Fundamentos de Engenharia Aeronáutica - Volume único

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internacional de unidades (SI). A Figura 8 mostra a curva de eficiência das hélices estudadas
obtidas segundo o modelo proposto por Durand & Lesley [4].
Figura 8 – Curvas de eficiência das hélices em função da razão de avanço.
Pela análise da Figura 9, percebe-se que a hélice que fornece os melhores resultados
na faixa de velocidades necessária para a decolagem da aeronave é a APC13”x4”. Esta hélice
foi escolhida pela equipe e a mesma proporciona uma rotação n=12500rpm com uma potência
no eixo de 1000W e uma eficiência máxima de 62% como pode ser observado na Figura 10.
3.2 – Cálculo do peso total de decolagem
Para a realização dessa análise, estudar o Capítulo 4 do Volume 1 do Livro
Fundamentos de Engenharia Aeronáutica – Aplicações ao Projeto SAE-AeroDesign
O primeiro ponto avaliado pela equipe para a realização da análise de desempenho da
aeronave foi a determinação do peso total de decolagem em condições de atmosfera padrão ao
nível do mar. Segundo Anderson [3] o comprimento de pista necessário para decolar a
aeronave pode ser determinado a partir da Equação (13) apresentada a seguir.
S
lo
=
g ⋅ ρ ⋅ S ⋅ C
Lmáx
1,44 ⋅W
⋅
2
{ T − [ D + µ ⋅ ( W − L)
]} 0,7 0
VL
(13)
A solução desta equação foi realizada limitando-se o comprimento de pista para a
decolagem da aeronave em 59m, sendo considerados os seguintes valores, g = 9,81m/s², ρ =
1,225kg/m 3 , S = 0,9994m 2 e C Lmáx = 1,79. O coeficiente de atrito entre as rodas e a pista
utilizado pela equipe corresponde a µ = 0,1, os valores das forças de sustentação e arrasto
foram determinados pelas Equações (14) e (15).
1
2
L = ⋅ ρ ⋅ ( 0,7 ⋅ vL0
) ⋅ S ⋅ C LL
(14)
0
2