CB 10 PROJETOSDEAERONAVES FINAL

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CB -10 
Triathlon 
Bruno Leite Martins 
Fernanda R Conceição 
Kaique Henrique Mina 
Luiz Leite Martins 
Rubens Côrrea Pinto 
Requisitos de projeto: 
 
• Normas: 
 Federal Aircraft Regulations – Part 23 (Normas 
americanas). 
 JAR – VLA (Joint Airworthiness Requirements – Very 
Light Aeroplanes), normas européias. 
 
 
JAR-VLA 
 
• Peso máximo de decolagem menor ou igual a 750 kg; 
• Velocidade de estol não superior a 83 km/h; 
• Dois lugares no máximo; 
• Uso de um único motor; 
• Operações em voo diurno. 
 
Características pretendidas 
para a aeronave 
Simplicidade 
construtiva 
Possibilidade 
de construção 
por amadores 
Baixo custo de 
aquisição 
Elevada 
disponibilidade 
Manutenção 
Simples 
Versatilidade 
operacional 
Boas Características 
de voo lento (estol) 
Qualidade de voo 
superior Desempenho 
elevado na sua 
categoria 
Alcance compatível 
com o voo de 
turismo 
Diversos grupos 
de motor-
propulsores 
Materiais 
nacionais em 
toda a célula 
Design Atual 
Aeronaves Similares 
PS4 
Cessna 152 T-27 
P51-Mustang 
Missão de 
dimensionamento 
Missão da aeronave de turismo 
 
 
Missão de 
dimensionamento 
Missão da aeronave acrobática 
 
 
Metodologia e Cálculos 
Iniciais básicos 
Tabelas 
Comparativas 
Tabelas com 
relação Wp/W 
Carga útil 
arbitrada 
Carga útil 
divida por 
Wp/W 
Peso máximo 
de decolagem 
W-Wp = Peso 
vazio da 
aeronave 
Pesos 
 
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Wp/W 0,41 0,45 0,56 0,32 0,39 0,39 0,35 0,46 ? 
Admite 0,42 como o valor da relação Wp/W 
 
Carga Útil: 
2 tripulantes cada um com 86 kg = 172,0 kg 
80 litros de combustível(0,72kg/l)= 57,6 kg 
3 Litros de óleo (0,90 kg/l) = 2,7 kg 
3 litros de água(radiador) = 3,0 kg 
Bagagem = 14,0 kg 
 __________ 
 249,3 kg 
 
Pesos 
Peso vazio 
Peso Máximo de decolagem 
Peso Combustível 
100 litros x 90g/litro = 9000g = 9kg 
 
Aerofólios 
 Os perfis escolhidos devem possuir o 
melhor desempenho nas condições abaixo: 
• Velocidade de cruzeiro igual a 280 Km/h; 
• Peso máximo de decolagem igual a 600 
Kg; 
• Área alar igual 8,57 m²; 
 
Aerofólios 
 
Parâmetros escolhidos para os 
aerofólios; 
 
• Melhor Cl/Cd (Cl de cruzeiro) ou menor 
arrasto para Cl de cruzeiro; 
• Estol mais suave; 
• Espessura relativa (t/c),para uma asa mais 
robusta; 
• Clmáx. 
 
Aerofólios Asa 
Retirado de: http://airfoiltools.com/airfoil/details?airfoil=nlf0115-il 
 
 
Raiz da asa – NFL(1) -0215F 
 
Ponta da asa – Wortmann FX-62-K-131 
Retirado de: http://airfoiltools.com/airfoil/details?airfoil=fx62k131-il 
 
 
Aerofólios Empenagem 
Empenagem vertical - 641 – 012. 
Empenagem horizontal - 641 – 012. 
Retirado de: http://airfoiltools.com/airfoil/details?airfoil=n64012-il 
 
Estimativa da área alar 
• S 8,55 m² 
• WDecolagem 600 kg 
• W/S 70,18 Kg/m² 
 
Inicialmente 
Instalação do motor Lycoming O235-L2A 
• S 8,67 m² 
• WDecolagem 610 kg 
• Refinamento dos valores pré-estabelecidos. 
 
Áreas e Cordas 
Parâmetros em planta da 
asa 
Asa trapezoidal 
• Melhor estruturalmente 
• Maior caixa de torção na raiz da asa (mais leve para a mesma 
resistência); 
• Pequeno arrasto induzido; 
• Menor inércia lateral favorecendo as acrobáticas; 
• Considerando bom, estaticamente. 
 
Enflechamento da asa 
40 % da corda será nulo a 25% da corda será nulo 
• Longarina principal retilínea, facilitando a construção; 
• Boas características de estol. 
 
Parâmetros em planta da 
asa 
Parâmetros em planta da 
asa 
Diedro Positivo 
• Estabilidade estática lateral positiva, facilitando a pilotagem em 
cruzeiro e nos pousos. 
Fixação das asas sem montante 
• Mais eficiente aerodinamicamente que a asa como montante; 
• Mais pesada que a asa com montante. 
 
Parâmetros em planta da 
asa 
 
Posição vertical da asa 
Asa baixa 
• Melhor visibilidade do aeroporto nas curvas de 
aproximação para pouso; 
• Maior manobrabilidade; 
• Maior efeito – solo na decolagem; 
• Menor altura da cabine, logo, menor arrasto; 
• Mais adequado para vôo acrobático. 
 
Tipos de empenagem 
Empenagem Convencional 
 Vantagens Desvantagem 
-Possui Maior 
rigidez 
 
-Estruturalmente 
mais rígido. 
 
 
-Possui quatro 
pontos de 
interferência 
aerodinâmica 
 
 
 Vantagens Desvantagem 
-Possui maior 
desempenho 
aerodinâmico 
-Apenas 2 pontos 
de interferência 
-Função de end-
plate para 
empenagem 
vertical 
-Redução de área 
da EH 
 
-Mais pesado 
que a 
empenagem 
convencional, 
devido ao 
reforço estrutural 
colocado na EV 
para suportar a 
EH. 
-Risco de Deep 
Stall 
 
Empenagem em T 
 Vantagens Desvantagem 
- Para mesma 
resistência, mais 
leve que a 
solução em T, 
porém mais 
pesada que a 
solução 
convencional 
 
 
 - 4 pontos de 
interferência 
aerodinâmica 
-Não redução da 
área da EH em 
relação a 
configuração em 
T 
 
 
Cauda em Cruz 
Configuração Empenagem 
convencional adotado ao projeto 
Parâmetros da empenagem 
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Alongamento 3.11 4.71 3.32 4 4.15 3.00 4.24 4.6 4.54 3.64 
Afilamento 0.6 0.54 0.62 0.5 0.73 0.75 0.58 0.5 0.65 0.65 
Dados históricos Caracterização do estol para diferentes 
 afilamentos 
 EH EV 
Alongamento 4 6,4 
Afilamento 0,5 0,5 
Valores adotado ao projeto 
GRUPO MOTO PROPULSOR 
 Vantagens Desvantagem 
-Possui uma 
melhor distribuição 
de massa, 
facilitando a 
centragem. 
-Mais adequado ao 
voo acrobático 
-Rendimento 
propulsivo 
provocado pelo 
maior arrasto do 
jato da hélice 
contra a fuselagemMOTOR DIANTEIRO 
 Vantagens Desvantagem 
-Melhor 
visibilidade 
- Melhor 
rendimento 
propulsivo. 
-Escoamento na 
parte anterior da 
fuselagem. 
-Distribuição 
desfavorável de 
massa, 
dificultando a 
centragem 
-Pouco adequado 
para o voo 
acrobático. 
MOTOR INTERMEDIÁRIO 
Adotado o Motor Dianteiro 
 Parâmetros W/S(Carga Alar) e T/w(potência peso) 
• Aeronave monomotora com potencia na faixa 100 a 150 hp; 
 
• Velocidade máxima em voo nivelado igual ou superior a 280 
Km/h; 
 
• Velocidade de cruzeiro a 75% da potência, igual ou superior a 
260 Km/h; 
 
• Velocidade de estol com flaps, igual ou inferior a 83 
Km/h(Norma do JAR-VLA); 
 
• Razão de subida igual ou superior a 6 m/s. 
 Requisitos de desempenho almejado do projeto 
Estimativa Carga Alar W/S 
20 40 60 80 100 120 140
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Grob 115
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T-23
Tallwind 160
Super 2ARV
Curumim
GP4
RV-6
Lancair 360
Glassair 360
Falco
F22 R
SF 260
CAP 10-B
K51
T-25
T-27 Tucano
Gráfico entre velocidade máxima e Carga alar 
Estimativa Carga Alar W/S 
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50
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Carga Alar [Kgf/m2]
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T-23 Tallwind 160
Super 2ARV
Curumim
GP4
RV-6
Lancair 360
Glassair 360
Falco
F22 R
SF 260
CAP 10-B
K51
T-25
T-27 Tucano
Gráfico entre velocidade de estol com flapes e Carga alar 
 Estimativa da potência peso. 
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Hp/Kg 0,19 0,21 0,18 0,16 0,15 0,14 0,15 0,15 0,22 0,24 0,16 
Comparação das razões potência / peso de aeronaves utilitárias 
similares 
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Hp/Kg 0,22 0,23 0,24 0,27 0,29 0,32 0,33 0,35 0,36 0,37 0,38 
Comparação das razões potência / peso de aeronaves acrobáticas 
similares 
Utilitário Acrobático 
P/W 0.20 0.25 
Valores de potência peso adotado 
 Estimativa da potência peso. 
0.1 0.12 0.14 0.16 0.18 0.2 0.22 0.24 0.26
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Peso Potencia [Hp/Kgf]
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Grob 115 F22-A
Cessna 152
Aero Boero 115
variEzes
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Tallwind 160
Super 2ARV
Curumim
GP4
RV-6
Lancair 360
Glassair 360
Falco
F22 R
SF 260
CAP 10-B
K51
T-25
T-27 Tucano
 Estimativa da potência peso. 
Portanto, para versão Utilitário: 
𝑃 =
𝑃
𝑊 𝑢𝑡𝑖𝑙𝑖𝑡á𝑟𝑖𝑜
∗ 𝑊 = 0.20 ∗ 600 = 120 ℎ𝑝 
Para versão acrobático: 
 
𝑃 =
𝑃
𝑊 𝐴𝑐𝑟𝑜𝑏á𝑡𝑖𝑐𝑜
∗ 𝑊 = 0.25 ∗ 600 = 150 ℎ𝑝 
Relação Potência/Peso 
 
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Utilitária 0,19 0,20 0,23 0,25 0,27 0,21 0,20 0,23 
Acrobática 0,25 0,26 0,30 0,33 0,35 0,27 0,26 0,31 
Possíveis motores a serem utilizados e suas relações Potência/Peso 
Relação Potência/Peso 
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Peso do motor com óleo [Kg] 75,70 104,50 111,50 117,50 118,50 107,50 101,00 109,00 
Peso vazio estimado [Kg] 329,45 358,25 365,25 371,25 372,25 361,25 354,75 362,75 
Peso máximo estimado [Kg] 579,45 608,25 615,25 621,25 622,25 611,25 604,75 612,75 
Área alar estimada [m2] 8,57 8,69 8,79 8,88 8,89 8,73 8,64 8,75 
Acréscimo de área alar [%] 0,0 1,4 2,6 3,6 3,7 1,9 0,8 2,2 
Pesos dos motores considerados, para se manter a mesma carga 
alar e velocidade de estol. 
Dimensionamento 
Tabela geral das características das aeronaves 
Dimensionamento 
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Wp/W 0,38 0,35 0,35 0,46 0,44 0,52 0,4 0,43 
W/S 71,14 108,36 125,58 102,1 67,01 64,74 76,09 163,66 
A 4,81 7,26 7,5 6,41 7,11 7,81 6,54 6,4 
P/W 0,25 0,24 0,26 0,16 0,14 0,17 0,19 0,24 
Tabela reduzida para escolha de parâmetros 
iniciais 
𝑊
𝑆
≅ 70 𝑘𝑔𝑓/𝑚2 
𝑊 ≅ 600 𝐾𝑔𝑓 
𝑆 = 
𝑊
𝑊/𝑆
= 
600
70
= 8,57 𝑚2 
𝑏 = 𝐴 ∗ 𝑆 = 6,4 ∗ 8,57 = 7,4 𝑚 
 Foi adotado um afilamento de 0,5, pois um 
valor menor poderá gerar problemas de estol na 
ponta da asa, a menos que seja feita uma torção 
ou instale slots, sendo estes recursos fatores 
complicadores no processo construtivo. 
𝐶 = 
𝑆
𝑏
= 1,158 𝑚 
𝐶𝑃 = 0,5 ∗ 𝐶𝑅 
𝐶 = 
𝐶𝑃 + 𝐶𝑅
2
= 
0,5𝐶𝑅 + 𝐶𝑅
2
= 1,158 
𝐶𝑅 = 1,544𝑚 ; 𝐶𝑃 = 0,772𝑚 
Dimensionamento 
Visualização das proporcionalidades de áreas 
Visualização das proporcionalidades lineares 
Dimensionamento 
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2,19 3,10 3,33 2,93 2,86 2,21 2,95 2,97 2,50 3,06 2,93 
𝐋𝐕
𝐛
 
0,46 0,44 0,42 0,44 0,42 0,36 0,46 0,45 0,47 0,54 0,46 
𝐋𝐅
𝐛
 
0,87 0,79 0,90 0,83 0,78 0,74 0,83 0,88 0,88 0,89 0,83 
𝐛𝐇
𝐛
 
0,38 0,37 0,27 0,37 0,31 0,31 0,38 0,42 0,35 0,32 0,37 
𝐂𝐑
𝐋𝐅
 
0,24 0,20 0,18 0,25 0,23 0,25 0,25 0,23 0,26 0,27 0,25 
𝐒𝐏𝐑𝐎𝐅
𝐒𝐇
 
0,44 0,35 0,40 0,36 0,31 1,00 0,42 0,42 0,33 0,40 0,30 
𝐒𝐋𝐄𝐌𝐄
𝐒𝐕
 
0,40 0,45 0,25 0,35 0,25 0,30 0,40 0,38 0,38 0,43 0,30 
Principais proporções de aeronaves semelhantes. 
Por exemplo: 
𝐿𝐹 =
𝐿𝐹
𝑏
∗ 𝑏 = 0,83 ∗ 7,4
= 6,14 𝑚 
Dimensionamento 
𝑉𝐻 = 
𝑆𝐻 ∗ 𝐿𝐻
𝑆𝑊 ∗ 𝐶 
 
𝑉𝑉 = 
𝑆𝑉 ∗ 𝐿𝑉
𝑆𝑊 ∗ 𝑏
 
 
 
 
 
 
 
RV
-6
 
G
al
sa
ir
 
L
an
ca
ir
 
F
al
co
 
P
u
ls
ar
 
E
u
ro
p
a 
K
-5
1 
T
u
ca
n
o
 
P
-5
1 
M
e-
10
9 
C
B
-1
0 
Vh 0,48 0,7 0,57 0,64 0,48 0,58 0,64 0,72 0,44 0,6 0,63 
Vv 0,058 0,051 0,055 0,045 0,044 0,056 0,051 0,083 0,046 0,062 0,063 
Valores dos volumes de cauda dos modelos similares 
No cálculo da geometria da 
empenagem foi adotado um 
alongamento de 4 (escolheu-se o 
menor valor visando obter uma 
estrutura mais resistente) 
𝑆𝐻 = 
𝑉𝐻 ∗ 𝑆𝑊 ∗ 𝐶 
𝐿𝐻
= 1,85 𝑚2 
𝑆𝑉 = 
𝑉𝑉 ∗ 𝑆𝑊 ∗ 𝑏
𝐿𝑉
= 1,17 𝑚2 
 
𝑏 = 𝐴 ∗ 𝑆 = 4,0 ∗ 1,85 = 2,72 𝑚 
𝐶 = 
𝑆𝐻
𝑏
= 0,68 𝑚 
𝐶𝑃 = 0,5 ∗ 𝐶𝑅 
𝐶 = 
𝐶𝑃 + 𝐶𝑅
2
= 
0,5𝐶𝑅 + 𝐶𝑅
2
= 0,68 
𝐶𝑅 = 0,90𝑚 ; 𝐶𝑃 = 0,45𝑚 
𝑆𝑃𝑅𝑂𝐹
𝑆𝐻
= 0,30 ; 𝑆𝑃𝑅𝑂𝐹 = 0,555𝑚 
𝐶𝑃𝑅𝑂𝐹 = 
𝑆𝑃𝑅𝑂𝐹
𝑏
= 0,20 𝑚 
𝑏 = 𝐴 ∗ 𝑆 = 6,4 ∗ 1,17
= 2,74 𝑚 
𝐶 = 
𝑆𝑉
𝑏
= 0,43 𝑚 
𝐶𝑃 = 0,5 ∗ 𝐶𝑅 
𝐶 = 
𝐶𝑃 + 𝐶𝑅
2
= 
0,5𝐶𝑅 + 𝐶𝑅
2
= 0,43 
𝐶𝑅 = 0,58𝑚 ; 𝐶𝑃 = 0,29𝑚 
𝑆𝐿𝐸𝑀𝐸
𝑆𝑉
= 0,30 ; 𝑆𝐿𝐸𝑀𝐸
= 0,352 𝑚 
𝐶𝐿𝐸𝑀𝐸 = 
𝑆𝐿𝐸𝑀𝐸
𝑏
= 0,13 𝑚 
Quanto menores forem os 
volumes de cauda, vertical e 
horizontal, menores serão seus 
arrastos (empenagem e total) e 
melhor serão seus 
desempenhos aerodinâmicos. 
 
Por outro lado, pior será a 
estabilidade e controle da 
aeronave, principalmente no 
pouco e decolagem. Para o caso 
de volumes de cauda maiores, 
ocorrerá a situação oposta. 
Conjunto Moto-propulsor 
• Adotado conjunto moto-propulsor dianteiro: 
 Adequado para aeronaves acrobáticas 
 Facilita a centragem das massas da aeronave 
 Lista comparativa de aeronaves similares adotam o mesmo tipo de configuração 
Configuração interna 
• Layout lado-a-lado 
 Adequado para categoria utilitária – treinamento avançado de 
pilotagem (instrutor+aluno) 
 Lista de aeronaves similares apresenta preponderância do 
layout adotado 
 
 
 
Configuração interna 
• Localização/Posição do piloto 
 Projeto adota conceito de “solução mínima” 
 Ergonomia deve ser observada 
 Assentos localizados no fundo da cabine – similaridade com carros esportivos 
 
 
 
Cálculo de Cargas 
• É realizado um cálculo de cargas atuantes na fuselagem, 
asas e empenagens: 
 Define-se fator de carga de manobra, conforme norma JAR-VLA adotada 
(requisitos); 
 Revisita-se o cálculo dos pesos da aeronave; 
 Define-se o envelope de voo (gráfico que relaciona fator de carga em função da 
velocidade da aeronave e questão de rajadas atuantes na aeronave); 
 
 
Cálculo de Cargas 
 As cargas são calculadas conforme norma. 
 Importante ressaltar a distribuição das cargas ao longo da estrutura da 
aeronave. Ainda que não se calculassem os valores, é necessário verificar a 
distribuição de cargas para previsão da estrutura da aeronave 
Exemplo: 
Carga na empenagem vertical e carga na fuselagem 
 
 
Considerações sobre 
Trem-de-pouso 
• Tipo adotado : triciclo retrátil. 
 Vantagem aerodinâmica – não aumenta arrasto do avião em voo, uma vez que é 
recolhido 
 Manobrabilidade em solo (evita tendência da aeronave das “cavalo de pau” 
 Layout preliminar 
 
Roda frontal Rodas principais 
Considerações sobre 
Subsistemas 
• Sistemas de comando (profundor, rolamento, 
hipersustentação) mecânico – braços de alavancas 
• Sistema elétrico simplificado – aeronave não apresenta 
sistema complexo de iluminação, ou mesmo aviônica 
com componentes eletrônicos de grande potência que 
demandariam fontes de energia elétrica mais robustas. 
 Admite-se o uso de baterias veiculares para suprir a demanda de energia elétrico 
do motor, dos instrumentos da aeronave,iluminação da cabine, sistema de 
alimentação de combustível 
Considerações sobre 
Proteção contra colisão 
• Posição relativa motor-piloto 
 Reforços estruturais e considerações da estrutura e fuselagem atuarem como 
absorvedores de energia quando da ocorrência de uma colisão devem ser 
sinalizados para etapa de detalhamento do projeto da aeronave. 
 
• Para-brisa: 
 Levar em conta possível choque contra pássaros 
durante o voo. 
Considerações sobre Produtibilidade 
e Mantenabilidade 
• No que se refere à produtibilidade, os seguintes 
guidelines foram considerados: 
o Simplicidade construtiva; 
o Utilização de materiais compostos sem utilização de moldes; 
o Alternativa de utilização de motores aeronautizados ou aeronáuticos não 
homologados (norma permite). 
Considerações sobre Produtibilidade 
e Mantenabilidade 
• Quanto à manutenção da aeronave: 
o Simplicidade construtiva possibilita realização da manutenção de 
maneira facilitada; 
o Planos de manutenção simples (sem complexidade); 
o Construção para transporte oficina/aeroporto/oficina - possibilidade de 
transporte sem grandes intervenções na aeronave, projetada para ser 
separada – cone de cauda com empenagens destacável. 
Fuselagem 
 
Fuselagem Base 
• Cessna 182 
Dimensionamento inicial 
Variáveis ajustadas 
• Comprimento; 
• Curvatura; 
• Curvatura localizada; 
• Inclinação do tail; 
• Angulação do nariz; 
• Angulação da parte dianteira da fuselagem; 
• Dimensionamento do spinner; 
• Dimensionamento da espessura da cauda; 
• Peso (altura da fuselagem); 
• Largura. 
 
 
 
 
 
Seções da fuselagem 
Seção transversal detalhada 
Comparativo entre a fuselagem 
inicial e a final. 
Asa, profundor e leme. 
Asas e empenagem 
• Cessna 182 
Dimensionamento inicial das 
asas 
Definição da geometria da asa e da 
empenagem 
Definição do diedro 
Perfis da asa 
Perfis do profundor e leme 
Variáveis ajustadas 
• Área; 
• Corda na raiz; 
• Corda na ponta; 
• Envergadura; 
• Razão de afilamento; 
• Ângulo de diedro; 
• Camber; 
• Camber localizado; 
• Espessura. 
 
Comparativo entre asa e empenagem 
inicial com a final 
Avião completo