Fundamentos de Engenharia Aeronáutica - Volume único

351
e
⎛ dε
⎞
CM αt
= − VH
⋅ η ⋅ C
Lαt
⋅ ⎜1 − ⎟
(5.57)
⎝ dα
⎠
c) Fuselagem
C
M 0 f
( k − k )
2
=
36,5⋅
S
w
⋅
⋅c
1
x
∑ = l f
x=
0
w
2
f
( + i )
⋅ α ⋅∆x
(5.58)
0w
f
e
1
2 ∂ε
u
CM
α f
=
⋅ w
f
⋅ ⋅ ∆x
(5.59)
36,5 ⋅ S ⋅ c ∂α
w
x
∑ = l f
x=
0
A partir da aplicação da Equação (5.49), é possível construir o gráfico que mostra a
variação do coeficiente de momento para a aeronave completa em função do ângulo de
ataque, um modelo deste gráfico está apresentado na Figura 5.22 e é similar ao gráfico da
Figura 5.13.
Figura 5.22 – Análise da estabilidade longitudinal estática de uma aeronave completa.
A análise da Figura 5.22 permite comentar que o ângulo de ataque necessário para a
trimagem da aeronave α trim , representa o ângulo necessário para se manter a aeronave em
condições de equilíbrio estático ( ∑ M
CG
= 0)
quando livre de qualquer perturbação, quer seja
externa ou então por movimentação de comando.