Projeto Conceitual de Aeronaves de Transporte

t2=(sqrt(cl_long))/cd;
t3=3600/ct;
sqqwf =-rangem/(2*t1*t3*t2)+sqrt(masscruzi*9.81);
massfin = sqqwf^2/9.81;
mcombc = masscruzi-massfin;
%
function wefrac=wempty(arw,sw,MMO,W2lb,T0)
% calculo da razao peso vazio/peso maximo de decolagem
% Referencia: Raymer
a=0.32;
b=0.66;
C1=-0.13;
C2=0.30;
C3=0.06;
C4=-0.05;
C5=0.05;
%
wefrac=a+b*((W2lb^C1)*(arw^C2)*((T0/W2lb)^C3)*((W2lb/sw)^C4)*MMO^C5);
function atm=atmosfera(hp,isa)
%
% Purpose: standard atmosphere calculation
% entradas (input):
%---------------------------------------------------------------------
% 1- hp: altitude (pés)
% 2- isa: delta ISA
%---------------------------------------------------------------------
% Saidas (output)
% atm(1): Temperatura ISA (K)
% atm(2): Relação de Temperatura obtida pela temperatura padrao ao
nivel do
% mar
% atm(3): Relação de pressões (pressão obtida / pressão ao nivel do
mar)
% atm(4): Relação de densidades (densidade obtida/ densidade nivel
do mar)
% atm(5): Pressao (kPa)
% atm(6): Densidade (kg/m3)
% atm(7): Velocidade do som (m/s)
% atm(8): Viscosity dinamica do ar (kg/(m.s))
%---------------------------------------------------------------------
% calculo da atmosfera padrao
g = 9.80665; %gravidadde
temp = 288.15; %temperatura
rho = 1.225; % densidade
pres = 101325; % pressao
gama = 1.4; % cp/cv
R = 29.26; % constante dos gases
%
if hp