). Este mtodo prope a sobreposio da asa a ser analisada, com uma de forma elptica, ambas com mesma rea alar, estimando assim, o ponto de inicio do estol. A

Figura 1 exemplifica a aplicao deste mtodo e ponto de incio do estol para o VANT.

Figura 1. Previso do incio do estol

Logo aps estimou-se o peso total da aeronave, baseando-se tanto no esboo

inicial, quanto nos materiais empregados na construo do prottipo. O estudo das propores externas teve a funo de definir o valor de uma srie de

parmetros, utilizados nos passos seguintes da metodologia, podendo-se citar: o brao

das empenagens, corda mdia aerodinmica, envergaduras das empenagens, dentre outros. A partir deste, tornou-se possvel realizar as estimativas prvias de estabilidade e

1 Perda abrupta da sustentao e rpido aumento do arrasto. Tal fenmeno causado pela separao do

fluxo de ar do extradorso da asa, ao se atingir um determinado ngulo de ataque.

controle, que buscou definir os parmetros geomtricos das empenagens, apresentadas

na Tabela 6.

Tabela 6: Parmetros geomtricos da empenagem em V

rea ( ) 0,084 m Envergadura ( ) 0,680 m

Corda na raiz ( ) 0,150 m Afilamento ( ) 0,70

Corda na ponta ( ) 0,100 m ngulo do diedro ( ) 30

De posse da estimativa de pesos e das dimenses da asa e da empenagem, realizou-

se a anlise dos perfis utilizados, tanto nas asas quanto nas empenagens, escolhendo-se aps os estudos os perfis USA 35B e Eppler 169 respectivamente.

Em seguida determinou-se o passeio do centro de gravidade, permitindo assim verificar se os limites do mesmo (dianteiro e traseiro) estavam dentro de uma faixa de valor aceitvel.

Todas as etapas citadas foram diversas vezes iteradas at obter a configurao final apresentada na Figura 2.

Figura 2. Esboo da aeronave

2.4 PROJETO DETALHADO

Por ser uma etapa puramente calculista, o projeto detalhado relaciona de maneira

sistemtica, todas as reas de conhecimento, realizando as anlises pertinentes para a

determinao dos diversos parmetros intrnsecos ao desenvolvimento de uma aeronave, alm de garantir a harmonia dos valores obtidos, a funcionalidade e a operacionalidade dos componentes dimensionados.

3 DESENVOLVIMENTO DO PROJETO DETALHADO

Neste capitulo abordado de forma mais detalhada, todas as reas envolvidas no

desenvolvimento de uma aeronave. Cada uma destas reas fornece elementos para as demais, fazendo com que cada modificao que venha a ocorrer resulte numa nova iterao.

3.1 AERODINMICA

a responsvel por determinar a sustentao gerada pela asa, interferncia no

escoamento, caractersticas de estol, polar de arrasto, dentre outros dados, fornecendo

dados essenciais para a determinao de caractersticas de desempenho, cargas, estabilidade e controle. Seu estudo seguiu as orientaes de Rodrigues (2009).

A polar de arrasto a curva que representa a relao entre o coeficiente de sustentao (CL) e o coeficiente de arrasto total da aeronave (CD). A partir dela, possvel obter todas as informaes aerodinmicas necessrias para os clculos de

desempenho. O coeficiente de arrasto total da aeronave pode ser obtido atravs da soma de duas

parcelas de arrasto, onde a primeira o coeficiente de arrasto parasita (CD0) e o segundo representa o arrasto oriundo da produo de sustentao da aeronave (KCL

2). No Grfico 2 apresentado a polar de arrasto obtida para os dados do VANT desenvolvido.

Grfico 2. Polar de arrasto

No Grfico 2 observa-se um ponto especfico, conhecido como ponto de projeto, o qual representa o ponto de mxima eficincia aerodinmica que a aeronave poder obter em voo, ou seja, sua maior relao entre coeficientes de sustentao e arrasto.

3.2 DESEMPENHO

Esta etapa tem como objetivo analisar os parmetros de desempenho do projeto,

em um regime de voo subsnico e em funo dos dados obtidos pela Aerodinmica. Seu

desenvolvimento segue as orientaes de Rodrigues (2009).

3.2.1 Seleo adequada do grupo motopropulsor

A escolha da hlice foi realizada por meio de um ensaio esttico, comparando o

empuxo de cada uma, quando associadas ao motor. O critrio utilizado para esta seleo foi o de mxima trao fornecido pelo grupo moto propulsor. A Tabela 7, apresenta as hlices e resultados obtidos para o prottipo desenvolvido.

Tabela 7: Resultados do ensaio esttico do grupo moto propulsor

Parmetros

(pol)

Hlice A

10,5 x 7,7

Hlice B

9 x 4,5

Hlice C

8 x 6

Rotao (RPM) 10020 11000 10500

Empuxo Esttico (N) 24 12 15,5

Como pode ser observado na Tabela 7, a Hlice A apresentou um maior

empuxo esttico em comparao as demais.

3.2.2 Anlise de trao e potncia

Tanto para a trao, quanto para a potncia, de extrema importncia a

comparao entre atributos disponveis e requeridos. Uma vez que se consegue determinar as caractersticas de velocidade de mximo alcance, mxima autonomia,

dentre outras. O Grfico 3 apresenta as curvas de potncia disponvel e requerida, influenciadas

pela altitude.

Grfico 3. Influncia da altitude nos parmetros de potncia

3.2.3 Resumo de desempenho

Na Tabela 8 so apresentados os principais indicadores de Desempenho que foram

calculados para o prottipo.

Tabela 8: Indicadores de desempenho

Parmetro Valor Unidades

Velocidades Gerais

Velocidade de Estol 10,7 m/s

Velocidade de Cruzeiro 13,9 m/s

Velocidade Mxima 28,0 m/s

Velocidade Mnima 10,6 m/s

Mtodos Grficos (Trao e Potncia)

Velocidade de mximo alcance 13,9 m/s

Velocidade de mxima autonomia 10,6 m/s

Trao disponvel velocidade zero 15,0 N

Desempenho de Subida

Razo de subida mxima 5,9 m/s

Velocidade horizontal referente razo de subida mxima 31,5 m/s

ngulo de ataque para razo de subida mxima 10,8

Voo em planeio (desempenho de descida)

ngulo de planeio de mximo alcance 4,6

Velocidade de planeio de mximo alcance 13,9 m/s

Velocidade de planeio de mxima autonomia 10,5 m/s

Desempenho de Decolagem e Pouso

Coeficiente de sustentao ideal de decolagem 0,2987

Comprimento de pista de decolagem 14,9 m

3.3 ESTABILIDADE E CONTROLE

A rea de estabilidade e controle responsvel por avaliar ainda na fase de projeto todas as caractersticas de voo, equilbrio de foras e controle do prottipo, sinalizando para as reas correlacionadas as alteraes necessrias. Em sua obra, Nelson (1989)

inicia os estudos de estabilidade, verificando se esta condio se apresenta nos trs eixos de movimento da aeronave, ou seja, se h estabilidade longitudinal e latero-direcional.

3.3.1 Estabilidade Longitudinal

Caracteriza-se por ser a mais complexa, por esta razo, costuma-se calcular a influncia dos elementos que contribuem para a estabilidade longitudinal (asa,

fuselagem e empenagem) de forma separada, somando-as posteriormente. O Grfico 4, apresenta as curvas geradas para cada elemento do prottipo e a curva de momentos gerados para a aeronave.

Grfico 4. Estabilidade longitudinal esttica do VANT

Segundo Nelson (1989), para que exista estabilidade longitudinal necessrio que

a curva de momentos da aeronave, possua um coeficiente angular negativo e cruze o eixo das abscissas em um ngulo de ataque positivo.

Analisando o Grfico 4, conclui-se que o VANT desenvolvido apresentou uma

adequada caracterstica de estabilidade longitudinal.

3.3.2 Estabilidade latero-direcional

Segundo Nelson (1989), para que uma aeronave seja considerada estvel latero-

direcionalmente necessrio que os coeficientes angulares das curvas de momento de guinada ( ) e momento lateral (CL), ambas em funo de (ngulo de derrapagem

imposto pela perturbao sofrida), apresentem um valor positivo e negativo; respectivamente.

Aps a sua adequada determinao, obteve-se = 0,00502 e = -0,03931; o

que garante a tendncia estabilizadora nos eixos de guinada e rolagem do projeto.

3.3.3 Controlabilidade

Segundo Rodrigues (2009), o controle de uma aeronave pode ser realizado mediante a deflexo das superfcies de controle, criando assim, um incremento na fora

de sustentao e modifica a atitude de voo. 3.3.3.1 Controle longitudinal

O Grfico 5 apresenta a deflexo do profundor, necessria para o controle do

prottipo em diversas velocidades de voo.

Grfico 5. Deflexo do profundor em funo da velocidade

Observando o Grfico 5, conclui-se que uma deflexo de +0,5 e -4,5 suficiente

para se garantir a estabilidade longitudinal. 3.3.3.2 Controle latero-direcional

O Grfico 6 apresenta a curva de momento ao redor do centro de gravidade por

ngulo de deflexo das superfcies de controle (aileron e leme).

Grfico 6. Controle latero-direcional

Observando o Grfico 6, notamos que ambas as curvas passam pela origem, isto

se deve ao fato do avio apresentar simetria nestes eixos.

3.4 CARGAS

A determinao dos carregamentos que agem sobre a aeronave durante sua

operao, seja em terra ou em voo, de vital importncia para o adequado dimensionamento estrutural de seus componentes. Por este motivo torna-se necessrio o estudo criterioso destes esforos, a fim de garantir uma condio segura de operao.

3.4.1 Diagrama V-n combinado

Com o objetivo de determinar os limites operacionais do prottipo desenvolvido,

elaborou-se o envelope de voo do mesmo, a fim de se determinar o mximo fator de

carga que o mesmo estar sujeito. A Figura 3 ilustra os fatores que a aeronave estar sujeita em funo de sua velocidade e da rajada nela incidente.

Figura 3. Diagrama V-n combinado do VANT em desenvolvimento

Analisando a Figura 3, pode-se verificar o fator de carga mximo igual a 2,7.

3.4.2 Carregamento da asa

A determinao do carregamento deste componente foi feita com o auxlio do

programa XFLR5, que forneceu a distribuio de sustentao ao longo da envergadura da asa, ilustrada no Grfico 7.

Grfico 7. Distribuio de sustentao na asa

De posse desta distribuio realizou-se a discretizao da mesma, a fim de se

gerar cargas pontuais que foram usadas posteriormente no ensaio esttico deste componente. Acrescentou-se tambm o carregamento provocado pela ao dos ailerons

durante a operao da aeronave e que pode ser vizualizado no Grfico 8.

Grfico 8. Distribuio discretizada de sustentao na asa

3.4.3 Carregamento da empenagem

Utilizando-se um processo semelhante ao da asa, a determinao da distribuio de sustentao deste componente se iniciou com o auxlio do programa XFLR5, para

posteriormente se realizar a discretizao da distribuio encontrada. Os Grficos 9 e 10 ilustram estes passos.

Grfico 9. Distribuio de sustentao na empenagem

Grfico 10. Distribuio discretizada de sustentao na empenagem

3.5 ESTRUTURAS

O dimensionamento estrutural do presente projeto foi feito, buscando conciliar da

melhor maneira possvel os parmetros de resistncia, rigidez e funcionalidade, com o intuito de garantir uma estrutura apta a suportar todas as solicitaes impostas a mesma.

3.5.1 Dimensionamento da longarina da asa

Utilizando-se os conceitos da resistncia dos materiais e os carregamentos estimados no estudo de cargas, realizou-se o dimensionamento deste componente, atendendo aos crtrios existentes na norma NBR 7190.

A Figura 4 ilustra uma srie de informaes que diz respeito as propriedades mecnicas e geomtricas do perfil dimensionado, bem como suas dimenses finais e

material empregado.

Figura 4. Propriedades da longarina da asa

3.5.1 Dimensionamento da longarina da empenagem

O dimensionamento deste componente seguiu o mesmo mtodo utilizado na longarina da asa, se diferenciando unicamento em funo do carregamento solicitante. A Figura 5 ilustra as caracteristicas do perfil dimensionado.

Figura 5. Propriedades da longarina da empenagem

Material empregado Madeira balsa

Densidade (g/cm) 0,15

Mdulo de elasticidade (GPa) 3,30

Tenso escoamento a trao (MPa) 14,00

Tenso escoamento a compresso (MPa) 12,00

Tenso mxima de cisalhamento (MPa) 2,00

Momento de inercia de rea (mm) 1,85E+04

Momento de inercia polar (mm) 2,45E+04

Momento esttico (mm) 1,18E+03

Propriedades mecnicas

Propriedades geomtricas

Material empregado Madeira caxeta

Densidade (g/cm) 0,41

Mdulo de elasticidade (GPa) 7,00

Tenso escoamento a trao (MPa) 61,00

Tenso escoamento a compresso (MPa) 30,00

Tenso mxima de cisalhamento (MPa) 5,50

Momento de inercia de rea (mm) 8,64E+02

Momento de inercia polar (mm) 5,94E+02

Momento esttico (mm) 1,08E+02

Propriedades mecnicas

Propriedades geomtricas

3.6 ENSAIOS

Aps a realizao do dimensionamento estrutural, realizaram-se os ensaios

estticos dos componentes confeccionados, tendo como objetivo validar os estudos analticos e verificar a qualidade da construo.

3.6.1 Ensaio da longarina da asa

O ensaio da longarina da asa de grande importncia para se avaliar a rigidez e resistncia da mesma, uma vez que a falta destas caractersticas pode provocar condies desfavorveis de operao (vibraes e retardo de execuo no comando).

Foram realizados testes, submetendo este componente aos fatores de carga 1 e 2,66, representando assim uma condio de voo em estol e de cruzeiro com mxima

rajada. A Fotografia 1 apresenta as condies avaliadas.

Fotografia 1. Ensaio da longarina da asa

Aps a realizao do ensaio, concluiu-se que a longarina da asa atendeu de

maneira satisfatria s solicitaes, uma vez que no apresentou deformao permanente aps o carregamento.

3.6.2 Ensaio da longarina da empenagem

Este elemento foi ensaiado de forma semelhante a longarina da asa, e a Fotografia 2, ilustra este ensaio.

Fotografia 2. Carregamentos do ensaio da longarina da empenagem

Como pode ser observado o elemento estrutural resistiu ao esforo gerado pelo

carregamento mximo.

3.6.3 Ensaio da longarina da fuselagem

Este foi o ltimo ensaio realizado, e seguiu conforme os demais, podendo ser

observado na Fotografia 3.

Fotografia 3. Carregamento realizado na longarina da fuselagem

A deflexo que se apresentou foi considerada satisfatrio, uma vez que este tipo

de solicitao atua em um curto espao de tempo, no prejudicando a atuao das superfcies de controle localizadas na extremidade deste elemento, permitindo assim,

uma resposta rpida da aeronave em um eventual comando do piloto. 3.7 DOCUMENTAO

Esta atividade trata dos memoriais de clculo, folhas de projeto, entre outras, documentaes referentes ao processo de desenvolvimento de uma aeronave. No caso do VANT projetado, esta documentao se resume ao prprio artigo apresentado e a

ilustra sua ficha tcnica, ilustrada na Figura 6.

Imagem 5.14 Ficha tcnica Tubaro Vermelho

Especificaes Tcnicas

Envergadura 1,5 m Afilamento da emp. horiz. 0,7

Comprimento 1,1 m rea da asa 0,60 m

Altura 0,32 m Peso vazio 2,5 kg

Largura da fuselagem 0,11 m Velocidade de cruzeiro 50,0 km/h

Envergadura emp. Horizontal* 0,42 m Autonomia 15 min

Envergadura emp. Vertical* 0,25 m Alcance 1,0 km

Enverg. asa/enverg. horiz. 1,5 m Altitude de operao 300,0 m

Alongamento da asa 7,5 Motor/modelo Eltrico

Afilamento asa 0,68 Nmero de motores Monomotor

Alongamento da emp. horiz. 2,9 Afilamento da empenagem 0,67

* Dimenses equivalentes a uma cauda convencional

3.8 CONCLUSES

A clara compreenso de todos os passos executados at se atingir o objetivo de

desenvolver e construir um VANT foi uma das metas consideradas alcanadas neste trabalho, uma vez que todos os passos necessrios foram explicados detalhadamente.

A importncia da metodologia para o desenvolvimento do VANT proposto foi

confirmada, uma vez que norteou de forma encadeada todas as etapas e atividades ao longo do projeto, contudo, sem engessar qualquer deciso tomada. Por conta disso, foi

possvel o estabelecimento de uma estruturao harmoniosa do projeto. Foram unidos no memorial de clculo diversos conceitos de autores distintos,

possibilitando o desenvolvimento pleno da metodologia adotada.

O teste de voo serviu de avaliao qualitativa para o comportamento da aeronave em operao. Em solo, observou-se uma excelente manobrabilidade, permitindo a

decolagem em condies ideais. A decolagem, por sua vez, ocorreu de forma estvel e controlada. Durante o voo, a aeronave atendeu de forma rpida e precisa aos comandos do operador.

4 REFERNCIAS

ASSOCIAO BRASILEIRA DE NORMAS TCNICAS. NBR 7190: projeto de estruturas de madeira. 1. ed, Rio de Janeiro, ago. 1997.

BARROS, Cludio P. Uma metodologia para o desenvolvimento de aeronaves leves

subsnicas. 2001. 310 f. Trabalho de Concluso de Curso (Doutorado em Engenharia Mecnica) Universidade Federal de Minas Gerais, Minas Gerais.

NELSON, R.C. Flight Stability and Automatic Control. McGraw-Hill Book Company, 1989.

RODRIGUES, Luiz E. M. J. Fundamentos da engenharia aeronutica Aplicaes ao projeto SAE Aerodesign. 1. ed. rev. So Paulo: Instituto Federal de Educao,

Cincia e Tecnologia de So Paulo, 2009.

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