Boa tarde Senhores.
Irei mostrar neste tópico o desenvolvimento de um VANT ou UAV de alto desempenho.
A princípio estou trabalhando com meu amigo Sérgio e escrevemos no nosso blog a respeito do projeto. Em nosso Blog escrevemos as mesmas matérias que escreverei aqui. As vezes por falta de tempo não consigo atualizar os dois lugares. Para quem tiver curiosidade este é o link de nosso projeto: http://wordpress.viciorc.com/uav/
Conforme atualizo nosso blog, vou postando aqui o desenvolvimento do nosso projeto.
Estamos trabalhando em 2 frentes: Plano do avião e Plano do módulo UAV.
Eu fiquei responsável pelo desenvolvimento do projeto aeronáutico do modelo. E o meu amigo Sérgio pela inteligencia artificial do nosso BRINQUEDO.
Primeiramente gostaria de apresentar o conceito de nosso avião. É um conceito interessante para aeronaves de alto desempenho e baixa assinatura a radares, extremamente interessante para as forças armadas, porém nossa ideia é apenas apresentar um design mais arrojado.
[img:b36964a50c]http://wordpress.viciorc.com/wp-content/uploads/2011/12/VANT-MD-1024x723.jpg[/img:b36964a50c]
Construindo um vant - drone
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Diego Monteiro
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Diego Monteiro
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Primeiramente iniciei uma lógica de desenvolvimento de projeto que vou cita-la a seguir:
Ao iniciar qualquer tipo de projeto é preciso detalhar como este será desenvolvido. Existem diversos autores, como ROSKAM (Airplane aerodinamics and performance, Lawrence, Kansas) e RAYMER (Aircraft design: a conceptual approach. American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc. Washington, D. C.) , na engenharia aeronáutica aconselham um delineamento lógico para o projeto de modo que o mesmo não apresente surpresas durante o desenvolvimento de um protótipo.
Eu ( Diego) utilizei uma mistura de autores para produzir um fluxograma de projeto em 2007 para o projeto SAE Brasil Aerodesign, onde tal fluxograma se adapta a uma rotina que exige baixo custo de desenvolvimento e pouco tempo para a finalização do projeto.
O projeto como um todo, deve primeiramente para pela analise dos requisitos de projeto, que definirão as características de missão da aeronave para que esta possa cumprir os requisitos sem dificuldade. Em seguida é elaborado o Estudo Preliminar ou Projeto Conceitual onde é definida a ideia conceitual da aeronave. É neste momento que a aeronave adquire sua configuração. Em função disso é muito importante que se tenha a maior cautela possível para que a aeronave não apresente nenhuma patologia. Concretizado o conceito da aeronave, inicia-se o Anteprojeto ou Projeto Preliminar, onde utilizando-se dos dados de requisitos de projeto e a configuração da aeronave calcula-se todos os parâmetros de aerodinâmica, desempenho, estabilidade, Controle, dimensionamento da aeronave e finalmente o desenho do projeto. Finalmente podemos iniciar a construção dos sistemas que podem e devem ser ensaiados, tando dinamicamente ou estaticamente. Caso algum sistema tanto estrutural ou eletrônico apresentar problemas, é interessante que seja refeito seu projeto desde a parte conceitual. Quando finalmente todas as partes forem aprovadas em seus respectivos ensaios, o projeto deve ser testado em conjunto como o todo, sendo este ultimo aprovado, a aeronave estará aprovada para utilização o que no meio aeronáutico chamamos de homologação.
A figura mostra um fluxograma bastante intuitivo e simplifica, pois desta forma qualquer pessoa pode segui-lo sem dificuldades.
[img:8fb83f81d4]http://wordpress.viciorc.com/wp-content/uploads/2012/01/fluxograma-300x134.jpg[/img:8fb83f81d4]
Ao iniciar qualquer tipo de projeto é preciso detalhar como este será desenvolvido. Existem diversos autores, como ROSKAM (Airplane aerodinamics and performance, Lawrence, Kansas) e RAYMER (Aircraft design: a conceptual approach. American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc. Washington, D. C.) , na engenharia aeronáutica aconselham um delineamento lógico para o projeto de modo que o mesmo não apresente surpresas durante o desenvolvimento de um protótipo.
Eu ( Diego) utilizei uma mistura de autores para produzir um fluxograma de projeto em 2007 para o projeto SAE Brasil Aerodesign, onde tal fluxograma se adapta a uma rotina que exige baixo custo de desenvolvimento e pouco tempo para a finalização do projeto.
O projeto como um todo, deve primeiramente para pela analise dos requisitos de projeto, que definirão as características de missão da aeronave para que esta possa cumprir os requisitos sem dificuldade. Em seguida é elaborado o Estudo Preliminar ou Projeto Conceitual onde é definida a ideia conceitual da aeronave. É neste momento que a aeronave adquire sua configuração. Em função disso é muito importante que se tenha a maior cautela possível para que a aeronave não apresente nenhuma patologia. Concretizado o conceito da aeronave, inicia-se o Anteprojeto ou Projeto Preliminar, onde utilizando-se dos dados de requisitos de projeto e a configuração da aeronave calcula-se todos os parâmetros de aerodinâmica, desempenho, estabilidade, Controle, dimensionamento da aeronave e finalmente o desenho do projeto. Finalmente podemos iniciar a construção dos sistemas que podem e devem ser ensaiados, tando dinamicamente ou estaticamente. Caso algum sistema tanto estrutural ou eletrônico apresentar problemas, é interessante que seja refeito seu projeto desde a parte conceitual. Quando finalmente todas as partes forem aprovadas em seus respectivos ensaios, o projeto deve ser testado em conjunto como o todo, sendo este ultimo aprovado, a aeronave estará aprovada para utilização o que no meio aeronáutico chamamos de homologação.
A figura mostra um fluxograma bastante intuitivo e simplifica, pois desta forma qualquer pessoa pode segui-lo sem dificuldades.
[img:8fb83f81d4]http://wordpress.viciorc.com/wp-content/uploads/2012/01/fluxograma-300x134.jpg[/img:8fb83f81d4]
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PROJETO CONCEITUAL
Ao meu ver, esta é a parte mais importante do projeto, onde iremos definir detalhadamente a cara do protótipo a fim de se cumprir com eficiência e eficácia os requisitos deste projeto.
Foram listados os seguintes requisitos:
Estrutura robusta e elevada eficiência estrutural
Peso total máximo de decolagem: 7kg
Decolar em pistas com más condições
Elevada eficiência aerodinâmica
Facilidade Construtiva
Deste modo chegamos a seguinte configuração:
A partir dos requisitos, pretende-se a minimização do peso vazio, maximização da área alar e do rendimento aerodinâmico, de acordo com os parâmetros
estabelecidos, visando uma maior sustentação, maximização da relação peso/potencia e a minimização da distância de decolagem em função da minimização do arrasto aerodinâmico.
A aeronave será monomotora “pusher”. A escolha da configuração externa da aeronave foi a do tipo monoplano. Esta decisão deve-se ao fato de que o monoplano é mais eficiente aerodinamicamente, de acordo com STINTON, D. (1983) (The Design of the Aeroplane. Granada Publishing, EUA). Também foi feita uma análise entre desempenho e peso estrutural que justifica a escolha de um monoplano para este projeto. Para uma otimização aerodinâmica, foi aplicado o conceito BWB (Blended Wing Body), melhorando a eficiência da aeronave e conseqüentemente possibilitando o uso de um motor de menor cilindrada.
A escolha das empenagens exigiu uma pequena analise comparativa, onde foram geradas
diversas configurações como cauda do tipo convencional, “T”, configuração em cruz e V-tail, que fossem capazes de manter uma determinada aeronave pré-modelada estável. A configuração que apresentou menor arrasto global e menor peso foi a do tipo V-tail, o que justifica sua escolha.
Na seleção do sistema de aterragem, foram comparadas diferentes combinações de sistemas de amortecimento e configurações construtivas, em busca da mais leve e eficiente na absorção da energia do pouso e vibrações no deslocamento em solo. Também foi levada em consideração a estabilidade durante as corridas de decolagem e aterragem, bem como o arrasto aerodinâmico e do contato com o solo. Após uma avaliação teórica das combinações, foi selecionada a configuração triciclo.
Em seguida foi criada a concepção artística da aeronave que foi apresentada anteriormente.
Foram listados os seguintes requisitos:
Estrutura robusta e elevada eficiência estrutural
Peso total máximo de decolagem: 7kg
Decolar em pistas com más condições
Elevada eficiência aerodinâmica
Facilidade Construtiva
Deste modo chegamos a seguinte configuração:
A partir dos requisitos, pretende-se a minimização do peso vazio, maximização da área alar e do rendimento aerodinâmico, de acordo com os parâmetros
estabelecidos, visando uma maior sustentação, maximização da relação peso/potencia e a minimização da distância de decolagem em função da minimização do arrasto aerodinâmico.
A aeronave será monomotora “pusher”. A escolha da configuração externa da aeronave foi a do tipo monoplano. Esta decisão deve-se ao fato de que o monoplano é mais eficiente aerodinamicamente, de acordo com STINTON, D. (1983) (The Design of the Aeroplane. Granada Publishing, EUA). Também foi feita uma análise entre desempenho e peso estrutural que justifica a escolha de um monoplano para este projeto. Para uma otimização aerodinâmica, foi aplicado o conceito BWB (Blended Wing Body), melhorando a eficiência da aeronave e conseqüentemente possibilitando o uso de um motor de menor cilindrada.
A escolha das empenagens exigiu uma pequena analise comparativa, onde foram geradas
diversas configurações como cauda do tipo convencional, “T”, configuração em cruz e V-tail, que fossem capazes de manter uma determinada aeronave pré-modelada estável. A configuração que apresentou menor arrasto global e menor peso foi a do tipo V-tail, o que justifica sua escolha.
Na seleção do sistema de aterragem, foram comparadas diferentes combinações de sistemas de amortecimento e configurações construtivas, em busca da mais leve e eficiente na absorção da energia do pouso e vibrações no deslocamento em solo. Também foi levada em consideração a estabilidade durante as corridas de decolagem e aterragem, bem como o arrasto aerodinâmico e do contato com o solo. Após uma avaliação teórica das combinações, foi selecionada a configuração triciclo.
Em seguida foi criada a concepção artística da aeronave que foi apresentada anteriormente.
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Após definidas as ideias iniciais podemos iniciar o desenvolvimento da asa. O perfil utilizado e a geometria da asa, são fatores determinantes para a análise da sustentação e o desempenho deste elemento. Existem diversas teorias a respeito do desenvolvimento de uma asa, que podem ser vistos em milhares de literaturas, onde as que mais aprecio são as Americanas e Russas, salvo que ainda não tive a oportunidade de folhar a obra de um autor alemão. Literaturas dessas três nacionalidades são extremamente ricas e suficientes para desenvolver qualquer projeto aerodinâmico.
O presente projeto não visa a utilização de sistemas de voo sofisticados, pois a ideia é obter simplicidade e limpeza aerodinâmica, onde terei a menor chance de encontrar problemas. O projeto aeronáutico é muito multidisciplinar, onde um pequeno problema em uma área, pode se tornar um problema gigantesco para o projeto como um todo.
Devido minha “pequena” experiencia de 5 anos no projeto SAE Brasil aerodesign, usarei um método semi-empírico de desenvolvimento, onde não utilizarei ferramentas multidisciplinares como software de otimização convergente ou algorítimos genéticos, visto que tenho uma vasta noção de cada área de projeto.
O primeiro passo ao se desenvolver uma asa é a seleção do perfil, onde utilizei o software XFLR5 ( gratuito na internet http://www.xflr5.com/xflr5.htm ) e um site de banco de perfis (http://www.ae.illinois.edu/m-selig/ads/coord_database.html#M) que possui uma vasta biblioteca de perfis no formato apropriado (.DAT) para o software. Ao se comparar perfis você deve compara-los dentro da faixa de operação média ( numero de Reynolds adequados ) e deve avaliar parâmetros como a curva de sustentação (Cl x Aplha); quanto mais alta a curva mais sustentação; e a relação Cl/Cd (Cl/cd X alpha); onde o perfil que apresenta a curva com o pico mais elevado possui maior desempenho. É importante observar a região de stoll da curva de sustentação onde este de ser o mais suave possível. Selecionado o Perfil é preciso realizar a analise deste para diversos números de Reynolds para que o Software futuramente possa realizar a análise da asa para diversas faixas de operação. Assim obtém-se os gráficos a seguir:
[img:7fcaa3aaa4]http://wordpress.viciorc.com/wp-content/uploads/2012/01/Sem-t%C3%ADtulo.jpg[/img:7fcaa3aaa4]
O presente projeto não visa a utilização de sistemas de voo sofisticados, pois a ideia é obter simplicidade e limpeza aerodinâmica, onde terei a menor chance de encontrar problemas. O projeto aeronáutico é muito multidisciplinar, onde um pequeno problema em uma área, pode se tornar um problema gigantesco para o projeto como um todo.
Devido minha “pequena” experiencia de 5 anos no projeto SAE Brasil aerodesign, usarei um método semi-empírico de desenvolvimento, onde não utilizarei ferramentas multidisciplinares como software de otimização convergente ou algorítimos genéticos, visto que tenho uma vasta noção de cada área de projeto.
O primeiro passo ao se desenvolver uma asa é a seleção do perfil, onde utilizei o software XFLR5 ( gratuito na internet http://www.xflr5.com/xflr5.htm ) e um site de banco de perfis (http://www.ae.illinois.edu/m-selig/ads/coord_database.html#M) que possui uma vasta biblioteca de perfis no formato apropriado (.DAT) para o software. Ao se comparar perfis você deve compara-los dentro da faixa de operação média ( numero de Reynolds adequados ) e deve avaliar parâmetros como a curva de sustentação (Cl x Aplha); quanto mais alta a curva mais sustentação; e a relação Cl/Cd (Cl/cd X alpha); onde o perfil que apresenta a curva com o pico mais elevado possui maior desempenho. É importante observar a região de stoll da curva de sustentação onde este de ser o mais suave possível. Selecionado o Perfil é preciso realizar a analise deste para diversos números de Reynolds para que o Software futuramente possa realizar a análise da asa para diversas faixas de operação. Assim obtém-se os gráficos a seguir:
[img:7fcaa3aaa4]http://wordpress.viciorc.com/wp-content/uploads/2012/01/Sem-t%C3%ADtulo.jpg[/img:7fcaa3aaa4]
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Feitas tais análises, podemos iniciar a definição geométrica da asa. Analisei diversos tipos de geometrias, onde foram variados os parâmetros como envergadura, área, amolgamento e afilamento. Este software possui uma ferramenta interessante onde pode-se fixar a variável peso, no caso deste projeto 7kg, e assim obtemos respostas de saída como angulo de arfagem e velocidade desta asa necessária para manter a sustentação.
A melhor asa que obtive foi uma asa de envergadura b=3,6m, com rc=0,4m na corda da raiz e tc=0,2m na corda da ponta, resultando uma área total de S=1,08m², um alongamento de A=12 e um angulo de stoll Aplha=14 graus.
[img:4374a38213]http://wordpress.viciorc.com/wp-content/uploads/2012/01/analise-asa-1024x575.jpg[/img:4374a38213]
A melhor asa que obtive foi uma asa de envergadura b=3,6m, com rc=0,4m na corda da raiz e tc=0,2m na corda da ponta, resultando uma área total de S=1,08m², um alongamento de A=12 e um angulo de stoll Aplha=14 graus.
[img:4374a38213]http://wordpress.viciorc.com/wp-content/uploads/2012/01/analise-asa-1024x575.jpg[/img:4374a38213]
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Ainda para ajudar na seleção da geometria da asa, fui questionado a respeito das condições de stoll da asa. Realizei várias analises onde verifiquei SEMPRE a distribuição de CL ao longo da envergadura da asa. Então para a melhor asa obtive o gráfico a seguir para condição de stoll alpha = 14 graus e velocidade de Stoll Vs= 8,8 m/s.
[img:51da3f489f]http://wordpress.viciorc.com/wp-content/uploads/2012/01/Cl-sem-Flap.png[/img:51da3f489f]
Pela imagem da pra notar que o CL máximo ao longo da semi-envergadura ocorre praticamente no meio da semi-asa, justamente no ponto de Cl Máximo que ocorre o Stoll. No caso posicionei os ailerons nos 50% externos da semi envergadura. Neste caso o stoll não está no lugar onde eu queria. Então resolvi aplicar Flaps nos 50% internos da semi-envergadura da asa para tentar aumentar o CL nesta região. Então obtive este gráfico:
[img:51da3f489f]http://wordpress.viciorc.com/wp-content/uploads/2012/01/Cl-com-Flap.jpg[/img:51da3f489f]
[img:51da3f489f]http://wordpress.viciorc.com/wp-content/uploads/2012/01/Cl-sem-Flap.png[/img:51da3f489f]
Pela imagem da pra notar que o CL máximo ao longo da semi-envergadura ocorre praticamente no meio da semi-asa, justamente no ponto de Cl Máximo que ocorre o Stoll. No caso posicionei os ailerons nos 50% externos da semi envergadura. Neste caso o stoll não está no lugar onde eu queria. Então resolvi aplicar Flaps nos 50% internos da semi-envergadura da asa para tentar aumentar o CL nesta região. Então obtive este gráfico:
[img:51da3f489f]http://wordpress.viciorc.com/wp-content/uploads/2012/01/Cl-com-Flap.jpg[/img:51da3f489f]
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Fuselagem
Ah meus caros, esta será a parte mais difícil e demorada deste projeto.
O desenvolvimento e Construção da Fuselagem.
Antes de se escolher a geometria de uma fuselagem deve-se levar em conta alguns detalhes.
1- Qualquer componente de uma aeronave contribui para a Sustentação, o Arrasto Induzido e Arrasto Parasita, baseando-se no Teorema de Kutta Joukowski (http://pt.wikipedia.org/wiki/Teorema_de_Kutta_Joukowski), e ao se juntar os elementos deve-se levar em consideração os fatores de eficiência devido a interferência de cada elemento no sistema.
2- Todos os elementos aerodinâmicos de uma aeronave contribuem para o momento de arfagem, onde a somatória destes resultados nos dá a margem estática que pode ser calculada utilizando algumas bibliografias. Gosto muito do livro do Robert C. Nelson devido a sua simplicidade e didática.
(http://books.google.com.br/books/about/Flight_stability_and_automatic_control.html?id=Z4lTAAAAMAAJ&redir_esc=y).
3- Deve-se estimar e calcular o peso de cada elemento embarcado na aeronave e seu respectivo braço em relação a posição do CG. Isso significa que você deve estimar esta posição. Eu particularmente prefiro utilizar a posição relativa de 27% a 33% da MAC (corda média aerodinâmica) depois que eu calculo o tamanho do volume de cauda para valores de Vht=0,4 a 0,55 (http://www.engbrasil.eng.br/index_arquivos/aula12.pdf). Deste modo só me resta calcular a distribuição dos equipamentos à frente do CG.
Depois de definidas as medidas e posições da cauda da aeronave, cheguei em um dilema sobre o tamanho do nariz da aeronave. Mas com a ajuda do Sergio chegamos a um tamanho interessante para que houvesse folga no manuseio dos equipamentos dentro da aeronave. Ao começar desenhar fiquei indeciso sobre que ferramenta de desenho utilizaria. Optei pelo Rhinoceros 3D (http://www.rhino3d.com/) eu não chega a ser um Solid Works que me permite uma montagem de sólidos (Assembly), mas este programa trabalha com layers, o que facilitou muito meu trabalho para se ter uma visão geral do avião. Achei na internet uma ferramenta que facilitaria muito minha vida que é uma ferramenta para o Rhino, chamada T-Splines (http://www.tsplines.com/products/tsplines-for-rhino.html), porém não consegui instalar esta ferramenta e me virei sem ela mesmo. Encontrei um vídeo demonstrativo um pouco demorado, porém muito didático além de mostrar a capacidade global do programa que pode ser visto a seguir:
[yt]vLuJYL6xvv0[/yt]
O desenvolvimento e Construção da Fuselagem.
Antes de se escolher a geometria de uma fuselagem deve-se levar em conta alguns detalhes.
1- Qualquer componente de uma aeronave contribui para a Sustentação, o Arrasto Induzido e Arrasto Parasita, baseando-se no Teorema de Kutta Joukowski (http://pt.wikipedia.org/wiki/Teorema_de_Kutta_Joukowski), e ao se juntar os elementos deve-se levar em consideração os fatores de eficiência devido a interferência de cada elemento no sistema.
2- Todos os elementos aerodinâmicos de uma aeronave contribuem para o momento de arfagem, onde a somatória destes resultados nos dá a margem estática que pode ser calculada utilizando algumas bibliografias. Gosto muito do livro do Robert C. Nelson devido a sua simplicidade e didática.
(http://books.google.com.br/books/about/Flight_stability_and_automatic_control.html?id=Z4lTAAAAMAAJ&redir_esc=y).
3- Deve-se estimar e calcular o peso de cada elemento embarcado na aeronave e seu respectivo braço em relação a posição do CG. Isso significa que você deve estimar esta posição. Eu particularmente prefiro utilizar a posição relativa de 27% a 33% da MAC (corda média aerodinâmica) depois que eu calculo o tamanho do volume de cauda para valores de Vht=0,4 a 0,55 (http://www.engbrasil.eng.br/index_arquivos/aula12.pdf). Deste modo só me resta calcular a distribuição dos equipamentos à frente do CG.
Depois de definidas as medidas e posições da cauda da aeronave, cheguei em um dilema sobre o tamanho do nariz da aeronave. Mas com a ajuda do Sergio chegamos a um tamanho interessante para que houvesse folga no manuseio dos equipamentos dentro da aeronave. Ao começar desenhar fiquei indeciso sobre que ferramenta de desenho utilizaria. Optei pelo Rhinoceros 3D (http://www.rhino3d.com/) eu não chega a ser um Solid Works que me permite uma montagem de sólidos (Assembly), mas este programa trabalha com layers, o que facilitou muito meu trabalho para se ter uma visão geral do avião. Achei na internet uma ferramenta que facilitaria muito minha vida que é uma ferramenta para o Rhino, chamada T-Splines (http://www.tsplines.com/products/tsplines-for-rhino.html), porém não consegui instalar esta ferramenta e me virei sem ela mesmo. Encontrei um vídeo demonstrativo um pouco demorado, porém muito didático além de mostrar a capacidade global do programa que pode ser visto a seguir:
[yt]vLuJYL6xvv0[/yt]
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Passei dois dias quebrando a cabeça para de desenhar o sólido da fuselagem pois não conhecia certas ferramentas do software. Foi um trabalhão, mas o final foi satisfatório. Como pode ser visto a seguir o desenho ficou muito semelhante a ideia conceitual. Em seguida farei o compartimento do motor que vai exigir um pouco também de paciência, mas pelo que percebi estamos no rumo certo.
[img:3f2cd41033]http://wordpress.viciorc.com/wp-content/uploads/2012/01/Inicio-da-fuselagem-1024x575.jpg[/img:3f2cd41033]
[img:3f2cd41033]http://wordpress.viciorc.com/wp-content/uploads/2012/01/fuselagem-concluida-1024x288.png[/img:3f2cd41033]
[img:3f2cd41033]http://wordpress.viciorc.com/wp-content/uploads/2012/01/Inicio-da-fuselagem-1024x575.jpg[/img:3f2cd41033]
[img:3f2cd41033]http://wordpress.viciorc.com/wp-content/uploads/2012/01/fuselagem-concluida-1024x288.png[/img:3f2cd41033]
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Diego Monteiro
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Após trocar algumas ideias com meu amigo designer Rafael de Sá (desadesenha@hotmail.com), concluimos que desenhar em SolidWorks seria interessante tanto para o desenvolvimento do projeto como analise, quanto a facilidade para a construção do modelo por meio de CAD/CAM.
Portanto, adotarei o Rhino 3D para desenvolvimento de conceitos e o SolidWorks será usado para conclusão das plantas e confecção do Projeto. A respeito da confecção do projeto, ainda estou mantendo algumas informações sob-sigilo devido a incerteza do método de confecção do protótipo.
A fuselagem ainda está em fase de desenho no SolidWorks e quem está fazendo este trabalho para mim é o Rafael. Então segue o que já temos em Mãos:ormações em sigilo pois ao mesmo tempo quero dar um ar de suspense e ao mesmo tempo não chega a ser uma solução revolucionária, mas digamos que irá e muito “facilitar a nossa vida” no desenvolvimento desse projeto.
[img:56c05250ad]http://wordpress.viciorc.com/wp-content/uploads/2012/04/desenho-solid-300x225.jpg[/img:56c05250ad]
Portanto, adotarei o Rhino 3D para desenvolvimento de conceitos e o SolidWorks será usado para conclusão das plantas e confecção do Projeto. A respeito da confecção do projeto, ainda estou mantendo algumas informações sob-sigilo devido a incerteza do método de confecção do protótipo.
A fuselagem ainda está em fase de desenho no SolidWorks e quem está fazendo este trabalho para mim é o Rafael. Então segue o que já temos em Mãos:ormações em sigilo pois ao mesmo tempo quero dar um ar de suspense e ao mesmo tempo não chega a ser uma solução revolucionária, mas digamos que irá e muito “facilitar a nossa vida” no desenvolvimento desse projeto.
[img:56c05250ad]http://wordpress.viciorc.com/wp-content/uploads/2012/04/desenho-solid-300x225.jpg[/img:56c05250ad]
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Arthur S. de Almeida
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