Fundamentos de Engenharia Aeronáutica - Volume único

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1202.10 – Dicas para a realização do projeto aerodinâmicoDentre todos os pontos analisados no presente capítulo, alguns são de fundamentalimportância para o desenvolvimento aerodinâmico de uma aeronave destinada a participar dacompetição SAE-AeroDesign. A seguir é apresentada uma proposta para a realização doprojeto aerodinâmico da aeronave.1) Determinar a configuração prévia da aeronave com a proposta de alguns modelos de asa epelo menos três perfis diferentes para serem analisados.2) Estimar as dimensões mínimas e o modelo das empenagens.3) Realizar um desenho prévio da aeronave e estimar a área molhada S wet .4) Para cada asa e perfil analisados devem ser realizados os cálculos para se obter a polar dearrasto da aeronave com a respectiva eficiência máxima de cada modelo.5) Realizar a seleção do modelo da asa e do perfil ideal avaliando as condições necessáriaspara a decolagem da aeronave dentro do limite de pista estipulado pelo regulamento. Omodelo para o cálculo do desempenho de decolagem é apresentado em detalhes no Capítulo 4.6) Determinar a distribuição do carregamento ao longo da envergadura da asa pelaaproximação de Schrenk. O resultado obtido será utilizado para o dimensionamento estruturalda aeronave.7) Realizar processos de otimização como forma de se obter significativas melhorias naaerodinâmica da aeronave.8) Tentar realizar ensaios aerodinâmicos na aeronave como forma de validar os cálculosrealizados.A realização desses pontos permite estimar com grande confiabilidade ascaracterísticas aerodinâmicas de uma aeronave destinada a participar da competiçãoAeroDesign.A Figura 2.60 mostra algumas características aerodinâmicas da aeronave da equipeTaperá do Instituto Federal de Educação, Ciência e Tecnologia de São Paulo para acompetição SAE-AeroDesign 2009.
121Aeronave Taperá 2009 - IFSPCaracterísticas AerodinâmicasMonoplanoAsa alta com forma geométrica mistaEnvergadura 2,80mCorda 0,4mEmpenagem convencionalTrem de pouso tricicloPerfil Eppler 423Massa da aeronave vazia 3,2kgCapacidade de carga útil – Setor 1 - 8,57kgCapacidade de carga útil – Setor 2 – 12,97kgFigura 2.60 – Características aerodinâmicas da aeronave Taperá 2009.Neste ponto finaliza-se o capítulo de análise aerodinâmica onde foram apresentadosapenas os conceitos fundamentais dessa disciplina, que em geral apresenta problemas muitomais complexos dos que aqui foram tratados, porém os pontos apresentados são de extremaimportância para o inicio dos estudos dos estudantes que desejam montar uma equipe paraparticipar da competição SAE-AeroDesign.Referências bibliográficas deste capítulo[2.1] ANDERSON, JOHN, D. Aircraft performance and design, McGraw-Hill, New York,1999.[2.2] McCORMICK, BARNES, W. Aerodynamics, aeronautics and flight mechanics, Wiley,New York, 1995.[2.3] MUNK MM. General biplane theory, NACA Report 151, 1923.[2.4] RAYMER, DANIEL, P. Aircraft design: a conceptual approach, AIAA, Washington,1992.
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1LUIZ EDUARDO MIRANDA JOSÉ RODRIGU
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3FUNDAMENTOS DAENGENHARIA AERONÁUT
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5Ao EstudanteQue a presente obra re
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7AGRADECIMENTOSForam muitas as pess
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9SUMÁRIOCapítulo 1- Conceitos Fun
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11Figura 1.2 - Evolução da indús
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13estabilidade longitudinal estáti
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17Figura 1.10 - Modelo de empenagem
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21Figura 1.18 - Deflexão do profun
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Figura 1.21 - Aeronave da equipe Ta
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25Quando uma asa se desloca atravé
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27A diferença de pressão criada e
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29Figura 2.5 - Definição do ângu
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33Tanto o coeficiente angular da cu
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39O balanceamento e a controlabilid
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41(2.10) em relação ao ângulo de
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43aerodinâmica. Normalmente os qua
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47Tabela 2.3 - Perfil Selig 1223 Po
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49Tabela 2.4 - Perfil Selig 1223 RT
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51Tabela 2.5 - Perfil Wortmann FX 7
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55Solução:Aplicando-se a equaçã
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57de uma asa baixa podem ser repres
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59AR2,300,401= =5,75Asa 2: esta asa
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61Solução:A relação de afilamen
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63Portanto, a corda média aerodin
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67Asas enflechadas: a função prin
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Page 99 and 100: 99Dados: ρ = 1,225kg/m³, µ = 1,7
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Page 153 and 154: 153Dessa forma, a tração requerid
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171WTr=( CL/ CD)O C L requerido par
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173Tr= 56,425NPara v = 10m/sA traç
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175CLh2 ⋅Wh⋅ S ⋅ v2= ρ2CLhCL
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177Variação da tração com a alt
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179Figura 4.10 - Variação caracte
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181Figura 4.12 - Influência da alt
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183Prh= 389,306 WConsiderando a vel
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185O processo é repetido para toda
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187Variação da potência com a al
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189Figura 4.13 - Forças atuantes d
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191É importante observar que ao lo
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193∆P = 284,200− 337,841∆P =
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195θR / Cmáx= 4, 821°É importan
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197o gráfico resultante é o segui
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199Na Equação (4.55c) percebe-se
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201eficiência aerodinâmica máxim
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203E = 8,13O ângulo de planeio par
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205R D= −26,039⋅ sen4,630ºRD=
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207E = 12,345O ângulo de planeio p
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209CD=20,022+ 0,065 ⋅ CLCD= 0,022
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211E = 11,450O ângulo de planeio
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213v =2 ⋅W⋅ cos γρ ⋅ S ⋅C
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215v = 17,222 m/sA velocidade horiz
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217direção de movimento da aerona
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219Considerando que no instante da
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221Com relação ao coeficiente de
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223π ⋅ e ⋅ ⋅ µ= 0ARC LLO(4.
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225Figura 4.26 - Influência da var
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227C D= 0,02614A velocidade de esto
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229h = 0m e também para as altitud
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231SLoSLo=7056595,128=11,856 mPara
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233W (N)S lo (m)70 11,85680 15,8359
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235SLo=16,291mPara W = 80NO coefici
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237Decolagem na altitude h = 3000m.
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239Para W = 80NO coeficiente de sus
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241W (N)S lo (m)70 22,73680 30,6469
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243tLvt⋅ m= −(4.98b)Fsabendo-se
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245Um modelo genérico desse tipo d
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2471 22D = ⋅1,225⋅ (0,7 ⋅16,3
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251Figura 4.33 - Aeronave Taperá n
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253vestol=2 ⋅ 601,225 ⋅ 0,9 ⋅
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255W (N)S L (m)60 33,7770 39,4080 4
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257SL=g ⋅ ρ ⋅ S ⋅ CLmáx2W
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261b) Fator de carga último: Este
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263Assim, tem-se que:v*= v estol⋅
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265O contorno do diagrama que limit
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267O resultado obtido para todos os
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269Para v = 24m/snmáxnmáxnmáxρ
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2714.12 - Desempenho em curvaAté o
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273A força F R representa fisicame
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2751 2senφ = ⋅ ( n −1)(4.129e)
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279n222q ⋅T⋅ S q ⋅ CD0⋅ S=
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281Rmin=ρ ⋅ g ⋅4 ⋅ K ⋅( T
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283A Figura 4.38 pode ser obtida at
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285Figura 4.41 - Envelope de vôo c
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287Para h = 500m, a seguinte curva
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321Para o caso de um avião, é fá
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355diferença geralmente é muito p
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361Na Equação (5.69) é possível
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365Pela análise da Figura 5.37 é
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3818) Determinar e traçar o gráfi
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391Figura 6.11 - Formatos típicos
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397Figura 6.23 - Asa com longarina
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399Uma nacele também contém uma p
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519A variável a 0 = 0,110grau -1 f
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5210,70m, c rHt = 0,25m, c tHt = 0,
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5233 - ANÁLISE DE DESEMPENHO3.1 -
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22( 0,7 ⋅ v ) ⋅ S ⋅ ( C + ⋅
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527Outro ponto importante da análi
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529Na Equação (29), o valor de C
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531utilizado n máx =2,5, mínimo v
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533Figura 14 - Envelope de vôo da
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5354. ANÁLISE DE ESTABILIDADE EST
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537O critério necessário para a e
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5395. ANÁLISE ESTRUTURAL5.1 Distri
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541do peso é aplicado ao trem do n
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5436. CONCLUSÕESComo conclusões d
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Fundamentos de Engenharia Aeronáutica - Volume único

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