Fundamentos de Engenharia Aeronáutica - Volume único

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A aplicação das Equações (5.45) e (5.47) são mais simples de serem compreendidas a
partir da análise da Figura 5.21 que mostra como a fuselagem de uma aeronave pode ser
dividida em vários segmentos para a avaliação de sua contribuição na estabilidade
longitudinal estática de uma aeronave.
Figura 5.21 – Representação dos segmentos da fuselagem para a determinação de C M0f e C Mαf .
Na análise da Figura 5.21, para os segmentos de 1 até 3 que antecedem a asa, a relação
∂ε
u
∂ε
é estimada pela Figura 5.20a, para o segmento 4 a relação u
é estimada pela
∂α
∂α
Figura 5.20b, para a região localizada entre o bordo de ataque e o bordo de fuga da asa
assume-se que não existe influência do escoamento gerado pela asa e portanto
∂ε u
= 0 e
∂α
∂ε
para os segmentos de 5 até 13 a relação u
é estimada pela Equação (5.48) apresentada a
∂α
seguir.
∂ε
u
x
=
∂α
l
i
h
⎛ ∂ε
⎞
⋅ ⎜1
− ⎟
⎝ ∂α
⎠
(5.48)
Como forma de compreender a aplicação das equações propostas nesta seção e
determinar os coeficientes C M0f e C Mαf , a seguir é apresentado um exemplo de cálculo para
uma aeronave destinada a participar da competição AeroDesign.
5.5.4 – Estabilidade longitudinal estática da aeronave completa
Nas seções anteriores, estudou-se a contribuição de cada elemento da aeronave
isoladamente (asa, estabilizador horizontal e fuselagem), porém para se avaliar os critérios de
estabilidade longitudinal estática deve-se realizar uma análise da aeronave como um todo.
Como forma de se determinar os critérios que garantem a estabilidade longitudinal
estática de uma aeronave, é importante que o estudante tenha em mente a equação
fundamental do momento de arfagem ao redor do CG da aeronave reescrita a seguir.
C
MCGa
= C + C ⋅
0
α
(5.49)
M
a
Mαa
a