Fundamentos de Engenharia Aeronáutica - Volume único

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θ
R / Cmáx
= 4, 821°
É importante ressaltar que esse desempenho de subida foi obtido para uma condição
de atmosfera padrão ao nível do mar, conforme se tem uma variação na altitude de vôo, a
capacidade de subida da aeronave se reduz, pois como visto no Exemplo 4.5, quanto maior for
a altitude, menor será a sobra de potência e conseqüentemente menor será a razão de subida.
Exemplo 4.7 – Influência da altitude na razão de subida.
Com relação ao Exemplo 4.6 represente graficamente a capacidade de subida da
aeronave considerando uma decolagem ao nível do mar h = 0m e uma decolagem realizada a
1500m de altitude.
Solução:
Para uma decolagem realizada ao nível do mar, os resultados obtidos para a faixa de
velocidades entre 10m/s e 24m/s foram obtidos no Exemplo 4.6 e estão apresentados na tabela
a seguir:
v (m/s)
R/C (m/s)
10 0,4111
12 0,947
14 1,300
16 1,487
18 1,513
20 1,374
22 1,064
24 0,574
Para uma decolagem realizada a 1500m de altitude a partir dos valores de potência
disponível e requerida obtidas no Exemplo 4.6, pode-se calcular a sobra de potência existente
para cada valor de velocidade adotada, portanto:
Para v = 8m/s:
∆ P = P d
− P r
∆P = 245,479
− 389,306
∆P = −143,827 W
Para v = 10m/s:
∆ P = P d
− P r
∆P = 292,899
− 317,629
∆P = −24,730 W
Os resultados obtidos para o cálculo realizado para todas as velocidades avaliadas na
faixa em estudo estão apresentados na tabela a seguir.