Fundamentos de Engenharia Aeronáutica - Volume único

2
2
( 0,7 ⋅ v ) ⋅ S ⋅ ( C + ⋅ K ⋅ C )
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1
D = ⋅ ρ ⋅
L0 D0
φ
L 0
2
L
(15)
Para a solução das Equações (14) e (15) a velocidade de decolagem seguiu
recomendações da norma FAR-part23 [5] que determina por medidas de segurança que v L0 =
1,2v estol , sendo a velocidade de estol calculada por:
v
estol
= 2 ⋅ W
ρ ⋅ S ⋅ v ⋅C
Também é importante observar que foi considerada a influência do efeito solo na
determinação da força de arrasto, no qual a variável φ foi calculada seguindo recomendações
de McCormick [8] da seguinte forma:
L máx
2
[ 16 ⋅ ( h / b)
]
+ [ 16 ⋅ ( h / b)
] 2
(16)
φ =
(17)
1
Na solução da Equação (17) se considerou b = 2,68m e a altura da asa em relação ao
solo h=0,26m o que resultou em um fator de efeito solo φ = 0,71.
A tração disponível T foi determinada em função da hélice APC 13”x4” utilizada pela
equipe que como pode se observar na Figura 9, para a velocidade (0,7v L0 ) seu valor é T =
34,35N.
Considerando que o termo [ D + µ ⋅ ( W − L)]
representa a resistência ao rolamento da
aeronave durante a fase de aceleração, a equipe determinou o coeficiente de sustentação ideal
para a decolagem como forma de minimizar o comprimento de pista necessário da seguinte
forma.
π ⋅ e0
⋅ AR ⋅ µ
L
=
(18)
0
2 ⋅φ
C
L
O resultado obtido pela Equação (18) foi C L L
= 1,185 e assim, o ângulo de incidência
0
da asa em relação à fuselagem necessário para a obtenção desse C L é de aproximadamente 3º.
É importante citar que a notação 0,7v L0 presente na Equação (13) foi utilizada como
forma de se obter um valor médio das variáveis de decolagem em 70% de v L0 .
A partir das considerações feitas, a equipe estimou o comprimento de pista para a
decolagem considerando um peso total de 140N e dessa forma obteve os seguintes resultados:
v estol = 11,30m/s, v L0 = 13,56m/s, L = 65,40N e D = 4,63N fornecendo S L0 = 59m.
3.3 – Curvas de tração e potência disponível e requerida
Para a realização dessa análise, estudar o Capítulo 4 do Volume 1 do Livro
Fundamentos de Engenharia Aeronáutica – Aplicações ao Projeto SAE-AeroDesign
Uma vez determinado o peso total de decolagem ao nível do mar, realizou-se o traçado
das curvas de tração e potência disponível e requerida para três altitudes diferentes, sendo h =
0m (nível do mar), h = 800m e h = 1200m. A escolha dessas três altitudes deve-se ao fato da
variação que geralmente ocorre na altitude densidade nos dias da competição e também como
forma de permitir à equipe uma avaliação global do desempenho da aeronave em diferentes
condições de vôo.