Fundamentos de Engenharia Aeronáutica - Volume único

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S
P0
=
g ⋅ ρ ⋅ S ⋅ C
Lmáx
1,69 ⋅W
⋅
2
[ D + µ ⋅ ( W − L)
]
0,7vpo
(32)
Na Equação (32), é importante observar que também se considerou um valor médio
em 0,7v P0 .
Esta equação é similar à utilizada para a análise de decolagem, porém durante o pouso,
a tração disponível é nula T = 0N uma vez que no instante em que a aeronave toca o solo o
piloto reduz a tração a uma condição de marcha lenta do motor.
Considerando o peso máximo total calculado de 140N para o projeto, a Equação (32)
foi solucionada para condições atmosféricas ao nível do mar, com o coeficiente de atrito µ =
0,1 e o resultado foi S P0 = 93,50m, o que garante o pouso dentro do limite de 122m estipulado
pelo regulamento da competição.
Tal como para o desempenho de decolagem, a equipe avaliou as características de
pouso em diversas condições de peso e altitude (0m, 800m, 1200m), obtendo como resultado
o gráfico mostrado na Figura 12.
A análise do gráfico permite observar que para um determinado peso, quanto maior a
altitude maior é o comprimento de pista necessário para o pouso.
Figura 12 – Variação do comprimento de pista para pouso em função do peso total da
aeronave.
3.8 – Determinação do diagrama v-n de manobra
Para a realização dessa análise, estudar o Capítulo 4 do Volume 1 do Livro
Fundamentos de Engenharia Aeronáutica – Aplicações ao Projeto SAE-AeroDesign
O Diagrama v-n de manobra da aeronave Wings foi obtido mediante a aplicação da
norma FAR-part23 [5] e recomendações de Raymer [10] e Roskam [11].
Com o objetivo de se obter uma boa eficiência estrutural, a equipe optou em utilizar
como fator de carga limite o menor valor possível. Segundo recomendações de Raymer [10] o
fator de carga para aeronaves leves subsônicas é 2,5 ≤ n máx ≤ 3,8, para o projeto Wings foi