Projeto Conceitual de Aeronaves de Transporte
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1 2<br />
V cLSref<br />
W4<br />
(III.21)<br />
2<br />
Reescrevendo a Eq. III.21, obtemos a velocida<strong>de</strong> como<br />
V<br />
2W<br />
c S<br />
4<br />
(III.22)<br />
L<br />
ref<br />
Introduzindo (III.22) em (III.17), obtemos<br />
R<br />
1<br />
2W<br />
2<br />
4<br />
1 c <br />
L<br />
W <br />
ini<br />
ln <br />
c S c c <br />
W<br />
L ref T D final<br />
<br />
<br />
(III.23)<br />
A Eq. III.23 mostra que se quisermos maximizar o alcance, temos as seguintes opções:<br />
<br />
<br />
<br />
<br />
Maximizar o termo<br />
c<br />
1/2<br />
L<br />
minimizar a <strong>de</strong>nsida<strong>de</strong> do ar;<br />
aumentar a carga alar (razão peso/área);<br />
c<br />
D<br />
;<br />
diminuir a <strong>de</strong>nsida<strong>de</strong> do ar (voar em altitu<strong>de</strong>s mais elevadas).<br />
Para o cálculo da fração <strong>de</strong> massa <strong>de</strong> cruzeiro,<br />
polar <strong>de</strong> arrasto (curva c D vs. c L ).<br />
W<br />
ini<br />
W<br />
final<br />
, precisa- <strong>de</strong> um mo<strong>de</strong>lo <strong>de</strong><br />
Outro modo <strong>de</strong> resolver a Equação III.16 é substituir a velocida<strong>de</strong> por uma expressão<br />
advinda da igualda<strong>de</strong> do peso com a sustentação (Eq. III.24). É preciso ressaltar, que ao<br />
lançar mão <strong>de</strong>ste procedimento, o avião está em equilíbrio estático (é o que acontece em<br />
um cruzeiro a altitu<strong>de</strong> constante).<br />
Com Eq. III.24 aplicada à III.16, obtém-se<br />
1 <br />
V W / cL<br />
Sref<br />
(III.24)<br />
2 <br />
1/2<br />
W4 i Vc W4 i 2 W4<br />
i<br />
L<br />
W cL 2 1 cL<br />
dW<br />
R dW dW<br />
W4 f c c W<br />
<br />
W <br />
4 f W<br />
c S c c W 4 f S c c W<br />
T D L ref T D<br />
ref T D<br />
(III.25)<br />
Assumindo, então, que o c L , c D , c T e sejam constantes, tem-se que