Fundamentos de Engenharia Aeronáutica - Volume único

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Polar de arrasto das aeronaves simuladas
Coeficiente de sustentação
1,8
1,6
1,4
1,2
1
0,8
0,6
0,4
0,2
0
0 0,05 0,1 0,15 0,2
Coeficiente de arrasto
Retangular
Trapezoidal
Mista
Figura 6 – Polar de arrasto da aeronave Wings.
O ponto A em destaque no gráfico representa a máxima eficiência aerodinâmica da
aeronave (L/D) máx e como será mostrado na análise de desempenho, indica o C L necessário
para a realização de um vôo com a mínima tração requerida e o máximo alcance. O valor de
C L que corresponde a esta condição é obtido pelo cálculo da Equação (8) apresentada a seguir.
C
C
* D0
L
= (8)
K
A máxima eficiência aerodinâmica para a aeronave Wings (C L /C D ) máx = 13,05 indica
que para esta condição de vôo a aeronave é capaz de gerar 13,05 mais sustentação do que
arrasto.
Finalmente, o cálculo da tração disponível que resultou na seleção da asa e do perfil
foi realizado com a solução da Equação (9) para T, considerando um peso total de decolagem
de 140 N e um comprimento de pista limitado a 59m.
S
L0
=
g ⋅ ρ ⋅ S ⋅C
Lmáx
1,44 ⋅W
⋅
2
{ T − [ D + µ ⋅ ( W − L)
]} 0,7VL
0
(9)
O resultado encontrado com a solução da Equação (9) para a aeronave escolhida foi
T=34,34N.
Todo o procedimento apresentado foi repetido para as outras configurações estudadas,
resultando nos dados apresentados na Tabela 1.