Fundamentos de Engenharia Aeronáutica - Volume único

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2FUNDAMENTOS DAENGENHARIA AERONÁUTICAAplicações ao Projeto SAE – AeroDesignLUIZ EDUARDO MIRANDA J. RODRIGUESVolume Único
3FUNDAMENTOS DAENGENHARIA AERONÁUTICAAplicações ao Projeto SAE – AeroDesignVolume ÚnicoLUIZ EDUARDO MIRANDA J. RODRIGUES
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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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71CLCL= 0,0812⋅(−6,0−(−8,5)
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73Na curva apresentada, pode-se not
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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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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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113CD=20,045+ 0,05194 ⋅ CLPara o
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115Figura 2.55 - Configuração de
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117Geralmente o ângulo de decalage
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119k =k =⎛ G ⎞⎜1 ,8 ⋅ ⎟ +
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121Aeronave Taperá 2009 - IFSPCara
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123Cada uma das duas configuraçõe
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125Tabela 3.2 - Características t
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127As hélices para aviões rádio
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129Nas Equações (3.1) e (3.2), T
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131Assim, a partir da Equação (3.
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133Eficiência da hélice em funç
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135Exemplo 3.1 - Determinação da
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137Td=PE⋅ηhvTdTd827,74⋅ 0,2670
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139Td=PE⋅ηhvA partir dos parâme
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141Hélice Bolly 13,5”x5”A tra
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143O gráfico da tração disponív
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145CAPÍTULO 4ANÁLISE DE DESEMPENH
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147onde foram avaliados alguns mode
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149CD= CD0C+π ⋅e2L0⋅ AR(4.7a)O
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1515) Conhecido o peso e o valor da
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153Dessa forma, a tração requerid
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155v (m/s) T d (N) APC 13”x4” D
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157importantes que permitem avaliar
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159Pr=2 ⋅Wρ ⋅ S3⋅CC2D3L(4.16
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161Isolando-se C D0 , tem-se que:31
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163Pr= 277,430 WEste processo deve
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16521032min⎟ ⎟ ⎠⎞⎜⎜⎝
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167Portanto, a tração disponível
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169tração disponível é tangente
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171WTr=( CL/ CD)O C L requerido par
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173Tr= 56,425NPara v = 10m/sA traç
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175CLh2 ⋅Wh⋅ S ⋅ v2= ρ2CLhCL
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177Variação da tração com a alt
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179Figura 4.10 - Variação caracte
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181Figura 4.12 - Influência da alt
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183Prh= 389,306 WConsiderando a vel
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185O processo é repetido para toda
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187Variação da potência com a al
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189Figura 4.13 - Forças atuantes d
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191É importante observar que ao lo
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193∆P = 284,200− 337,841∆P =
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195θR / Cmáx= 4, 821°É importan
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197o gráfico resultante é o segui
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199Na Equação (4.55c) percebe-se
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201eficiência aerodinâmica máxim
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203E = 8,13O ângulo de planeio par
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205R D= −26,039⋅ sen4,630ºRD=
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207E = 12,345O ângulo de planeio p
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209CD=20,022+ 0,065 ⋅ CLCD= 0,022
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211E = 11,450O ângulo de planeio
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213v =2 ⋅W⋅ cos γρ ⋅ S ⋅C
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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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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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303tD30=1,628tD=18,427 sDurante a d
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307Figura 4.45 - Processo para obte
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321Para o caso de um avião, é fá
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327Com relação a corda média aer
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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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377a tendência desestabilizadora n
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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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387Figura 6.8 Construção semi-mon
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391Figura 6.11 - Formatos típicos
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393Figura 6.16 - Longarina com plac
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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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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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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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479Figura 7.22 - Aeronaves vencedor
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483acadêmicos seja tratada como um
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489Alterações nas RegrasSem inten
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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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22( 0,7 ⋅ v ) ⋅ S ⋅ ( C + ⋅
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529Na Equação (29), o valor de C
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533Figura 14 - Envelope de vôo da
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5354. ANÁLISE DE ESTABILIDADE EST
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541do peso é aplicado ao trem do n
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5436. CONCLUSÕESComo conclusões d
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