Fundamentos de Engenharia Aeronáutica - Volume único

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0,70m, c rHt = 0,25m, c tHt = 0,15m, AR Ht = 3,09, b Vt = 0,437m, c rVt = 0,367m, c tVt = 0,180m e
AR Vt = 1,42.
Segundo Anderson [1] é desejável que o alongamento da superfície horizontal da
empenagem seja menor que o alongamento da asa, pois dessa forma, na eventual iminência de
um estol esta superfície ainda consegue exercer controle sobre a aeronave, e como pode-se
perceber este critério é atendido no presente projeto.
2.4 – Determinação da polar de arrasto da aeronave
Para a realização dessa análise, estudar o Capítulo 2 do Volume 1 do Livro
Fundamentos de Engenharia Aeronáutica – Aplicações ao Projeto SAE-AeroDesign
A polar de arrasto da aeronave Wings foi determinada de acordo com citações de
Anderson [1] que define que o coeficiente de arrasto total de uma aeronave completa pode ser
calculado da seguinte forma.
C = C
0
+ C + C
(4)
D
D
Dw
Di
Na Equação (4), o termo referente ao arrasto de onda C Dw foi desprezado durante os
cálculos pois o vôo realizado no AeroDesign se caracteriza em subsônico e de baixa
velocidade, situação na qual o arrasto de onda não se faz presente.
O coeficiente de arrasto parasita C D0 foi obtido relacionando-se a área molhada da
aeronave, a área da asa e o coeficiente de atrito de superfície conforme Equação (5).
C
S
wet
D0 = ⋅ C
Fe
(5)
S
Considerando a área da asa S=0,9994m 2 e a área molhada S wet =3,74m 2 determinada
pelo software “solidworks” a partir do desenho em três dimensões da aeronave, com um valor
de C Fe sugerido por Raymer [10] para monomotores leves em regime de vôo subsônico de
0,0055, o resultado encontrado para o coeficiente de arrasto parasita foi C D0 =0,0247.
O coeficiente de arrasto induzido em função de C L 2 foi calculado pela aplicação da
Equação (6) considerando um fator de eficiência de Oswald, segundo recomendações de
Anderson [1], e 0 = 0,75e = 0,7425.
C
Di
C
=
π ⋅ e
2
L
0
1
= ⋅ C
⋅ AR π ⋅ e ⋅ AR
0
2
L
= K ⋅ C
2
L
(6)
Com a aplicação da Equação (6), o valor obtido para a constante de proporcionalidade
foi K=0,0597, e assim, a polar de arrasto da aeronave Wings é dada por:
C
D
2
0,0247
+ 0,0597 ⋅C
L
= (7)
A curva resultante da aplicação da Equação (7) pode ser observada na Figura 6
apresentada a seguir.