Fundamentos de Engenharia Aeronáutica - Volume único

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420Figura 6.51 – Tipos de fuselagem.Características da Estrutura da Fuselagem: Como citado, as estruturas de fuselagem dasaeronaves da aviação geral podem ser geralmente divididas em treliça, monocoque, ou semimonocoque.A construção em treliça geralmente utiliza madeira, tubo de aço, tubo de alumínio oude outras formas de corte transversal, que podem ser soldados, articulados, preso, ou rebitadoem um conjunto rígido. As barras verticais e diagonais cruzadas estão dispostas a suportartanto as tensões de tração como as forças de compressão. Este tipo de fuselagem foi usadopor cerca de 80 anos. É muito resistente e de peso relativamente leve.Tanto a semi-monocoque e monocoque utilizam seu revestimento como um integranteestrutural ou de carga.A estrutura Monocoque é uma estrutura fortificada que pode ter anéis e divisórias. Astensões na fuselagem monocoque são transmitidas principalmente pela resistência dorevestimento.A fuselagem semi-monocoque, depende essencialmente de divisórias, molduras elongarinas para a força longitudinal. É o mais popular tipo de estrutura utilizada naconcepção das aeronave atuais. A utilização deste conceito permitiu a utilização derevestimentos de alumínio. As Figuras 6.52, 6.53 e 6.54 mostra detalhes característicos dasestruturas das fuselagen.Figura 6.52 – Desenhos da fuselagem.
421Figura 6.53 – Evolução do projeto da fuselagem.Figura 6.54 – Estrutura da fuselagem – Aeronave Zodiac CH-640.
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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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11Figura 1.2 - Evolução da indús
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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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19Movimentos da aeronave: durante o
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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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57de uma asa baixa podem ser repres
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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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67Asas enflechadas: a função prin
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69Exemplo 2.9 - Comparação da cur
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71CLCL= 0,0812⋅(−6,0−(−8,5)
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73Na curva apresentada, pode-se not
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752.5.6.1 - Influência da forma ge
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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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109da origem do sistema de coordena
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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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217direção de movimento da aerona
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219Considerando que no instante da
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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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285Figura 4.41 - Envelope de vôo c
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287Para h = 500m, a seguinte curva
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297A partir da análise realizada,
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299É importante lembrar que para c
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3012estol+ ⋅ a ⋅ S L0 = v 2(4.1
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303tD30=1,628tD=18,427 sDurante a d
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305L =1 ⋅ ρ 2⋅ (0,7 ⋅ vlo )
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307Figura 4.45 - Processo para obte
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3091 2L = ⋅1,225⋅ (0,7 ⋅15,05
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3174.16 - Dicas para a análise de
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319CAPÍTULO 5ANÁLISE DE ESTABILID
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321Para o caso de um avião, é fá
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323Figura 5.8 - Estabilidade dinâm
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325Figura 5.10 - posição do CG em
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327Com relação a corda média aer
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329anti-horário) tendendo a rotaci
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331Figura 5.15 - Contribuição da
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333Realize comentários sobre os re
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335CL= 0,631O valor do coeficiente
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5.5.2 - Contribuição da superfíc
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339para esta análise pode ser obti
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341representa o efeito provocado pe
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343Substituindo a Equação (5.39b)
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345a = C L α t= 0,0751 grau -1A eq
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347pois nos resultados obtidos tem-
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349A aplicação das Equações (5.
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351e⎛ dε⎞CM αt= − VH⋅ η
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353Figura 5.23 - Representação do
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355diferença geralmente é muito p
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357Pela análise da Figura 5.26 é
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359sustentação que fará com que
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361Na Equação (5.69) é possível
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363Para se garantir a capacidade de
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365Pela análise da Figura 5.37 é
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367Para possuir estabilidade direci
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Page 407 and 408: 407Figura 6.39 - Flape deslizante c
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Page 411 and 412: a) Distorções gradualmente cresce
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471suas etapas, desde a concepção
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473III Competição SAE-AeroDesign
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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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22( 0,7 ⋅ v ) ⋅ S ⋅ ( C + ⋅
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529Na Equação (29), o valor de C
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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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541do peso é aplicado ao trem do n
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5436. CONCLUSÕESComo conclusões d
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