Fundamentos de Engenharia Aeronáutica - Volume único

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L = W
1
= ⋅ ρ
2
⋅ v ⋅ S ⋅ C L
(4.24)
2
e assim, a velocidade de vôo é dada por:
2 ⋅W
v = ρ ⋅ S ⋅
C L
(4.25)
Para um vôo de máximo alcance, verificou-se que a relação (C L /C D ) é máxima e
representa o ponto de projeto aerodinâmico obtido na análise da polar de arrasto apresentada
no Capítulo 2, onde verifica-se a partir da Equação (2.69i) que o coeficiente de sustentação
requerido para esta condição é:
C
C
* D0
L
= (4.26)
K
Dessa forma, para um determinado peso, área de asa e altitude de vôo, a velocidade
que proporciona a menor tração requerida (máximo alcance) pode ser obtida com a
substituição da Equação (4.26) na Equação (4.25) resultando em:
v
2 ⋅W
= (4.27)
ρ ⋅ S ⋅ C K
T r min
D0
v
T r min
⎛
⎜ 2 ⋅W
=
⎜
⎝ ρ ⋅ S ⋅ C
D0
⎞
⎟ ⎟ K ⎠
1
2
(4.27a)
vT
r min
⎛
⎜
2 ⋅W
=
⎝ ρ ⋅ S
⋅
K
C
D0
⎟ ⎞
⎠
1
2
(4.27b)
Já para uma condição de potência requerida mínima (máxima autonomia), o
coeficiente de sustentação requerido pode ser obtido pela Equação (4.22c), resultando em:
* 3 ⋅ C
D0
C
L
= (4.28)
K
Substituindo-se a Equação (4.28) na Equação (4.25), tem-se que:
v
2 ⋅W
= (4.29)
ρ ⋅ S ⋅ 3 ⋅ C K
P r min
D0
v
P r min
⎛
= ⎜
⎜
⎝ ρ ⋅ S ⋅
2 ⋅W
3 ⋅ C
D0
K
⎞
⎟ ⎟ ⎠
1
2
(4.29a)