Fundamentos de Engenharia Aeronáutica - Volume único

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384A estrutura de uma aeronave sofre diversos tipos de esforços durante sua operação,nesta seção do presente capítulo, são apresentados de maneira simples e objetiva os principaistipos de esforços atuantes e suas principais características. Os esforços solicitantes em umaestrutura são classificados basicamente de acordo com o tipo de carregamento e com o modono qual a estrutura se deforma, para o projeto AeroDesign, os esforços mais importantes são:tração e compressão (esforços normais), cisalhamento, torção e flexão.Cada um dos componentes da aeronave sofre um tipo característico de esforço quetambém podem aparecer de forma combinada, o correto dimensionamento estrutural doscomponentes é essencial para se garantir a segurança da estrutura seguindo as normasregulamentadoras utilizadas na indústria aeronáutica. Basicamente os requisitos estruturaisestão fundamentados na norma FAR part 23.Para que o leitor se familiarize com os principais tipos de esforços atuantes nasestruturas mecânicas, é apresentado a seguir um breve resumo das características de cada umdesses tipos de esforços, sendo que um estudo mais avançado pode ser encontrado em livrosdestinados ao estudo da resistência dos materiais.Esforço de tração: ocorre quando forças normais estão presentes na estrutura e possuia tendência de aumentar o comprimento do componente causando deformação permanente ouruptura do material.Esforço de compressão: ocorre quando forças normais estão presentes na estrutura epossui a tendência de reduzir o comprimento do componente causando deformaçãopermanente ou ruptura do material.Esforço de cisalhamento: ocorre quando forças transversais estão presentes naestrutura e possui a tendência de cortar o componente causando ruptura do material.Esforço de torção: ocorre quando momentos de torção (torque) estão presentes naestrutura e possui a tendência de torcer componente causando deformação permanente ouruptura do material.Esforço de flexão: ocorre quando transversais estão presentes na estrutura e possui atendência provocar a flexão do componente causando deformação permanente ou ruptura domaterial.Para efeito de cálculo estrutural de aeronaves, o dimensionamento é realizado pelaaplicação dos fundamentos da resistência dos materiais, assim, no presente livro, serãoapresentados apenas os conceitos e tipos de esforços atuantes nos componentes de umaaeronave bem como as técnicas de determinação desses esforços, porém a metodologia docálculo estrutural não será apresentada, pois cada projeto possui características diferentes eportanto técnicas de solução de dimensionamento diferentes deverão ser aplicadas.Dessa forma, aconselha-se ao leitor, que, uma vez determinados os esforços atuantes,que o dimensionamento estrutural seja realizado seguindo a formulação matemática e asteorias presentes nos livros de Resistência dos Materiais.6.2.1 – Estrutura de uma aeronave de asa fixaOs principais componentes de uma aeronave monomotora à hélice são mostrados naFigura 6.4 e os componentes estruturais de uma aeronave a jato na Figura 6.5.
385Figura 6.4 - Componentes estruturais de uma aeronave de pequeno porte.Figura 6.5 - Componentes estruturais típicos de uma aeronave a jatoFuselagem: A fuselagem é a estrutura principal ou o corpo da aeronave. Ela provê espaçopara a carga, controles, acessórios, passageiros e outros equipamentos. Em aeronavesmonomotoras é a fuselagem que também abriga o motor.Em aeronaves multi-motoras os motores podem estar embutidos na fuselagem, podemestar fixados à fuselagem ou suspensos pelas asas. Elas variam, principalmente em tamanho earranjo dos diferentes compartimentos.Há dois tipos gerais de construção de fuselagens, treliça e monocoque. O tipo treliçaconsiste de uma armação rígida feita de membros como vigas, montantes e barras que
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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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13estabilidade longitudinal estáti
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15Estrutura das asas: Para o caso d
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17Figura 1.10 - Modelo de empenagem
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21Figura 1.18 - Deflexão do profun
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Figura 1.21 - Aeronave da equipe Ta
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25Quando uma asa se desloca atravé
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27A diferença de pressão criada e
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29Figura 2.5 - Definição do ângu
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31Perfil Eppler 423 - cl/cd x alfa
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33Tanto o coeficiente angular da cu
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35construção de asas na indústri
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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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51Tabela 2.5 - Perfil Wortmann FX 7
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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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73Na curva apresentada, pode-se not
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77Figura 2.38 - Localização dos f
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79C= ( 1 + x)⋅LmáxcfC LmáxsfCLm
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81obtidos no diagrama (v-n) são re
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83O processo apresentado foi aplica
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85c r2⋅S=(1 + λ)⋅b(2.41a)Para
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87asa mostrando uma tabela de resul
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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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95φ =(16 ⋅0,352,5)1+(16 ⋅0,352
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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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101área da asa. Baseado em dados h
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103Outro ponto importante com rela
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1052.8 - Polar de arrasto da aerona
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107A curva apresentada na Figura 2.
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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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117Geralmente o ângulo de decalage
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119k =k =⎛ G ⎞⎜1 ,8 ⋅ ⎟ +
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121Aeronave Taperá 2009 - IFSPCara
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123Cada uma das duas configuraçõe
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125Tabela 3.2 - Características t
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127As hélices para aviões rádio
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129Nas Equações (3.1) e (3.2), T
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131Assim, a partir da Equação (3.
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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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215v = 17,222 m/sA velocidade horiz
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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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2714.12 - Desempenho em curvaAté o
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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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281Rmin=ρ ⋅ g ⋅4 ⋅ K ⋅( T
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283A Figura 4.38 pode ser obtida at
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287Para h = 500m, a seguinte curva
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297A partir da análise realizada,
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303tD30=1,628tD=18,427 sDurante a d
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321Para o caso de um avião, é fá
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515Lista de Símbolos de Abreviatur
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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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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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