Fundamentos de Engenharia Aeronáutica - Volume único

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346Portanto:CMα tCMα t= −0,45⋅ 0,95 ⋅ 0,0751⋅−= −0,0211( 1 0,343)Assim, a equação de estabilidade longitudinal estática do estabilizador horizontal pode serescrita da seguinte forma:CMCGt0= CMt+ CMαt⋅αCMCGt= 0,268 − 0, 0211⋅αA tabela de pontos e o gráfico resultante da análise são mostrados a seguir:C mCGwα (graus)0 0,2681 0,24692 0,22583 0,20474 0,18365 0,16256 0,14147 0,12038 0,09929 0,078110 0,057Contribuição do estabilizador horizontal na estabilidadelongitudinal estática0,3Coeficiente de momento0,20,100 2 4 6 8 10 12-0,1-0,2Ângulo de ataque (graus)Através da análise realizada é possível verificar que o estabilizador horizontal possuicontribuição positiva para se garantir a estabilidade longitudinal estática de uma aeronave,
347pois nos resultados obtidos tem-se CM 0 t= 0, 268 e CMα t= −0, 0211, ou seja, os dois critériosnecessários são atingidos.5.5.3 – Contribuição da fuselagem na estabilidade longitudinal estáticaAté o presente foram apresentadas as contribuições isoladas da asa e da empenagemnos critérios necessários para a obtenção da estabilidade lobgitudinal estática de umaaeronave, porém, além desses dois componentes, a fuselagem também possui sua influênciana estabilidade de um avião.A função principal da fuselagem em uma aeronave que participa da competiçãoAeroDesign é possuir as mínimas dimensões exigidas pelo regulamento da competição com acapacidade de armazenar a carga útil e os componentes eletrônicos embarcados na aeronave.É muito importante que se projete uma fuselagem para uma aeronave destinada aparticipar da competição AeroDesign com as menores dimensões possíveis, pois desse modoé possível se reduzir o arrasto parasita do avião e também o peso estrutural. A partir da teoriaaerodinâmica, o melhor modelo para uma fuselagem é aquele no qual o comprimento é maiorque a largura ou altura.Munk, realizou estudos considerando um escoamento de fluido ideal e a partir daequação da quantidade de movimento e considerações de energia verificou que a variação docoeficiente de momento em função do ângulo de ataque para corpos compridos com seçãotransversal circular (modelos de fuselagem empregados na indústria aeronáutica) éproporcional ao volume do corpo e à pressão dinâmica atuante.Um estudo mais avançado foi realizado por Multhopp, no qual o referido autorestendeu a análise realizada por Munk e avaliou a influência do escoamento induzido aolongo da fuselagem na presença da asa com diversos modelos de seção transversal. Umresumo das equações utilizadas e dos resultados obtidos por Multhopp são apresentados aseguir para a determinação dos valores de CM0 f e CMα f .Para a determinação do coeficiente de momento da fuselagem na condição de ângulode ataque nulo pode-se utilizar a Equação (5.44) apresentada a seguir.CM 0 f( k − k )l2 1f 2= ⋅ wf⋅ (w+ if)dx⋅ S ⋅ c∫ α0(5.44)36,50wA qual pode ser aproximada pela somatória apresentada a seguir.CM 0 f( k − k )2=36,5 ⋅ Sw1⋅ cx∑ = l fx=0⋅w2f( + i )⋅ α ⋅ ∆x(5.45)0wfNa Equação (5.45), a relação (k 2 – k 1 ) representa fatores de correção que estãorelacionados com a forma da fuselagem e dependem da razão entre o comprimento l f e amáxima largura d máx da fuselagem, S w é a área da asa, c a corda média aerodinâmica da asa,w f a largura média da fuselagem em cada seção analisada, α 0w representa o ângulo parasustentação nula da asa em relação à linha de referência da fuselagem, i f é o ângulo deincidência da fuselagem em relação à uma linha de referência no centro de cada seçãoavaliada e ∆x é o incremento de comprimento que define cada seção avaliada ao longo dafuselagem.
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1LUIZ EDUARDO MIRANDA JOSÉ RODRIGU
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3FUNDAMENTOS DAENGENHARIA AERONÁUT
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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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17Figura 1.10 - Modelo de empenagem
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21Figura 1.18 - Deflexão do profun
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97ou,D0 = q ⋅ S wet⋅ C F(2.54a)
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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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119k =k =⎛ G ⎞⎜1 ,8 ⋅ ⎟ +
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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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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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147onde foram avaliados alguns mode
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1515) Conhecido o peso e o valor da
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155v (m/s) T d (N) APC 13”x4” D
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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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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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179Figura 4.10 - Variação caracte
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189Figura 4.13 - Forças atuantes d
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191É importante observar que ao lo
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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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233W (N)S lo (m)70 11,85680 15,8359
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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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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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259A correspondente força de arras
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273A força F R representa fisicame
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2751 2senφ = ⋅ ( n −1)(4.129e)
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279n222q ⋅T⋅ S q ⋅ CD0⋅ S=
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281Rmin=ρ ⋅ g ⋅4 ⋅ K ⋅( T
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285Figura 4.41 - Envelope de vôo c
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495Figura 7.37 - Folha 4 - Detalhes
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497Termo de ResponsabilidadeNão es
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499Estabilidade lateral e direciona
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501Fatos a Serem Evitados na Aprese
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511CAPÍTULO 8RELATÓRIO DE PROJETO
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513direcional e a lateral e quando
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515Lista de Símbolos de Abreviatur
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5172 - ANÁLISE AERODINÂMICA2.1 -
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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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5233 - ANÁLISE DE DESEMPENHO3.1 -
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22( 0,7 ⋅ v ) ⋅ S ⋅ ( C + ⋅
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527Outro ponto importante da análi
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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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