Fundamentos de Engenharia Aeronáutica - Volume único

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138Hélice MAs 13”x5”A tração estática é definida com a aplicação das Equações (3.1) e (3.2).A determinação do valor de K T0 é realizada da seguinte forma:⎛K T 0= 57000 ⋅ ⎜1,97 −⎝pD⎞⎟⎠KT 0⎛= 57000 ⋅ ⎜1,97−⎝513⎞⎟⎠K = 90366,92T 0A tração estática é calculada com a aplicação da Equação (3.1) utilizando-se para ahélice 13”x4” a rotação n = 12500rpm, uma potência no eixo de 1,25hp e o diâmetro da héliceD = 1,0833ft.PETv= 0= KT 0⋅n ⋅ DTv= 01,144= 90366,92 ⋅11440 ⋅1,0833T = 8,341v=0lbfque corresponde em Newtons a:Tv=0= 8,341⋅4,448T = 37,10v=0NA variação da tração com a velocidade é obtida com a aplicação da Equação (3.3).TdP=E⋅ηvhρh⋅ρ 0Considerando uma condição de atmosfera padrão ao nível do mar a relação ρ h /ρ 0 éigual a 1, e portanto:
139Td=PE⋅ηhvA partir dos parâmetros da Tabela 3.5, tem-se que:Para v = 2m/sTd=PE⋅ηhvTdTd801,13⋅ 0,092047=2= 36,87 NPara v = 4m/sTd=PE⋅ηhvTdTd799,98⋅ 0,18144=4= 36,287 NPara v = 6m/sTd=PE⋅ηhvTdTd797,16⋅ 0,26652=6= 35,409 N
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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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15Estrutura das asas: Para o caso d
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17Figura 1.10 - Modelo de empenagem
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19Movimentos da aeronave: durante o
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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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31Perfil Eppler 423 - cl/cd x alfa
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33Tanto o coeficiente angular da cu
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35construção de asas na indústri
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37Solução:Para um ângulo de ataq
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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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45Tabela 2.2 - Perfil Eppler 423 -
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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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53de cada modelo analisado. A Figur
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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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65wtgα i= (2.24)VComo este ângulo
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67Asas enflechadas: a função prin
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69Exemplo 2.9 - Comparação da cur
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71CLCL= 0,0812⋅(−6,0−(−8,5)
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73Na curva apresentada, pode-se not
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752.5.6.1 - Influência da forma ge
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77Figura 2.38 - Localização dos f
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79C= ( 1 + x)⋅LmáxcfC LmáxsfCLm
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81obtidos no diagrama (v-n) são re
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83O processo apresentado foi aplica
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85c r2⋅S=(1 + λ)⋅b(2.41a)Para
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Page 99 and 100: 99Dados: ρ = 1,225kg/m³, µ = 1,7
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Page 151 and 152: 1515) Conhecido o peso e o valor da
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Page 179 and 180: 179Figura 4.10 - Variação caracte
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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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249φ =(16 ⋅ h / b)21 + (16 ⋅ h
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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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259A correspondente força de arras
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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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2772 4 22 ⋅ T ⋅ ρ ⋅ v ⋅ S2
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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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297A partir da análise realizada,
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299É importante lembrar que para c
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3012estol+ ⋅ a ⋅ S L0 = v 2(4.1
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303tD30=1,628tD=18,427 sDurante a d
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305L =1 ⋅ ρ 2⋅ (0,7 ⋅ vlo )
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307Figura 4.45 - Processo para obte
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3091 2L = ⋅1,225⋅ (0,7 ⋅15,05
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311L = 16,740 NA correspondente for
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3174.16 - Dicas para a análise de
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319CAPÍTULO 5ANÁLISE DE ESTABILID
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321Para o caso de um avião, é fá
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323Figura 5.8 - Estabilidade dinâm
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325Figura 5.10 - posição do CG em
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327Com relação a corda média aer
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329anti-horário) tendendo a rotaci
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331Figura 5.15 - Contribuição da
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333Realize comentários sobre os re
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335CL= 0,631O valor do coeficiente
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5.5.2 - Contribuição da superfíc
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339para esta análise pode ser obti
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341representa o efeito provocado pe
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343Substituindo a Equação (5.39b)
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345a = C L α t= 0,0751 grau -1A eq
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347pois nos resultados obtidos tem-
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349A aplicação das Equações (5.
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351e⎛ dε⎞CM αt= − VH⋅ η
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353Figura 5.23 - Representação do
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355diferença geralmente é muito p
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357Pela análise da Figura 5.26 é
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359sustentação que fará com que
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361Na Equação (5.69) é possível
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363Para se garantir a capacidade de
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365Pela análise da Figura 5.37 é
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367Para possuir estabilidade direci
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369submetida a um aumento de ângul
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371Figura 5.41 - dimensões Z w e d
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373Matematicamente essa situação
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375Para o caso de uma deflexão neg
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377a tendência desestabilizadora n
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379∆Cl∆LC= =q ⋅ S ⋅ bL⋅ q
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3818) Determinar e traçar o gráfi
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383Figura 6.2 - Estrutura interna d
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385Figura 6.4 - Componentes estrutu
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387Figura 6.8 Construção semi-mon
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389Figura 6.10 - Estações da fuse
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391Figura 6.11 - Formatos típicos
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393Figura 6.16 - Longarina com plac
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395adicionar pequenos pregos, uma v
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397Figura 6.23 - Asa com longarina
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399Uma nacele também contém uma p
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401Figura 6.30 Carenagem de motor a
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403dobradiça à longarina do ailer
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405Os ailerons externos consistem d
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407Figura 6.39 - Flape deslizante c
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409Figura 6.42 - Localização típ
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a) Distorções gradualmente cresce
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tempo de vida, é normal selecionar
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415d) Para reagir a cargas devido a
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417Quando usada na presença de um
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419Figura 6.50 - Análise dinâmica
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421Figura 6.53 - Evolução do proj
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423Vantagens e Desvantagens de uma
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425Materiais Mais Usados na Fuselag
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b) Estrutura Monocoque ou Semi-mono
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431Figura 6.65 - Modelos de trem de
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433Cargas para Pouso em Três Rodas
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435Figura 6.70 - Exemplo de Drop-Te
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437Figura 6.71 - Modelos de trem do
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439Cálculo Estrutural da Empenagem
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441Figura 6.74 - Exemplo de simula
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443b) Fator de carga último: Este
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445A velocidade máxima presente na
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fissuras seja cumprida. Este crité
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449Ligas de AlumínioClassificaçã
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451Características do TitânioPor
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453Madeira Aeronáutica - FreijóAp
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455Propriedades da Fibra de Carbono
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457Figura 6.83 - Aplicação dos Ma
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4616.6 - Método do Elementos Finit
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465A seguir são apresentadas algum
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467B) Cálculos de aerodinâmica:Ca
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469A SAE BRASIL é filiada à SAE I
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471suas etapas, desde a concepção
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473III Competição SAE-AeroDesign
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497Termo de ResponsabilidadeNão es
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499Estabilidade lateral e direciona
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501Fatos a Serem Evitados na Aprese
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513direcional e a lateral e quando
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5172 - ANÁLISE AERODINÂMICA2.1 -
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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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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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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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