Fundamentos de Engenharia Aeronáutica - Volume único

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Portanto, a tração disponível em altitude pode ser calculada da seguinte forma:
T
= ⋅
(4.34a)
ρ
dh
T d 0
A Equação (4.34a) relaciona a tração disponível ao nível do mar com as densidades do
ar em altitude e ao nível do mar, assim, como a densidade do ar diminui com o aumento da
altitude, percebe-se que a relação ρ h /ρ 0 sempre será um número menor que 1, portanto, quanto
maior for a altitude de vôo menor será a tração disponível para uma determinada situação de
vôo. Geralmente a variação da curva de tração disponível com a altitude de vôo segue o
modelo apresentado na Figura 4.7.
ρ h
0
Figura 4.7 – Variação da tração disponível com a altitude.
Para o caso da curva de tração requerida, esta também sofre significativas mudanças,
pois como visto, a tração requerida representa a força necessária para vencer o arrasto total da
aeronave e é calculada pela seguinte equação:
W
T
r
= (4.35)
C / C )
(
L D
com o valor do coeficiente de sustentação requerido na altitude calculado por:
C
Lh
2 ⋅W
= (4.36)
ρ
2
⋅ S ⋅ v
h
A análise da Equação (4.36) permite observar que com o aumento da altitude e a
conseqüente diminuição da densidade do ar o coeficiente de sustentação requerido para um
determinado peso e velocidade da aeronave deve ser aumentado, ou seja, existe a necessidade
de se voar com um maior ângulo de ataque.
O aumento do C L requerido também propicia um aumento no coeficiente de arrasto
total da aeronave, pois como visto, este é calculado a partir da polar de arrasto da seguinte
forma:
C
Dh
2
D0
+ K ⋅ C
Lh
= C
(4.37)