Fundamentos de Engenharia Aeronáutica - Volume único

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332Que resulta em:⎛ hCGhac⎞C = C + C ⋅ ⎜ − ⎟(5.17)MCGw Mac L⎝ c c ⎠A variação do coeficiente de sustentação em função do ângulo de ataque da asa écalculada pela Equação (5.18) apresentada a seguir.CL= C0+ a ⋅α(5.18)LwOnde C L0 representa o coeficiente de sustentação para ângulo de ataque nulo (α w = 0°)e a representa o coeficiente angular da curva C L versus α da asa.Substituindo a Equação (5.18) na Equação (5.17), tem-se que:⎛ hCGhac⎞CMCGw= CMac+ ( CL+ a ⋅αw) ⋅ ⎜ − ⎟ (5.19)0⎝ c c ⎠Aplicando-se as condições necessárias para se garantir a estabilidade longitudinalestática é possível observar que o coeficiente de momento para uma condição de ângulo deataque α w = 0° é:C⎛ hCGhac⎞= C + C ⋅ ⎜ − ⎟(5.20)0 w Mac L⎝ c c ⎠M 0por:E o coeficiente angular da curva de momentos gerados pela asa ao redor do CG é dadodCMdα= CMαw⎛ h= a ⋅ ⎜⎝ cCGh−cac⎞⎟⎠(5.21)Analisando a Equação (5.21) é possível observar que para o coeficiente angular sernegativo e, portanto, contribuir positivamente para a estabilidade longitudinal estática daaeronave, é necessário que o centro de gravidade esteja localizado a frente do centroaerodinâmico, porém, geralmente, em aeronaves convencionais não é isto que ocorre e,portanto, a asa isolada se caracteriza por um componente desestabilizante na aeronave, e daí aimportância da presença da superfície horizontal da empenagem.O exemplo apresentado a seguir mostra a aplicação dos critérios de estabilidadelongitudinal estática para a asa de uma aeronave destinada a participar da competiçãoAeroDesign.Exemplo 5.2 – Contribuição da asa na estabilidade longitudinal estática de umaaeronave.Considere que asa da aeronave representada na figura a seguir utiliza o perfil Eppler423 cujas curvas características c l x α e c m x α estão representadas nos gráficos mostrados.Determine o coeficiente de momento para α w = 0°, o coeficiente angular da curva c m xα e trace o gráfico do coeficiente de momento em função do ângulo de ataque dessa asa.
333Realize comentários sobre os resultados obtidos na análise. Dados: AR = 6,70, e = 0,98,c = 0,37 m, h CG = 0,1587m, h ac = 0,1225m.
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1LUIZ EDUARDO MIRANDA JOSÉ RODRIGU
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5Ao EstudanteQue a presente obra re
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7AGRADECIMENTOSForam muitas as pess
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9SUMÁRIOCapítulo 1- Conceitos Fun
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11Figura 1.2 - Evolução da indús
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17Figura 1.10 - Modelo de empenagem
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19Movimentos da aeronave: durante o
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21Figura 1.18 - Deflexão do profun
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25Quando uma asa se desloca atravé
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27A diferença de pressão criada e
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33Tanto o coeficiente angular da cu
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37Solução:Para um ângulo de ataq
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39O balanceamento e a controlabilid
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41(2.10) em relação ao ângulo de
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43aerodinâmica. Normalmente os qua
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45Tabela 2.2 - Perfil Eppler 423 -
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47Tabela 2.3 - Perfil Selig 1223 Po
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49Tabela 2.4 - Perfil Selig 1223 RT
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53de cada modelo analisado. A Figur
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55Solução:Aplicando-se a equaçã
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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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73Na curva apresentada, pode-se not
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79C= ( 1 + x)⋅LmáxcfC LmáxsfCLm
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83O processo apresentado foi aplica
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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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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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103Outro ponto importante com rela
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1052.8 - Polar de arrasto da aerona
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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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123Cada uma das duas configuraçõe
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127As hélices para aviões rádio
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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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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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383Figura 6.2 - Estrutura interna d
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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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403dobradiça à longarina do ailer
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b) Estrutura Monocoque ou Semi-mono
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fissuras seja cumprida. Este crité
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4616.6 - Método do Elementos Finit
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465A seguir são apresentadas algum
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469A SAE BRASIL é filiada à SAE I
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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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531utilizado n máx =2,5, mínimo v
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533Figura 14 - Envelope de vôo da
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5354. ANÁLISE DE ESTABILIDADE EST
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537O critério necessário para a e
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5395. ANÁLISE ESTRUTURAL5.1 Distri
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541do peso é aplicado ao trem do n
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5436. CONCLUSÕESComo conclusões d
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Fundamentos de Engenharia Aeronáutica - Volume único

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