Fundamentos de Engenharia Aeronáutica - Volume único

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R D
= −26,039
⋅ sen4,630º
RD
= −2,102 m/s
O cálculo apresentado foi repetido para toda faixa de valores de C L em estudo. A
tabela a seguir mostra os resultados obtidos na análise.
C L R D (m/s) v h (W)
0,2 -4,486 36,472
0,4 -2,1023 25,954
0,6 -1,604 21,204
0,8 -1,459 18,355
1,0 -1,427 16,402
1,2 -1,440 14,954
1,4 -1,475 13,823
1,6 -1,519 12,907
Para uma condição de planeio realizada na altitude, h = 1000m, emprega-se a mesma
metodologia adotada anteriormente, portanto, a polar de velocidades é obtida com a variação
do coeficiente de sustentação de 0,2 até 1,60 com incrementos de 0,2, dessa forma tem-se:
Para C L = 0,2
C
D
=
2
0,022
+ 0,065 ⋅ C
L
C
D
= 0,022
+ 0,065 ⋅ 0,2
2
C
D
= 0,0246
A eficiência aerodinâmica nesta condição é:
C
E =
C
E =
L
D
0,2
0,0246
E = 8,13
O ângulo de planeio para esta condição é:
γ = arctg 1
E
γ = arctg
1
8,13