Fundamentos de Engenharia Aeronáutica - Volume único

532
v Rmín
=
4⋅
K ⋅ ( W / S)
ρ ⋅ ( T / W)
(37)
n
Rmín
4 ⋅ K ⋅ CD0
= 2 −
(38)
2
( T / W )
R
mín
=
g ⋅ ρ ⋅ ( T / W ) ⋅
4 ⋅ K ⋅ ( W / S)
1−
4 ⋅ K ⋅ C
2
D0 /( W / S)
(39)
⎛ 1 ⎞
φ = arccos
⎜
⎟
(40)
⎝ n Rmín ⎠
Nas equações apresentadas o valor da tração disponível foi considerado para a
velocidade de estol na altitude em estudo e os resultados obtidos estão apresentados na Tabela
3.
Tabela 3 – Determinação do raio de curvatura mínimo e do máximo ângulo
de inclinação das asas.
h(m) v Rmín (m/s) n Rmín (g’s) R mín (m) φ máx (°)
0 10,81 1,38 12,60 43,36
800 11,31 1,37 13,82 43,32
1200 11,58 1,37 14,50 43,29
3.10 – Envelope de vôo e teto absoluto
Para a realização dessa análise, estudar o Capítulo 4 do Volume 1 do Livro
Fundamentos de Engenharia Aeronáutica – Aplicações ao Projeto SAE-AeroDesign
O Envelope de vôo da aeronave Wings foi traçado com o objetivo de se ter um
panorama geral da faixa de velocidades na qual a aeronave pode operar em diversas altitudes
de vôo.
A envoltória do envelope de vôo foi obtida com os valores de v min e v máx obtidos nas
curvas de tração considerando uma análise realizada em diferentes altitudes até que a tração
disponível se tornasse igual a requerida, determinando assim o teto absoluto de vôo da
aeronave. É importante observar que o envelope de vôo representado na Figura 16 possui um
limite aerodinâmico definido pela variação da velocidade de estol com a altitude e um limite
estrutural definido pela variação de velocidade da manobra com a altitude.
O teto absoluto de vôo da aeronave Wings é 5200m e o envelope de vôo obtido está
apresentado na Figura 14.