Livro de Anais - IEAv

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ISSN (Impresso)
Anais do
Simpósio de Iniciação Científica e Tecnológica
do Instituto de Estudos Avançados
São José dos Campos – SP
2016
Volume 1 – Ago/2015 – Jul/2016
© 2016 Instituto de Estudos Avançados – IEAv
Qualquer parte desta publicação pode ser reproduzida, desde que citada a fonte.
A publicação inclui os trabalhos apresentados no I Simpósio de Iniciação Científica e Tecnológica (I SICTI) do
Instituto de Estudos Avançados, 02 a 04 de Agosto de 2016.
Publicado por:
Instituto de Estudos Avançados – IEAv
Endereço:
Trevo Coronel Aviador José Alberto Albano do Amarante, n◦1 - Bairro Putim
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São José dos Campos - São Paulo - Brasil
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Tel. (12) 3947-5360, [email protected].
Editores:
Dr. Abel Antônio da Silva - ENU
Dr. Ademar Muraro Junior - EFA
Me. Bruno Ferreira Porto - EAH
Dr. Fábio Dondeo Origo - EFO
Dr. Felipe Leonardo Lobo Medeiros - EGI
Dra. Valeria Serrano Faillace Oliveira Leite - EST
Ans.de C&T – Bibliotecária Rosilene Maria de Mendonça - EICT
Anais do Simpósio de Iniciação Científica e Tecnológica do Instituto de Estudos Avançados.
- vol.1 (ago/2015 – jul/2016) - São José dos Campos. IEAv, 2016
Anual
ISSN
Inclui: Anais do I Simpósio de Iniciação Científica e Tecnológica do Instituto de Estudos Avançados
- I SICTI – IEAv/DCTA, 02 a 04 de Agosto de 2016.
1. Iniciação Científica e Tecnológica – Simpósio. 2. Pesquisa Científica.
3. Ciência e Tecnologia. 4. Desenvolvimento Tecnológico. 5. Inovação.
Anais do I Simpósio de Iniciação Científica e Tecnológica do IEAv, v. 1, p. 1-176, 2016
I SICTI 2016
I Simpósio de Iniciação Ciêntífica e Tecnológica do Instituto de Estudos Avançados
Anais do
Simpósio de Iniciação Científica e Tecnológica
Volume 1 – Ago/2015 – Jul/2016
São José dos Campos – SP
2016
Instituto de Estudos Avançados – IEAv
Direção
Cel Av Roberto da Cunha Follador
Diretor do IEAv (EDR)
Ten Cel Av Flávio Petersen Junior
Vice-Diretor do IEAv (VDR)
Dr Osvaldo Catsumi Imamura
Chefe da Subdiretoria Técnica (EDT)
Maj Eng Nilton de Oliveira Lessa
Chefe da Subdiretoria de Administração (EDA)
Comissão Organizadora do SCTI
Comissão Gestora PIBICTI
Dr. Ademar Muraro Junior (coordenador)- EFA
Comissão Científica
Dr. Ademar Muraro Junior (coordenador)- EFA
Realização
Apoio
Anais do Simpósio de Iniciação Científica e Tecnológica
Volume 1 – 2016
SUMÁRIO
EDITORIAL
9
I SICTI
11
ALTERAÇÕES DAS CARACTERÍSTICAS DE SUPERFÍCIE DE AÇOS MULTIFÁSICOS
TRATADOS TERMICAMENTE A LASER
P. C. Lauar, D. Neves, M. S. F. Lima, R. Riva, W. Miyakawa
13
APLICAÇÃO DE MATERIAIS INTELIGENTES NO PROJETO DE ENTRADA DE AR
DO DEMONSTRADOR TECNOLÓGICO SCRAMJET 14-X S PARA VOO
ATMOSFÉRICO A 30 KM DE ALTITUDE E VELOCIDADE CORRESPONDENTE A
NÚMERO DE MACH 7
J. A. C. C. Pinto, I. S. Rêgo, P. G. P. Toro, M. A. S. Minucci, F. J. Costa
19
APLICAÇÃO DE RRT* AO PLANEJAMENTO AUTOMÁTICO DE ROTAS DE
NAVEGAÇÃO PARA VANTS
L. M. Silva, M. M. De Marchi, F. L. L. Medeiros
24
ARRASTO DE ONDA DO VEÍCULO HIPERSÔNICO 14-X BS NIVELADO A MACH 7 E
ALTITUDE DE 30 KM: MODELAGEM PRELIMINAR
E. D. C. C. Nascimento, I. S. Rêgo
30
AVALIAÇÃO DA ESPESSURA DA CAMADA A VERDE DE ZIRCÔNIA NO
PROCESSO DE DEPOSIÇÃO A LASER
J. C. G. Santos, V. Teleginski, J. F. Azevedo, S. A. Silva, G. Vasconcelos
36
AVALIAÇÃO DE PLATAFORMA HÍBRIDA RECONFIGURÁVEL DE PEQUENO
PORTE PARA EMPREGO EM VANTs
L. H. M. Dias, M. R. C. Aquino, V. C. F. Gomes, F. L. L. Medeiros
41
CARACTERIZAÇÃO DE CHAMAS DE BIOQUEROSENE PARA APLICAÇÕES EM
SCRAMJETS
L. M. Vialta, D. Carinhana Jr
46
CARACTERIZAÇÃO DE UM MOTOR STIRLING DE PISTÃO LIVRE
A. C. Santos, V. S. F. O. Leite
CARACTERIZAÇÃO
MICROESTRUTURAL
DO
AÇO
TERMOQUIMICAMENTE A PLASMA E A LASER
A. G. S. Gorges, G. Vasconcelos, V. H. B. Scheid, A. J. Abdalla
300M
51
TRATADO
57
CLASSIFICAÇÃO DA VEGETAÇÃO E CAVAS DE AREIA DE IMAGENS OBTIDAS
POR VANTS NA REGIÃO DO VALE DO PARAÍBA EM SÃO JOSÉ DOS CAMPOS - SP
S. C. Oliveira, J. D. Verona, E. H. Shiguemori
62
COMPORTAMENTO ESPECTRAL DE DISTINTOS ALVOS PERANTE UM SENSOR
TERMAL
D. M. F. Costa, J.Verona, E. H. Shiguemori
66
CORROSÃO TÉRMICA DE CARBONO VÍTREO MONOLÍTICO
J. C. Arisseto, F. D. Origo
70
DESENVOLVIMENTO DE FERRAMENTA COMPUTACIONAL UTILIZANDO
MÉTODOS DE INCLINAÇÃO LOCAL PARA PROJETO DE VEÍCULOS
HIPERSÔNICOS
M. M. C. Pellegrini, T. C. Rolim
76
DETERMINAÇÃO DAS PROPRIEDADES TERMODINÂMICAS APÓS UMA ONDA DE
CHOQUE OBLÍQUA
M. V. S. Pereira, P. G. P. Toro, J. H. Fernandez
81
ESTUDO DA EFICIÊNCIA DA IMPLEMENTAÇÃO DE ALGORITMO DE TEMPLATE
MATCHING PARA NAVEGAÇÃO AUTÔNOMA DE VANT EM RASPBERRY PI
G. A. H. C. C. Lima, E. H. Shiguemori, P. F. F. S. Filho
86
ESTUDO DE TÉCNICAS DE CASAMENTO DE PADRÕES EM IMAGENS OBTIDAS
POR VANT EM SISTEMA EMBARCADO
G. C. C. Silva, E. H. Shiguemori
89
ESTUDO DE UM SISTEMA DE TELEMETRIA PARA VOO TESTE DE UM
“SCRAMJET” ACADÊMICO
V. L. Carvalhal, S. Rêgo
94
ESTUDO E ADAPTAÇÃO DE PROBLEMAS E MÉTODOS PARA O PLANEJAMENTO
DE ROTA PARA VANT'S CONSIDERANDO A IDENTIFICAÇÃO AUTOMÁTICA DE
MARCOS
M. M. Roberto, M. J. Pinto, P. F. F. Silva Filho
100
ESTUDO EXPERIMENTAL DAS CONDIÇÕES DE IGNIÇÃO NA INICIAÇÃO DA
DETONAÇÃO
N. C. Lopes, C. C. B. Katata , C. S. T. Marques
104
HEURÍSTICA BASEADA NO MÉTODO GRASP PARA O PLANEJAMENTO DE ROTAS
PARA VANTs
L. S. Cordeiro, M. J. Pinto
110
IMPLEMENTAÇÃO E AVALIAÇÃO DE TRAÇADOR DE CURVAS DE HISTERESES
MAGNÉTICAS
A. A. C Silva, V. M. M Abramo, A. C. C Migliano
116
PLANEJAMENTO DE ROTAS DE NAVEGAÇÃO PARA EXPERIMENTOS DE POUSO
AUTÔNOMO COM UM VANT VTOL
M. E. L. Honorato, V. C. F. Gomes, L. H. M. Dias, M. R. C. Aquino, F. L. L. Medeiros
120
PROCESSAMENTO DE IMAGENS OBTIDAS POR DRONES UTILIZANDO O
SISTEMA DE INFORMAÇÃO GEOGRÁFICA SPRING
R. R. Bueno, J. D. Verona, E. H. Shiguemori
125
PROCESSAMENTO E CARACTERIZAÇÃO DE COMPÓSITOS À BASE DE FERRITAS
J. A. N. Ferreira, M. S. Hieda, E. O. Silva Júnior, J. P. B. Machado, V. L. O. Brito
128
PRODUÇÃO DE SUPERFÍCIES SUPER-HIDROFÓBICAS POR ABLAÇÃO A LASER
NA LIGA Ti-6Al-4V
I. K. L. Kam, J. J. Neto
131
RECOBRIMENTO DE AÇO FERRAMENTA COM CARBETO DE BORO VIA LASER
DE CO2
J. F. Azevedo, V. Teleginski, J. C. G. Santos, S. A. Silva, G. Vasconcelos
136
RESINA FURFURÍLICA MICROESTRUTURADA OBTIDA POR TRANSFERÊNCIA DE
MICROMOLDE POLIMÉRICO
A. Aumiller, F. Dondeo, R. C. Louzada
140
RESISTÊNCIA À CORROSÃO EM AÇOS TEXTURIZADOS A LASER
M. F. R. L. Souza, P. M. M. Leite, A. C. O. C. Doria, J. G. A. B. Simões, R. Riva, W.
Miyakawa
146
SELEÇÃO PRELIMINAR DE MATERIAIS ESTRUTURAIS E DE PROTEÇÃO
TÉRMICA PARA O DEMONSTRADOR TECNOLÓGICO SCRAMJET 14-X S PARA
VOO ATMOSFÉRICO A 30 KM DE ALTITUDE E VELOCIDADE CORRESPONDENTE
A NÚMERO DE MACH 7
J. E. S. Junior, I. S. Rêgo, P. G. P. Toro, M. A. S. Minucci, F. J. Costa
150
SÍNTESE DE HEXAFERRITA Z-TYPE COM APLICAÇÕES AEROESPACIAIS
V. M. M. Abramo, A. A. C. Silva, A. C. C. Migliano
156
TERMOMETRIA EM UMA CHAMA ESTEQUIOMÉTRICA UTILIZANDO A TÉCNICA
DE ESPALHAMENTO RAYLEIGH PARA O COMPRIMENTO DE ONDA 355nm
C. F. Nunes, L. G. Barreta, D. Carinhana Jr
160
UM ESTUDO NUMÉRICO DO EFEITO NA PRESSÃO SOBRE CORPOS ROMBUDOS
EM VELOCIDADE SUPERSÔNICA CAUSADO PELA ADIÇÃO DE ENERGIA NA
FORMA PULSADA
M. D. Felix, A. C. Fraile Júnior, M. A. P. Rosa
165
UTILIZAÇÃO DE DISPERSÃO DE SUKHAREV NA CONSTRUÇÃO DE ÁRVORES
ALEATÓRIAS DE RÁPIDA EXPLORAÇÃO
D. M. Adamis, F. L. L. Medeiros
171
9
EDITORIAL
O Instituto de Estudos Avançados (IEAv), inaugurado há 34 anos, tem como objetivos a
pesquisa avançada e estratégica e a formação de recursos humanos qualificados. Dentro desta
visão, a iniciação científica e tecnológica é considerada parte integrante das atividades do
Instituto. Por meio dela, os alunos têm a oportunidade de entender e praticar o método
científico, aperfeiçoar o seu espírito crítico e exercer a sua criatividade, aprender a trabalhar
em equipe (aprender a respeitar os seus limites e os das pessoas ao seu redor), além de
estimular os alunos de graduação a prosseguirem na carreira científica, ingressando em
programas de pós-graduação.
Nos primórdios do IEAv, os projetos em desenvolvimento foram contemplados com bolsas
custeadas com recursos da própria Instituição, mas ações políticas e econômicas nos anos
subsequentes dificultaram a manutenção dos projetos e o incentivo aos trabalhos de iniciação
científica. A fim de solucionar este problema, alguns pesquisadores tentaram,
individualmente, obter quotas institucionais de bolsas de iniciação científica, sem êxito. Em
2005, com uma participação maciça dos pesquisadores, solicitou-se novamente ao CNPq a
concessão de quotas. No ano de 2006, o IEAv foi contemplado com 10 quotas de bolsas do
Programa Institucional de Bolsas de Iniciação Cientifica (PIBIC) e nesses últimos anos houve
um aumento progressivo das quotas de bolsas, atingindo desde 2014 um total de 30 bolsas,
sendo 04 cotas de bolsas do Programa Institucional de Bolsas de Iniciação em
Desenvolvimento Tecnológico e Inovação (PIBITI).
Como parte das avaliações do programa de iniciação científica do CNPq, foi realizado em
2007 o I Seminário de Iniciação Científica do IEAv. Pelo interesse dos pesquisadores da
instituição, percebeu-se que a realização deste evento era muito maior do que apenas
mobilizar os alunos que possuíam bolsas institucionais de iniciação científica do PIBICCNPq, atraindo alunos de iniciação científica de outros órgãos de fomento ou voluntários e
também dos alunos que cursavam a pós-graduação no Instituto. No ano de 2009, o evento
passou também a receber as contribuições dos alunos de pós-graduação do Instituto e no
primeiro semestre de 2012, com a aprovação da Pós-graduação no IEAv, foi realizado o I
SCTI (Simpósio de Ciência, Tecnologia e Inovação do IEAv), englobando os trabalhos dos
alunos de todos os programas de iniciação científica e tecnológica e da Pós-graduação do
Instituto.
O crescente número de trabalhos submetidos, aliado à diferença de nível entre os trabalhos de
iniciação e pós-graduação, tornou a logística do evento mais complexa e, a partir deste ano, os
eventos serão realizados separadamente para melhor atender aos respectivos objetivos. A
realização do SICTI - Simpósio de Iniciação Científica e Tecnológica do IEAv de 2016, será
o início de um evento que gerenciará e organizará este e os próximos trabalhos de todos os
programas de iniciação científica e tecnológica do Instituto, mantendo-se os objetivos e
responsabilidades dos eventos dos anos anteriores.
A Comissão agradece o apoio recebido da Direção do Instituto, das comissões internas e
externas envolvidas neste processo, das agências de fomento e empresas que possibilitaram a
realização deste I Simpósio de Iniciação Científica e Tecnológica do IEAv.
Comissão Organizadora do I SICTI 2016.
Anais do I Simpósio de Iniciação Científica e Tecnológica do IEAv, v. 1, p. 9, 2016
10
11
I SICTI
Esta é a primeira edição do Simpósio de Iniciação Científica e Tecnológica (I SICTI) do
IEAv, que acontece em São José dos Campos, São Paulo, nos dias 02 a 04 de agosto de 2016.
O I SICTI 2016 tem como objetivo apresentar e discutir com a comunidade, os trabalhos
desenvolvidos pelos alunos de graduação de diversas universidades junto aos projetos da
Instituição. O evento será composto por palestras de curta duração, nas quais serão
apresentados os trabalhos de pesquisa científica e tecnológica desenvolvidos pelos alunos
durante o ano. Haverá também uma sessão de pôsteres, onde serão expostos estes trabalhos,
com o objetivo de uma melhor integração entre os autores e pessoas interessadas nos temas.
Os trabalhos deste volume são resultados dos projetos de iniciação científica e iniciação
tecnológica e inovação, desenvolvidos por alunos ligados às universidades da região do Vale
do Paraíba, sul de Minas Gerais e de outros estados, dentro das áreas de atuação da
Instituição: Aerotermodinâmica e Hipersônica, Energia Nuclear, Física Aplicada, Fotônica e
Geointeligência.
Este volume dos Anais do I SICTI está em formato eletrônico, com distribuição online,
disponível na página http://www.ieav.cta.br/eventos/sicti/2016/. Algumas cópias impressas
serão confeccionadas e arquivadas em bibliotecas, a fim de manter o mesmo registro do
caderno de publicações junto ao Centro Brasileiro do ISSN (CBISSN). Foram publicados 33
trabalhos, sendo 24 do programa PIBIC-PIBITI/CNPq e 9 de outros programas de iniciação
científica.
Os organizadores esperam que o I SICTI possa oferecer à comunidade científica do IEAv, em
especial aos alunos que desenvolvem trabalhos de iniciação científica, um evento agradável,
no qual se possa conhecer uma parcela da pesquisa realizada atualmente na Instituição.
Comissão Organizadora do I SICTI 2016.
Anais do I Simpósio de Iniciação Científica e Tecnológica do IEAv, v. 1, p. 11, 2016
12
13
ALTERAÇÕES DAS CARACTERÍSTICAS DE SUPERFÍCIE DE AÇOS
MULTIFÁSICOS TRATADOS TERMICAMENTE A LASER
P.C. Lauar1,2*, D. Neves1, M.S.F. Lima1, R. Riva1, W. Miyakawa1
Projeto: Processamento de materiais a laser
1
Instituto de Estudos Avançados – Divisão de Fotônica, São José dos Campos – SP
2
Universidade Federal de São Paulo, Instituto de Ciência e Tecnologia, São José dos Campos – SP
*[email protected]
Resumo
Aços avançados de alta resistência, como os
aços Dual Phase (DP) e Transformation
Induced Plasticity (TRIP) têm sido cada vez
mais usados na indústria automobilística, devido
às suas propriedades mecânicas e plásticas.
Neste trabalho, aços DP600 e TRIP 750
foram tratados termicamente com um laser a
fibra de Ytterbium, e as alterações
microestruturais e de microdureza nas
regiões irradiadas, foram comparativamente
avaliadas em relação às não irradiadas. Os
resultados mostraram que o aço TRIP
apresentou maior susceptibilidade ao
tratamento térmico, evidenciado pelas
alterações microestruturais mais intensas e
pelos
valores
de
microdureza
proporcionalmente maiores do que os
equivalentes de aço DP, que receberam o
mesmo valor de energia específica.
Palavras-chave: laser, endurecimento a
laser,
tratamento
térmico,
aço
automobilístico, aço dual phase
1. Introdução
Investimentos
em
pesquisa
e
desenvolvimento no setor automobilístico
vêm se destacando desde as crises de
petróleo, na década de 70, onde a principal
motivação era encontrar uma forma para
reduzir o consumo de combustível (Gorni,
2008) e, consequentemente, a emissão de
CO2. A solução para o problema foi reduzir
o peso dos veículos. Com isso, em busca de
maior competitividade, além da utilização de
outros materiais na composição das peças
(como fibras e plásticos), surgiram, no
mercado, novos aços, com menores
densidades
específicas
e
melhor
desempenho. Os tradicionais aços-carbono
foram substituídos pelos HSS (High
Strength Steel ou aços convencionais de alta
resistência) e AHSS (Advanced High
Strength Steel ou aços avançados de alta
resistência). Nesta última, encontram-se os
aços multifásicos, que podem conter duas ou
mais fases em sua microestrutura,
dependendo dos elementos de liga e do
processo envolvido (Nigri 2008).
2.1 Aços Dual Phase (DP)
Os aços DP são classificados como AHSS,
pois são compostos por uma microestrutura
bifásica, onde ilhas de martensita (fase
“dura”) estão dispersas em uma matriz
ferrítica (fase “macia”) (Tigrinho 2011).
Estes aços possuem amplo espectro de
resistência mecânica (limite de resistência à
tração entre 350 e 1400 MPa) (Marra 2008),
boa capacidade de estiramento e ótima
absorção
ao
impacto,
maximizando
simultaneamente a ductilidade e resistência
mecânica, além de serem recicláveis.
Atendem,
portanto,
aos
requisitos
necessários para o projeto de um veículo
moderno, seguro, econômico e sustentável.
Para a confecção de automóveis, existem
diversas possibilidades para a utilização de
aços DP, como: barra de proteção da porta,
barra de reforço de teto, travessa de reforço
de chassis, entre outros (Marra 2008).
Porém, deve-se levar em consideração que
quanto maior a resistência de um aço, maior
é seu retorno elástico após a conformação
(Gorni 2010). Por este motivo, a
microestrutura deve ser avaliada e adequada
para cada tipo de aplicação.
2.1 Aços Transformation Induced Plasticity
Aços que apresentam o efeito TRIP
(plasticidade induzida por deformação)
possuem em sua microestrutura uma matriz
ferrítica, onde outras fases, bainita e
austenita retida, estão dispersas (Gorni,
2008). O efeito TRIP ocorre quando a
austenita presente nesse aço se transforma
em martensita, através de uma deformação
aplicada no material (Nigri 2008), seja esta
durante qualquer etapa do processamento
14
(fabricação ou conformação, por exemplo).
Como resultado, tem-se um maior
alongamento na direção em que a
deformação
foi
aplicada,
i.e.,
a
transformação produz um aumento de
ductilidade localizada.
Esta mudança de fase confere aos aços
TRIP uma melhor relação entre a resistência
mecânica e ductilidade, quando comparado
aos demais AHSS (Gorni, 2008), o que lhe
confere uma ótima estampabilidade. Porém,
é preciso ressaltar que quanto maior a
porcentagem de fase martensítica, maior é a
resistência à tração e escoamento do
material, e consequentemente, menor sua
ductilidade. Desta forma, é importante
retardar a transformação da austenita nas
etapas de processamento, para que não se
comprometa o desempenho e propriedades
finais desejadas para a aplicação, como por
exemplo, absorção de energia durante um
eventual impacto nos automóveis que
utilizam aço TRIP (Nigri 2008). Outra forma
de manter a estabilidade da austenita é
controlar a composição química do aço,
ajustando as concentrações de carbono e
outros elementos de liga, e também os
tamanhos de grãos austeníticos, garantindo
ao aço uma alta ductilidade (Tigrinho 2011).
1.3 Tratamento térmico a laser
Tratamentos térmicos a laser podem
melhorar as propriedades químicas e físicas
da área irradiada dos aços, sem alterar as
regiões não tratadas (Mohamaddi 2012;
Rossini 2015). Estes tratamentos devem ser
realizados controlando-se potência, diâmetro
do feixe, e velocidade de varredura, entre
outros parâmetros, para que se possa avaliar
a influência da energia específica na
microestrutura (Steen 1991).
As reações induzidas pela radiação laser
ocorrem fora das condições de equilíbrio
térmico. Quando a temperatura atingida pela
superfície do metal cai bruscamente,
ocorrem transformações de fases, que
alteram significativamente a proporção de
martensita na superfície, em relação às
outras fases. Com isso, aumenta-se também
a resistência mecânica do aço, e, por
conseguinte, diminui-se sua ductilidade e
resistência a fratura.
Neste trabalho, aços DP600 e TRIP 750
foram tratados com um laser a fibra de
Ytterbium, com o objetivo de avaliar as
alterações microestruturais e de microdureza
nas regiões irradiadas, comparativamente às
não irradiadas.
A importância deste trabalho está no fato
de que tanto os tratamentos térmicos a laser
para alterar e aprimorar, localmente,
algumas propriedades químicas e mecânicas
de aços avançados e de alta resistência,
como as técnicas de caracterização são
comumente empregadas nas áreas de
pesquisas aeroespaciais e de materiais. Aliase a isso, o fato de que esta capacitação
também é totalmente aplicável aos metais
aeronáuticos e aeroespaciais.
2. Metodologia
Seis chapas de cada tipo de aço (DP600 e
TRIP750,
ambos
produzidos
pela
USIMINAS), com dimensões de 200,0 mm
x 200,0 mm x 1,6 mm, foram tratadas
termicamente com o laser a fibra de
Ytterbium
(IPG,
mod.
YLR-2000,
λ=1.080 μm). No centro de cada chapa,
foram feitas varreduras na direção da
laminação, com diferentes potências de laser
(270 e 330 W), diâmetros de feixe sobre a
amostra (6,18 e 5,56 mm) e velocidades de
varredura (135 e 164 mm/min).
A partir de cada chapa, foram cortados
dois corpos de prova (10,0 mm x 10,0 mm x
1,6 mm), que foram embutidos em baquelite,
em duplas, uma na posição horizontal e
outra na vertical, de forma que se pudesse
avaliar suas seções longitudinais e
transversais. As duplas foram identificadas
de DP1 a DP6, e TRIP1 a TRIP6. Foram,
então, lixadas e polidas, até a alumina de 0,3
μm. Em seguida, foram limpas em banho de
acetona, no ultrassom, por 5 minutos.
Os corpos de prova foram atacados com
solução de Nital a 2% (2 ml HNO3 + 98 ml
etanol), lavados em água corrente e secados
em fluxo de ar à temperatura ambiente. Os
corpos de prova de aço TRIP foram,
adicionalmente, atacados com a solução de
15
LePera (15 ml Na2S2O5 a 1% : 15 ml
(C6H2(NO2)3OH a 4%).
Análises microestruturais foram feitas com
um microscópio óptico (Zeiss, mod. AxioImager2m), e as medidas de microdureza
Vickers, com o microdurômetro Future
Tech, mod. Microhardnes Tester FM700
(carga de 100 gF, por 10 segundos).
3. Resultados e Discussão
3.1 Tratamento térmico a laser
A energia específica envolvida na
transformação de fase do aço é dada pela
equação (1):
 P 


 dv 
(1)
onde P é potência do laser, d é o diâmetro do
feixe de laser e v, a velocidade de varredura.
A Tab. 1 apresenta valores de energia
específica e larguras da área tratada (AT) e
da zona termicamente afetada (ZTA),
medidas na superfície longitudinal das
amostras (Fig. 1a).
Os valores de energia específica somente
não foram suficientes para produzir
alterações na amostra DP2, enquanto
modificações
mais
intensas
foram
observadas nas amostras DP5 e TRIP5.
Além disso, para cada valor de energia
específica, as larguras das regiões tratadas e
termicamente afetadas foram sempre
maiores para as amostras TRIP, quando
comparadas às equivalentes DP.
Na Fig. 1a, visualizam-se as regiões
formadas pela transformação de fases,
devido às variações abruptas de temperatura
induzida pelo laser. No aquecimento, à
temperaturas acima da de equilíbrio (727°C),
a ferrita não é mais estável e parte desta se
transforma em austenita. No resfriamento,
reações fora do equilíbrio transformam
austenita em martensita, que se expandem e
tomam formato agulhar (Fig. 1b),
aumentando a resistência mecânica dessa
região.
O tratamento térmico também causa
alterações na microestrutura da vizinhança
da área tratada com o laser, comumente
chamada de zona termicamente afetada,
ZTA (Fig. 1c), e cuja microestrutura é
diferente da região não tratada (material
base, MB, Fig. 1d).
Tab.1. Larguras de área tratada (AT) e zona
termicamente afetada (ZTA) em função da
energia específica.
Amostra
Energia específica
(kJ/cm2)
AT
(mm)
ZTA
(mm)
DP1
1,94
0,75
0,47
DP2
1,59
-
-
DP3
2,37
1,26
0,87
DP4
1,94
1,03
0,53
DP5
2,62
1,95
0,88
DP6
2,15
1,54
0,78
TRIP1
1,94
2,41
0,98
TRIP2
1,59
2,36
0,70
TRIP3
2,37
3,56
0,64
TRIP4
1,94
3,12
0,60
TRIP5
2,62
3,74
0,54
TRIP6
2,15
3,15
0,96
A Fig. 2 mostra a microscopia da região de
material base do aço TRIP750, onde
podemos observar a predominância das fases
ferríticas (em azul) e bainíticas (em
marrom), um volume considerável de
austenita (em branco) e a presença de
possíveis fases martensíticas (também em
branco). A presença de martensita se dá pelo
fato de que, durante a fabricação, alguns
grãos de austenita presentes no aço sofrem
deformação, transformando-se nesta fase
mais dura. Por microscopia ótica, não é
possível distinguir a austenita da martensita,
pois os detalhes são muito finos (Martins
2015) cabendo a outras técnicas tal
identificação.
Após o tratamento a laser, assim como
para as amostras de aço DP600, são
evidentes as diferenças microestruturais
entre as regiões analisadas (Fig. 3a). Quando
o material é aquecido a temperaturas
maiores que a temperatura intercrítica de
austenitização do aço (~800°C) (Nascimento
16
(a)
ZTA
MB
AT
MB
ZTA
(b)
proporção de austenita que não se
modificou, são expandidas, pelo crescimento
de grãos, apresentando um formato acicular
ou agulhar. Esta mudança microestrutural
pode ser visualizada na Fig. 3b. (AT da
amostra TRIP5).
(a)
MB
ZTA
AT
(c)
(b)
(d)
(c)
Fig. 1. Microscopias da amostra DP5: a)
visão panorâmica (barra de escala de
2000 μm); e a ampliação das áreas: b) AT; c)
ZTA, e d) MB (barra de escala de 50 μm).
Fig. 3. Microscopias da amostra TRIP5: a)
visão panorâmica (barra de escala de
2000 μm); e a amplificação das áreas: b) AT
e c) ZTA (barra de escala de 20 μm).
Fig. 2. Microscopia do material base do aço
TRIP750 (barra de escala 20 m),
destacando suas fases de ferrita (azul),
bainita (marrom), austenita e martensíta
(branco).
2007), a maior parte da austenita retida (fase
macia) é transformada em martensita (fase
dura), devido ao resfriamento rápido. Nesta
transformação, ilhas de martensita formadas,
juntamente com a matriz ferrita-bainita e a
Para o aço TRIP, o tratamento térmico,
também provocou uma mudança na
microestrutura na vizinhança da área tratada
(Fig. 3b).
De um modo geral, podemos concluir que,
quanto maior o aporte térmico, ou seja,
quanto maior a energia absorvida, mais
significativas são as modificações na região
tratada e maior será o calor propagado para
fora da área tratada, aumentando,
consequentemente, as dimensões das ZTA’s.
3.1 Microdureza Vickers
17
Como consequência das modificações
microestruturais induzidas pelo tratamento a
laser, o ensaio de microdureza Vickers
revelou nitidamente o aumento das durezas
das regiões AT e ZTA, comparativamente ao
material base, em ambos os tipos de aço.
As durezas médias das regiões não
tradadas (material base) para os aços DP600
e TRIP750 foram de 200 e 240 HV,
respectivamente, como mostra a Fig. 4. A
amostra DP2, que não tinha apresentado
variações significativas de microestrutura,
também não apresentou variações de dureza
ao longo da superfície. Por outro lado, as
amostras DP5 e TRIP5, que sofreram as
modificações microestruturais mais intensas,
tiveram esse fato refletido nos valores de
dureza, tanto na área tratada como na ZTA,
chegando a durezas superiores a 300 e 540
HV, respectivamente.
(a)
(b)
Fig.
4.
curvas
representativas
de
microdureza Vickers versus deslocamento
para amostras de aço a) DP e b) TRIP.
É interessante notar que o aço TRIP
apresentou maior capacidade de sofrer
alterações no tratamento térmico a laser. O
mesmo valor de energia específica de
1,59 kJ/cm2, que não tinha produzido efeitos
na amostra DP2, induziu alterações
expressivas de microestrutura e dureza na
amostra TRIP2. E, proporcionalmente, o
aumento de dureza em relação ao MB foi
sempre maior para as amostras TRIP. Isto
pode ser explicado pela diferença na
composição química dos aços. O aço TRIP
possui maior quantidade de elementos de
liga, o que influencia não só nas alterações e
características das fases presentes no aço,
como também na maneira como elas
ocorrem (Anazawa 2007).
4. Conclusões
Amostras de aços DP600 e TRIP750 foram
tratadas termicamente a laser e as alterações
microestruturais e de microdureza Vickers
foram observadas. O aço TRIP apresentou
maior susceptibilidade ao tratamento
térmico, evidenciado pelas alterações
microestruturais mais intensas e pelos
valores de microdureza proporcionalmente
maiores do que os equivalentes de aço DP,
que receberam o mesmo valor de energia
específica.
Agradecimentos
Ao PIBIC-PIBIT/IEAv-CNPq, pela
iniciação
científica
concedida
145278/2015-8).
bolsa de
(processo
Referências
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resistência: microestrutura e propriedades
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www.abmbrasil.com.br/cim/download/2008
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ROSSINI, M.; RUSSO SPENA, P.; et al..
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2007, 194p. Tese (Doutorado em Engenharia
Mecânica) – Faculdade de Engenharia do
Campus de Guaratinguetá, Universidade
Estadual Paulista, Guaratinguetá, SP, 2007.
19
APLICAÇÃO DE MATERIAIS INTELIGENTES NO PROJETO DE
ENTRADA DE AR DO DEMONSTRADOR TECNOLÓGICO SCRAMJET
14-X S PARA VOO ATMOSFÉRICO A 30 KM DE ALTITUDE E
VELOCIDADE CORRESPONDENTE A NÚMERO DE MACH 7
J. A. C. C. Pinto1*, I. S. Rêgo2, P. G. P. Toro2, M. A. S. Minucci2, F. J. Costa3
Projeto: PropHiper “Propulsão Hipersônica 14-X”.
1
Escola de Engenharia de Lorena – Departamento de Engenharia de Materiais, Lorena – SP.
2
Instituto de Estudos Avançados – Divisão de Aerotermodinâmica e Hipersônica, São José dos Campos – SP.
3
Instituto Tecnológico de Aeronáutica – PG-CTE, São José dos Campos – SP.
*[email protected]
Resumo
Veículos hipersônicos aeroespaciais podem
operar ao longo de uma ampla faixa de
condições de voo. Neste contexto, as
entradas de ar de motores scramjet
influenciam diretamente no desempenho
global do motor. Com o aumento do número
de Mach, a incidência da onda de choque
oblíqua gerada no bordo de ataque do
veículo, ocorre fora da carenagem do motor,
fazendo-se necessário um sistema de
geometria variável que permita a adaptação
do motor scramjet aos diferentes ambientes
operacionais enfrentados em seu voo, ou
seja, fazer com que o bordo de ataque da
carenagem possa recuar ou avançar e atender
as condições de incidência da onda de
choque oblíqua. Com isso, a alternativa
consiste em empregar materiais inteligentes,
as chamadas Ligas com Memória de Forma,
no sentido de atender a adequação do bordo
de ataque da carenagem do motor scramjet
conseguindo uma máxima eficiência, sem
comprometer a estrutura da carenagem do
motor.
Palavras-chave: Scramjet, Hipersônica,
Ondas de choque, Materiais inteligentes.
1. Introdução
No funcionamento ideal do motor
scramjet, a onda de choque oblíqua deve
incidir no bordo de ataque da carenagem,
condição
shock-on-lip,
fazendo
o
escoamento (compreendido entre a onda de
choque oblíqua e a superfície de deflexão)
ser defletido para a câmara de combustão do
motor scramjet, para melhor captura do ar
atmosférico pelo motor. Mas, com a
variação do número de Mach (aceleração ou
desaceleração do veículo), a incidência da
onda de choque oblíqua acaba atingindo
diferentes lugares na carenagem, como é
mostrado na Fig. 1, com a variação de
número de Mach de 7 a 12.
Fig. 1. Incidência da onda de choque oblíqua
para números de Mach 7 a12 (Barón 2014).
Por esse motivo, é necessário o emprego de
materiais inteligentes que permita a
adaptação do motor scramjet aos diferentes
envelopes de voo, fazendo com que o bordo
de ataque da carenagem possa recuar ou
avançar e atender à condição de shock-onlip. Essa adaptação seria de grande valor
para o funcionamento ideal do motor
scramjet.
Dessa maneira, o emprego de materiais
inteligentes, chamados de Liga de Memória
de Forma, o qual tem a capacidade de
recuperar sua forma original mesmo após
sofrerem
deformações
elásticas
relativamente grandes assim que a carga é
removida ou o material é aquecido, através
de transformações de fase induzidas no
material, retornando a sua forma inicial,
proporcionam a incidência correta das ondas
de choque no bordo de ataque da carenagem
e na entrada da câmara de combustão, isso
consequentemente conduz a uma maior
eficiência de captura do motor scramjet.
2. Metodologia
20
2.1 Projeto do Demonstrador
Tecnológico 14-X
Tendo como base o ponto de projeto do
Demonstrador Tecnológico 14-X S, como
sendo um voo atmosférico a 30 km de
altitude e velocidade correspondente a
número de Mach 7, foi feita uma análise
teórico-analítica da aerodinâmica que com
isso, permitiu conhecer os ângulos das ondas
de choque oblíquas em função dos diferentes
números de Mach no voo do 14-X S, e
consequentemente as coordenadas de
incidência da onda de choque na carenagem
do motor scramjet, e, por conseguinte, pôdese determinar a variação geométrica
necessária que o material deverá sofrer em
atenção à incidência das ondas de choque
oblíquas no bordo de ataque da carenagem
do motor scramjet. Essa variação geométrica
será solucionada com a aplicação desses
materiais inteligentes com o efeito de
memória de forma, que irá atender a
adequação do bordo de ataque da carenagem
do motor scramjet, sem comprometer os
requisitos termoestruturais, sendo capaz de
suportar as elevadas temperaturas e pressões
dinâmicas durante o voo atmosférico a 30
km de altitude com número de Mach 7-12.
2.2 Materiais Inteligentes
Foram feitas pesquisas bibliográficas e
análises sobre o funcionamento das ligas de
memória de forma, com base nos trabalhos
de Hodgson (1990) e Fernandes (2003).
Materiais com memória de forma
demonstram a habilidade de retornar para
um tamanho ou forma previamente definido
quando submetidos a um procedimento
termomecânico
apropriado,
ou seja,
memória de forma é a capacidade que alguns
materiais têm de recuperar sua forma
original mesmo após sofrerem deformações
relativamente grandes, e assim que a carga é
removida ou o material é aquecido, retorna a
forma inicial. Essa memória de forma do
material que permite voltar ao estado inicial
é vista na microestrutura do material, ou
seja, através de transformações de fase
induzidas, o que provoca a mudança na
estrutura cristalina.
Baseando-se nos referentes trabalhos
Castilho (2011) e Fernandes (2003) pode-se
compreender que as ligas com memória de
forma apresentam duas fases cristalográficas
distintas: a Austenita (A) e a Martensita
(Mt). A Austenita é a fase em temperaturas
altas e com a estrutura cristalina cúbica, a
qual é a fase mãe, e a Martensita é a fase em
temperaturas baixas e com a estrutura
cristalina monoclínica, que pode ser
Martensita twinned (formada somente
através da variação da temperatura) e a
Martensita detwinned (quando a Martensita
é induzida por tensão, ou por tensão e
temperatura). Essa transição de fase pode ser
feita aplicando carga ou variando a
temperatura.
O
ciclo
de
resfriamento/aquecimento da liga mostra
uma histerese térmica, o qual o material ou o
sistema tende a conservar suas propriedades,
na ausência de um estímulo que as gerou.
Com a variação da temperatura têm-se
quatro valores na estrutura da liga: a
finalização da transformação martensítica
(Mtf), a inicialização da transformação
martensítica
(Mts),
inicialização
da
transformação austenítica (As) e a
finalização da transformação austenítica
(Af), originando o efeito memória de forma,
como ilustrado na Fig. 2.
Fig. 2 Esquema variação da temperatura na
transformação fase.
Também pode ocorrer a transformação de
fase quando se aplica uma carga mecânica
no material na fase Martensita twinned (a
baixa
temperatura),
ocorrendo
uma
deformação e com o aquecimento acima da
21
temperatura Af (Austenita final), o material
recupera sua forma original de fase
austenita, como podemos verificar na Fig. 3.
comprimento (L), de acordo com a
variação do número de Mach (M). Em
seguida,
com
essas
variações
de
comprimento (L) já obtidas, foi encontrada
a deformação (ε), e para calcular a
deformação foi utilizada a equação:
(1)
Fig. 3 Esquema de variação de temperatura e
aplicação de carga na transformação de fase.
Após o entendimento dos materiais com o
efeito de memória de forma, foi feita uma
análise teórica nos trabalhos de Firstov
(2003) e de Hsieh (1998), onde encontrou-se
algumas ligas que possuem esse efeito, e
após uma revisão bibliográfica das ligas
existentes, foram encontradas algumas ligas
com o efeito de memória de forma, tais
como, a liga Níquel – Titânio (Ni-Ti), a liga
Cobre – Zinco – Alumínio (Cu-Zn-Al), a
liga Cobre – Alumínio – Níquel (Cu-Al-Ni),
a liga Titânio – Níquel – Háfnio (Ti-Ni-Hf) e
a liga de Titânio – Níquel – Zircônio (Ti-NiZr).
2.3 Modelagem aero-estrutural
Com o auxílio do software HAP
(Hypersonic Airbreathing Propulsion),
pode-se fazer um estudo aerodinâmico no
ponto de projeto, onde foram encontrados os
ângulos das ondas de choque com a variação
do número de Mach de 7 a 12.
Logo após, foi utilizado o software
Autodesk Inventor, com os ângulos já
encontrados anteriormente, foi possível
encontrar o ponto de incidência da onda de
choque na carenagem do motor scramjet, do
veículo 14-X S, obtendo o comprimento
entre os pontos de incidência para os
números de Mach em questão. Após esses
dados coletados, foi possível fazer uma
modelagem para as ligas com o efeito de
memória de forma, sendo baseado no
trabalho de Anadón (2002), em que esta
metodologia foi aplicada posteriormente
para a liga. Com esses comprimentos
medidos pelo programa Autodesk Inventor,
foram encontradas as variações de
Com a deformação encontrada, pôde-se
encontrar a tensão, conforme equação
abaixo:
(2)
onde, E é o módulo de elasticidade.
Logo, para encontrar a força para a
deformação da liga, utiliza-se a equação 3:
(3)
onde, A é a área da carenagem, o qual é
correspondente a 1530 mm2.
Com a força necessária para causar a
deformação do material, de acordo com uma
determinada variação do número de Mach, é
selecionado o material (na fase martensitadeformada) da carenagem do scramjet. Com
isso, ao longo da trajetória de voo, onde
ocorrerão variações do número de Mach, a
temperatura e pressão podem aumentar ou
diminuir fazendo com que o material retorne
a sua dimensão inicial (fase austenita),
consequentemente fazendo com que as
ondas de choque incidam perfeitamente no
bordo de ataque.
Durante o voo, o veículo hipersônico é
exposto a condições severas, com isso a liga
que será aplicada na carenagem do motor
scramjet deverá apresentar propriedades que
atendam a essas condições. Entretanto, após
uma revisão bibliográfica de diversas ligas
como Níquel – Titânio (Ni-Ti), a liga Cobre
– Zinco – Alumínio (Cu-Zn-Al), a liga
Cobre – Alumínio – Níquel (Cu-Al-Ni), a
liga Titânio – Níquel – Háfnio (Ti-Ni-Hf) e a
liga de Titânio – Níquel – Zircônio (Ti-NiZr), a liga que mais se enquadrou e
demostrou melhores propriedades foi a
Titânio – Níquel – Zircônio (Ti-Ni-Zr), pois
possui a maior temperatura de transformação
de fase, mostrado na Tab. 1, sendo este um
22
dos principais requisitos a ser obedecidos
devido as elevadas temperaturas enfrentadas
durante o voo. Para que ocorra o efeito de
memória de forma, o requisito de
temperatura pode ser melhorado com a ajuda
de um sistema de arrefecimento na
carenagem do motor scramjet.
Tab. 1 Temperaturas de transformação de
fase da liga Ti-Ni-Zr
Fase do material
Martensita inicial
Martensita final
Austenita inicial
Austenita final
Temperatura de
transformação (K)
490
410
470
550
Com a análise do sistema de modelagem de
Anadón (2002) da liga de memória de
forma, foram feitos cálculos e encontradas
as tensões e consequentemente a força que
será aplicada no material para deformá-lo e
utilizá-lo no motor scramjet. Foram
calculados de acordo com o número de
Mach 7 até 12, onde o último representa o
menor comprimento inicial da carenagem,
que é igual a 265 mm, sendo esta a dimensão
original da carenagem. A Fig.4 mostra as
localizações da incidência das ondas de
choque na carenagem do motor scramjet,
para vários números de Mach enfrentados
durante o voo.
() encontradas, utilizou-se a equação 3 para
encontrar a força a ser aplicada nas ligas,
com a área constante da carenagem igual a
1530 mm2. Dessa forma, aplicou-se para a
liga Titânio – Níquel – Zircônio (Ti-Ni-Zr)
já escolhida anteriormente o processo acima
descrito, com o módulo de elasticidade (E)
dessa liga, achou-se a tensão (), logo com a
tensão () encontrada, utilizou-se a equação
3 para encontrar a força a ser aplicada na
liga para deformá-la. Com a carenagem
deformada e com a elevação da temperatura,
durante o voo, acontecerá o efeito memória
de forma resultando na variação do
comprimento da carenagem, o qual dará a
incidência da onda de choque no bordo de
ataque, resultando em uma maior eficiência
do motor scramjet.
Para liga Ti-Ni-Zr, com módulo de
elasticidade (E) igual a 53 GPa, os
resultados encontrados nos cálculos para a
deformação seguem abaixo.
Tab. 2 Variações dos comprimentos da
carenagem.
Mach
L[mm]
5,30
3,98
3,08
2,50
1,82
7-8
7-9
7-10
7-11
7-12
Tab. 3 Variação número de Mach,
deformação, tensão e força, considerando
Ti-Ni-Zr.
Fig.4 Localização das ondas de choque
incidindo na carenagem do scramjet.
A Tab. 2 mostra as variações dos
comprimentos da carenagem de acordo com
o programa Autodesk Inventor.
Com a variação do número de Mach, a
variação do comprimento (L) da
carenagem,
foram
encontradas
as
deformações (ε) de acordo com a equação 1,
a qual irá variar com o número de Mach.
Com o módulo de elasticidade (E) de cada
liga, achou-se a tensão () através da
equação 2. De posse dos valores das tensões
Mach
7-8
8-9
9-10
10-11
11-12

0,0188
0,0144
0,0113
0,0093
0,0068
 [GPa]
0,999
0,763
0,600
0,492
0,360
F [N]
1,5285x106
1,1677x106
0,9183x106
0,7529x106
0,5508x106
4. Conclusões
Com base nos resultados das pesquisas,
pode-se chegar à conclusão de que a escolha
da liga de memória de forma para a
aplicação no projeto de entrada de ar do
Demonstrador Tecnológico scramjet 14-X S
para voo atmosférico a 30 km de altitude e
velocidade correspondente a número de
Mach 7 deverá ser muito criteriosa, devido
às condições severas a qual será exposta
23
durante a trajetória do voo. Por isso deve ser
levada em conta a temperatura de
transformação de fase da liga, suas
propriedades físicas e mecânicas, juntamente
com um bom sistema de arrefecimento no
motor scramjet para poder obter o efeito da
liga aplicada, e assim, chegar ao resultado
esperado. Consequentemente, a liga que
apresenta propriedades para que possa
atender melhor as condições de voo e, com
isso, após sua aplicação poderá aumentar a
eficiência do motor scramjet, sem
comprometer a estrutura da carenagem, é a
liga Titânio – Níquel – Zircônio (Ti-Ni-Zr),
onde diversos testes deverão ser conduzidos
para diferentes envelopes de voo para
confirmar a eficiência desta liga.
HODGSON D. E; WU M. H.;
BIERMANN R. J. Shape Memory Alloys,
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Taipei, Taiwan, Republic of China, 1998.
Agradecimentos
Os autores agradecem ao CNPq pelo apoio
financeiro, ao Instituto de Estudos Avançados (IEAv)
e a Universidade de São Paulo (USP) pela
infraestrutura e oportunidade.
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presented to the Graduate School of The
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24
APLICAÇÃO DE RRT* AO PLANEJAMENTO AUTOMÁTICO DE ROTAS
DE NAVEGAÇÃO PARA VANTS
L. M. Silva1*, M. M. De Marchi2, F. L. L. Medeiros2
1
Universidade Federal de São Paulo – Instituto de Ciência e Tecnologia, São José dos Campos - SP
2
Instituto de Estudos Avançados – Divisão de Geointeligência, São José dos Campos – SP
*[email protected]
Resumo
Este trabalho aborda o planejamento
automático de rotas de navegação para
Veículos Aéreos Não Tripulados (VANTs),
com um ambiente de navegação definido por
um modelo digital de elevação. Uma rota de
navegação é a estrutura através da qual uma
trajetória segura e dinamicamente viável é
criada por meio das restrições cinemáticas e
dinâmicas do VANT. Rotas de navegação
podem ser planejadas através da aplicação
de métodos de busca em grafos. O objetivo
deste trabalho é a aplicação do algoritmo
RRT*, no problema de planejamento de
rotas mencionado. Rotas planejadas pelo
algoritmo RRT* são comparados com uma
rota planejada com a aplicação do algoritmo
RRT e do algoritmo Dijkstra, considerando
amostragens do mesmo ambiente de
navegação, representadas por um grafo de
visibilidade.
Palavras-chave: Árvores aleatórias de
rápida exploração, Planejamento automático
de rotas, Modelos digitais de elevação.
1. Introdução
Um dos principais focos das pesquisas
relacionadas a Veículos Aéreos Não
Tripulados (VANTs) é o aumento de
autonomia destes veículos, que consiste na
diminuição do grau de dependência do
VANT de operadores, transferindo parte do
processo de tomada de decisão do operador
para o próprio veículo. O cálculo ou
planejamento automático de rotas de
navegação é essencial para a implementação
da maioria das novas capacidades
pretendidas com o aumento da autonomia de
VANTs.
Uma rota de navegação para um VANT é a
estrutura através da qual uma trajetória
segura e dinamicamente viável é criada por
meio das características cinemáticas e
dinâmicas do veículo (Medeiros, 2010).
Uma rota é transformada em uma trajetória
de navegação através da aplicação de
métodos de suavização como, por exemplo,
as curvas de Dubins e as curvas de
hodógrafos de Pitágoras.
Rotas de navegação podem ser planejadas
através da aplicação de métodos de busca
em grafos como, por exemplo, o algoritmo
Dijkstra (Dijkstra, 1959). Estes grafos são
constituídos por nós, que são posições de
navegação obtidas por amostragens das
regiões navegáveis de um ambiente de
navegação. Grafos de visibilidade, roadmaps
e diagramas de Voronoi generalizados são
exemplos destes grafos.
Árvores aleatórias de rápida exploração
(Lavalle, 2006), tradução de Rapidlyexploring Random Trees (RRTs), são
métodos que vêm sendo utilizados no
planejamento automático de rotas.
2. Metodologia
Nesta seção serão apresentados os métodos
RRT e RRT*, as estruturas de dados
desenvolvidas para o método RRT* e a
adaptação deste método para o planejamento
de rotas.
2.1 Método RRT
Uma RRT é uma combinação de um grafo
na forma de uma árvore, com um método
simplificado de busca. O algoritmo para o
planejamento de rotas através de uma RRT é
apresentado na Tab. 1. O nó raiz da árvore é
a posição inicial da rota a ser planejada. O
funcionamento consiste em expandir a
árvore de modo aleatório do nó raiz até que
uma de suas ramificações alcance uma
posição final. Como cada nó possui
informação de seu nó antecessor, a rota é
traçada desta posição até a posição de
origem e depois invertida.
No algoritmo de planejamento de rota
utilizando o método RRT: G é o grafo que
representa a árvore RRT; qinit é uma posição
25
que corresponde à raiz da árvore; qrand é uma
posição gerada aleatoriamente no espaço C;
qnear é o nó da árvore mais próximo da
posição qrand; qnew é um novo nó da árvore
gerado no segmento de reta que une qnear a
qrand, e cuja distância em relação a qnear é
igual a Δq; RAND_CONF é uma função que
gera aleatoriamente uma posição contida no
espaço C, tal que o segmento de reta
qnearqnew não deve interceptar qualquer
obstáculo
contido
em
C;
NEAREST_VERTEX é uma função que
retorna o nó qnear mais próximo de qrand; e
NEW_CONFIG é uma função que gera qnew
seguindo
as
restrições
descritas
anteriormente.
uma melhoria em relação à RRT. Essa
melhoria consiste em buscar, a cada iteração,
uma rota de menor extensão entre o novo nó
qnew e qinit através da árvore existente. Com
isso, há uma maior probabilidade das rotas
de navegação, planejadas através de uma
RRT*, apresentarem extensão inferior que as
rotas planejadas através de uma RRT
padrão/clássica (Karaman e Frazzoli, 2011).
Tab. 1. Algoritmo RRT para o planejamento
de rotas.
Etapas
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
13
14
15
16
17
18
19
20
21
Descrição
inserir a raiz qinit na árvore G
s←0
enquanto s = 0 faça
qrand ← RAND_CONFIG(C)
qnear ← NEAREST_VERTEX(qrand,G)
qnew ← NEW_CONF(qnear, ∆q)
se qnear qnew não intercepta qualquer obstáculo
faça
inserir o nó qnew na árvore G
inserir a aresta que une qnear a qnew na árvore
G
antecessor(qnew) ← qnear
se ( d qnew , qdest   l d e ( qnewqdest não
intercepta qualquer obstáculo) ) faça
inserir o nó qdest na árvore G
inserir a aresta que une qnew a qdest na árvore
G
antecessor(qdest) ← qnew
s←1
q ← qdest
enquanto q  qinit faça
armazenar q na pilha R, que representa a
rota planejada
q ← antecessor(q)
se q = qinit faça
armazenar q na pilha R
Um exemplo de rota planejada com uma
RRT é apresentado na Fig. 1. Nesta figura,
as RRTs são apresentadas na cor cinza e os
obstáculos à navegação são apresentados na
cor preta.
2.1 Método RRT*
Em (Karaman e Frazzoli, 2011) foi
proposta a RRT*, termo que deve ser
pronunciado “RRT estrela”, que apresenta
Fig. 1. Exemplo de uma rota de navegação
planejada
através
de
uma
RRT.
Fonte: (Silva, 2015).
No método RRT*, cada novo nó qnew tem
como antecessor um nó qmin da árvore. Este
nó qmin corresponde a um nó dentro de uma
região V(qnew,r(nv)) em torno do nó qnew, tal
que a extensão da rota do nó raiz qinit até
qnew, passando por qmin, é a menor dentre
todos os nós pertencentes a V(qnew,r(nv)).
Cada nó vj de V(qnew,r(nv)), que possui uma
rota até o nó qinit com extensão superior à
extensão da rota entre qinit e vj, passando por
qnew, tem o seu nó antecessor substituído por
qnew. Quando ocorre essa substituição, todos
os nós sucessores de vj têm as extensões de
suas rotas até qinit atualizadas. Com esse
procedimento de atualização, a RRT*
procura, a cada iteração, criar ramificações
com a menor extensão possível em relação
ao nó raiz da árvore.
O algoritmo correspondente ao método
RRT* é apresentado na Tab. 2.
O parâmetro β é uma constante utilizada
para definir o raio r(nv) da vizinha do nó
qnew. Através de uma análise da equação da
26
linha 9, pode-se verificar que o valor de r
diminui à medida que o número de
nós/vértices (nv) da árvore aumenta. Esse
fato pode ser observado no gráfico da Fig. 2.
A diminuição é mais acentuada no início do
processo e vai se tornando menos acentuada
com o aumento de nv. O intuito dessa
formulação é permitir uma maior atualização
de vizinho de qnew no início do processo de
construção da árvore. A vizinhança de qnew
vai sendo reduzida à medida que a árvore é
expandida, isto é, à medida que aumenta a
expectativa de que o próximo nó qnew seja
criado a uma distância inferior ou igual a ld,
que é a condição de parada do algoritmo.
Assim, o controle da variação do tamanho da
vizinha de qnew é feito através do parâmetro
β.
Tab. 2.
Algoritmo
planejamento de rotas.
Etapas
1
2
3
4
5
6
7
8
16
9
10
11
12
13
14
15
16
12
r
10
19
6
4
2
0
1
141 281 421 561 701 841 981 1121 1261 1401 1541 1681 1821 1961
número de nós
Fig. 2. Variação de r(nv) para β=100.
Algumas etapas do algoritmo RRT* são
exemplificadas na Fig. 3. A etapa da Fig. 3a
corresponde à parcela do algoritmo
delimitada pelas linhas 9 e 14. A etapa da
Fig. 3b corresponde à parcela do algoritmo
Fig. 3c corresponde à parcela do algoritmo
Fig. 3d é o resultado final das etapas
anteriores.
2.2 Ambiente de navegação
Neste trabalho, cada espaço C é a
representação computacional bidimensional
de um ambiente de navegação, que é
delimitado por duas posições geográficas: a
primeira posição inferior à esquerda
(posição delimitadora inicial); e a última
posição superior à direita (posição
delimitadora final). Foi utilizado um
ambiente definido pelo modelo digital de
elevação apresentado na Fig. 4, que usa
o datum WGS84 (World Geodetic System,
o
Descrição
nv ← 1
s←0
enquanto s = 0 faça
qrand ← RAND_CONFIG(C)
qnear ← NEAREST_VERTEX(qrand,G)
qnew ← NEW_CONF(qnear, ∆q)
se q q não intercepta qualquer obstáculo
near
14
8
para
new
faça
17
18
18
RRT*
20
21
22
23
24
25
26
27
28
29
30
31
32
33
34
35
36
37
38
r nv  ←  log nv 
nv
para cada nó qi da árvore G faça
se distância(qi,qnew)  r(nv) faça
inserir o nó qi na lista V(qnew, r(nv)) de
nós vizinhos de qnew
nv ← nv + 1
qmin ← qnear
cmin
←
extensão_rota(qinit,qnear)
+
distância(qnear,qnew)
para cada nó vj da lista V(qnew, r(nv)) faça
se
((extensão_rota(qinit,vj)
+
distância(vj,qnew)) < cmin) e ( v j qnew não
intercepta qualquer obstáculo) faça
cmin ← (extensão_rota(qinit,vj) +
distância(vj,qnew))
qmin ← vj
inserir a aresta que une qmin a qnew na árvore
G
antecessor(qnew) ← qmin
para cada nó vj da lista V(qnew, r(nv)) faça
se
((extensão_rota(qinit,qnew)
+
distância(qnew,vj))
<
(extensão_rota(qinit,vj)) e ( qnewv j não
intercepta qualquer obstáculo) faça
extensão_rota(qinit,vj)
←
(extensão_rota(qinit,qnew)
+
distância(qnew,vj))
antecessor(vj) ← qnew
atualizar as extensões das rotas entre
qinit e todos os sucessores de vj
se ( d qnew , qdest   ld e ( qnewqdest não
intercepta qualquer obstáculo) ) faça
inserir a aresta que une qnew a qdest na
árvore G
antecessor(qdest) ← qnew
s←1
q ← qdest
armazenar q na pilha R, que representa
a rota planejada
q ← antecessor(q)
se q = qinit faça
27
Fig. 4. (a) Modelo digital de elevação e
(b) ambiente de navegação criado através do
modelo de elevação, considerando uma
altitude de 1200 metros.
Fig. 3. Etapas do algoritmo RRT*:
(a) criação
da
vizinhança de
qnew
(V(qnew,r(nv))); (b) determinação de qmin;
(c) substituição do nó antecessor de vj por
qnew, quando a rota entre qinit e vj passando
pelo seu antecessor por maior que a rota
entre qinit e vj passando por qnew; e (d) árvore
atualizada após a inserção de qnew.
1997) como modelo matemático teórico da
representação da superfície da Terra. Todos
os ambientes de navegação são matrizes
binárias, em que as células com valor 1
indicam obstáculos à navegação do veículo.
No ambiente de navegação da Fig. 4b, os
obstáculos são definidos considerando uma
altitude de corte de 1200 m. Isto significa
que toda célula do modelo digital de
elevação com valor superior ou igual a 1200
m corresponde a uma célula obstáculo do
ambiente de navegação. Deste modo, na
utilização
deste
ambiente
para
o
planejamento de rotas para um VANT, a
altitude de navegação do VANT pode ser
especificada como sendo igual a soma da
altitude de corte com uma altura de
segurança. Este ambiente de navegação é
uma matriz quadrada de ordem 1201. Cada
célula corresponde a uma região real com 90
m de largura por 90 m de comprimento. O
ambiente de navegação é delimitado pelas
posições
geográficas
lat inf , long inf    22.994583,45.99875
e
latsup, long sup    22.000417,45.002917
O algoritmo RRT* foi implementado na
linguagem de programação C. Um conjunto
de experimentos de planejamento de rotas
foi realizado com a aplicação dessa
implementação do RRT*. Os experimentos
foram feitos considerando-se ∆q definido
por
q  plong final  long inicial 
(1)
Em que: p  0,1 é uma porcentagem;
longinicial e longfinal são, respectivamente, a
menor e a maior longitude do ambiente de
navegação. Há uma tendência da redução de
Δq causar a redução da extensão da rota
(Silva, 2015).
Alguns resultados da aplicação de RRT*
ao planejamento automático de rotas, no
ambiente de navegação, descrito na Seção
2.2., são apresentados na Fig. 5. Nesta
figura, os obstáculos são representados pelos
polígonos na cor preta. A RRT* é
apresentada na cor cinza e as rotas indicadas
na cor vermelha.
As rotas planejadas e apresentadas na Fig.
6 possuem as seguintes extensões, numero
de nós e tempo gasto: rota da Fig. 5a com
extensão de 274490.46 metros, 286 nós e
19.5 segundos; rota da Fig. 5b com extensão
de 237958.67 metros, 175 nós e 13.27
segundos; rota da Fig. 5c com extensão de
227192.63 metros, 41 nós e 20.8 segundos;
rota da Fig. 5d com extensão de 225614.28
metros, 18 nós e 86.4 segundos.
28
(a)
(b)
meio do método RRT*. A diminuição da
extensão da rota em relação ao aumento do
parâmetro β é mais acentuada nos β
próximos a 0 e a variação vai se tornando
menos acentuada com o aumento de β. Esse
fato pode ser observado no gráfico da Fig. 6.
O aumento do parâmetro β aumenta o
numero de operações por iteração
aumentando o tempo gasto no planejamento
da rota. Esse fato pode ser observado no
gráfico da Fig. 7.
Fig. 6. Extensão da rota, em metros, e o
valor do parâmetro β.
(c)
Fig. 7. Tempo gasto para construir a rota, em
segundos, e o valor do parâmetro β.
(d)
Fig. 5. Rotas planejadas com RRT*,
considerando: (a) β = 5 (b) β = 15 (c) β = 30
(d) β = 100.
Durante os experimentos manteve-se a
mesma sequência de números aleatórios e
variou-se o parâmetro β para mostrar seu
efeito na extensão da rota construída por
Uma maneira de analisar o comprimento
de uma rota entre duas posições de um
ambiente de navegação é compará-la com o
comprimento da rota de menor extensão
possível planejada entre as mesmas
posições. A rota de menor comprimento
possível é denominada solução ótima do
problema de planejamento de uma rota entre
duas posições de um ambiente de
navegação.
Um meio de calcular a solução ótima deste
problema é a combinação do algoritmo de
Dijkstra (Dijkstra, 1959) com grafos de
visibilidade (Medeiros, 2012). O algoritmo
29
de Dijkstra é um método que permite a
solução ótima do problema de menor
caminho ou rota entre dois nós de um grafo.
Um grafo de visibilidade consiste em uma
amostragem das regiões navegáveis de um
ambiente de navegação.
Comparações entre as extensões das rotas
planejadas pelos método RRT; RRT
simplificada (Silva, 2015); RRT*, com
β=30; e Dijkstra/Grafo de visibilidade são
apresentadas na Tab. 3.
Tab. 3. Sumário dos resultados obtidos.
Algorítmo
Extensão (m)
Tempo (s)
RRT
RRT (simplificada)
RRT*
Dijkstra
316775.0
236724.7
227192.6
222818.5
5.66
5.85
20.8
301.7
Comparando as rotas planejadas pelas
RRT* com a solução ótima planejada pela
combinação Dijkstra/grafo de visibilidade,
pode-se perceber que as RRTs são uma
interessante alternativa para o problema de
replanejamento de rotas quando há alteração
do ambiente de navegação, isto é, quando há
a necessidade da aquisição de uma nova
amostragem das regiões navegáveis do
ambiente. Apesar de não garantirem a
solução ótima, permitem o planejamento de
rotas em tempo expressivamente inferior que
o tempo necessário para o planejamento
através da fusão Dijkstra/grafo de
visibilidade, considerando o custo de
construção do grafo de visibilidade.
4. Conclusões
Através dos resultados apresentados na
Seção 3, verifica-se que é possível planejar
rotas de navegação para VANTs através da
aplicação de RRT* com extensão inferior
que as rotas planejadas através de uma RRT
padrão com ambientes de navegação
definidos por modelos digitais de elevação.
Embora uma RRT* não assegure o
planejamento de rotas com a menor extensão
possível, ela pode ser utilizada de modo
satisfatório para o replanejamento de
trajetórias, quando há remodelagem do
ambiente de navegação. Assim, pode-se
concluir que o objetivo deste trabalho foi
alcançado.
Como trabalhos futuros, serão utilizados
outros ambientes de navegação definidos por
diferentes modelos digitais de elevação e por
diferentes configurações de altitudes de
navegação e de alturas de segurança.
Agradecimentos
Ao PIBIC/CNPq pela bolsa de IC do aluno Lucas
Masiero Silva.
Referências
DIJKSTRA, E. A note on two problems in
connection with graphs. Numerische
Mathematik, v. 1, p. 269–271, 1959.
KARAMAN, S, FRAZZOLI, E. Samplingbased algorithms for optimal motion
planning. The International Journal of
Robotics Research, v. 30, n. 7, p. 846-894,
2011.
LAVALLE, S. Planning algorithms. New
York: Cambridge University Press, 842
p., 2006.
MEDEIROS, F. L Planejamento de
trajetórias para veículos aéreos não
tripulados
usando
modelagem
computacional de ambientes de navegação
através de grafos de visibilidade e modelos
digitais de elevação. Tese de doutorado do
curso de Computação Aplicada do
Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais,
238p, 2012.
MEDEIROS, F.; SILVA, J. A Dijkstra
algorithm for fixed-wing UAV motion
planning based on terrain elevation. In:
Advances in artificial intelligence.
Heidelberg: Springer, 2010. Cap. 5, p. 213222.
SILVA, L. M. et al. Planejamento
Automático De Rotas De Navegação Para
Vants Através De Árvores Aleatórias De
Rápida Exploração E Modelos Digitais De
Elevação. In: Anais do IV Simpósio de
Ciência e Tecnologia do IEAv, v. 4, p. 1823, 2015.
UNITED STATES, Department of
Defense World Geodetic System 1984.
TR8350.2:
Its
Definition
and
Relationships With Local Geodetic
Systems,
3rd
Ed.,
Jul.
1997.
30
ARRASTO DE ONDA DO VEÍCULO HIPERSÔNICO 14-X BS NIVELADO
A MACH 7 E ALTITUDE DE 30 KM: MODELAGEM PRELIMINAR
E. D. C. C. Nascimento1, I. S. Rêgo2*
Projeto: “Propulsão Hipersônica 14-X” (PropHiper)
1
Universidade Federal do ABC – Centro de Engenharia, Modelagem e Ciências Sociais Aplic., Santo André - SP
2
Instituto de Estudos Avançados – Divisão de Aerotermodinâmica e Hipersônica, São José dos Campos – SP
*[email protected]
Resumo
O Instituto de Estudos Avançados está
desenvolvendo um veículo aeroespacial,
denominado 14-X BS para estudo e
demonstração da tecnologia scramjet de
propulsão aspirada hipersônica. Este
trabalho versa sobre considerações teóricas
para o cálculo da força de arrasto de onda
gerada pelo veículo e seu motor. Também é
apresentado um algoritmo preliminar para
um
software
capaz
de
prever,
analiticamente, a disposição de ondas de
choque/expansão em seu propulsor; as
propriedades aerotermodinâmicas entre elas;
e, consequentemente, as forças de arrasto de
onda geradas. Através deste trabalho,
viabiliza-se o aprofundamento do estudo das
forças de arrasto de onda atuantes no
veículo, colaborando para o refinamento de
seu sistema de propulsão.
Palavras-chave: 14-X BS, Scramjet, SCTI,
Arrasto, Hipersônica, Aerotermodinâmica.
1. Introdução
O setor espacial internacional tem
apresentado uma crescente tendência ao
desenvolvimento de tecnologias de acesso
ao espaço e de arquiteturas de missão que
sirvam como alternativas mais seguras e
mais econômicas do que aquelas fornecidas
por foguetes convencionais, como pode-se
observar pela ascensão de projetos como o
estágio reutilizável do veículo Falcon 9, da
empresa SpaceX (SpaceX, 2015), e o
protótipo
indiano
RLV-TD
de
aeroespaçonave reutilizável (ISRO 2016).
Para encontrar este desafio e obter
posições de vanguarda tecnológica no setor,
a Força Aérea Brasileira, por meio do seu
Instituto de Estudos Avançados, tem
trabalhado na viabilização de tecnologias
que possam ser empregadas em possíveis
veículos aeroespaciais reutilizáveis, que
utilizem o próprio ar atmosférico como
oxidante para impulsionar seus motores e
sejam capazes de realizar voos suborbitais
hipersônicos.
Para tanto, faz-se necessário demonstrar a
viabilidade de tais tecnologias, via testes em
solo, análises teórico-computacionais e
ensaios em voo. Com isto em mente,
concebeu-se o projeto do Veículo
Hipersônico Aeroespacial 14-X: uma
plataforma de demonstração tecnológica,
que utiliza motores scramjet como seu
sistema propulsivo. (Nascimento 2013).
Uma das principais fases deste projeto
consiste no desenvolvimento de um modelo
de testes, denominado VHA 14-X BS (Fig.
1), com o principal objetivo de estudar e
demonstrar - em condições de voo nivelado
de cruzeiro - o comportamento do
escoamento em função da geometria da
aeroespaçonave, incluindo o estudo da
geração de ondas de choque/expansão em
seu scramjet e a consequente variação de
suas propriedades aerotermodinâmicas.
Fig. 1. Concepção do VHA 14-X BS, após
separação do último estágio. Fonte:
(Cardoso 2012).
Este modelo do veículo possui dois
scramjets em configuração espelhada (Ver
Fig. 2) para que o ar escoe paralelamente a
sua fuselagem - sem gerar sustentação
aerodinâmica - sendo comprimido e
aquecido em direção aos combustores pelas
ondas de choque geradas nas duas rampas de
compressão da entrada de ar e refletidas no
bordo de ataque da carenagem.
31
Fig. 2. Esquematização em corte transversal das ondas de choque iniciais e das linhas de
corrente no 14-X BS. Fonte: Adaptado de (Cardoso, 2012).
Esta geometria, visa obedecer à chamada
condição shock-on-lip-on-corner (Cardoso
2012), para evitar a formação de gradientes
de pressão adversos que seriam gerados na
entrada de ar, caso houvesse reflexão
descontrolada destas ondas.
O presente trabalho tem como objetivo
propor uma modelagem teórico-analítica e
computacional preliminar que viabilize a
previsão da disposição de ondas de
choque/expansão ao longo do scramjet e do
leque de expansão da tubeira, assim como o
cálculo da força de arrasto de onda gerada
pelo modelo 14-X BS, sob condições de voo
nivelado de cruzeiro a 30 km de altitude e
velocidade correspondente a Mach 7.
Através da pesquisa sendo aqui
desenvolvida, em conjunto a outros
trabalhos em andamento no IEAv, busca-se
determinar o arrasto total gerado no 14-X
BS, o que permitirá calcular o empuxo
necessário ao seu sistema de propulsão,
durante voo nivelado de cruzeiro, e refinar o
dimensionamento da aeroespaçonave.
2. Metodologia
Para a determinação das relações
matemáticas
obtidas
neste
estudo,
considerou-se um escoamento quasiunimensional isentrópico e compressível
(Anderson 2011), por entender que as
variações
das
propriedades
aerotermodinâmicas nas direções ortogonais
ao escoamento são muito pequenas quando
comparadas aos gradientes paralelos a ele.
O presente tratamento matemático também
considera um escoamento em regime
permanente,
composto
por
gás
caloricamente
perfeito,
cuja direção
tangencial de sua velocidade é sempre
paralela à fuselagem e, concomitantemente,
ajustada à deflexão causada por ondas de
choque/expansão.
Além disso, entende-se também que
quaisquer componentes ortogonais de
velocidade em relação a sua componente
tangencial não geram momentum no
escoamento (Anderson 2011).
Ademais, sendo o arrasto de onda o objeto
deste
estudo,
o
presente trabalho
desconsidera efeitos de arrasto de pressão e
de arrasto de atrito, eventualmente causados
pela formação de camada limite (White
2011). Logo, adotou-se a simplificação de
região não-viscosa para todo o escoamento.
O tratamento matemático realizado neste
estudo reconhece o ganho de entropia pelo
escoamento na região interna das ondas de
choque/expansão. Contudo, a interação do
escoamento com esta região não influencia
as relações matemáticas encontradas para
correlacionar
as
propriedades
aerotermodinâmicas antes e depois de cada
onda (Anderson 2011).
Por fim, considera-se que os ângulos entre
as rampas do 14-X BS são pequenos
suficientes (Cardoso 2012) para não gerar
destacamento
das
ondas
de
choque/expansão. Portanto, o escoamento
flui sobre a geometria do veículo através de
uma série de ondas de choque oblíquo e
ondas de expansão, em acordo com a
“Teoria
de
Choque-Expansão”
para
aerofólios supersônicos (Anderson 2011).
Salienta-se que esta modelagem preliminar
ainda não considera efeitos de adição de
calor, causados pela combustão supersônica
no scramjet do veículo.
32
A seguir são apresentadas as principais
relações matemáticas deduzidas por meio da
aplicação de equações de conservação de
massa, conservação de quantidade de
movimento linear e conservação de energia
(Anderson 2011), com base na modelagem
teórico-analítica apresentada.
2.1 Relações para Ondas de Choque
Oblíqua (Incidente)
A Fig. 3 ilustra a ocorrência de uma onda
de choque oblíqua incidente.
calor específico a pressão constante e o calor
específico a volume constante do
escoamento.
Nota-se que para a obtenção de todos os
parâmetros após a onda de choque, basta
conhecer o número de Mach inicial, os
valores de pressão, densidade e temperatura
atmosféricas
(que
normalmente
são
tabelados em função da altitude) e a
inclinação da rampa, fornecida em projeto.
2.2 Condição para Ondas de Choques
Refletidas
de choque oblíquo refletida.
Fig. 3. Esquematização de choque oblíquo
incidente. Fonte: O Autor.
A
variação
das
propriedades
aerotermodinâmicas do escoamento em
relação a uma onda de choque oblíqua
incidente pode ser obtida pelas Eq. (1) a (5).
(1)
(2)
(3)
(4)
(5)
onde o índice 1 refere-se à região antes da
interação com a onda, o índice 2 refere-se à
região após interação com a onda, θ é a
inclinação da rampa de compressão (e,
consequentemente, a direção do escoamento
após interação com a onda), β é a inclinação
da onda em relação à fuselagem, M é o
número Mach do escoamento, p é sua
pressão estática, ρ é sua densidade, T é sua
temperatura estática e
é a razão entre o
Fig. 4. Esquematização de onda de choque
oblíqua refletida. Fonte: O Autor.
A reflexão de uma onda de choque oblíquo
em uma parede do veículo pode ser tratada
matematicamente de forma análoga à
geração de uma nova onda de choque, onde
a parede exerça função de rampa de
compressão.
Para tanto, é necessário estabelecer como
condição que o escoamento na região 3 após a interação com a onda refletida - seja
paralelo à parede refletora.
Com isso, pode-se ignorar a onda
incidente, e tratar o problema de forma
independente com as Eq. (1) a (5), onde o
índice 3 refere-se à região atrás da onda
refletida e o índice 2 à região a sua frente.
Como a intensidade da onda de choque
refletida dependerá apenas de M2 e θ, sua
inclinação ∅ será diferente da inclinação
inicial β da onda de choque incidente.
2.3 Relações para Ondas de Expansão
de expansão.
33
Fig.
5. Esquematização de onda de
expansão. Fonte: O Autor.
Através da Eq. (6), podemos encontrar o
número Mach após a onda de expansão, se
conhecermos o valor do número Mach M1
de entrada e a inclinação θ da rampa de
expansão:
(6)
onde ν é a Função de Prandlt-Meyer
(Anderson, 2011), dada na Eq. (7):
(7)
Com isso, a variação das demais
propriedades
aerotermodinâmicas
em
relação a uma onda de expansão pode ser
obtida pelas Eq. (8) a (10).
(8)
(9)
(10)
Não obstante, a abertura
da onda de
expansão, pode ser obtida pela Eq. 11.
(11)
Nota-se que, apesar de apresentar um
mecanismo físico diferente da onda de
choque oblíqua, todas as propriedades
aerodinâmicas, antes e depois da onda de
expansão,
também
são
obtidas
automaticamente ao se conhecer M1 e θ,
analogamente ao caso da onda de choque.
2.4. Correção para Seção Transversal
Variável
O número Mach do escoamento varia ao
longo do scramjet, quando flui em aerofólios
supersônicos de seção transversal com área
variável (Anderson, 2011). Por este motivo,
é necessário corrigir os valores de M nas
equações apresentadas, contabilizando esta
variação da velocidade do escoamento para
todas as regiões entre ondas de
choque/expansão.
Para tanto, podemos utilizar a “Relação
Área-Mach”, que fornece o número Mach do
escoamento, em função da área da seção
transversal de um ponto qualquer do
scramjet (Anderson, 2011).
Esta relação é apresentada na Eq. (12):
(12)
onde A é a área da seção transversal do
ponto no escoamento (onde deseja-se
conhecer seu número Mach M) e A* é uma
área de seção transversal, onde o
escoamento estaria em regime sônico (M=1).
Com base nas relações apresentadas na
seção 2, iniciou-se o desenvolvimento de um
software capaz de calcular em função da
geometria do veículo: 1. A ocorrência e
disposição de ondas de choque/expansão ao
longo de seu scramjet; 2. As principais
propriedades
aerotermodinâmicas
do
escoamento entre elas; e 3. A força de
arrasto de onda gerada.
Pretende-se que o software em questão
tenha rápido processamento e interface
amigável ao usuário. Sendo assim, exigirá
que sejam inseridos apenas o número de
Mach do escoamento de entrada e a altitude
de
voo,
calculando
o
restante
automaticamente, como ilustrado na Fig. 6.
O software está sendo projetado para que
já contenha os dados mais atualizados sobre
a geometria do 14-X BS. No entanto,
antevendo eventuais alterações de projeto,
uma ferramenta para que o usuário tenha a
opção de atualizar estes dados a qualquer
momento também está sendo desenvolvida,
34
Fig. 6. Lógica computacional para cálculo de disposição de ondas de choque/expansão,
propriedades aerotermodinâmicas e forças de arrasto de onda no 14-X BS. Fonte: O Autor.
como ilustrado no losango da Fig. 6. Esta
ferramenta também visa permitir a expansão
das aplicações deste software para outros
modelos do 14-X.
Como a modelagem teórico-analítica deste
software
reside
em
uma
análise
fundamentalmente integral, não será
possível observar fenômenos de natureza
discretizada, como a formação de
“geometria virtual” pela interação das
partículas do escoamento (Nascimento et al.
2013). Portanto, os resultados a serem
apresentados pelo programa deverão ser
comparados e complementados pelos
previstos em análises, via CFD, já realizadas
em outras pesquisas do IEAv.
A linguagem de programação a ser usada
ainda não foi decidida definitivamente.
Contudo, há preferência para codificação em
Python, uma vez que se trata de uma
linguagem de alto nível, aberta e moderna,
que não gerará custos ao IEAv e permitirá
relativa integração com eventuais outros
softwares, sendo desenvolvidos pelo
Instituto.
4. Conclusões
Através de uma revisão teórica dos
princípios
fundamentais
da
aerotermodinâmica e dos parâmetros do
projeto do 14-X BS, foi possível propor uma
modelagem teórico-analítica preliminar para
viabilizar a previsão da ocorrência e
disposição de ondas de choque/expansão ao
longo do veículo e sua influência nas
principais propriedades aerotermodinâmicas
do escoamento.
Com isso, também foi possível definir os
parâmetros gerais de um software que
possibilite a automatização dos cálculos
apresentados e viabilize a obtenção da força
de arrasto de onda gerada pelo 14-X BS, sob
condições de voo nivelado a Mach 7 e
altitude de 30 km. O projeto deste software,
também possibilita sua adaptação para uso
em outros modelos do 14-X e de scramjets.
Trabalhos futuros envolvem a modelagem
da adição de calor no escoamento via
combustão supersônica, o aprofundamento
da modelagem da reflexão de ondas, a
implementação e testes do software em
desenvolvimento e a comparação de
resultados com dados obtidos via CFD e via
eventuais testes em túnel de choque
hipersônico.
35
Embora ainda haja muito a ser feito, os
resultados parciais desta pesquisa parecem
promissores. Através deste trabalho, um
refinamento do projeto do 14-X BS poderá
ser realizado, colaborando em nosso
entendimento científico do voo hipersônico
e aproximando a sociedade brasileira da
vanguarda da exploração espacial no mundo.
Agradecimentos
O presente autor agradece ao Dr. Israel da Silveira
Rêgo, servidor do IEAv, pelo exemplar apoio e
orientação durante o desenvolvimento dos trabalhos
aqui apresentados. Agradece também ao IEAv pela
bolsa de estudos e por fornecer a oportunidade de
trabalhar em um projeto aeroespacial de ponta e
motivador como o 14-X.
Referências
ANDERSON, J. D.
Fundamentals of
Aerodynamics. New York: McGraw-Hill, 2011,
1106 p. Fifth Edition.
CARDOSO, R. L. Estudo Aerodinâmico e
Dimensional para Manufatura do Veículo
Hipersônico Aeroespacial 14-X BS. 2012. Trabalho
de Graduação. Faculdade de Tecnologia de São José
dos Campos, SP - FATEC.
INDIA SPACE RESEARCH ORGANIZATION.
India’s Reusable Launch Vehicle-Technology
Demonstrator (RLV-TD), Successfully Flight
Tested. Índia. ISRO. 2016. Disponível em:
<http://www.isro.gov.in/update/23-may2016/india%E2%80%99s-reusable-launch-vehicletechnology-demonstrator-rlv-td-successfully.>
Acesso em: 20/05/2016.
NASCIMENTO, E. D. C. C. et al. Development of
a Laser Igniter for the Scramjet Engine of the 14X Hypersonic Aerospacecraft. In: COBEM, 22,
2013, Ribeirão Preto – SP, Anais.. Ribeirão PretoSP: ABCM, ISSN: 2176-5480. p.704-713
SPACEX. Falcon 9 Launch Vehicle: Payload
User’s Guide - Revision 2. Califórnia, EUA. SpaceX.
2015.
Disponível
em:
<http://www.spacex.com/sites/spacex/files/falcon_9_
users_guide_rev_2.0.pdf>. Acesso em: 20/05/2016.
WHITE, F. M. Mecânica dos Fluidos. Porto
Alegre: McGraw-Hill e AMGH Editora Ltda, 2011,
880 p. 6ª ed. Tradução de Mario Moro Fecchio.
36
AVALIAÇÃO DA ESPESSURA DA CAMADA A VERDE DE ZIRCÔNIA
NO PROCESSO DE DEPOSIÇÃO A LASER
J. C. G. Santos1,3, V. Teleginski1,2, J. F. Azevedo1,3, S.A. Silva1, G. Vasconcelos1,2*
Projeto: Processamento de materiais com laser
1
2
Instituto Tecnológico de Aeronáutica – PG-CTE, São José dos Campos – SP
3
Universidade Federal de São Paulo – Engenharia de Materiais, São José dos Campos – SP
*[email protected]
Resumo
Nesse trabalho depositou-se zircônia sobre
substratos de aço inoxidável, previamente
recobertos com NiCrAlY e posteriormente,
irradiou-se com um laser de CO2. A
espessura da camada verde do pó de zircônia
foi avaliada pela técnica de riscamento e por
microscopia óptica através da diferença de
foco entre as superfícies. O valor da média
das medidas de espessura de camada verde
depositadas foi da ordem de 150
micrometros, corroborando com resultados
da literatura. As técnicas utilizadas para a
realização das medidas das espessuras das
camadas de zircônia apresentaram resultados
similares, indicando reprodutibilidade do
processo. A redução da espessura da camada
após a irradiação é resultado da sinterização
do pó, da redução de poros e da densificação
durante o tratamento a laser.
controlada pela densidade de potência e pela
velocidade de varredura do feixe de laser
(Ready 2001). Estes parâmetros também
influenciam nas características morfológicas,
mecânicas e químicas do material
depositado. Para processos de deposição a
laser, envolvendo camada a verde do
material, as características do material, por
exemplo, distribuição granulométrica e
formato de partículas são de fundamental
importância. Teleginski e colaboradores
(Teleginski
2015)
mostraram
que
dependendo da espessura da camada prédepositada, diferentes morfologias de
deposição são obtidas, como mostrado na
Fig. 1.
Palavras-chave: Zircônia, Riscamento,
Laser, Espessura, Revestimento.
1. Introdução
Por operarem em ambientes agressivos e
em elevadas temperaturas e pressões,
palhetas de turbinas de aeronaves são
revestidas com diversos materiais cerâmicos
(Almeida 2006). No entanto, para haver
compatibilidade entre o substrato metálico
da turbina com a cerâmica, um revestimento
de ligação é necessário (Lee 2006). Esse
revestimento consiste de uma liga de
MCrAlY, onde M representa o metal
podendo ser cobalto, níquel ou ambos
(Ahmadi-Pidani 2013).
O tratamento de superfícies de metais e
ligas por lasers baseia-se no aquecimento
local da superfície, promovido pela absorção
da radiação do feixe, e em seguida, pelo seu
rápido resfriamento (Ganeey 2002; Machado
2005; Senthil 1991). Neste processo, a
temperatura na superfície do metal pode ser
Fig. 1. Influência da espessura da camada a
verde na deposição a laser de zircônia.
De acordo com Teleginski, pré-deposições
finas (<0,35mm), conduzem a formação de
revestimentos não homogêneos (Teleginski
2015). Espessuras muito elevadas (> 0,5mm)
conduzem ao destacamento do material
depositado. Neste contexto, é necessário
controlar a espessura da camada verde, prédepositada, para garantir a qualidade do
revestimento. Neste projeto, a utilização da
técnica de riscamento e de medida por
diferença de foco em microscópio óptico, foi
utilizada para avaliar as espessuras das
37
camadas pré-depositadas ou verdes a serem
irradiadas.
2. Metodologia
depositado, de uma região, expondo-se
assim o substrato, em seguida, focalizou-se
esta região. Procedeu-se de modo análogo
para ajuste da superfície.
Utilizou-se pó de zircônia estabilizada com
ítria (ZrO2 + 8% Y2O3) com tamanho médio
de partícula de 1,60 µm. Sua composição
química avaliada por fluorescência de raios
X (AMR/DCTA) está indicada na Tab. 1.
Para realizar a deposição da camada de
zircônia utilizou-se um laser de CO 2
(Synrad – Evolution IEAv – São José dos
Campos 125 - 125W) operando em modo
contínuo
que é caracterizado
por
comprimento de onda 10,6 µm, distribuição
Gaussiana de energia e diâmetro do feixe no
ponto focal de 0,2 mm, utilizando
parâmetros de velocidade: 600 mm/min,
Resolução: 423 ppp (pontos por polegada) e
potência 125 W
Tab. 1. Composição química do pó de
zircônia (%).
ZrO2 Y2O HfO SiO Al2O TiO
91,07 6,80 1,67 0,30 0,11 0,05
Utilizou-se uma liga de aço inoxidável
AISI 316L como substrato. Amostras de
3mm de espessura, em formato quadrado de
25mm, foram recobertas com pó metálico de
NiCrAlY, conforme metodologia publicada
em trabalho anterior (Santos 2014).
A deposição de NiCrAlY no substrato foi
feita de acordo com os parâmetros de
trabalho anterior (Santos 2014). A aspersão
da camada de zircônia na superfície do
substrato foi realizada com uma pistola
pneumática. A espessura desta camada a
verde foi avaliada utilizando-se a técnica de
riscamento (Fig. 2), onde obtém-se a
espessura da camada por uma relação
trigonométrica. Nesta técnica, utiliza-se uma
lâmina (ponta fixa) com ângulo de 60°. A
ponta fixa permaneceu em contato com a
superfície do substrato, enquanto uma mesa
CNC se moveu com a amostra.
A técnica de medida por diferença de foco
consiste na utilização de um microscópio
óptico que seja capaz de focalizar a base do
substrato e a superfície da amostra recoberta.
Removeu-se parte do revestimento, pré-
Fig. 2. Esquemático mostrando a técnica de
riscamento para estimar a espessura da
camada a verde.
A calibração do processo foi realizada com
objetos de dimensões conhecidas para obterse o valor em micrometros de cada divisão
do tambor micrométrico. Após a calibração
do processo, as amostras foram posicionadas
no microscópio e focalizou-se a região do
ponto de abertura (substrato). Anotou-se o
ponto marcado no fuso micrométrico, sendo
este o ponto zero. Em seguida, variou-se a
profundidade do foco através do fuso
micrométrico, focalizando a superfície do pó
pré-depositado. Anotou-se o ponto marcado
no tambor e assim calculou-se a distância
entre os diferentes focos. Conhecendo-se o
valor em micrometros entre cada divisão do
tambor micrométrico, foi possível realizar a
medida da espessura da camada de zircônia.
Após realizar as medidas de espessura por
técnica de riscamento e técnica de medida
por diferença de foco, as amostras foram
irradiadas por laser de CO2. Em seguida as
amostras foram cortadas e suas secções
transversais analisadas via microscopia
óptica (Microscópio Zeiss Axio Cam ICc5)
38
para se obter a espessura da camada de
zircônia após a irradiação com o feixe de
laser.
micrométrico é resultado da diferença entre
a marcação no tambor do foco no substrato e
a marcação do foco na superfície da peça.
Por meio da técnica de riscamento, foi
possível realizar as medidas de espessura da
camada a verde, utilizando-se as relações
trigonométricas indicadas na Fig. 2. A Fig. 3
apresenta uma microscopia óptica (M.O.)
com as medidas necessárias para o cálculo
da espessura da camada de zircônia. A
medida da largura da trilha riscada foi obtida
com a utilização de ferramentas do
microscópio utilizado.
Fig. 4. Micrografia ótica da região riscada.
Tab. 2. Resultado de medidas para cada peça
analisada.
Amostra Espessura Número de divisões
(μm)
no tambor do fuso
(pontos)
1
330 ± 0,5
1805
2
330 ± 0,5
1722
3
347 ± 0,5
1857
4
323 ± 0,5
1779
Fig. 3. Micrografia ótica da região riscada.
Utilizando o valor médio da largura da
trilha da Fig. 3, calculou-se a espessura, e o
valor obtido foi de 152,42 μm. Visto que a
espessura está abaixo de 300 μm, classificase essa espessura na região (d) da Fig. 1,
como espessura fina.
A Fig. 4 apresenta uma M.O. de outra
linha de riscamento que resultou em 157,62
μm de espessura.
O valor médio das espessuras foi obtido
através das amostras referentes às Fig. 3 e 4.
A reduzida variação de medidas (Fig. 3 e 4)
é um indicador da reprodutibilidade do
processo de aspersão com a pistola
pneumática.
A etapa de calibração das amostras com
espessura conhecida é exibida na Tab. 2. O
número de divisões no tambor do fuso
Utilizando a Tab. 2 calculou-se o valor de
cada divisão do tambor micrométrico em
micrometros, através da razão entre o
número de divisões e a espessura das
amostras. Os resultados correspondentes em
micrometros para cada divisão do tambor do
fuso micrométrico estão apresentados na
Tab. 3.
Tab. 3. Resultado correspondente
micrometros para cada amostra.
Amostra
1
2
3
4
em
Valor em micrometro para
cada divisão do tambor
(μm)
5,46 ± 0,5
5,21 ± 0,5
5,35 ± 0,5
5,38 ± 0,5
O valor em micrometros que representa
cada divisão do tambor é calculado pela
média dos resultados obtidos na Tab. 3. A
39
média dos valores foi igual a 5,35 μm para
cada divisão do tambor.
Na Fig. 5.a a focalização foi feita no
substrato e na Fig. 5.b, na superfície. A
variação de foco entre substrato e superfície
resultou em 30 divisões do tambor do fuso
micrométrico, que representa 160,50μm.
Fig. 6. Micrografia ótica da região
transversal da amostra com medida de
espessura da camada de zircônia pósirradiação.
Fig. 5. Micrografia ótica mostrando o foco
no substrato (a) e na superfície do pó prédepositado (b). Os círculos em laranja
exibem os focos para cada imagem.
A variação de foco entre substrato e
superfície resultou em uma medida de 27
divisões do tambor do fuso micrométrico,
que representa 144,45 μm.
Ao fim das medições, realizou-se a
irradiação da amostra com laser de CO2.
Utilizou-se velocidade de varredura do laser
de 600 mm/min e resolução de 423 ppp.
Após a irradiação a amostra foi preparada e
sua região transversal foi analisada por M.O.
A Figura 6 exibe um exemplo de medida de
espessura da camada cerâmica pósirradiação a laser utilizando ferramentas do
microscópio.
Para obter a espessura média após a
irradiação a laser, foram utilizadas outras
medidas além da espessura indicada na Fig.
6. Foram 15 medidas ao todo, obtendo-se
uma média de 40,540 μm. É possível
observar a redução da espessura da camada
de zircônia depositada após a irradiação por
laser. Essa redução deve-se à sinterização do
pó durante a irradiação, o pó é mais
densificado e ocorre a redução da quantidade
de poros, reduzindo assim a espessura da
camada cerâmica.
A espessura média a verde (pré-irradiação)
medida por riscamento tem valor de 155,02
μm. Já a espessura média a verde medida por
variação de foco resultou em 152,47 μm.
Considerando que os valores medidos por
ambos os métodos citados são próximos, o
valor total médio é dado pela média de todos
os valores obtidos, sendo a média total igual
a 153,74 μm.
Para uma espessura média a verde (préirradiação) de 153,74 μm, tem-se uma
espessura média de 40,54 μm após a
sinterização (pós-irradiação). Observa-se
que ocorre uma redução da espessura da
camada de pó de 73,6% após a irradiação
por laser de CO2.
Observa-se algumas trincas como ilustra o
circulo amarelo na Figura 6, que são
provenientes da elevada compactação
durante a sinterização e do rápido
resfriamento após a irradiação a laser.
4. Conclusões
40
As
medidas
apresentaram
valores
próximos, tanto para a técnica de riscamento
quanto para a técnica de medida por
diferença de foco, isso indica a coerência
dos valores obtidos.
Durante a irradiação ocorreu a redução da
espessura da camada cerâmica, pois ocorre a
sinterização do pó, que se torna mais
densificado e com menor quantidade de
poros. A redução da espessura da camada
cerâmica é de 73,6%. A espessura de pó
depositado se encontra na região d da Fig. 1,
sendo classificada como espessura fina que
conduz a formação de revestimento não
homogêneo, podendo apresentar regiões
com falhas de recobrimento e trincas como
mostrado na Fig. 6.
TBC applications. Surface and Coatings
Technology, in press, 2015.
SANTOS, J. C. G. et al. Estruturação e
deposição de MCrAlY sobre aço inoxidável
por métodos a laser. Caderno SCTI 2014,
p. 23 – 26, 2014.
Agradecimentos
Os autores agradecem ao CNPq PIBIC, à FAPESP
e ao AMR/DCTA.
Referências
ALMEIDA, D. S. et al. EB-PVD TBCs of
zircônia co-doped with yttria and niobia, a
microstructural investigation. Surface and
Coatings Technology, v.200, n° 8, 2006.
LEE, K. N. Protective coatings for gas
turbines. In: Gas Turbine Handbook, U.S.
Department of Energy, 2006.
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modification of plasma sprayed CYSZ
thermal
barrier
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Ceramics
International 39 (2013) 2473-2480.
GANEEY, R. A. Low-power laser
hardening of steels Journal of Materials
Processing Technology 121 (2002) 414419.
MACHADO, I. F. Technological advances
in steels heat treatment, Journal of
Materials Processing Technology, 172,
(206), 160-173.
SENTHIL, J. Effect of laser surface
hardening on En (AISI 5135) steel, Journal
of Materials Processing Technology V.91,
p. 29-36, 1999.
READY, J. F. Handbook of Laser
Materials Processing; Laser Institute of
America; Magnolia Publishing, p.240,
USA, 2001.
TELEGINSKI et al. Laser irradiation of
YSZ on NiCrAlY/ Inconel 718 substrates for
41
AVALIAÇÃO DE PLATAFORMA HÍBRIDA RECONFIGURÁVEL DE
PEQUENO PORTE PARA EMPREGO EM VANTs
L. H. M. Dias, 1*, M .R. C. Aquino2**, V. C. F. Gomes2, F. L. L. Medeiros2
1
Universidade Federal de São Paulo – Instituto de Ciência e Tecnologia, São José dos Campos - SP
2
*[email protected]; **[email protected]
Resumo
Este trabalho apresenta-se o estudo da
comunicação de uma Raspberry PI (RPI)
com uma placa FPGA (Field Programmable
Gate Array) de baixo custo chamada Logi-pi
(LP), a fim de determinar o desempenho
dessa plataforma em VANT de pequeno
porte no que tange ao envio de dados entre
as duas placas. Foram elaborados testes de
envio e recebimento de dados com a
medição de tempo das ações para averiguar
se a velocidade teórica, informada na
documentação, é encontrada na execução de
aplicações. Os resultados encontrados
indicam que dependo da aplicação é
totalmente aceitável embarcar uma FPGA
em um VANT para a sua automatização.
Palavras-chave: FPGA, Logi-Pi, Raspberry
Pi, Comunicação.
1. Introdução
Atualmente, novas tecnologias têm surgido
com o propósito de aumentar a autonomia de
VANTs, de modo que parte do processo de
tomada de decisão dos operadores de um
VANT seja embarcado no veículo. Algumas
dessas novas tecnologias, que têm se
destacado, são o pouso e decolagem
autônomos, a correção de rotas por meio de
processamento de imagem e o planejamento
de rotas precisas. No desenvolvimento
desses algoritmos, técnicas como a fusão de
dados, o processamento de imagens e a
identificação de padrões são frequentemente
utilizadas (Paiva 2016; Campos Filho,
2012). De modo geral, essas técnicas
reivindicam
processamento
intensivo,
requerendo amplos recursos computacionais.
Em sistemas embarcados de VANTs, em
especial os de pequeno porte, há restrições
quanto ao embarque de tais recursos, dadas
as limitações de peso e consumo energético.
Nos últimos anos, um paradigma se
destaca no escopo de processamento de alto
desempenho:
a
computação
híbrida
reconfigurável. Nesse paradigma, são
utilizados processadores de propósito geral
(CPU) combinados com placas Field
Programmable Gate Array (FPGA) para
processamento
intensivo
de
dados
(Chamberlain 2007). O FPGA pode ter seu
comportamento lógico configurado pelo
usuário, tornando-se um circuito dedicado
para o processamento de um algoritmo. Isso
permite que seja possível unir a flexibilidade
do desenvolvimento de software com a
eficiência do uso de circuitos dedicados,
utilizando
clocks
mais
baixos
e
consequentemente
consumindo
menos
energia que microprocessadores tradicionais.
O interesse nesse paradigma para o
emprego em VANTs ocorre devido ao
barateamento
da
tecnologia
FPGA
(encontrada a partir de $79,00), baixo
consumo de energia, tamanho reduzido e
capacidade de processamento em aplicações
críticas.
Apesar das potencialidades do uso de
FPGAs, tradicionalmente aplicações são
executadas em processadores de propósito
geral. Dessa forma, para o aproveitamento
dessa tecnologia, é necessário que ambos os
recursos cooperem no processamento das
aplicações. Frequentemente a técnica
adotada envolve o processamento das seções
não críticas na CPU, enquanto que dados das
seções de processamento intenso são
enviados para o FPGA (Gomes 2009).
Para que esse processo seja vantajoso do
ponto de vista de redução do tempo de
processamento, é importante que o canal de
comunicação entre CPU e FPGA seja
eficiente. Caso contrário, o custo da
transmissão dos dados torna proibitivo o uso
dessa técnica. Assim, conhecer as
características do canal de comunicação
entre dispositivos é essencial para se
verificar a viabilidade do uso integrado
42
desses recursos. Neste contexto, este
trabalho tem como objetivo avaliar as
características do canal de transmissão entre
uma Raspberry Pi (RPI) e a placa FPGA
Logi-Pi de forma a fornecer um panorama
que subsidie a escolha desses recursos para o
embarque em VANTs, visando ao
processamento em tempo real. Nas próximas
seções, serão apresentados os componentes,
a metodologia dos testes, os resultados e, por
fim, as conclusões do estudo.
2. Metodologia
O desenvolvimento deste trabalho dá-se
início na escolha dos componentes onde
serão executados os testes. A Seção 2.1
descreve os componentes escolhidos,
enquanto que a Seção 2.2 descreve os testes
realizados.
2.1 Componentes Empregados
Primeiramente, necessita-se de dois
componentes para a execução dos testes: um
minicomputador e uma placa FPGA. Para
este trabalho, o minicomputador escolhido
foi a Raspberry PI 2 (RPI) por ter baixocusto (±$35), pequeno porte (8,5 centímetros
(cm) de comprimento, 5,6 cm de largura e
45 gramas (g)) e capacidade de receber um
sistema operacional. Como configuração
importante para o projeto, a RPI possui
portas
GPIO
(General
Purpose
Input/Output) que possibilitam a conexão de
periféricos. Seu processador é um ARM7,
Quadcore com 900 MHz e possui 1 GB de
memória RAM.
Foi escolhida a placa FPGA Logi-Pi (LP),
por essa placa possuir uma interface com a
RPI, ter preço reduzido (±$79) em
comparação com outras placas FPGA, e por
possuir ampla documentação disponível
(VALENTFX, 2015; BUGBLAT, 2015). O
FPGA presente nesta placa é o Spartan 6
XC6SLX9, com 9152 células lógicas e 160
portas I/O (DATASHEET, 2016). Além
disso, essa placa possui chaves, leds e
conexões no padrão Arduino, permitindo a
conexão facilitada de sensores externos.
Para a realização dos testes, a RPI foi
prepara com o Sistema Operacional
Raspbian e com as ferramentas e bibliotecas
em linguagem C, disponíveis no site da
fabricante da LP. Os dispositivos são
conectados através da porta GPIO. A Fig. 1
mostra a disposição final da montagem dos
dispositivos.
Fig. 1. RPI e LP conectadas.
A comunicação entre os componentes se
dá pelo barramento SPI (Serial Peripheral
Interface)
Usando aplicações em C ou em outras
linguagens é possível configurar aplicações
para mandar dados para LOGI-PI. Na
documentação da LP, existe uma aplicação
chamada wishbone_wrapper que fornece um
exemplo do envio e recebimento dos dados.
Para a comunicação interna da placa, usa-se
o barramento wishbone. A Fig. 2 descreve a
arquitetura da comunicação dos dois
equipamentos.
Fig. 2. Pilha de Comunicação entre RPI e
LP.
A documentação da LP informa que é
possível chegar a uma taxa de transferência
de 4 MB/s com um clock estável no
barramento SPI de 48 Mhz.
2.2 Testes
Para se verificar a velocidade de
comunicação real entre as placas foi
desenvolvida uma aplicação em C que
43
calcula o tempo de envio e recebimento de
dos dados. Para o desenvolvimento dos
testes, foi utilizada, como referência, uma
aplicação do projeto logi-pi-wishbone
disponível na documentação da LP (FPGALOGI, 2016). Essa aplicação fornece uma
aplicação em C e uma descrição de
hardware em VHDL (VHSIC Hardware
Description Language).
Para a realização dos testes, foram
incluídos novos registradores na descrição
em hardware, alterados os endereços do
barramento de comunicação e removidos os
recursos não necessários.
O funcionamento consiste em: obter o
tempo inicial e final do processo de
transferência de um pacote de dados; e
calcular o tempo decorrido para essa
transferência, isto é, a diferença entre o
tempo final e o tempo inicial. A biblioteca
wishbone_wrapper.h está definida na
documentação da LP (FPGA-LOGI, 2016) e
possui as rotinas para mandar os dados para
LP. Como parâmetro de entrada tem-se o
número de bits que serão gravados na placa.
Para garantir que os dados enviados fossem
os mesmos recebidos, a aplicação executada
em CPU enviou uma sequência numérica
crescente de forma a ser possível verificar os
dados durante o recebimento no FPGA. Para
avaliar a comunicação de forma mais ampla
foram realizados testes com diferentes
tamanhos de vetores, os quais foram
repetidos 20 vezes. Para se obter um número
mais preciso, a cada vetor enviado, o
número foi escrito dez vezes seguidas e o
tempo calculado é uma média dessas 10
vezes.
O Código 1, apresentado na Tab. 1, mostra
a núcleo da aplicação em C.
Para automatizar o processo de testes, foi
escrito um script bash que realiza a chamada
da aplicação passando como parâmetro o
tamanho do vetor a ser enviado ou lido do
FPGA, esse parâmetro vai de 2 até 2048 em
uma progressão aritmética de razão 2.
O código VHDL foi sintetizado utilizando
o ISE 14.7, e o bitstream foi carregado no
FPGA utilizando a ferramenta logi_loader.
Tab. 1. Núcleo da aplicação de tomada de
tempo.
writeVal = (unsigned char *)
malloc(sizeof(unsigned short)*bits);
for (j=0;j<bits;j++) {
writeVal[j] = (unsigned char)
j+1;}
gettimeofday(&temp1,NULL);
for(k=0;k<10; k++){
wishbone_write(writeVal, bits, (int)
0x1000);}
gettimeofday(&temp2,NULL);
elapsed_u_time = ((temp2.tv_usectemp1.tv_usec)+(temp2.tv_sectemp1.tv_sec)*1000000L)/10;
fprintf(log,"%ld,",elapsed_u_time);
fprintf(log,"%f,",((float)bits)/(float)elapse
d_u_time );
Com a execução dos testes definidos,
foram obtidos os tempos de envio/leitura dos
dados. Os tempos médios das 20 execuções
foram separados e se confeccionou dois
gráficos, um de velocidade de escrita e outro
de leitura. Eles são apresentados nas Figs. 3
e 4.
Fig. 3. Velocidades de escrita.
Para uma maior clareza dos gráficos os
dados foram suavizados movendo a janela
de média em 5 pontos. Foram averiguados
que a velocidade máxima foi de 2,4 MB/s e
o mínimo de 0,02 MB/s. A velocidade
máxima foi 60 % da teórica. O formato da
curva segue o padrão da curva de
transmissão de dados onde a velocidade
aumenta muito em relação ao aumento do
tamanho do array de bits e depois a curva
tende a uma constante.
Em relação às velocidades de leitura a
máxima foi de 2,4 MB/s e mínima de 0,04
MB/s. Pode-se notar que as curvas são muito
parecidas mostrando que o barramento
trabalha na mesma frequência de operação
44
nos dois sentidos de transmissão. Como no
teste de escrita, chegou-se a 60% da
velocidade máxima teórica. Fazendo um
paralelo com outro trabalho, quando foi
estudada a comunicação em uma FPGA de
grande aporte (Gomes 2009) pode se dizer
que a porcentagem foi considerada boa, pois
no trabalho citado foi possível apenas chegar
à 5% da velocidade teórica.
Fig. 4. Velocidades de leitura.
Com esses resultados pode-se dizer que o
trabalho de FPGAs depende muito da
velocidade de envio/recebimento do dado,
além do processamento na mesma. Para
ilustrar melhor a viabilidade da execução de
um algoritmo em FPGA montou-se a
Equação 1 descrita abaixo:
TempCPU  Tempenvio  Tempproc  Tempreceb (1)
Onde Tempcpu é o tempo de processamento
de uma dada aplicação na CPU,
Tempenvio/receb é o tempo para enviar/receber
o dado na FPGA e Temp proc é o tempo de
processamento na FPGA.
4. Conclusões
Para se embarcar uma placa FPGA em um
VANT é imprescindível a análise de
transmissão de dados entre a CPU e a
FPGA. Portanto como este trabalho analisou
essa velocidade pode-se dizer que os
resultados para plataformas hibridas de
baixo custo são promissores, mas se ressalva
que primeiramente deve-se analisar o
algoritmo a ser descrito na FPGA pois para
um bom uso da placa, segundo a Eq. (1), o
tempo de transmissão mais o tempo de
processamento em FPGA deve ser inferior
ao tempo em uma CPU comum.
Com a tecnologia de VANTs em pleno
crescimento pode-se pensar que em um
futuro não muito distante será parte de um
quadcóptero, por exemplo, uma arquitetura
hibrida para missões onde a automaticidade
do veículo é essencial.
Agradecimentos
Agradeço ao CNPq pela bolsa concedida. Aos meus
pais pelo apoio e suporte dados até aqui.
Referências
CHAMBERLAIN, R. D et al. Application
development
on
hybrid
systems.
ACM/IEEE Conference on Supercomputing,
p. 50:1–50:10, 2007.
GOMES, V. C. F. et al. Avaliação de
abordagens de comunicação com FPGA
no supercomputador Cray XD1. Escola
Regional de Alto Desempenho/RS, p.157160, 2009.
PAIVA, J. P. et al. Uso de Visão
Computacional para Controle Autônomo
de Câmera Embarcada em Veículo Aéreo
não Tripulado. Computer on the Beach.
Disponível
em
<http://siaiap32.univali.br/seer/index.php/ac
otb/article/view/5361/2816>. Acesso em 14
de jan de 2016.
CAMPOS FILHO, R. F. Abordagem
estocástica com fusão sensorial para
mapeamento
geográfico
utilizando
VANTs. Tese defendida em 2012.
Disponível
em
<http://www.teses.usp.br/teses/disponiveis/3
/3152/tde-04072013-173334/pt-br.php>.
Acesso em 14 de jan de 2016.
VALENTFX. Logi FPGA Development
Boards.
Disponível
em
<
http://valentfx.com/fpga-logi-family>.
Acesso em 03 jun. 2015.
BUGBLAT. PIF - FPGA for the
Raspberry Pi and the Raspberry Pi 2.
Disponível
em
<http://www.bugblat.com/products/pif>.
Acesso em 03 jun. 2015.
DATASHEET. Spartan 6 XC6SLX9
Datasheet.
Disponível
em
<http://www.digikey.com/productdetail/en/XC6SLX9-2CSG225C/122-1744-
45
ND/2339913?WT.srch=1&mkwid=sJ1ncqs
C8&pcrid=62118888861&pkw=_cat%3Aint
egrated%20circuits%20ics&pmt=b&pdv=c>
Acesso em 14 de jan de 2016.
FPGA-LOGI. Documentation logi-pi.
Disponível em <https://github.com/fpgalogi/logi-projects.git> Acesso em 14 de jan
de
2016.
46
CARACTERIZAÇÃO DE CHAMAS
APLICAÇÕES EM SCRAMJETS
DE
BIOQUEROSENE
PARA
L. M. Vialta¹, D. Carinhana Jr2*
Projeto: Projeto PropHiper
1
Universidade Estadual de Campinas - Departamento de Química, Campinas – SP
2
*[email protected]
Resumo
Um dos biocombustíveis mais promissores
para uso na indústria aeroespacial é o
hidrocarboneto chamado Farnesano, de
origem vegetal. Este fato deve ajudar a
reduzir as emissões de gases de efeito estufa.
Em chamas produzidas a partir de
hidrocarbonetos de cadeia longa, tal como
no caso de Farnesano, há a formação de
fuligem, e a análise espectral também é
capaz de fornecer dados de temperatura e de
velocidade, e outra informação sobre o
processo de queima. Neste trabalho,
utilizou-se a técnica da Incandescência
Induzida por Laser. O objetivo do projeto é,
portanto, caracterizar chamas usando
Farnesano como combustível, a criação de
um banco de dados, assim, para a sua
aplicação futura em combustão supersônica
nos motores tipo scramjets destinados a
acesso de veículos mais fácil para o espaço.
Palavras-chave: Espectroscopia, LII, Smoke
Point, Bioquerosene.
1. Introdução
A busca por fontes alternativas de energia
há anos vem se estabelecendo como um dos
paradigmas para o desenvolvimento de
novas tecnologias. Um dos biocombustíveis
mais promissores para uso no setor
aeroespacial é o hidrocarboneto de origem
vegetal chamado Farnesano, também
conhecido como bioquerosene (Santos
2013). Desde meados de 2012, por exemplo,
aviões utilizam cerca de 10% desses
biocombustíveis em seus tanques, sem que
quaisquer alterações no desempenho dos
motores tenham sido observadas.
O Farnesano, de fórmula molecular C15H32
(Fig. 1), é produzido a partir da
hidrogenação do Farneseno, C15H24,
composto extraído do mosto formado a
partir da fermentação da cana de açúcar. A
levedura utilizada no processo foi
transformada geneticamente pela empresa
Amyris
Crystalsev
Pesquisa
e
Desenvolvimento de Biocombustíveis Ltda,
situada na cidade de Campinas (AMYRIS
2015).
Fig. 1. Fórmula estrutural do farnesano.
Uma reação completa de combustão entre
um hidrocarboneto e oxigênio, deveria gerar
como produtos apenas água e gás carbônico.
Entretanto, a combustão realizada na
geração de energia para meios de transporte
e processos industriais é incompleta. Isso
implica na liberação na atmosfera de
compostos como óxidos de enxofre, óxidos
de nitrogênio, hidrocarbonetos parcialmente
oxidados e também material particulado, os
quais podem ser prejudiciais ao meio
ambiente (Almeida 2008).
A fuligem é o principal componente do
material particulado emitido em uma queima
e sua presença na atmosfera é nociva ao
meio ambiente e à saúde humana (Barreta
2010). A determinação quantitativa da
fuligem vem ganhando importância no
cenário científico, podendo ser realizada
utilizando, por exemplo, a técnica de
Incandescência Induzida por Laser (LII, do
inglês Laser Induced Incandescence).
Na técnica de Incandescência Induzida por
laser, as partículas de fuligem absorvem a
radiação de um pulso de laser, durante o
qual atingem uma temperatura muito maior
que a temperatura da chama, resfriando-se
em seguida. Nestas condições, as partículas
passam a emitir radiação como um corpo
negro. A medida da incandescência em
função do tempo corresponde a um típico
47
processo de excitação seguido por um
decaimento do tipo exponencial, que
representa, respectivamente, o aquecimento
das partículas de fuligem e seu respectivo
resfriamento em função do tempo. A partir
desta curva é possível obter informações
importantes sobre as partículas irradiadas,
tais como, fração volumétrica da fuligem e
diâmetro das partículas (Tolomelli 2012).
2. Metodologia
O procedimento experimental consistiu em
duas etapas: determinação dos Smoke Points
das chamas das blendas de Farnesano e
querosene de aviação (QAV) e aplicação da
técnica LII às chamas do bioquerosene.
Foram determinados os Smoke Points das
chamas de quatro blendas de Farnesano e
QAV: Farnesano puro (B100), QAV puro
(B00), 10% de Farnesano (B10) e 20% de
Farnesano (B20). Para a determinação dos
Smoke Points, foi utilizado um queimador
padrão com pavio de altura ajustável. O
pavio de cada chama foi aceso de modo que
a altura da chama fosse de aproximadamente
10 mm. A fim de estabilizar a chama, o
queimador permaneceu aceso por cinco
minutos. O pavio foi ajustado para que a
chama produzisse uma cauda de fumaça
visível e, em seguida, foi suavemente
reduzido, até que a chama não a produzisse
mais. A altura correspondente a esse ponto,
chamado de Smoke Point, foi registrada.
Para a aplicação da técnica LII foi
utilizado um arranjo experimental (Fig. 2)
que consistiu no posicionamento do
queimador, contendo as blendas como
combustível, em frente à fenda de entrada do
monocromador, posicionada em um ângulo
de 90° com respeito ao feixe do laser
incidente. Para focalizar a imagem da chama
na fenda, foi utilizada uma lente de quartzo,
com distância focal de 10 cm. A lente foi
posicionada de tal modo que a proporção
entre a imagem e o objeto real fosse de 1:1.
A fim de depositar maior quantidade de
energia sobre chama, entre o laser e o
queimador foi posicionada uma lente,
também de quartzo, de 20 cm de distância
focal.
Para a obtenção do sinal foi utilizado um
osciloscópio ligado à fotomultiplicadora e à
fonte de trigger, responsável pelo
sincronismo do osciloscópio com a
irradiação da chama pelo laser. Foram
realizadas medidas utilizando dois sinais
diferentes de trigger. Primeiramente, o
proveniente do laser e em seguida, um
fotodiodo, posicionado cerca de 20 cm atrás
da chama. Os parâmetros experimentais
utilizados durante o experimento estão na
Tab. 1.
Tab. 1. Parâmetros experimentais utilizados
para a aplicação da técnica LII.
Parâmetro
comprimento de onda
offset
fendas
energia do laser
voltagem
fotomultiplicadora
Tamanho da chama
Valor
500 nm e 600 nm
2
100 µm
8 (unidade arbitrária)
850 V
4,0 cm
Foi realizado o mapeamento vertical e
horizontal da fuligem na chama de
farnesano, nos comprimentos de onda de
500 nm e 600 nm. A Fig. 3 mostra todos os
pontos analisados.
No caso do mapeamento vertical, a
varredura da chama foi realizada a cada 0,5
cm de altura, sendo 1,0 cm a primeira
posição analisada, considerando a base do
pavio do queimador. Já no mapeamento
horizontal, foram escolhidos 4 pontos na
interface do cone interno, dois pontos na
altura de 1,0 cm e dois em 1,5 cm. Nos dois
tipos de mapeamento, o osciloscópio foi
ajustado para que fornecesse um sinal médio
de 100 medidas, com o respectivo valor de
desvio padrão.
A fim de analisar e comparar a distribuição
de fuligem em cada blenda, foi realizado o
mapeamento vertical de fuligem em todas as
blendas nas alturas de 1,0; 1,5; 2,0; 2,5 cm.
O Smoke Point é definido como sendo a
condição de combustão na qual a chama
possui uma altura máxima livre de fuligem.
Esta altura máxima da chama (quando
medida imediatamente antes da chama
começar a produzir fuligem) representa o
48
Smoke Point do combustível testado e pode
ser usado com precisão como uma medida
relativa da tendência de combustíveis para a
produção de fuligem. Um Smoke Point
elevado revela um combustível com menor
propensão a produção de fuligem. Na Fig. 4
está descrito o conceito do Smoke Point
(Santos 2013).
Fig. 2. Arranjo experimental utilizado para a
detecção do sinal LII.
Fig. 3. Região de mapeamento vertical e
horizontal da chama de farnesano.
Foram analisadas as blendas de Farnesano
puro (B100), QAV puro (B00), 10% de
Farnesano (B10), 20% de Farnesano (B20).
Os resultados estão descritos na Tab. 2 e no
gráfico da Fig. 5.
Fig. 4. Representação esquemática do
conceito de Smoke Point .
Tab. 2. Valores de Smoke Point obtidos para
as blendas B100, B00, B10 e B20.
Blenda
B100
B00
B10
B20
Smoke Point
62
25
29
33
Fig. 5. Gráfico do Smoke Point em função
da porcentagem de Farnesano adicionado no
combustível (QAV).
A análise dos valores de Smoke Points
obtidos mostra que quanto maior a
porcentagem de Farnesano adicionado ao
combustível (QAV), maior o Smoke Point
da blenda. Assim, chamas contendo menor
quantidade de Farnesano são mais
fuliginosas, uma vez que uma chama de
poucos milímetros já indica grande presença
dessas partículas.
A técnica de Incandescência Induzida por
Laser (LII) pode ser utilizada para
quantificar a fuligem emitida em um
processo de combustão. A sua principal
vantagem consiste no fato de ser um método
não intrusivo, não afetando, portanto, as
medições por perturbações causadas na
chama por equipamentos inseridos para
retirar amostras. Essa técnica é baseada na
detecção da radiação emitida pelas partículas
de fuligem ao serem irradiadas por um laser
pulsado com potência alta o suficiente para
elevar a temperatura da fuligem à
temperatura
de
vaporização.
Nestas
condições, a fuligem emite radiação como
um corpo negro. O sinal de incandescência é
a imagem do aquecimento e respectivo
resfriamento da fuligem, mostrado através
49
de um osciloscópio. A intensidade do sinal é
proporcional à fração de volume da fuligem,
e o formato da curva de decaimento está
relacionado com o tamanho das partículas
(Santos 2013). A Fig. 6 mostra uma curva
típica obtidas de intensidade em função do
tempo para a altura de 2,5 cm, no
comprimento de onda de 500 nm. A curva
superior refere-se ao sinal LII e a inferior ao
sinal de trigger do fotodiodo.
Fig. 6. Sinal LII obtido na altura de 2,5 cm
da chama de farnesano no comprimento de
onda de 500 nm.
A partir do valor médio das intensidades
em cada ponto da varredura vertical da
chama contendo farnesano puro, foi obtido
um gráfico para cada comprimento de onda
analisado (Fig. 7 e 8).
Fig. 7. Gráficos de intensidade versus altura
da chama, em 500 nm.
Fig. 8. Gráficos de intensidade versus altura
da chama, em 600 nm.
As partículas de fuligem são formadas em
uma faixa de temperatura entre 1300 e 1600
°C. Assim, a região próxima à base da
chama, que apresenta menor temperatura,
possui
menor
concentração
dessas
partículas. À medida que aumenta a altura da
chama, a sua temperatura também cresce,
fazendo com que seja observada uma
concentração maior de fuligem. No entanto,
na altura próxima à interface ar/chama, essa
temperatura começa a diminuir, devido à
troca de calor entre a chama e o ambiente.
Isso faz com que a concentração de fuligem
decresça novamente.
Esse comportamento está descrito no
gráfico da Fig. 7, no qual a intensidade do
sinal LII aumenta com a altura da chama até
chegar a um máximo e, em seguida,
decresce à medida que a troca de calor tornase mais intensa.
Observando as características da chama
(Fig. 3), percebe-se a predominância de uma
coloração amarela. A emissão dessa
coloração está relacionada à incandescência
das partículas de fuligem. A cor amarela está
na região de 570 nm do espectro
eletromagnético, sendo, portanto, esperado
que o sinal LII fosse mais intenso no
comprimento de onda de 600 nm, diferente
do que foi observado nos experimentos. Esse
resultado pode ser explicado pela eficiência
de dispersão da grade, dada pelo ângulo de
Blaze. A grade utilizada possui a maior
eficiência em ângulos correspondentes ao
comprimento de onda de 500 nm.
Em chamas difusivas, a nucleação e
aglomeração ocorrem próximas à base da
chama, produzindo, nesta região, partículas
de fuligem. Essas partículas são deslocadas
por convecção para uma região anelar da
chama, onde ocorrem mais transições
gás/partícula. Assim, a fuligem próxima à
saída do queimador se concentra nas
extremidades da chama (Tolomelli 2012).
Por esse motivo, para o mapeamento
horizontal foram escolhidos pontos na
interface do cone interno, e não no seu
interior.
A diferença significativa observada no
mapeamento horizontal na altura de 1,5 cm
está relacionada à instabilidade da chama
utilizada. Portanto, ao mínimo deslocamento
da chama, é detectada uma concentração
50
Intensidade (mV)
diferente de fuligem. Se esse deslocamento
ocorre para dentro da região do cone interno,
o sinal diminui. Da mesma forma, se o
deslocamento ocorre para a região externa,
ele aumenta.
Por fim, foram analisadas quatro chamas, a
de QAV puro, Farnesano puro, QAV+10%
farnesano e QAV+20% farnesano. As
chamas
foram
analisadas
apenas
verticalmente, nas alturas de 1,0; 1,5; 2,0;
2,5 cm. A Fig. 9 mostra os gráficos
sobrepostos de Intensidade X Altura para
cada uma das blendas.
36
34
32
30
28
26
24
22
20
18
16
14
12
10
8
6
4
2
0
QAV
QAV10F
QAV20F
FARNESANO
0,8
1,0
1,2
1,4
1,6
1,8
2,0
2,2
2,4
2,6
Altura (cm)
Fig 9. Gráfico de Intensidade X Altura para
diferentes blendas de querosene e farnesano.
A análise da Fig. 9 mostra uma tendência
de diminuição da intensidade do sinal LII a
medida que aumenta a quantidade de
biocombustível adicionado ao querosene.
4. Conclusões
Utilizando a técnica de Incandescência
Induzida por Laser (LII) foi possível mapear
a distribuição de fuligem em uma chama de
biocombustível. Foi detectada maior
concentração dessas partículas nas regiões
de temperaturas mais elevadas da chama, ou
seja, em alturas medianas (máximo em 2,5
cm) e fora do seu cone interno. Esses
resultados são compatíveis com os
mecanismos de formação de fuligem. Além
disso, foi comprovada a diminuição da
produção de fuligem pela chama com o
aumento da porcentagem de farnesano
adicionado no combustível.
Referências
ALMEIDA, J. N. Detecção da presença
de fuligem em chamas parcialmente prémisturadas de GLP com oxigênio. 2008.
82f. Dissertação (Mestrado em Aeronáutica,
Propulsão e Energia) - Engenharia
Aeronáutica
e
Mecânica,
Instituto
Tecnológico de Aeronáutica, São José dos
Campos.
AMYRIS. Página Institucional na
Internet. Campinas, 2015. Disponível em
www.amyris.com/products/jet-fuel/. Acesso
em 08/06/2015.
BARRETA,
L.
G.,
Métodos
experimentais de análise aplicados à
combustão. São José dos Campos: Papel
Brasil, 2010. 314f.
TOLOMELLI e TOLOMELLI, Lincoln.
Estudo da presença de fuligem em chamas
de misturas Diesel/Biodiesel. 2012. 85f.
Dissertação (Mestrado em Aeronáutica,
Propulsão e Energia) - Engenharia
Aeronáutica
e
Mecânica,
Instituto
Campos.
SANTOS, F. D. T. Laser induced
incandescence soot characterization in
farnesane-kerosine wick-fed diffusion
flame. 2013. 106f. Tese (Doutorado em
Aeronáutica, Propulsão e Energia) Engenharia Aeronáutica e Mecânica,
Instituto Tecnológico de Aeronáutica, São
José dos Campos.
Agradecimentos
Ao CNPq pela bolsa de iniciação científica
concedida.
51
CARACTERIZAÇÃO DE UM MOTOR STIRLING DE PISTÃO LIVRE
A. C. Santos 1*, V. S. F. O. Leite 2**
Projeto: TERRA
1
Universidade Federal de São Paulo- Instituto de Ciência e Tecnologia– SP
2
Instituto de Estudos Avançados – Divisão de Suporte Tecnológico, São José dos Campos – SP
*[email protected], **[email protected]
Resumo
Este trabalho se insere no Projeto TERRA, e
tem como objetivo relatar a montagem e a
colocação em funcionamento de um motor
Stirling de pistão livre, doado pela empresa
Embrapa, para dessa forma, entender melhor
a sua maneira de operação. Para isso, foi
realizada uma série de testes com diferentes
ajustes de molas, colocação de pesos,
adaptações e fabricação de peças para
retirada de vazamentos, visando atingir o seu
funcionamento de uma forma estável. A
caracterização foi realizada com base no
modelo de Schmidt adaptado para a máquina
em estudo. Os resultados obtidos revelaram
os defeitos encontrados que impediam o
funcionamento do mesmo e os valores
teóricos da pressão, potência e eficiência do
motor.
Palavras-Chave: Motor Stirling, Pistão
livre, Ciclos Térmicos.
1. Introdução
O Projeto TERRA (Tecnologia de
Reatores Rápidos Avançados) tem como
objetivo geral desenvolver tecnologias
críticas para a geração de energia elétrica
para emprego em ambientes remotos, tais
como o espaço e regiões isoladas, utilizando
fontes de potência nuclear e conversores
termoelétricos de alta eficiência e
confiabilidade. Dentre as tecnologias
consideradas estratégicas para serem
investigadas estão os ciclos térmicos,
conversores de energia térmica em energia
elétrica, sendo que um destes é o ciclo
Stirling.
Um motor Stirling é um motor de
combustão externa, que usa ar ou outro gás
como fluido de trabalho e opera no Ciclo
Stirling (Beale 1985), representado pelo
diagrama da Fig. 1, o qual é composto por 4
fases, sendo estas, conforme indicado no
diagrama: 1-Expansão isotérmica, 2Resfriamento
isovolumétrico,
3-
Compressão isotérmico, 4- Aquecimento
isovolumétrico.
Este
ciclo
possui
teoricamente a eficiência do ciclo de Carnot,
no entanto o ciclo ideal diverge do real,
quando medido por instrumentos (Wikipédia
2015).
Fig. 1. Diagrama de pressão x volume do
ciclo Stirling.
O motor, conforme mostrado na Fig. 2, é
composto por um cilindro trocador de calor,
um pistão deslocador, um pistão de trabalho,
molas, discos de molas que servem de
suporte para as molas, limitadores cuja
função é prender as molas, um anel e um
conjunto de pesos, além de aletas para
dissipação de calor.
Fig. 2. Componentes de um motor Stirling
de pistão livre.
Nos motores Stirling de pistão livre, o
deslocador e o pistão de trabalho estão
alinhados dentro de um único cilindro que é
dividido em duas regiões: uma quente e
outra fria. No interior desse cilindro contém
sempre um gás pressurizado (ar atmosférico,
hélio ou hidrogênio) que é chamado de gás
de trabalho (Nakajima 1989). A potência é
gerada pelo aquecimento e resfriamento
52
deste gás de trabalho pelo lado externo do
cilindro. Esse gás de trabalho é
movimentado da parte fria para a parte
quente do motor e vice-versa, através do
pistão deslocador. Com isso, se obtém
acréscimo ou decréscimo da temperatura do
gás de trabalho e a mudança na temperatura
do gás de trabalho causa uma mudança na
pressão do mesmo, que gera força para
movimentar o pistão (Barros 2005).
Devido a sua elevada capacidade de
eficiência e sua simplicidade teórica (Slaby
1989) os motores Stirling de pistão livre são
alvos de inúmeras pesquisas, no entanto são
poucas as informações sobre o seu
funcionamento prático e seu modelo
matemático adequado. Sendo assim o
objetivo desse trabalho é realizar a
montagem das peças de um motor Stirling
de pistão livre doado pela empresa Embrapa,
colocá-lo em funcionamento e caracterizálo, e dessa forma entender o seu
funcionamento.
2. Metodologia
2.1 Montagem e funcionamento
Primeiramente realizou-se a montagem
conforme o desenho representado pela Fig.
3, e em seguida iniciou-se uma série de
testes a fim de colocar em funcionamento o
motor.
ajustagem das molas, pois são elas que
contrabalançam o força exercida pelo gás de
trabalho fazendo com que o pistão de
trabalho e o deslocador se desloquem para
cima e para baixo. As alterações realizadas
na montagem de um teste para o outro
foram: o ajuste das molas, localizadas nos
espaços denominados: mola 1, mola 2, mola
3, mola 4 e alterações nas peças que
preenchem o espaço do limitador 2. No
espaço do limitador 2 foram utilizados o
anel e o conjunto de pesos (Figs. 2 e 3). As
molas utilizadas nos experimentos foram as
que estão mostradas na Fig. 4 e
especificadas na Tab. 1 e os testes realizados
foram conforme a Tab. 2.
Fig. 4. Molas utilizadas nos experimentos.
Na Tab.1 N é o número de espiras, Ø S é o
diâmetro da secção do arame da mola, P é o
passo, L é o comprimento, K é a constante
de rigidez e * indica sem dados.
Mola
Fig. 3. Montagem do motor original.
Para a bancada de testes foi utilizado um
termômetro infravermelho digital GM900
BENETECH, o fluido de trabalho utilizado
foi o ar atmosférico e a fonte quente,
utilizada para aquecer a extremidade inferior
do cilindro (região quente) foi um fogão a
gás GLP.
2.2 Ajustes de molas
Uma etapa importante que possibilitou o
início do funcionamento do motor foi a
A
B
C
D
E
F
G
H
I
Tab.1. Especificações das molas.
N
ØS
P
L
K
(mm) (mm) (mm) (N/m)
20
0,7
3,2
63
91,71
7
1,3
3,8
26
192,04
8
1,3
3,8
33,5 192,04
10
1,3
8
54
339,43
5
1,3
8
27
339,43
12
0,7
3,8
40
136,23
9
1,3
3,8
53
339,43
12
1,3
3,8
52
308,75
29
0,7
2
59
*
O conjunto de pesos é composto por uma
peça sextavada de latão e três peças
cilíndricas também de latão que podem ser
aparafusadas na peça sextavada. Por questão
de identificação, na Tab. 2, para o espaço do
limitador 2, no teste onde foi usado somente
o anel foi colocado P1, quando foi usado
53
somente o sextavado, foi colocado P2 e onde
foi usado o sextavado com os pesos
cilíndricos foi colocado P3.
Tab. 2. Série de testes realizados.
Espaço/testes T1 T2 T3 T4 T5 T6 T7 T8
Mola 1
A I A A F F F F
Mola 2
H B B B B D D G
Mola 3
G E C E C E H H
Mola 4
F
-
-
-
-
-
-
-
Limitador 2 P3 P1 P2 P2 P2 P2 P3 P3
2.3 Caracterização
Para uma avaliação teórica do problema
com base na geometria do motor em questão
e em alguns parâmetros experimentais de
funcionamento do mesmo, foi realizada uma
adaptação do modelo matemático de
Schmidt de máquina Stirling do tipo Beta,
com manivela (Martini 1983), para uma
máquina de pistão livre. Foi considerado que
um pulso (uma subida e uma descida) do
pistão livre é o equivalente a um giro de
manivela do modelo Beta. Desta forma
utilizando uma planilha Excel foi calculado
o volume percorrido pelo pistão de trabalho
pela Eq. (1) e pelo pistão deslocador pela
Eq. (2) para cada parte do ciclo (0- 360º), o
volume do regenerador (na máquina em
estudo compreende ao espaço entre o
deslocador e o cilindro) e com estes volumes
foi possível calcular a pressão para cada
parte do ciclo através da Eq. (3). Como o
passo foi de 1 grau, foi possível integrar
numericamente e encontrar o trabalho
disponível por ciclo.
Por fim estimou-se a frequência, calculada
pela Eq. (4), a potência pela Eq. (5), a
relação entre a aceleração do deslocador e
pistão de trabalho pela Eq. (6) (Walker
1985) e também foi estimada a eficiência
teórica que é dada pela Eq. (7).
Tab. 3. Nomenclatura dos simbolos
Nomenclatura
p
Pressão
Kpa
V(N)
Volume total
cm³
C(N)
Vetor volume frio
cm³
H(N)
Vetor volume quente
cm³
Volume morto do
RD
regenerador
cm³
Volume máximo frio do
VK
deslocador
cm³
VL
Volume máximo quente
cm³
Volume máximo frio do
VP
pistão de trabalho
cm³
Volume morto associado ao
CD
espaço frio
cm³
Volume morto associado ao
HD
espaço quente
cm³
TC Temperatura na região fria K
Temperatura na região
TH
quente
K
Temperatura no
TR
regenerador
K
F
AL
M
R
P
W
f
m
K
α
Ac
onde:
Ar
Mp
Md
Ângulo de manivela
Angulo de fase entre os
pistões
Massa de ar estimada
dentro do cilindro
Grau
s
Grau
s
Kg
J/Kg
Constante dos gases = 287 .K
Potência
W
Trabalho
J
Frequência
Hz
Massa total dos pistões Kg
Soma das constantes de
mola
N/m
Relação entre a aceleração
do deslocador e pistão de
trabalho
Área da secção transversal
do cilindro
cm²
Área da seção transversal
da haste do deslocador
cm²
Massa total do pistão
Kg
Massa total do deslocador Kg
54
alterações no motor estão representadas pela
Fig. 5.
onde TR é dado por:
Fig. 5. Motor antes (à esquerda) e depois (à
direita).
3.1 Montagem e funcionamento
Nos testes realizados com o motor original,
com relação ao teste 1 (T1), o mesmo não
funcionou e foram detectados vários
problemas como descritos a seguir. O
deslocador do motor original estava
amassado e havia fuga de ar através da solda
lateral do mesmo, como também as flanges
da camisa e do cilindro estavam empenados
o que permitia que o ar escapasse por estes
espaço. O cilindro apresentava um
abaulamento na base que implicava no
travamento do deslocador no cilindro e além
disso o deslocador, o pistão de trabalho e o
cilindro estavam ovalizados, o que fazia com
que o motor travasse em determinados
pontos. O deslocador original feito de latão
foi substituído por outro com as mesmas
dimensões, mas de aço inoxidável, fabricado
na oficina do IEAv. O cilindro originalmente
feito de lata de conservas também foi
substituído por um novo de aço inoxidável e
para resolver o problema da fuga de ar foi
feito uma junta de vedação de amianto. As
Nos testes T2, T3 e T6 o motor também
não funcionou. No teste T4 o deslocador
subiu fazendo o pistão de trabalho subir,
sendo que o mesmo descia lentamente,
enquanto o pistão de trabalho ficava 40
segundos parado no topo da camisa e depois
também descia lentamente. O motor realizou
esses movimentos com a chama alta, e ao
abaixar a chama, verificou-se que o mesmo
não ocorria. A fim de diminuir tal demora
foi fabricada uma fonte fria e esta foi
acoplada na região entre as aletas e a camisa
(Fig. 6). Esta fonte fria extra consistia em
uma bandeja cilíndrica onde era colocado
gelo. Repetiu-se o experimento e observouse que o deslocador e o pistão se
movimentavam mais rápidos, no entanto o
ciclo não continuava.
Fig. 6. Motor com a fonte fria acoplada.
No teste T5, utilizando a fonte fria o motor
começou a funcionar a uma baixa frequência
55
e foi aumentando até alcançar uma
frequência aparentemente constante. No
entanto o motor parava quando o gelo da
fonte fria derretia. Só como uma
experiência, ao inverter as molas do espaço
2 e 3, o mesmo não funcionou. Além disso,
notou-se que o método mais adequado para
dar a partida no motor era puxar levemente a
haste do deslocador para cima e soltá-la. Ao
parafusar todo o conjunto de pesos na peça
sextavada notou-se a melhora no retorno dos
pistões e o aumento da frequência com este
aumento de peso, além disso, quando o gelo
derreteu, o motor continuou funcionando.
Retirou-se então a fonte fria extra e o mesmo
continuou a funcionar somente com as
aletas.
No teste T7 o motor funcionou falhando,
mas ao acrescentar os pesos ele funcionou
continuamente.
quase elíptico, sendo que a pressão máxima
atingida ocorre quando o ângulo de manivela
(F) é 135º e a pressão mínima ocorre em F =
315º.
Fig. 8. Motor sem as aletas.
Fig. 9. Diagrama pressão x volume.
A aceleração do deslocador é 1,5 vezes
maior do que a do pistão, ou seja, a cada
pulso do pistão de trabalho o deslocador dá
1,5 pulsos.
Fig. 7. Montagem do teste T8.
No teste T8 (Fig. 7) a bandeja da fonte fria
extra foi retirada e ele funcionou
continuamente, só parando quando atingia
uma pequena região ainda ovalizada do
cilindro. As temperaturas registradas foram:
ambiente: 24ºC, base do cilindro: 180ºC,
aletas: 60ºC, camisa: 32ºC. Ao apagar o fogo
o motor funcionou por 1 minuto e 53
segundos. Por fim retiraram-se as aletas
(Fig. 8) e notou-se que o motor funcionou
falhando. As temperaturas detectadas foram:
Ambiente: 24ºC, base do cilindro: 196ºC,
região das aletas: 100ºC, camisa: 40ºC.
3.2. Caracterização
A Tab. 4 apresenta os dados obtidos e a
Fig. 9 mostra o formato do ciclo, que é
4. Conclusões
Foi possível colocar o motor em
funcionamento e para isto foi fundamental o
ajuste adequado do sistema massa-mola e
limitadores, pois a mola é responsável pelo
movimento continuo dos pistões, e pelo
controle do volume morto (correspondente
ao volume não percorrido pelos pistões).
Além disso, qualquer vazamento de ar
(fluido de trabalho) ou desalinhamento dos
pistões implica no não funcionamento do
motor. A caracterização das condições de
funcionamento do motor revelou uma baixa
potência e baixa pressão, bem como uma
eficiência mediana, obtida pela Eq. (7). No
entanto o modelo matemático empregado
não é o modelo exato para motores de pistão
livre, dessa forma os resultados encontrados
são aproximações para uma primeira analise.
56
Tab. 4. Dados teóricos da Caracterização.
M- massa de ar
0,00021
Kg
AL ângulo de fase
90
Graus
Dcam- Ø da camisa
5,0
cm
Ø do deslocador
6,90
cm
Ø da haste do
deslocador
1,86
cm
Ø interno do cilindro
7,2
cm
Volume morto quente
45,31
cm³
Curso do deslocador
1,3
cm
Volume morto do
regenerador
33,65
cm³
Volume morto frio
30,67
cm³
Curso do pistão de
trabalho
0,9
cm³
Temperatura na fonte
quente
493
k
Temperatura no
regenerador
399,9
k
Temperatura na fonte
fria
305
k
Volume Máximo
vivo quente
35,52
cm³
Volume máximo frio
deslocador
32,94
cm³
Volume máximo frio
pistão
14,38
cm³
Massa pistão
0,656
kg
Massa deslocador
0,304
kg
K mola1
136,23
N/m
K mola 2
339,43
N/m
K mola 3
308,75
N/m
Pressão média
140
kPa
Pressão máxima
150
kPa
Pressão mínima
120
kPa
η Carnot
38,14
Frequência do Pistão
5,12
Hz
Frequência do
deslocador
3,37
Hz
Frequência total
4,64
Hz
Taxa aceleração:
1,55
W
0,24
J
P= f.W
1,11
W
Portanto
espera-se
desenvolver
futuramente um modelo matemático para a
máquina em estudo e realizar testes de
bancada para validação deste modelo. Como
uma análise final, os testes mostraram que, a
melhor
configuração
para o
bom
funcionamento do motor Stirling em questão
é a do teste T8 (Fig. 7), sendo este o modelo
que será usado para a continuação da
caracterização quantitativa (medição agora
de todos os parâmetros) do motor Stirling de
pistão livre.
Agradecimentos
Ao Projeto TERRA pela bolsa de iniciação
científica (Edital 05/2015), à oficina mecânica e a
seção de projetos da Divisão de Suporte Tecnológico
(EST) do IEAv pelo apoio técnico e ao Dr Lamartine
Nogueira Frutuoso Guimarães pelo apoio.
Referências
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Experimental do Motor Stirling Modelo
Solo 161 Operando com Diferentes
Combustíveis. Dissertação (Mestrado em
Conversão de Energia) - Instituto de
Engenharia Mecânica, Universidade Federal
de Itajubá. p.28-29, 2005.
BEALE, W. Understanding Stirling
Engines. Arlington, Virginia, Volunteers In
Technical Assistance, Inc. (vita), 1.p, 1985.
MARTINI, W. R. Stirling engine design
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of the Pacific, p.71-74, 1983.
NAKAJIMA,
N.,
OGAWA,
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FUJIMASSA, I. Study on microengines:
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SLABY, J. G. Free-Piston Stirling
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Memorandum
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International Conference on Space Power
sponsored by the International Astronautical
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WALKER, G., SENFT, J.R. Free Piston
Stirling Engines: lecture Notes in
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Springer-Verlag.
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WIKIPÉDIA, Motor Stirling, 23/09/2015.
Disponível
em:
<https://pt.wikipedia.org/wiki/Motor_Stirlin
g>. Acesso em 15/05/2016.
57
CARACTERIZAÇÃO MICROESTRUTURAL DO AÇO 300M TRATADO
TERMOQUIMICAMENTE A PLASMA E A LASER
K. A. G. S. Gorges1, G. Vasconcelos2, V. H. B. Scheid2, A. J. Abdalla2*
Projeto Aplicação dos Tratamentos Termoquímicos a Plasma e a Laser em Aço 300M
1
Escola e Faculdade SENAI “Felix Guisard” SENAI – Taubaté – SP
2
*[email protected]
Resumo
Este trabalho teve como objetivo comparar
os efeitos da aplicação de dois tratamentos
termoquímicos de superfície (Plasma e
Laser) no aço aeronáutico 300M a fim de
melhorar as propriedades contra a fadiga e
ao desgaste. Foram avaliadas as alterações
nas propriedades de tração e fadiga. No
tratamento de carbonetação a laser, foram
utilizadas duas velocidades de varredura
diferentes, 800 mm/s e 600 mm/s. O outro
tratamento utilizado foi a nitretação a
plasma. Os resultados das propriedades
obtidas após estes tratamentos foram
comparados com amostras padrão do aço
300 M sem tratamento de superfície.
A partir de ensaios de microdureza, foi
observada uma dureza elevada na superfície
da amostra tratada a plasma e no aço tratado
a laser ocorreu a formação de uma camada
de grafita, interessante para reduzir o atrito e
melhorar as propriedades tribológicas.
Palavras-chave: Nitretação a plasma,
Tratamento termoquímico, Caracterização
microestrutural, Carbonetação a laser.
1. Introdução
O aço 300 M é um aço comercial de baixa
liga e ultra-alta resistência, que tem sido
empregado em componentes estruturais para
veículos aeroespaciais. Este aço foi
introduzido como substituto ao aço AISI
4340, melhorando suas características
mecânicas realizando apenas pequenas
alterações nos teores de liga (Abdalla et al.,
2012; Gonçalves, 2007).
Comparado ao aço 4340, o aço 300M tem
um pequeno aumento no teor de carbono e
molibdênio, elevação no teor de silício
(1,6%) e a adição de pequeno teor de
vanádio. A adição do silício permite ao aço
receber tratamento de revenimento em
diversas temperaturas sem torná-lo frágil.
Neste trabalho, foi aplicado o tratamento
térmico de austêmpera que, diferente da
têmpera convencional, permite a formação
de estrutura bainítica, que tem propriedades
de dureza e resistência intermediarias à
estrutura martensítica e perlítica (Abdalla et
al., 2006). Este processo visa melhorar a
tenacidade. Na austêmpera, após a
austenitização, o aço é mergulhado em sais
fundidos, o que evita formação de ferrita e
perlita, induzindo a formação da bainita. A
caracterização microestrutural constitui uma
parte importante na identificação das fases
nestes aços (Silva 2006).
Apesar da vasta gama de propriedades
mecânicas, os aços em geral são susceptíveis
à corrosão. Uma das finalidades desses
tratamentos propostos é a proteção contra a
corrosão,
melhorando
também
as
propriedades
tribológicas
do
aço,
viabilizando a melhor compreensão da
relação entre microestrutura e propriedades
mecânicas, para cada condição estudada
(Abdalla et al., 2006b; Santos et al., 2015).
2. Metodologia
Neste trabalho, foram utilizadas amostras
de aços 300 M laminado, de uso
aeronáutico. Este foi fornecido pelo Instituto
de Aeronáutica e Espaço (IAE/DCTA).
A composição química do aço foi
determinada pelo laboratório de Análises
Químicas da Divisão de Materiais do
IAE/DCTA, de acordo com as normas
ASTM-E-39-84 E ASTM-E-350-87. A Tab.
1 mostra os principais elementos presentes
no aço.
Os corpos de prova e os ensaios de tração
foram realizados segundo a norma ASTM E
8M.
Para a carbonetação, foi utilizado um laser
de CO2 pulsado, com comprimento de onda
de 10,6 µm, potência de saída de 125 W.
Inicialmente foi feito uma aspersão inicial
58
sobre o corpo de prova com grafite e,
posteriormente, aplicado irradiação a laser
para propiciar a difusão do carbono e a
formação da camada endurecida na
superfície. Para a aplicação do laser, foi
utilizada uma potência de 125 W, uma
resolução de 500 PPP (pontos por polegada)
e duas velocidades de varredura do laser,
600 e 800 mm/s.
Tab. 1 - Composição química do aço 300M
Elemento
de liga
C
Si
Mn
Cr
Ni
% em
massa
0,39
1,78
0,76
0,76
1,69
Elemento
de liga
Mo
Al
V
Cu
Al
% em
massa
0,40
0,40
0,003
0,14
0,036
Inicialmente, foi feito o tratamento de
austêmpera a 300 ºC para a formação da
estrutura bainítica. Posteriormente, foi feito
o tratamento de nitretação a plasma e
carbonetação a laser.
Para a nitretação a plasma, foi utilizado um
reator convencional de corrente contínua,
com uma mistura gasosa contendo 75% de
N2 e 25 % de H2, a temperatura de nitretação
foi de 500ºC, o material permaneceu na
câmara por 3 horas.
Foram retiradas e caracterizadas amostras
nas seguintes condições:
● Material Base, com estrutura bainítica (B);
● Material Nitretado a Plasma (NP);
● Material com Carbonetação a Laser a 600
mm/s (CL600);
● Material com Carbonetação a Laser a 800
mm/s (CL800).
Para a caracterização microestrutural foi
utilizada a técnica de microscopia óptica. A
dureza da camada e da região endurecida foi
analisada com testes de dureza por
microindentação. As amostras foram
embutidas no laboratório de Metalografia do
SENAI 3.01 Felix Guisard, Taubaté, SP.
Para o lixamento e polimento das amostras,
foi utilizado uma politriz AROTEC Aropol
2V.
As amostras foram lixadas e polidas numa
sequência granulométrica de #180, #320,
#600, e #1200, seguindo a técnica de alterar
a direção de lixamento em 90º para garantir
uma superfície pré-polimento melhor. Para o
polimento, foram usadas pastas de diamante
com granulometria de 6 µm e 3 µm, a fim
de conseguir uma superfície espelhada para
o ataque químico.
A revelação microestrutural foi feita
utilizando uma solução de Nital 2%,
submergindo a amostra por cerca de 6
segundos e lavando em água corrente para
encerrar a reação, secando-as com soprador
térmico. Após os ataques químicos, as
amostras foram levadas ao microscópio
óptico onde imagens de sua microestrutura
foram capturadas.
Os ensaios de microdureza foram feitos
da camada mais externa em direção ao
centro da amostra, com uma carga de
50
gf. As medidas de dureza encontradas foram
comparadas para avaliar a eficiência de cada
tratamento superficial realizado.
As imagens a seguir foram escolhidas para
ilustrar de forma representativa os resultados
obtidos em cada tratamento realizado.
A imagem da Fig.1 mostra a microestrutura
do aço 300M conforme recebido, laminado,
atacado com o reagente nital. Notam-se
regiões mais escuras formadas por perlita e
regiões
brancas,
relacionadas,
principalmente, à estrutura ferrítica. Após a
realização da austêmpera, resfriamento
isotérmico na temperatura de 300ºC, houve a
formação da estrutura bainítica, esta
estrutura é mostrada na Fig.2. A estrutura
bainítica é formada por agulhas finas que
recobrem a maior parte da microestrutura, as
regiões brancas, finamente distribuídas
podem ser formadas por ferrita ou austenita
retida. Para realizar esta diferenciação são
necessários outros ataques químicos, além
do nital. A microestrutura bainítica eleva
significativamente
as
propriedades
mecânicas do aço 300 M.
59
apresentar uma dureza maior, pois foi
aquecida e resfriada rapidamente, podendo
gerar fases mais duras no aço, como a
bainita e a martensita. Esta região ficou com
pouco menos que 60 µm de profundidade.
60
µm
Fig. 1 – Microscopia óptica: estrutura do aço
300M, como recebido (ferrita e perlita).
Fig. 3 – Microscopia óptica, mostrando a
formação da camada nitretada a plasma.
Fig. 2 – Microscopia óptica, mostrando a
microestrutura do aço 300 M bainítico.
A Fig. 3 mostra detalhe da borda da
amostra do aço 300 M nitretado a plasma.
Há a formação de uma pequena camada
branca, com cerca de 2,6 µm de espessura na
superfície. Esta camada é de elevada dureza
e formada por nitretos de ferro. Além da
camada branca, há a formação de uma
camada de difusão do nitrogênio, abaixo
desta, ambas as camadas contribuem para
melhorar as propriedades contra o desgaste e
a corrosão.
A imagem da Fig. 4 mostra a camada
resultante do tratamento de superfície a laser
na velocidade de 600 mm/s.
Há uma camada branca na superfície,
formada principalmente por grafite, devido à
introdução do carbono na superfície, esta
camada tem um pouco menos que 20 µm.
Esta camada pode ser vista na Fig. 4 e pode
ser útil em um material submetido a desgaste
por deslizamento, pois esta pode funcionar
como um lubrificante sólido.
Logo abaixo desta camada, temos uma
região afetada pelo calor do laser, chamada
comumente por ZTA (Zona Termicamente
Afetada). Esta segunda camada deverá
Fig. 4 –Camada formada no tratamento a laser,
com velocidade de 600mm/s.
A fig. 5 mostra a camada superficial
resultante do tratamento a laser na condição
de velocidade de 800 mm/s. De forma
semelhante ao tratamento realizado na
velocidade de 600 mm/s, podemos notar a
camada branca formada principalmente por
grafite, devido à introdução do carbono na
superfície, porém esta apresenta uma
camada menor, pouco menos que 12 µm
(Fig.5), podendo também ser útil se o
material for submetido a desgaste por
deslizamento, podendo funcionar como um
lubrificante sólido. A camada da ZTA (Zona
Termicamente Afetada) ficou com pouco
menos que 42 µm de profundidade.
Nas Figs. 6, 7 e 8, os gráficos obtidos após
os ensaios de microdureza, mostram os
efeitos de cada tratamento de superfície
60
aplicado e as durezas obtidas. A dureza
inicial do material base, antes do tratamento
térmico para a formação de bainita era de
291 ± 34 HV, este valor se elevou para 555 ±
93 HV, valores compatíveis com a
microestrutura bainítica. Notamos que as
amostras com tratamento a laser, com as
velocidades de varredura de 600 mm/s e 800
mm/s apresentam valores de dureza menores
que a obtida no tratamento a plasma. Os
valores de dureza obtidos nos tratamentos a
laser são semelhantes aos valores
observados no aço 300M, com estrutura
bainítica, sem quaisquer tratamentos de
superfície. Este fato reforça a ideia de que os
tratamentos a laser geraram uma camada
superficial de grafite, reduzindo sua
resistência superficial do material.
tratamento realizado a plasma. Estes dados
são interessantes, pois mostram que os
tratamentos aplicados, além de permitir
melhor desempenho nas propriedades
tribológicas e de proteção contra a corrosão,
não mostram perda nas propriedades
mecânicas de tração.
Fig. 6 – Gráfico de dureza X distância da
superfície - aço com tratamento a plasma.
superfície - aço com tratamento a laser
(600mm/s).
Fig.5 – Microscopia óptica: microestrutura
do aço 300 M, após o tratamento de
superfície a laser com a velocidade de 600
mm/s, mostrando formação de camada com
grafite.
A elevação da dureza da camada tratada a
plasma se deve a formação de nitretos de
ferro. É importante lembrar que os
tratamentos termoquímicos, mesmo aqueles
que não introduziram grande elevação na
dureza, melhoram as propriedades de
proteção contra a corrosão e ao desgaste.
O gráfico da Fig. 9 mostra as curvas
representativas dos resultados obtidos para
os ensaios de tração. Nota-se que há uma
coincidência das curvas, mostrando que as
propriedades como limite de escoamento e
limite
de
resistência
permaneceram
inalterados. Há apenas uma redução no
alongamento, mais notadamente para o
superfície - aço com tratamento a laser
(800mm/s).
4. Conclusões
O tratamento térmico de austêmpera
conferiu uma elevação no valor de dureza no
aço 300 M de 291 ± 34 HV para 555 ± 93
HV.
O tratamento de nitretação a plasma
atendeu nossas expectativas gerando uma
camada com elevada dureza como pode ser
observado nos ensaios de microdureza, cerca
de 950 HV.
61
Fig. 9. Gráfico de alongamento X tensão
para o aço 300 M, com os tratamento a laser
e a plasma utilizados neste trabalho.
Os aços submetidos aos tratamentos a
laser, a 600 mm/s e a 800 mm/s,
apresentaram um comportamento diferente,
há uma redução na dureza próximo à
superfície,
provavelmente
devido
à
formação de uma camada de superfície de
grafite, esta camada pode funcionar como
um lubrificante sólido, com aplicação
favorável para materiais submetidos a
desgaste por deslizamento.
Os tratamentos termoquímicos aplicados
(nitretação a plasma ou carbonetação a laser)
não provocaram perda na resistência
mecânica do aço 300 M, os níveis de limite
de
resistência
e
de
escoamento
permaneceram em níveis elevados.
Motores Foguete para Utilização no
Veículo Lançador de Satélites VLS-1, In:
4º COBEF - Congresso Brasileiro de
Engenharia de Fabricação, 2007.
SANTOS,
D.,
VASCONCELOS,
G., ABDALLA, A.J., Lima, M.S.F., NETO,
F. SOUZA. Surface Characterization in a
300 M Bainitic Steel Laser Carburizing.
Procedia Engineering. , v.114, p.322 - 329,
2015.
SILVA, F.; LOPES, N.I.A.; SANTOS, D.B.
Microstructural characterization of the C-Mn
multiphase high strength cold rolled steel.
Materials Characterization, 56, 3-9, 2006.
Agradecimentos
Os autores agradecem ao IEAv e ao SENAI de
Taubaté, pelo suporte técnico e de laboratório e ao
CNPq pela bolsa PIBIC.
Referências
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PORTELA A.G.; CARDOSO A.S.M.;
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superfície a laser em aços 4340 e 300M,
Congresso TTT, 2012.
ABDALLA, A. J.; HASHIMOTO T. M.;
PEREIRA, M. S.; ANAZAWA, R. M.
Formação da fase bainítica em aços de baixo
carbono. Revista Brasileira de Vácuo, v.
25, p. 175-181, 2006.
ABDALLA, A. J.; SHEID V. H. B.
Tratamentos termoquímicos a plasma em
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de Materiais, v. 25, p. 92 – 96, 2006.
GONÇALVES, A; MOTTA JÚNIOR, A;
SAKAI, P. R., A Fabricação de Envelopes
62
CLASSIFICAÇÃO DA VEGETAÇÃO E CAVAS DE AREIA DE IMAGENS
OBTIDAS POR VANTS NA REGIÃO DO VALE DO PARAÍBA EM SÃO
JOSÉ DOS CAMPOS - SP
S. C. Oliveira1, J. D. Verona1, E. H. Shiguemori2*
Projeto: PITER.
1
Faculdade de Tecnologia de Jacareí - Geoprocessamento, Jacareí – SP.
2
Instituto de Estudos Avançados – Divisão de GeoInteligência do IEAv, São José dos Campos – SP
*[email protected]
Resumo
Este trabalho consiste em empregar técnicas
de processamento digital de imagens,
disponíveis no programa SPRING, em
imagens de alta resolução obtidas por
VANTs. O levantamento do uso da terra de
uma região se torna imprescindível para
podermos compreender os padrões de
organização do espaço e da relação do
homem nesse contexto, especialmente
quando os efeitos do uso desordenado
causam prejuízo ao meio ambiente (IBGE
2006). Dessa forma, a necessidade de
monitoramento da vegetação ao redor das
cavas de areia, justifica o desenvolvimento
de novas aplicações em imagens obtidas por
VANTs, assim como o processamento
dessas imagens para produção de mapas
temáticos de uso da terra. Este trabalho está
em fase de testes de registro e de empregar
as técnicas disponíveis no SPRING.
Palavras-chave: Vegetação, Cavas, Areia,
Classificação, SPRING.
1. Introdução
Com o desenvolvimento deste trabalho
objetiva-se realizar a classificação em
imagens aéreas de alta resolução, na faixa do
visível, obtidas por VANTs, utilizando
técnicas de processamento digital de
imagens, disponíveis no programa SPRING
v.5.3. O SPRING é um SIG (Sistema de
Informações
Geográficas)
gratuito,
desenvolvido pelo Instituto Nacional de
Pesquisas Espaciais (INPE) em São José dos
Campos,
SP.
Possui
funções
de
processamento digital de imagens, análise
espacial, modelagem numérica de terreno e
consulta de banco de dados espaciais
(Câmara 1996).
Os estudos realizados com imagens obtidas
por VANTs estão ganhando espaço, por
fornecer tecnologia de qualidade e de baixo
custo em comparação com imagens
provenientes de satélites orbitais ou ainda
aviões.
As modificações na paisagem que ocorrem
de forma desornedada podem causar
deteriorização e afetar o meio ambiente
justificando desse modo que o uso da terra
seja monitorado, e os estudos realizados com
essas imagens de alta resolução contribuem
com as pesquisas ambientais, demonstrando
assim sua importância não só ambiental
como também social. Um exemplo pode ser
apresentado como o monitoramento da
vegetação em recuperação ao redor de cavas
que muitas vezes são invadidas, e, além de
se encontrarem em área de preservação
permanente, precisam ser monitoradas por
pelo menos quatro anos após a inutilização
da exploração da cava de areia, como as
encontradas ao redor do Rio Paraíba do Sul.
As técnicas de processamento digital de
imagens podem ser divididas em três etapas:
pré-processamento, realce e classificação. A
etapa de pré-processamento inclui técnicas
de correção geométrica, registro, entre
outras, a etapa de realce reúne vários
procedimentos para realçar a imagem, como
contraste de histograma, análise de
componentes principais, IHS (intensidade,
cor e saturação) e por fim a etapa de
classificação.
As diversas técnicas de classificação de
imagens podem ser
divididas em
classificação supervisionada ou nãosupervisionada, quando se trata da coleta de
amostras pelo usuário ou pelo computador,
usando estatística, por exemplo, ou ainda
podem ser realizadas por pixel ou por
regiões. Outras formas de divisão dessas
técnicas podem ser consideradas, porém esse
63
trabalho se concentrará nas descritas acima
(Meneses 2012).
Para obter um melhor resultado no
mapeamento das áreas de interesse para este
estudo, serão utilizadas técnicas de
classificação por pixel e por regiões. Serão
apresentados os resultados e as diferenças
entre os classificadores.
A qualidade das classificações serão
testadas a partir da análise visual e pela
tabela de contingência (matriz de confusão).
2. Metodologia
Após o georeferenciamento da imagem
que trata de relacionar linhas e colunas a
coordenadas espaciais denominado de
registro no SPRING, serão empregadas as
seguintes técnicas de realce de imagem:
filtragem, contraste, transformação IHS e
Análise de Componentes Principais.
Os algoritmos de classificação por pixel
que o SPRING disponibiliza e que serão
testados são os seguintes: MaxVer, MaxVer
- ICM, Distância Euclidiana e Kmedias e os
algoritmos por regiões são os denominados
Isoseg, Battacharya e Clatex.
O primeiro procedimento para realizar
uma classificação supervisionada é o
treinamento. O treinamento consiste em
coleta de amostras de determinada classe
pelo usuário. Na classificação não
supervisionada a coleta de amostras é feita
através de uma imagem onde o histograma é
fatiado, por exemplo o kmedia no SPRING
dentro da classificação por pixel ou através
de uma imagem segmentada, onde a
classificação é realizada de forma semiautomática através de uma imagem que
rotulada a partir de limites de similaridade e
área fornecidos pelo usuário.
Pretende-se realizar o trabalho respeitando
as seguintes etapas: Aquisição de dados;
Seleção da área do estudo; Préprocessamento (Registro de Imagem);
Classificação; Pós - classificação; Avaliação
da classificação e Mapeamento (Cerqueira
2010).
2.1 Seleção da área de estudo
A seleção da área de estudo está sendo
definida de acordo com as imagens de
VANT que são fornecidas pelo projeto
PITER. A área que foi realizado o sobrevoo
está situada na região próxima à
Universidade do Vale do Paraíba, no
Urbanova, em São José dos Campos, SP.
Aquisição de Dados
Seleção da Área de
Estudo
Pré Processamento
Classificação
Pós - Classificação
Avaliação da
Classificação
Mapeamento
Fig. 1. Etapas das atividades desenvolvidas.
O terceiro sobrevoo disponibilizado foi
utilizado, uma vez que a câmera foi
posicionada perpendicular a superfície.
O primeiro passo foi transformar o vídeo
em fotos. A melhor imagem foi selecionada
para iniciar os testes, conforme mostra a Fig.
2.
Fig. 2. Imagem obtida por VANT.
A imagem em JPEG foi reposicionada e
exportada para TIFF, formato que o Impima
do SPRING necessita para converter em
SPG e desta forma poder ser registrada.
2.2 Registro da Imagem
É um procedimento disponível no Spring
que realiza o Georreferenciamento das
imagens, isto é, relaciona a imagem de um
determinado local a um sistema de
referência.
64
Para realizar o registro na imagem de
VANT foi utilizada como referência uma
imagem ortorretificada do geoportal do IGC
(Instituto Geográfico e Cartográfico), com
escala 1:1000, conforme mostra a Fig. 3.
apresentou 100% de exatidão do produtor e
100% de exatidão do usuário.
MATRIZ DE ERROS DE CLASSIFICAÇÃO
Colunas: dados de Referência
Água
Veget.
Solo
Soma
col.
Fig. 3. Imagem ortorretificada usada como
referência.
A qualidade do registro foi conferida
através dos erros nos pontos de teste e erros
no ponto de controle.
O registro realizado apresentou um erro de
25 pixels de deslocamento, o que, no
entanto, não inviabilizou sua importação ao
SIG SPRING de modo que foi possível
iniciar os testes de classificação de imagem.
Porém, esse erro está em função de ter sido
usada uma imagem como referência para o
registro com pior resolução do que a
necessária para esse estudo (fotografia
ortoretificada do geoportal do IGC).
Inicialmente foi feita uma classificação
supervisionada por pixel, onde foram
coletados amostras de água, vegetação e
solo.
O classificador MaxVer foi escolhido para
iniciar os testes, e apresentou bons
resultados, como pode ser observado na Fig.
4.
Conforme observa-se na Fig. 4, o
desempenho geral da classificação foi de
99,79 %. As classes que apresentaram maior
confusão foram vegetação e água com
0,21%.
A Fig. 4 também apresenta os erros de
omissão e comissão (erros do produtor e do
usuário). A classe água apresentou 99,61%
de exatidão do produtor e 100% de exatidão
do usuário, a classe vegetação apresentou
100,00 % de exatidão do produtor e 99,43%
de exatidão do usuário. A classe solo
Água
Veget.
Solo
Absten.
1278
53.56%
5
0.21%
0
0.00%
0
0.00%
865
36.25%
0
0.00%
0
0.00%
0
0.00%
238
9.97%
0
0.00%
0
0.00%
0
0.00%
1283
865
238
0
Soma
lin.
1278
870
238
2386
Exatidão do Produtor
Exatidão do Usuário
Água
99.61%
100.00%
Veget.
100.00%
99.43%
Solo
100.00%
100.00%
Desempenho geral
99.79 %
Confusão média
0,21%
Abstenção
0.00 %
Fig. 4. Matriz de Confusão
Após a etapa de classificação realizou-se o
mapeamento para as classes temáticas,
resultando no mapa apresentado na Fig. 5.
LEGENDA:
Água
Veget.
Solo
Fig. 5. Mapa de Classe
É possível notar que em algumas áreas de
sombra nas áreas de floresta, houve
confusão com água.
4. Conclusões
Foi possível verificar que para melhorar a
qualidade do registro das imagens é preciso
realizar o mosaico das imagens antes de
fazer o georreferenciamento de modo que se
tenha um maior número de pontos de
controle.
O ideal seria realizar um novo sobrevoo
sobre a área de estudo, de modo que se
garantisse a qualidade geométrica da
imagem, permitindo a produção de uma
imagem ortorretificada. No entanto, para o
objetivo inicial de se testar os classificadores
65
disponíveis no SPRING, acredita-se que esse
não seja um fator limitante.
Agradecimentos
Ao IEAv e aos colaboradores do projeto PITER.
Referências
CÂMARA,
G.
et
al.
SPRING:
Integrating remote sensingand GIS by
object-oriented data modelling. São José
dos Campos: INPE, May / Jun 1996.
Disponível em: <http://www.dpi.inpe.br/
spring/portugues>. Acesso em: 15/05/2016.
CERQUEIRA, J. A. C.; ALVES, A. O.
Classificação de imagens de alta resolução
espacial para o mapeamento do tipo de
pavimento urbano. In: III SIMPÓSIO
BRASILEIRO
DE
CIÊNCIAS
GEODÉSICAS E TECNOLOGIA DA
GEOINFORMAÇÃO,
Recife.
Anais...Recife: CTG/UFPE, 2010. p. 000001.
Disponível
em:
<https://www.ufpe.br/cgtg
/SIMGEOIII/IIISIMGEO_CD/>.
Acesso
em: 15/05/2016.
INSTITUTO
BRASILEIRO
DE
GEOGRAFIA E ESTATÍSTICA (IBGE).
Manual técnico do uso da terra. Manuais
técnicos em geociências 2a edição, no. 7.
Rio de Janeiro 2006.
MENESES, P. R. et al. Introdução ao
processamento
de
Imagens
de
sensoriamento remoto. Universidade de
Brasília / CNPq, 2012. Disponível
em:<http://www.cnpq.br/web/guest/
livro-eletronico>. Acesso em: 16/05/2016.
66
COMPORTAMENTO ESPECTRAL DE DISTINTOS ALVOS PERANTE UM
SENSOR TERMAL
D. M. F. Costa1*, J. Verona1*, E. H. Shiguemori2*
Projeto: PITER
1
Faculdade de Tecnologia – Geoprocessamento, Jacareí – SP
2
Instituto de Estudos Avançados – DCTA, São José dos Campos – SP
*[email protected], *[email protected], *[email protected]
Resumo
Com a crescente aplicação de sensores
infravermelhos termais em áreas como, por
exemplo,
segurança,
monitoramento,
agricultura, manutenção de edificações e
redes elétricas, faz-se necessário o
entendimento de comportamentos espectrais.
Estes comportamentos são influenciados por
varáveis como condições (atmosféricas),
propriedades físico-químicas e biológicas
dos alvos. Este artigo foi elaborado para
evidenciar os resultados parciais do estudo
do comportamento termal de distintos alvos,
perante um sensor termal imageador, durante
um período determinado. Além dos
resultados parciais, este também projeta o
que é esperado dos resultados finais e etapas
para obtê-los.
Palavras-chave: Termal, Sensor, Espectrais,
Comportamentos.
1. Introdução
Os sensores infravermelhos termais têm
sido empregados em diversas aplicações do
sensoriamento remoto (Coelho 2013). As
imagens geradas por estes sensores são de
grande importância, pois são obtidas
informações em condições diferentes dos
sensores comuns, como os ópticos (Paz
2009). Estas imagens têm sido geradas por
sensores embarcados em satélites (Cunha
2009) e aeronaves tripuladas (Lucca 2001).
Com o avanço da tecnologia, estes sensores
tem sido miniaturizados e podem ser
embarcados em aeronaves de pequeno porte
como os Veículos Aéreos Não Tripulados
(VANT) (Simões 2015). O desenvolvimento
de aplicações de VANT com o emprego
destes sensores possuem desafios, pois as
resoluções das imagens geradas são
diferentes às imagens de satélites, além
disso, é necessário integrar dados do voo dos
VANTs com as imagens geradas pelas
câmeras De modo geral, este estudo objetiva
estudar o comportamento espectral de
distintos alvos em uma mesma cena,
captadas
por
um
sensor
termal.
Especificamente, este estudo visa:
Demonstrar
uma
metodologia
de
caracterização de uma câmera termal;
Entender a relação entre sistemas:
atmosfera, alvo e sensor termal;
Estimar padrões e comportamentos
espectrais termais de diferentes alvos em
uma mesma cena durante um determinado
período de tempo.
1.1 Espectro eletromagnético
Conjunto que apresenta os tipos de
radiações eletromagnéticas conhecidas pelo
homem (Meneses 2012a). Na estrutura do
espectro, as radiações são encontradas
ordenadas por tamanhos de comprimentos
de onda, onde, da esquerda para direita,
temos
dos
menores
aos
maiores
comprimentos na sequência conforme a obra
de Ferreira 2006:
Raios gama: radiação emitida por materiais
radioativos, com alta energia e poder de
penetração.
Raios X: Com moderado poder de
penetração, são gerados pelo freamento de
elétrons de grande energia eletromagnética.
Raios ultravioletas: Emitidos em grande
quantidade pelo Sol e praticamente todos
absorvidos pela camada de ozônio, com
poder penetrante suficiente para serem
nocivos aos serem vivos.
Luz visível: Intervalo do espectro
apresentando um conjunto de radiações que
podem ser detectadas pelo sistema visual
humano proporcionando sensações de cores.
As cores estão relacionadas com diferentes
comprimentos de ondas dentro deste
intervalo.
Infravermelho: Iniciando os comprimentos
mais longos, este grupo de radiação é
67
particionado em próximo, médio e distante,
sendo o primeiro encontrado em fontes
convencionais de iluminação e em fluxos
solares. Infravermelhos, médio e distante,
são radiações eletromagnéticas relacionadas
às características termais de corpos, objetos
ou substâncias.
Micro-ondas: Radiações produzidas por
sistemas eletrônicos.
Ondas de rádio: Comprimentos maiores
que 1 metro. São utilizadas principalmente
em telecomunicações.
Sabe-se que todo corpo acima do zero
absoluto ou zero Kelvin (aproximadamente 273°C) emite radiação eletromagnética
(Meneses 2012b), mas não necessariamente
em todos os comprimentos (Ferreira 2006a).
Maioria dos objetos, substâncias ou corpos,
emitem comprimentos de ondas específicos,
caracterizados como assinatura espectro
eletromagnética (Meneses 20012c).
1.2 Espectro termal
Localizado no intervalo de 3 a 15 m no
espectro eletromagnético (Ferreira 2006b),
este é composto pelo infravermelho médio
junto ao infravermelho distante, que são
produzidos, principalmente, pelo fluxo
radiante de energia emitido por corpos,
objetos ou substâncias acima do zero
absoluto. Esta emissão ocorre devido ao
estado vibracional das moléculas, que libera
energia eletromagnética ao se chocarem
(Meneses 2012d).
2. Materiais e Métodos
Devido ao estudo encontrar-se em fase
preliminar (início em abril de 2016), etapas
foram adotadas como meio de facilitar a
explicação de desenvolvimento do mesmo,
sendo sete etapas do início ao fim (término
em 2017).
Na Fig. 1 é apresentado o fluxograma de
desenvolvimento do estudo, sendo que as
partes destacadas (mais escuras) são as já
realizadas. Entendendo as etapas do
fluxograma, descreve-se:
Definição de Escopo: Determinação da
cena a ser imageada e temporalidade do
imageamento.
Testes em Laboratório: Objetivando
aprendizagem de como operar devidamente
o sensor termal imageador para captura de
imagens e gravações de vídeos.
Fig. 1. Fluxograma de desenvolvimento.
Caracterização da Câmera: Consiste na
caracterização espectral e radiométrica do
sensor imageador (Filho, 2015), sendo feita
tanto antes da aquisição das imagens, quanto
depois para verificação de possíveis
inconsistências.
Dividindo-se
em
caracterização espectral e caracterização
radiométrica, estas serão realizadas no
Laboratório de Radiometria e Caracterização
de Sensores Eletroópticos – LaRaC. Na
caracterização espectral será determinada a
sensibilidade do sensor à radiação
eletromagnética nos diversos comprimentos
de onda, utilizando uma fonte de
infravermelho termal, um monocromador e
um detector de referência. Na radiométrica,
será estudada a resposta do sensor em
relação à radiação eletromagnética emitida
por um corpo negro, de área extensa, de
referência.
Aquisição de Imagens: Esta etapa consiste
na própria coleta de informações com o
imageamento pela Tau 640.
Tratamento
de
Informações:
Processamento digital das informações
adquiridas, desde as caracterizações até o
imageamento, através do software Spring
desenvolvido pelo Instituto Nacional de
Pesquisas Espaciais (INPE), para as
construções de assinaturas espectrais de
diferentes alvos durante o período de coleta.
68
Resultados e Conclusões: Obtenção de
resultados após análise das informações
adquiridas e devidamente processadas.
2.1. Materiais
Para aquisição de imagens, utilizar-se-á
uma câmera (Fig. 2) modelo Tau 640:
Fig. 2. Modelo de câmera termal.
Utilizar-se-á também um conversor
Sensoray (Fig. 3), modelo 2253S.
Fig. 3. Conversor Sensoray 2253S.
3. Resultados Parciais e Esperados
Conforme apresentado no fluxograma de
desenvolvimento (Fig. 1), ficou definido que
o escopo de imageamento será uma única
cena com temporalidade de 24 horas em
intervalos de 30 minutos entre as capturas
(uma imagem a cada meia hora durante um
dia).
Testes em laboratório também foram
realizados objetivando melhor maneira de
operar o sensor. Devido à dificuldade de
restrições e ausência de “display” no
software da própria fabricante, optou-se por
integrar a câmera ao conversor Sensoray,
pois o software deste disponibiliza capturas
e gravações além de display para nortear os
usuários.
Na Fig. 4 é apresentado um produto de
captura realizada ao integrar o a Tau640
(Fig. 2) junto ao Sensoray 2253S (Fig. 3), na
janela do próprio laboratório do projeto,
tendo como alvo, a poucos metros de
distância, o tronco de uma árvore, um carro
de modelo pick-up e, ao fundo, uma rua
asfaltada.
Fig. 4. Imagem capturada pela câmera
disponível no laboratório do Projeto PITER.
Espera-se conforme o desenvolvimento
deste estudo, demonstrar uma metodologia
de caracterização de uma câmera termal,
estabelecer relações entre variáveis dos
sistemas atmosfera, alvo e sensor termal
imageador e, também, estimar padrões e
comportamentos espectrais termais de
diferentes alvos em uma mesma cena
durante ao decorrer de um determinado
tempo.
4. Conclusões
Ainda nas etapas iniciais, o projeto já está
apresentando resultados que possibilitam
análises prévias como a integração do sensor
ao conversor e o retorno em tons de cinza da
Tau640 que, em uma análise preliminar, tons
mais claros estão em temperaturas mais
elevadas do que tons mais escuros. Estes
pequenos resultados norteiam próximas
etapas a serem realizadas para obtenção dos
objetivos propostos. Espera-se que a
conclusão deste projeto possa subsidiar
novos trabalhos.
Agradecimentos
Prezo agradecimentos ao projeto PITER que, além
de agregar conhecimentos e oportunidades, além de
fornecer devida orientação e disponibilidade de
materiais, integra constantemente os participantes a
cada reunião.
Referências
FILHO, G. M. L. Metodologia de
caracterização de sistema eletro-óptico
69
imageador termal para missões de busca e
patrulha marítima. 2015. 107f. Dissertação
(Mestrado em Ciências e Tecnologias
Espaciais) – Instituto Tecnológico de
Aeronáutica, São José dos Campos.
SIMÕES, I. et al. Avaliação do
desempenho de classificadores em imagens
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SIMPÓSIO
BRASILEIRO
DE
SENSORIAMENTO
REMOTO,
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Pessoa, 2015, Anais XVII... João Pessoa:
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MENESES, P. R.; ALMEIDA, T.
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CUNHA, J. E. B. L.; RUFINO, I. A. A.;
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REMOTO, Natal, 2009, Anais XIV... Natal:
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2001. p. 1433-1440.
70
CORROSÃO TÉRMICA DE CARBONO VÍTREO MONOLÍTICO
J. C. Arisseto¹, F. D. Origo²*.
1
Universidade Federal de São Paulo, São José dos Campos– SP
2
Instituto de Estudos Avançados – Divisão de Atividades Gerais, São José dos Campos – SP
*[email protected]
Resumo
A corrosão térmica do Carbono Vítreo
Monolítico – CVM- acontece devido à
reação do material com o oxigênio em
elevadas temperaturas num determinado
tempo. Para isso, foram estudados a
temperatura e tempo ideais de corrosão.
Testou-se também a deposição de filme
metálico de cobre e titânio sobre a superfície
de CVM. Foram depositados filmes
metálicos de Ti, de espessura da ordem 220
nm e de Cu com espessura de 300 a 400 nm.
O metal a ser depositado deve possuir uma
boa interação com o carbono para que
consiga aderir ao substrato e sua função
neste trabalho foi proteger partes do CVM.
Essa proteção metálica ficará intercalada
com regiões desprotegidas (sem filme), de
modo a formar degraus na superfície das
amostras com a corrosão térmica. A
ancoragem do filme metálico foi reduzida
em altas temperaturas. Dependendo da
temperatura e tempo de corrosão térmica, a
massa perdida variou entre zero e 77%.
Palavras chave: Carbono vítreo, Corrosão,
Microestruturas, Rugosidade.
1. Introdução
O presente trabalho teve como foco estudar
a obtenção de microestruturas de Carbono
Vítreo Monolítico – CVM (Jenkins 1976).
Trata-se de um material já comercializado,
de baixa densidade, condutor de eletricidade,
biocompatível, impermeável a gases, com
alta inércia química e resistente a altas
temperaturas em atmosferas inertes. Suas
propriedades elétricas são parecidas com as
do grafite e suas propriedades mecânicas são
parecidas com as dos vidros borossilicatos
(Zarzyck 1991). O CVM é obtido através da
adição de um catalisador (Cheng 2010) à
resina precursora rica em carbono (fenólica
ou furfurílica), para que ocorra a sua
polimerização. Em seguida, as amostras são
carbonizadas em forno até 1200º C - em
atmosfera inerte ou em vácuo - para que haja
liberação de água, metano, hidrogênio, CO2,
e outros voláteis. Após a carbonização, as
amostras encontram-se com uma matriz
quase pura de carbono.
Com o
crescimento
mundial da
miniaturização
de
dispositivos,
as
microestruturas de CVM vêm ganhando
interesse nos estudos devido às suas
propriedades peculiares. Na literatura, há
exemplos de obtenção de microestruturas de
CVM usando as técnicas de irradiação a
laser, irradiação por íons focalizados e por
usinagem mecânica (Youn 1986).
O objetivo do projeto foi estudar a
obtenção de microestruturas de CVM
através da corrosão térmica para aplicação
em padrões de rugosidade e microssensores,
que são de interesse do IEAv.
D. Joseph (Joseph 1983) estudou a
oxidação de materiais carbonosos em geral e
diz que um fator importante nesse processo é
a razão O/H do material. No caso do
carbono vítreo, esse material carbonoso já
fora carbonizado antes, de forma que o
conteúdo de oxigênio e hidrogênio é baixo,
muito inferior a 0,5%.
Rodriguez (Rodriguez 1974) estudou a
oxidação de CVM em atmosfera de O2, entre
750ºC e 850ºC, de CVM carbonizado a
3000ºC. A corrosão do CVM dependeu da
sua temperatura de carbonização. A taxa de
corrosão do CVM carbonizado a 2000ºC foi
50 vezes maior que a do CVM carbonizado a
3000C, porque aquele apresentava mais
contaminantes. Neste trabalho, o CVM foi
carbonizado à apenas 1200ºC, e portanto,
deve ter mais contaminantes e maior taxa de
corrosão que o CVM estudado por
Rodriguez. Por isso, estudamos a corrosão
em temperaturas menores, entre 600ºC e
700ºC. Rodriguez mostrou também que a
taxa de oxidação aumenta com a temperatura
de oxidação usada.
2. Metodologia
71
A corrosão térmica do CVM consistiu em
reagi-lo com oxigênio em temperaturas
acima de 450º C, que é a temperatura
mínima para a corrosão se iniciar. Parte da
superfície foi protegida por um filme
metálico, para evitar a sua corrosão, e o
restante da superfície foi corroída, formando
degraus e canaletas entre as duas regiões
distintas. Fita adesiva para alto vácuo foi
usada para impedir a deposição de filme na
área por ela coberta. Em seguida, foi
realizada a deposição de um filme metálico
sobre toda a superfície do CVM. As fitas
adesivas foram removidas após a deposição
do filme fino, obtendo-se regiões com e sem
filme na superfície. Em seguida, o material
foi conduzido a um forno para dar início à
corrosão térmica da sua superfície.
2.1 Colagens de fita adesiva
Fitas adesivas especiais para uso em vácuo
foram coladas paralelamente entre si, sobre a
superfície das amostras, de modo a intercalar
entre regiões protegidas pela fita e regiões
com o CVM exposto, como esquematizado
na Fig. 1.
depositou sobre o substrato de CVM,
formando o filme metálico. Já a técnica ebeam consiste basicamente em direcionar
elétrons através de um campo magnético
para colidirem com o alvo metálico (titânio)
e, consequentemente, evaporá-lo dentro da
câmara com vácuo. Esse vapor metálico
então se deposita no material estudado,
formando um filme fino sobre a superfície
do mesmo, com espessura estimada. Em
ambos os tipos de deposições citados, as
amostras ficaram fixas em porta-amostras na
parte superior do equipamento, paralelas ao
alvo metálico. Com o filme depositado no
CVM, as fitas adesivas foram removidas da
superfície, obtendo-se degraus entre a matriz
de CVM e o filme metálico (Fig. 2). Durante
as deposições, os substratos não foram
aquecidos e a temperatura das suas
superfícies foi de aproximadamente 50°C,
ou seja, próxima da temperatura ambiente.
Fita adesiva
a)
b)
Fig. 2. a) Deposição do filme de Ti sobre o
CVM com fitas adesivas; b) Degrau de
altura h formado após Sputtering com a
retirada das fitas adesivas.
Fig. 1. Representação da colagem de fitas
adesivas no CVM.
2.2 Deposição de filme metálico protetor
Deposição de filme fino de titânio via
técnica de sputtering (também conhecida
como pulverização catódica) ou via
Evaporação por elétrons (e- beam), com
espessura
programada
para
aproximadamente 100 nm. O material titânio
foi escolhido devido sua boa interação com
o carbono se comparado aos outros metais.
Também foi depositado filme de cobre pela
técnica de sputtering, para comparar os dois
metais.
O equipamento utilizado da marca
Edwards, libera íons de argônio, os quais
são acelerados em direção ao alvo de titânio
transferindo momento para a superfície do
alvo e removendo partículas de titânio do
mesmo. Parte dessas partículas arrancadas se
2.3 Pesagem das amostras
Para se estudar a perda de massa devido a
corrosão térmica, as amostras foram pesadas
antes e após a corrosão em balança de alta
precisão
da
marca
Mettler
AT21
Comparator.
2.4 Testes de Corrosão Térmica
Os testes de corrosão térmica do CVM com
filme
fino
metálico
foram
feitos
primeiramente num forno de controle
manual (com capacidade de atingir até
1100°C), variando-se a cada teste a
temperatura máxima atingida pelo forno e o
tempo de permanência em temperatura
constante. O forno tubular possui uma
extremidade aberta, de modo que as peças
tivessem o máximo contato com o oxigênio
do ar para corroê-las. Em resposta à corrosão
por O2, esperava-se que o degrau formado
entre regiões com filme e sem filme
72
depositado aumentasse sua altura h.
Futuramente se pretende usar esse princípio
para a obtenção de microestruturas na
superfície do CVM.
No primeiro teste, após as amostras serem
pesadas, foi escolhida uma temperatura
máxima de 650º C, na qual permaneceram
por 17 horas seguidas. Essa temperatura
escolhida foi baseada na temperatura
mínima de 450º C (Chekanova 1971) em que
se inicia a reação do CVM com oxigênio.
Com o forno resfriado, as amostras foram
retiradas e pesadas novamente. Em um
segundo teste, aumentou-se a temperatura
máxima para 700º C com permanência nesta
por 7 horas.
Os testes seguintes foram feitos em forno
tubular controlado por computador, a fim de
encontrar uma temperatura e tempo ideais
para corroer as amostras com melhor
controle.
As
temperaturas
máximas
escolhidas ficaram entre 600º C e 700º C,
com tempos mais curtos de exposição das
amostras ao oxigênio, sendo eles 20
minutos, 1 hora, 2 horas, 3 horas e 4 horas
em temperatura constante. Algumas das
amostras utilizadas para os testes estão na
Fig. 3, antes de sofrerem corrosão.
2.7 Testes com filme de Cobre
Filme de cobre (para proteger parte da
superfície) foi depositado sobre a superfície
do CVM seguindo-se os mesmos
procedimentos já citados, como a colagem
das fitas adesivas, deposição por sputtering,
seguida de corrosão e medição de espessura
de filme pelo rugosímetro.
Os filmes metálicos depositados por
sputtering e e-beam sobre o CVM
mostraram boa ancoragem à temperatura
ambiente, sem evidenciar sinais de
delaminação por tensão mecânica nessas
condições. Após depositar o filme de Ti por
Sputtering sobre o CVM e retirar as fitas
adesivas, a amostra foi levada ao
rugosímetro, pelo qual percorreu 1 mm de
distância entre a região com filme e a região
sem filme. O perfil de rugosidade obtido está
representado na Fig. 4, cujo eixo y
representa a posição da ponta do
rugosímetro (mm) e o eixo x mostra a altura
do degrau formado (µm).
µm
L
R
1
0.5
0
-0.5
-1
-1.5
-2
-2.5
degrau
-3
-3.5
0
0.1
0.2
0.3
0.4
0.5
0.6
0.7
0.8
0.9
1 mm
Fig. 4. Perfil de rugosidade de CVM com Ti
via Sputtering.
1
M axim um height
Fig. 3. Amostras de CVM selecionadas para
testes de corrosão.
2.5 Medição de espessura do filme
Para se obter a altura do degrau formado
entre o filme fino e o CVM, utilizou-se o
Rugosímetro de bancada da marca Taylor
Robson PGI 1000. As ranhuras foram feitas
perpendiculares à direção em que as fitas
adesivas foram colocadas, com a ponta do
rugosímetro percorrendo entre 1 e 2 mm da
superfície do CVM.
2.6 Análise de Refletância
Uma segunda maneira de se estudar a
espessura do filme fino de Titânio no CVM
foi através de medição de refletância no
Espectrofotômetro JASCO, modelo V-570,
com esfera integradora. Foram feitas três
medições diferentes para cada amostra.
M ean height
Width
0.259 µm
0.224 µm
0.0478 m m
Os vales profundos mostrados representam
os poros presentes no CVM. A partir de duas
regiões escolhidas consideradas planas, que
estão representadas em laranja da Fig. 4, foi
obtido um valor de espessura de filme de
224 nm.
Outras medidas foram realizadas nas
amostras que tiveram filme de titânio
depositado via e-beam. O perfil de
rugosidade encontrado está na Fig. 5.
Neste caso, a altura do degrau formado foi
de 121 nm. Além de identificar, através da
técnica de rugosidade, o degrau formado
entre o CVM e o filme de Ti, estimou-se
também a refletância do filme a partir do
espectrofotômetro.
O
resultado
de
refletância obtido encontra-se na Fig. 6.
73
µm
L
R
0.5
0
-0.5
-1
-1.5
-2
-2.5
-3
0
0.1
0.2
0.3
0.4
0.5
0.6
0.7
0.8
0.9
1
1.1
1.2
1.3
1.4
1.5
1.6
1.7
1.8
1.9
2 mm
1
Fig. 5. Perfil de Rugosidade de CVM com Ti
via e-beam.
M axim um height
0.151 µm
M ean height
0.121 µm
Width
0.111 m m
calculado foi de 215 nm, que está próximo
do valor medido pelo rugosímetro (224 nm).
Os primeiros testes de corrosão em forno
controlado manualmente, após as amostras
ficarem 2000 minutos em contato direto com
ar atmosférico em elevadas temperaturas
(Fig. 7), resultaram em amostras bastante
corroídas, conforme visto na Fig. 8.
30
R
Rteor
1ª Rampa de Corrosão Térmica
800
700
20
Temperatura (°C)
Refletância (%)
25
15
10
5
0
0
500
1000
1500
2000
Comprimento de onda (m)
600
500
400
300
200
100
0
0
500
1000
1500
2000
Fig. 6. Comparação da Refletância teórica
com a Refletância experimental x
comprimento de onda.
Fig. 7. Temperatura x tempo do 1º teste de
corrosão.
Neste gráfico tem-se comparado a curva de
Refletância teórica (vermelha) com a
Refletância experimental (preta) das
amostras estudadas. A Refletância teórica foi
obtida através da relação da Eq. 1, que
considera a interferência construtiva –
destrutiva da luz nas duas interfaces do
filme:
Fig. 8. Amostras de CVM após corrosão
térmica.
Onde A é constante e representa a linha
média em relação ao eixo da Refletância
(~15%), B também é constante e indica a
amplitude da curva (metade da altura entre o
ponto máximo e o minímo = ~8,5%), n é o
índice de refração do titânio (~ 2,37 para
comprimento de onda igual a 500 nm), d é
espessura estimada do filme e λ é o
comprimento de onda. Os valores das
constantes e os demais, ao serem
substituídos na Eq.1 através do software
Origin, resultaram em uma curva bem
próxima à curva de Refletância obtida
experimentalmente para o intervalo entre
400 e 1000 nm. O valor de espessura ‘d’
Tempo (min)
Tal fato pode ser explicado devido ao
longo intervalo de tempo que as peças
permaneceram em uma mesma temperatura
(~650ºC), favorecendo a corrosão das
mesmas pelo O2, com formação de CO2.
Com isso, fez-se um segundo teste de
corrosão com novas amostras em contato
com o ar por aproximadamente 1 hora,
conforme Fig. 9. Neste caso, a temperatura
máxima atingida também foi de 700ºC,
porém
as
amostras
não
foram
completamente
corroídas,
já
que
permaneceram em outros intervalos de
tempo em temperaturas constantes.
A partir deste teste foi possível calcular as
perdas de massa após a corrosão de cada
amostra, obtendo-se uma média de perda de
aproximadamente 33%. Concluídos os testes
em forno manual, avaliou-se as amostras no
74
forno tubular controlado por computator. O
tempo necessário para se atingir a
temperatura máxima (600 ou 700º C) foi de
4 horas e mais 4 horas para resfriar até
temperatura ambiente (~ 25º C). Os
resultados de cada teste de corrosão são
mostrados na Tab. 1.
700
2° Rampa de Corrosão Térmica
Temperatura (°C)
600
CVM. O cobre foi depositado via Sputtering
utilizando-se os mesmos procedimentos
citados inicialmente para formar os degraus
entre as regiões com e sem fitas adesivas.
Neste caso, a espessura escolhida de filme
depositado foi de 300 nm. Para confirmar a
deposição do filme, a amostra também foi
medida no Rugosímetro, cujas espessuras
obtidas ficaram entre 300 e 400 nm,
conforme Fig. 10.
µm
1
0.5
0.4
500
0.3
400
-0.1
0.2
0.1
0
-0.2
-0.3
-0.4
300
0
50
100
150
200
250
300
350
400
450
500
550
600
650 µm
1
200
Fig. 10. Perfil de rugosidade de CVM com
cobre via Sputtering.
M axim um depth
0.367 µm
M ean depth
0.339 µm
Width
0
100
200
300
Tempo (min)
400
500
Fig. 9. Temperatura x tempo do 2º teste de
corrosão térmica.
Tab. 1. Tempo total na temperatura máxima
de corrosão e % de massa perdida.
Intervalo na temperatura
máxima ᵒ C
2h em 600
3h em 600
4h em 600
20 min em 700
1h em 700
4h em 700
% massa perdida
Próxima de zero
5,7%
76,7%
5,4%
6,7%
77,2 %
Segundo a Tab. 1, observa-se que o tempo
total na temperatura máxima é o principal
fator pela corrosão das amostras. Esse fator
tem mais efeito que a temperatura máxima
da corrosão térmica. No teste de corrosão, se
espera que a perda de massa não seja
desprezível, nem tão pouco, que a massa
perdida muito alta, próxima do valor inicial
da amostra. Buscou-se valores de variação
de massa no intervalo entre 5% e 10%, de
forma que ao tamanho da amostra não seja
muito reduzido pela corrosão, mas que haja
uma formação de degrau mensurável. Assim
sendo, os testes indicam que as melhores
condições de se trabalhar com corrosão de
CVM seriam 3 horas em 600ºC ou 700ºC em
1 hora, sendo esta preferível, já que exige
menor tempo de forno.
Por fim, estão sendo feitos testes com
deposição de filme fino de Cobre sobre o
273 µm
Em seguida, as amostras foram levadas ao
forno nas mesmas condições da última
corrosão realizada (1 hora em 700º C).
Terminada a etapa de corrosão térmica as
amostras encontravam-se inteiras, sem
trincas, porém com o filme de cobre se
“descolando” do substrato. A variação de
perda de massa neste teste foi de 3,7%. Nas
etapas seguintes serão feitas novas
deposições de filmes, variando-se o metal do
filme e as condições de corrosão (tempo e
temperatura) do forno.
Os filmes de Ti e de Cu, depositados com
diferentes técnicas de deposição, após o
tratamento térmico, delaminaram do
substrato de carbono vítreo. Provavelmente,
devido aos coeficientes de dilatação térmica
diferentes entre o filme metálico e o CVM,
houve perda da ancoragem do filme durante
o aquecimento no forno. A consequência
desse fato é que esses filmes metálicos de Ti
e de Cu não exerceram o papel esperado de
proteção de parte da superfície à corrosão
térmica. O coeficiente de expansão térmica
linear do CVM é próximo de 3x10 -6C-1,
enquanto os metais tem o coeficiente maior.
Já o valor do Ti é 8x10 -6 C-1 e o do Cu é
14x10-6 C-1. O baixo coeficente de expansão
do CVM explica a dificuldade de ancoragem
de filmes finos sobre ele. Portanto, toda a
superfície do CVM foi corroída.
4. Conclusões
75
O presente estudo permitiu comparar duas
técnicas diferentes de deposição de filme
fino de titânio sobre a superfície do CVM,
via Sputtering e via e-beam, sendo que
ambas permitem a deposição de filmes
estáveis à temperatura ambiente. Foram
depositados filmes com espessuras de
algumas centenas de nanômetros. Nos
experimentos de corrosão térmica do CVM,
observou-se que as amostras quando
expostas a temperatura máxima de 600°C
por 2 horas praticamente não há corrosão.
Por outro lado, quando se aumenta este
tempo (4 horas), a perda de massa das
amostras chega a 77%. Os testes indicaram
que os valores ideais para produzir corrosão
moderada do CVM são nas condições de
poucas horas em temperaturas entre 600º e
700º C.
Por fim, os filmes de Ti e Cu testados não
se mantiveram ancorados na superfície do
CVM
nas
altas
temperaturas
experimentadas, de forma que não foi
possível ainda fazer a corrosão seletiva de
apenas partes da superfície do CVM.
Amorphous Materials. New York, Basel,
Cambridge,
v.
9,
1991.
Agradecimentos
Ao IEAv pela oportunidade de desenvolver o
projeto; ao CNPq pela bolsa de Iniciação Científica;
aos mestres Luiz Lavras pela deposição do filme via
e-beam e Sputtering, Rafael Louzada pela deposição
via Sputtering e Marcos Valentim pelo polimento de
amostras.
Referências
CHEKANOVA, V. D.; FIALKOV; A. S.
RUSS. Chem. Rev, v. 40, p. 413, 1971.
JENKINS, G. M.; KAWAMURA, K.
Polymeric carbons – carbon fiber, glass
and char. Cambridge, New York,
Cambridge University Press, 1976.
JOSEPH, D.; OBERLIN, A. Carbon, v.
21, n. 6, p. 565-571, 1983.
RODRIGUEZ, F.; WALKER, P. L.
Reaction of glassy carbon with oxygen.
Carbon, v.13, p.7-10, 1975.
YOUN, S. W, TAKAHASHI, M.; GOTO,
H;
MAEDA,
R.
Microelectronic
Engineering 83, p.2482–2492, 2006.
ZARZYCKI, J.; CAHN, R. W.; HAASEN,
P.; KRAMER, E. J. Eds Weinheim.
Materials Science and Technology – a
Comprehensive Treatment –Glasses and
76
DESENVOLVIMENTO
DE
FERRAMENTA
COMPUTACIONAL
UTILIZANDO MÉTODOS DE INCLINAÇÃO LOCAL PARA PROJETO DE
VEÍCULOS HIPERSÔNICOS
M. M. C. Pellegrini1*, T. C. Rolim2
1
Universidade Federal de Itajubá - Departamento de Mecânica, Itajubá – MG
2
*[email protected]
Resumo
Recente interesse no desenvolvimento de
ferramentas computacionais com o intuito de
auxiliar projetos preliminares de veículos
hipersônicos deve-se ao alto custo para a
realização de testes em condições de um voo
hipersônico. O trabalho apresentado é uma
alternativa com um custo computacional
relativamente baixo, baseada nos métodos de
inclinação local de superfície, para análise
de veículos em regime hipersônico. Foram
desenvolvidos programas para a leitura de
geometria de arquivos no formato STL e
também para cálculos do coeficiente de
pressão através dos métodos Newtoniano e
Newtoniano
Modificado.
Resultados
preliminares são mostrados e comparações
com a literatura são feitas. As comparações
em geral apresentaram boa concordância
tanto na leitura da geometria, onde foram
utilizados corpos simples como a esfera, a
cunha e o cilindro, quanto no cálculo dos
coeficientes da força normal e axial para a
capsula Apollo em número de Mach 10 e
ângulo de ataque nulo.
Palavras-chave: Hipersônica,
aeroespaciais, Aerodinâmica.
Veículos
1. Introdução
Com o aumento do número de estudos em
torno da aerodinâmica hipersônica, e o alto
custo para a realização dos testes em
condições de um voo hipersônico, tem-se
mostrado necessário o desenvolvimento de
ferramentas computacionais que consigam
simular tais testes, a fim de auxiliar o
desenvolvimento de projetos preliminares de
veículos que utilizem dessa tecnologia. De
fato, para que todos os efeitos do
escoamento hipersônico sejam considerados,
como escoamentos reacionais em alta
temperatura, interação viscosa, camadas de
entropia, entre outros (Anderson 1989), seria
necessário um alto custo computacional;
contudo, rápidas estimativas de distribuição
de pressão podem ser calculadas com boa
aproximação utilizando-se os métodos de
inclinação local de superfície (Anderson
1989).
O objetivo do trabalho que vem sendo
desenvolvido é ser uma alternativa com um
custo computacional relativamente baixo
para análise de veículos hipersônicos
utilizando-se dos métodos de inclinação
local aplicados em geometria provenientes
do CAD.
2. Metodologia
A ferramenta foi desenvolvida em duas
etapas: 1) interface para a análise da
geometria; 2) interface para a análise dos
métodos de inclinação local utilizando dos
dados obtidos na etapa anterior.
2.1 Análise da geometria
Arquivos de geometria do tipo STL
(STL(file format)...2016) foram escolhidos
para o desenvolvimento da ferramenta.
Nesse formato, uma malha triangular não
estruturada é utilizada para representar a
superfície do sólido, sendo possível escolher
o código com que é gravado: ASCII ou
binário. Independente da escolha, o
programa é capaz de separar as coordenadas
de cada vértice do triângulo e as
componentes do vetor normal. Para a
comodidade do usuário, foi desenvolvida
uma interface utilizando a ferramenta
GUIDE do MATLAB (MATLAB 2015),
vide Fig. 1. Após esse armazenamento, o
programa utiliza esses dados para calcular o
volume, a área de cada triângulo criado na
triangularização STL, área total do corpo,
números de vértices e de faces. A geometria
importada também pode ser visualizada
como mostrado na Fig. 2.
77
Fig. 1. Interface para leitura da geometria.
Os métodos de inclinação local de
superfície em geral baseiam-se em
simplificações do escoamento hipersônico,
algumas delas são: considera-se o
escoamento não-viscoso e sem reações
químicas. Além disso, não há a necessidade
de um detalhado cálculo do escoamento ao
redor do veículo, a inclinação local da
superfície é suficiente para fornecer a
distribuição do coeficiente de pressão. Entre
esses métodos, podemos citar (Anderson
1989):
1. Newtoniano;
2. Newtoniano Modificado;
3. Correções da Força Centrífuga para a
Teoria Newtoniana;
4. Cunha-Tangente e do Cone-Tangente;
5. Choque-Expansão.
Fig. 2. Visualização da geometria importada.
Exemplo: capsula Apollo.
A Fig. 3 mostra a segunda interface criada,
onde o usuário pode escolher o método a ser
utilizado. Ela permite a entrada das
componentes do vetor velocidade de voo, a
altitude geopotencial (necessária para o
modelo atmosférico adotado) e a área de
referência utilizada para adimensionalização
dos coeficientes calculados no programa.
Utilizando o teorema do divergente, é
possível mostrar que o volume do sólido
pode ser calculado através da relação:
(1)
Aproximando o valor da integral por:
(2)
Onde
é o número total de triângulos e
sendo
e vértices do i-ésimo triângulo,
podemos escrever:
(3)
Fig. 3. Interface para os métodos.
(4)
(5)
é o vetor normal à superfície do i-ésimo
triângulo e a área desse triângulo é dada por:
(6)
Dessa relação é possível obter a área total da
superfície através de:
(7)
2.2 Análise dos métodos de inclinação
local
Até o presente momento foram
desenvolvidos e testados os métodos do
Newtoniano e Newtoniano Modificado,
visto que eles são os mais simples e
genéricos, servindo como base para outros
métodos.
2.2.1 Método Newtoniano
Esse método depende exclusivamente do
ângulo de deflexão , sendo o coeficiente de
pressão calculado através de:
(8)
78
Onde, por definição, o coeficiente de pressão
é relacionado com a pressão , velocidade
e densidade do escomanto livre
através
de:
(9)
é a pressão estática na superfície.
O ângulo de deflexão local do escoamento é
dado por:
(10)
2.2.2 Método Newtoniano Modificado
O segundo método estudado foi o
Newtoniano Modificado,
(11)
Sendo
é o valor máximo de , que é
encontrado no ponto de estagnação, dado
por:
(12)
Sendo
o número de Mach durante o voo
e
a razão entre os calores específicos,
considerada como igual a 1,4.
2.2.3 Cálculo da Força Total
Com a distribuição do coeficiente de
pressão conhecida, é possível calcular a
força total sobre o sólido usando da relação:
(13)
Aproximando o valor da integral por:
(14)
Onde
é o coeficiente de pressão do iésimo triângulo.
Com essas informações, é possível calcular
os coeficientes da força nos eixos , e ,
utilizando-se da relação:
(15)
(16)
(17)
Onde
é uma área de referência e a
pressão dinâmica é calculada através da
fórmula:
(18)
3.1 Teste da leitura da geometria
Para testar e auxiliar no desenvolvimento
dos programas de leitura da geometria,
foram
desenhados
corpos
simples
amplamente utilizados e conhecidos na
literatura, tais como: esfera, cunha e
cilindro. Esses corpos apresentaram bons
resultados quando testados nos diversos
programas criados. Por se tratarem de
geometrias
conhecidas,
foi
possível
comparar a área total da superfície e o
volume encontrados pelo programa com a
área total e o volume calculados
analiticamente. E, com isso, calcular o erro
porcentual, os valores encontrados estão
dispostos na Tab. 1.
Tab. 1. Porcentual do erro na leitura da
geometria.
Erro no
Erro na área
Geometria
volume
total
Cilindro
1,00%
1,00%
Cunha
1,00%
1,00%
Esfera
3,71%
0,99%
3.2 Teste dos métodos desenvolvidos
Como primícias, escolheu-se a capsula
Apollo, vide Fig. 2, num voo a Mach 10,
numa altitude de 80 km, para ângulo de
ataque nulo (
= 0º), a área de referência
2
é 12 m . A distribuição de , de acordo com
o método Newtoniano, está mostrada na Fig.
4. O tempo de cálculo para essa geometria
foi em média < 1 s, num processador 2,2
GHz com 8 GB de memória RAM.
Numa segunda aplicação, variou-se o
ângulo de ataque de -40º a 0º, afim de se
estudar os coeficientes de força nos eixos e
, os resultados estão dispostos nas Figs. 5 e
6. Comparando com os resultados
apresentados por Hirschel e Weiland
(Hirschel 2009), obtidos por métodos mais
exatos e também incluídos nos gráficos,
podemos ver boa concordância entre estes e
os resultados obtidos pelo código
desenvolvido. Acerca do coeficiente da força
axial, Fig. 5, o método Newtoniano
Modificado apresentou melhores resultados,
nota-se que para mais baixos ângulos de
ataque a estimativa de
melhora, o desvio
79
relativo quando comparado aos resultados de
Hirschel e Weiland (Hirschel 2009) é menor
que 10% quando
= 0º e menor que 5%
para
= -30º.
Fig. 4. Distribuição do coeficiente de
pressão, , na capsula Apollo, Mach 10 e
= 0º (Método Newtoniano).
Fig. 5. Variação do coeficiente da força axial
em função do ângulo de ataque, para a
capsula Apollo.
No caso do coeficiente da força normal, o
comportamento foi diferente, um desvio
maior foi encontrado para AOA = -30º, igual
a 35,29%, e o desvio diminui notadamente
quando o ângulo de ataque aproxima-se do
valor nulo.
4. Conclusões
O trabalho apresentado é uma alternativa
com um custo computacional relativamente
baixo, baseada nos métodos de inclinação
local de superfície, para análise de veículos
em regime hipersônico.
Foram desenvolvidos programas para a
leitura de geometria de arquivos no formato
STL e também para cálculos do coeficiente
de pressão através dos métodos Newtoniano
e Newtoniano Modificado.
Fig. 6. Variação do coeficiente da força
normal
em função do ângulo de ataque,
para a capsula Apollo.
Os testes para os programas de leitura de
geometria demonstraram bons resultados
para as geometrias escolhidas quando foram
comparadas as áreas totais de superfície e os
volumes calculados com os resultados
analíticos.
Apesar dos métodos de inclinação local de
superfície não representarem completamente
todos os fenômenos relativos à aerodinâmica
hipersônica, os resultados das comparações
com
a
literatura
mostraram
boa
concordância. De fato, os desvios
observados decorrem das simplificações
adotadas.
Futuramente, os métodos das correções da
Força Centrífuga para a Teoria Newtoniana,
da Cunha-Tangente e do Cone-Tangente,
além
do
Choque-Expansão
serão
implementados.
Agradecimentos
Agradeço ao CNPq pela bolsa de iniciação
científica concedida.
Referências
ANDERSON, J. D. Hypersonic and High
Temperature Gas Dynamics. 2nd. ed.
London, UK: McGraw-Hill, 1989.
HIRSCHEL, E. H.; WEILAND, C.
Selected Aerothermodynamic Design
Problems of Hypersonic Flight Vehicles.
AIAA Progress in Astronautics and
Aeronautics. Reston: AIAA, 2009.
80
MATLAB. Version 8.6.0 (R2015b).
Natick: The Math Works Inc., 2015.
STL (file format). In: Wikipedia: the free
encyclopedia.
Disponível
em:
<https://en.wikipedia.org/wiki/STL_(file_for
mat)> Acesso em: 7 jan 2016.
81
DETERMINAÇÃO DAS PROPRIEDADES TERMODINÂMICAS APÓS
UMA ONDA DE CHOQUE OBLÍQUA
M. V. S. Pereira¹*, P. G. P. Toro², J. H. Fernandez¹
Projeto: Projeto PropHiper “Propulsão Hipersônica 14-X”
1
Universidade Federal do Rio Grande do Norte – Natal – RN
2
*[email protected]
Resumo
O objetivo deste trabalho é desenvolver um
código computacional, utilizando plataforma
Fortran, para determinação das propriedades
termodinâmicas após uma onda de choque
oblíqua, para, na próxima fase, auxiliar no
projeto preliminar, utilizando a metodologia
de análise teórico-analítica da aerodinâmica,
de um demonstrador tecnológico scramjet
em voo atmosférico em velocidade
correspondente a número de Mach
hipersônico.
Palavras-chave: Choque oblíquo, Scramjet,
Escoamento hipersônico.
1. Introdução
O presente trabalho faz parte da
transferência de conhecimentos para
Universidades Brasileiras, relacionados à
Pesquisa e Desenvolvimento (P&D) de
sistema de propulsão hipersônica aspirada. A
P&D está em andamento na Divisão de
Aerotermodinâmica e Hipersônica (EAH) do
Instituto de Estudos Avançados (IEAv), com
recursos financeiros proveniente do Projeto
Estratégico
Orçamentário
Propulsão
Hipersônica 14-X (PropHiper).
1.1 Demonstrador Tecnológico scramjet
Centros de Pesquisas estão desenvolvendo
veículos
aeroespaciais,
para
atingir
velocidades hipersônicas, integrados a
sistema de propulsão aspirado baseado na
combustão supersônica, “scramjet” (Fig. 1),
(Curran 2001; Fry 2004).
Um veículo “Scramjet” (Fig. 1) é
composto: i) por uma seção de compressão,
uma seção de combustão e uma seção de
exaustão. Ondas de choque oblíquas planas
incidem no bordo de ataque da carenagem,
comprimindo o escoamento, e são refletidas,
incidindo na entrada da câmara de
combustão. Combustível é injetado no
escoamento dentro da câmara de combustão
do “scramjet”, misturado e queimado com ar
atmosférico comprimido e em velocidade
supersônica, e produto da combustão, é
expelido na seção de expansão, gerando
empuxo do veículo.
Fig. 1. Seção transversal do demonstrador
tecnológico “scramjet”.
Atualmente, a análise teórico-analítica,
utilizando a teoria simplificada das equações
de Navier-Stokes, simulação teóriconumérica,
utilizando
um
código
computacional comercial e a investigação
experimental em dispositivos laboratoriais
hipersônicos,
do
Laboratório
de
Aerotermodinâmica e Hipersônica Prof.
Henry T. Nagamatsu, são as metodologias
aplicadas ao projeto aerodinâmico dos
demonstradores
scramjets,
em
desenvolvimento
na
Divisão
de
Aerotermodinâmica e Hipersônica, do IEAv,
antes de realizar o voo na atmosférica
terrestre do citado demonstrador.
Salienta-se que o entendimento dos
fenômenos e eventos a serem estudados nas
referidas metodologias necessitam obedecer
aos princípios fundamentais da física, ou
seja, princípio da conservação da massa,
princípio da quantidade de movimento linear
e princípio da conservação da energia, além
dos quais.
Navier e Stokes desenvolveram o
equacionamento que possibilita quantificar
esses princípios fundamentais da física.
Assim, as equações de Navier-Stokes
(Anderson 2003) são válidas para meio
contínuo (altitudes abaixo de 100 km),
podendo ser aplicadas para escoamentos:
82
permanente e/ou transiente; incompressível
e/ou compressível; laminar e/ou turbulento;
uni, bi e/ou tridimensional; e, ignorando ou
não as forças de campo, o aquecimento
volumétrico e a difusão de massa.
1.2 Demonstrador Tecnológico scramjet
14-X S
O Laboratório de Aerotermodinâmica e
Hipersônica Prof. Henry T. Nagamatsu, do
Instituto de Estudos Avançados (IEAv),
desenvolve o demonstrador tecnológico
scramjet 14-X S (Fig. 2), o qual é parte do
esforço continuo do Departamento de
Ciência e Tecnologia Aeroespacial (DCTA),
de desenvolver um demonstrador de
tecnologia, visando exploração aeroespacial
com decolagem em aero–espaço-portos de
aeronaves/veículos aeroespaciais, utilizando
tecnologia
“scramjet”,
proporcionando
sistema de propulsão hipersônica aspirada
baseada na combustão supersônica.
Veículo
aeroespacial
integrado
a
“scramjet” utiliza ondas de choque, geradas
durante o vôo hipersônico (de veículos
aeroespaciais), para promover a compressão
e a desaceleração do ar atmosférico. O ar
atmosférico que está compreendido entre as
ondas de choque e a superfície (intradorso)
do veículo pode ser utilizado em sistema de
propulsão hipersônica aspirada baseado na
tecnologia scramjet, o qual utiliza um estatoreator (motor aeronáutico aspirado) que não
possui partes móveis. Imediatamente antes
ou na entrada da câmara de combustão, o
combustível é injetado e misturado com
oxigênio existente no ar atmosférico. Como
a mistura entra na câmara de combustão em
velocidade supersônica, o processo de
combustão se dá em regime supersônico,
denominada de combustão supersônica,
consequentemente tecnologia “scramjet”. O
produto da combustão é expelido na região
de exaustão (expansão).
Como o veículo aeroespacial integrado a
scramjet não parte com velocidade igual a
zero, será necessário o auxílio de um motor
foguete para acelerar o 14-X S para as
condições pré-estabelecidas (Fig. 3) de
operação do estato-reator a combustão
supersônica (scramjet), ou seja, posição
(altitude, longitude e latitude), velocidade
(número de Mach), pressão dinâmica e
ângulo de ataque, a partir do Centro de
Lançamento de Alcântara.
O Centro de Lançamento de Alcântara
(CLA) é uma base de lançamento de
satélites da Agência Espacial Brasileira
(AEB), localizado na Latitude 2º 18' S
Longitude 44º 22' W, na costa norte do
Brasil, próximo da cidade de São Luis
(capital do Estado do Maranhão). O CLA é
operado pelo Departamento de Ciência e
Tecnologia Aeroespacial (DCTA). Este
centro é a base de lançamento mais próxima
do equador, o que proporciona uma
vantagem significativa no lançamento de
satélites, sendo este também um atributo
compartilhado apenas pelo Centro Espacial
da Guiana (utilizado pela França), e
oferecendo assim vantagens sobre a base de
lançamento do Cabo Canaveral (E.U.A).
2. Metodologia de Cálculo
O “scramjet”, configuração plana (Fig. 2),
em voo atmosférico em velocidade
supersônica/ hipersônica a uma dada
altitude, estabelece onda de choque oblíqua
plana, com aumento das propriedades
termodinâmicas, como pressão, temperatura
e densidade, que podem ser estimada, pela
teoria de onda de choque.
Na seção de combustão, combustível é
injetado na corrente supersônica de ar
atmosférico comprimido na seção de
compressão. A teoria de adição de calor de
Raleigh pode ser utilizada para determinar as
propriedades termodinâmicas e velocidade
do escoamento de ar atmosférico na saída da
câmara de combustão.
Na seção de expansão o ar atmosférico é
expandido acelerando-o para número de
Mach
supersônico/hipersônico,
com
diminuição
das
propriedades
termodinâmicas
citadas
anteriormente,
calculadas através da Teoria de PrandtlMeyer.
83
1
2
Fig. 2. Demonstrador tecnológico “scramjet” 14-X S
3
4
Fig. 3. Visão artística do 14-X S em trajetória balística.
5
2.1 Propriedades após onda de choque
A velocidade do escoamento não
perturbado (da atmosfera terrestre) que se
aproxima do bordo de ataque do scramjet,
com deflexão positiva com ângulo θs,
estabelece uma onda de choque incidente
oblíqua (Anderson 2003), com ângulo β
(Fig. 4), o qual pode ser determinado, pela
teoria de onda de choque oblíqua plana, dada
por


 M sen 2  1 
in

tg s  2cotg    2
 M in   cos 2   2 


(1),
onde o subscrito in, indica a condição do
escoamento livre antes da onda de choque.
Fig. 4. Geometria da onda de choque
incidente.
Conhecidas
as
propriedades
do
escoamento
livre,
as
propriedades
termodinâmicas e o número de Mach após
onda de choque incidente, (subscrito out),
considerando ar como gás perfeito e sem os
84
efeitos de camada limite, são determinados
pelas seguintes equações:
p out




2 
M sen
  1  in
1
pin
2
 1

  1 M in sen
 out

 in
  1 M sen 2  2
in
2



in
sen

2


M out 

(4)
2
  1
2
M sen
  1 in
sen    s
(3)

in
out
Tout
p
 out
Tin
pin
M
(2)
alinhadas com o escoamento que provocou a
onda de choque incidente, portanto
escoamento paralelo em relação às placas
planas e em relação ao escoamento de
origem. As relações de onda de choque
oblíqua podem ser utilizadas com ângulo de
deflexão igual ao ângulo de deflexão da
onda de choque oblíqua incidente que
provocou a onda de choque oblíqua refletida
(Anderson 2003).


2
1
(5)
Observe que o escoamento através de onda
de choque incidente oblíqua provoca o
aumento da pressão, da temperatura e da
massa específica, porém com diminuição do
número de Mach. Entretanto, o escoamento
permanece
supersônico/hipersônico
e
paralelo sobre a superfície plana (Fig. 4).
Escoamento supersônico/hipersônico sobre
uma superfície plana (Fig. 5) quando
encontra uma deflexão positiva com ângulo
θ em relação à placa plana estabelece uma
onda de choque (atada na deflexão) com
ângulo β, semelhantemente à onda de
choque oblíqua incidente (atada no bordo de
ataque).
Fig. 5. Geometria de onda de choque oblíqua
incidente sobre uma superfície plana.
Uma onda de choque incidente ao
encontrar uma superfície sólida provoca uma
reflexão da onda de choque incidente,
denominada onda de choque oblíqua
refletida (Fig. 6), onde o escoamento, após a
onda de choque oblíqua refletida, precisa se
ajustar às condições de contorno, que no
caso de duas placas planas paralelas e
Fig. 6. Geometria de onda de choque oblíqua
refletida.
Portanto, o mesmo equacionamento da
onda de choque oblíqua incidente originada
no bordo de ataque, do “scramjet”, pode ser
utilizado para a determinação das
propriedades termodinâmicas após a onda de
choque oblíqua devido ao escoamento sobre
uma superfície plana e devido à onda de
choque refletida.
2.2 Linguagem FORTRAN
Foram feitos códigos computacionais
utilizando a plataforma Fortran, para a
determinação
das
propriedades
termodinâmicas após onda de choque
oblíqua. Utilizando as equações citadas para
determinar propriedades como: pressão,
temperatura, massa específica e número de
Mach. O código computacional contém as
fórmulas necessárias para obtenção de tais
propriedades, sendo que este, quando
compilado e simulado, recebe os dados de
entrada por meio de interface com o usuário
e o programa retorna os dados de saída (P out,
Mout , Tout e ρout). O usuário fornece ao
programa os seguintes dados de entrada:
ângulo de deflexão (θ), ângulo da onda de
choque oblíqua (β), número de Mach do
escoamento incidente, pressão, massa
específica e temperatura. Foi arbitrado como
85
dado de entrada o ângulo da onda de choque
oblíqua β, para cada estágio.
São apresentados os resultados obtidos
para o Número de Mach, e as propriedades
termodinâmicas
como:
(temperatura,
pressão, e massa especifica). Foram obtidos
de acordo com os métodos descritos neste
trabalho considerando voo atmosférico em
Mach 7, a 30 km de altitude de um
demonstrador tecnológico “scramjet”, com
duas rampas de compressão (com ângulos de
5,5º e 14,5º).
Tab. 1- Propriedades termodinâmicas no
“scramjet” 14X-S.
Pout
Mout
Tout
ρout
θ
(Pa)
(K)
(kg/m³)
5.5°
14.5°
2877.66
16763.14
6.02
4.06
296.69 0.03788
568.48 0.11516
4. Conclusões
Portanto, pode-se observar que, com o
ângulo de deflexão de 14.5º na segunda
rampa de compressão, obteve-se um
aumento numérico das propriedades
termodinâmicas.
A obtenção
dessas
informações se deu por meio da
implementação das equações mencionadas
neste trabalho em linguagem Fortran.
Esses resultados servirão de base para
atender as necessidades do Projeto
Propulsão Hipersônica 14-X (PropHiper) .
Agradecimentos
O primeiro autor agradece ao Projeto Propulsão
Hipersônica 14-X (PropHiper) pela bolsa de Iniciação
Científica e ao CNPq pelo fomento científico.
Referências
ANDERSON JR., J. D. Modern
Compressible Flow: with Historical
Perspective. 3rd. ed: McGraw-Hill, 2003.
CURRAN, E. T. Scramjet engines: The
first forty years. Journal of Propulsion and
Power, V. 17, 1138–1148, 2001.
FRY, R. S. A. Century of Ramjet
Propulsion Technology Evolution. Journal
of Propulsion and Power, V. 20, n. 1, p.
27-58, 2004.
86
ESTUDO DA EFICIÊNCIA DA IMPLEMENTAÇÃO DE ALGORITMO DE
TEMPLATE MATCHING PARA NAVEGAÇÃO AUTÔNOMA DE VANT
EM RASPBERRY PI
G. A. H. C. C. Lima1*, E. H. Shiguemori2, Paulo F. F. S. Filho
Projeto: PITER – Processamento de Imagens em Tempo Real.
1
Instituto Tecnológico de Aeronáutica – Graduação, São José dos Campos – SP
2
Instituto de Estudos Avançados – Divisão de Geo-inteligência, São José dos Campos - SP
*[email protected]
Resumo
Este artigo compara o desempenho do uso
da técnica de template matching com
extração de bordas executada por meio de
rede neural artificial do tipo MLP – MultiLayer Perceptrons com o intuito de
navegação e controle de VANTs – Veículo
Aéreo Não Tripulado quando processado por
um notebook e quando executado por um
Raspberry Pi. Como era de se esperar
observou-se que há uma diferença
considerável
na
velocidade
de
processamento de ambas as máquinas e
quantitativamente essa diferença é dada por
um
tempo
relativo
de
execução
aproximadamente 17 vezes maior por parte
da Raspberry pi significando a ineficiência
por parte do hardware de lidar com a técnica
mantendo o tempo de execução suficiente
para to em tempo real dos dados.
Palavras-chave:
VANT,
Template
matching, Raspberry Pi, Tempo de
processamento.
1. Introdução
A utilização de visão computacional para
navegação e controle (Campoy 2009) de
VANTs (Veículo Aéreo Não Tripulado)
desperta o interesse de governos e empresas
tanto para fins militares, evitando exposição
de militares a situações de risco, quanto para
fins civis, facilitando troca de mercadorias
por via aérea. A técnica de template
matching (Santos 2013) consegue, por meio
de imagens obtidas por satélites e pelo
próprio VANT, adquirir dados de navegação
para tais aplicações.
Essa técnica processa a imagem coletada
pelo VANT comparando-a com uma
previamente tratada e georreferenciada
(Conte 2009), cada pixel da imagem está
associado a uma latitude e longitude,
adquirida por meio de satélites. A foto tirada
pelo veículo é tratada como uma subimagem da imagem do satélite. Além do
tempo computacional para executar todos os
passos da correlação entre as imagens, é
despendido tempo no pré-processamento da
foto tirada pelo veículo não tripulado
(Santos 2013).
Para que o VANT seja de fato autônomo é
necessário que o código de processamento
de imagens esteja embarcado no veículo e
consiga ser processado em tempo real. Isso
gera um problema de compatibilidade entre
o hardware e o software (Wolf 1994), afinal,
ambos devem funcionar corretamente juntos
para garantir coerente performance, preço e
resultados.
O objetivo desse artigo é comparar a
performance do código de template
matching (Braga 2016) quando executado
em um computador pessoal e quando
executado numa Raspberry Pi 2 modelo B
V1.1 e, com isso, avaliar se a mesma é
suficiente para garantir que o sistema possa
ser utilizado em tempo real.
2. Metodologia
O código de template matching (Braga
2016) empregado nesse artigo está escrito
em linguagem C/C++. Como biblioteca para
processamento de imagem é usado o
OpenCV 3.1.0 em ambas as máquinas. A
imagem da Fig. 1 é utilizada como imagem
georreferenciada e para efeitos de simulação,
dados de atitude, altitude, latitude e
longitude são diretamente acessadas por
meio de documentos de texto. Além disso, o
percurso planejado pelo VANT é
considerado determinado e está também
alocado em um documento de texto.
A técnica empregada para a detecção de
bordas da imagem utiliza uma rede neural
87
artificial do tipo multi-nível baseada em
Perceptrons (MLP) (Osório 2000).
Fig. 1. Imagem georreferenciada usada no
código estudado. A parte em vermelho
representa a trajetória do VANT
A comparação de desempenho de cada
máquina foi dado pelo tempo médio de
processamento de cada imagem durante a
análise de cada uma das 1593 imagens.
2.1. Hardware
Para realização do experimento foram
utilizadas: uma Raspberry Pi 2 modelo B
V1.1 com o sistema operacional Raspbian
Jessie e um processador quad-core ARM
Cortex-A7 de 900 MHz e 1 GigaByte de
memória RAM (Random Access Memory);
e um notebook DELL Inspiron 5437 com um
processador Intel® CoreTM i7 de 1.8 GHz e
8.0 GigaBytes de memória RAM com o
sistema operacional Ubuntu 14.04.4.
2.2. Desvio padrão
O desvio padrão dos dados adquiridos da
simulação é um indicativo dos efeitos que as
diferenças nas imagens da trajetória descrita
geram no tempo de execução do código,
sendo assim calculados por meio da fórmula:
Onde é o desvio padrão, é o tempo da
execução da i-ésima imagem, é a média de
tempo gasto em cada imagem e n é o
número de casos a ser analisado, no caso
estudado foi 1593.
Com os dados obtidos da simulação foi
gerada a Tab. 1 que mostra a grande
diferença entre o tempo de processamento da
imagem pelo Raspberry Pi e pelo
computador. Tal diferença já era esperada,
afinal, o computador tem uma capacidade de
processamento muito superior (14,7 vezes
maior) ao da que a Raspberry Pi, e dessa
forma, o tempo de processamento da
imagem está aquém do ideal para navegação
em tempo real.
Supondo, por exemplo, um VANT se
deslocando com velocidade horizontal de 3
metros por segundo, tem-se que, com o
tempo de processamento atual da Raspberry
Pi o erro mínimo gerado pelo algoritmo é
por volta de 10 metros, afinal, essa é a
distância percorrida pelo VANT no período
de processamento do código. Percebe-se
então que o tempo de processamento da
imagem está muito elevado quando
embarcado.
A performance do código no computador,
por outro lado, mostra que o mesmo já está
computacionalmente otimizado para a tarefa
que executa, sobrando pouca margem para
melhorias na eficiência do código por vias
computacionais. Mostrando que de fato,
pode ser executado em tempo real, porém é
necessário que seja executado em uma
máquina com maior capacidade de
processamento,
ou
associada
a
implementações paralelas através de FPGA
– Field Programable Gate Array, por
exemplo.
Tab. 1. Tempo médio de processamento de
cada imagem e o desvio padrão calculado
pela Eq. 1.
Tempo médio (s)
Raspberry Pi
3,419
0,002
Computador
0,233
0,006
4. Conclusões
A correlação entre software e hardware
embarcados é de extrema importância para a
realização de qualquer projeto de
engenharia. O hardware deve atingir
requisitos mínimos de performance, custo e
88
tamanho quando executada com o software
desejado.
O uso da Raspberry Pi 2 modelo B V1.1
como hardware embarcado atende a
requisitos como baixo custo e tamanho,
entretanto, para o código analisado nesse
artigo, a capacidade de processamento da
mesma se torna insuficiente para suprir as
necessidades de ser executado em tempo
real, sendo necessário máquinas com maior
capacidade de processamento dos dados.
Agradecimentos
Ao
CNPq
–
Conselho
Nacional
de
Desenvolvimento Científico e Tecnológico, por
fornecer suporte financeiro.
Ao IEAv – Instituto de Estudos Avançados, por
fornecer o material e apoio necessários.
Referências
BRAGA, J. R. G et al. Image Matching
System for UAV Autonomous Navigation
Implemented on Portable Hardware,
2016.
CAMPOY, P. et al. Computer Vision
Onboard UAVs for Civilian Tasks, Journal
of Intelligent and Robotic Systems, mar.
2009, p. 54-105
CONTE, G.; DOHERTY, P. Vision-Based
Unmanned Aerial Vehicle Navigation Using
Geo-Referenced Information, EURASIP
Journal
on
Advances
in
Signal
Processing,v. 2009, n.387308, Abr. 2009.
OSÓRIO, F; BITTENCOURT, J.R,
Sistemas Inteligentes baseados em Redes
Neurais
Artificiais
aplicadas
ao
Processamento
e
Imagens.
In:
I
WORKSHOP
DE
INTELIGÊNCIA
ARTIFICIAL, 2000. Anais..., jun. 2000.
SANTOS, A. L. et al. Controle e
navegação de VANTs através de
utilização de template matching. In
Computer on the beach, 2013, Florianópolis.
Anais do Computer on the beach. Itajaí:
UNIVALI, 2013.WOLF, W.H. HardwareSoftware Co-Design of Embedded
systems,IEEE,
1994.
89
ESTUDO DE TÉCNICAS DE CASAMENTO DE PADRÕES EM IMAGENS
OBTIDAS POR VANT EM SISTEMA EMBARCADO
G.C.C. Silva¹*, E. H. Shiguemori²
Projeto: PITER
1
Universidade Paulista - UNIP , São José dos Campos – SP
2
*[email protected]
Resumo
A identificação automática de padrões em
imagens aéreas tem crescido nos últimos
anos. No entanto, não é uma tarefa simples
devido a diferentes cenários e adversidades
que podem ocorrer durante uma operação. A
extração de informações de um local
sobrevoado por uma aeronave depende de
diversas variáveis, como o momento em que
as imagens foram obtidas, os tipos de
terrenos existentes, a qualidade da câmera,
bem como outros fatores que podem causar
variações entre diferentes imagens de um
mesmo local.
Neste trabalho, são
apresentados testes e estudos realizados
utilizando técnicas já desenvolvidas no
projeto PITER, visando a portabilidade
destas técnicas e a embarcação do simulador
desenvolvido em hardwares de baixo custo
computacional.
Palavras-chave:
Processamento
de
imagens, Raspberry, VANT, Casamento de
padrão.
1. Introdução
O uso de imagens e vídeos digitais tem
crescido nos últimos anos em diversas áreas,
principalmente, devido ao desenvolvimento
tecnológico e computacional, sendo assim
necessário o desenvolvimento de técnicas
para a extração automática de informações.
As imagens aéreas podem ser obtidas de
diferentes maneiras como, por exemplo, com
o uso de satélites e aeronaves tripuladas e,
mais recentemente, utilizando VANTS.
Diversas aplicações envolvem o uso de
técnicas de Visão Computacional e
Processamento de Imagens (Altug et al.
2005) e o uso conjunto destas tecnologias
tem disponibilizado uma quantidade maior
de informações em aplicações como:
segurança,
sensoriamento
remoto
e
navegação (Kandhalu 2009; Kim 2007).
Diversas variações podem ocorrer na
captura de imagens, decorrentes dos tipos de
problemas que podem surgir durante suas
obtenções, sendo alguns deles; processo de
captura, sensor de captura, variações
climáticas, ângulos de visada, e condições de
iluminação. Com isso, diferentes técnicas de
processamento de imagens e visão
computacional devem ser empregadas
(Gonzalez 2000).
Um tema de pesquisa desenvolvido no
IEAv é a navegação autônoma de VANT,
com base em imagens obtidas por câmeras
embarcadas. Uma das abordagens utilizadas
no projeto é a utilização de imagens obtidas
por VANTs em tempo real, sobrevoando
uma área pré-determinada.
O objetivo deste trabalho é traduzir, da
linguagem Matlab para a linguagem C/C++
com o uso da biblioteca de visão
computacional OpenCV (Topal 2010), o
algoritmo já implementado que emprega
técnicas de processamento de imagens e
visão computacional para identificação
automática do local sobrevoado, além de
realizar testes utilizando computadores de
baixo custo, um exemplo é a Raspberry Pi.
Foram
realizados
experimentos
considerando,
as
diferentes
funções
existentes
no
programa
original,
considerando seu tempo de processamento e
consumo, que foram comparadas com as
funções implementadas m C/C++. São
empregadas as técnicas desenvolvidas por
Monteiro (2006).
Os experimentos foram realizados com o
uso de funções isoladas, considerando seus
resultados em tempo, que foram executadas
em computadores num ambiente de
laboratório e utilizando placas de baixo
custo, considerando imagens obtidas por
VANT e satélites.
2. Metodologia
90
Para realizações dos testes e experimentos,
foi empregado o simulador de voo autônomo
baseado em imagens, desenvolvido no
projeto PITER. Neste simulador estão
implementadas algumas técnicas de
computacional, entre elas, a de casamento de
padrões proposta por Monteiro (2006). A
abordagem faz a correlação entre as imagens
gradiente
(complexa)
utilizando
a
propriedade da Transformada de Fourier
descrita na Eq.(1) (Monteiro 2006).
^
h(k )  2 F * (k )G(k )
(1)
Além da correlação, no trabalho de
Monteiro (2006) determina-se a similaridade
entre as imagens que estão armazenadas,
com o uso de dois tipos de diferenciação:
informação mútua e informação mútua
combinada com gradiente. Em primeira
instância são eliminadas feições de alta
frequência com um filtro gaussiano e, em
seguida, é calculada a imagem gradiente
complexa cujas componentes, real e
imaginária, são as componentes da imagem
filtrada nas direções horizontal e vertical. Ao
final disso, pontos da imagem são
classificados em ordem decrescente de
correlação e escolhe-se um determinado
número de pontos de maior correlação para
se calcular a informação mútua entre as
imagens filtradas e a informação mútua
modificada nas imagens de gradiente. Com
isso se tem três medidas de semelhança entre
as imagens com as quais se criou um critério
de avaliação. Para avaliar a rota previamente
planejada, o simulador utiliza dados de
bordas da imagem armazenada e os compara
com a imagem obtida na rota de voo. Mais
detalhes desta metodologia podem ser
encontrados em Monteiro (2006).
Durante o processo de desenvolvimento da
tradução para a linguagem C/C++, foram
realizados testes nas funções existentes, as
quais foram separadas considerando as
seguintes etapas necessárias para análise e
processamento das imagens: aplicação da
Transformada de Fourier; aplicação do filtro
Gaussiano;
cálculo
do
gradiente;
convolução; cálculo da informação mútua;
informação mútua combinada e template
matching. Estas funções diferem no tempo
de processamento e no consumo de
memória.
Com uso da biblioteca OpenCV e a
linguagem C/C++ estas funções foram
programadas considerando a metodologia
desenvolvida por Monteiro (2006), e
testadas em imagens obtidas por satélite da
cidade de São José dos Campos (Silva 2015)
e do campus da Universidade do Vale do
Paraíba (UNIVAP), obtidas por VANT. As
Figs. 1 e 2 mostram as respectivas imagens
utilizadas. Destas imagens foram retiradas
amostras que são utilizadas para os testes
das funções e estão exemplificadas nas Figs.
3, 4, 5 e 6.
Fig. 1. São José dos Campos.
Após desenvolvidas as funções e as
amostras escolhidas, optou-se pelo uso da
placa Raspberry da Fig. 7, para a realização
da migração e embarcação dos códigos. Esta
placa tem um sistema operacional próprio
conhecido como raspbian que apresenta
arquitetura baseada em Linux.
91
Logo após, as funções desenvolvidas
usando a biblioteca OpenCV foram
executadas em duas plataformas para
comparação de resultados e análise, em um
computador pessoal de alto desempenho e
em uma raspberry PI 3, durante esta fase
foram utilizadas 10 amostras de cada
imagem. Os testes previam a análise do
tempo de processamento reduzido com a
migração da linguagem de programação.
Os resultados utilizando o computador
pessoal são apresentados na Tab. 1.
Fig. 2. UNIVAP.
Fig. 5. Amostra SJC.
Fig. 3. Amostra UNIVAP.
Fig. 6. Amostra SJC.
Fig. 4. Amostra UNIVAP.
No início do projeto foram determinadas
as similaridades entre as linguagens de
programação Matlab e C/C++ com a
biblioteca OpenCV.
Os testes realizados em uma raspberry
foram feitos em ambiente laboratorial e os
resultados estão apresentados na Tab. 2,
onde os resultados obtidos em PC, da Tab. 1,
são novamente apresentados permitindo
comparar e determinar possíveis otimizações
para o algoritmo.
92
Os resultados apontam que a técnica após
a tradução obteve ganhos consideráveis na
velocidade de processamento, o que
possibilita o processamento e a estimação de
posição por meio de imagens em tempo real.
Fig. 7. Raspberry PI.
Tab. 1. Comparação de resultados utilizando
PC.
Tempo de
proc. em
Matlab
Tempo de
proc. em
C++
0,3 s
0,01 s
0,2 s
0,03 s
0,3 s
0,02 s
0,4 s
0,01s
0,1 s
0,03 s
0,2 s
0,04 s
Template Matching
0,2 s
0,1 s
Total
2s
0,24 s
Função
Transformada de
Fourier
Aplicação do Filtro
Gaussiano
Cálculo do
Gradiente
Convolução
Cálculo da
Informação Mútua
Informação Mútua
Combinada
Tab. 2. Comparação de resultados com PC e
com Raspberry.
Função
Tempo de
proc. PC
Tempo de
proc.
Raspberry
Transformada de
Fourier
0,01 s
0,06 s
Aplicação do Filtro
Gaussiano
0,03 s
0,07 s
Cálculo do
Gradiente
0,02 s
0,1 s
0,01s
0,05 s
0,03 s
0,04 s
0,04 s
0,2 s
0,1 s
0,24 s
0,42 s
0,92 s
Convolução
Cálculo da
Informação Mútua
Informação Mútua
Combinada
Template Matching
Total
4. Conclusões
O algoritmo desenvolvido apresentou
ganhos em tempo de processamento
comparando
Matlab
com
C++,
demonstrando assim que a migração do
código para C/C++ com a biblioteca
OpenCV é uma forma viável e desejável de
desenvolvimento.
Com o ganho de velocidade no
processamento, é possível realizar voos com
a estimação de posição em tempo real, em
conjunto de placas como a raspberryPI que
apresentam bons resultados, tamanho e peso
pequenos, com preços baixos de aquisição,
possibilitando assim o uso de VANTS de
baixo custo neste ímpeto.
Para projetos futuros, o algoritmo
desenvolvido e testado na raspberry será
embarcado na mesma e serão realizados
testes em ambiente aberto para coleta de
dados e de desempenho.
Agradecimentos
Gostaria de agradecer ao projeto PITER, pelo
espaço, pessoal e instrumentos cedidos e pela
paciência; ao Sgt. Ross e ao 1º Ten. Silva Filho, pela
ajuda com algoritmo e as bibliotecas
utilizadas durante o processo.
Referências
ALTUG, E.; OSTROWSKI, J. P.;
TAYLOR, C. J., Control of a quadrotor
helicopter using dual camera visual
feedback. The International Journal of
Robotics Research. v. 24, n. 5, p. 329-341,
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GONZALEZ, R. C.; WOODS, R. E.
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Piscataway: IEEE, 2009. p. 205 – 214.
93
KIM, S. et al. Outdoor navigation of
mobile robot using diferential GPS and
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In:
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MONTEIRO, M. V. T. et al. Ikonos and
video image registration using gradient
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information and
combined mutual and gradient information.
In: SIBGRAPI - SIMPÓSIO BRASILEIRO
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SILVA, G. C. C. et al. Análise de
desempenho da identificação automática do
local
sobrevoado
por
um
VANT
considerando diferentes cenários de voo. In:
CONGRESSO
DE
INICIAÇÃO
CIENTIFÍCA E TECNOLÓGICA DO IFSP
– CINTEC, 6º , 2015, Itapetininga. Anais...
Itapetininga: IFSP, 2015.
TOPAL, C.; AKINLAR, C.; GENC, Y.
Edge drawing: a heuristic approach to robust
real-time
edge
detection.
In:
INTERNATIONAL CONFERENCE ON
PATTERN RECOGNITION (ICPR), 20th,
2010, Istanbul, Proceedings… Piscataway:
IEEE,
2010.
p.
2424
–
2427.
94
ESTUDO DE UM SISTEMA DE TELEMETRIA PARA VOO TESTE DE UM
“SCRAMJET” ACADÊMICO
V. L. Carvalhal, S. Rêgo
Projeto: Projeto ProHyper
1
Universidade Braz Cubas, Mogi das Cruzes – SP
2
Instituto de Estudos Avançados – Divisão de Aerotermodinâmica e Hipersônica - Experimental, São José dos
Campos – SP
*[email protected]
Resumo
O presente artigo tem como objetivo realizar
o estudo prospectivo de um Sistema de
Telemetria para o voo teste de um
“scramjet” (supersonic combustion ramjet)
acadêmico, através do estudo de sistemas de
telemetria
já
usados
em
veículos
hipersônicos, da cronologia de eventos e
ações durante o voo atmosférico do
“scramjet” e das propriedades físicas a
serem mensuradas durante o voo teste.
Palavras-chave: Telemetria,
Hipersônica.
Organização de Defesa, Ciência e
Tecnologia Australiana (DSTO). Os
veículos estudados por estes programas
estão representados nas Fig. 1 até 4.
Fig. 1. Carga útil do Hyshot (Hass 2006).
“Scramjet”,
1. Introdução
O voo de rotina de ônibus espaciais, além
dos voos testes de veículos experimentais
hipersônicos, provem um aumento no
conhecimento e no entendimento das
questões envolvendo a hipersônica (Starkey
2015).
O sistema de telemetria, o qual possui a
importante função de monitorar, em tempo
real ou não, as propriedades físicas de
interesse para o voo do veículo, enfrenta
alguns problemas durante o voo hipersônico
na atmosfera, dentre estes podemos citar: o
blackout nas transmissões de telemetria
(Starkey 2015), o rastreamento do veículo e
a influência de severas temperaturas não
apenas na operação do sistema de telemetria,
mas também na integridade dos materiais do
veículo, dentre outros (Hicks 1993).
Ao longo dos anos, diferentes países
criaram vários programas experimentais de
veículos hipersônicos, dentre os quais valem
ser citados: o programa Hyshot, realizado
pela Universidade de Queensland; o
programa Hyper X, efetivado pela NASA; o
programa SHEFEX, executado pela DLR
(Centro Espacial Alemão) e o programa
HIFiRE, empreendido pelo laboratório de
pesquisas da força aérea americana e pela
Fig. 2. X – 43A configuração do veículo
(Marshall 2005).
Fig. 3. Carga
(Longo 2005).
Fig.
4.
HIFiRE
(Adamczak 2011).
útil
do
1
SHEFEX
carga
útil
95
A
equipe
da
Divisão
de
Aerotermodinâmica e Hipersônicado IEAv
está
desenvolvendo
um
“scramjet”
acadêmico, conforme Fig. 5, o qual tem
como objetivo realizar voos testes na
atmosfera, a uma altitude de 6,21 km e com
uma velocidade correspondente a Mach
4,18, através do uso de Foguetes de
Treinamento Intermediário (FTI), onde seu
lançamento será realizado do Centro de
Lançamento da Barreira do Inferno (CLBI).
Fig. 5. Esquema do “scramjet” acadêmico
(superior) e da integração “scramjet”-FTI
(inferior) (Santos 2015).
Devido ao FTI ser utilizado pelas equipes
operacionais do CLBI para treinamento, o
“scramjet” acadêmico será utilizado também
para a capacitação do pessoal em todas as
áreas de interesse do “scramjet”, como:
integração e testes, telemetria, estruturas,
materiais, aerotermodinâmica, etc (Santos
2015).
Portanto, o objetivo deste artigo é realizar
um estudo preliminar de um sistema de
telemetria para o “scramjet” acadêmico que
está sendo desenvolvido no IEAv. Devido a
este “scramjet”acadêmico ser um veículo
hipersônico experimental, a telemetria será
imprescindível para coleta de dados de voo e
seu rastreio.
2. Metodologia
Neste trabalho, o estudo de um sistema de
telemetria para o “scramjet” acadêmico, foi
realizado
através de
uma revisão
bibliográfica,
dos
sistemas
de
telemedidas/telecomandos das seguintes
missões: Hyshot, Hyper X, SHEFEX e
HIFiRE. Também foi realizada uma revisão,
a respeito de acelerômetros, transdutores de
pressão, ambos do tipo piezoelétrico, e
sensores de temperatura para a escolha
inicial da instrumentação de voo.
2.1 Estudo de caso: Telemetria das
missões Hyshot, X-43, SHEFEX e HIFiRE
Na missão realizada pelo Hyshot a
instrumentação transportada pela carga útil
incluiu: transdutores de pressão, termistores
de cerâmica, termopares, acelerômetros,
magnetômetros e sensores de horizonte.
Quatorze medidas de pressão foram
realizadas ao longo do corpo da parede de
cada câmara de combustão, treze medições
de pressão foram feitas na linha central,
começando a partir da entrada do combustor,
uma única medida de pressão também foi
realizada em cada cunha (rampa) de
admissão do combustor e uma medida de
temperatura foi feita no lado de trás de cada
uma das paredes do corpo do combustor
usando um sensor termo resistivo (Hass
2006).
O sistema de gerenciamento e o sistema de
controle da missão X–43, consistiram de 5
atuadores eletromecânicos controlados por
um
único
atuador
controlador
eletromagnético, e uma unidade de
administração de voo – “Flight Management
Unit” (FMU). Os atuadores operam os dois
profundores que se movem por inteiros, dois
lemes e a porta da carenagem. A FMU
integra as funções de navegação, os sensores
de controle de voo e o computador da
missão em uma única unidade (Marshall
2005).
O SHEFEX tem como principal sensor
para o controle de altitude um cilindro
denominado DMARS-R (estabilizador de
plataforma inercial), o qual é um dispositivo
inercial, que prevê altitude e posição
precisamente, além das acelerações e
velocidades que irão fornecer os dados
experimentais sobre a dinâmica de voo
(Longo 2005).
O HIFiRE utilizou um sistema de
informática inovador distribuído, que
consistiu em 11 nós divididos ao longo de
três
canais
de
telemetria.
Esses
computadores foram projetados pela DSTO
que utilizou um Processador de Sinais
Digitais de Alta Velocidade –“Digital Signal
Process” (DSP) fabricado pela Texas
Instruments (Turner 2006). Os 11 nós do
96
DSP no HIFiRE permitiram 328 sensores
solo. O veículo HIFiRE utilizou três canais
analógicos para os experimentos de
de banda S de telemetria para enviar os
escoamento hipersônico, 26 sensores de
dados para o solo em uma taxa de cerca de
estado do veículo, uma câmera de vídeo e
28 Megabits por segundo (Mbps)
cinco fontes de dados digitais que utilizaram
(Adamczak 2011).
o barramento de dados serial, bem como o
Finalmente, a partir das análises dos
controle dos sistemas de carga que
artigos supracitados sobre sistemas de
utilizaram as linhas de I/O (entradas e
telemetria usados em “scramjets”, foi
saídas) digitais. Além disso, um computador
construída a Tab. 1 que reune os sensores,
padrão Windows com um fator de forma
atuadores, equipamentos de rastreio e
IBM 486 PC104, também foi utilizado na
energia. Além disso, foi possível montar as
carga útil para lidar com a compressão de
Tab. 2 e 3 que contém algumas das
imagem da câmera de vídeo e para permitir
características dos sensores utilizados em
uma conexão Ethernet para a carga útil no
algumas das missões acima citadas.
Tab. 1. Tabela de instrumentação
Tab. 2. Tabela de instrumentos da missão X – 43.
Tab. 3. Tabela de instrumentos da missão HIFiRE.
97
2.2 Estudo de caso: Cronologia de eventos
A missão de um “scramjet” envolve o
lançamento via um veículo acelerador capaz
de atingir sua velocidade operacional. Para
que tal missão seja realizada com sucesso é
necessário um sistema de atuação e outro de
monitoração implantados no “scramjet”, tais
sistemas tem a importante função de realizar
correções de voo, iniciar o funcionamento
do motor, realizar a separação de cada
estágio do veículo da carga útil, realizar o
monitoramento das propriedades físicas de
interesse para o “scramjet”, em tempo real
ou não, etc.
A elaboração de uma cronologia dos
eventos relativos a missão de um “scramjet”
é mandatória, cuja finalidade é responder
aos seguintes aspectos: quando cada evento
ocorrerá; em qual altitude o veículo se
encontrará, ao realizar cada uma das
diretrizes da missão; qual sensor iniciará sua
operação em cada fase do voo e determinar a
operação de cada atuador em cada fase da
missão. A cronologia dos eventos da missão
Hyshot pode ser observada na Fig. 6.
Fig. 6. Perfil nominal da missão Hyshot (Hass 2006)
3.1. Telemetria para o “scramjet”
acadêmico: Seleção dos instrumentos
Vários critérios de seleção têm sido
considerados para seleção do sistema de
telemetria/telecomando para a missão do
“scramjet” acadêmico, dentre os quais
citamos: estudos de caso apresentados acima
que apresentam uma diretriz a ser seguida;
dimensão do “scramjet” acadêmico que
limita o tamanho dos instrumentos de bordo,
carga útil máxima do FTI (cerca de 30 kg)
que limita o peso dos instrumentos de bordo;
e finalmente a missão científica e
tecnológica do “scramjet” acadêmico
desejada pela coordenadoria da missão
(ainda em discussão com o coordenador, Dr.
Paulo Toro).
Com o intuito de realizar a devida seleção
dos instrumentos de medição em voo, é
necessário considerar as propriedades
termodinâmicas
do
escoamento
no
“scramjet” acadêmico, conforme Tab. 4.
98
Tab.4. Propriedades do escoamento para o “scramjet” acadêmico (Santos 2015).
Min - Número de Mach.
θin - Ângulo da rampa.
βout - Ângulo de deflexão da onda de
choque.
Mout - Número de Mach de Saída.
T – Temperatura.
p – Pressão.
ρ - Massa Específica.
a - Velocidade do som.
V - Velocidade do escoamento.
A partir das pesquisas realizadas sobre
acelerômetros, e conforme as condições da
missão foi possível realizar uma seleção
inicial dos acelerômetros que devem ser
utilizados para o voo do “scramjet”.
Para medir a aceleração nos três eixos
principais do “scramjet”, se faz necessário
um acelerômetro de três eixos. Conforme as
proposições anteriores o sensor acelerômetro
selecionado
foi
o
Triaxial
ICP®
accelerometer de modelo 339A30 da marca
PCB, onde suas características estão na
referência (PCB Piezotronics 2016).
Conforme a mesma condição de voo
apresentada anteriormente, e as pesquisas
(PCB Piezotronics 2016; Santos 2015)
realizadas sobre transdutores de pressão
piezoelétricos, foi possível selecionar os
transdutores de pressão, os quais serão
utilizados no voo do “scramjet” acadêmico.
Levando em consideração as condições de
temperatura para operação do sensor, e as
pressões sobre o “scramjet”, foi possível
selecionar os sensores: ICP® Pressure
Sensor, modelo 112A21; e o ICP® Pressure
Sensor, modelo 112A22, ambos da marca
PCB; cujas características são apresentadas
em (PCB Piezotronics 2016).
3.2 Cronologia de eventos para o voo do
“scramjet”acadêmico:
Definição
da
missão
Igualmente, vários critérios de seleção têm
sido considerados para definição da
cronologia de eventos para a missão do
“scramjet”acadêmico, dentre os quais
citamos: Estudos de caso apresentados
acima que apresentam uma diretriz a ser
seguida; trajetória balística do FTI, como
mostra a Fig. 7; tipo do voo teste (cativo ou
livre, com ou sem ingestão de combustível)
desejado pela coordenadoria da missão.
Fig. 7. “Scramjet” acadêmico perfil da missão.
4. Conclusões
Um estudo preliminar do sistema de
telemetria de um “scramjet” acadêmico está
sendo realizado. Inicialmente, a partir de
pesquisas (Adamczak 2011; Hass 2006;
Hicks 1993; Marshall 2005; Starkey 2015;
99
Turner 2006) realizadas foi possível
compreender o funcionamento de um
sistema de telemedidas/ telecomandos, e que
o mesmo enfrenta algumas adversidades as
quais deverão ser transpostas no futuro.
Ainda em conformidade com os casos
estudados, desenvolveu–se uma tabela a qual
relaciona os instrumentos utilizados nas
missões de “scramjet”, com o intuito de
identificar quais instrumentos podem ser
utilizados para o projeto do sistema de
telemetria do “scramjet” acadêmico.
Também de acordo com os mesmos casos
estudados, foi possível selecionar alguns dos
sensores de pressão e aceleração os quais
poderão ser usados no voo teste do
“scramjet”acadêmico,
levando
em
consideração características como: as faixas
de medição dos sensores, o tamanho médio
dos dispositivos, e a frequência de medição
dos mesmos.
Os casos estudados revelaram a
necessidade da realização de um cronograma
de eventos para o “scramjet” acadêmico, o
qual deve ser desenvolvido para saber:
quando cada evento ocorrerá; em qual
altitude o veículo se encontrará ao realizar
cada uma das diretrizes da missão; qual
sensor iniciará sua operação em cada fase do
voo e determinar a operação de cada atuador
em cada fase da missão. Tal cronologia de
eventos encontra–se em fase de discussão
com a coordenadoria do projeto.
MARSHALL, L. A. et al. Chief Engineer’s
View of the NASA X -43A “scramjet”
Flight Test, NASA, 2005.
LONGO, J. M. et al. H. Designing Flight
Experiments for Hypersonic Flow Physics,
German Aerospace Center (DLR), 2005.
PCB PIEZOTRONICS. Disponível em:
<https://www.pcb.com>.
Acesso
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SANTOS, R. O. Projeto Mecânico
Preliminar de um “scramjet” de
Treinamento via Analises Teórico
Analítica. 2015. Trabalho de Conclusão de
Curso (Graduação em Engenharia Industrial
Mecânica) – ETEP – Faculdade de
Tecnologia de São José dos Campos, 2015.
STARKEY, R. P. Hypersonic Vehicle
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Spacecraft and Rockets, Vol. 52, No. 2,
2015.
TURNER, J. SHEFEX – Hypersonic Re –
entry Flight Experiment – Vehicle and
Subsystem Design, Flight Performance and
Prospects, AIAA, 2006.
Agradecimentos
O primeiro autor gostaria de agradecer a toda a
equipe da Divisão de Aerotermodinâmica e
Hipersônica do IEAv e ao IEAv pela bolsa de
iniciação cientifica concedida.
Referências
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HIFiRE – 1 Flight Trajectory Estimation and
Initial Experimental Results. AIAA, 2011.
HASS, N. E.; SMART, M. K.; PAULL, A.
Flight Data Analysis of Hyshot 2, AIAA
Jounal, Vol. 44, No. 10, 2006.
HICKS, J. W. Flight Test of
AirbreathingHypersonic Vehicles. NASA,
1993.
100
ESTUDO E ADAPTAÇÃO DE PROBLEMAS E MÉTODOS PARA O
PLANEJAMENTO DE ROTA PARA VANT'S CONSIDERANDO A
IDENTIFICAÇÃO AUTOMÁTICA DE MARCOS
M. M. Roberto1*, M. J. Pinto2, P. F. F. Silva Filho2
Projeto: PITER.
1
Universidade Federal de Ouro Preto - Departamento de Engenharia de Produção, Ouro Preto – MG
2
*[email protected]
Resumo
Este trabalho tem como objetivo definir um
método heurístico para otimizar a rota que
um VANT (Veículo Aéreo Não Tripulado)
deverá realizar, de seu ponto inicial a um
ponto destino, minimizando a distância de
seu percurso e maximizando o peso dos
marcos (pontos intermediários). Os pesos
são identificados previamente de forma
automática por algoritmos de processamento
de imagens e visão computacional e estão
relacionados à facilidade de reconhecimento
daquele marco. Por se tratar de um problema
multiobjetivo, com resolução complexa, uma
abordagem consiste em tratar o problema
com somente um dos objetivos e considerar
o outro como restrição. Por exemplo, buscase a maximização dos pesos considerando a
minimização da distância como restrição do
problema. Neste trabalho será apresentado o
estudo realizado sobre problemas e
metodologias da literatura para buscar
alternativas de resolução, mostrando as
adaptações que serão necessárias para tratar
o problema proposto.
Palavras-chave: VANT, Problema de
Roteamento, Identificação de Marcos,
Método heurístico.
1.Introdução
Dentre os diversos desafios enfrentados
atualmente para criação de tecnologias cada
vez
mais
inovadoras que possam
acompanhar o crescimento da ciência e de
suas diversas áreas, está o desenvolvimento
de métodos ou modelos que aperfeiçoem e
otimizem os processos realizados por elas.
E, ao contrário do que muitos imaginam,
esses métodos de otimização não estão
obrigatoriamente
ligados
apenas
a
computadores, mas em praticamente todas as
atividades realizadas pelo ser humano. Por
exemplo, a construção de uma farmácia deve
levar em conta qual o melhor layout para
que seus clientes tenham facilidade de
locomoção e, ao mesmo tempo, tenham
acesso e possam visualizar a maior
quantidade de produtos possível; a
engenharia de trânsito deve pensar no tempo
em que cada semáforo ficará aberto ou
fechado de forma a facilitar o fluxo de
veículos durante cada horário do dia; ou
ainda, a equipe de uma banda musical
deverá planejar os locais e datas de seus
concertos de forma a haver tempo de
locomoção entre as localidades, permitindo
tempo de descanso e ensaios entre os
compromissos.
Assim, como podemos observar, a
aplicação de métodos de otimização podem
e devem ser aplicados em diversos
problemas permitindo a busca de soluções
ótimas ou, ao menos, próximas delas. A
Pesquisa Operacional (PO) consiste do
estudo
destes
problemas
e
do
desenvolvimento de metodologias para tratálos. Dentre os diversos problemas de PO está
o Problema de Roteamento de Veículos
(PRV) que, de maneira geral, busca gerar
rotas eficientes para uma ou mais entidades
de forma a atender um determinado objetivo
como, por exemplo, minimizar o custo
total da rota. Dentre as diversas aplicações
deste problema podemos citar: serviços
emergenciais, rotas de aeronaves, etc
(Goldbarg 2000). Os problemas de
roteamento,
em geral,
podem ser
representados como um problema de grafos
onde os pontos são os nós e o arcos
representam a ligação entre os pontos cujo
custo pode ser representado, por exemplo,
pela distância entre os nós.
Neste trabalho, nosso interesse consiste de
um problema de roteamento específico para
101
geração de rotas otimizadas para um VANT
saindo de um ponto de partida até o destino,
passando por pontos intermediários, com a
maior eficiência possível. As variáveis que
serão consideradas, durante esse processo,
serão a distância entre os pontos, a distância
total e a somatória dos pesos de cada ponto
intermediário.
Esses
pesos
estão
relacionados à facilidade de identificação de
marcos presentes na região que o VANT irá
sobrevoar e são identificados previamente de
forma automática por algoritmos de
computacional
como
as
técnicas
apresentadas em Silva Filho (2014). Desta
forma, quanto maior o peso, maior a
facilidade de identificação do marco pelo
veículo. Portanto, o problema consistirá na
maximização desses pesos e na minimização
da distância total. Somado a isso, existe
ainda uma restrição que deverá ser
considerada: o deslocamento entre dois
pontos deverá ter um tempo máximo, de
forma que o veículo não se perca durante a
rota. Para incluirmos essa restrição será
calculada uma distância máxima entre dois
pontos consecutivos, utilizando a velocidade
do VANT, de forma que o algoritmo aceite
que esses pontos façam parte da solução
final somente se a distância máxima for
atendida.
2. Metodologia
A
metodologia
consistiu
em,
primeiramente, tratar o problema monoobjetivo, considerando um dos objetivos
como restrição do problema. Com isto, foi
realizado um estudo de alguns problemas de
PO mono-objetivos, alguns específicos de
roteamento, que poderiam ser similares ao
problema proposto, observando como estes
problemas vêm sendo modelados e tratados
na literatura. Neste estudo, verificou-se que
existem diversas variações e adaptações
aplicadas para cada caso, com diferentes
variáveis, condições iniciais e objetivos. Em
seguida, foram propostas as adaptações
necessárias para tratar especificamente o
problema proposto.
Inicialmente o Problema do Caminho
Mínimo (PCM) foi estudado e, a medida que
novas características do problema foram
sendo observadas, outros 2 problemas foram
propostos para serem estudados: o Problema
da Mochila (PM) e o Problema do Caixeiro
Viajante com Coleta de Prêmios (PCVCP).
Dois métodos utilizados para tratar estes
problemas foram também estudados e
implementados, onde o próximo passo será a
inclusão das adaptações necessárias para
tratar o problema proposto.
No PCM, deseja-se encontrar o menor
caminho entre o ponto inicial e o final,
passando
por
pontos
intermediários
(Goldbarg 2000). O problema proposto pode
ser visto como um PCM se considerarmos
como objetivo a minimização da distância,
entretanto, as demais restrições relacionadas
ao peso e ao tempo máximo de
deslocamento entre os marcos deveriam ser
incluídas.
No que se refere a metodologias de
resolução para o PCM, o algoritmo Dijkstra
(Dijkstra 1959) vem sendo aplicado a
bastante tempo para resolução do problema
tornando-se
bastante consolidado e
conhecido.
O
algoritmo
possui
características interessantes, que podem ser
bastante úteis na procura da menor rota de
um ponto inicial ao final. O algoritmo
analisa as distâncias de todos os arcos entre
os pontos de um grafo e compara cada
distância, uma a uma, até encontrar o menor
caminho entre o ponto de partida até os
outros pontos. O algoritmo Dijkstra foi
implementado em C++ e as adaptações que
se fizerem necessárias já poderão ser
incluídas.
Entretanto, pelas características do
problema, está sendo considerada também a
possibilidade de priorizar a maximização
dos pesos e considerar a minimização da
distância, também desejável, como uma
restrição do problema. Com isto, percebeuse que outros problemas de PO poderiam ser
explorados, como o Problema da Mochila. O
PM possui o seguinte contexto: dada uma
coleção de objetos distintos que possuem
valores e pesos inteiros e uma mochila que
suporta um peso máximo conhecido, deseja-
102
se determinar quais objetos serão colocados
na mochila para poder levar o maior valor
possível sem ultrapassar seu peso máximo
(Sniedovich 2000). Como pode-se perceber,
o PM possui semelhanças com o problema
proposto se considerarmos os objetos como
os marcos e o valor destes objetos como o
peso dos marcos. No caso, a limitação de
quantos objetos (marcos) serão colocados na
mochila (farão parte da solução), podemos
associar a um total máximo de distância que
o VANT pode percorrer (autonomia do
veículo). Além disso, será necessário incluir
a restrição de tempo máximo de
deslocamento entre os marcos. Entretanto,
notamos uma importante diferença entre os
dois modelos: a ordem dos itens colocados
na mochila não é relevante no PM, enquanto
a ordem dos pontos na rota definirá a
qualidade da solução no problema proposto.
Um algoritmo de programação dinâmica
apresentado em Carvalho (2016), para
resolver o PM, foi implementado em C++,
onde agora o será verificada a possibilidade
de adaptar o algoritmo para considerar o
tempo máximo de deslocamento entre os
marcos e a importância do sequenciamento.
O PCVCP é associado à um caixeiro que
coleta prêmios em cada cidade, até alcançar
um prêmio mínimo pré-determinado. O
objetivo é encontrar uma solução que
minimize as distâncias entre as cidades por
onde ele passa, de forma a alcançar, pelo
menos, o valor mínimo do prêmio (Chaves
2007). É possível perceber que o problema
possui grande semelhança com o problema
proposto, pois busca percorrer um grafo
procurando o menor caminho possível,
coletando prêmios - ou pesos. Porém, por
mais que o PCVCP seja semelhante ao nosso
problema, eles possuem diferenças que
fazem suas metodologias se divergirem.
Primeiro, notamos que o ponto final de seu
trajeto será o mesmo ponto de onde ele
iniciou, ao contrário do nosso problema,
onde teremos pontos iniciais e finais
distintos. Mas esta adaptação poderá ser
realizada sem grandes alterações nos
métodos a serem estudados para o PCVCP,
onde somente não é necessário considerar o
retorno ao ponto inicial. Além disso, no
PCVCP busca-se um valor mínimo para os
prêmios, ou seja, quando esse valor é
atingido, ele deverá começar seu trajeto de
retorno. No problema proposto, queremos
maximizar o peso dos pontos, ou seja,
quanto maior seu valor, menor será a
possibilidade do VANT se perder durante o
trajeto. Com isto, será necessário um estudo
mais aprofundado para moldar a resolução
do PCVCP ao nosso problema particular.
4. Conclusões
Até o presente momento estudos de
problemas semelhantes ao problema
proposto e de metodologias de resolução, já
consideradas na literatura têm sido
realizados, onde as adaptações necessárias
ainda estão sendo trabalhadas para
buscarmos um modelo ideal para resolução
do nosso problema.
O problema tem sido tratado somente
como mono-objetivo. Entretanto, uma outra
possibilidade similar consiste da abordagem
citada em Deb (2001) para problemas
multiobjetivos, o método -restrito que, da
forma como está sendo feito, consiste em
considerar somente um dos objetivos e
incluir o outro como restrição do problema,
mas este fica limitado a um valor específico
p, o qual é atualizado iterativamente de
forma a gerar os valores da curva de tradeoff. Por exemplo, poderíamos considerar um
limite p para a soma dos pesos dos marcos e,
a medida que este valor for sendo atualizado,
seria possível obter um conjunto de
soluções.
Nossa expectativa é, ao final destes
estudos, propor um método heurístico para
colaborar com as pesquisas que buscam
apoiar o processo de tomada de decisão
relacionada à navegação autônoma de
VANTs com o uso de informações extraídas
de imagens obtidas durante o percurso.
Agradecimentos
Ao Projeto PITER, pela bolsa do aluno Mateus
Meirelles Roberto, e ao professor Helton Cristiano
Gomes, do Departamento de Engenharia de Produção
da UFOP (DEPRO), pela colaboração no projeto.
Referências
103
CARVALHO, M. H. Programação
Dinâmica: o problema binário da
mochila.
Disponível
em:
<https://www.youtube.com/watch?v=h8Z2U
yNNPns>. Acesso em: mai 2016.
CHAVES, A. A.; BIAJOLI, F. L.; MINE,
O. M.; SOUZA, M. J. F. Metaheurísticas
híbridas para resolução do problema do
caixeiro viajante com coleta de prêmios.
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2007.
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Evolutionary
Algorithms.
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DIJKSTRA, E. W. A note on two
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Janeiro: Campus, 2000.
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M.; SAOTOME, O.; SHIGUEMORI, E. H.
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Automatic
Landmark
Recognition in Aerial Images Using ORB
for Aerial Auto-Localization. In: 10o
International
Symposium
on Visual
Computing, Las Vegas, USA, 2014.
SNIEDOVICH,
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The
Knapsack
Problem. University of Melbourne. 2000.
Disponível
em:
<
http://www.ifors.ms.unimelb.edu.au/tutorial/
knapsack/>.
104
ESTUDO EXPERIMENTAL DAS
INICIAÇÃO DA DETONAÇÃO
CONDIÇÕES
DE
IGNIÇÃO
NA
N. C. Lopes1*, C. C. B. Katata 2, C. S. T. Marques3
Projeto: Avaliação da Detonação Pulsada por Imagens de Emissão
1
Universidade Federal de São Paulo- Ciência e Tecnologia , São José dos Campos-SP
2
Escola Técnica Professor Everardo Passos – Engenharia Industrial Mecânica, São José dos Campos – SP
3
Instituto de Estudos Avançados – Div. de Aerotermodinâmica e Hipersônica, São José dos Campos – SP
*[email protected]
Resumo
O motor de detonação pulsada (PDE) tem
sido proposto como um sistema de propulsão
do futuro para voos de alta velocidade e
acesso ao espaço. Estudos sobre seu
desempenho são de extrema importância.
Diferentes tipos de velas de ignição e
energias totais de ignição de microssegundos
foram aplicados para investigar-se a
iniciação da detonação. Além disso,
caracterizou-se a liga de tungstênio, que
constitui o eletrodo central da vela de
ignição BUHW-2 por microscopia eletrônica
de varredura com aquisição de espectro de
energia dispersiva de raio-X (EDS), para se
projetar uma vela de ignição mais adequada
para a obtenção de uma detonação ideal. A
energia de 65 J de uma ignição de
microssegundos iniciou uma detonação
marginal, utilizando-se uma vela de ignição
de tungstênio. Uma vela de ignição com
70% de W e 30% de Cu deverá possibilitar
maior eficiência de ignição e resultar em
uma detonação com propagação sustentada.
Palavras-chave:
PDE,
Iniciação
da
detonação, Emissão luminosa, Microanálise,
EDS.
1. Introdução
Na detonação, a frente de reação se
propaga com velocidades de milhares de m/s
e aumento significativo de pressão. A
detonação de misturas combustível-ar pode
apresentar uma velocidade maior que 1800
m/s, enquanto as de misturas com oxigênio
pode resultar em valores maiores que 3000
m/s. Em geral, são observadas pressões de
10 a 60 vezes maiores que a pressão inicial
(Wolański 2011).
A aplicação da detonação em motores a
jato pode resultar em eficiências maiores que
15% do que a dos motores convencionais.
Isso se deve à redução do volume específico
O motor de detonação pulsada (PDE) tem
da mistura explosiva durante a detonação,
que proporcionam também um empuxo
muito maior. (Wolański 2011).
Neste contexto, os motores de detonação
pulsada
(PDEs)
são
amplamente
considerados como motores aeronáuticos /
aeroespaciais do futuro tanto na área militar
quanto civil (Panicker 2006).
O elevado empuxo e o baixo peso dos
PDEs contribuem para uma economia de até
25% de combustível. Além disso, por
possuírem baixo custo operacional, reduzida
complexidade, atuarem em amplo regime de
voo (Mach 0 a 5) e poderem ser acoplados a
outros
sistemas
aeronáuticos
são
considerados os sistemas propulsivos da
próxima geração para aviação (Panicker,
2006).
Neste trabalho, investigou-se a influência
de diferentes tipos de velas de ignição e
diferentes energias totais de ignição, através
de medidas de pressão e emissão luminosa
na iniciação da detonação. Além disso,
realizou-se a caracterização microestrutural
da liga de tungstênio da vela de ignição
BUHW-2.
2. Metodologia
2.1 Ensaios para detonação
O sistema de detonação pulsada é
composto por um sistema de ignição, um
tubo de detonação sem obstáculo, uma
tubeira e uma câmara de testes. Inicialmente,
realizou-se vácuo nas câmaras de combustão
e de teste, separadas por um diafragma de
Mylar aluminizado. Após 2 horas de vácuo,
o tubo de detonação foi preenchido com a
mistura
de
H2/ar
na
condição
estequiométrica a uma pressão inicial de 1
atm. A mistura foi homogeneizada por
difusão molecular. Um pulso de alta tensão
(25 kV) de microssegundos aplicado a
105
diferentes velas de ignição com energias
entre 56 e 65 J iniciam a combustão da
mistura. A onda de combustão rompe o
diafragma e se propaga até a câmara de
testes. O sistema experimental é mostrado na
Fig. 1.
1
ftube = 36 mm
fnozzle exit = 82.4 mm
ftest chamber = 320 mm
Fig. 1. Arranjo experimental para aquisição de dados do sistema de detonação pulsada.
O pulso de alta tensão que inicia a
combustão é sincronizado
com o
osciloscópio Yokogawa de 500 MHz, a
partir de um gerador de atrasos. Os sensores
de pressão 603B da Kistler captaram o sinal
da onda de combustão, permitindo a
obtenção da velocidade de propagação. Para
detectar a medida da emissão após o disparo
da botoeira, um monocromador de ½ m da
Jobin Yvon (Triax 550) analisou a emissão
luminosa e uma fotomultiplicadora detectou
o sinal para as faixas espectrais referentes ao
OH* (306,4 nm) ou a H2O* (651,7 mm). O
tempo de emissão das faixas espectrais foi
referência para o estudo do tempo de ciclo e
para diagnosticar os fatores que influenciam
a detonação em um PDE ideal. O tempo de
ciclo estudado tem como referência o valor
10,75 ms (Santos, 2013).
2.2 Características das velas de ignição
Nos testes de detonação, foram utilizados
três tipos de velas de ignição (Fig. 2). A vela
de ignição BP5ET com eletrodo de cobreníquel, a vela de ouro-paládio B8EGV ou
B11EGV, e a vela de tungstênio BUHW-2,
obtendo diferentes resultados de velocidade
inicial e de tempo de emissão.
1)
2)
3)
Fig. 2. Velas de ignição utilizadas. 1)
BP5ET; 2) B8EGV; 3) BUHW-2.
A vela BP5ET tem uma descarga semisuperficial que é mais eficiente do que as
descargas padrão. Ela possui grau térmico
menor do que as outras velas, o que resulta
em menor isolação térmica e elétrica. Além
106
disso, é uma vela de mais fácil desgaste,
principalmente para “gaps“ grandes.
Já as velas B8EGV e B11EGV de ouro
paládio, possuem uma maior condutibilidade
frente às outras velas utilizadas e alto grau
térmico, que concede a elas uma maior
isolação elétrica e resistência à oxidação,
porém possui um eletrodo bem mais fino e
sua descarga é padrão.
A vela BUHW-2 com eletrodo de
tungstênio é a mais resistente à oxidação e
de maior isolação térmica e elétrica e, ainda
possui eletrodo central de maior área e
descarga semi-superficial.
2.3 Microanálise da liga de tungstênio da
vela BUHW-2
A preparação da amostra seguiu os padrões
usuais
de
metalografia,
ou
seja,
embutimento a quente (150º C) sob pressão
de 21 MPa, seguido de lixamento manual na
sequência de 600 e 1200.
A análise da microestrutura da liga de
tungstênio da vela BUHW-2 foi realizada
por microscopia eletrônica de varredura
utilizando-se o FEG-SEM (“Field Emission
Gun - Scanning Electron Microscope”) da
marca TESCAN, modelo MIRA3 do
LAS/INPE. Os elementos químicos foram
determinados através do espectro de energia
dispersiva de raios X (EDS) acoplados ao
FEG-SEM. Os espectros de EDS e o
mapeamento de elementos foram obtidos em
duas regiões distintas com campos de visão
de 277 µm e 554 µm, respectivamente; áreas
significativas considerando-se o tamanho do
diâmetro do eletrodo central de tungstênio
de 2,65 mm. Os espectros foram
determinados para a faixa espectral de
energia de raio X, que abrange todos os
elementos acima do C (0,277 keV) e o
mapeamento foi obtido para os elementos
W, Cu, Ni e Fe.
3.1 Iniciação da detonação
Antes de iniciar os ensaios de detonação, a
fuga de corrente da folga do conector da vela
de ignição foi eliminada com a aplicação de
uma abraçadeira em aço inox (Fig. 3). Para
evitar uma nova fuga de corrente, devido à
utilização dessa abraçadeira, foi necessário
usar uma isolação de teflon (Fig. 3). Para
não haver perda de condutibilidade,
realizou-se um acabamento uniforme por
lixamento, de modo a manter o mesmo
contato inicial.
Fig. 3 Abraçadeira acoplada ao conector da
vela de ignição com isolação de Teflon.
Foram obtidas medidas mais repetitivas
dos ensaios de iniciação da detonação, após
a aplicação da abraçadeira.
Os resultados das medidas de velocidade e
de emissão luminosa dos ensaios de
detonação com diferentes velas de ignição,
energias totais de ignição e tempo de
homogeneização são apresentados na Tab. 1.
As velas de ignição com menor eficiência
foram as com eletrodo central de ouro
paládio (B8EGV e B11EGV), que
resultaram em velocidades iniciais menores
e tempos de emissão maiores. No entanto,
poucos experimentos são necessários para a
obtenção de resultados válidos, devido a sua
alta resistência a oxidação.
Por outro lado, foram necessários 10-12
testes para obter 3 resultados considerados
válidos com a vela BP5ET, já que elas
apresentam grande desgaste com os testes, e
por vezes, antes do ensaio. O teste de
centelha realizado pela fábrica, não interfere
no uso convencional da vela, porém, pode
inviabilizar a obtenção dos resultados dos
testes de combustão no sistema de detonação
pulsada do IEAv. Observou-se também que
foram obtidos resultados melhores com uma
menor energia (47 J) (Araújo 2014), os quais
apresentavam velocidades iniciais maiores e
tempos de emissão menores, do que com as
energias de 56 J e 65 J (Tab. 1). Isso pode
estar relacionado à fuga de corrente pelo
corpo da vela, já que é a vela com menor
isolação elétrica. Entretanto, verificou-se
107
também haver um problema na vedação do
tubo de detonação. Isso fica claro, ao se
observar os resultados à medida que se reduz
o tempo de homogeneização (Tab.1).
Tab 1. Velocidades iniciais e tempos de emissão para as diferentes condições estudadas.
Vela
Ignição
Gap Energia Total Tempo de Homogeneização Velocidade em P1-P2 Tempo de Emissão
mm
J
min
m/s
ms
1,65
56
40
588
24,7
B
2,00
56
40
24,5
P
2,00
56
40
636
24,4
5
2,00
64
40
540
34,0
E
2,00
65
40
642
33,4
T
2,00
65
40
623
34,4
B
1,50
65
40
450
>45,0
1
1,50
65
35
527
>45,0
1
1,50
65
30
482
45,0
E
1,50
65
30
564
40,6
G
V
1,50
65
30
500
>45,0
1,80
65
30
1008
>45,0
B
U
1,80
65
35
878
>45,0
H
1,80
65
30
1094
45,0
W
1,80
65
30
1000
>45,0
1,80
65
35*
1060
>45,0
2
1,80
65
35*
1030
>45,0
*Resultados obtidos após a troca dos anéis de vedação do tubo de detonação. O tempo de 35 minutos é o mínimo
necessário para homogeneização, conforme os coeficientes de difusão molecular do hidrogênio e do ar.
A vela de ignição de tungstênio, BUHW-2
é a que apresentou os melhores resultados,
com velocidades no início do tubo de
detonação (sensores de pressão P1-P2)
características de uma detonação (≥ 1000
m/s), porém com uma forte desaceleração, o
que resulta em tempos de emissão elevados.
A forte desaceleração ocorre, pois a reação
está no limite de propagação de uma
detonação, ou seja, no início há uma
detonação no motor, porém que não se
mantém até o final do tubo de detonação.
Entretanto, é possível que a reação se
mantenha com velocidade de detonação em
um comprimento menor do motor e, neste
caso, haveria uma condição operacional de
detonação, mesmo que limítrofe (Virot,
2009). Portanto, para a configuração
geométrica do sistema em estudo e ignição
de microssegundos de 65 J em vela de
ignição de tungstênio, BUHW-2, não há uma
condição operacional de um PDE, capaz de
gerar empuxo.
3.2 Análise microestrutural da liga de
tungstênio
As micrografias obtidas através do FEGSEM, como a da Fig. 4, mostram na sua
grande maioria (>70%) tamanhos de grãos
de 20-40 µm, os quais foram determinados
pelo programa IC Measure.
A Fig. 5 mostra os espectros de EDS (Fig.
5) obtidos para duas regiões distintas da liga
de tungstênio da vela de ignição BUHW-2.
Observa-se que a liga de tungstênio é
composta por W, Cu, Ni e Fe. As
quantidades relativas desses elementos são
apresentadas na Tab. 2.
Interstício
Grãos
de W
Fig. 4. Micrografia da liga da vela de ignição
BUHW-2.
108
Para melhorar os resultados dos testes, será
realizada uma adequação da vela de ignição
BUHW-2, apresentada na Fig. 2, alongando
o comprimento do eletrodo central e do
eletrodo terra da vela de ignição, como
mostra a Fig. 6.
Fig. 6. Desenho técnico da vela de ignição
após adequação.
Fig. 5. Espectros de EDS da liga de vela de
tungstênio BUHW-2.
Tab 2. Dados extraídos do espectro de EDS
para a liga de tungstênio da vela de ignição
BUHW-2.
W
Ni
Cu
Fe
Wt %
1
88,9
7,7
2,8
0,6
σ1
0,1
0,1
0,1
0
Wt %
2
86,7
9,3
3,3
0,6
σ2
0,2
0,1
0,1
0,1
*Wt% é o peso em massa dos elementos e σ é desvio
padrão da determinação.
A amostra representa toda liga de
tungstênio presente no eletrodo. Os
percentuais em peso variam de 86,7-88,9%
de W; 7,7-9,3% de Ni; 2,8- 3,3% de Cu e
0,6% de Fe. Esses dados estão apresentados
na Tab. 2.
No mapeamento de EDS da micrografia da
Fig. 4, os grãos (cinza) apresentam apenas
W e nos interstícios (preto) foram
encontrados os elementos Ni, Cu e Fe.
Os resultados obtidos são concordantes com
outras ligas de tungstênio semelhantes (Das,
2010), à exceção da composição da liga. Os
grãos de W são de tamanhos semelhantes
dos que os determinados neste trabalho (2040 µm) e os interstícios são compostos pelos
elementos em menores quantidades.
3.3 Adequação da vela de ignição
A caracterização microestrutural da liga de
liga de tungstênio da vela de ignição
BUHW-2 (seção 3.2) permitiu escolher uma
liga de tungstênio para garantir condições
melhores de ignição. Será aplicada como
eletrodo central uma liga com 70% de W e
30% de Cu, que deverá resultar em maior
condutibilidade e assim, uma maior
eficiência de ignição.
Com a prolongação dos eletrodos central e
terra, será obtida uma maior área de contato
para
a
descarga
elétrica
e,
consequentemente, um maior tempo de
deposição de energia sobre a mistura
combustível.
Outro fator para uma maior eficiência de
ignição será o aumento do “gap” da nova
vela de ignição para 3 mm, aumentando
assim a liberação de energia da descarga
elétrica, o que deverá resultar em uma
combustão de maior intensidade, com
velocidades inicias maiores e tempos de
emissão menores.
Espera-se que tais mudanças proporcionem
uma melhora nos resultados obtidos, fazendo
com que a reação saia do limite de
propagação e resulte em uma detonação que
se sustente até o final do tubo.
4. Conclusões
A influência de diferentes tipos de velas de
ignição e diferentes energias totais foi
analisada através de medidas de pressão e
emissão luminosa, a fim de se obter
109
condições ideais na iniciação de uma
detonação.
A vela
de tungstênio
BUHW-2
proporcionou maior liberação de energia e
repetitividade nos ensaios, além de
possibilitar uma detonação no limite de
propagação, que não se mantém ao final do
motor e, consequentemente resulta em um
tempo de emissão muito maior que o ideal.
A análise obtida no FEG-SEM permitiu
qualificar e quantificar os elementos
presentes na liga de tungstênio da vela
BUHW-2, para assim projetar uma nova
vela, garantindo condições de maior
eficiência de ignição. Para isso será aplicada
uma liga de 70% W e 30% Cu para o
eletrodo central e, espera-se assim a
obtenção de tempo de ciclo ideal de um
PDE.
Agradecimentos
Ao CNPq pela bolsa de IC (Proc. 101838/2015-8) e
pelo apoio financeiro (Proc: 471052/2012-4). Ao
IEAv pela bolsa de IC e infraestrutura. Ao LAS-INPE
e a técnica Maria Lucia Brison pela análise no FEGSEM.
Emissão com Resolução Temporal. In:
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SANTOS, J. B. R.; MARQUES, C. S. T.
Caracterização da Detonação Pulsada por
110
HEURÍSTICA
BASEADA
NO
MÉTODO
PLANEJAMENTO DE ROTAS PARA VANTs
GRASP
PARA
O
L. S. Cordeiro1*, M. J. Pinto2**
1
ETEP Faculdades - Centro de Tecnologia e Ciência, São José dos Campos - SP
2
*[email protected], **[email protected]
Resumo
Este trabalho propõe uma abordagem
heurística, baseada no método GRASP, para
tratar o problema de geração de rotas para
VANTs em ambientes de navegação
contendo obstáculos. Neste problema
consideramos que o veículo precisa sair de
um ponto inicial e chegar a um ponto destino
de forma segura e buscando minimizar a
distância total percorrida. O método foi
aplicado em um exemplo ilustrativo e o
resultado foi comparado ao obtido pelo
método Transformada de Distância que foi
utilizado em trabalhos anteriores para tratar
o problema.
Palavras-chave: Problema de roteamento,
VANT,
GRASP,
Transformada
de
Distância.
1. Introdução
Pesquisas relacionadas a Veículos Aéreos
Não Tripulados (VANTs) tem buscado o
aumento da autonomia destes veículos de
forma a transferir parte do processo de
tomada de decisão do operador para o
próprio veículo. O planejamento automático
de rotas e trajetórias de navegação busca
contribuir para o aumento desta autonomia.
Uma rota de navegação para um VANT é
transformada em uma trajetória segura e
dinamicamente viável através da aplicação
de métodos de suavização que se baseiam
nas características cinemáticas e dinâmicas
do veículo.
Neste trabalho, consideramos que o VANT
precisa sair de um ponto inicial S e chegar a
um ponto de destino G dentro de um
ambiente de navegação contendo obstáculos
definidos por modelos digitais de elevação,
como o ambiente da Fig. 1 onde os
obstáculos foram definidos considerando
uma altitude de corte de 1.200m. Isto
significa que toda célula do modelo digital
de elevação com valor superior ou igual a
1.200m corresponde a um obstáculo do
ambiente de navegação (Silva 2015). Neste
trabalho, consideramos o objetivo de
minimizar a distância total percorrida pelo
VANT.
(a)
(b)
Fig. 1. (a) Modelo digital de elevação.
(b) Ambiente de navegação.
O problema de geração de rotas tratado
neste trabalho pode ser visto como um dos
problemas de Pesquisa Operacional mais
estudado na literatura, o problema de
roteamento (Goldbarg 2000), onde agora a
rota deverá ser planejada considerando os
obstáculos do ambiente de navegação. Desta
forma, tem-se buscado utilizar metodologias
de Pesquisa Operacional para tratar o
problema. Neste trabalho, será proposto um
método baseado no método GRASP (Feo
1989) e o resultado será comparado com o
obtido anteriormente em Cordeiro (2015)
através
da
aplicação
do
método
Transformada de Distância proposto em
Zelinsk (1993). A comparação será feita
aplicando os métodos a um mesmo ambiente
de navegação.
2. Metodologia
O método GRASP foi inicialmente
descrito por Feo (1989) e consiste de um
método de busca adaptativo guloso e
aleatório, que visa apresentar diferentes
soluções através de um procedimento
composto de duas fases onde, na primeira
fase constrói-se uma solução inicial míope
para o problema em análise a qual, na
111
segunda fase, é feito um procedimento de
melhoria da solução corrente.
Na
literatura
encontram-se
vários
mecanismos para incluir os elementos na
solução obtendo-se, a cada passo, uma
solução parcial. No caso de uma função
míope, por exemplo, cada candidato é
escolhido pela sua contribuição para a
solução parcial (também conhecida como
função gulosa). Outra forma de escolha dos
elementos pode ser feita aleatoriamente a
partir de uma Lista Restrita de Candidatos
(LRC), gerada de forma míope e dando ao
processo uma característica probabilística.
No caso da escolha aleatória, Resende
(2003) apresentam alguns tipos de
procedimentos que podem ser utilizados. A
seguir, citamos alguns:
- LRC baseada na cardinalidade: o próximo
candidato é escolhido de forma aleatória,
a partir da lista míope gerada;
- LRC baseada em valor: a lista de
candidatos é gerada a partir de uma
função míope e de uma constante real c,
cujo valor se encontra no intervalo 0 e 1
(se c = 0 o processo de seleção é míope;
se c = 1 o processo de seleção é
totalmente aleatório). Segundo Resende
(2003), o valor de c dentro deste intervalo
garante uma convergência rápida do
algoritmo míope e uma diversidade de
soluções;
- LRC aleatória e míope: neste processo,
metade dos candidatos são escolhidos
aleatoriamente e os demais através de um
algoritmo míope.
Esta fase do processo permite que
diferentes soluções sejam geradas a cada
iteração GRASP. Mas estas soluções iniciais
do GRASP não são necessariamente ótimos
locais (Resende 2003). Como consequência,
faz-se necessária a aplicação de um
procedimento de busca local para tentar
melhorar as soluções obtidas na fase
construtiva. Esta busca realiza sucessivas
trocas da solução corrente, sempre que uma
melhor solução é encontrada na vizinhança.
O critério de parada pode ser o número
máximo de iterações ou o tempo máximo de
execução.
Para resolver o problema através da metaheurística GRASP, primeiramente gera-se
aleatoriamente N posições dentro do espaço
navegável do ambiente de navegação,
diferentes de S e G. Na Tab. 1 são definidas
as demais variáveis do algoritmo.
Tab. 1. Definição de variáveis do GRASP.
Variáveis
Definição
L
Lista das N possíveis posições
do ambiente de navegação;
LRC
Lista de p posições, escolhidas
entre as N do conjunto LRC e
que corresponde à Lista
Restrita de Candidatos;
Tabu
Lista com p posições que
conterá os pontos da rota que
serão considerados tabu, ou
seja, que não poderão fazer
parte da solução por um
número de iterações;
R
Vetor que conterá, em cada
iteração, a rota gerada;
R*
Vetor que indicará a rota final;
C
Conterá o valor da distância
percorrida, ou seja, representa
o valor da função objetivo do
problema;
it
Contador para o número de
iterações;
it_max Número máximo de iterações;
it_max_ig Número máximo de iterações
que a solução corrente não
sofre alteração.
O mecanismo de construção míope da
LRC, utilizado neste trabalho, gera a cada
iteração um valor aleatório que define o
processo de seleção tentando garantir uma
diversidade na LRC. No procedimento de
melhoria, na segunda fase do GRASP,
utilizaremos uma lista Tabu. A seguir é
apresentado o pseudocódigo do algoritmo
GRASP proposto para a resolução do
problema considerando o enfoque descrito
anteriormente.
Faça: R* = { }; Tabu ={ }, C = 0.0, it = 0;
112
{Construção da solução inicial e das
listas L e LRC}
1. Faça: R = {S}
2. Faça: L = { } e LRC = { }.
3. Gere os N pontos e coloque em L;
4. Escolha, aleatoriamente, p posições
dentre as N disponíveis na lista L e
coloque-as na lista LRC;
5. Calcule a distância gerada pelo
sequenciamento dos elementos do
conjunto R com a posição r, r 
LRC. Considere r_min, a posição que
retorna a menor distância;
6. Faça: R = R + {r_min};
LRC = LRC - {r_min}
L = L - {r_min};
7. Determine uma nova posição para
ser colocada na lista LRC no lugar de
r_min. Para isto, selecione uma
posição aleatória s da lista L;
8. Se a última posição da solução R está
a uma distância d < K do ponto
destino ou permite uma conexão
direta com este ponto (uma linha
reta), inclua o destino no vetor R, ou
seja, faça: R = R + {G}. Senão,
retorne ao passo 5;
{Busca Tabu}
9. Coloque a t-ésima posição na lista
Tabu, onde t é a posição
intermediária do vetor R que, ao ser
eliminada de R resulta ainda na
menor distância percorrida;
10. Insira a s-ésima posição da lista LRC
no vetor R na mesma posição de t,
onde s é a posição da lista LRC que,
se for colocada em R retorna a menor
distância percorrida;
11. Determine uma nova posição para
ser colocada na lista LRC no lugar de
s. Para isto, selecione a primeira
posição m da lista L, tal que
m  LRC, R, Tabu ;
{Atualização da Solução}
12. Atualiza a solução final (vetor R* e
variável C), se a solução gerada for
melhor que a solução armazenada;
13. Faça it = it+1. Se it = it_max, pare o
algoritmo e apresente a melhor
solução obtida até o momento;
14. Se a solução gerada não foi
atualizada por it_max_ig retorne ao
passo 1, senão retorne ao passo 9;
No passo 5 é preciso verificar se a rota
gerada até o momento não ultrapassa
nenhum dos obstáculos do ambiente de
navegação. Da mesma forma, no passo 9 e
no passo 10, as posições t e s serão aquelas
que, ao serem retiradas ou incluídas,
respectivamente, em S, uma rota factível é
mantida, ou seja, nenhum obstáculo é
ultrapassado.
Os valores de N e K dependerão do
Nesta seção, será apresentado um exemplo
ilustrativo para mostrar o resultado obtido
pelo método proposto. Neste exemplo,
considera-se que o ambiente de navegação
resultou na área da Fig. 2, onde as células
preenchidas representam as regiões que
estão ocupadas pelos obstáculos e que
correspondem às áreas não navegáveis da
região.
Fig. 2. Exemplo ilustrativo.
Considerando os pontos S e G nas posições
ilustradas na Fig. 2, o resultado gerado pelo
método proposto está apresentado na Fig. 3,
onde o custo da rota, considerando distância
euclidiana entre os pontos gerados, foi de
34,31. O resultado será comparado com o
resultado obtido pelo método Transformada
de Distância.
113
é possível obter um caminho de S a G.
Considerando a primeira vizinhança da Fig.
4 e a distância como anteriormente, a Fig. 5
mostra a rota gerada para o exemplo da Fig.
2, onde o custo foi de 29,2.
Fig. 3. Rota de navegação gerada.
O método Transformada de Distância
consiste de um método bastante utilizado na
literatura na área de robótica e foi aplicada
neste exemplo em Cordeiro (2015). De
maneira geral, o método consiste em utilizar
uma malha (grid) da área a ser explorada,
onde cada célula é identificada como uma
região ocupada ou livre (sem obstáculos)
para navegação.
Definida a grade, o método busca expandir
a distância em torno da célula destino (G)
como uma onda se propagando em torno dos
obstáculos, associando-se valores (v) a cada
célula livre a partir da célula G. O primeiro
passo consiste em associar à célula destino
um valor nulo (vG=0) e às demais células
livres valores altos. Em seguida, o valor de
cada célula livre i (vi) é atualizado utilizando
a Eq. (1).
vi = min {vi, (vj + cij)}
(1)
onde: cij corresponde ao custo de mover da
célula i para o vizinho j, j=1,...,T.
Para cada célula livre i, o valor de T, que
corresponde ao total de vizinhos da célula i,
é definido de acordo com o tipo de
vizinhança escolhido (veja Fig. 4).
i
i
Fig. 5. Rota de navegação gerada pela TD.
O resultado obtido pela TD foi melhor do
que o resultado obtido pelo método proposto
e, com isto, alterações no método proposto
podem ser sugeridas como propostas para
trabalhos futuros, visando obter melhores
soluções. Uma sugestão seria considerar, no
passo 10, outras estratégias para incluir a
posição s em S como, por exemplo, s seria
incluída na melhor posição de S, ou seja, o
vetor S seria varrido e a posição s incluída
na posição que retornasse a menor distância
e não na mesma posição de t.
Além disso, a cada passo que uma solução
S é obtida deve-se verificar se não é possível
reduzir o tamanho do vetor, ou seja, se
alguma ligação intermediária da rota poderia
ser eliminada. Caso esta alteração já tivesse
sido implementada, uma solução com um
custo menor de 30,31 seria obtida (ilustrada
na Fig. 6).
i
Fig. 4. Tipos de vizinhança para a célula i.
Dados os valores das células e a posição
inicial S, a rota até G é obtida buscando-se
sempre pela célula vizinha livre de menor
valor v. No caso, a busca é iniciada a partir
de S e é finalizada somente quando o ponto
destino G é alcançado. Caso não exista
célula com valor menor, conclui-se que não
Fig. 6. Rota de navegação com alteração.
114
Outra possibilidade para gerar diferentes
soluções seria permitir a inclusão de pontos
no vetor R que resultem em soluções
infactíveis, ou seja, que gerem rotas
passando por obstáculos. Isto permitiria uma
diversidade na solução. Desta forma, a
factibilidade da solução deveria ser
verificada no passo 12 do algoritmo e, em
caso de infactibilidade pode-se eliminar a
solução ou verificar a possibilidade de tornála factível.
Estas melhorias serão implementadas e
testes serão realizados para verificar a
obtenção de soluções melhores.
4. Conclusões
Este trabalho apresentou uma proposta
para utilizar o método GRASP para tratar o
problema de geração de rotas de navegação
para VANTs, considerando obstáculos, onde
as adaptações necessárias foram citadas. Um
exemplo ilustrativo foi utilizado para
mostrar a aplicação do método e o resultado
comparado com o método Transformada de
Distância.
Além das propostas de melhorias já citadas
na
seção
anterior,
novos
testes
computacionais
serão
realizados
considerando outros ambientes de navegação
e a comparação com outros métodos também
poderá ser feita como, por exemplo, com o
método RRT (Lavalle 1998), que já está
sendo utilizado em outros trabalhos em
desenvolvimento pela EGI-A (Silva 2015).
Em paralelo a este trabalho também está
sendo realizado um estudo sobre o
framework
em
desenvolvimento
no
Laboratório de Engenharia Virtual (LEV)
que possui diferentes meta-heurísticas já
implementadas para resolução de problemas
de otimização combinatória baseadas em
solução única e em população (Da Silva
Junior 2013). A dificuldade inicial
encontrada está na necessidade de considerar
um tamanho variável do vetor solução. Uma
possibilidade em estudo consiste em fixar o
tamanho do vetor e aumentar este tamanho a
cada vez que o framework for utilizado até
que uma solução factível seja obtida. Em
relação aos obstáculos esta sendo incluída
uma penalidade de forma a reduzir o número
de conexões passando por obstáculos.
Testes computacionais ainda estão sendo
realizados para verificar a possibilidade de
utilizar o framework para resolução do
problema.
Agradecimentos
Ao PIBIC pela bolsa do aluno Leonardo Santos
Cordeiro.
Referências
CORDEIRO, L. S.; PINTO, M. J.;
MEDEIROS, F. L. L. Transformada de
Distância aplicada ao planejamento de rotas
para VANTs. In: SIMPÓSIO DE CIÊNCIA,
TECNOLOGIA E INOVAÇÃO DO IEAV
(SCTI), IV, 2015, São José dos Campos,
Anais... Sao José dos Campos: IEAv, 2015.
DA SILVA JUNIOR, C. A.; PASSARO, A.;
ABE, N. M. Estudo de frameworks de metaheurísticas. In: SIMPÓSIO DE CIÊNCIA,
TECNOLOGIA E INOVAÇÃO DO IEAV
(SCTI), II, 2013, São José dos Campos,
Anais... Sao José dos Campos: IEAv, 2013.
FEO, T. A.; RESENDE, M. G. C. A
Probabilistic Heuristic for a Computationally
Difficult Set Covering Problem, Operations
Research Letters, v. 8, p. 67–71, 1989.
GOLDBARG, M. C.; LUNA, H. P. L.
Otimização combinatória e programação
linear: Modelos e algoritmos. Rio de
Janeiro: Ed. Campus, 2000.
LAVALLE, S. M. Rapidly-exploring
random trees: A new tool for path planning.
Computer Science Dept., Iowa State
University, 1998.
RESENDE, M. G. C.; VELARDE, J. L. G.
GRASP: Greedy randomized adaptive
search procedures, Revista Iberoamericana
de Inteligencia Artificial, v. 19, p. 61-76,
2003.
SILVA, L. M.; DE MARCHI, M. M.;
MEDEIROS, F. L. L. Planejamento
VANTs através de árvores aleatórias de
rápida exploração e modelos digitais de
elevação. In: SIMPÓSIO BRASILEIRO DE
PESQUISA OPERACIONAL (SBPO),
115
XLVII, 2015, Porto de Galinhas. Anais...
Rio de Janeiro: SOBRAPO, 2015.
ZELINSKY, A.; JARVIS, R. A.; BYRNE,
J.C.; YUTA, S. Planning paths of complete
coverage of an unstructured environment by
a mobile robot. In: INTERNATIONAL
CONFERENCE
ON
ADVANCED
ROBOTICS, 13, 1993, Tokyo. Procedings...
Piscataway:
IEEE, 1993. p. 533-538.
116
IMPLEMENTAÇÃO E AVALIAÇÃO DE TRAÇADOR DE CURVAS DE
HISTERESES MAGNÉTICAS
A. A. C Silva1, 2*, V. M. M Abramo1, 2*, A. C. C Migliano*1, 2,3
Projeto: Ensaios de Placas Cerâmicas Hexagonais à base de Cobalto com Aplicações em Encapsulamento de
Sensores RF e Micro-Ondas.
1
Universidade Braz Cubas– UBC – Mogi das Cruzes - SP
2
Instituto de Estudos Avançados – Divisão de Física Aplicada, São José dos Campos – SP
3
Instituto Tecnológico de Aeronáutica – ITA – São José dos Campos - SP
*[email protected]
Resumo
Materiais magnéticos são empregados em
filtros de Rádio Frequência (RF),núcleos de
transformadores, sensores e atuadores. No
entanto, suas aplicações dependem de suas
propriedades eletromagnéticas, tais como a
permeabilidade magnética, permissividade
elétrica, etc. Várias técnicas experimentais
foram desenvolvidas com o objetivo de
extrair as propriedades magnéticas dos
materiais, sendo que a mais utilizada é a que
emprega o Traçador de Curvas de Histereses
(TCH). Esta técnica possibilita medir as
induções de saturação (Bs) e remanente (Br)
e o campo coercivo (Hc). Desta forma, foi
montado um arranjo de TCH que permite
excitar amostras toroidais com até 10 A/20
V, variando-se a frequência de excitação da
corrente entre 5 e 1000 Hz.Uma interface de
controle e automação desses ensaios foi
elaborada para extrair parâmetros das curvas
de histereses. O sistema foi avaliado com
uma
amostra
de
Co xCu(1-x)Fe2O4,
comparando-se os resultados obtidos com os
medidos num magnetômetro de amostra
vibrante.
Palavras-chave:
Histerese
Magnética,
Caracterização de Materiais Magnéticos,
TCH.
1.Introdução
Materiais
eletromagnéticos
são
empregados em filtros de Rádio Frequência
(RF), núcleos de transformadores para
telecomunicações, sensores, atuadores, etc.
A aplicação desses materiais depende de
suas
propriedades
eletromagnéticas,
mecânicas ou térmicas. Portanto, o
conhecimento de suas propriedades físicas
em função da frequência e temperatura
torna-se essencial para que se obtenha um
material adequado para cada tipo de
aplicação (Migliano 1990).
O
Laboratório
de
Sistemas
Eletromagnéticos (LSE) do IEAv possui
infraestrutura capacitada para avaliar as
propriedades eletromagnéticas de materiais,
em especial as dispersões da permeabilidade
e permissividade complexas na faixa DC até
50 GHz. Para baixas frequências, entre 25
Hz e 400 Hz, foi implementado um novo
arranjo experimental para medir as curvas de
histereses magnéticas de amostras do tipo
Epstein (ASTM A343/A343M-14). Com
este novo arranjo experimental pode-se
avaliar as histereses magnéticas para se
definir as perdas magnéticas e avaliar a
qualidade do material para aplicações em 60
Hz. Ainda, pode-se definir se o material é
um material magneticamente “mole” (soft)
ou “duro” (hard) (Ribas, 2012). Neste caso,
os materiais de alta permeabilidade são os
materiais
magneticamente
moles
(empregados em transformadores, filtros e
blindagens) e os materiais magneticamente
duros são os ímãs permanentes, possuindo
uma área da histerese retangular.
Com a disponibilização das novas
Tecnologias da Informação (TI) foi possível
implementar esta técnica eliminando-se as
interferências provocadas por ruídos e
imprecisões
dos
componentes
eletrônicos.Uma rotina computacional foi
empregada para adquirir, tratar e interpretar
os dados obtidos (Lemos 2010; Anazawa
2007; Sinnecker 2000).
2. Metodologia
Um Traçador de Curvas de Histerese
(TCH) consiste de uma fonte de corrente
alternada (AC), que se conecta ao
enrolamento primário da amostra, gerando
um campo magnético H, sendo proporcional
117
onde B é a indução magnética, Φ é o fluxo
magnético (= H.A),  é a permeabilidade
magnética do material e A é a área da secção
reta em (m²). Usando a Lei de Ampère, temse:
,
(2)
onde N é o número de espiras no
enrolamento primário, i é acorrente
magnetizante ou de excitação e L é
comprimento magnético ou perímetro médio
do toróide.
Em relação ao circuito acoplado aos
terminais do enrolamento secundário,
mostrado na Fig. 1, aplica-se a Lei de
Faraday na forma integral, cuja tensão no
capacitor é proporcional ao tempo de
integração da corrente no tempo
O circuito do secundário está provido de
um circuito responsável por integrar o sinal.
Assim, a tensão no capacitor é proporcional
ao tempo de integração da corrente:
, (3)
onde Vc é a tensão no capacitor, C é o valor
do capacitor, N é o número de espiras no
enrolamento secundário, A é a área da
secção transversal da amostra, R2 é o valor
do resistor 2 compondo o circuito integrador
e B é a indução magnética ou densidade de
fluxo.
Considerando
o
esquema
elétrico
apresentado na Fig. 1, a queda de tensão em
R1 corresponde ao sinal obtido no eixo
horizontal do osciloscópio, proporcional ao
campo magnético H de acordo com (2). A
tensão proporcional à indução magnética, de
acordo com a Eq. (3), é a responsável pelo
sinal do eixo vertical no osciloscópio. no
enrolamento secundário.
Fig. 1. Arranjo experimental, para a
obtenção das curvas de histerese. Observe
que nesta configuração foi adotado o circuito
integrador RC no enrolamento secundário.
20
Magnetização (emu/g)
à
corrente
de
excitação
da
amostra.Conforme mostra a Fig. 1, no
enrolamento secundário conecta-se um
circuito integrador (RC), que gera um sinal
de indutância magnética.
A variação do fluxo magnético Φ (H.A)
com a indutância magnética é observada por
curvas conforme apresentada na Fig. 2. As
Eqs.(1-3) definem os parâmetros práticos do
ensaio para serem obtidos, sendo possível
gerar um gráfico mostrando a interação entre
B (indução magnética) e H (campo
magnético).
H= Φ/A,
(1)
ZnNi
10
0
-10
-20
-14 -12 -10
-8
-6
-4
-2
0
2
4
6
8
10
12
14
Campo Magnético Aplicado (kG)
Fig. 2. Típica curva de histerese magnética
de um material magneticamente mole. O
material de teste neste experimento foi uma
cerâmica de Ni-Zn.
Uma rotina computacional escrita em
ambiente VEE Pro 9 foi elaborada,
permitindo controlar a frequência, tensão e
corrente no enrolamento do primário e
extrair os sinais dos canais do osciloscópio.
Após tratar esses sinais, são gerados gráficos
que permitem obter Campo Coercivo (Hc) e
Indução Remanente (Br).
2.1 Confecção da Amostra
A cerâmica Co0,1Cu0,9Fe2O4 (Ferrita CoCu), utilizada para a obtenção da curva de
histerese, foi sintetizada por meio do método
cerâmico convencional, ou reação do estado
sólido, seguindo as etapas ilustradas na Fig.
118
3.
Coercivo Hc e Remanência Mr.
Fig. 4. Amostra toroidal obtida, com seus
enrolamentos primário e secundário.
Fig. 3. Etapas do processo de estado sólido.
Na sequência de imagens na linha superior
estão: matéria-prima; pesagem; jarro de
TEFLON. Na sequência de imagens na linha
abaixo: moinho excêntrico; calcinação;
prensagem. A sinterização final foi no
mesmo forno da calcinação.
Inicialmente, para a obtenção dessa ferrita,
foi considerada a estequiometria Co xCu(1x) Fe2O4 para x=0,1. A mistura dos óxidos
metálicos passou por um processo de
moagem via úmida com álcool etílico
(C2H6O). Nesta etapa foi usado um moinho
excêntrico, jarros de TEFLON e esferas de
aço. A duração da moagem foi de 3 horas.
Após a moagem, o material foi calcinado
numa temperatura de 800ºC por um período
de 4 horas. Posteriormente, o material foi
compactado em prensa hidráulica uniaxial,
realizando pré-prensagem com carga de 800
kg e finalizando com 2500 kg. A peça à
verde foi sinterizada a 1200oC por 12 h,
submetendo rampas de subida e descida de
5oC/h.
A amostra pronta para os ensaios é
apresentada na Fig. 4. Suas dimensões e
dados dos enrolamentos são apresentados na
Tab. 1.
3. Resultados e Discussões
Na validação do sistema foi realizado
ensaio
com
amostra
cerâmica
Co0,1Cu0,9Fe2O4 na forma toroidal, seguindo
o padrão de Epstein (raio >> espessura).
A curva de histerese medida é apresentada
na Fig. 5. De forma detalhada, nas Figs. 6 e
7 são apresentadas a saturação Ms, campo
Tab. 1. Dimensões Físicas da Amostra.
Material do anel
Cobalto-Cobre
Diâmetro
34,0 mm
Externo
Diâmetro
29,0 mm
Interno
Altura
0,60 mm
N° de Espiras no
100
Primário
N° de Espiras no
800
Secundário
Fig. 5. Curva de histerese da cerâmica
Co0,1Cu0,9Fe2O4.
4. Conclusões
As características da curva de histerese
obtida definem esta cerâmica como um
material magneticamente mole, justificando
sua
aplicação
como
blindagem
eletromagnética. Os dados de M s, Hc e Mr
corroboraram os dados obtidos pela técnica
do Magnetômetro de Amostra Vibrante: 54
emu/g, 0,12 kgauss e 6 emu/g,
respectivamente. Esta discrepância é
justificada pela variação da fonte de
119
excitação empregada.
Pretende-se
numa
próxima
etapa
desenvolver rotinas estatísticas para agregar
à interface. Assim, o sistema poderá tirar
uma média de vários ciclos de histereses.
Fig. 6. Limite máximo na curva de histerese
magnética
foi
de
67,0
emu/g,
aproximadamente.
Ammeter-Vltmeter Method and 25-cm
Epstein Test Frame, 2014.
ANAZAWA R. M. Caracterização
Mecânica e Microestrutural de um Aço
300M com Microestrutura Multifásica,
2007, 193p. Tese Doutorado em Engenharia
Mecânica – Universidade Estadual Paulista
Guaratinguetá.
LEMOS
L.
V.
Propriedades
Eletromagnéticas
de
amostras
Policristalinas de CoFe2O4 na faixa de
RF e Micro-Ondas, 2010, 130p.
Dissertação Mestrado em Engenharia
Aeronáutica – Instituto Tecnológico da
Aeronáutica – ITA São José dos Campos
São Paulo.
MIGLIANO A. C. C. Circuitos
magnéticos (apostila), São José dos
Campos, 1990, 75p.
RIBAS, J. C. L. Modelagem do
Fenômeno
da
Ferroressonância
Considerando Histerese: Análise em
Subestação de Energia, 2012, 136
p.Dissertação Mestrado em Engenharia
Elétrica - Universidade Federal do Paraná –
UFPR, Curitiba, Paraná.
SINNECKER P. J Materiais Magnéticos
Doces e Materiais Ferromagnéticos
Amorfos, 2000, 10p. Artigo em livro –
Universidade Federal do Rio de Janeiro Rio
de
Janeiro.
Fig. 7. No centro da histerese, H e M iguais
a zero, observa-se Hc de 0,15 kgauss e Mr de
4 emu/g, aproximadamente.
Agradecimentos
CNPq
(PIBIC/IEAv);
CNPq
(proc.
no.
501348/2010-7); COMAER; CAPES/Pró-Estratégia,
Proc.no. 23038.007462/2012;
CTINFRA2011,
Ref.0479/11;
FAPESP
Proc.01448/2012;
CTINFRA2013, Ref.0606/13, MSc Mayara dos
Santos Amarante; MSc Glauco Pavanelli Zanella;
MSc Rodrigo Gabas Amaro de Lima; MSc Fabio
Ruiz Daró; Prof. Dra. Vera Lúcia Othéro de Brito.
Referências
ASTM A343/A343M-14 Standard Test
Method
for
Alternating-Current
Magnetic Properties of Materials at
Power Frequencies Using WattmeterAnais do I Simpósio de Iniciação Científica e Tecnológica do IEAv, v. 1, p. 116-119, 2016
120
PLANEJAMENTO DE ROTAS DE NAVEGAÇÃO PARA EXPERIMENTOS
DE POUSO AUTÔNOMO COM UM VANT VTOL
M. E. L. Honorato1*, V. C. F. Gomes2**, L. H. M Dias1, M. R. C. Aquino2, F. L. L. Medeiros2
1
Universidade Federal do Estado de São Paulo, São José dos Campos - SP
2
*[email protected];**[email protected]
Resumo
Este trabalho se insere no estudo do
processo de pouso autônomo de Veículos
Aéreos Não Tripulados (VANTs) do tipo
Vertical Take-Off and Landing (VTOL),
através do uso de visão computacional para
reconhecer um heliponto e corrigir a posição
do veículo em relação ao heliponto.
Experimentos de navegação autônoma de
um VANT VTOL, por uma rota de
navegação planejada até um heliponto, são
essenciais para a análise da acurácia de
sistemas de pouso autônomo baseados em
visão computacional. Assim, o objetivo
deste trabalho foi o planejamento de rotas de
navegação para um VANT VTOL
desenvolvido na Divisão de Geointeligência
(EGI), considerando um ambiente real de
navegação.
Palavras-chave: Planejamento de rotas de
navegação,
VANT,
VTOL,
Pouso
autônomo, Heliponto.
1. Introdução
Veículos Aéreos Não Tripulados (VANTs)
são aeronaves projetadas para operar sem
piloto a bordo. Esses veículos podem ser
Aeronaves Remotamente Pilotadas (RPA, do
inglês Remotely-Piloted Aircraft) ou
aeronaves autônomas. No primeiro caso, o
piloto controla a aeronave remotamente,
enquanto que, no segundo, a aeronave, uma
vez programada, não permite intervenções
externas até completar seu voo.
Diversos motivos têm favorecido a
popularização dos VANTs nos últimos anos.
Destacam-se o rápido avanço em eletrônica,
a miniaturização de tecnologias e a vasta
gama de aplicações possíveis para esse tipo
de veículo. Entre as principais vantagens de
VANTs em relação a aeronaves tripuladas,
podemos citar: a realização de tarefas que
colocariam em risco a tripulação de
aeronaves convencionais e o custo de
operação reduzido em relação à operação de
uma aeronave convencional na realização de
determinadas tarefas.
Atualmente, a
utilização de VANTs é comum tanto no
âmbito civil quanto no meio militar. A
autonomia dessas aeronaves está associada à
utilização de meios computacionais para a
realização de tarefas como navegação,
decolagem,
pouso,
monitoramento,
rastreamento, etc (Souza 2014).
O pouso autônomo de VANTs que fazem
decolagem e pouso na vertical (VTOL, do
inglês Vertical Take-Off and Landing) em
helipontos consiste em um problema
complexo devido à existência de um erro
significativo entre a posição real de um
heliponto e a posição do mesmo estimada
pelo sistema de navegação do VANT,
quando esse sistema é baseado na fusão
entre dados obtidos por um receptor de
Global Positioning System (GPS) e por um
Inertial Navigation System (INS).
Uma solução para esse problema é a
utilização
de
técnicas
de
visão
computacional (Sanchez-Lopez 2014) para o
reconhecimento automático de helipontos
através de imagens obtidas por uma câmera
instalada no VANT. Essas técnicas
permitem a estimação de posição do VANT
para correções de voo.
Em Honorato et al. (2015) foi montado um
VANT do tipo VTOL, apresentado na Fig. 1,
para
desenvolvimento
de
pesquisas
relacionadas com a tecnologia de pouso
autônomo que fazem uso de técnicas de
visão computacional (Gautam 2014). Esse
VANT VTOL é um quadricóptero com um
piloto automático Ardupilot Mega 2.6
(Ardupilot 2014), que permite a navegação
autônoma por trajetórias compostas por
waypoints (posições geográficas) e o pouso
autônomo através de sensores inerciais, um
barômetro (estimação de altitude) e um
sonar (estimação de altura).
121
2.1 Modelagem Computacional do
Ambiente de Navegação
O ambiente de navegação escolhido para o
planejamento de rotas de navegação é
apresentado na Fig. 2.
Fig. 2. Ambiente de navegação escolhido .
Fig. 1. VANT VTOL montado em Honorato
(2015).
O objetivo deste trabalho é o planejamento
de rotas de navegação para o VANT VTOL
mencionado. Os experimentos permitirão a
análise da acurácia das posições geográficas
estimadas pelo sistema de navegação do
piloto automático Ardupilot Mega, que se
baseia na fusão GPS/INS. A análise da
acurácia do sistema de navegação do VANT
terá significativa relevância para a validação
de um sistema de visão computacional para
guiamento do pouso de VANTs VTOL, que
está sendo desenvolvido na Divisão de
Geointeligência (EGI). Entretanto, é
importante ser mencionado que a realização
desses experimentos não compõe o objetivo
deste trabalho. Esses experimentos serão
realizados em outro projeto.
2. Metodologia
O processo de planejamento de rotas para
o VANT VTOL foi dividido em duas
principais etapas: a modelagem das regiões
navegáveis e obstáculos de um ambiente de
navegação através de uma grade binária e a
aplicação do método Rapidly-exploring
Random Tree (RRT) (Lavalle 2014) ao
problema de planejamento de rotas
bidimensionais de navegação para o VANT
VTOL.
Esse ambiente de navegação bidimensional
é delimitado pelas coordenadas geográficas
listadas na Tab. 1 e corresponde a uma área
no Instituto de Estudos Avançados (IEAv).
A altura de navegação considerada foi de 4
metros.
Tab. 1. Coordenadas do ambiente delimitado
para a navegação
Latitude
Longitude
Inferior
-23.253037
-45.857658
Superior -23.252400
-45.857000
Grades retangulares binárias de ordem
20x20 foram usadas para modelar as regiões
navegáveis e os obstáculos desse ambiente
de navegação. Um exemplo de grade é
apresentado na Fig. 3.
Toda célula da grade com elevação
superior a 4 metros é considerada um
obstáculo e cada célula obstáculo possui
uma envoltória de segurança com largura
igual a 2 células.
As células obstáculos e as envoltórias de
segurança correspondem às células negras e
cinzas da grade, respectivamente. O valor
dessas células é igual a 1 na grade e
representam
uma
região
de
aproximadamente 3,5 x 3,4m no terreno.
Com o objetivo de garantir a segurança da
operação do VANT, foram considerados
apenas obstáculos virtuais à navegação do
mesmo.
122
posições navegáveis do ambiente de
navegação. O nó raiz da árvore é a posição
inicial da rota a ser planejada. O
árvore de modo aleatório do nó raiz (qinit) até
que uma de suas ramificações (qnew) alcance
uma posição final (qdest). Uma vez
encontrada a posição final e como cada nó
possui informação de seu nó antecessor, a
rota é traçada de qdest até qinit e depois
invertida.
Fig. 3. Exemplo de grade regular binária
utilizada para modelar o ambiente de
navegação.
2.2 Planejamento de Rotas de Navegação
via RRT
Uma rota de navegação, entre duas
posições (waypoints) qinit e qdest de um
ambiente de navegação, é uma sequência de
waypoints conectados por segmentos de reta
que não interceptam qualquer obstáculo do
ambiente de navegação. Uma rota de
navegação deve ser convertida em uma
trajetória de navegação dinamicamente
viável e livre de colisão através da aplicação
de métodos de suavização como, por
exemplo, as trajetórias de Dubins (Dubins
1957), que mesclam a rota com as
características cinemáticas do veículo.
O piloto automático do VANT VTOL
(Honorato 2015) usado neste trabalho
permite a seguinte navegação entre uma rota
composta por nw > 2 waypoints: a navegação
entre o waypoint wi-1 e o waypoint wi; a
detecção do momento em que o VANT
alcança o waypoint wi; a parada do VANT
em wi; o giro em torno de seu eixo vertical
em wi; o alinhamento de sua proa com o
segmento de reta entre wi e wi+1; e a
navegação para wi+1. Assim, não foi
necessária a aplicação do método de
suavização de trajetória de Dubins para a
conversão de uma rota em uma trajetória de
navegação.
Como mencionado anteriormente, as rotas
de navegação foram planejadas através da
aplicação do método RRT.
Uma RRT é um grafo na forma de uma
árvore em que os nós são amostras, isto é,
Neste
trabalho
foi
utilizada
a
implementação computacional do método
RRT desenvolvida em (Masiero 2015). O
método RRT foi então aplicado ao
planejamento de rotas de navegação,
considerando
qdest
=
(latitudedest,
longitudedest) = (-23.5264684, -45.8573351).
O waypoint qdest é a posição central do
heliponto. A coluna esquerda da Fig. 4
apresenta quatro rotas de navegação
planejadas através do método RRT e
considerando a existência de diferentes tipos
de obstáculos.
As quatro rotas foram simplificadas
através da aplicação de um algoritmo de
detecção de colisão por linha de visada e
estão apresentadas na coluna direita da Fig.
4.
Através dos resultados obtidos pode-se
perceber que o método RRT permitiu o
planejamento de rotas de navegação livres
de situações de colisão com os obstáculos do
Os waypoints das rotas de navegação
ilustradas na Fig. 4 são apresentados na
Tab.2.
Tais rotas foram embarcadas manualmente
no piloto automático Ardupilot Mega do
VANT VTOL através do software Mission
Planner. A Fig. 5 apresenta a terceira rota de
navegação sendo embarcada no Ardupilot
Mega através do software mencionado.
Tendo como qinit o ponto ‘H’ (home
position) e qdest o ponto ‘8’ apresentado na
Fig. 5.
A próxima fase deste trabalho será a
realização de experimentos de navegação e
123
de pouso autônomo com as rotas embarcadas
no VANT.
Rota planejada
Rota simplificada
foi simplificada por um algoritmo de
detecção de colisão por linha de visada.
Tab. 2. Wayponts (Wp) obtidos depois da
simplificação das rotas planejadas pela RRT.
Rota
1
Rota 1
2
3
Rota 2
4
Wp
w1=qinit
w2
w3
w4=qdest
w1=qinit
w2
w3
w4
w5
w6
w7=qdest
w1=qinit
w2
w3
w4
w5
w6
w7
w8
w9=qdest
w1=qinit
w2
w3
w4
w5
w6
w7
w8=qdest
Latitude
-23.25300000
-23.25287381
-23.25268349
-23.25264684
-23.25300000
-23.25287815
-23.25269203
-23.25246697
-23.25246232
-23.25246297
-23.25264684
-23.25241000
-23.25289098
-23.25287983
-23.25272452
-23.25246479
-23.25245812
-23.25246117
-23.25246523
-23.25264684
-23.25285000
-23.25300308
-23.25301073
-23.25300793
-23.25243320
-23.25243168
-23.25242790
-23.25264684
Longitude
-45.85710000
-45.85759484
-45.85755356
-45.85733515
-45.85740000
-45.85756266
-45.85755951
-45.85752793
-45.85752328
-45.85735340
-45.85733515
-45.85765000
-45.85762785
-45.85706598
-45.85705835
-45.85712850
-45.85715249
-45.85729116
-45.85729634
-45.85733515
-45.85730000
-45.85729837
-45.85728872
-45.85712426
-45.85712732
-45.85713372
-45.85729616
-45.85733515
Rota 3
Rota 4
Fig. 4. Planejamento de quatro rotas de
navegação pelo método RRT.
4. Conclusão
Este trabalho apresentou o emprego do
algoritmo RRT para o planejamento de rotas
de navegação para um VANT VTOL,
visando à realização futura de experimentos
de navegação e pouso autônomos.
Foi definido um modelo computacional de
um ambiente de navegação para o VANT
VTOL, composto por obstáculos virtuais.
Foram definidas 4 rotas entre posições de
origem arbitrárias e um heliponto. Cada rota
Fig. 5. Embarque de uma rota (rota 3) de
navegação no Ardupilot Mega via Mission
Planner.
124
Verificou-se que e o método Rapidlyexploring Random Tree é eficiente para
encontrar uma trajetória entre o ponto de
origem e destino evitando obstáculos, mas
que é importante o uso de um algoritmo de
simplificação, para reduzir o número de
waypoints necessários para a realização do
trajeto.
Agradecimentos
Ao PIBIC/CNPq pela bolsa de iniciação científica,
e à divisão de Geointeligência do IEAv.
approach toward visual autonomous ship
board landing of a VTOL UAV. Journal of
Intelligent and Robotic Systems, v. 74, p.
113-127, 2014.
SOUSA, J. D. de. Modelagem e
Identificação de um Veículo Aéreo Não
Tripulado do tipo quadrirrotor. 32 f.
Trabalho de conclusão de curso –
Engenharia Eletrônica, Universidade de
Brasília,
Brasília.
2014.
Referências
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Disponível em: <http://ardupilot.com>.
Acesso em: 14 de nov. 2014.
DUBINS, L. E. On curves of minimal
length with a constraint on average
curvature, and with prescribed initial and
terminal positions and tangents. American
Journal of Mathematics, n. 79, p. 497-516,
1957.
GAUTAM, A.; SUJIT, P. B.; SARIPALLI,
S. A survey of autonomous landing
techniques for UAVs. IEEE International
Conference on Unmanned Aircraft Systems
(ICUAS), Orlando, USA, pp. 1210-1218,
2014.
HONORATO, M. E. L. et al. Montagem
de um VANT do tipo VTOL para
experimentos de pouso autônomo. In:
Simpósio de Ciência, Tecnologia e Inovação
do IEAv (SCTI). IV, 2015, São José dos
Campos, SP. Anais..., São José dos Campos:
IEAv, 2015. p. 102-107.
LAVALLE, S. M. Planning algorithms.
New York: Cambridge University Press,
2006, 842 p.
MASIERO, L. S.; DE MARCHI, M. M.;
MEDEIROS, F. L. L. Aplicação de árvores
aleatórias de rápida exploração ao
planejamento de rotas para VANTS. In:
Simpósio De Ciência, Tecnologia e
Inovação do IEAv (SCTI). IV, 2015, São
José dos Campos, SP. Anais..., São José dos
Campos: IEAv, 2015. p. 18-23.
OBORNE, M. Mission Planner –
Ground
Station.
Disponível
em:
<http://planner.ardupilot.com>. Acesso em:
29 nov. 2014.
SANCHEZ-LOPEZ, J. L. et al. An
125
PROCESSAMENTO DE IMAGENS OBTIDAS POR DRONES UTILIZANDO
O SISTEMA DE INFORMAÇÃO GEOGRÁFICA SPRING
R. R. Bueno, J. D. Verona.1, E. H. Shiguemori 2*
Projeto: PITER.
1
Faculdade de Tecnologia – Geoprocessamento – Jacareí – SP
2
*[email protected]
Resumo
Esse estudo foi impulsionado pela
necessidade de verificar se programas já
consolidados no meio acadêmico para o
processamento de imagens obtidas por
satélites ou aviões poderiam ser utilizados
no processamento de imagens áreas obtidas
por Veículos aéreos não tripulados
(VANTs). Dessa forma, surgiu a iniciativa
de utilizar o software acadêmico SPRING,
por se tratar de um programa aberto e
gratuito que foi desenvolvido pelo governo
brasileiro no Instituto Nacional de Pesquisas
Espaciais (Câmara 1996). Constatou-se
inicialmente que o SPRING não é indicado
para a etapa de pré-processamento
relacionada ao mosaico e ortorretificação
das imagens, sendo o programa Agisoft
escolhido como intermediário em versão
demo gratuita, utilizado apenas para
georreferencimento. O projeto abrangerá
técnicas de pré-processamento, realce e
classificação, a fim de determinar as
melhores técnicas para mapeamento dos
alvos vegetação e asfaltos provenientes de
imagens obtidas por VANT´s, escolhidos
como prioritários nesse estudo.
Palavras-chave:
SPRING.
VANT,
PDI,
PITER,
1. Introdução
As aplicações de Veículos Aéreos Não
Tripulados (VANTs) se expandem a cada
dia e seu uso diversificado se estende desde
usos civis aos militares (Cruz 2012). As
imagens áreas obtidas por VANT ainda não
podem ser comercializadas, mas é um meio
financeiramente mais viável de se obter
dados aéreos de um determinado local
(Longhitano 2010).
Uma imagem é cheia de informações
preciosas em diversas áreas de aplicações. O
processamento de imagens é certamente uma
dessas áreas em crescimento, que requer
estudos como reconhecimento de áreas,
identificação de locais, padrões e objetos,
compreensão de imagens, análise estatística,
e outros. Todas essas aplicações aliadas ao
uso de VANT são cientificamente
importantes para novas pesquisas e
conhecimentos (Longhitano 2010).
Este trabalho tem como objetivo avaliar o
desempenho do software SPRING e suas
técnicas de classificação em imagens áreas.
Envolve
a
geração
de
mosaicos,
georreferenciamento e aplicação de técnicas
de processamento digital de imagens (PDI),
e,
como
definido, o estudo do
comportamento espectral da vegetação e
asfalto nas imagens obtidas pelo VANT do
projeto PITER.
2. Metodologia
Após algumas reuniões do projeto PITER
no IEAV, um sobrevoo já realizado pelo
projeto dentro da área da UNIVAP foi
disponibilizado para início dos testes de
PDI.
A primeira etapa de PDI é a de préprocessamento, que cuida da qualidade
geométrica e registro da imagem. Ao iniciar
o primeiro teste com o SPRING surgiram
complicações, pois o software é próprio para
imagens de satélites, de modo que alguns
parâmetros de entrada são diferentes em
relação às imagens aéreas. Desta forma,
optou-se pelo software Agisoft PhotoScan,
próprio para processar imagens de VANTs,
pois possui algoritmos de reconhecimento de
pontos homólogos de uma imagem e realiza
o
georreferenciamento
através
da
sobreposição.
O mosaico é o meio utilizado para
visualização do local inteiro do voo. Nesta
etapa, as imagens são reorganizadas através
de pontos homólogos (pontos onde há
sobreposição de um mesmo objeto). A etapa
126
de georreferenciamento das imagens é feita
por esse software a partir das sobreposições.
Sendo assim, o SPRING ainda não será
usado.
Após a obtenção do mosaico, inicia-se a
utilização do SPRING. Na classificação e
posterior mapeamento serão atribuídas
classes aos objetos presentes na imagem, no
caso, vegetação e asfalto.
Através de testes nos computadores da
FATEC Jacareí e IEAV serão determinadas
as melhores técnicas de PDI disponíveis no
SPRING. A princípio as etapas incluem préprocessamento, realce e classificação.
2.1 Tutorial Agisoft PhotoScan
Para realizar o processamento foram
realizados os seguintes passos:
1-Workflow- Add photo. Adiciona as fotos;
2-Workflow- Align fotos. O programa
alinha as fotos e cria nuvem de pontos.
3-Workflow- Build Dense Cloud. Nesse
passo é calculada a profundidade de cada
imagem para serem combinadas em uma
única nuvem de pontos densa ;
4-Workflow- Build Mesh. Faz a
reconstrução da geometria do terreno.
5-Workflow- Build Texture. Agrega
textura à imagem, permitindo uma melhor
qualidade visual;
6-DEM - Modelo digital de terreno é feito
para o modo ortomosaico;
7-Orthomosaic- Gera um ortomosaico.
8- Export- Etapa final onde se exporta o
produto gerado no formato desejado:
Ao iniciar os testes com o Agisoft logo
após algumas etapas do processo de criação
do mosaico de um dos voos, verificou-se que
os computadores da FATEC não possuem
memória suficiente para gerar resultados.
Isto acontece pelo fato de as imagens serem
muito pesadas e o processamento exigir
muito do computador.
Para conseguir pelo menos uma parte do
mosaico, as melhores imagens do primeiro
voo foram visualmente escolhidas, já que,
por terem sido tiradas em movimento,
muitas delas apresentam arrasto.
Após várias tentativas, erros e escolhas de
técnicas diferentes, obteve-se dois resultados
parciais, uma vez que ambos não apresentam
o local inteiro da rota devido os problemas
citados, como pode-se observar na Fig. 1.
Fig. 1. Produto gerado por teste realizado no
Agisoft PhotoScan.
Fig. 2. Produto gerado por teste realizado no
Agisoft PhotoScan.
Conforme citado na metodologia, todos os
passos foram realizados em baixa qualidade,
pois o programa exige uma quantidade de
memoria que o computador não tem, assim,
não conseguindo realizar o processo em uma
qualidade maior.
O produto gerado pelo Agisoft, tanto na
opção ortomosaico quanto genérica,
possuem distorções e buracos (manchas
pretas no meio das imagens), pois as
imagens foram tomadas de forma oblíqua,
em movimento e em altitudes diferentes.
Todos esses fatores dificultam o processo de
orientação e ajuste das imagens a partir dos
pontos homólogos, pois estes não ficam
claros para o software.
127
O próximo passo é iniciar os testes no
SPRING, avaliar seu desempenho de
classificação com diferentes técnicas e
estudar os resultados obtidos, para saber se
as distorções e buracos causam muita
confusão no software durante a etapa de
classificação de vegetação e asfalto.
4. Conclusões
O projeto encontra-se nas fases iniciais em
que diversas barreiras surgem e suas
soluções também. A princípio, os resultados
obtidos dos mosaicos são encorajadores,
uma vez que outros voos com pontos de
controles serão realizados, possibilitando
obter resultados melhores. Espera-se assim
que seja possível começar a usar o SPRING
e determinar as técnicas mais adequadas
para classificação de asfalto e vegetação e
outros presentes na foto.
Com bons frutos, este projeto poderá
fornecer subsídios para outros trabalhos,
uma vez que determinada a melhor técnica
de classificação do SPRING, pode-se pensar
em aplicar esta técnica para classificação de
outros objetos e aplicações em estudos de
redes neurais. Além disso, o projeto também
apresentará
um mosaico
do local
sobrevoado, que será utilizado no projeto,
para que o drone reconheça pontos de
controle automaticamente.
DE ALBUQUERQUE, M. P.; DE
ALBUQUERQUE, M. P. Processamento de
imagens: métodos e análises. Centro
Brasileiro de Pesquisas Fısicas MCT,
2000.
Disponível
em:
<http://www.cbpf.br/cat/pdsi/pdf/Processam
entoImagens.PDF> Acesso em: 19/10/2015.
LONGHITANO, G. A. VANTS para
sensoriamento remoto: aplicabilidade na
avaliação e monitoramento de impactos
ambientais causados por acidentes com
cargas perigosas. Tese de Doutorado.
Universidade de São Paulo.2010. Disponível
em:
<http://www.teses.usp.br/teses/disponiveis/3
/3138/tde-10012011-105505/pt-br.php>
Acesso em 19/10/2015.
Agradecimentos
Ao projeto PITER e IEAV pela grande
oportunidade e aos meus orientadores por todo apoio.
Referências
CAMARA, G. et al. "SPRING:
Integrating remote sensing and GIS by
object-oriented data modelling" J Computers
& Graphics, 20: (3) 395-403, May-Jun 1996.
CRUZ, J. E. C.; GUIMARÃES, L. N. F.;
SHIGUEMORI, E. H. Um estudo da
detecção automática de campos de futebol
de imagens aéreas e orbitais utilizando SVM
e descritores HOG. XII Workshop de
Computação Aplicada –WORCAP, 2012.
Disponível
em:
<
http://mtcm16c.sid.inpe.br/col/sid.inpe.br/mtcm18@80/2008/03.17.15.17.24/doc/mirror.cg
i> Acesso em: 19/10/2015.
128
PROCESSAMENTO E CARACTERIZAÇÃO DE COMPÓSITOS À BASE DE
FERRITAS
J. A. N. Ferreira2*, M. S. Hieda3, E. O. Silva Júnior4, J. P. B. Machado5, V. L. O. Brito1,3
Projeto: Processamento de Compósitos à base de Ferritas
1
Instituto de Estudos Avançados - Divisão de Física Aplicada, São José dos Campos – SP
2
Universidade Braz Cubas - UBC - Mogi das Cruzes - SP
3
Instituto Tecnológico de Aeronáutica- ITA - São José dos Campos - SP
4
Universidade Federal de São Paulo- UNIFESP- São José dos Campos- SP
5
Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais- INPE- LAS- São José dos Campos- SP
*[email protected]
Resumo
Compósitos metal-ferrita têm potencial de
aplicação em sensores de tensão mecânica
onde o material transdutor fica sujeito a
tensões mecânicas. Além das propriedades
magnetostrictivas o material deverá ter
propriedades mecânicas adequadas, com isso
a tecnologia dos cermets (compósito metalcerâmica) pode contribuir no aumento da
resistência mecânica da ferrita. Neste
trabalho, atuou-se na produção de ligas
metálicas à base de prata para a produção de
cermets de ferrita Ni-Co, na análise da
interação da fase metálica com a ferrita e na
produção de cermets particulados. Os
resultados da análise microestrutural
mostraram que durante o processo de
sinterização a fase metálica migrou para a
região central da amostra. A moagem de alta
energia, utilizado na produção das ligas
metálicas, não apresentou resultados
satisfatórios no tamanho de partícula final.
Palavras-chave:
Ligas Metálicas.
Ferrita NiCo, Cermet,
1. Introdução
O
desenvolvimento
de
materiais
compósitos tem sido fundamental para o
avanço tecnológico na área de sensores. O
conhecimento preciso das propriedades
destes materiais é imprescindível para a
identificação do seu potencial de aplicação.
Compósitos
metal-ferrita
possuem
propriedades promissoras para aplicação em
sensores magnetomecânicos, estes tipos de
sensores são embasados nas características
da magnetoestricção do material transdutor e
nos efeitos magnetoelásticos. Segundo a
literatura as ferritas de Ni-Co, possuem
efeitos magnetoelásticos adequado para
aplicação em sensores magnetomecânicos
(Brito 2015). Quando adicionada uma fase
metálica na ferrita de cobalto, este material
pode obter maior resistência mecânica
(McCallum 2001).
O conhecimento preciso da interação da
fase metálica com a ferrita é essencial, pois
na literatura não são relatados muitos
trabalhos sobre cermets (cerâmica-metal)
para aplicação em sensores. Desta forma
estudos têm sido realizados para a produção
e avaliação de cermets com potencial de
aplicação em sensores magnetomecânicos
(Hieda 2015).
O objetivo deste trabalho é avançar os
estudos iniciados no trabalho de (Hieda
2015), com novas análises em amostras
produzidas pela autora, e também a
produção de novas amostras de cermets de
prata/ligas de prata.
2. Metodologia
Foi realizado o preparo metalográfico e a
análise de microestrutura da seção
transversal das amostras de cermet de ferrita
NiCo/Ag produzidas no trabalho de (Hieda
2015).
Depois do preparo metalográfico as
amostras foram submetidas a análises de
Microscopia Ótica (MO) e Microscopia
Eletrônica de Varredura (MEV). Foram
também realizados processo de moagem de
alta energia (MAE) em um pó de níquel,
buscando diminuir o tamanho de partícula.
Este pó de Ni moído seria utilizado
posteriormente na confecção da liga AgNi
por mechanical alloying, com um pó de Ag
com tamanho de partícula médio de 37 µm.
Na parte da produção das ligas de Ag,
também atuou-se na moagem da liga AgNi
produzida por (Hieda 2015), aumentando o
tempo de moagem para 10 horas, de forma a
129
tentar reduzir o tamanho de partícula que no
experimento anterior, havia produzido
partículas com até 150 µm. Para o estudo da
interface da ferrita com a liga AgNi, foram
confeccionas amostras sinterizada de ferrita
com núcleo dessa liga AgNi. Na parte do
processamento de cermets particulados, este
projeto atuou produzindo um cermet de
ferrita com liga AgCu. Este compósito foi
produzido misturando-se o pó de ferrita a
um pó de liga AgCu obtida por doação da
ESU/IEAv, acompanhado de sinterização e
posterior caracterização microestrutural por
MEV da amostra sinterizada.
Na análise microestrutural da superfície da
amostra do cermet de (Hieda 2015), não foi
possível observar a presença da prata.
Porém, na análise da seção transversal,
verificou-se que a maior parte da fase
metálica estava concentrada na região
central da amostra, Conforme a Fig. 1, é
possível
observar
a
diferença
de
microestrutura entre as bordas da amostra e
a região central.
Fig. 1. Microestrutura da seção transversal
de uma amostra do cermet Ni-Co/Ag, obtida
por MEV.
Observou-se que o pó de níquel, após a
moagem de alta energia, era formado por
partículas cerca de 6 µm com aglomerados
de até 70µm (Fig. 2). Comparando-se com a
imagem do pó de níquel não moído (Hieda
2015), observou-se que a moagem reduziu o
tamanho de partícula. Na análise da
Espectroscopia de Energia Dispersiva (EDS)
detectou-se a presença de ferro no pó, o que
pode ser resultado de contaminação pelo aço
das esferas e do jarro de moagem.
Fig. 2. Imagem de MEV do pó de níquel
moído por MAE.
Com o processo de moagem de alta
energia para a liga AgNi produzida no
trabalho de (Hieda 2015), não se obteve
resultados satisfatórios. Buscava-se reduzir o
tamanho de partícula com a moagem, mas
foram formados grandes aglomerados,
visíveis a olho nu (Fig. 3). Também foi
observada a adesão de grande parte do
material nas esferas e no jarro. Com base
neste resultado, optou-se por prosseguir com
o estudo do processamento de cermets
utilizando-se pós de ligas AgNi produzidas
por terceiros com métodos diferentes do
mechanical alloying.
Fig. 3.Liga AgNi após MAE.
Os resultados aqui apresentados foram
obtidos até a data de 20 de maio de 2016.
Estão em andamento a caracterização
microestrutural dos cermets produzidos com
a liga AgNi e do cermet produzido com a
liga AgCu.
4. Conclusões
Com a análise da seção transversal do
cermet de ferrita/Ag observou-se a diferença
de concentração da fase metálica entre o
interior e a superfície da amostra. Na
moagem da liga AgNi, não obteve-se a
redução do tamanho de partícula, tornando o
130
material inadequado para a produção do
cermet. Optou-se então por prosseguir o
trabalho com ligas AgNi fornecidas por
terceiros.
Agradecimentos
Ao CNPq pela bolsa de Iniciação Científica, ao
LAS/INPE, à EFO/IEAv pela disponibilização da
infraestrutura, à ESU/IEAv e aos amigos do Grupo de
Sistemas Eletromagnéticos do IEAv pelo apoio e
dedicação.
Referências
BRITO, V. L. O; CUNHA, S. A.;
ARAÚJO, F. F; MACHADO, J. P. B;
SILVA, M. R.; NUNES, C. B. Processing
and characterization of a Ni-Co ferrite for
sensor applications. Cerâmica. V. 61, n.
359, p.341-349, 2015.
McCALLUM, R. W.; DENNIS, K. W.;
JILES, D. C.; SNYDER, J. E.; CHEN, T. H.
Composite magnetostrictive materials for
advanced automotive magnetomechanical
sensors. Low Temperature Physics. V. 27,
n. 4, p. 266-274, 2001.
HIEDA, M. S. Desenvolvimento de
cermetes de ferrita Ni-Co aplicáveis em
sensores magnetomecânicos. 2015. 102 f.
Dissertação de Mestrado em Sensores e
Atuadores Espaciais – Instituto Tecnológico
da Aeronáutica, São José dos Campos.
131
PRODUÇÃO DE SUPERFÍCIES SUPER-HIDROFÓBICAS POR ABLAÇÃO
A LASER NA LIGA Ti-6Al-4V
I. K. L. Kam1,2*, J. J. Neto2
1
Universidade Federal de São Paulo – Instituto de Ciência e Tecnologia - São José dos Campos – SP
2
*[email protected]
Resumo
Neste trabalho, foi realizado um estudo
sobre a produção de superfícies superhidrofóbicas na liga de titânio Ti6Al4V, a
qual está presente em grande parte das
estruturas de aeronaves. A obtenção destas
superfícies baseou-se em uma técnica de
processamento que produz estruturas
hierárquicas capazes de alterar o ângulo de
contato da água com superfície do material.
O processamento das amostras foi feito
através de ablação a laser, com um laser de
Nd:YAG pulsado (pulsos de nanosegundo)
emitindo em 355 nm (Ultravioleta – UV). A
estrutura hierárquica foi obtida e se
comportou de forma similar ao descrito na
literatura, aumentando a hidrofobia com o
passar do tempo. Entretanto, neste trabalho,
foi observado que ao inserir as superfícies
processadas em um ambiente de baixa
pressão, esse aumento ocorreu em apenas
algumas horas produzindo amostras superhidrofóbicas.
Palavras-chave: Hidrofobia, Ablação a
laser, Titânio, Superfície
1. Introdução
Sabe-se que a água é um dos recursos mais
importantes do planeta e sua interação com o
ambiente apresenta algumas particularidades
na natureza como, por exemplo, a hidrofilia
e hidrofobia, ambos presentes em animais e
plantas. A partir de estudos realizados na
flor de lótus (Neinhuis 1997), descobriu-se
que a característica hidrofóbica é baseada
em uma estrutura superficial hierárquica
composta por padrões nanométricos,
micrométricos
e
amplificada
por
características químicas da superfície, no
caso da flor de lótus, uma camada de cera.
O efeito Lótus vem sendo desenvolvido
em materiais metálicos e poliméricos através
do
processamento
das
micro
e
nanoestruturas a laser realizadas na
superfície destes materiais. Estas superfícies
possuem diversas aplicações uma vez que
elas são auto-limpantes, podem ser anticorrosivas, anti-congelantes e anti-aderentes.
Dessa forma, essas propriedades podem ser
utilizadas, por exemplo, em aeronaves que
voam em condições extremas de temperatura
(-50ºC) e por conta da umidade, pode
ocorrer um acúmulo de gelo na asa da
aeronave, fazendo com que esta sofra mais
turbulências e também uma redução de
sustentação da asa.
Existem soluções para evitar este acúmulo
de gelo, como a que aquece a região onde o
gelo está acumulado (anti-ice) e outra que
remove o gelo através da expansão de uma
borracha inflável no bordo de ataque (de-ice)
(Wolfgang 1974; Martin 1992). Estas
técnicas são bastante utilizadas atualmente,
porém elas são ativas e requerem energia
para funcionar.
O presente estudo visa produzir e avaliar o
caráter hidrofóbico/super-hidrofóbico de
superfícies microestruturadas na liga de
Ti6Al4V. Como motivação principal está o
potencial de obter um método passivo de
evitar o acúmulo de água e, portanto, gelo
nas superfícies das aeronaves.
A técnica de processamento utilizada no
presente estudo consiste em modificar a
superfície do material, produzindo “pilares”
de escala micrométrica em uma área
definida. Esses micro-pilares são da ordem
de dezenas de micrometros e devido à
natureza térmica do processo de ablação,
uma parte do material fundido é ejetada,
depositada e solidificada nas regiões do
entorno (Jagdheesh 2011), formando
estruturas ainda menores, da ordem de
alguns micrometros. Com isso, forma-se a
estrutura hierárquica necessária para a
alteração de hidrofobia (Van Duong 2016).
132
De acordo com a literatura, as amostras
processadas, aço inox e outras ligas,
apresentam imediatamente após o processo
um comportamento hidrofílico, porém, com
o tempo (muitos dias), este comportamento
altera-se para hidrofóbico simplesmente ao
deixar a amostra exposta ao ar (Kietzig
2009; Doogon 2016). Kietzig supõe que seja
a uma reação de decomposição de CO2 da
atmosfera que acumula carbono apolar na
superfície das amostras, já Doogon, em
experimentos dedicados a essa investigação,
concluiu que o efeito é devido
principalmente ao oxigênio, porém esta não
é a única causa.
2. Metodologia
No presente estudo, foram utilizadas
chapas da liga de titânio, Ti6Al4V, cortadas
em pequenas amostras de 10 x 10 mm, para
o processamento da área desejada. Duas das
amostras foram cortadas com dimensões
maiores para a montagem de uma carta de
processo.
Antes do processamento da superfície,
todas as amostras passaram por lixamento
com de lixas d’ água de carbeto de silício
(SiC), variando-se a granulação de 330 gr
até 600 gr. Após o lixamento, as amostras
foram lavadas em ultrassom, com banho de
acetona, por 5 minutos, em seguida,
enxaguadas com álcool isopropílico e por
fim, secadas com um fluxo de nitrogênio.
As amostras foram processadas com um
laser de Nd:YAG (Avia-X, Coherent),
operando com energia por pulso de 177 J,
tempo de pulso de 25 ns, M2 igual a 2
(qualidade do feixe), taxa de repetição de
pulso de 1,2 kHz e emitindo em 355 nm
(terceiro harmônico).
A velocidade de varredura da mesa foi
fixada em 3 mm/s para que houvesse
sobreposição entre pulsos suficiente para se
obter uma linha contínua e com certa
profundidade.
O feixe foi focalizado através de uma lente planoconvexa (Sílica fundida para ultravioleta – UV, com
filme anti-reflexivo para o 355 nm) e distância focal
de 150 mm (Fig. 1). A ablação foi realizada
utilizando a região de maior brilho do feixe
focalizado. O diâmetro do feixe na amostra é de
aproximadamente 45 m e o ângulo de incidência
utilizado foi de 0º em relação à normal da amostra.
Fixados
esses
parâmetros,
foram
selecionadas algumas condições para
realizar os experimentos. Variou-se o
número de varreduras do laser por linha e o
espaçamento entre linhas processadas
conforme a Tab 1.
Tab 1. Condições experimentais.
Taxa de
repetição de
pulso [Hz]
Espaço entre
linhas [m]
Varreduras
por linha
1200
70; 90;
110 e 130
1; 3 e 5
Fig. 1. Esquema da bancada utilizada nos
experimentos.
Primeiramente, a mesa foi deslocada na
direção do eixo y para gerar linhas de
ablação paralelas sendo, em seguida,
deslocada na direção x, para gerar linhas
paralelas nessa outra direção, (Fig. 2),
produzindo
assim
uma
estrutura
quadriculada com os micro-pilares.
Fig. 2. Esquema representativo
movimento da mesa xy.
do
Os corpos de prova foram processados
com os seguintes métodos: em ar; em baixa
pressão; e processados em ar e colocados em
câmara de vácuo pós processamento. Duas
pressões foram utilizadas em regime de
baixa pressão: 10 -3 e 10-5 mbar. Foi utilizada
a baixa pressão para estimar possíveis
influências dos gases atmosféricos (O2, N2,
CO e outros) e umidade na hidrofobicidade.
133
Para a caracterização das amostras, foram
utilizados: um microscópio ótico Axio
Imager A.2m (Zeiss) que fornece
magnificação de 25x até 1600x, uma seringa
hipodérmica descartável, de 1 mL de volume
e um goniômetro (Ramé-hart, modelo 500F1) para a mensuração de ângulo de contato
aparente de uma gota séssil de água
deionizada, de 6 L de volume.
Inicialmente, o processo de produção de
amostras foi realizado de duas maneiras:
Processamento em ar e processamento em
baixa pressão. A Fig. 3 mostra uma típica
estrutura da região processada ao ar
ambiente, com distância entre linhas de
90 m.
Fig. 4. Amostras logo após o processamento
em ar.
Finalmente, após um período de
aproximadamente três meses, o experimento
apresentou uma variação peculiar: o caráter
hidrofílico diminuiu (Fig. 5). Observou-se
também o fato de que o nível de hidrofobia
era diferente para as duas direções de
processamento, provavelmente diferenciada
pela direção da última varredura. Mais testes
deverão ser feitos para confirmar este fato.
150 m
Fig. 5. Foto de 3 gotas na amostra exposta
ao ar por três meses.
Fig. 3. Micrografia da estrutura obtida.
É possível observar estruturas rugosas na
superfície dos pilares, o que complementa a
característica hierárquica de estruturação,
conforme mencionado na introdução.
Após o processamento a laser ser
efetivado, foi observado o comportamento
do contato de uma gota de água com as
superfícies utilizando a seringa descartável.
Analisando o comportamento da gota na
amostra logo após processamento em ar, esta
apresentou um comportamento hidrofílico,
onde a água se espalhou por toda a área
processada, conforme Fig. 4.
Após alguns dias foram realizadas novas
estimativas de ângulo de contato na amostra
deixada em ar, e a superfície não
demonstrou
alteração
do
seu
comportamento, continuando hidrofílico.
Aproximadamente um mês após a data de
processamento, a resposta da amostra ainda
se mostrava a mesma.
No caso da amostra processada em vácuo,
observou-se que a gota se acomodou na
superfície com um ângulo de contato
aparentemente elevado, indicando aumento
de hidrofobicidade.
Ao realizar os experimentos na câmara,
uma observação interessante ocorreu. Uma
das amostras que já havia recebido
processamento em ar foi inserida na câmara
para realização de processamento em baixa
pressão em outra área, e ao ser retirada da
câmara, ambas as áreas processadas
exibiram
o
mesmo
comportamento
hidrofóbico, ou seja, o efeito do ambiente de
baixa pressão ocorre também nas amostras
processadas em ar.
Realizadas as primeiras observações,
devido a facilidade de processar amostras no
ar e em seguida inserir a mesma em
ambiente de baixa pressão, adotou-se esse
método para a produção de novas amostras.
O processamento direto em baixa pressão
134
exige uma câmara de vácuo integrada a uma
mesa transladora XY, o que o torna mais
complicado.
resultados seguem na Tab. 2 abaixo. O erro
padrão médio percentual associado aos
valores medidos é da ordem de 3%.
3.1 Caracterização do ângulo de contato
aparente
A caracterização do ângulo de contato
aparente foi realizada para uma amostra
exposta à baixa pressão com espaçamento de
90 m, para as amostras da carta de processo
(baixa pressão) e para o material base (sem
processamento a laser) da amostra deixada
em ar e da amostra exposta à baixa pressão.
A Fig. 6.a mostra a imagem captada pela
câmera do goniômetro para uma gota séssil
de água, em região não processada (material
base) e a Fig. 6.b, em região processada
exposta à baixa pressão.
Tab. 2. Ângulo de contato medido para as
diferentes condições de microestruturação.
(a)
(b)
Fig. 6. Imagens de uma gota séssil de água,
captada pela câmera do goniômetro para (a)
material base e (b) região processada e
submetida à baixa pressão.
A parte processada dessa amostra, antes de
ir
para
a
câmara,
apresentava
comportamento similar ao observado na Fig.
4. A análise realizada no goniômetro
forneceu um ângulo de contato da gota com
o titânio de 87° ± 2,20°, para a área não
processada. Na área processada o ângulo
medido foi de 155° ± 1,24°. Na literatura,
ângulos maiores que 150º identificam o
regime de super-hidrofobia (Jagdheesh
2011).
Para as amostras expostas à baixa pressão,
a mudança do comportamento hidrofílico
para super-hidrofóbico ocorre poucas horas
após o processamento. Para pressões da
ordem de 10-3 mbar, o nível máximo de
hidrofobia foi atingido com 12h. Já para
pressões da ordem de 10 -5 mbar, essa
mudança ocorreu para um tempo médio de
3h.
O mesmo experimento foi realizado para a
carta de processo descrita na Tab. 1, os
Ângulo de
contato [°]
No de
Passagens
Espaçamento [m]
1
3
5
70
158,3
153,9
151,7
90
155,5
161,8
150,6
110
158,5
162,8
148,0
130
154,3
161,4
155,3
Observa-se que todas as condições testadas
apresentaram super-hidrofobia e não houve
grandes variações entre elas, sendo a maior
variação de 9%. Não foi possível observar
nenhuma tendência nesta carta, que
possibilite uma otimização da microestrutura
em função da hidrofobia. Será necessário
ampliar a carta de processo para identificar
as influências do número de passagens e do
espaçamento entre linhas.
Também foram comparados os resultados
do ângulo de contato entre o material base
exposto ao ar e o submetido à baixa pressão.
A Fig. 7 traz as imagens da gota sobre essas
superfícies.
(a)
(b)
Fig. 7. Análise goniométrica do material de
base; (a) amostra exposta ao ar; (b) amostra
exposta ao ambiente de baixa pressão.
Conforme a imagem da Fig. 7a, o ângulo
de contato medido, da gota com a superfície
da liga de titânio, foi de 67° ± 2,29°;
enquanto que o ângulo de contato da
amostra exposta ao ambiente de baixa
pressão (Fig. 7b) foi de 87° ± 2,20°. Diante
disto, ocorreu uma mudança do ângulo de
contato da ordem de 20° e apesar deste
aumento, o material base ainda é
considerado hidrofílico pela literatura (Van
Duong 2016), pois está abaixo de 90º.
Aparentemente, ocorreu uma alteração
promovida pela exposição à baixa pressão
também no material base. Entretanto, mais
investigações também são necessárias para
confirmar esse fato. Por fim, para atingir a
135
super-hidrofobia a estrutura hierárquica
processada na liga de titânio é de extrema
importância, uma vez que ela está
amplificando esse efeito de hidrofobia
causado pela exposição a um ambiente de
baixa pressão.
4. Conclusões
Com o presente estudo foi possível obter
uma superfície super-hidrofóbica na liga de
titânio Ti6Al4V para a qual o ambiente de
baixa pressão promove uma alteração
superficial que amplifica o efeito das
estruturas hierárquicas produzidas a laser.
Verificou-se ainda que essa exposição à
baixa pressão acelera o processo de
transformação, sendo que ao ar esta ocorre
após muitos dias (>30 dias), enquanto que
neste trabalho foi demonstrada a mesma
alteração, porém após poucas horas (~3h). O
efeito causado pela baixa pressão será alvo
de estudo dos próximos trabalhos, uma vez
que não foram encontrados trabalhos que
tenham utilizado tal artifício, e ainda não se
sabe o que de fato é alterado na superfície ao
expor a amostra à baixa pressão.
VAN DUONG, T. et al. Laser textured
superhydrophobic surfaces and their
applications
for
homogeneous
spot
deposition. Applied Surface Science. v.
365, p. 153–159, Mar. 2016.
KIETZIG, A. M. et al. Patterned
Superhydrophobic
Metallic
Surfaces.
Langmuir v. 25, p. 4821-4827, Feb. 2009.
DOOGON, K. et al. Aging effect on the
wettability of stainless steel. Materials
Letters v. 170 p. 18–20, Jan. 2016
Agradecimentos
Os autores agradecem ao DCTA/IEAv pela
oportunidade, ao Laboratório de Plasmas e Processos
do ITA (LPP-ITA) pela análise de goniometria e ao
CNPq pela bolsa de iniciação científica PIBIC-IEAv.
Processo: 145081/2015-0.
Referências
NEINHUIS, C.; BARTHLOTT, W.
Characterization and distribution of waterrepellent, self-cleaning plant surfaces.
Annals of Botany. v. 79, p. 667-677, Jan.
1997.
PATENT-VERWALTUNGS-G.M.B.H.,
W., V.; Schmedermann, H. Aircraft deicing. US n US4036457 A. 10 set 1974, 19
jul 1977.
MARTIN, C. A.; PUTT, J. C. Advanced
Pneumatic Impulse Ice Protection System
(PIIP) for Aircraft. Journal of Aircraft. v.
29, p 714-716, Jul. 1992.
JAGDHEESH, R. et al. Laser-induced
nanoscale superhydrophobic structures on
metal surfaces. Langmuir. v. 27, p. 84648469, Mai. 2011.
136
RECOBRIMENTO DE AÇO FERRAMENTA COM CARBETO DE BORO
VIA LASER DE CO2
J. F. Azevedo1,2, V. Teleginski2,3, J. C. G. Santos1,2, S. A. Silva2, G. Vasconcelos2,*
Projeto: Processamento de materiais com laser.
1
Universidade Federal de São Paulo – Instituto de Ciência e Tecnologia, São José dos Campos – SP
2
3
Instituto Tecnológico de Aeronáutica – PG-CTE, São José dos Campos – SP
*[email protected]
Resumo
Neste trabalho estudou-se o recobrimento de
aço ferramenta com carbeto de boro (B4C)
com laser de CO2. Variou-se a velocidade de
varredura do feixe de laser para inicialmente
fixar uma camada de B4C ao substrato, para
posteriormente realizar a deposição de novas
camadas. A irradiação com velocidades da
ordem de 100 mm/s (0,5 J) promoveu
aderência do revestimento ao substrato. Na
etapa de crescimento de camadas observouse que aumento de espessura seguiu
comportamento linear em função do número
de camadas irradiadas. Avaliou-se a
ocorrência de têmpera superficial no
substrato com dureza da ordem de 870 HV e
dureza na superfície do revestimento de
1670 HV.
Palavras-chave: Carbeto de boro, Laser de
CO2, Têmpera, Revestimento.
1. Introdução
O tratamento de superfícies de metais e
ligas por lasers baseia-se no aquecimento
local da superfície, promovido pela absorção
da radiação do feixe, e em seguida, pelo seu
rápido resfriamento (Ganeev 2002; Machado
2006; Selvan 1999). Nesse processo, a
temperatura na superfície do metal, pode ser
controlada pela densidade de potência e pela
velocidade do feixe.
Sólidos ligados covalentemente baseados
em boro, carbono ou nitrogênio, dão origem
aos materiais mais duros que existem, sendo
o B4C (carbeto de boro) o terceiro mais
duro, após diamante e nitreto de boro
cúbico. O B4C também possui alto ponto de
fusão (2350 °C) e alta resistência à ação de
agentes químicos (Vasconcelos 2007).
A têmpera por lasers, por analogia a outros
processos de endurecimento superficial,
consiste na formação de uma estrutura
austenítica no estágio de aquecimento e sua
subsequente transformação martensita no
estágio de resfriamento (Ganeev 2002). As
principais vantagens da têmpera por lasers
são: a seletividade do processo (Vasconcelos
2007); o rápido aquecimento de uma
superfície, possibilitando o tratamento de
finas camadas e as reduzidas distorções
superficiais quando comparado a outros
métodos (Vasconcelos 2006).
O objetivo do presente trabalho foi estudar
revestimento para aço ferramenta com
carbeto de boro via laser de CO2, estudar o
crescimento de camadas deste revestimento
e promover uma têmpera superficial no
material
2. Metodologia
2.1 Moagem do B4C
Realizou-se a moagem em um moinho
planetário (modelo PM 100 CM – Retsch),
onde foi adicionado 30 g de pó B4C, 0,15 g
de CMC, 100ml de álcool etílico e 6 esferas
carbeto de tungstênio (WC) em um jarro
também de WC. A moagem foi realizada a
300 RPM por 1 hora.
2.2 Preparação das amostras
A dispersão de B4C em álcool etílico
moída por 1 hora foi aspergida nas amostras
de aço 4340, previamente lixadas com lixa
de carbeto de silício de abrasividade número
600 mesh, com auxílio de uma pistola de ar
comprimido. As amostras foram secas em
estufa a 50°C por 10 minutos.
2.3 Irradiação e caracterização (etapa 1)
As amostras foram irradiadas de acordo
com a Fig. 1, onde as regiões retangulares
indicam a área irradiada. Os demais
parâmetros utilizados no laser estão
apresentados na Tab. 1.
Realizou-se microscopia eletrônica de
varredura nas amostras para avaliar a
137
ocorrência de ligação do revestimento ao
substrato.
minutos. E realizou-se outra irradiação com
os mesmos parâmetros, exceto a velocidade
de varredura do feixe que foi de 300 mm/s.
Essa etapa foi repetida até que se obtivesse o
número de camadas desejadas para cada
região apresentada na Tab. 2.
Tab. 2. Camadas de B4C irradiadas.
Região
Nº de camadas
1
2
2
4
3
6
4
8
Fig. 1. Primeiro modelo de irradiação das
amostras
Tab. 1: Parâmetros utilizados (etapa 1).
Parâmetros
Potência
125 W
Diâmetro do feixe
0,18 mm
Taxa de sobreposição
35%
de pulsos
Velocidade de
100 a 800 mm/s
varredura
2.4 Irradiação e caracterização (etapa 2)
Em seguida, com os resultados referentes a
Etapa anterior, irradiou-se um outro grupo
de amostras de aço 4340. Utilizou-se a
dispersão de B4C e realizou-se a irradiação
de acordo com a Fig. 2.
Os parâmetros foram os mesmos da etapa
anterior, porém com velocidade de varredura
fixada em 100 mm/s.
As amostras foram cortadas e embutidas
em resina de baquelite para observação das
suas secções transversais irradiadas. Fez-se
preparação metalográfica nas amostras
embutidas, incluindo etapas de lixamento,
com lixas de carbeto de silício de
abrasividade números 80, 320, 400, 600 e
1.200 mesh e polimento com alumina (1
µm). As amostras foram atacadas
quimicamente com nital 2%, para avaliação
em microscópio óptico (ZEISS Axioscope
A1 Bio).
Em seguida realizou-se o ensaio de dureza
Vickers
com
um
microdurômetro
(Microhardness Tester FM-700 – FutureTech), onde mensurou-se valores de dureza
em toda a extensão do substrato.
3. Resultados e Discussões
3.1 Etapa 1
As amostras irradiadas na etapa 1 estão
apresentadas na Fig. 3.
Fig. 2. Segundo modelo de irradiação das
amostras
Fig. 3. Amostra irradiada, antes da etapa de
limpeza.
Após a irradiação do B4C pré-aspergido na
amostra, aspergiu-se uma nova camada de
B4C, seguindo para estufa em 170 °C por 5
A Fig. 4 apresenta a microscopia eletrônica
de varredura da amostra que apresentou
138
maior aderência
substrato.
do
revestimento
ao
revestimento em cada região, como mostra a
Fig. 6.
Fig. 4. Imagem obtida com MEV da região
irradiada com velocidade de 100 mm/s.
Fig. 6. Microscopia óptica da região
transversal de uma amostra com duas
camadas.
3.2 Etapa 2
É importante destacar que a primeira
camada irradiada é a que promove a adesão
do revestimento ao substrato. Nesta etapa, o
processo requer mais energia (0,5 J) obtida
com menores valores de velocidade de
varredura do feixe de laser (100 mm/s).
Maiores energias promovem também maior
densificação do carbeto de boro na
superfície do substrato. Já as camadas
subsequentes requerem menores energias
(0,06 J) para a adesão à camada anterior
(300 mm/s).
A Fig. 5 apresenta a amostra irradiada na
etapa 2 do procedimento experimental, onde
a primeira região apresenta 2 camadas de pó
irradiada e a última apresenta 8 camadas,
como descrito na Tab. 1. Destacando-se que
para todas as etapas foi utilizado pó de B4C
moído por 1 hora.
Fig. 5. Amostra irradiada na etapa 2.
Através da técnica de microscopia óptica
foi possível mensurar as espessuras do
Os valores de espessura obtidos em função
do número de camadas estão dispostos na
Fig. 7.
Fig. 7. Espessura em função do número de
camadas.
Observou-se que o aumento da espessura
segue comportamento linear, e não houve
desplacamento das camadas crescidas de
B4C.µ
Realizou-se medidas de dureza em toda a
extensão da amostra, tanto no substrato,
quanto nas regiões recobertas com B4C. Os
valores médios obtidos através dessa técnica
estão dispostos diagrama apresentado na Fig.
8. O desvio padrão das medidas está em
torno de ± 20 HV.
A irradiação com o feixe de laser promove
na amostra a formação de regiões distintas,
conforme
apresentado
no
desenho
esquemático da Fig. 8. Nesse esquema,
observa-se 5 regiões. Feito a análise de
dureza com microdurômetro, obteve-se
139
próximo à superfície (região 1) 1670 HV,
correspondente ao revestimento cerâmico de
carbeto de boro. Logo abaixo na região 2,
obteve-se dureza de 1250 HV atribuído a
possível mistura dos constituintes do
revestimento cerâmico ao substrato. A
região 3, de dureza 870 HV, corresponde ao
tratamento térmico de têmpera superficial,
decorrente do rápido aquecimento e
resfriamento. Em seguida, nota-se a região 4
com dureza de 530 HV, correspondente a
zona
termicamente
afetada
(ZTA).
Finalmente, no substrato, obteve-se a mesma
dureza que a superfície original antes da
irradiação, correspondente a 330 HV.
Fig.
8.
Desenho
esquemático
do
revestimento e substrato indicando as zonas
presentes
4. Conclusões
A moagem do B4C realizada por 1 hora
gerou visivelmente uma camada homogênea
e densa após irradiação com laser. A
irradiação com velocidades reduzidas (da
ordem de 100 mm/s e 0,5 J de energia)
promoveu melhor adesão entre o substrato e
o revestimento (primeira camada). Após
promover a etapa de adesão entre substrato e
o revestimento o processo de crescimento de
camadas pôde ser realizado com energias
menores, atingidos com velocidades maiores
de processo.
O aumento da espessura em função do
número
de
camadas
apresentou
comportamento linear.
Com o ensaio de dureza Vickers
comprovou-se a ocorrência da tempera
superficial do material.
Com base nos resultados obtidos, concluise que foi possível atingir o objetivo deste
trabalho, sendo eles, recobrir o aço
ferramenta com carbeto de boro, realizar o
crescimento de camadas B4C e promover a
têmpera superficial no material.
Agradecimentos
Ao CNPq pela bolsa de iniciação cientifica PIBIT,
à FAPESP (processo n° 2013/08920-1), ao IEAv pela
oportunidade de desenvolver este trabalho, aos
colegas de laboratório, à empresa Induscorte S.A pelo
processamento das amostras.
Referências
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hardening of steels Journal of Materials
Processing Technology, 121 (2002), p. 414419.
MACHADO, I. F. Technological advances
in steels heat treatment. Journal of
Materials Processing Technology. 172
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SELVAN, J. S.; SUBRAMANIAN, K.;
NATH, A. K. Effect of laser surface
hardening on Em (AISI 5135) steel. Journal
of Materials Processing Technology. 91
(1999), p.29-36.
VASCONCELOS, G.; REIS, J. L.;
LAVRAS, L. C. M. Tratamento térmico
superficial de aço SAE 1045 via laser de
CO2 de baixa potência. 17 CBECiMat. Foz
do Iguaçu, 2006.
VASCONCELOS, G.; REIS, J. L.;
SILVA, A. F. Study of the influence of a
carbono layer addition in AISI M2 by a CO2
laser radiation. International Conference
of Thin Films. San Diego, Ca-USA, 2007.
140
RESINA FURFURÍLICA MICROESTRUTURADA
TRANSFERÊNCIA DE MICROMOLDE POLIMÉRICO
OBTIDA
POR
A. Aumiller1*, F. Dondeo2, R. C. Louzada2
1
2
Instituto de Estudos Avançados – EFO-O, São José dos Campos – SP
*[email protected]
Resumo
São apresentados os resultados da
transferência de microestruturas para a
resina furfurílica curada, por meio das
técnicas de Fotolitografia e Replicação por
Molde. No futuro, as estruturas de resina
furfurílica serão carbonizadas para se obter
Carbono
Vítreo
Monolítico
(CVM)
microestruturado.
Na
fotolitografia,
transferiu-se as microestruturas gráficas de
uma máscara de exposição para um filme
fino de fotorresiste por meio de exposição
UV e revelação química. Tirou-se um molde
de PDMS (Polidimetil-siloxano) das
estruturas desse filme. Verteu-se resina
furfurílica não curada no molde. Após a
cura, obteve-se microestruturas em resina
furfurílica. Já na Replicação por Molde,
verteu-se o PDMS diretamente nas
microestruturas de interesse. Após curado,
obteve-se um molde das microestruturas.
Verteu-se resina furfurílica sobre o molde e
após a cura, obteve-se as microestruturas em
resina furfurílica. Depois da caracterização
das amostras e da análise dos dados, notouse uma boa transferência e reprodutibilidade
das microestruturas por ambas as técnicas.
Palavras-chave: Resina furfurílica, UV,
Fotolitografia, PDMS, Micromolde.
1. Introdução
Cada vez mais, a miniaturização de
componentes tem se tornado um importante
fator econômico e determinante para o
progresso da ciência e tecnologia.
Uma das técnicas mais bem disseminadas
de miniaturização de componentes é a
Litografia Macia (Xia 1998).
Na fotolitografia macia, um molde
polimérico orgânico, biocompatível, flexível
e reutilizável de PDMS com microestruturas
na sua superfície, é utilizado para se obter
diversas microestruturas a partir dele.
No presente trabalho foram aplicadas as
técnicas de Fotolitografia Macia e
Replicação por Molde para a obtenção de
microestruturas regulares de carbono vítreo
para diferentes aplicações (Oliver 1999).
O Carbono Vítreo Monolítico (CVM) é um
material carbonoso obtido através da
carbonização de uma resina termorrígida. No
processo de carbonização, ocorre a formação
de uma estrutura grafítica, com propriedades
mecânicas semelhantes às dos vidros
borossilicados e propriedades elétricas
similares às do grafite (Zarzycki 1991).
Devido à sua resistência química,
capacidade de suportar altas temperaturas,
pureza e impermeabilidade, o CVM tem sido
muito aplicado nos últimos anos na
produção de estruturas nano e micrométricas
para diferentes aplicações (Oliver 1999).
Entre as estruturas de interesse da Divisão
de Fotônica do IEAv, citamos a aplicação de
padrões de rugosidade com microrranhuras
(Damião 2007) para o laboratório de
metrologia (EFO-O) e peças que podem
integrar o giroscópio a fibra óptica devido à
alta resistência térmica resistência ao choque
térmico do CVM.
Também existem aplicações de estruturas
micro e nanométricas para a manufatura de
grades de difração (Oliver 1999),
micropeneiras (Oliver 1999), biossensores
(Schueller 1999), micromoldes de carbono
vítreo (Oliver 1999) e microcanais para
escoamento de fluidos (Tseng 2014).
2. Metodologia
Dois
métodos
de
replicação
de
microestruturas por litografia macia foram
estudados: A replicação por Fotolitografia e
a Replicação de Molde.
2.1 Fotolitografia
A fotolitografia é um processo onde um
polímero fotossensível, fotorresiste, é
espalhado uniformemente sobre a superfície
141
de uma amostra plana na forma de filme
fino.
Esse filme é exposto à radiação UV por
determinado tempo. Entre a fonte de UV e o
filme, é colocada a máscara, que tem um
desenho
bidimensinal,
com
partes
transparentes e partes opacas ao UV.
O mesmo desenho da máscara é
transferido para o filme de fotorresiste, pois
a luz UV passa apenas pelas partes
transparentes da máscara, sensibilizando
parte do filme de fotorresiste.
O fotorresiste da amostra é revelado
quimicamente, de forma que a parte
sensibilizada ou a parte não sensibilizada são
removidas por ataque químico, para dar
origem a microestruturas tridimensionais
(3D) na superfície do substrato.
Com as microestruturas 3D bem definidas
no fotorresiste, gera-se um molde 3D
negativo dessas estruturas, feito de resina
flexível PDMS, o qual servirá por sua vez de
molde para outra resina: a resina furfurílica,
que é usada para se obter carbono vítreo.
A resina furfurílica é vertida sobre o molde
flexível de PDMS. Após a sua
polimerização, a resina furfurílica enrijecida
é removida do molde de PDMS e,
posteriormente, pode ser carbonizada em
forno até 1000ºC para se obter
microestruturas
em
Carbono
Vítreo
Monolítico. Essa etapa de carbonização das
microestruturas será apresentada num futuro
artigo.
2.1.1 Preparação dos substratos
No interior da sala limpa, colocaram-se
substratos de lâminas de vidro de
microscópio na mufla por aproximadamente
10 minutos a uma temperatura de 100º C
com o objetivo de reduzir a umidade da
superfície
e,
consequentemente,
proporcionar uma melhor adesão do filme
fino de fotorresiste à superfície das lâminas
de vidro.
2.1.2 Geração de filme fino na superfície
Após a preparação das amostras,
encaminhou-se as mesmas para o processo
de Spinning ou Rotação, empregando o Spin
Coater Karls Suss CT62.
Inicialmente, o substrato de vidro é
colocado concentricamente sobre o O-ring
do Spin Coater, de modo a proporcionar
uma rotação e espalhamento uniformes do
fotorresiste e, consequente, manter uma
uniformidade de espessura do filme.
Com a amostra fixa, empregou-se uma
pipeta graduada de plástico para o
gotejamento de fotorresiste AZ 5214E-IR,
de modo a cobrir toda a superfície do
substrato.Tampou-se o Spin Coater e
definiu-se o ciclo de rotação do substrato
com os seguintes parâmetros: 5000 rpm
durante 30 segundos com uma aceleração de
até 1000 rpm/s.
Após a rotação, aqueceu-se a amostra, já
com o filme fino de fotorresiste no Hot Plate
a 100º C por aproximadamente 2 minutos,
de modo a realizar a sua pré cura,
eliminando os materiais voláteis do filme e
aumentando sua adesão à superfície.
2.1.3 Exposição UV
Com as amostras prontas e a máscara
devidamente
limpa,
empregou-se
a
fotoalinhadora KARL SUSS – MJB3 para o
processo de exposição do filme fino de
fotorresiste à luz UV.
Inicialmente, fixou-se a máscara de
exposição com a face de Cr voltada para
baixo no suporte da fotoalinhadora.
Com a máscara fixa, alinhou-se a máscara
com a amostra, de modo a deixá-la o mais
próxima possível do filme de fotorresiste e a
focar a imagem da mesma para não haver
distorções na imagem projetada sobre o
filme
fino
de
fotorresiste
e,
consequentemente, não haver distorções nas
microestruturas geradas.
Após o alinhamento da máscara, definiu-se
os parâmetros de exposição para duas
amostras distintas: tempo de exposição UV
de 23 s, corrente de 137 mA e potência de
7mW e 4mW respectivamente para cada
amostra.
Durante o procedimento de exposição, os
fótons UV emitidos pela lâmpada da
fotoalinhadora são direcionados através da
máscara, até a superfície do filme fino de
fotorresiste. Ao atingirem a máscara, alguns
fótons são refletidos pelos padrões metálicos
142
desenhados na mesma, enquanto outros
atravessam a parte transparente da máscara e
atingem a superfície do filme, transferindo
os padrões existentes nas máscaras para a
superfície do filme fino.
Nesse experimento, empregou-se a técnica
de fotolitografia positiva onde as regiões do
fotorresiste expostas à radiação UV tornamse solúveis à solução de revelação e são
facilmente removidas pela mesma no
processo de revelação.
2.1.4 Revelação
Após o processo de exposição UV,
encaminhou-se as amostras para a revelação
e consequente geração das microestruturas
de fotorresiste referentes aos padrões da
máscara.
Inicialmente, montou-se uma estação de
revelação composta por: um béquer com
revelador AZ 300 MIF, outro béquer com
água deionizada e outros dois béqueres
também com água deionizada.
A amostra foi colocada com uma pinça
sobre um suporte de teflon com haste e foi
submergida no béquer com revelador AZ
300 MIF por 45s para o processo de
revelação.
Durante esse processo, o revelador atua
somente nas regiões do fotorresiste expostas
à radiação UV, solubilizando-as e
consequentemente
removendo-as
da
superfície do substrato, gerando estruturas
geométricas 3D definidas pela geometria dos
desenhos contidos na máscara usada de
exposição.
Após a imersão no revelador, colocou-se a
amostra, ainda sobre o suporte de teflon, no
béquer de água deionizada para iniciar
interrupção do processo de revelação
desencadeado pelo revelador.
Repetiu-se o mesmo processo duas vezes
nos béqueres com água deionizada de modo
a interromper totalmente o processo de
revelação.
2.1.5 Geração do molde de PDMS
Após o processo de revelação e obtenção
das microestruturas no fotorresiste, iniciouse a geração de um molde negativo de
PDMS das mesmas.
A princípio, utilizando-se pipetas de
plástico, misturou-se a base elastômera de
PDMS com o seu agente de cura sob uma
proporção de 10:1 (base: agente de cura) em
massa.
Com uma espátula, misturou-se as
substâncias de modo com que a mistura
ficasse com cor branca leitosa.
Na etapa seguinte, verteu-se a mistura de
PDMS lentamente sobre as microestruturas
geradas no filme fino de fotorresiste de
modo que a mistura preenchesse todas as
canaletas existentes nas microestruturas.
A amostra foi encaminhada para a mufla
por aproximadamente 2 horas a uma
temperatura de 65º C para acelerar o seu
processo de cura.
Após a cura, com o PDMS já curado,
porém flexível, empregou-se a ponta de um
estilete e uma pinça para cuidadosamente
retirar a camada de PDMS vertida sobre as
microestruturas.
Concluída essa etapa, o molde de PDMS,
com estruturas micrométricas, estava pronto
para ser caracterizado fisicamente.
2.1.6 Transferência das Microestruturas
para a Resina Furfurílica
Após a caracterização do molde de PDMS
por microscopia e rugosidade, colocou-se o
mesmo no fundo de um recipiente plástico
com as suas microestruturas, geradas
anteriormente, voltadas para cima.
Verteu-se uma mistura de resina furfurílica
com ácido p-tolueno sulfônico sobre os
moldes de PDMS, preenchendo o recipiente
de plástico em sua totalidade.
Após dois dias, as amostras de resina
furfurílica se encontravam totalmente
curadas. Assim, as amostras foram retiradas
dos respectivos recipientes de plástico e,
com a ajuda de uma pinça, foram lentamente
separadas dos moldes de PDMS das
superfícies de resinas curadas. Após esta
etapa, as amostras de resina furfurílica
polimerizada estavam prontas para serem
carbonizadas e levadas para análise por
microscopia ou rugosimetria.
2.2 Replicação por molde
143
A Replicação por molde se dá por meio da
réplica direta das microestruturas desejadas,
empregando-se PDMS.
Basicamente, verte-se PDMS sobre uma
superfície com microestruturas de interesse,
que se quer transferir para a resina
furfurílica.
Após a cura do PDMS, obtém-se um
molde negativo flexível em PDMS das
microestruturas. Esse molde servirá como
base
para
a
replicação
dessas
microestruturas na resina furfurílica e,
posteriormente seria transformada em
Carbono Vítreo Monolítico. No experimento
realizado, uma grade de difração com
ranhuras periódicas com larguras na faixa de
0,5 µm foi empregada como superfície de
interesse para gerar-se o molde da mesma.
2.2.1 Geração do molde de PDMS
A princípio, utilizando pipetas de plástico,
verteu-se a base elastômera de PDMS e o
agente de cura do mesmo em um recipiente
de plástico, na proporção de 10:1, sobre a
balança digital. O processo, em seguida, foi
idêntico ao descrito anteriormente na seção
2.1.5.
2.2.2 Transferência das microestruturas
do PDMS para a Resina Furfurílica
Após a caracterização do molde de PDMS
por microscopia ótica, MEV e rugosímetro,
colocou-se o mesmo no fundo de um
recipiente plástico com as microestruturas
geradas anteriormentevoltadas para cima, da
mesma forma como descrito na seção 2.
O restante do processo seguiu o método
descrito na seção 2.1.6.
3.1 Fotolitografia macia
Analisou-se as amostras por meio de
micrografia ótica. Nas Figs. 1 a 3, observouse, respectivamente três micrografias das
estruturas gráficas presentes na máscara
comercial,
estruturas
tridimensionais
transferidas para o filme de fotorresiste e
microestruturas transferidas para o PDMS.
Durante a cura do PDMS em forno, o filme
de fotorresiste trincou. Essas trincas foram
transferidas para o molde de PDMS
juntamente com as estruturas micrométricas
da sua superfície.
Fig.1. Micrografia da máscara de exposição
e suas microestruturas gráficas.
Fig.2. Micrografia da estrutura transferida
para o filme de fotorresiste.
Fig.3. Micrografia da estrutura transferida
para o filme flexível de PDMS.
Por meio do rugosímetro, obteve-se um
modelo em 3D de algumas regiões das
estruturas geradas no filme fino de
fotorresiste de uma amostra típica. Na Fig. 4
pôde-se
observar
o
modelo
das
microestruturas transferidas.
Uma razão muito empregada no estudo de
superfícies e microestruturas é a Razão de
Aspecto, que mede a razão entre duas
dimensões (altura e largura). Mediu-se as
dimensões das canaletas micrométricas
obtidas no fotorresiste com um rugosímetro.
Na Fig. 5, pode-se observar as razões de
aspecto das ranhuras geradas no filme fino
de fotorresiste de duas amostras.
144
Pode-se observar na Fig.7, a presença de
microestruturas, transferidas da grade de
difração, no PDMS.
Fig.6. PDMS vertido sobre grade de
difração. O colorido da imagem é devido ao
fenômeno de difração da luz branca do
ambiente.
Fig.4. Topografia em 3D de regiões do
fotorresiste
com
microestruturas
transferidas:
canaletas
(superior)
e
retângulos (inferior).
Fig.7. Micrografia ótica do molde de PDMS
obtido de uma grade de difração.
Já na Fig. 8, pode-se observar por MEV as
mesmas no PDMS.
Fig.5. Razão de aspecto de duas amostras
típicas.
3.2 Replicação de Molde
Analisou-se as microestruturas presentes
no molde de PDMS e transferidas para a
resina furfurílica curada por microscopias
ótica e eletrônica de varredura (MEV).
Nesse experimento, uma grade de difração
com ranhuras micrométricas paralelas foi
empregada como base para ser copiada pelo
molde de PDMS. Depois, ela foi transferida
para a resina furfurílica, como mostrado na
Fig. 6.
Fig.8. MEV do molde de PDMS obtido de
uma grade de difração.
A Fig. 9 mostra a difração da luz no molde
flexível de PDMS, comprovando que o
mesmo replicou a estrutura da grade de
difração. Também na Fig. 9 é mostrada a
145
amostra de resina furfurílica com a réplica
da superfície da grade de difração.
É possível notar que as ranhuras da sua
superfície são responsáveis por produzir
difração da luz da mesma forma que a grade
de difração original, comprovando a
transferência de estrutura micrométrica para
a resina furfurílica.
O próximo passo deste trabalho consiste na
carbonização das peças de resina furfurílica
para a obtenção de estruturas micrométricas
em CVM.
Fig.9. Difração da luz em molde de PDMS
(acima) e na superfície da resina furfurílica.
4. Conclusões
As estruturas geradas no filme fino de
fotorresiste produzido por fotolitografia
apresentaram boa reprodutibilidade em
relação às estruturas bidimensionais,
presentes na máscara comercial. Também
mostraram boa regularidade quanto à forma
e a continuidade das mesmas.
A transferência das microestruturas do
fotorresiste para o PDMS mostrou boa
reprodutibilidade quanto às estruturas
tridimensionais do filme fino de fotorresiste.
Apresentou razoável regularidade no que diz
respeito à forma e continuidade das mesmas.
Trincas apareceram no fotorresiste durante
o processo de cura na mufla, o que acabou
transferindo a forma das mesmas para o
molde de PDMS.
O processo de transferência do PDMS para
a resina furfurílica também se mostrou
eficiente e com boa reprodutibilidade.
Agradecimentos
Ao IEAv, ao CNPQ, a EFO-S, ao Ten Cel Eng
Renato Cunha Rabelo (EFO), a Carla Bordin, ao Dr.
Walter ao Mestre Rafael C. Louzada (EFO-S) ao Sgt
Ferraz e ao Sgt Franklin pelo apoio. Ao Prof. Dr.
Stanislav Moshkalev da Unicamp por nos ceder
PDMS para este trabalho.
Referências
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J.,
DONDEO
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FILOMENA R. - Depósito de Patente
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ed. R. W. Cahn, P. Haasen and E. J. Kramer,
Weinheim, New York, Basel, Cambridge,
1991.
146
RESISTÊNCIA À CORROSÃO EM AÇOS TEXTURIZADOS A LASER
M. F. R. L. Souza1,2*, P. M. M. Leite3, A. C. O. C. Doria3, J. G. A. B. Simões2, R. Riva2; W. Miyakawa2
1
2
3
Universidade do Vale do Paraíba, , São José dos Campos – SP
*[email protected]
Resumo
Do ponto de vista eletroquímico, os
processos de corrosão e biocorrosão são
reações que ocorrem na interface entre a
superfície do material e o meio que o
envolve. A compreensão dos fenômenos
envolvidos nesses processos deve, portanto,
estar fundamentada em técnicas de medidas
eletroquímicas, que são
importantes
avaliadores do comportamento dos materiais
frente à corrosão em diferentes meios.
Dentre elas, podemos citar as curvas de
polarização e a espectroscopia de
impedância.
Foram
feitas
medidas
eletroquímicas em amostras de aço 304, com
e sem texturização a laser, utilizou-se
solução tampão de fosfato salino (PBS)
como eletrólito. A espectroscopia de
impedância evidenciou, pelo gráfico de
Nyquist, que o aço 304 não texturizado a
laser é estável em solução de PBS. Já a
curva de polarização de Tafel revelou que a
texturização não é um mecanismo adequado
para proteger o aço 304 contra a corrosão
nessa mesma solução.
Palavras-chave: Laser, Aço, Biocorrosão,
Eletroquímica
1. Introdução
Microorganismos são coadjuvantes de
significativa relevância para iniciar, facilitar
e intensificar processos de corrosão não só
em metais, como também em materiais não
metálicos, causando prejuízo em diversos
setores da economia. Os avanços em
pesquisas de materiais permitiram o
desenvolvimento de materiais cada vez mais
resistentes, mas o problema com a
biocorrosão, continua podendo ser citados,
como exemplos, as indústrias petrolíferas,
alimentícias, etc (Rovetta 2011).
A biocorrosão ocorre, normalmente,
devido à formação de biofilmes por
microorganismos que se alimentam de
matéria orgânica e liberam metabólitos com
alto potencial corrosivo.
Do ponto de vista eletroquímico, os
processos de corrosão e biocorrosão são, na
verdade, reações que ocorrem na interface
entre a superfície do material e o meio que o
envolve. A compreensão dos fenômenos
envolvidos nesses processos deve, portanto,
estar fundamentada em técnicas de medidas
eletroquímicas, que são importantes formas
de
se
avaliar,
analiticamente,
o
comportamento dos materiais frente à
corrosão em diferentes meios. Dentre elas
podemos citar as curvas de polarização e a
espectroscopia de impedância.
1.1 Curvas de polarização
O potencial elétrico de um material em
contato com um meio depende do meio em
si e da natureza do material. No equilíbrio
dinâmico do sistema, o potencial do material
é chamado de potencial de corrosão e a
corrente elétrica associada de corrente de
corrosão. Já quando não há equilíbrio, o
eletrodo estará polarizado. O esquema de
funcionamento
da
polarização
está
representado na Fig. 1.
No modelo de Tafel, com curva típica
representada na Fig. 2, medidas de
polarização anódicas e catódicas têm relação
com o potencial que pode ser descrita por
uma função linear da densidade de corrente:
(1)
E  a  b log(i)
onde E é o potencial elétrico, i, a densidade
de corrente elétrica, e a e b são constantes. A
constante a pode reunir temperatura (T),
coeficiente de transferência (ß), número de
oxidação da espécie eletroativa (n);
constante de Faraday (F); densidade de
corrente média (i); corrente de corrosão
(icor), etc. A constante b é a inclinação da
147
curva, e caracteriza se um processo é
catódico ou anódico.
Fig. 1. Esquema de funcionamento de um
ensaio de polarização.
Para a obtenção de curvas de polarização,
conecta-se um metal a uma fonte de corrente
ou potencial, sendo este polarizado anódica
ou catodicamente. De acordo com seu
potencial de corrosão, o registro da corrente
elétrica
permitirá
a
determinação
eletroquímica da taxa de corrosão, por meio
da representação gráfica do potencial do
eletrodo em função da intensidade de
corrente (E x log (i)). Quando o material não
sofre passivação, com o aumento do
potencial,
obtém-se
uma
equação
logarítmica, representada pelo modelo de
Tafel (Fig. 1.), no seu trecho linear (Pinon
2009; Soares 2012).
Fig. 2. Curva de Tafel (equipamento).
1.2 Espectroscopia de impedância
Dentre as medidas eletroquímicas, a
espectroscopia de impedância tem a
capacidade de predizer, por exemplo, a
maneira que um material metálico se
comporta com o tempo, em relação ao
processo corrosivo.
Para a obtenção da impedância do sistema
eletroquímico, aplica-se uma tensão senoidal
com uma determinada freqüência. Com a
utilização de corrente alternada, o sistema
não sai do equilíbrio e a superfície do
eletrodo não é alterada, pois a amplitude da
onda do potencial é pequena. Assim, podemse detectar valores mínimos de corrente e de
resistência de transferência de cargas.
O circuito equivalente à reação
eletroquímica, com cada elemento do
circuito correspondendo a um dos processos
eletroquímicos, químicos e físicos, pode ser
visto na Fig. 3. (Pinon 2009; Soares 2012).
Fig. 3. Esquema de funcionamento de um
ensaio de espectroscopia de impedância.
A análise da impedância eletroquímica
pode ser feita pelo diagrama de Nyquist
(Paranhos 2010), em que a parte real da
impedância é apresentada no eixo das
abscissas e a parte imaginária, no eixo das
ordenadas, para diferentes valores de
freqüência. Outra análise possível é feita
pelo diagrama de Bode, onde o logaritmo do
módulo da impedância e o ângulo de fase
são representados em função do logaritmo
da freqüência. Nesse diagrama, valores de
módulo de impedância maiores que 107 e
ângulos de fase superiores a 45° são
indicativos de boa resistência à corrosão
(Soares 2012).
148
O presente trabalho teve como objetivo
obter e analisar dados eletroquímicos de aço
304 texturizado a laser, utilizando, como
eletrólito, uma solução tampão de fosfato
salino. Posteriormente, pretende-se repetir
estas medidas com uma solução de caldo
Sabouroud, rica em metabólitos fúngicos,
como eletrólito. Pretende-se, com isso, para
avaliar analiticamente o processo da
biocorrosão influenciada pelo fungo
Penicillium candidum.
2. Metodologia
2.1 Texturização a laser
Corpos de prova de aço 304 foram lixados,
polidos e atacados eletroliticamente. Metade
deles foram separados para uso como
controles, e a outra metade, texturizados a
laser, utilizando um laser de Nd:YAG
(Coherent Inc., modelo Corona), emitindo
segunda harmônica (532 nm) (Souza 2015).
2.2 Medidas eletroquímicas
A
espectroscopia
de
impedância
eletroquímica e a curva de polarização
potenciodinâmica foram, ambas, feitas
utilizando-se um potenciostato (Autolab,
Metrohm Autolab B. V.), com intervalo de
frequências entre 10-1 Hz e 105 Hz e
amplitude de tensão de 10 mV. Utilizou-se a
configuração de circuito aberto, e célula com
três eletrodos (trabalho, referência e controle
de referência), contendo uma solução
tampão de fosfato salino (phosphate saline
bufferm – PBS solution), com pH 7,4.
A Fig. 4. mostra uma típica curva de
Nyquist
(impedância
eletroquímica,
simulando um circuito aberto), obtida para o
aço 304 controle, com as medidas iniciais
(círculos cheios) e após 24 h de exposição à
solução de pBS (círculos vazios). Quando
construído um diagrama de Nyquist faz-se a
extrapolação da parte direita do semicírculo
até encontrar o eixo horizontal. O diâmetro
do semicírculo é a resistência à transferência
de carga (RT), equivalente à resistência de
polarização (Rp). Portanto, quanto maior o
diâmetro do semicírculo, maior sua
resistência à corrosão, e, consequentemente,
menor a taxa de corrosão (Ribeiro 2015). As
curvas da Fig. 4 possuem praticamente o
mesmo diâmetro, sugerindo estabilidade
temporal da taxa de corrosão do metal no
meio avaliado.
Fig. 4. Típica curva de Nyquist de aço 304
controle, de parte imaginária (Z’’) em função
da parte real (Z’) da impedância, com a
medida inicial (círculos cheios) e após 24
horas (círculos vazios).
Na Fig. 5, são apresentadas as curvas
típicas de polarização para os corpos de
prova de aço 304 não texturizado 43 e
texturizado 42. As taxas de corrosão das
amostras são diretamente proporcionais à
correntes de corrosão (Pinon 2009; Soares
2012; Ribeiro 2015), portanto, a amostra 43
apresenta uma maior taxa quando
comparada a amostra 42.
Fig. 5. Curva de polarização para os corpos
de prova de aço texturizado 42 e não
texturizado 43.
4. Conclusões
Amostras de aço 304 não texturizadas e
texturizada a laser foram analisadas por
técnicas eletroquímicas de espectroscopia de
149
impedância e polarização potenciodinâmica.
Os resultados mostraram que o aço 304 sem
texturização(controle) já é bastante resistente
a corrosão, quando submetido a solução
tampão de fosfato salino. Porém, quando
analisada a curva de polarização do metal
texturizado comparativamente ao controle,
inferimos que a texturização não é um tipo
de processo adequado para proteger o aço
304 contra a corrosão.
Agradecimentos
Ao PIBIC-PIBIT/IEAv-CNPq, pela bolsa de
iniciação científica concedida (processo número
144995/2015-8).
das características de superfície de aço
texturizada a laser, Anais do IV Simpósio
de Ciência e Tecnologia do IEAv, 03 e 04
de agosto, São José dos Campos, SP, 2015.
PARANHOS, R. M. V. Caracterização
de fases intermetálicas presentes em aço
galvanizado por imersão a quente, com
tratamento térmico do revestimento
metálico. Tese (Engenharia Química,
Universidade Federal de Minas Gerais),
Belo
Horizonte,
2010,
96p.
Referências
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ABDALLA A. J.; MIYAKAWA W.
Avaliação do potencial biocorrosivo do
fungo Penicillium candidum por meio de
técnicas de microscopias, XV Encontro
Latino Americano de Iniciação Científica
e XI Encontro Latino Americano de PósGraduação–Universidade do Vale do
Paraíba, 20 e 21 de outubro, São José dos
Campos, SP, 2011.
PINON, G.O.; FREITAS, M. B. J. G;
PERINI, N.; CORRADINI, P. G. Avaliação
da taxa de corrosão eletroquímica do aço aisi
316 l em águas de produção com diferentes
teores de cloretos e sulfetos, 49o Encontro
Brasileiro de Química, 04 e 08 de outubro,
Porto Alegre, RS, 2009.
SOARES, B. M. Técnicas analíticas
empregadas em estudos de corrosão.
CETEA – Informativo, Boletim de
Tecnologia
e
Desenvolvimento
de
Embalagens, v. 24(3), artigo 3, Jul/Ago/Set
2012.
Em:
http://www.cetea.ital.sp.gov.br/informativo/
v24n3/v24n2_artigo3.pdf,
acesso
em
20/05/2016.
RIBEIRO, D. V.; SOUZA, C. A. C.;
ABRANTES,
J.
C.
C.
Use
of
Electrochemical Impedance Spectroscopy
(EIS) to monitoring the corrosion of
reinforced concrete. Rev. IBRACON
Estrut. Mater. [online]. 2015, v. 8(4),
p.529-546, 2015.
SOUZA, M. F. R. L.; SIMÕES, J. G. A.
B.; RIVA, R.; MIYAKAWA, W. Alterações
150
SELEÇÃO PRELIMINAR DE MATERIAIS ESTRUTURAIS E DE
PROTEÇÃO TÉRMICA PARA O DEMONSTRADOR TECNOLÓGICO
SCRAMJET 14-X S PARA VOO ATMOSFÉRICO A 30 KM DE ALTITUDE
E VELOCIDADE CORRESPONDENTE A NÚMERO DE MACH 7
J. E. S. Junior 1, I. S. Rêgo2, P. G. P. Toro2, M. A. S. Minucci2, F. J. Costa3
Projeto: PropHiper “Propulsão Hipersônica 14-X”.
1
Escola de Engenharia de Lorena – Departamento de Engenharia de Materiais, Lorena – SP.
2
Instituto de Estudos Avançados – Divisão de Aerotermodinâmica e Hipersônica, São José dos Campos – SP.
3
Instituto Tecnológico de Aeronáutica – PG-CTE, São José dos Campos – SP.
*[email protected]
Resumo
Veículos hipersônicos aeroespaciais dotados
de sistema de propulsão supersônica a ar
aspirado enfrentam ambientes extremamente
severos durante voo hipersônico em termos
de carregamentos térmicos e aerodinâmicos.
Desta forma, faz-se necessário o emprego de
materiais que atendam aos carregamentos
térmicos e aerodinâmicos sem que haja
comprometimento da estrutura do veículo,
bem como dos sistemas embarcados e da
eficiência do motor scramjet. Os requisitos
para materiais empregados em veículos
aeroespaciais com sistema de propulsão
supersônica a ar aspirado incluem
capacidade de operar em altas temperaturas
(1300 – 2500 K), elevada resistência
mecânica em altas temperaturas, elevada
tenacidade e baixo peso. Conhecida as
características geométricas, o envelope de
voo, as premissas do projeto, e a estimativa
do aquecimento aerodinâmico de projetos
similares ao Demonstrador Tecnológico
scramjet 14-X S, pode-se desta forma
utilizar metodologias para estabelecer
critérios
de
seleção
de
materiais,
maximizando os efeitos desejados e
minimizando as características não atrativas
dos materiais em estudo.
Palavras-chave:
Scramjet,
14-X
S,
Hipersônica, Sistema de Proteção Térmica.
1. Introdução
Demonstrador Tecnológico 14- X é um
Veículo Hipersônico Aeroespacial 14-X,
VHA 14-X, que utiliza um sistema de
propulsão scramjet para realização de voo
atmosférico a 30 km de altitude em
Mach 10. Em março de 2012, a
Coordenadoria do projeto 14-X propôs duas
versões baseadas no VHA 14-X, o VHA 14X B e VHA 14-X S. O extradorso do VHA
14-X tem configuração waverider, oriunda
de escoamento hipersônico sobre um cone,
estabelecendo onda de choque oblíqua
cônica no bordo de ataque. O extradorso do
VHA 14-X B tem configuração cunha plana
estabelecendo onda de choque oblíqua plana
no bordo de ataque; O VHA 14-X S é a
duplicação do VHA 14-X B conectado pelo
extradorso (Galvão 2013).
Esses veículos hipersônicos aeroespaciais
que utilizam motores scramjet enfrentam
ambientes extremamente severos durante os
voos super/hipersônicos em termos de
carregamentos térmicos e aerodinâmicos.
Por esse motivo é necessário o emprego de
materiais que atendam aos carregamentos
térmicos e aerodinâmicos sem que haja o
comprometimento da estrutura do veículo,
bem como dos sistemas embarcados e da
eficiência do motor scramjet (Costa 2011).
O desenvolvimento de novos projetos de
veículos aeroespaciais está intimamente
ligado ao desenvolvimento de novos
materiais e aplicação dos materiais já
disponíveis. Ao longo da história podemos
relatar o emprego de novos materiais, onde
se destacam o uso de ligas de Titânio para a
aeronave SR-71, superliga de Níquel
(Inconel) no projeto X-15, material cerâmico
para o Space Shuttle Orbiter e indica a
tendência de se utilizar compósito de matriz
cerâmica
em
veículos
aeroespaciais
hipersônicos, pois esses veículos devem
possuir a capacidade de operar em altas
temperaturas (1300 – 2500 K), elevada
resistência mecânica em altas temperaturas,
elevada tenacidade e baixo peso. A Fig. 1
151
mostra a resistência específica, o qual é a
razão entre a resistência mecânica e a
densidade do material, em função da
temperatura. Nota-se que os Compósitos de
Matriz Cerâmica (CMC), o C/SiC (Carbono
com fibra de Carbeto de Silício), CarbonoCarbono Avançado (ACC), e SiC/SiC
(Carbeto de Silício com uma matriz de
Carbeto de Silício) apresentam elevada
resistência
operando
em
elevada
temperatura, justificando desta forma o uso
destes materiais para veículos hipersônicos
aeroespaciais que utilizam a tecnologia
scramjet (Glass 2008).
Fig. 1. Resistência especifica em função da
temperatura para diferentes classes de
materiais (Glass 2008).
Em projetos de veículos hipersônicos
aeroespaciais deve-se levar em consideração
também qual será seu gerenciamento
térmico, para que este veículo cumpra a
missão desejada. Os tipos de gerenciamentos
térmicos mais conhecidos são: passivo,
semi-passivo
e
ativo.
Dentro
do
gerenciamento térmico passivo temos
normalmente três tipos de estruturas:
Insulation (estrutura de isolamento) é uma
estrutura isoladora de calor, cujo objetivo é
minimizar o calor que atinge a estrutura,
fazendo com que ela permaneça fria; Heat
sink (estrutura dissipadora de calor), quando
o aquecimento da superfície ocorre e parte
do calor é irradiada para fora e outra parte de
calor é absorvido pela estrutura e se essa
estrutura é aquecida por um longo período
de tempo o calor absorvido pode ser
suficiente para aquecer a estrutura; Hot
Structure (estrutura quente), em contraste
com uma estrutura de dissipador de calor, as
estruturas quentes podem ser usadas para
uma carga de calor superior para tempos
longos, permitindo que a estrutura atinja
condições de estado estacionário. Para o
gerenciamento térmico semi-passivo existem
duas opções: Se os fluxos de calor elevados
persistem por longos períodos deve-se usar
um fluido, no qual o calor é transferido
através deste fluido para outra região, onde
este calor é irradiado para fora da estrutura,
ou para fluxos de calor elevado em períodos
de tempo relativamente curtos pode-se
utilizar ablatores, que consiste em um
material no qual o calor é bloqueado por
ablação e o ablator é consumido. Já o
gerenciamento térmico ativo consiste no
arrefecimento por convecção, em que o calor
é transferido para o líquido de
arrefecimento, o refrigerante aquece e
carrega o calor para fora, portanto a estrutura
funciona quente, mas é mantida dentro de
seus limites de uso de temperatura pelo
arrefecimento ativo (Glass 2008). Eles são
utilizados de acordo com a finalidade do
veículo, levando em consideração a
temperatura de trabalho e o tempo de
exposição ao ambiente térmico severo.
Deve-se também fazer um estudo sobre o
sistema de refrigeração dos motores
scramjet, dos efeitos da oxidação durante os
voos hipersônicos e dos coeficientes de
expansão térmica dos materiais que compõe
a estrutura para maximizar os efeitos
desejados.
2. Metodologia
A partir de trabalhos anteriores que
determinam as características geométricas, o
envelope de voo, as premissas do projeto, e a
estimativa do aquecimento aerodinâmico de
projetos
similares
ao
Demonstrador
Tecnológico scramjet 14-X S, pode-se criar
metodologias para estabelecer critérios de
seleção de materiais, maximizando os efeitos
desejados e minimizando as características
não atrativas dos materiais de estudo.
De acordo com Harsha (2005) e Glass
(2008), a estrutura interna do veículo
acompanha um típico layout estrutural
aeronáutico, com emprego de ligas metálicas
convencionais capazes de suportar os
carregamentos aerodinâmicos, receberem a
152
fixação de outros componentes estruturais e
proporcionar volume interno necessário a
acomodação dos sistemas embarcados
(Costa 2011), além disso, a parte dianteira
do veículo deve ser composta por um
material de elevada densidade para fins de
balanceamento do centro de gravidade
suficientemente para produzir características
de estabilidade longitudinal próximo ao
ponto neutro e de forma atuar no
gerenciamento térmico, pois esta região
recebe uma alta carga térmica durante o voo
(Costa 2011). O revestimento deve ser capaz
de distribuir as cargas aerodinâmicas para a
estrutura interna e proteger termicamente o
veículo face às limitações dos materiais
estruturais e requisitos de projeto
relacionados aos sistemas embarcados.
Ressalta-se que os bordos de ataque do
veiculo devem ser confeccionados em
Carbono-Carbono por consequência da
elevada carga térmica evidenciada nesta
região do veículo. O motor scramjet deve ser
composto por materiais que trabalhem com a
dissipação de calor, podendo ser ativamente
refrigerado e fazer uso de Zircônia (ZrO2)
para proteção térmica adicional nas paredes
do motor, sendo utilizada como um
revestimento (Costa 2011).
Com base na literatura sobre veículos
hipersônicos aeroespaciais, realizou-se uma
revisão bibliográfica dos veículos com
tecnologia scramjet mais importantes
desenvolvidos no cenário internacional, bem
como os materiais estruturais e de proteção
térmica utilizados nesses veículos. Analisouse as principais características térmicas e
mecânicas dos materiais utilizados e
selecionou-se alguns materiais para estudo
mais aprofundado, neste caso, a superliga de
Níquel (Inconel 718). Após essa seleção foi
feito um estudo sobre os tipos de
gerenciamentos térmicos mais comuns em
veículos hipersônicos e qual seria o mais
apropriado para o 14-X S. Paralelamente
com o estudo dos gerenciamentos térmicos
foram feitos estudos sobre os coeficientes de
expansão térmica dos materiais selecionados
anteriormente. Juntamente com todos esses
estudos deve-se fazer um estudo sobre a
oxidação dos materiais, para que após isso,
seja possível fazer uma matriz de decisão e
selecionar os materiais mais apropriados
para este projeto.
Após os estudos realizados foi possível
pré-selecionar alguns materiais que são
utilizados como materiais estruturais, tais
como as Ligas de Aço Carbono 4130, 4140,
4150 e 4340. Esses aços foram préselecionados para serem utilizados nas
longarinas, pois possuem uma boa
resistência mecânica, resistência à fratura,
elevada resistência à fadiga e também
devido a facilidade de encontrá-los no
Brasil.
Analisando as propriedades de cada liga de
aço e levando em consideração os requisitos
do projeto é possível perceber que as
densidades são bem próximas, porém as
propriedades mecânicas são bem distintas. A
liga de aço 4340 possui uma maior
resistência à tração, maior limite de
escoamento e maior dureza, portanto essa
liga é a melhor opção para ser utilizada nas
longarinas.
Alguns Aços Inoxidáveis, como o Aço
Inoxidável 301, 304 e 316 foram préselecionados para serem utilizados nas
nervuras, devido sua resistência a corrosão e
oxidação e também por apresentarem boa
resistência mecânica.
Também foi necessário fazer uma análise
das propriedades mecânicas e térmicas
dessas ligas de aço inoxidáveis levando em
consideração os requisitos necessários.
Essas ligas de aço inoxidável sofrerão um
alto carregamento térmico durante o voo,
portanto é necessário que apresentem boas
propriedades térmicas, boas propriedades
mecânicas a altas temperaturas e também
uma boa resistência a oxidação e a corrosão.
Analisando todas essas informações, a liga
de aço inoxidável 304 destaca-se por possuir
propriedades
térmicas
e
mecânicas
superiores do que as demais ligas, sendo
assim a escolhida para ser utilizada nas
nervuras.
Os materiais pré-selecionados para o motor
scramjet são as superligas de Níquel
153
(Inconel) Nimonic 90, Waspaloy, X-750 e
718, que se destacam pelo emprego na
indústria aeroespacial norte-americana.
Todos os materiais em questão são
endurecidos por precipitação e tem boas
propriedades
mecânicas
a
elevadas
temperaturas. Porém, somente os materiais
X-750 e 718 atendem a todos os requisitos
estabelecidos pelo projeto.
Com base nas pesquisas bibliográficas
feitas sobre os veículos hipersônicos
aeroespaciais no cenário internacional, o
Inconel (718), destaca-se devido ao seu
desempenho quando aplicado nos motores
scramjet, conseguindo ter boas propriedades
mecânicas a elevadas temperaturas, além de
possuir
baixa
difusividade
térmica,
resistência ao aquecimento aerodinâmico e
resistência a corrosão e oxidação, portanto é
o material mais indicado para ser aplicado
no motor scramjet. Este material já foi
utilizado em projetos importantes como os
veículos X-43 e X-51 (Costa 2011), obtendo
um resultado muito satisfatório.
Um fator importante que se deve levar em
consideração durante os voos hipersônicos é
a oxidação dos materiais utilizados nos
veículos, portanto é necessário utilizar um
revestimento para proteção desses materiais
contra a oxidação. Materiais cerâmicos são
amplamente utilizados como revestimentos
de proteção térmica devido a sua excelente
resistência ao desgaste e resistência à
corrosão em elevadas temperaturas.
Na Divisão de Fotônica do Instituto de
Estudos Avançados (IEAv), em São José dos
Campos, há um projeto em andamento sobre
a Aplicação de Revestimentos de Cerâmicas
para proteção térmica e química utilizando
lasers. Esta técnica é eficiente quando
aplicada para a deposição de pó zircônia
sobre substratos de Inconel utilizando feixes
de laser de CO2, logo o Inconel 718 utilizado
para o motor scramjet deve utilizar este
processo de deposição de zircônia na sua
superfície para proteção contra a oxidação
(Teleginski 2015).
A parte dianteira do veículo, bordo de
ataque, deve ser composta por um material
de elevada densidade para fins de
balanceamento do centro de gravidade,
portanto o material selecionado foi o
Tungstênio Densalloy SD180 por possuir
elevada densidade, além da alta dureza,
resistência a corrosão e boa resistência a
altas temperaturas. Outras propriedades
importantes são alta difusividade e
condutividade térmica e alto ponto de fusão,
sabendo que as condições que o bordo de
ataque está sujeito durante o voo são
severas, chegando a temperaturas muito
elevadas.
Para proteção térmica do extradorso e
intradorso o material selecionado é o
Carbono-Carbono Avançado, um compósito
de carbono reforçado com fibras de carbono.
Essa escolha foi feita devido às diversas
propriedades deste compósito, sendo elas,
resistência à fluência, módulos e limites de
resistência à tração, que são mantidos até
temperaturas acima de 2000 K, valores
relativamente altos da tenacidade à fratura,
baixos coeficientes de expansão térmica,
condutividades térmicas relativamente altas
e suscetibilidade relativamente baixa a
choques térmicos, visto que o veículo irá
operar em um ambiente extremamente
severo com temperaturas em torno dos 2000
K. Da mesma forma que é necessário utilizar
um revestimento de cerâmica na superfície
do Inconel para proteção contra a oxidação,
o Carbono-Carbono Avançado também
necessita deste revestimento. O processo
selecionado para a deposição de cerâmica
sobre a superfície do Carbono-Carbono
Avançado é um processo que faz a
deposição de Carbeto de Silício, aumentando
a resistência à oxidação deste compósito.
A Tab. 1 mostra as ligas selecionadas com
suas respectivas aplicações após analise
individual de cada material que deve ser
utilizado no projeto.
Após a seleção preliminar dos materiais
deve-se levar em consideração também o
tipo de gerenciamento térmico que deverá
ser utilizado para minimizar os efeitos
indesejados
causados
pela
elevada
temperatura que o veículo ficará exposto.
Dentre os tipos de gerenciamentos térmicos,
o que melhor se enquadra neste veículo é o
154
Heat sink (estrutura dissipadora de calor),
pois o Demonstrador Tecnológico 14-X S
possui estrutura semelhante a do veículo
aeroespacial X-15, porém, é necessário
utilizar em algumas regiões o gerenciamento
térmico ativo devido à alta carga térmica.
Esse gerenciamento térmico ativo é
normalmente utilizado para fluxos de calor
elevados e para períodos de tempo
relativamente longos. O arrefecimento é
dado por convecção no sistema de
propulsão, em que o calor é transferido para
o líquido de arrefecimento e o refrigerante
aquece, carregando o calor para fora (Fig. 2).
A estrutura funciona quente, mas é mantida
dentro de seus limites de temperatura de
operação. Este tipo de gerenciamento
térmico foi utilizado no Space Shutlle Main
Engine (Glass 2008).
Tab. 1. Ligas Selecionadas
respectivas aplicações.
Ligas Selecionadas
Aço 4340
Aço Inox 304
Inconel 718
Tungstênio SD180
Carbono-Carbono
e
suas
Aplicação
Longarinas
Nervuras
Motor “scramjet”
Bordo de Ataque
Proteção Térmica
Fig. 2. Esquemático sobre o Gerenciamento
Térmico Ativo (Glass, 2008).
Outro fator importante é utilizar o próprio
combustível, neste caso o hidrogênio, como
refrigerante, fazendo com que ele percorra a
estrutura na direção a favor do escoamento
(Fig. 3), onde, sob essas condições a
temperatura de injeção será algo em torno de
300 K. Quando utilizado contra o
escoamento a temperatura de injeção será
em torno de 1000 K. Devido à temperatura
de entrada mais elevada, assumida como
1000 K, a estrutura inteira atinge uma
temperatura de equilíbrio superior, e os
gradientes de temperatura mais baixos,
portanto deve-se utilizar o combustível
fazendo com que ele percorra a estrutura na
direção a favor do escoamento para que a
estrutura inteira atinja uma temperatura de
equilíbrio menor (Messe 2010).
Fig. 3. Refrigerante (hidrogênio) a favor do
escoamento (Messe, 2010).
4. Conclusões
Com o desenvolvimento de novos veículos
aeroespaciais, como os hipersônicos, houve
a necessidade da busca por novos materiais,
já que o ambiente de voo desses veículos é
extremamente severo do ponto de vista
mecânico e térmico. A seleção preliminar de
materiais estruturais e de proteção térmica
para o Demonstrador Tecnológico scramjet
14-X S para voo atmosférico a 30 km de
altitude e velocidade correspondente a
número de Mach 7, foi realizada baseandose em trabalhos já publicados e também
através da busca de novos materiais para
suportar as condições de voo. Os materiais
selecionados com o auxílio de pesquisas
bibliográficas, levando em consideração
suas propriedades e as severas condições de
voo que esses materiais estarão sujeitos,
correspondem
com
as
expectativas
esperadas. Porém há a necessidade de
depositar materiais cerâmicos na superfície
para proteção contra a oxidação. Também
com base nas pesquisas realizadas, pode-se
concluir que o tipo de gerenciamento
térmico que melhor se adéqua ao projeto é o
gerenciamento térmico ativo, e que a
utilização do hidrogênio como combustível e
refrigerante é uma excelente opção como
mostra os estudos realizados por Messe
(2010).
Portanto, com o sucesso da seleção dos
materiais estruturais e de proteção térmica
do Demonstrador Tecnológico scramjet 14X S será possível o previsto voo
atmosférico, colocando o Brasil também
155
como uma referência na Pesquisa e
Desenvolvimento de veículos hipersônicos
aeroespaciais.
Agradecimentos
Os autores agradecem ao CNPq pelo apoio
financeiro, ao Instituto de Estudos Avançados (IEAv)
e a Universidade de São Paulo (USP) pela
infraestrutura e oportunidade.
José dos Campos. Anais do Simpósio de
Ciência e Tecnologia do Instituto de Estudos
Avançados, São José dos Campos: IEAv,
2015.
v.
1.
p.
221-226.
Referências
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Manufatura do Veículo Hipersônico
Aeroespacial 14-X. 2011. 79f. Trabalho de
Graduação - FATEC de São José dos
Campos: Professor Jessen Vidal, 2011.
GALVÃO, V. A. B. Análise TeóricoAnalítica
da
Aerodinâmica
do
Demonstrador Tecnológico scramjet VHA
14-X B a 30km de Altitude em número de
Mach 7. 2013. 52f. Trabalho de Conclusão
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Campos, 2013.
GLASS, D. E. Ceramic Matrix
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HARSHA, P. T., KEEL, L. C.,
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R. T. X-43AVehicle Design and
Manufacture. In: AIAA/CIRA 13th
International Space Planes and Hypersonic
Systems and Technologies Conference, 2005
(AIAA 2005-3334), Capua, Italia. Anais…
2005. 9f.
MESSE,
C.;
KLICHE,
D.;
WALLMERSPERGER, T.; KRÖPLIN, B.;
MUNDT, C. Modeling and Simulation of
Heat Transfer on Functionally Graded
Materials for Hot Structures in Scramjet
Engines. University of Stuttgart, Germany;
University of the German Federal Armed
Forces Munich, Gemany; Technische
Universit at Dresden, Germany, 2010.
TELEGINSKI, V.; CHAGAS, D. C.;
SANTOS, J. C. G.; AZEVEDO, J. F.;
OLIVEIRA, A. C. C.; VASCONCELOS, G.
Laser Deposition of Zirconia Coatings. In:
VI Simpósio de Ciência e Tecnologia do
Instituto de Estudos Avançados, 2015, São
156
SÍNTESE
DE
HEXAFERRITA
AEROESPACIAIS
Z-TYPE
COM
APLICAÇÕES
V. M. M. Abramo1, A. A. C. Silva1, A. C. C. Migliano1,2,3
Projeto: Desenvolvimento de Placas Cerâmicas Hexagonais à Base de Cobalto com Aplicação em
Encapsulamento de Sensores de RF e Micro-ondas.
1
Universidade Braz Cubas – UBC – Mogi das Cruzes - SP
2
Instituto de Estudos Avançados – Divisão de Física Aplicada, São José dos Campos – SP
3
Instituto Tecnológico de Aeronáutica – ITA – São José dos Campos - SP
[email protected], [email protected], [email protected]
Resumo
Ferritas hexagonais, também conhecidas
como hexaferritas, são cerâmicas de arranjo
cristalino complexo, estruturado a partir da
sobreposição de formações simétricas
hexagonais.
Essas
cerâmicas
eletromagnéticas possuem abundância de
aplicações com propósitos comerciais e
tecnológicos, tais como em filtros de RF,
blindagens, sensores, etc. As hexaferritas
têm em sua constituição Ferro, Bário e
Cobalto e respondem a sinais de frequências
acima de 100 MHz. O método do estado
sólido foi empregado na confecção de
amostras de Ba2Co2Fe24O41 (Co2Z ou
hexaferrita do tipo Z), considerando a
moagem dos óxidos metálicos por via úmida
e sinterização a 1300oC por 24h. Amostras
nos formatos de pastilhas, tubos e placas
hexagonais foram obtidas para ensaios da
microestrutura,
de
caracterização
eletromagnética
e
de
dureza,
respectivamente.
Palavras-chave: Cerâmicas magnéticas,
Tipo-Z, Hexaferrita, Ferrita de Co-Ba.
1. Introdução
O desenvolvimento de novos materiais
eletromagnéticos para aplicações em
transdutores, sensores, filtros de RF e
blindagens, fortalecem e possibilitam o
avanço tecnológico nas várias áreas da
indústria nacional, principalmente nos
setores de telecomunicações, de satélites,
aeronáutico e espacial. Em especial, para o
setor aeroespacial, a aplicação de materiais
em
blindagens
eletromagnéticas
(RADOME), que protegem componentes de
telecomunicações (sistemas de antenas e
radares) de impactos mecânicos ou de
variações bruscas de temperatura, dependem
de ensaios de conformidade, segundo
normas de compatibilidade e interferência
eletromagnéticas (EMC/EMI).
Esta nova tecnologia de RADOME, à base
de cerâmicas de cobalto, poderá ser
empregada em veículos aeroespaciais, e
portanto, deverá também ser testada em
túnel hipersônico para avaliar sua resistência
mecânica.
A ferrita Z-Type, constituída de óxidos de
Bário, Ferro e Cobalto tem massa específica
teórica de 5,4 g/cm3 e massa molar de 2522
g/mol (Zanella 2013). A ferrita tipo-Z possui
uma estrutura atômica complexa, similar à
do tipo espinélio invertido.
Ferritas do tipo Z (Co 2Z) dispõem de uma
composição química de Ba2Me2Fe24O41
onde, Me é o cobalto o qual influencia a
reorientação magnética dependente da
temperatura, passando de cônico para planar
e, finalmente, para uniaxial na temperatura
de 287oC, aproximadamente. Quanto às
propriedades magnéticas da ferrita Co 2Z,
sabe-se (Pullar 2013) que ela tem seu eixo
de fácil magnetização, em temperatura
ambiente, perpendicular ao eixo C.
As hexaferritas do tipo-Z são conhecidas
por sua dificuldade de obtenção (Pullar,
2012), por geralmente apresentar mais de
uma fase no processo final de sua síntese:
tipos W(BaCo2-Fe16O27) e Y(Ba2Co2Fe12O2)
(Daró 2016).
O objetivo deste trabalho foi a síntese de
ferritas de Co-Ba, com fase principal do
tipo-Z, para análises de microestrutura,
caracterizações eletromagnéticas e avaliação
das propriedades mecânicas.
2. Materiais e Métodos
Para confecção das ferritas do tipo-Z, afim
de se definir uma metodologia coerente e
específica para síntese de amostras, foram
utilizados óxidos de ferro III (Fe2O3),
157
carbonato de bário (BaCO3) e óxido de
cobalto III (Co 2O3). A Fig.1 ilustra as etapas
realizadas durante a preparação dos óxidos
para a pré-sinterização.
A
B
C
D
Fig.1. Etapas para pré-sinterização, (a)
separação (b) pesagem dos óxidos, (c)
moagem e mistura dos óxidos em almofariz,
(d) pré-sinterização dos óxidos a 1300 ºC.
A estequiometria escolhida para obter as
amostras de Ba3Co2Fe24O41 foi baseada no
diagrama ternário, para se atingir uma única
fase desejada. Desta forma, realizou-se os
cálculos e as pesagens dos óxidos. As
massas finais foram 22,61 g de Fe2O3, 55,42
g de BaCO3 e 1,95 g de Co2O3, onde foram
pesadas
em
balança
semi-analítica,
considerando
± 0,05g de
incerteza
(Zanella 2013). A mistura foi realizada por
via úmida, adicionadas água bidestilada e
dispersante (Policrianato de Amônia). A
mistura foi condicionada em um jarro de
nylon com 75 esferas de aço, para
homogeneizar em moinho de bolas
excêntrico, por 2 horas.
A mistura dos pós foi pré-sinterizada a
800ºC em cadinho de alumina por 8 horas,
com taxa de aquecimento de 300ºC/hora.
O processo de pré-sinterização formou
aglomerados de grãos que foram moídos
novamente em moinho de bolas excêntrico,
via úmida por 1 hora. Em seguida, após
secagem em estufa, os grãos foram
reduzidos com o auxílio de um almofariz de
ágata durante 30 minutos.
O material separado foi compactado por
uma prensa pneumática sob pressão de 2
toneladas, durante 60 segundos nas faces da
amostra. Foi utilizada a técnica de
prensagem uniaxial bidirecional. Amostras
foram prensadas em formato de placas
hexagonais com arestas de 30 mm e
espessura de 5 mm. Essas amostras foram
produzidas com o objetivo de montar uma
superfície de cerâmica homogênea de
150x150 mm2 para testes eletromagnéticos
no espaço livre. Amostras de pastilhas com
diâmetro de 20 mm e espessura de 1 mm
foram prensadas para análises de
microestrutura. Amostras tubulares de
diâmetro externo de 7 mm, diâmetro interno
de 3 mm e altura de 5 mm foram prensadas
para ensaios eletromagnéticos. A extração
ou ejeção do material compactado da matriz
foi considerada uma etapa crítica no
processo, por gerar trincas nas amostras à
verde e ter que descartar. As amostras foram
separadas em três lotes, onde cada lote foi
sinterizado à 1300ºC, durante 24 horas para
formação de estrutura desejada, o estudo da
microestrutura da ferrita possibilitou
conhecer melhor sua composição química e
definir
parâmetros
ótimos
nos
procedimentos aplicados processo de
fabricação. Por meio das micrografias
obtidas no microscópio eletrônico de
varredura (MEV). Foram escolhidas regiões
nas ferritas para avaliar a distribuição dos
elementos Ba, Co, O e Fe, por meio da
Espectroscopia de Energia Dispersiva
(EDS).
Foram confeccionadas até o presente
momento placas hexagonais, conforme
apresentadas na Fig.2. Essas amostras estão
sendo empregadas para a realização dos
ensaios de microestrutura e avaliar a
homogeneidade
final
das
amostras:
dimensões,
densidade,
propriedades
eletromagnéticas, etc.
Fig.2. Placas hexagonais de Co 2Z
Observou-se a heterogeneidade do
crescimento dos grãos, mostrada na fig.3.
Neste ensaio, a amostra foi submetida a
tratamentos metalográfico e térmico.
Um aspecto comum da hexaferrita são
áreas facetadas do contorno, devido à sua
estrutura hexagonal. Este fato pode ser
158
observado na micrografia da fig.4., com o
aumento de 1000 vezes do original
100um
Fig.3. Heterogeneidade de crescimento de
grão para a ferrita, sinterizada em
1300ºC/24h (800x).
EDS mostrou a homogeneidade da
distribuição dos elementos Ba, Co, O e Fe.
Observou-se com a análise de MEV a
heterogeneidade no tamanho dos grãos, onde
foi possível observar grãos característicos da
Tipo-Z, ou seja, grãos facetados e alguns em
formato hexagonal. Da mesma forma, foi
possível observar as direções de crescimento
dos grãos, possibilitando a visualização do
empacotamento da estrutura cristalina. A
partir dessas análises, conclui-se que será
possível a confecção das placas hexagonais,
realizando o mesmo procedimento, para
testes em túnel hipersônico.
(a)
(b)
(c)
(d)
(e)
(f)
100um
Fig.4. Micrografia da amostra sinterizado a
1300 ºC/24h (1000x).
Na Fig. 5. é possível verificar que não
existem concentrações desses compostos,
indicando que o material tem distribuição
homogênea desses elementos.
Na Tab.1. são apresentados dados de
quantificação
de
cada
elemento,
apresentados no ensaio de EDS da Fig. 5. A
presença de carbono é justificada pelo
processo de limpeza da amostra. Os
resultados
obtidos
nestas
análises
corroboram os valores encontrados na
literatura (Pullar 2012).
4. Conclusões
Foram confeccionadas amostras de ferritas
de Ba-Co, visando a formação de única fase
com estequiometria Ba3Co2Fe24O41. As
amostras foram prensadas na forma de placa
hexagonal para se definir a síntese de
amostras
maiores,
para
garantir
homogeneidade da
microestrutura e
precisões mecânica e eletromagnética. Foi
garantida boa precisão mecânica, com
variação dimensional de 5%. Análise de
Fig.1. Imagem de (a) MEV da ferrita e EDS
da superfície para os elementos (b) carbono,
(c) oxigênio, (d) ferro, (e) bário e (f) cobalto.
Tab.1.Quantidade relativa para análise de
EDS da Fig. 5.
Posteriormente, ensaios de DRX serão
realizados para se definir as fases presentes.
Também, ensaios de permeabilidade e
permissividade complexas serão realizados
para serem comparados com os dados da
literatura (Zanella 203).
159
Agradecimentos
Ao CNPq pela contemplação da bolsa, ao IEAv por
nos fornecer toda a infraestrutura necessária. Ao
professor Antônio Carlos da Cunha Migliano por ter
cedido o laboratório de Sistemas Eletromagnéticos e
pela orientação e dedicação; aos alunos de doutorado
Mayara dos Santos Amarante, Glauco Pavanelli
Zanella, Rodrigo Gabas Amaro de Lima, por toda a
ajuda que nos foi concedida. A pesquisadora Vera
Lucia Othero de Brito, por ter cedido o laboratório de
Materiais Eletromagnéticos para o desenvolvimento
do material utilizado para pesquisa.
Referências
AMARANTE,
M.
S.
análise
microestrutural da difusão dos óxidos de
cobre I e II em ferritas de cobre e de cobalto
dopadas com cobre. 2014. 125f. Dissertação
de Mestrado em Sensores e Atuadores
Espaciais – Instituto Tecnológico de
Aeronáutica, São José dos Campos
DARÓ, F. R. et al. The effect of magnetic
domain walls on the complex permeability
of bulk Z-type cobalt hexaferrite along both
W and Y-phases. Materials Chemistry and
Physics, v. 170, p12-23, fev. 2016.
PULLAR, R. C. Hexagonal Ferrites: A
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SANTOS, Y. P. Acoplamento Spin-fônon
no Ba1.6Sr1.4Co2Fe24O41.2015. 84f. Tese de
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ZANELLA, G. P. Síntese de hexaferrita de
Co-Ba para aplicações no encapsulamento
de sensores e em RADOME na faixa de rf e
micro-ondas. 2013. 82f. Tese de Mestrado
em Sensores e Atuadores Espaciais Instituto Tecnológico de Aeronáutica, São
José dos campos.
ZHANG, H. et al. Microstructure study
and hyper frequency electromagnetic
characterization of
novel
hexagonal
compounds. Microelectronics Journal, v.
34,
n.4,
p 281-287,
abr.
2003.
160
TERMOMETRIA EM UMA CHAMA ESTEQUIOMÉTRICA UTILIZANDO
A TÉCNICA DE ESPALHAMENTO RAYLEIGH PARA O COMPRIMENTO
DE ONDA 355nm
C. F. Nunes1,2 *, L. G. Barreta2, D. Carinhana Jr 2
Hípervel: Diagnóstico de fuligens aplicado à chamas.
1
Universidade do Vale do Paraíba – FEAU, Faculdade de Engenharias, Arquitetura e Urbanismo – SP
2
*[email protected]
Resumo
Existem diversas técnicas que utilizam as
propriedades da matéria para medir a
variação de temperatura. O espalhamento
Rayleigh é um fenômeno físico que é muito
utilizado para essas medidas. O presente
trabalho teve como objetivo a determinação
da temperatura de uma chama de GLP/O2/ar
no eixo horizontal, a fim de mapeá-las e
compará-las com os valores teóricos a partir
de um programa computacional GASEQ
(Chemical Equilibria in Perfect Gases)
versão 0.79. A simulação da chama
adiabática permite observar a quantidade de
calor perdida em um processo real de
combustão, para aplicação em túneis de
choque de alta velocidade sejam eles
pertencentes á classe supersônica, como
também hipersônica. Os valores de
temperaturas máximas encontradas foram de
3703,92 K e 2311,89 K.
Palavras-chave: Combustão, Temperatura,
Espalhamento Rayleigh.
1. Introdução
Existem diversas técnicas que utilizam as
propriedades da matéria para medir a
variação de temperatura, tais como:
termoeletricidade, variação da temperatura
dependente da resistência elétrica dos
condutores, fluorescência.
Algumas dessas medidas de temperatura
podem ou não permitir o contato direto do
meio de interesse com o dispositivo. (Childs
2000).
As medidas de temperaturas são
fundamentais para processos de combustão,
pois permitem um diagnóstico mais
eficiente.
O espalhamento Rayleigh é um fenômeno
físico muito utilizado para medida de
temperatura e concentração dos produtos de
uma combustão, e que também pode ser
usado para medir a densidade.
O espalhamento Rayleigh, por não ser um
método intrusivo, não causa perturbações em
campos de escoamento. Adotando-se
pressão constante, a temperatura pode ser
derivada da Lei do Gás ideal ou pela largura
de linha do espalhamento Doppler (Childs
2000). O espalhamento Rayleigh ocorre
devido a oscilação do momento de dipolo
induzido pelo campo elétrico da radiação
incidente em átomos e moléculas, desde que
a espécie espalhadora seja da ordem de dez
vezes menor que o comprimento de onda da
luz incidida. É necessário, para a
determinação da temperatura, saber as
concentrações individuais de cada espécie
no fluxo. A faixa e exatidão para o
espalhamento Rayleigh é de 20 – 2500 ºC.
(Childs 2000). Em um processo de
espalhamento elástico não há quantidade de
troca de energia entre a radiação incidente e
as moléculas atingidas ou partículas. Por
esta razão, o espalhamento Rayleigh não
pode
ser
usado
para
determinar
concentrações individuais das espécies, mas
somente para medir a densidade de todas as
espécies juntas. O espalhamento Rayleigh é
interessante porque a seção de choque é
tipicamente mil vezes maior que a
magnitude do espalhamento vibracional
Raman. Isto é devido ao fato de que o
processo de espalhamento Rayleigh surge da
polaridade induzida, que é mais forte que a
polaridade induzida derivada, que aumenta
para o espalhamento vibracional Raman
(Sutton 2005).
O sinal espalhado Es é medido em um
ponto em temperatura ambiente (Es,ar), e em
um ponto (r,z) dentro da chama Es (r,z).
Pode-se escrever a equação da seguinte
forma (Benhachmi 1983):
161
 d 




E s (r , z )  d  eff ,chama( r , z ) 

E s ,ar
 T (r , z )  d  

 

 Tar  d  ar 
(1)
A equação (1) descreve o procedimento
de calibração para T(r,z) em termos de T ar e
também a dependência da seção de choque
em
relação
à
temperatura
e
(dΩ/dσ)eff,chama(r,z)
seção de choque
efetiva da chama.
Para uma mistura estequiométrica, a
variação na seção de choque citada é
negligenciada, e a seção de choque pode ser
assumida constante por toda a chama.
Desta forma, reduz-se o procedimento para
medir a intensidade espalhada de Rayleigh
para cada ponto de interesse relativo ao de
referência, ou seja, ar na temperatura
ambiente. E então, a temperatura pode ser
calculada da equação (2) por:


 d 

 Es ,ar 

 d  eff ,chama 

T r , z   Tar

 d  
 Es ,chama  d  

 ar 

(2)
Sendo que se pode abreviar para:
S (T1 )
(3)
T2  
T1
S (T2 )
onde:  seção de choque, S (T1 ) sinal fora
da chama, S (T2 ) sinal dentro da chama e T1
temperatura ambiente.
O objetivo deste experimento consiste em
utilizar um método óptico não-intrusivo para
a determinação de temperatura em uma
chama pré-misturada. A técnica utilizada foi
a RST, do inglês Rayleigh Scattering
Thermometry,
ou
Termometria
por
Espalhamento Rayleigh, cujo princípio se
baseia na luz espalhada pelos gases
presentes no escoamento.
A fim de determinar a temperatura
experimental no eixo horizontal para a
chama GLP/O2/ar, para compará-las com os
valores teóricos obtidos através do programa
GASEQ que simula uma chama adiabática,
ou seja, uma chama que não perde calor
(sistema ideal) e também com resultados da
literatura.
2. Metodologia
No experimento as vazões de GLP,
oxigênio e ar foram de 130,4 ml/min, 656,68
ml/min e 805,63 ml/min, respectivamente. A
leitura da escala dos rotâmetros são unidades
arbitrárias (u.a.), que são transformadas em
unidades de medida de vazão volumétrica
(ml/min) por meio da equação da curva de
calibração fornecida por (Silva 2012).
A definição de razão de equivalência, para
misturas ricas em combustível é (Ф>1), para
misturas pobres em combustível (Φ<1) e
para misturas estequiométricas (Φ=1) (Turns
2000). Para o presente trabalho, as vazões
das chamas de GLP/O2/ar, foram medidas
por meio da calibração dos rotâmetros, e a
razão de equivalência obtida para
determinação quantitativa das misturas, e
representados na Tab. 1.
A Tab. 1 apresenta ás vazões volumétricas
de combustível e oxidante para a chama de
GLP utilizadas no presente no trabalho.
Tab. 1. Razão de Equivalência para as
vazões volumétricas de combustível e
oxidante.
Vazão
GLP
Vazão
O2
Vazão
ar
(ml/min
)
130,4
(ml/min
)
656,68
(ml/min
)
805,63
Razão de
Equivalência
(Ф)
1,0
Para determinação do sinal Rayleigh foi
utilizado o seguinte arranjo experimental:
um Laser de Nd-YAG, prismas, placa de
meia onda, lente de focalização, um
queimador tipo Y de chama pré-misturada,
lente,
polarizador,
monocromador,
fotomultiplicadora, fonte de tensão e um
osciloscópio. A Fig. 1 representa o esquema
experimental para detecção do espalhamento
Rayleigh.
162
para cada lado, valores estes que não se
aproximam da temperatura ambiente 298 K,
refletindo assim a interferência da radiação
da chama.
Fig. 1. Esquema de montagem do
experimento de medição de temperatura
utilizando a técnica de Espalhamento
Rayleigh.
O feixe do laser é focalizado por uma lente
convergente de distância focal de 1,20 m. A
luz espalhada é coletada perpendicularmente
à direção de propagação do feixe de
incidência por uma de lente de 0,05 m de
distância focal. Depois de passar por um
polarizador, um monocromador com uma
fenda de 50 µm, a luz espalhada é detectada
por
uma
fotomultiplicadora.
A
fotomultiplicadora é ligada ao sistema de
processamento de sinal, ou seja, um
osciloscópio Tektronix TDS 2000 B.
Um dos canais é utilizado para o sinal de
disparo e outro para medir sinal de luz
espalhada. As medições foram efetuadas
com o polarizador em 90°, onde se tem o
máximo de espalhamento, e 0°, no qual o
sinal coletado deve ser o mínimo. A
diferença entre os dois sinais é o sinal de
espalhamento Rayleigh.
A fim de mapear as diferentes seções da
chama,
o
queimador
foi
movido
horizontalmente, em diferentes posições,
enquanto a altura do feixe do laser
permaneceu fixa, segundo a Fig. 1 que
mostra o esquema experimental.
Os valores de temperatura encontrados
para a chama de GLP/O2/ar, mapeada no
eixo axial são observados na Tab. 2 e
também representados na Fig. 2 desde á
interface (chama – ar ambiente) de um lado
ao outro, sendo que os valores no ar
ambiente próximo da chama têm valores
aproximadamente entre (503 K e 871 K)
Tab. 2. Chama de GLP/O2/ar - Valores das
temperaturas encontradas.
Posição
(mm)
Temperatura (K)
1
503,64
2
1233,91
3
1412,18
4
1485,57
5
1855,91
6
2164,22
7
2316,18
8
3261,35
9
3076,66
10
3373,11
11
3296,59
12
3703,92
13
3350,45
14
3202,23
15
3174,5
16
2918,96
17
3011,21
18
2160,17
19
871,93
Fig. 2. Temperatura da chama de GLP/O2/ar
em função da posição.
De forma a comparar os resultados de
temperaturas experimentais com o teórico
oferecido
pelo
programa
GASEQ,
simulando uma chama adiabática, ou seja,
uma chama que não perde calor (sistema
ideal), o resultado experimental obtido para
chama de GLP/O2/ar não foi satisfatório
comparado ao teórico.
163
da subtração do valor do fundo, medida fora
da chama.
Fig. 3. Simulação do GASEQ para o
(Propano + Oxigênio+ ar).
Para a chama de GLP/O2/ar o valor
máximo da temperatura experimental
encontrado foi de 3703,92 K como pode ser
visto na Fig. 2 e a temperatura obtida
teoricamente foi de 2902 K como pode ser
vista na Fig. 3. A variação de temperatura
encontrada entre valor teórico e o valor
experimental pode ser atribuído ao sinal de
fundo, medida do sinal fora da chama, que
se mistura ao sinal ambiente, ao realizar a
conta de diferença entre o valor medido ao
valor de fundo, acaba interferindo na
variação da temperatura.
Para comprovar a interferência do sinal de
fundo na medida, foi realizado novamente o
cálculo da temperatura, desta vez sem
realizar
a
diferença entre valores
encontrados dentro da chama com a medida
do valor de fundo. Os resultados podem ser
observados na Tab. 3 e também
representados na Fig. 4.
O novo valor de máximo encontrado na
temperatura experimental foi de 2311,89 K,
como pode ser observada na Tab 3. A
variação entre a primeira medida de máxima
com a segunda apresenta uma diferença de
1392,03 K, já a diferença entre o novo sinal
de máximo experimental em relação ao
teórico apresenta uma relação satisfatória em
relação à medida anterior.
Tab. 3. Chama de GLP/O2/ar - Valores das
temperaturas encontradas sem a realização
Posição
(mm)
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
13
14
15
16
17
18
19
Temperatura (K)
364,29
861,28
977,37
1024,59
1257,97
1446,21
1404,08
1537,05
2074,98
1973,39
2135,67
2094,18
2311,89
2123,41
2027,41
2042,64
2027,41
1885,32
1443,78
Fig. 4. Chama de GLP/O2/ar (Temperatura X
Posição axial).
4. Conclusões
A técnica de espalhamento Rayleigh se
mostrou eficiente para a realização de
medidas de temperatura, onde os resultados
obtidos, comparados com os encontrados na
literatura e no GASEQ se mostraram
similares. Contudo um fator é determinante
para a execução do desta técnica. Este fator
é o alinhamento óptico, pois ele é
determinante para a realização das medidas,
já que o alinhamento influência diretamente
na detecção do sinal de espalhamento,
164
contribuindo para ruídos no sinal adquirido
se não for bem calibrado, podendo também
resultar em medidas dúbias, como as
medidas de fundo encontradas no
experimento.
O comprimento de onda 355 nm foi
fundamental para uma medida mais
confiável
em
relação
aos
outros
comprimentos de ondas, pois ele permitiu
uma melhor aquisição de sinal, evitando
interferências de outras faixas do visível.
Com o mapeamento da chama também é
possível detectar os pontos de máxima e de
mínima de temperatura na chama, e isso é de
grande importância, para uma melhor
caracterização de chama.
2000, McGraw-Hill Education; 3 edition,
752p.
Agradecimentos
Os autores agradecem a bolsa CNPq-PIBIC e a
FINEP pelo apoio financeiro no desenvolvimento do
projeto HIPERVEL.
Referências
BENHACHMI, D. et al. Rayleigh
Thermometry with Low-Power Laser
Sources. In: Thermophysics conference,
1983, Montreal. Journal American
Institute of Aeronautics and Astronautics,
1983.
CHILDS, P.R.N.; GREENWOOD, J.R.;
LONG, C.A. Review of temperature
measurement. Thermo-fluid Mechanics
Research Centre, v.71, n.8, Maio, 2000.
MORLEY, CHRIS. GASEQ Chemical
Equilibria in perfect gases version 0.79.
Disponível
em:
<www.gaseq.co.uk/>.
Acesso em: 20 jun. 2016.
SILVA, L A M R. Medição de
temperatura de chama pré-misturada de
GLP, Oxigênio e Ar utilizando a técnica
de espalhamento Rayleigh a laser. 2012.
112 f. Tese (Mestrado em Engenharia
Aeronáutica e Mecânica) – Instituto
Campos.
SUTTON, G. et al. A Combustion
temperature and species standard for the
calibration of laser diagnostic techniques.
Elsevier Journal of Combust and Flame,
v.147, p.39-48, July 2006.
TURNS, S. R. An introduction to
combustion/ Concepts and ApplicationsAnais do I Simpósio de Iniciação Científica e Tecnológica do IEAv, v. 1, p. 160-164, 2016
165
UM ESTUDO NUMÉRICO DO EFEITO NA PRESSÃO SOBRE CORPOS
ROMBUDOS EM VELOCIDADE SUPERSÔNICA CAUSADO PELA
ADIÇÃO DE ENERGIA NA FORMA PULSADA
M. D. Felix1*, A. C. Fraile Júnior2, M. A. P. Rosa2.
Projeto: Controle de escoamento hipersônico por adição de energia.
1
ETEP Faculdades – Engenharia Aeronáutica, São José dos Campos – SP
2
*[email protected]
Resumo
Corpos que se movimentam a velocidades
acima da velocidade do som estão sujeitos a
elevados valores de pressão aumentando sua
resistência ao movimento. Este trabalho
apresenta um estudo sobre o efeito da
pressão sobre corpos rombudos a regime
hipersônico por deposição de energia na
forma pulsada a montante de ondas de
choque. Inicialmente, é verificado o efeito
de uma fonte de energia na forma contínua
no escoamento e posteriormente a adição de
apenas um pulso de energia é estudada. São
analisados os efeitos de variação de
parâmetros da fonte nas características da
onda de choque e na pressão na parede do
corpo. Verifica-se que com a presença de um
corpo, a fonte de energia é capaz de diminuir
a pressão na parede do corpo em
comparação com o caso em que não há
deposição de energia.
Palavras-chave: Escoamento supersônico,
Corpo rombudo, Deposição de energia,
Análise numérica.
1. Introdução
Aeronaves que se movimentam em
velocidades superiores à velocidade do som
são submetidas a elevados valores de
pressão devido à formação de uma onda de
choque, o que resulta em maiores valores de
coeficiente de arrasto em comparação com
veículos com velocidades subsônicas
(Anderson 1991). Estudos sobre a
diminuição de arrasto em escoamentos
supersônicos têm sido desenvolvidos no
Instituto de Estudos Avançados IEAv e
aplicados nos tópicos: reentrada de veículos
aeroespaciais na atmosfera terrestre e a
interação de veículos aeroespaciais com
escoamentos
hipersônicos;
propulsão
hipersônica
aspirada,
empregando
combustão supersônica; e controle de
escoamentos de altas velocidades por adição
de energia por laser. Tais estudos são
realizados em seu Laboratório de
Aerodinâmica e Hipersônica (LAH), Prof.
Henry T. Nagamatsu, onde parte deles, são
realizados em parceria com laboratórios e
universidades
internacionais
e
estes
apresentam resultados satisfatórios (Riggins
1999; Toro 1997). Assim como o presente
estudo, também são desenvolvidos cálculos
numéricos no âmbito do IEAv, no intuito em
buscar uma melhor compreensão dos
fenômenos envolvidos nos experimentos e
promover o planejamento destes com maior
eficiência (Fraile 2011). Diminuir o
coeficiente de arrasto em um corpo como,
por exemplo, uma aeronave que se
movimenta em regime supersônico, pode
aumentar
a
eficiência
aerodinâmica
reduzindo o consumo de combustível e a
tração necessária para que a aeronave se
mantenha em voo. Uma maneira de diminuir
o arrasto é modificando a forma geométrica
da onda de choque tornando-a mais fraca.
Dentre as técnicas para a diminuição de
arrasto, a mais comum é a utilização de
estruturas físicas (Marley 2011) à montante
do corpo (physical spike). Porém, ao inserir
uma barreira física, as perturbações geradas
pelo arrasto aerodinâmico resultam em
tensões que geram o aquecimento da
estrutura e necessitam da implantação de um
sistema de resfriamento (Marley 2011;
Riggins 1999; Takaki 2002), o que indica
que a sua utilização agrega peso e custos
elevados.
Uma outra forma de modificar a onda de
choque é a inserção de uma fonte de energia
localizada no escoamento. Quando a energia
é colocada a montante do corpo, uma onda
de compressão interage com o arco de
166
choque formado ao redor do corpo. Este
estudo, tem como propósito mostrar
resultados de análises numéricas sobre a
modificação de pressão na parede de corpos
em escoamentos de altas velocidades devido
à adição de energia na forma pulsada, os
cálculos foram baseados na solução
numérica das equações de Navier-Stokes por
meio do software Fluent® de CFD
(Computational Fluid Dynamics).
2. Metodologia
O domínio computacional empregado para
os cálculos consiste em uma fonte de energia
à montante de um corpo rombudo que se
desloca a uma velocidade equivalente a
número de Mach 4, sendo o corpo do tipo
esférico. A fonte de energia é inserida no
plano de simetria do corpo e é localizada a
uma distancia
deste. A Fig. 1 apresenta a
geometria dos elementos, porém a solução
numérica apresentada neste trabalho explora
a propriedade de simetria dos escoamentos,
com condições de contorno de simetria na
região mediana da figura.
Fig. 1. Esquema do domínio físico estudado
(Takaki 2002).
Neste caso o corpo é um elemento
bidimensional de raio R. Além disso a fonte
fornece energia ao escoamento de forma
gaussiana, depositada na forma contínua ou
pulsada através de um recurso do Fluent®
denominado User Defined Function, ou
apenas UDF (Função Definida pelo
Usuário), que consiste em uma rotina que
pode ser usada para modificar, por exemplo,
as equações resolvidas numericamente pelo
Fluent®. No caso deste trabalho, é
adicionado um termo fonte à equação de
energia com a seguinte forma de
distribuição:
(1)
Sendo: ρ a densidade no escoamento,
as dimensões da fonte e
a
distância do centro da fonte com relação ao
ponto (x,y) = (0,0) e:
1, se t   p
0, se t   p
fp t   
(2)
O problema é formulado na forma
adimensional, os fatores para a transição
para forma dimensional são construídos com
base na combinação de grandezas. Para
pressão o fator é
, para densidade
,
velocidades
, para dimensões
lineares l e para o tempo
. Então
a intensidade da fonte é dada pela equação
seguinte:
(3)
Para o caso onde a adição é continua temos
que f p  t   1 e Q0  300 , 500 e 1000, para
o caso onde a deposição é pulsada temos os
tempos de deposição
sendo
,
,
, o passo de tempo
-8
5,0×10 s e Q0  300 , obtendo-se a pressão
(p), ao longo do eixo de simetria e ao longo
da parede do corpo em ambos os casos.
2.1 Estudo das malhas
Utilizando o software Gambit, criou-se
uma malha retangular, onde a dimensão ao
longo do eixo de simetria (x) é de 0,05 m,
subdividido em 300 elementos, e de 0,02 m
na direção radial perpendicular (y) ao eixo
de simetria, subdivididos em 120 elementos.
Essa região foi posteriormente refinada
como é mostrado na Fig. 2, em que para a
região circular o raio atribuído é de 0,017 m
e, além disso, uma região com raio de 0,005
m em torno do eixo x também é refinada. A
malha foi capaz de capturar a variação de
propriedades do escoamento tais como
167
pressão e temperatura, mostrando-se
adequada para avaliar o efeito de
modificação de pressão na parede do corpo
devido à adição de energia sem ser
excessivamente refinada de forma a se tornar
computacionalmente custosa.
Nesta sessão é apresentada uma série de
resultados ilustrando os principais efeitos da
deposição da fonte na forma contínua. Nas
Figs. 3 e 4 podemos observar as
propriedades do escoamento quando
depositada uma fonte contínua para valores
de Q0 = 0, 300, 500 e 1000.
25
Sem fonte
Q0 = 300
Q0 = 500
Q0 = 1000
p/pꝏ
20
15
10
5
0
-0,03
-0,02
-0,01
X[m]
2.2 Condições de simulação.
As condições de simulação utilizadas no
estudo são apresentadas na Tab. 1. O método
utilizado no software Fluent® foi: densitybased, axisymmetric, steady (para energia
contínua) e unsteady (para energia pulsada),
discretização de 2ª ordem e a distribuição
dada pela Eq. (1) em que
= 0,005 m
e
= (-0,025;0) m.
Tab. 1 - Condições de escoamento.
Grandeza
Valor
Temperatura de
escoamento não
166 K
perturbado
Pressão de
escoamento não
1,29×104 N/m²
perturbado
Número de Mach
de escoamento não
4
perturbado
Razão de calores
1,4
específicos
3.1 Efeito da deposição de energia na
forma contínua.
Fig. 3. Distribuição de pressão ao longo do
eixo de simetria para os casos sem fonte e
com fonte na forma contínua com diversos
valores de Q0.
Sem fonte
Q0 = 300
Q0 = 500
Q0 = 1000
25
20
p/pꝏ
Fig. 2. Malha para estudos com a presença
do corpo.
15
10
5
0
0
45
θ [ Gráus ]
90
Fig. 4. Distribuição de pressão ao longo da
parede do corpo para os casos sem fonte e
com fonte na forma contínua com diversos
valores de Q0
O choque à montante do corpo, no caso
onde não há a adição da fonte ao
escoamento, é bastante forte na extremidade
frontal do corpo, o que causa elevados
valores de pressão. Ao adicionar a fonte,
observa-se, na região entre -0,02 m e 0,01 m do domínio, que a onda de choque se
torna mais fraca, isto acontece devido à
formação de uma região de recirculação
formada pela influência da presença da fonte
que também é observada por outros autores
168
3.2 Efeito da deposição de energia na
forma pulsada.
Nesta sessão, são mostrados resultados
referentes aos estudos da deposição da fonte
de energia ao escoamento na forma pulsada
de um único pulso, mantendo-se constantes
a distância entre a fonte e o corpo e a
potência da fonte, porém com diferentes
períodos de deposição.
As Figs. 5 e 6 mostram as propriedades do
escoamento quando depositada uma fonte de
energia de um único pulso com valor de Q0
= 300 e tempo de deposição igual a 22,85 μs.
Quando depositada uma fonte de Q0 = 300
de um pulso de energia, observa-se o
comportamento da variação de pressão em
determinados instantes de tempo. O pulso
percorre a extensão do domínio até cerca de
1,6×10-5 s onde inicia-se a interação com a
onda de choque e a formação da região de
recirculação. Em 3,0×10-5s, percebe-se que a
região de recirculação se move em direção à
parede do corpo e nota-se um pico de
pressão a 25°. Em 5,0×10-5 s a região de
recirculação atinge a parede do corpo e
move-se na superfície da parede do corpo
em direção a 45°, o pico de pressão tem
menor intensidade e move-se juntamente
com a região de recirculação que começa a
se dissipar gradativamente e a onda de
choque começa a retornar a sua forma
normal.
As Figs. 7 e 8, mostram as propriedades do
escoamento quando depositada uma fonte de
energia de um único pulso com valor de Q0
= 300. Neste caso, o tempo de deposição é
menor que no caso anterior e igual a 11,425
μs.
25
Sem fonte
1,6E-5s
3,0E-5s
5,0E-5s
p/pꝏ
20
15
10
5
0
-0,03
-0,025
-0,02
-0,015
-0,01
X[m]
com fonte de um pulso com valor de Q0 =
300 e tempo de deposição de 22,85 μs em
diversos instantes de tempo.
Sem fonte
1,6E-5s
3,0E-5s
5,0E-5s
35
30
25
p/pꝏ
como Fang (2011), Marley (2011) e Fraile
(2011). Assim como discute Fraile (2013),
nota-se que, quanto maior a potência da
fonte, maior a influência nas características
da onda de choque de forma que, além desta
perder força, ganha distância com relação a
parede do corpo. Há uma grande queda de
pressão na maior parte da parede do corpo,
no entanto, pode-se observar, que nas
regiões próximas a 45°, forma-se um pico de
pressão que possui intensidade inversamente
proporcional a potência da fonte.
20
15
10
5
0
0
45
θ [ Gráus ]
90
Neste caso, as características da interação
entre o pulso e a onda de choque possuem
algumas similaridades, como por exemplo, a
geração da região de recirculação,
evidenciada pela região de menor pressão na
Fig. 8, e o seu deslocamento ao longo da
parede do corpo. No entanto, devido ao
menor tempo de deposição, quando
comparado com o caso apresentado
anteriormente, percebe-se uma menor
variação no campo de pressão do
escoamento. Os picos de pressão próximos
ao ponto de estagnação (x = -0,01 m) e a
23°, possuem menor intensidade, em
contrapartida, a pressão cai em uma menor
parte da parede do corpo, além disso, a onda
169
de choque tende a retornar mais rapidamente
a sua forma normal.
25
Sem fonte
1,6E-5s
3,0E-5s
5,0E-5s
p/pꝏ
20
15
10
possuem valores fixos de potência, sendo
este um parâmetro que também altera as
características do escoamento. Resultados
satisfatórios com relação a redução da
pressão ao longo da parede do corpo podem
ser obtidos em situações onde o tempo de
deposição de energia é mantido em valores
próximos ao deste último caso, variando a
potência da fonte.
5
0
-0,03
25
-0,025
-0,02
-0,015
-0,01
20
15
10
5
0
-0,03
-0,02
-0,01
X[m]
30
Sem fonte
1,6E-5s
3,0E-5s
5,0E-5s
25
20
p/pꝏ
p/pꝏ
X[m]
Sem fonte
1,6E-5s
3,0E-5s
5,0E-5s
15
10
5
25
0
45
θ [ Gráus ]
20
90
As Figs. 9 e 10 mostram a influência do
tempo de deposição de energia ao
escoamento, onde a fonte deposita energia
de um único pulso com valor de Q0 = 300 e
tempo de deposição igual a 9,14 μs.
Novamente percebe-se uma menor
variação no campo de pressão devido ao
menor tempo de deposição, a onda de
choque possui uma distância da parede ainda
menor quando comparado com os casos
anteriores, o pico de pressão percorre uma
distância menor da parede do corpo. É
importante ressaltar que os estudos
realizados na deposição da fonte pulsada
p/pꝏ
0
Sem fonte
1,6E-5s
3,0E-5s
5,0E-5s
15
10
5
0
0
45
θ [ Gráus ]
90
4. Conclusões
Neste
estudo,
foram
apresentados
resultados do efeito da deposição de energia
ao escoamento de alta velocidade. Após a
adição da fonte de energia ao escoamento, a
onda de choque gerada pelo corpo é
modificada
tornando-a
mais
fraca.
170
Numericamente, quando a fonte e a onda de
choque interagem entre si, o pico de pressão
na extremidade frontal da superfície do
corpo é reduzido de forma significativa
como resultado da interação entre as
mesmas. É possível observar também que a
pressão diminui na maior parte da parede do
corpo em comparação com os casos onde
não há deposição de energia. O efeito da
fonte sobre a pressão na parede do corpo
depende da intensidade da fonte de energia
depositada. Além disso, quando inserida a
fonte na forma pulsada, constatou-se que o
tempo de deposição altera as propriedades
do escoamento.
Agradecimentos
Ao CNPq, pelo financiamento de bolsa do
programa PIBIC, ao Capitão André Carlos Fraile
Júnior pela grande ajuda teórica e intelectual, ao Dr.
Maurício Antoniazzi Pinheiro Rosa pela oportunidade
e Instituto de Estudos Avançados (IEAv).
Referências
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aerodynamics. Ed. 2. Boston: McGrawHill, 1991. 772 p.
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Computational fluid dynamics (CFD)
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2010.
Disponível
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<http://iopscience.iop.org/article/10.1088/17
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numérico da redução de arrasto em
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2011. 128f. Tese (Mestrado em Física
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em:
<http://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/6.20071230>. Acesso em: 28 Jan. 2017.
171
UTILIZAÇÃO DE DISPERSÃO DE SUKHAREV NA CONSTRUÇÃO DE
ÁRVORES ALEATÓRIAS DE RÁPIDA EXPLORAÇÃO
D. M. Adamis1, F. L. L. Medeiros2*
1
2
*[email protected]
Resumo
As árvores aleatórias de rápida exploração,
tradução de Rapidly-exploring Random
Trees (RRTs), são métodos que vem sendo
utilizados com êxito no planejamento
Veículos Aéreos Não Tripulados (VANTs)
em ambientes de navegação. Uma RRT é
uma combinação de um grafo na forma de
uma árvore com um método simplificado de
busca. Este trabalho tem como objetivo,
estudar a construção de uma RRT através da
utilização da dispersão de Sukharev. O
estudo consiste, então, no desenvolvimento
de um algoritmo, denominado RRTSukharev, e na aplicação desse algoritmo ao
planejamento bidimensional de rotas para
VANTs
considerando
ambientes
de
navegação reais e definidos por modelos
digitais de elevação. Assim, foram
comparadas as rotas planejadas pela RRTSukharev com rotas planejadas por uma
RRT clássica, onde a RRT-Sukharev mostra
números promissores, ao exibir resultados
15 vezes mais rápidos que a RRT clássica,
para os casos de uso considerados neste
trabalho.
Palavras-chave: RRT, Dispersão
Sukharev, Planejamento de Rotas.
de
1. Introdução
O planejamento automático de rotas de
navegação para Veículos Aéreos Não
Tripulados (VANTs) é um problema
abordado em diversas pesquisas visando ao
aumento de autonomia desses veículos
(Goerzen et al. 2010). Uma rota de
navegação para um VANT é a estrutura
através da qual uma trajetória segura e
dinamicamente viável é criada por meio das
características cinemáticas e dinâmicas do
VANT. Uma rota é transformada em uma
trajetória de navegação através da aplicação
de métodos de suavização como, por
exemplo, as curvas de Dubins (Dubins 1947)
e as curvas de hodógrafos de Pitágoras
(Tsourdos 2010).
Árvores aleatórias de rápida exploração
(Lavalle 2006), tradução de Rapidlyexploring Random Trees (RRTs), são
métodos que vêm sendo utilizados com êxito
no planejamento automático de rotas para
VANTs em ambientes de navegação
(Goerzen 2010). Uma RRT é uma
combinação de um grafo na forma de uma
árvore, com um método simplificado de
busca. No trabalho anterior a este (Masiero
et al. 2015), foi desenvolvido um algoritmo
para o planejamento de rotas através de uma
RRT. O nó raiz da árvore ( qinit ) é a posição
inicial da rota a ser planejada. O
árvore de modo aleatório a partir do nó raiz
até que uma de suas ramificações alcance a
posição final ( q dest ) da rota a ser planejada.
Como cada nó é uma amostra/posição do
ambiente de navegação e possui informação
de seu nó antecessor, a rota é traçada da
posição q dest até a posição de origem qinit e
depois invertida. Um nó-folha ou
ramificação q new é um ponto do segmento de
reta qnearqrand , tal que: qrand é uma posição
gerada como uma amostragem aleatória do
ambiente de navegação; qnear é o nó da
árvore mais próximo de qrand ; a distância
entre qnear e qnew é o valor constante q ; e o
segmento de reta qnearqnew é livre de colisão,
isto é, não intercepta qualquer obstáculo do
ambiente de navegação. É importante ser
mencionado que qrand pode ser qualquer
posição do ambiente de navegação. Em
sequência, uma RRT foi aplicada ao
planejamento automático de rotas para
VANTs, considerando um ambiente de
navegação definido por um modelo digital
172
de elevação, onde o processo de amostragem
para obtenção de qrand se dava pela escolha
aleatória de uma posição dentre infinitas
posições do ambiente de navegação.
1.1 Justificativa
O aumento do valor de q tende a
aumentar a área explorada por uma RRT,
considerando um mesmo número de
amostras, isto é, de nós da RRT. Neste
trabalho, considera-se a área explorada como
sendo a área da envoltória convexa dos nós
de uma RRT, como apresentado na Fig. 1.
Assim, outro efeito do aumento de q é a
tendência à redução do número de amostras
necessárias para explorar uma região do
(a)
(b)
Fig. 1. Exemplo de área explorada por uma
RRT: (a) árvore; (b) envoltória convexa dos
nós da árvore.
Entretanto, isto é apenas uma tendência,
pois como descrito anteriormente, a geração
é aleatória, o que não garante qualquer
padrão de amostragem e, conseqüentemente,
de distribuição espacial de uma RRT.
Analisando a RRT, percebe-se que um modo
de melhorar a distribuição espacial da RRT
seria garantir a criação de amostras com um
espaçamento mínimo entre si.
Assim, este trabalho propõe a utilização de
um padrão de distribuição espacial de
amostras/nós para uma melhor distribuição
espacial de uma RRT. A distribuição
abordada neste trabalho baseia-se na
dispersão de Sukharev.
1.2. Objetivo
Este trabalho de iniciação científica tem
como objetivo estudar a construção de uma
RRT através da utilização de dispersão de
Sukharev.
O
estudo
consiste
no
desenvolvimento do algoritmo RRTSukharev. O algoritmo RRT-Sukharev foi
aplicado ao planejamento bidimensional de
rotas para VANTs, considerando ambientes
de navegação reais e definidos por modelos
digitais de elevação. Este trabalho também
tem como objetivo analisar os efeitos desta
alteração, comparando as rotas planejadas
pela RRT-Sukharev com rotas planejadas
por uma RRT clássica.
2. Metodologia
Nesta Seção são apresentadas descrições
da dispersão de Sukharev e de uma
adaptação do algoritmo RRT que utiliza tal
dispersão para o planejamento automático de
rotas de navegação.
2.1. Dispersão de Sukharev
A dispersão de Sukharev é a melhor
dispersão espacial possível de um conjunto
de amostras em determinado domínio
(Sukharev 1971). Considerando o problema
de planejamento bidimensional ( nd  2 ) de
rotas, a dispersão de Sukharev de um
conjunto de na amostras consiste na
dispersão obtida com a distribuição espacial
destas amostras em uma grade regular, de
modo que cada amostra é posição central de
uma parcela do ambiente de navegação
representada por uma célula da grade. Essa
grade é denominada grade de Sukharev. A
dispersão de Sukharev é definida por
  A 
1
 n1 
2na d 
 
(1)
Em que: A é um conjunto de na amostras; nd
é o número de dimensões do domínio do
 1
problema; e nan d  é o número obrigatório
 
de amostras por cada eixo do domínio do
problema;   indica a parte inteira do
1
número decimal nan d . Obtendo assim, o
número de linhas e de colunas para a matriz
quadrada da grade de Sukharev.
1
nd
a
Quando n não é um número inteiro, então
amostras extras são obtidas em posições do
173
domínio de modo a não alterar a dispersão
 n1 
obtida com as na d  amostras do mesmo
 
domínio. Por exemplo, a dispersão de
Sukharev de um conjunto de 121 amostras
em um domínio bidimensional seria 0.0455.
A grade de Sukharev seria composta por 11
linhas e 11 colunas. A dispersão de
Sukharev de um conjunto de 124 amostras
em um domínio bidimensional também seria
0.0455. Entretanto, três amostras devem ser
distribuídas em torno da grade regular de 11
linhas e 11 colunas de modo a não alterar a
dispersão. Nesse caso, a grade de Sukharev é
composta pela grade com 11 linhas e 11
colunas e pelas três amostras.
Enquanto o algoritmo RRT clássico, a cada
iteração, expande sua árvore adicionando
nós com uma distãncia variando de 0 a q
respectivamente, a largura e o comprimento
do ambiente de navegação.
entre si. O algoritmo RRT-Sukharev difere
ao fixar uma distância entre os nós,
permitindo uma maior a area de exploração
do ambiente de navegação.
O algoritmo RRT-Sukharev é apresentado
na Tab. 1. As principais diferenças de
funcionamento do algoritmo RRT-Sukharev
em relação à RRT clássica podem ser
resumidas em quatro etapas. A primeira
etapa consiste na criação de uma grade de
quarta etapa, a criação do nó q new baseia-se
no mesmo processo de criação da RRT
clássica. Entretanto, é importante ser
observado que, no algoritmo RRT-Sukharev,
qnear é o mesmo nó da árvore obtido na
linha 6 desse algoritmo. Isto implica que,
nessa etapa, qnear pode não ser o nó mais
1
nd
a
Sukharev (S), tal que n
é um número
inteiro. Inicialmente, cada célula sl s c s da
grade possui o valor zero, indicando que a
posição central da célula sl s c s ainda não foi
inserida como um nó da árvore.
Na segunda etapa, a posição qrand é uma
posição do ambiente de navegação gerada
aleatoriamente, como na RRT clássica.
Entretanto, caso qnear e qrand estejam dentro
da mesma célula da grade de Sukharev, a
utilização de qrand na linha 9 do algoritmo
causaria um problema. Assim, uma posição
q'rand é usada para o cálculo de q'new . A
posição q'rand é criada na direção de qrand e
a uma distância de qnear igual a
3y 2n   3x 2n 
2
ls
2
cs
A terceira etapa do algoritmo consiste no
cálculo de q'new . A posição q'new é a posição
de intersecção entre o segmento de reta
q near q' rand e o retângulo definido pela
vizinhança da célula sl c . Nesta etapa, se a
s s
célula
sl s c s é nula,
isto é, ainda não
explorada, então o nó q new é especificado
como sendo a posição central da região do
ambiente de navegação representada pela
célula sl s c s . Assim, a célula sl s c s recebe o
valor 1, indicando que foi percorrida.
A quarta etapa só ocorre se sl 's c 's  1 ou se
o segmento de reta qnearqnew interceptar
algum obstáculo do ambiente de navegação,
isto é, alguma célula Bl ,c com valor 1. Na
próximo de qrand .
Um conjunto de experimentos de
planejamento de rotas foi realizado com a
RRT-Sukharev,
implementada
neste
trabalho, e com a RRT clássica
implementada em (Masiero 2015).
Os experimentos foram feitos utilizando os
mesmos parâmetros de configuração para
ambos os algoritmos, sendo:
q  p(long final  long inicial )
(2)
Em que p  0,1 é uma porcentagem,
long inicial long final
e
são, respectivamente, a
longitude inicial e a longitude final do
, tal que y e x são,
174
Tab. 1. Algoritmo RRT-Sukharev para o planejamento de rotas.
Linha
1
2
3
4
5
6
7
Descrição
criar a Grade de Sukharev (S), tal que sl c = 0 para todo 1  ls  nl e 1  cs  nc
sf← 0
enquanto sf = 0 faça
qrand← RAND_CONFIG(C)
qnear← NEAREST_VERTEX(qrand,G)
q’rand← NEW_CONF(qnear, 3y 2nl 2  3x 2nc 2 )
s s
s
8
9
10
11
12
13
14
15
16
17
18
19
20
21
22
23
24
25
26
27
28
29
30
31
32
33
34
35
36
37
s
s
s
encontrar a célula sl c que representa uma região do ambiente de navegação
que contém qnear
q’new←intersecção( qnearq'rand ,retângulo(vizinhança( sl c )))
s s
s s
encontrar a célula sl ' c ' que representa a região do ambiente de navegação
que contém q’new
encontrado_qnew← 0
se ( sl ' c ' = 0) faça
qnew←centro( sl ' c ' )
s
s
s
s
s
s
se
não intercepta qualquer obstáculo da grade B faça
q
q
sl ' c ' ← 1
antecessor(qnew) ←qnear
se encontrado_qnew = 0
qrand← RAND_CONFIG(C)
qnew← NEW_CONF(qnear, ∆q)
se q q não intercepta qualquer obstáculo da grade B faça
inserir a aresta que une qnear a qnew na árvore G
antecessor(qnew) ←qnear
se ((encontrado_qnew = 1) e d qnew , qdest   ld e ( qnewqdest não intercepta qualquer
obstáculo da grade B)) faça
inserir a aresta que une qnew a qdest na árvore G
antecessor(qdest) ←qnew
sf← 1
q ←qdest
armazenar q na pilha R, que representa a rota planejada
q ←antecessor(q)
se q = qinit faça
near
new
s
near
s
new
175
Primeiro, para efeito de comparação em
um ambiente controlado, foram realizados
10 testes em um ambiente artificial
labiríntico com os dois algoritmos. O
labirinto é representado por uma grade
binária regular contendo 20 linhas e 20
colunas. Cada célula da grade com valor 1 é
um obstáculo à navegação. A grade de
Sukharev utilizada possui 10 linhas e 10
colunas. A Fig. 2 apresenta rotas planejadas
com as duas RRTs. As células obstáculo são
indicadas na cor preta.
A Tab. 2 mostra os resultados do primeiro
conjunto de experimentos, fazendo um
comparativo
do
tempo
médio
de
planejamento (T) e do número de nós
obtidos com a aplicação do algoritmo RRT
clássico e com a aplicação do algoritmo
RRT-Sukharev.
a
Tab. 2. Média e desvio padrão dos
experimentos com o labirinto.
RRT clássica
RRT-Sukharev
n° nós
T (ms)
n° nós
T (ms)
244
5202,5
37
281
Desv. P.
96,4
Desv. P.
20,12
O segundo conjunto de 10 testes foi
realizado com um ambiente de navegação
definido por um modelo digital de elevação.
O ambiente de navegação é representado por
uma grade binária com 1201 linhas e 1201
colunas, e a grade de Sukharev utilizada
possui 20 linhas e 20 colunas. A grade
binária do ambiente de navegação e a grade
Sukharev são apresentadas na Fig. 3.
Exemplos de rotas de navegação
planejadas pela RRT clássica e pela RRTSukharev são apresentados na Fig. 4,
considerando o ambiente de navegação
definido pelo modelo digital de elevação.
A Tab. 3 mostra uma média dos resultados
obtidos com os experimentos comparativos
realizados com o modelo digital de elevação
1201x1201, para uma grade Sukharev de
ordem 20x20.
Através de uma análise dos resultados
obtidos,
observa-se
uma
redução
significativa do tempo médio (T) de
planejamento de uma rota pela RRTSukharev em comparação com o tempo
b
Fig. 2. Rotas planejadas por uma (a) RRTclássica (5929 nós e T = 3681 ms) e por uma
(b) RRT-Sukharev (465 nós e T = 110 ms),
considerando o ambiente de naevgação
definido por um labirinto.
Fig. 3. Modelo digital de elevação
subdividido pela grade Sukharev 20x20.
Tab. 3. Média e desvio padrão dos
experimentos com o modelo digital de
elevação.
RRT clássica
RRT-Sukharev
n° nós
T (ms)
n° nós
T (ms)
8989
1444,05
764
656
Desv. P.
292,51 Desv. P.
14,82
176
médio de planejamento pela RRT clássica.
Entretanto, é importante ser mencionado que
por se tratar de dois métodos estocásticos,
essa redução é uma tendência.
de planejamento de rotas de navegação em
comparação com o tempo médio de
planejamento de rotas do algoritmo RRT
clássico.
De modo mais amplo, a dispersão de
Sukharev tem aplicação promissora em
outros tipos de RRTs como, por exemplo, a
RRT* e a RRT*-Smart. Assim, o uso da
dispersão de Sukharev em outros tipos de
RRTs precisa ser abordado em futuras
pesquisas.
Agradecimentos
Ao PIBIC/CNPq, pela bolsa concedida e ao IEAv,
pela infra-estrutura e apoio acadêmico.
a
b
Fig. 4. Rotas planejadas por uma (a) RRTclássica (13766 nós e T = 23244 ms) e por
uma (b) RRT-Sukharev (3534 nós e T =
6755 ms), considerando o ambiente de
navegação definido por um modelo digital
de elevação.
4. Conclusões
Este trabalho apresentou a implementação
computacional do algoritmo RRT-Sukharev
e sua aplicação a um conjunto de casos de
estudo. Através dos resultados obtidos,
pôde-se concluir que a utilização de
dispersão de Sukharev, no processo de
amostragem dos nós da RRT-Sukharev,
tende a reduzir significativamente o tempo
Referências
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B.A Survey of Motion Planning
Algorithms from the Perspective of
Autonomous UAV Guidance. Journal of
Intelligent and Robotic Systems, v. 57, n. 14, p. 65-100, 2010.
DUBINS, L. E. On Curves of minimal
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curvature, and with prescribed initial and
terminal positions and tangents. American
Journal of Mathematics, n. 79, p. 497-516,
1957.
TSOURDOS,
A.;
WHITE,
B.;
SHANMUGAVEL, M. Cooperative path
planning of unmanned aerial vehicles.
Wiley, 1sted, 2010, p. 214.
LAVALLE, S. M..Planning algorithms.
New York: Cambridge University Press, 842
p., 2006.
MASIERO, L. S.; DE MARCHI, M. M.;
MEDEIROS, F. L. L.Aplicação de árvores
aleatórias de rápida exploração ao
planejamento de rotas para VANTS.
Anais do IV Simpósio de Ciência,
Tecnologia e Inovação (SCTI) do IEAv.
2015.
SUKHAREV, A. G.Optimal strategies of
the search for an extremum. U. S. S. R.
Computational
Mathematics
and
Mathematical Physics, v. 11, n. 4, p. 119137, 1971.

Livro de Anais - IEAv

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