Fundamentos de Engenharia Aeronáutica - Volume único

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∆C
l
∆L
C
= =
q ⋅ S ⋅ b
L
⋅ q ⋅ c(
y)
⋅ y ⋅ dy
q ⋅ S ⋅ b
C
=
L
⋅ c(
y)
⋅ y ⋅ dy
S ⋅ b
(5.108)
Onde o incremento do coeficiente de sustentação local devido à aplicação do aileron é
dada por:
C
L
dα
= CLα
⋅ ⋅δ
a
= CLα
⋅τ
⋅δ
a
(5.109)
dδ
a
Substituindo a Equação (5.109) na Equação (5.108), tem-se que:
C
l
C
=
Lα
⋅τ
⋅δ
a
⋅c(
y)
⋅ y ⋅dy
S ⋅b
(5.110)
Integrando sobre a região na qual o aileron se faz presente pode-se escrever que:
C
l
=
2 y2
⋅ CL
αw
⋅τ
⋅δ
a
⋅
S ⋅ b
∫
y1
c(
y)
⋅ y ⋅ dy
(5.111)
Na Equação (5.111), o multiplicador 2 foi inserido devido a presença e influencia do
par de ailerons que atuam sempre em conjunto. Provocando o efeito de binário no rolamento
da aeronave.
Para se compreender melhor a aplicação da Equação (5.111), a Figura 5.52 mostra a
geometria característica da semi-envergadura de uma asa trapezoidal.
Figura 5.52 – Geometria da asa para determinação do controle lateral.
O coeficiente angular do momento de rolamento da aeronave pode ser obtido através
da derivada da Equação (5.111) em relação à deflexão do controle de aileron δ a , assim, tem-se
que: