Fundamentos de Engenharia Aeronáutica - Volume único

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Para a determinação dessas curvas, a tração disponível foi corrigida para a altitude de
acordo com a Equação (19).
ρ
T dh
= T d 0
⋅
(19)
ρ
A tração requerida para se manter um vôo reto e nivelado ao nível do mar foi
calculada através de Equação (20).
1 2
2
Tr
= D = ⋅ ρ ⋅ v ⋅ S ⋅ ( C
D0
+ K ⋅ C
L
)
(20)
2
A solução desta equação foi realizada com a variação da velocidade de 6m/s até
30m/s, com o coeficiente de sustentação requerido para cada velocidade calculado pela
Equação (21) utilizando-se o peso total de decolagem de 140N calculado anteriormente.
0
C L
2 ⋅W
ρ ⋅ v ⋅ S
=
2
(21)
Para a variação da tração requerida com a altitude, o procedimento utilizado foi
exatamente o mesmo, porém foi considerado na solução das Equações (20) e (21) a variação
da densidade do ar, onde foram utilizados ρ = 1,134 kg/m 3 e ρ = 1,090 kg/m 3 respectivamente
para h=800m e h=1200m.
As potências disponível e requerida foram obtidas de forma direta pela aplicação das
Equações (22) e (23) para cada altitude avaliada.
P
P
d
r
= T ⋅ v
(22)
d
= T ⋅ v
(23)
r
Os gráficos resultantes da análise realizada estão apresentados a seguir na Figura 9.
Pela análise das curvas, é possível observar que ao nível do mar, as velocidades mínima e
máxima da aeronave, são aproximadamente v mín = 8,5m/s e v máx = 26m/s, porém, como a
velocidade de estol calculada para h = 0m é 11,30m/s, essa passa a ser a velocidade mínima
da aeronave. Também é possível observar que conforme a altitude aumenta os valores de v mín
aumentam e os valores de v máx diminuem, restringindo cada vez mais a faixa operacional da
aeronave.
Figura 9 – Curvas de tração de
potência disponível e requerida.