Fundamentos de Engenharia Aeronáutica - Volume único

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Figura 4.10 – Variação característica da potência disponível com a altitude.
No caso da potência requerida, a sua variação em função da altitude pode ser calculada
por um processo simples que relaciona as equações utilizadas para o cálculo ao nível do mar
com a condição de altitude desejada, assim, para o nível do mar considerando um
determinado peso e velocidade de vôo, o coeficiente de sustentação requerido é dado por:
C L 0
2 ⋅W
= (4.39)
ρ
2
⋅ S ⋅ v
0
E a potência requerida dada por:
P
r 0
2 ⋅W
⋅ C
= (4.40)
ρ ⋅ S ⋅ C
0
2
D
3
L0
modo:
Com o valor do coeficiente de arrasto determinado pela polar de arrasto do seguinte
C
D
2
D0
+ K ⋅ CL0
= C
(4.41)
Para o caso do vôo em altitude, as Equações (4.39), (4.40) e (4.41) também podem ser
utilizadas, porém agora considerando a densidade do ar para a condição desejada, portanto:
C
Lh
2 ⋅W
= (4.42)
ρ
2
⋅ S ⋅ v
h
É importante notar que como as condições de peso e velocidade são mantidas, a
redução da densidade do ar provoca um aumento do coeficiente de sustentação requerido e
consequentemente um aumento no coeficiente de arrasto total da aeronave que pode ser
calculado por:
C
Dh
2
D0
+ K ⋅ CLh
= C
(4.43)