Baixar este arquivo PDF

Hipóteses sobre as propriedades geométricas primárias da asa de um carro voador
Régis Zorzo¹, Alexandre Silva de Oliveira²
¹Graduando em Engenharia Mecânica, Universidade Federal do Pampa, [email protected],
² Doutor em Engenharia Agrícola, Professor da Universidade Federal do Pampa, [email protected]
Resumo – O anseio de desenvolver um veículo capaz de
proporcionar a versatilidade de trafegar em solo e ar
enfrenta a problemática do grande volume ocupado
pelos mecanismos convencionais de voo, dificultando
seu uso em via pública. Dessa forma o presente trabalho
objetiva obter hipóteses sobre a geometria inicial de
uma asa para o veículo conhecido popularmente como
"carro-voador". A metodologia empregada consiste em
uma análise numérica e literária para determinar os
requisitos aerodinâmicos básicos da asa. Utiliza-se o
software XFLR5 que é uma extensão do conhecido
XFOIL, desenvolvido para análise de aerofólios, na
obtenção das propriedades dos perfis e da asa.
Empregam-se conceitos básicos de aerodinâmica, onde
é possível chegar às características aproximadas de
uma asa de geometria trapezoidal com área alar de
17,31 m², envergadura de 11,77 m e corda na raiz de
1,88 m, sendo que a mesma possui uma razão de aspecto
de 8.
Palavras-chave: Carro voador, projeto conceitual,
sistema aerodinâmico.
Abstract – The yearning of to develop a vehicle able to
provide versatility of to traffic in land and on air face
the problem of the great volume ocuppiee by the
conventional flight mechanics, difficulting its use in
public way. In this way this work have the objective of
to obtain hypothesis involving the initial geometry of a
wing to the vehicle popularly known as "flying car". The
methodology adopted consists in an analysis based on
the bibliography to determine the basical
aerodynamical requisits of the wing. It is used the
software XFLR5, which is an extension of the well
known XFOIL, focused in the analysis of airfoils, in the
obtaining the proprieties of the airfoils and of the wing.
Using basic concepts of aerodynamics, where it is
possible to obtain aproximated characteristics of a
trapezoidal shaped wing with area of 17,31 m, wingspan
of 11,77 m, root chord fof 1,88 m and with aspect ratio
of 8.
Keywords:
Flying
car,
aerodynamical system.
I.
conceptual
project,
INTRODUÇÃO
A busca por meios de transporte mais eficientes e
que possibilitem cada vez mais a comodidade e
agilidade não é recente. Glenn Hammond já havia
desenvolvido o conceito de "carro voador" em 1917 ao
projetar Curtiss Autoplane [1]. Desde então o
desenvolvimento de tais conceitos se mostra atraente,
tornando possível notáveis avanços como no caso do
Transition da Terrafugia que nos Estados Unidos da
América obteve autorização para a produção na
categoria de aeronave leve [2].
São partes essenciais do projeto de uma aeronave a
aerodinâmica, estabilidade e controle, cargas estruturais,
desempenho e modelo tridimensional detalhado do
projeto [3]. A fase que trata da aerodinâmica se destaca
por ser ela a responsável por definir as dimensões
primárias da aeronave [4]. Dessa forma, o tema de
pesquisa refere-se à seleção das propriedades
aerodinâmicas iniciais da asa do carro voador. Tem-se
como problema de pesquisa: como selecionar as
propriedades dimensionais, como peso, área alar,
geometria da asa, sem que ocorra inviabilidade
construtiva e penalize o tráfego em modo solo?
O objetivo geral é apresentar um conceito de asa
com suas dimensões primárias e as causas de sua
escolha. Mais especificamente almeja-se: 1) apresentar
a seleção do aerofólio; 2) demonstrar os princípios
utilizados na estimativa da massa total e velocidade
mínima; 3) inferir propriedades geométricas, como área,
envergadura e corda. A pesquisa é delineada no âmbito
de se obter hipóteses acerca das características iniciais
para a obtenção de um conceito geométrico de asa para
um carro voador.
A justificativa do presente trabalho reside na
importância
da
obtenção
das
características
aerodinâmicas primárias, visto que elas apresentam
impacto direto em todas as etapas do projeto.
Tem-se como hipóteses iniciais que a asa não
possuirá dimensões excessivas ao se implementar um
acréscimo de carga, objetivando um veículo cômodo
para quatro passageiros e um espaçoso porta-malas.
II.
REVISÃO BIBLIOGRÁFICA
Nesta seção será apresentada uma revisão
bibliográfica envolvendo metodologias de projetos,
projetos de aeronaves e carros voadores.
A. Estruturação de projeto do veículo
A parcela da indústria que busca oferecer produtos
de alcance mundial vem crescendo, juntamente com a
busca pela redução do tempo de desenvolvimento e
aumento da vida útil do produto. Dessa forma busca-se
a sistematização dos processos voltados ao
desenvolvimento de produtos [5]. Um modelo
tradicional de desenvolvimento de produto é o
apresentado por Rozenfeld et al. [6], o qual é dividido
©Revista Ciência e Tecnologia, v. 18, n. 33, p. 9-15, jul./dez. 2015 - ISSN: 2236-6733
nas
macrofases
de
pré-desenvolvimento,
desenvolvimento
e
pós-desenvolvimento.
As
macrofases são subdivididas em fases e atividades como
mostra a Figura 1.
veículos: Aeromobil, Transition e o Pal-V One, onde
algumas de suas características são apresentadas na
Tabela 1.
Tabela 1 – Características técnicas do Aeromobil 3, Transition e do
Pal-V One.
Figura 1 – Fases de desenvolvimento de produto.
Passageiros
Sistema de voo
Fonte: Retirado de [6].
A Figura 1 apresenta as principais fases adotadas no
modelo de referência para o processo de
desenvolvimento de produto de Rozenfeld et al. [6], as
quais são: planejamento do produto, projeto
informacional, projeto conceitual, projeto detalhado,
preparação da produção e lançamento do produto.
A fase de projeto conceitual trata da busca, criação,
representação e seleção de soluções para o problema do
projeto. A concepção obtida deve fornecer uma
descrição aproximada das formas e princípios de
funcionamento do produto, sendo geralmente
apresentada com o auxílio de modelos tridimensionais.
Nessa fase também se deve buscar mensurar alguns
parâmetros críticos para o funcionamento do produto,
como formas, dimensões e grandezas que auxiliem na
avaliação da concepção. Sendo que dimensões com
menores implicações podem ser deixadas para o projeto
detalhado [6].
O presente estudo se procede na fase de projeto
conceitual. Embora não apresente uma concepção
completa, tem a finalidade de obter hipóteses acerca dos
parâmetros quantitativos iniciais da solução de voo, já
previamente selecionada (asas fixas).
B. Carros voadores existentes
É comum e de grande valia a utilização de
ferramentas que buscam analisar as propriedades dos
produtos concorrentes. Uma ferramenta bastante
empregada neste quesito é o benchmarking. O
benchmarking pode ser definido como um processo de
identificação e uso do conhecimento e práticas de outras
organizações [7]. Dessa forma é de interesse levantar
informações sobre características dos projetos de carros
voadores existentes no mercado.
Em seus estudos, os autores [8] apresentam os
principais carros voadores ao longo da história. Nota-se
que há muitos conceitos de carros voadores
desenvolvidos, porém são poucos os que se tornaram
realidade e é ainda menor o número dos que atingem a
etapa de produção. Desses últimos podem se citar três
Aeromobil
02
Asas fixas
Dimensão em
8,3 m x 6 m
modo avião
Máxima vel. modo
200 km/h
avião
Mínima vel. modo
60 km/h
avião
Velocidade de
130 km/h
decolagem
Massa máxima
600 kg
decolagem
Distância de
300 m
decolagem máxima
Distância de pouso
100 m
máxima
Número de asas
Monoplano
Transition
02
Asas fixas
Pal-V
02
Asas
giratórias
8mx6m
-
185 km/h
180 km/h
83 km/h
50 km/h
130 km/h
-
667 kg
910 kg
518 m
165 m
100 m
30 m
Monoplano
Duas pás
C. Projeto de aeronaves
O projeto de aeronaves pode ser dividido em uma
análise bidimensional e uma análise tridimensional.
Apesar de todo escoamento real ser tridimensional, a
análise bidimensional se mostra de grande importância
devido à sua simplicidade e acurácia na obtenção de
determinadas propriedades. Por exemplo, o coeficiente
de sustentação pode ser estudado no plano do
escoamento preferencial, de forma que uma análise
bidimensional se mostra adequada para a obtenção de
valores iniciais [9].
A geração de arrasto, por outro lado, não pode ser
modelada apenas de forma bidimensional. O arrasto
surge principalmente na forma de arrasto de superfície,
de forma e induzido. O arrasto de superfície costuma ser
a menos influente forma de arrasto, e surge devido à
tensão de cisalhamento na superfície do corpo imerso. O
arrasto de forma surge devido à esteira turbulenta que se
forma após o descolamento da camada limite. O arrasto
induzido surge a partir da geração de vórtices, formados
principalmente no processo de geração de sustentação
[10]. As duas primeiras formas de arrasto podem ser
modeladas adequadamente em duas dimensões, mas o
arrasto induzido, o mais influente de todos, por envolver
a geração de vórtices, só pode ser modelado em três
dimensões. Por isso o projeto de aeronaves se inicia na
modelagem em duas dimensões, por ser mais simples e
fornecer um ponto de partida. Como a geração de arrasto
é inevitável, é coerente que se busque primeiro um perfil
de asa que forneça sustentação adequada, para que
©Revista Ciência e Tecnologia, v. 18, n. 33, p. 9-15, jul./dez. 2015 - ISSN: 2236-6733
depois se defina uma geometria de asa que minimize o
arrasto [3,9,11].
III.
METODOLOGIA
Utiliza-se de pesquisa científica na obtenção e
análise dos problemas. A pesquisa foi desenvolvida de
forma numérica, visando à obtenção de valores de
referência para estudos futuros, de maior
aprofundamento.
Entre as principais questões que envolvem o
presente trabalho estão:
 Quais os requisitos que o sistema aerodinâmico
de um carro voador deve respeitar?
 Qual aerofólio ideal para promover a
sustentação necessária para o voo?
 Quais as dimensões e propriedades, como área
alar, corda, perfil aerodinâmico e envergadura
que são factíveis para se produzir um carro
voador, visto que suas propriedades são
limitadas para se manter a trafegabilidade em
solo?
Emprega-se o programa XFLR5 para a obtenção dos
dados. O programa XFLR5 é uma extensão do
conhecido XFOIL, o qual é voltado à análise de
aerofólios subsônicos. O XFLR5 é formado por
diversas rotinas que promovem uma análise completa do
aerofólio [12].
O método da qual se vale a presente pesquisa é o
princípio do Vortex Lattice Method (VLM), que consiste
em modelar a perturbação gerada pela asa por meio da
soma de vórtices distribuída ao longo da asa plana. A
força de cada vórtice é calculada de modo a satisfazer as
condições de contorno apropriadas, isto é, as condições
de não penetração na superfície dos painéis.
O presente trabalho segue os seguintes passos:
 Obtenção dos requisitos aerodinâmicos da asa
através de pesquisa bibliográfica.
 Seleção de um perfil de alta sustentação através
do software XFLR5, que incorpora o XFOIL.
 Estimativa das propriedades básicas da asa,
como área, envergadura e corda por meio do
método Vortex Lattice Method (VLM), linear,
empregado através do XFLR5.
IV.
TEORIA MATEMÁTICA
No presente tópico os fundamentos matemáticos
são apresentados.
A. Seleção do perfil
O problema consiste na obtenção e comparação dos
coeficientes de sustentação, arrasto e momento para os
perfis indicados por [12], NACA 4415, Clark Y, NACA
4412, NACA 2412 e NACA 65(2)-215.
Assumem-se dados fictícios para o voo de uma
aeronave, onde a densidade do ar 𝜌 na altura de cruzeiro
possa ser aproximada a densidade ao nível do mar.
O número de Mach é estimado por meio da
Equação 1.
𝑀=
𝑣
𝑐
(1)
onde 𝑣 é a velocidade do escoamento e 𝑐 é a corda
aerodinâmica.
O número Reynolds é expresso pela Equação 2,
sendo ele uma grandeza adimensional que caracteriza o
estado de escoamento. Geralmente em asas de aviões
convencionais um número de Reynolds maior que 1 ×
10⁷ indica um fluxo turbulento [11].
𝑅𝑒 =
𝜌. 𝑣. 𝑐
𝜇
(2)
O coeficiente de sustentação, arrasto e momento são
obtidos por meio do XFLR5, através do número de
Reynolds e do número de Mach obtidos pelas equações
anteriores. Então se procede com a análise de suas
curvas de coeficiente de sustentação e arrasto versus
ângulo de ataque.
B. Definição da asa
As propriedades são obtidas em função das
condições críticas de voo, ou seja, para ângulo de ataque
de estol, em que se tem a velocidade mínima e a
sustentação máxima.
Admite-se que a sustentação necessária a ser
gerada para tornar possível o voo deva ser igual a massa
máxima do veículo (𝐿 = 𝑚𝑎𝑠𝑠𝑎).
Em primeiro momento, utilizam-se as propriedades
definidas como requisitos aerodinâmicos e as
propriedades obtidas na seleção do perfil da asa, em
especial o seu coeficiente de sustentação (𝐶𝐿 = 𝑐𝑙 ), para
gerar um apanhado de possíveis configurações
geométricas para asa. A área da asa 𝑆 é estimada através
da Equação 3.
1
𝐿 = . 𝜌. 𝑣 2 . 𝑆. 𝐶𝐿
2
(3)
A envergadura 𝑏 é estimada através da razão de
aspecto, Equação 4.
𝐴𝑅 =
𝑏2
𝑆
(4)
Pode-se escrever a área de um trapézio em função
do seu afilamento e da corda raiz. Tendo o afilamento 𝜆
pré-definido encontra-se a corda raiz através de:
𝑐𝑟 =
2. 𝑆
𝑏. (1 + 𝜆)
(5)
A corda na ponta da asa, 𝑐𝑡, é obtida através do
afilamento, que é descrito como:
𝜆=
𝑐𝑡
𝑐𝑟
©Revista Ciência e Tecnologia, v. 18, n. 33, p. 9-15, jul./dez. 2015 - ISSN: 2236-6733
(6)
A corda média aerodinâmica é obtida através da
Equação 7 [11]:
𝑐=
2
1 + 𝜆 + 𝜆2
. 𝑐𝑟. (
)
3
1+𝜆
(7)
Após a obtenção inicial da geometria, emprega-se o
software XFLR5, por meio do Vortex Lattice Method
(VLM), de onde se obtêm novos valores para os
coeficientes de sustentação 𝐶𝐿 , arrasto 𝐶𝐷 e momento
𝐶𝑀 para a asa finita. A partir das equações apresentadas
anteriormente obtêm-se uma nova geometria, na qual é
realizada uma análise tridimensional.
V.
RESULTADOS E DISCUSSÕES
No projeto aerodinâmico há duas etapas principais,
o estudo bidimensional, o qual se refere ao perfil, e o
estudo tridimensional da asa [3].
Assim sendo, nesta seção apresentam-se as
características aerodinâmicas que norteiam a análise
bidimensional e a análise tridimensional.
Como na fase do projeto conceitual deseja-se
chegar a uma estimativa da carga máxima de voo que a
asa é capaz de levantar, com base na similaridade do
caso com os veículos apresentados na Tabela 1 fixa-se
um intervalo de carga máxima de 600 kg a 1000 kg para
ser analisado.
As características metas apresentadas para
geometria da asa são expressas na Tabela 2.
Tabela 2 – Especificações Metas.
Nº de passageiros
Carga máxima de voo
Razão de aspecto
Envergadura
Corda raiz
Sistema modo solo
Distância de decolagem
4
600 kg<m<
1000 kg
6< AR < 9
b<12 m
cr< 2 m
Inferior a 2,5
X6m
Inferior a
300 m
B. Seleção do perfil aerodinâmico da asa
A. Características aerodinâmicas
Os aerofólios reais, asas, possuem sustentação
menor e arrasto maior que os encontrados para os perfis.
Isso se deve aos vórtices gerados na borda de fuga da
asa, que diminuem a sustentação devido à perda de
diferença de pressão. Esse efeito é conhecido como
arrasto induzido [10].
Devido ao fato da perda de sustentação ocorrer
perto da ponta, pode-se utilizar de artifícios para
diminuir tais efeitos, como utilizar uma alta razão de
aspecto 𝜆 , conicidade, geometria afinada ou utilizar
torção [4].
Embora a asa elíptica tenda a apresentar menor
penalidade de arrasto sua construção é complexa,
inviabilizando-a no presente trabalho. Já a asa de
formato retangular é de construção simples, porém a
geração de arrasto é bem superior na ponta. Dessa
forma, no presente trabalho opta-se por adotar uma asa
de geometria trapezoidal.
Valores de afilamento na faixa de 0,45 garantem
uma boa relação entre sustentação e arrasto [13]. No
presente trabalho utiliza-se um afilamento 𝜆 = 0.56
[14].
Já a razão de aspecto AR possui valores
consideráveis entre 6 e 9. Deve-se atentar que embora os
efeitos do arrasto sejam menores para alto AR, as
dimensões excessivas dificultam o projeto e geram um
aumento de peso que pode não ser aceitável [9].
Para facilitar a forma construtiva do sistema
responsável por recolher/abrir asas e não proporcionar
problemas de trafegabilidade em solo é preferível que a
envergadura não ultrapasse 12 m e a corda na raiz 2 m.
Da mesma forma e baseado nas características dos
carros voadores existentes, Tabela 1, espera-se que o
sistema em solo não seja maior que 2,5 m de largura e 6
m de comprimento.
Sendo a faixa de número de Reynolds obtida através
da Equação 2, para dados fictícios de uma aeronave em
voo de cruzeiro a 160 km/h e corda média do perfil de
1.5 m, assumindo que a densidade do ar 𝜌 na altura de
cruzeiro possa ser aproximada a densidade ao nível do
mar de 1,225 kg/m³, sendo a viscosidade do fluido 𝜇 de
1,7894 × 10−5 kg/ms e a velocidade do som a uma
temperatura de 20ºC de aproximadamente 343 m/s, temse número de Reynolds aproximado de 4.564.000,00.
Notando que geralmente em asas de aviões o fluxo se
torna turbulento para número de Reynolds maiores que
1 × 107 .
Em avaliação dos perfis NACA 4415, Clark Y,
NACA 4412, NACA 2412 e NACA 65(2)-215 [12],
obteve-se as curvas da variação do coeficiente de
sustentação e arrasto com o ângulo de ataque, conforme
Figuras 2 e 3.
Figura 2 – Coeficiente de sustentação versus ângulo de ataque.
Fonte: Autoria própria.
©Revista Ciência e Tecnologia, v. 18, n. 33, p. 9-15, jul./dez. 2015 - ISSN: 2236-6733
Figura 3 – Coeficiente de arrasto versus ângulo de ataque.
A Tabela 3 apresenta estimativas geométricas para
asa trapezoidal com a massa máxima variando e
velocidade mínima variando dentro do range
estabelecido, para uma razão de aspecto 𝐴𝑅 = 8 e
afilamento 𝜆 = 0,56.
Tabela 3 – Possíveis configurações geométricas para asas
trapezoidais com 𝐴𝑅 = 8 e 𝜆 = 0,56.
Velocidade
Fonte: Autoria própria.
Os coeficientes de sustentação 𝐶𝑙 , arrasto 𝐶𝑑 e
momento 𝐶𝑚 de um aerofólio possibilitam inferir qual a
eficiência na geração de forças de sustentação, arrasto e
momento. Em síntese um perfil de alta eficiência detêm
altos valores de coeficiente de sustentação e baixos
valores de coeficiente de arrasto.
Uma condição de interesse ao projeto é o
coeficiente de sustentação máximo, visto que com o
aumento do ângulo de ataque a sustentação no perfil
tende a aumentar até um ponto onde se inicia uma queda
rápida. Este fenômeno conhecido como estol, se deve a
separação do escoamento no extradorso do perfil.
Uma relação de grande importância é a relação
entre a razão do coeficiente de sustentação e arrasto com
o ângulo de ataque, o qual possibilita inferir a eficiência
do perfil, ou seja, o ponto em que é gerada a maior
sustentação com a menor penalização de arrasto.
Através de uma análise cuidadosa dos gráficos
exibidos anteriormente, e visando maximizar a geração
de sustentação e minimizar a geração de arrasto, o perfil
NACA 4415 foi selecionado, devido ao seu alto
coeficiente de sustentação e ao seu baixo coeficiente de
arrasto, além do fato de que este perfil garante segurança
durante o voo, já que o ângulo de estol é extremamente
elevado.
C. Análise bidimensional
Nesta subseção, utilizando as propriedades do perfil
da asa selecionado anteriormente, faz-se estimativas da
área alar, envergadura e corda para a asa.
Tendo em vista uma asa que possibilite levantar
uma carga entre 600 kg a 1000 kg, uma velocidade
mínima de até 100 km/h, razão de aspecto mínima de 6
e conforme as propriedades de escoamento e perfil
apresentado anteriormente, fez-se uma série de testes
iniciais de possíveis geometrias que atendam as
Equações 3, 4, 5 e 6. Deixa-se claro que em um primeiro
momento não se levou em conta o efeito do ângulo de
ataque induzido, pois o mesmo será analisado após se
obter as dimensões aproximadas iniciais para asas
trapezoidais.
Área [m²]
Envergadura
[m]
Corda raiz [m]
Corda na ponta
[m]
Reynolds em cr
Reynolds em ct
60 km/h 80 km/h 100 km/h
Massa: 600 kg
20,00
11,25
7,20
12,65
2,02
9,48
1,52
7,59
1,21
1,13
0,85
0,68
2,313405×10⁶
1,295507×10⁶
Massa: 800 kg
26,67
15,00
9,60
Área [m²]
Envergadura
[m]
14,60
10,95
8,76
Corda raiz [m]
2,34
1,75
1,40
Corda na ponta
[m]
1,31
0,98
0,78
Reynolds em cr
2,671290×10⁶
Reynolds em ct
1,495922×10⁶
Massa: 1000 kg
Área [m²]
33,34
18,75
12,00
Envergadura
[m]
16,33
12,25
9,80
Corda raiz [m]
2,61
1,96
1,57
Corda na ponta
[m]
1,46
1,09
0,87
Reynolds em cr
2,986593×10⁶
Reynolds em ct
1,672492×10⁶
A Tabela 3 representa possíveis grandezas, onde agora
se mostra a importância do estudo dos parâmetros utilizados
e dos resultados obtidos sobre a estrutura funcional total do
veículo, para que se possa selecionar a melhor configuração.
Baseado nas propriedades equilibradas e dentro da faixa
de especificações da Tabela 2 seleciona-se o caso de asa
trapezoidal de área de 15,00 m², corda na raiz de 1,75 m e
corda na ponta de 0,98 m. A carga máxima de voo estipulada
será de 800 kg a uma velocidade mínima de 80 km/h.
D. Análise tridimensional
Nesta seção faz-se novas estimativas para os
coeficientes de sustentação e arrasto baseado em uma análise
tridimensional da asa trapezoidal, e se obtêm as novas
dimensões da asa.
Utiliza-se como ponto de partida as propriedades de
escoamento, do perfil e geometria apresentadas
anteriormente. De onde se afere os novos coeficientes de
sustentação e arrasto, e então se calcula a nova área da asa.
©Revista Ciência e Tecnologia, v. 18, n. 33, p. 9-15, jul./dez. 2015 - ISSN: 2236-6733
Faz-se isso para obter dimensões mais próximas as da
realidade.
Os valores para a nova curva de coeficiente de
sustentação versus ângulo de ataque em comparação com o
coeficiente de sustentação do perfil é expresso na Figura 4.
Figura 5 – Ilustração da asa resultante.
Figura 4 – Coeficiente de sustentação versus ângulo de
ataque, para asa 3D e seu perfil.
Fonte: Autoria própria.
Para o novo valor de coeficiente de sustentação em
ângulo de estol (𝐶𝐿 = 1.51) da asa, obtêm-se uma nova
estimativa para área, envergadura, corda na raiz e na
ponta, utiliza-se velocidade mínima de 80 km/h e massa
máxima de 800 kg. A Tabela 4 mostra tais resultados.
Fonte: Autoria própria.
Tabela 4 – Configuração geométrica da asa trapezoidal.
Massa
Área
Envergadura
Corda raiz
Corda na ponta
Corda média aerodinâmica
Razão de aspecto
Afilamento
800 kg
17,31 m²
11,77 m
1,88 m
1,05 m
1,51 m
8
0,56
Os resultados obtidos para a geometria da asa
representam o ponto de partida inicial, sendo que esta
possivelmente será reavaliada ao longo do projeto. A
ilustração da asa resultante efetuada no programa
FreeCad é mostrada na Figura 5.
VI.
CONCLUSÕES
Teve-se como ideia inicial obter as propriedades
básicas de uma asa trapezoidal para servir de auxílio as
fases iniciais do processo de desenvolvimento de um
carro voador. Através da utilização do método numérico
Vortex Lattice Method (VLM) empregado por meio do
software XFLR5 e de princípios matemáticos simples
foi possível chegar as características que não fogem as
dos concorrentes, mostrando de certa forma a valia dos
resultados.
Influiu-se que o aumento da carga máxima de voo
proporciona um aumento razoável das dimensões da asa.
Podendo representar a necessidade de criar mecanismos
mais sofisticados de abertura e fechamento de asas que
os existentes. Dessa forma os resultados primários
obtidos apontam para uma asa de geometria trapezoidal
com área alar de 17,31 m², envergadura de 11,77 m e
corda na raiz de 1,88 m, possuindo uma razão de aspecto
de 8.
©Revista Ciência e Tecnologia, v. 18, n. 33, p. 9-15, jul./dez. 2015 - ISSN: 2236-6733
Os resultados apresentados possuem valia como
auxílio no estudo da obtenção de características básicas
da asa. Ressalva-se a necessidade de se fazer uma
análise aerodinâmica mais efetiva, visto que a análise
expressa é introdutória. Como sugestão para trabalhos
futuros tem-se uma análise aerodinâmica mais apurada,
valendo-se de técnicas de CFD, além da análise dos
efeitos da fuselagem do veículo no escoamento.
REFERÊNCIAS
[1] BERG, P. Top 10 attempts to build a flying car.
Disponível
em:
<http://www.popularmechanics.com/flight/howto/g803/top-10-attempts-to-build-a-flyngcar/?slide=2>. Acesso em: outubro 2015.
[2] ROTHAMN, P. Carro voador é aprovado nos
EUA. Editora Abril, 2010. Disponível em:
<http://info.abril.com.br/noticias/ciencia/carrovoador-e-aprovado-nos-eua-30062010-20.shl>.
Acesso em: outubro 2015.
[3] ROSA, Edison da. Introdução ao projeto
aeronáutico: uma contribuição à competição
SAE
Aero-Design.
Florianópolis:
UFSC/GRANTE, 2006.
[4] KROO, I.; SHEVELL, R. Aircraft design:
Synthesis and analysis. Desktop Aeronautics Inc.,
Textbook Version 0.99, 2001.
[5] ALMEIDA, F. J. de. Estudo e escolha de
metodologia para o projeto conceitual. Revista de
Ciência e Tecnologia, v. 8, n. 16, p. 31–42, 2000.
[6] ROZENFELD, H. Gestão de desenvolvimento de
produtos: uma referência para a melhoria do
processo. [S.l.]: Saraiva, 2006.
[7] CLETO, M. G.; Método proposto para realização
da atividade de benchmarking: uma experiência
no setor automotivo. Universidade Federal do
Paraná, Departamento de Engenharia Mecânica,
2004.
[8] SCHUSTER, C. H.; SCHUSTER, J. J.;
OLIVEIRA, A. S. de. Aplicação do diagrama de
Mudge e QFD utilizando como exemplo a
hierarquização dos requisitos para um carro voador.
Revista GEPROS, v. 10, n. 1, p. 197, 2015.
[9] PADILHA, B. R., ZAIONS, D. R., SPULDARO, E.
Projeto aerodinâmico, estabilidade e controle de um
veículo aéreo não tripulado (vant) de asa fixa.
Unoesc & Ciência - ACET, v. 3, n. 1, p. 109–120,
2012.
[10] FOX, Robert W. MCDONALD, A. T.,
PRITCHARD, P. Introdução à mecânica dos
fluidos. [S.l.]: Livros Técnicos e Científicos, 2006.
[11] RODRIGUES, L. E. M. J. Fundamentos da
engenharia aeronáutica. [S.l.]: Cengage Learning,
2013.
[12] JENKINSON, L. R. MARCHMAN, J. Aircraft
design projects: for engineering students. [S.l.]:
Elsevier, 2003.
[13] RAYMER, D. P. Aircraft Design: A Conceptual
Approach and Rds-student, Software for
Aircraft Design, Sizing, and Performance Set
(AIAA Education). [S.l.]: AIAA (American
Institute of Aeronautics & Ast), 2006.
[14] COSTA, L. G. M. O. Projeto de um avião de
treinamento primário e acrobático. Tese de
Doutorado. Universidade Federal do Rio De
Janeiro, 2013.
©Revista Ciência e Tecnologia, v. 18, n. 33, p. 9-15, jul./dez. 2015 - ISSN: 2236-6733