Novo projeto: Republic P-47 D Thunderbolt - env. 27 pol.

Neste fórum falamos sobre os aeromodelos radio-controlados com peso final abaixo de 143,4 gramas, verdadeiras jóias aeromodelísticas.
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alexcmag
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Mensagem por alexcmag »

Só complementando algumas coisas...

As curvas polares recebem este nome porque as informações exibidas são coeficientes (Cl, Cd, Cm, Cl/Cd, etc) expressos em função de ângulo. Ocorre que no nosso caso elas estão em um par de eixos cartesianos, mas o eixo "X" não contém grandezas lineares (tempo, distância, etc.) mas angulares. Ao pé da letra talvez não devessem mesmo ser chamadas de polares, mas existe motivo para isto.

Quanto à pesquisa e cálculos matemáticos e físicos sobre modelos, existe uma frase atribuída a Leonardo Da Vinci que diz que "Aprender é a única coisa de que a mente nunca se cansa, nunca tem medo e nunca se arrepende.", e é a essência do ser humano.

Se a humanidade nunca tivesse tentado entender como os pássaros voavam, não teríamos aviões e aeromodelos. Se nunca tivesse tentado entender como a eletricidade funciona, não estaríamos aqui trocando estas informações.
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alexcmag
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Mensagem por alexcmag »

Dividi o tópico para facilitar o fluxo de informações.

De volta à parte técnica, intuitivamente tenho a impressão de que na situação em o Álvaro postou (incidência positiva em relação ao horizonte, mesmo que o vôo esteja sendo descendente), pode até planar, mas não com velocidade constante pois o arrasto tende a ser maior que o componente horizontal da força peso.

Já com motor, obviamente dá para voar na horizontal porque há uma força (empuxo do motor) equilibrando o arrasto.
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Ricardão
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Mensagem por Ricardão »

Planando em equilíbrio, o avião irá usar parte do peso para anular o arrasto e manter a velocidade constante; porisso a trajetória de vôo será na descendente, seguindo a taxa de planeio.

Os ângulos de incidência só fazem variar as características dos perfis de asa e estabilizador (CL, CD, CM) e são fixos para a linha de referência do avião.

Variando o ângulo de ataque, varia a direção em que a corrente de ar atinge asa e estabilizador, variando as "incidências efetivas" e fazendo com que varie a posição do centro de pressão. Cada trimagem (incidências e posição do CG) apresenta só um angulo de ataque para o qual o avião estará em equilíbrio, para todos os demais ângulos de ataque o avião terá tendência de levantar ou abaixar o nariz. Sempre que o avião se desequilibra, a cauda irá tentar equilibrá-lo novamente, tão mais rápido quanto maior for o volume de cauda e consequentemente a margem estática.

Felizmente, nos modelos RC a gente tem a possibilidade de alterar o perfil do estabilizador durante o vôo e corrigir a sustentação do estabilizador para atingir novamente o equilíbrio, com outro ângulo de ataque.

O efeito do motor ainda é um pouco nebuloso para mim. Estava evitando falar dele, uma vez que não está sendo considerado nesta análise.

O que é certo, é que a função do motor é gerar empuxo, se opondo ao arrasto e mantendo o vôo nivelado. Isso pode ser conseguido aumentando a velocidade do avião, de maneira a aumentar a sustentação o suficiente para nivelar a curva de descida.

Alterar a velocidade significa se preocupar com mais uma variável que vai afetar o equilíbrio do avião em vôo, o profundor tem que ser também atuado para atingir a situação de equilíbrio.

O motor traz também outras influências ao vôo, como o Alexcmag alertou em seu post mais acima. São gerados outros momentos e a própria corrente de ar é afetada - isso é o que ainda considero nebuloso e tenho preferido acertar na prática, nem sempre com sucesso.

O empuxo é uma variável independente da Aerodinâmica do avião e pode também ser usado para "puxar" o avião na direção que a gente desejar, o que é feito com muita frequência nos aeromodelos elétricos e mascara as reais características aerodinâmicas de vôo. Porisso estou em primeiro lugar analisando o aeromodelo sem o motor.

Em tempo: Usar o motor para corrigir as tendências do aeromodelo ou fazê-lo voar com características aerodinâmicas pobres não tem nada de errado, é uma questão de opção e facilita em muito a trimagem do aeromodelo; não posso dizer que nunca usei ou que nunca vou usar.
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Ricardão
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Mensagem por Ricardão »

Conhecendo agora a posição do NP já dá para fazer as contas e saber qual é a margem estática (SM) para qualquer posição que a gente queira colocar o CG. Procuro trabalhar com margem estática maior que 0,2, mas o Deperrois e outros dizem que não dá para sugerir uma margem estática como “a boa”, cada um deve experimentar e concluir qual é o seu próprio limite. Uma coisa é certeza: quanto maior o número, maior a estabilidade estática do avião – a sensibilidade aos comandos de profundor também será maior.

As posições de CG que a gente indica no software, são medidas a partir do ponto x=0, que é a posição do bordo de ataque, no centro da asa, inclusive a posição do NP.

A porcentagem da corda que a medida da posição do CG representa, deve ser calculada pela corda média. Quando a asa é retangular, a corda média é igual à corda da asa e a gente pode multiplicar a corda média por uma porcentagem (por exemplo 30%) que o resultado é a posição do CG no software, para esse percentual da corda média.

Quando a asa é trapezoidal, elíptica ou quase elíptica como a deste modelo, a corda média é menor que a corda da raiz e a distância até os bordos de ataque na raiz da asa e na “asa média” ficam diferentes, porque o BA da asa média está deslocado do BA da raiz da asa; se a gente calcular 30% da M.A.C. e medir a partir do BA da raiz asa real, esse ponto ficará mais próximo dos BA’s e a porcentagem real do M.A.C. será menor.

Isso pode ser corrigido e eu coloquei o campo Dist BA na planilha em Excel, mas só é necessário quando se quer saber a posição do CG para uma determinada porcentagem da M.A.C. Para efeitos práticos, o que se precisa saber é a posição do CG para a margem estática que a gente quer e isso a planilha calcula direito, mesmo quando o M.A.C. é diferente da corda da raiz.

Para este modelo, o valor de Dist BA é 7,1 mm, mas se calcular a posição do CG para 30% da M.A.C. com esse valor zero, o resultado real será 28,5% do M.A.C., que mesmo não estando 100% correto (como 30%) é uma boa aproximação e porisso vou deixar de entrar em detalhes de como calcular esse tal de Dist BA, quem não sabe como calcular deixe igual a zero que não irá prejudicar as análises.

Voltando ao que realmente interessa, preenchendo os valores de NP e Dist BA na planilha, ela irá calcular posições de CG para as seguintes condições:
- 25% da M.A.C.,
- 30% da M.A.C.,
- SM = 0,4,
- SM = 0,3,
- SM = 0,25,
- SM = 0,2,
dando o valor de margem estática e os percentuais para a raiz da asa e para a M.A.C. Tem também um campo no final que calcula a SM e os percentuais para a posição de CG que a gente digitar no campo ciano.

A figura mostra esses valores, e dá para ver que para SM = 0,2, o CG ficaria em x = 78,62 mm e representaria 54,2% da M.A.C. Uma porcentagem grande da M.A.C., porém o avião é capaz de voar com bons controles, quando o CG está nessa posição.

A faixa de variação para a posição do CG entre 25% da corda e SM=0,2 é de 78.62 – 40.08 = 38.54 mm, que para uma asa com raiz 152 mm é bastante, a gente pode concluir que é melhor trabalhar com o CG mais para a frente para ter melhor comando de profundor e com isso a SM do avião vai ser maior.

As posições escolhidas para as análises iniciais foram: xCG = 40 – 47 – 55 – 65 mm, que deu 4 polares (5 com a do NP) para a gente analisar o modelo.

Na próxima discuto como foram analisados os gráficos e decidido o que mudar no modelo.
Anexos
Campos da planilha com sugestões e cálculos para as posições de CG
Campos da planilha com sugestões e cálculos para as posições de CG
Calculos da posicao do CG.jpg (35.34 KiB) Exibido 18216 vezes
Distâncias entre bordos de ataque da raiz da asa e da "asa média".
Distâncias entre bordos de ataque da raiz da asa e da "asa média".
Dist BA.jpg (29.64 KiB) Exibido 18217 vezes
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Ricardão
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Mensagem por Ricardão »

Lembrando:
- os gráficos estão sendo plotados para “sustentação constante” – “constant lift” – CL constante e igual ao peso.
- está sendo verificado como ficam as outras variáveis para a situação em que o avião está em equilíbrio – que ocorre quando o GCm é zero e porisso o eixo y dos 4 gráficos expressa os valores de GCm; estar em equilíbrio significa que nessa situação o avião não tem tendências de levantar ou abaixar o nariz (sózinho).
- o avião está sendo analisado sem motor – mesmo a sustentação sendo igual ao peso, o avião estará seguindo uma trajetória descendente, de modo a equilibrar o arrasto.
- o ângulo de ataque Alpha expressa a atitude do avião em relação à horizontal, não expressa a trajetória de vôo, nem o ângulo entre a linha de referência da asa e a horizontal.

Além de mostrar se os perfis e incidências são adequados, a ajuda que os gráficos podem oferecer neste momento será para decidir a posição em que o CG deve ser colocado, de modo a chegar próximo de como a gente quer que o avião voe.

Necessário mesmo é analisar 3 variáveis: Alpha, Vinf e CL/CD; depois que tudo estiver decidido, a gente pode dar uma olhada nas outras variáveis ou mesmo fazer outras análises, como ver o que acontece quando a velocidade ou o Alpha são constantes e eventualmente mudar alguma coisa na configuração.

Vamos dar uma olhada nos gráficos plotados para NACA2412 e incidências 0º para asa e estabilizador e ver que informações podem ser tiradas.

O primeiro gráfico – GCm(Alpha):
- todos as curvas do gráfico cruzam o eixo x, mostrando que é possível o avião planar equilibrado (GCm = 0), para todas essas posições de CG;
- os ângulos de ataque para equilíbrio estão próximos de -1º para todas as posições de CG escolhidas – o valor desse ângulo de ataque em si não interfere no vôo, mas influi nas manobras em rolagem e, estéticamente, um nariz muito para cima ou para baixo pode fazer com que o vôo fique “deselegante” ou “estranho”; -1º até que está bom;
- o software conseguiu calcular pontos de operação para Alpha’s entre -1,5º e +6,5º; fora dessa faixa a sustentação fica menor que o peso e o avião não é capaz de voar;
- há muito mais pontos de operação com GCm negativo e Alpha positivo que o contrário, indicando que, fornecendo momento externo, essa configuração terá mais situações em que o nariz deve ser empurrado para cima.

Os outros 2 gráficos discuto mais tarde, em outro post...
Anexos
O primeiro gráfico - GCm x Alpha
O primeiro gráfico - GCm x Alpha
NACA2412_0Gr_0Gr_Alpha.jpg (39.03 KiB) Exibido 18179 vezes
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Ricardão
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Mensagem por Ricardão »

O segundo gráfico – GCM(Vinf):
- as curvas estão cruzando o eixo dos x (GCm= 0 – equilíbrio) para velocidades de planeio em equilíbrio entre 88,4 km/h e 115,7 km/h;
- o software consegue calcular pontos de operação para velocidades que vão de 28,5 km/h (estol) a 270,5 km/h;
- como os valores máximos e mínimos de GCm são idênticos em todos os gráficos, pode-se observar que a velocidade minima ocorre para Alpha máximo e vice versa.

O terceiro gráfico – GCm(CL/CD):
- as curvas mostram que, para estas posições de CG, o avião consegue planar em equilíbrio com taxas de planeio entre 1,8192 e 2,8334;
- os valores extremos possíveis para as taxas de planeio estão entre 0,4112 e 8,8781;
- pode-se observar que as curvas são mais inclinadas para os CG’s mais adiantados e concluir que com as mesmas variações de GCm (atuação do profundor), a taxa de planeio irá variar menos para os CG’s mais adiantados (o mesmo ocorre com o Alpha no primeiro gráfico);
- não dá para observar, porém é um fato que o estol se inicia nos pontos onde o CL/CD é máximo.

O que deu para concluir:

1. As velocidades conseguidas com esta configuração são muito altas e a velocidade de estol indica que o avião pode ser configurado para planar em equilíbrio a velocidades menores.

2. As taxas de planeio são muito pequenas (perto de 2) e os perfis escolhidos para asa e estabilizador permitem taxas de planeio bem maiores (perto de 8 ).

3. Observando os 3 gráficos, vemos que para GCm próximo de -0,10, as velocidades ficam mais próximas dos 40 km/h que a gente quer, os CL/CD ficam mais próximos do máximo e os ângulos de ataque ficam próximos de 3º.

4. Se a gente mudar a incidência da asa para 3º e deixarmos o estabilizador em 0º devemos ter uma configuração apresentando comportamento mais próximo do que queremos (mesmo não sendo a mesma coisa).

No próximo post vamos ver como ficam as polares com 3º de incidência na asa.
Anexos
Gráfico da taxa de planeio (CL/CD)
Gráfico da taxa de planeio (CL/CD)
NACA2412_0Gr_0Gr_ClCd.jpg (35.29 KiB) Exibido 18138 vezes
Gráfico da velocidade (Vinf)
Gráfico da velocidade (Vinf)
NACA2412_0Gr_0Gr_Vinf.jpg (34.4 KiB) Exibido 18138 vezes
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Mensagem por Ricardão »

Mudar a incidência da asa de 0º para 3º exige pouco, basta editar o modelo e mudar o “Tilt Angle” de 0 para 3 na tela “Plane Geometry”, como foi explicado no tópico do Bf109 – clicando no “OK”, o software avisa que vai balear as polares antigas e baleia mesmo. Como as características das polares continuam, basta selecionar a polar e mandar calcular novamente para as mesmas posições de CG anteriores.

Uma novidade que encontrei é que o software efetua os cálculos para no máximo 100 pontos de operação de cada vez e, se escolher um novo intervalo com incremento diferente, os novos pontos de operação são acrescentados aos já calculados; com isso, é possível fazer um primeiro cálculo com incrementos grandes e depois ir reduzindo os incrementos e afinando a precisão para as faixas que interessam. Estou usando precisão de 0,1º para a região de equilíbrio e para os extremos das curvas.

Refeitas as polares, os resultados que podem ser observados nos gráficos são:

Primeiro gráfico:
- As curvas foram deslocadas para cima e para a esquerda e agora as a quantidade de pontos de operação onde o nariz precisa ser empurrado para cima é semelhante à dos que precisa ser empurrado para baixo de modo a equilibrar o avião;
- As curvas estão interceptando o eixo dos x para Alpha’s entre -0,75º e +1,35º;
- O software conseguiu calcular pontos de operação para ângulos de ataque que vão de -3,8º até +2,9º - note que essa faixa é 1,3º menor que para a configuração anterior.

Segundo gráfico:
- As velocidades de equilíbrio ficam entre 34,9 e 44,9 km/h, conforme a posição do CG;
- O software consegue calcular pontos de operação para velocidades que vão de 30,7 km/h até 216,8 km/h;
- A velocidade de estol para esta configuração é 30,7 km/h.

Terceiro gráfico:
- As novas curvas mostram taxas de planeio no equilíbrio entre 7,0807 e 8,8632;
- As taxas de planeio possíveis com esta configuração estão entre 9,0814 e 0,5664.

Com o que os novos gráficos mostram, dá para ver que as características do avião ficam bem próximas do que se queria, porém a velocidade de estol aumentou. Daria para otimizar um pouco mais a configuração com esse perfil, mas já não acredito que o estol ficaria muito distante das velocidades de equilíbrio e preferi partir para analisar o avião com perfis mais curvos e que garantissem mais sustentação.

Caso queiram mais alguma informação, é só pedir. Por enquanto vou partir para o desenho da planta e para a construção do modelo.
Anexos
Terceiro gráfico.
Terceiro gráfico.
NACA2412_3Gr_0Gr_ClCd.jpg (35.25 KiB) Exibido 18004 vezes
Segundo gráfico.
Segundo gráfico.
NACA2412_3Gr_0Gr_Vinf.jpg (34.57 KiB) Exibido 18004 vezes
Primeiro gráfico.
Primeiro gráfico.
NACA2412_3Gr_0Gr_Alpha.jpg (35.03 KiB) Exibido 18004 vezes
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Mensagem por -NiHoN- »

Ricardão,

Achei muito legal o modo como demonstra os gráficos e resultados de tais alterações/atualizações.
Dizer que entedi tudo e todas as suas colocações seria muita ganância minha, já que ainda estou estudando o software em seu outro tópico...
Mas este projeto me trouxe uma noção do que as alterações no aero causam em seu comportamento. Isso já me auxiliou na correção das incidências do Mosquito e na construção do Asteróide...já que são projetos prontos.
Não vejo a hora de ver este seu aero no ar e obsevar o resultado dos estudos feitos em software em relação ao modelo real em vôo...o Flamingo você fez com o mesmo processo no software?

Abraços e acompanhando até o final...

Fernando
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Mensagem por Ricardão »

O Flamingo foi analisado da mesma maneira, antes de desenhar e construir.

Para planadores e modelos de VL fica mais fácil, porque o resultado é bem mais igual ao que o software prediz.
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Mensagem por Ricardão »

Primeira parte da segunda fase - Início da construção da fuselagem.
Anexos
Distribuição das peças nas chapas de balsa.
Distribuição das peças nas chapas de balsa.
Fuselagem 03.jpg (30.21 KiB) Exibido 17753 vezes
Fuselagem 02.jpg
Fuselagem 02.jpg (36.41 KiB) Exibido 17753 vezes
Fuselagem 01.jpg
Fuselagem 01.jpg (33.77 KiB) Exibido 17753 vezes
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