Fundamentos de Engenharia Aeronáutica - Volume único

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424Modos de Falha da FuselagemNeste tipo de estrutura podem se verificar três tipos fundamentais de falha por instabilidade:instabilidade do revestimento: neste caso é fundamental projetar o revestimento com aespessura adequada, pois chapas muito finas estão sujeita a flambar enquanto chapas muitogrossas são ineficientes e acarretam um aumento em peso não necessário. Os reforçadoresajudam nesta função, mas algumas especificações de projeto não permitem a flambagem dorevestimento abaixo de uma dada porcentagem de carga limite;instabilidade do painel: As cavernas dividem os reforçadores e o revestimento em painéis. Seestas cavernas forem suficientemente rígidas a falha poderá ocorrer em um painel único. Estafalha é conhecida como instabilidade de painel;instabilidade geral: a instabilidade geral ocorre devido a uma falha nas cavernas, com osreforçadores não contribuindo para a resistência a flambagem.Figura 6.56 – Exemplo de análise numérica para determinação das cargas na fuselagem.Dimensionamento da Fuselagem para o AeroDesign:Representa um ponto bem particular para o projeto AeroDesign, pois cada equipegeralmente possui uma forma geométrica diferente para a fuselagem.A fuselagem pode apresentar cargas combinadas de tração, compressão, cisalhamento, flexãoe torção.
425Materiais Mais Usados na Fuselagem do AeroDesignAlumínio.Aço.Compensado Aeronáutico.Tubos de Fibra de Carbono.Figura 6.57 – Construção de fuselagem para AeroDesign.Figura 6.58 – Construção de fuselagem para AeroDesign.
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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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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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369submetida a um aumento de ângul
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371Figura 5.41 - dimensões Z w e d
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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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527Outro ponto importante da análi
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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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