Fundamentos de Engenharia Aeronáutica - Volume único

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164L = W1= ⋅ ρ2⋅ v ⋅ S ⋅ C L(4.24)2e assim, a velocidade de vôo é dada por:2 ⋅Wv = ρ ⋅ S ⋅C L(4.25)Para um vôo de máximo alcance, verificou-se que a relação (C L /C D ) é máxima erepresenta o ponto de projeto aerodinâmico obtido na análise da polar de arrasto apresentadano Capítulo 2, onde verifica-se a partir da Equação (2.69i) que o coeficiente de sustentaçãorequerido para esta condição é:CC* D0L= (4.26)KDessa forma, para um determinado peso, área de asa e altitude de vôo, a velocidadeque proporciona a menor tração requerida (máximo alcance) pode ser obtida com asubstituição da Equação (4.26) na Equação (4.25) resultando em:v2 ⋅W= (4.27)ρ ⋅ S ⋅ C KT r minD0vT r min⎛⎜ 2 ⋅W=⎜⎝ ρ ⋅ S ⋅ CD0⎞⎟ ⎟ K ⎠12(4.27a)vTr min⎛⎜2 ⋅W=⎝ ρ ⋅ S⋅KCD0⎟ ⎞⎠12(4.27b)Já para uma condição de potência requerida mínima (máxima autonomia), ocoeficiente de sustentação requerido pode ser obtido pela Equação (4.22c), resultando em:* 3 ⋅ CD0CL= (4.28)KSubstituindo-se a Equação (4.28) na Equação (4.25), tem-se que:v2 ⋅W= (4.29)ρ ⋅ S ⋅ 3 ⋅ C KP r minD0vP r min⎛= ⎜⎜⎝ ρ ⋅ S ⋅2 ⋅W3 ⋅ CD0K⎞⎟ ⎟ ⎠12(4.29a)
16521032min⎟ ⎟ ⎠⎞⎜⎜⎝⎛⋅⋅⋅⋅=DPCKSWv rρ(4.29b)Desse modo tem-se que:410212min⎟ ⎟ ⎠⎞⎜⎜⎝⎛⋅⎟⎠⎞⎜⎝⎛⋅⋅=DTCKSWv rρ(4.30)e4102132min⎟ ⎟ ⎠⎞⎜⎜⎝⎛⋅⋅⎟⎠⎞⎜⎝⎛⋅⋅=DPCKSWv rρ(4.31)Relacionando-se as Equações (4.30) e (4.31), pode-se escrever que:4102141021322minmin⎟ ⎟ ⎠⎞⎜⎜⎝⎛⋅⋅⎟⎠⎞⎜⎝⎛⋅⋅⋅=⎟⎟⎠⎞⎜⎜⎝⎛⋅⎟⎠⎞⎜⎝⎛⋅⋅⋅DTDPCKSWvCKSWvrrρρ(4.32)4102141021232minmin⎟⎟⎠⎞⎜⎜⎝⎛⋅⎟⎠⎞⎜⎝⎛⋅⋅⎟⎟⎠⎞⎜⎜⎝⎛⋅⋅⎟⎠⎞⎜⎝⎛⋅⋅⋅=DDTPCKSWCKSWvvrrρρ(4.32a)4102141041212312minmin⎟⎟⎠⎞⎜⎜⎝⎛⋅⎟⎠⎞⎜⎝⎛⋅⋅⎟⎟⎠⎞⎜⎜⎝⎛⋅⎟⎠⎞⎜⎝⎛⋅⎟⎠⎞⎜⎝⎛⋅⋅⋅=DDTPCKSWCKSWvvrrρρ(4.32b)4131minmin⎟ ⎠ ⎞⎜⎝⎛⋅= rrTPvv (4.32c)Portanto:minmin 76,0 rrTPvv⋅= (4.33)
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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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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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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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93CCDi2Di1=12,25= 0,444Considerando
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95φ =(16 ⋅0,352,5)1+(16 ⋅0,352
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97ou,D0 = q ⋅ S wet⋅ C F(2.54a)
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99Dados: ρ = 1,225kg/m³, µ = 1,7
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101área da asa. Baseado em dados h
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103Outro ponto importante com rela
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1052.8 - Polar de arrasto da aerona
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107A curva apresentada na Figura 2.
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109da origem do sistema de coordena
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111CD= C(2.72)2D min+ K( CL− CL m
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Page 115 and 116: 115Figura 2.55 - Configuração de
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Page 139 and 140: 139Td=PE⋅ηhvA partir dos parâme
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Page 147 and 148: 147onde foram avaliados alguns mode
Page 149 and 150: 149CD= CD0C+π ⋅e2L0⋅ AR(4.7a)O
Page 151 and 152: 1515) Conhecido o peso e o valor da
Page 153 and 154: 153Dessa forma, a tração requerid
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Page 159 and 160: 159Pr=2 ⋅Wρ ⋅ S3⋅CC2D3L(4.16
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Page 163: 163Pr= 277,430 WEste processo deve
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Page 171 and 172: 171WTr=( CL/ CD)O C L requerido par
Page 173 and 174: 173Tr= 56,425NPara v = 10m/sA traç
Page 175 and 176: 175CLh2 ⋅Wh⋅ S ⋅ v2= ρ2CLhCL
Page 177 and 178: 177Variação da tração com a alt
Page 179 and 180: 179Figura 4.10 - Variação caracte
Page 181 and 182: 181Figura 4.12 - Influência da alt
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Page 185 and 186: 185O processo é repetido para toda
Page 187 and 188: 187Variação da potência com a al
Page 189 and 190: 189Figura 4.13 - Forças atuantes d
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Page 193 and 194: 193∆P = 284,200− 337,841∆P =
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Page 197 and 198: 197o gráfico resultante é o segui
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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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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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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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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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433Cargas para Pouso em Três Rodas
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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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475VII Competição SAE-AeroDesign
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477Participação da Primeira Equip
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479Figura 7.22 - Aeronaves vencedor
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481podem todos trabalhar em todas a
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483acadêmicos seja tratada como um
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489Alterações nas RegrasSem inten
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495Figura 7.37 - Folha 4 - Detalhes
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511CAPÍTULO 8RELATÓRIO DE PROJETO
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513direcional e a lateral e quando
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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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