Fundamentos de Engenharia Aeronáutica - Volume único

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144A Figura 3.14 mostra a aeronave da equipe Taperá do Instituto Federal de Educação,Ciência e Tecnologia de São Paulo – Campus Salto para a competição AeroDesign 2009 comsuas respectivas características propulsivas.Aeronave Taperá 2009 - IFSPCaracterísticas de PropulsãoConfiguração tractorMotor OS.61 FXhélice APC 13”x4”rotação 12500 rpmT v=0 = 38,905NFigura 3.14 – Características de propulsão aeronave Taperá 2009.Neste ponto finaliza-se o capítulo de análise do grupo moto-propulsor onde foramapresentados apenas os conceitos fundamentais sobre os motores que podem ser utilizados nacompetição e algumas hélices que fornecem bons resultados de desempenho à aeronave.Referências bibliográficas deste capítulo[3.1] DURAND, W. F., & LESLEY, E. P., Experimental research on air propellers II, T. R.n°30, NACA 1920.[3.2] LESLEY, E. P., Propeller tests to determine the effect of number de blades at twotypical solidities, T. N. n°698, NACA 1939.[3.3] Manual de instruções do motor K&B.61 RC/ABC.[3.4] Manual de instruções do motor OS.61 FX.
145CAPÍTULO 4ANÁLISE DE DESEMPENHO4.1 – ObjetivosO presente capítulo tem como objetivo apresentar ao leitor os principais fundamentospara uma completa análise dos parâmetros de desempenho de uma aeronave em regime devôo subsônico, muitas características importantes de vôo são apresentadas, dentre essaspodem ser citadas: a escolha adequada do grupo moto-propulsor, onde são apresentadas asprincipais vantagens e desvantagens dos motores sugeridos pelo regulamento da competição,bem como uma escolha adequada para a hélice a ser utilizada, também são calculadas etraçadas as curvas de tração disponível e requerida, bem como as curvas de potênciadisponível e requerida, desempenho de planeio e subida, desempenho de decolagem e pouso,tempo estimado para a execução da missão, além de um modelo analítico que propicia ocálculo e o traçado do gráfico de carga útil em função da altitude densidade.Os conceitos apresentados neste capítulo são de grande importância para a confecçãode um bom relatório de projeto no quesito desempenho. Além das equações e da teoria, ocapítulo também apresenta uma série de exemplos aplicáveis ao projeto SAE-AeroDesign.4.2 – Forças que atuam em uma aeronave em vôo reto e nivelado com velocidadeconstanteAntes de se iniciar qualquer estudo relativo ao desempenho de uma aeronave éessencial que o leitor conheça as forças que atuam nessa aeronave em uma condição de vôoreto e nivelado com velocidade constante, pois é justamente a partir das condições deequilíbrio da estática que será possível uma análise mais completa e aprimorada dasverdadeiras condições de desempenho do avião em projeto.Para uma condição de vôo reto e nivelado de uma aeronave, quatro são as forçasatuantes: a força de sustentação, a força de arrasto, a força de tração originada pela hélice e opeso da aeronave. A Figura 4.1 mostra uma aeronave em condição de vôo reto e nivelado comvelocidade constante e as forças que atuam sobre ela.Figura 4.1 – Forças atuantes em uma aeronave na condição de vôo reto e nivelado comvelocidade constante.
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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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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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33Tanto o coeficiente angular da cu
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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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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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73Na curva apresentada, pode-se not
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79C= ( 1 + x)⋅LmáxcfC LmáxsfCLm
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81obtidos no diagrama (v-n) são re
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85c r2⋅S=(1 + λ)⋅b(2.41a)Para
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87asa mostrando uma tabela de resul
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89Como forma de se estimar o arrast
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91Uma segunda variável que modific
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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
Page 153 and 154: 153Dessa forma, a tração requerid
Page 155 and 156: 155v (m/s) T d (N) APC 13”x4” D
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Page 159 and 160: 159Pr=2 ⋅Wρ ⋅ S3⋅CC2D3L(4.16
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Page 163 and 164: 163Pr= 277,430 WEste processo deve
Page 165 and 166: 16521032min⎟ ⎟ ⎠⎞⎜⎜⎝
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Page 171 and 172: 171WTr=( CL/ CD)O C L requerido par
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Page 177 and 178: 177Variação da tração com a alt
Page 179 and 180: 179Figura 4.10 - Variação caracte
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Page 185 and 186: 185O processo é repetido para toda
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Page 191 and 192: 191É importante observar que ao lo
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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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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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261b) Fator de carga último: Este
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263Assim, tem-se que:v*= v estol⋅
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267O resultado obtido para todos os
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269Para v = 24m/snmáxnmáxnmáxρ
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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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321Para o caso de um avião, é fá
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367Para possuir estabilidade direci
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a) Distorções gradualmente cresce
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515Lista de Símbolos de Abreviatur
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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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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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