Fundamentos de Engenharia Aeronáutica - Volume único

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4. ANÁLISE DE ESTABILIDADE ESTÁTICA
4.1 Localização do centro de gravidade
Para a realização dessa análise, estudar o Capítulo 5 do Volume 2 do Livro
Fundamentos de Engenharia Aeronáutica – Aplicações ao Projeto SAE-AeroDesign
O centro de gravidade da aeronave Wings está localizado em uma faixa compreendida
entre 23% e 30% da cma. Essa faixa de valores foi utilizada para o ajuste do CG de acordo
com a carga transportada e o valor da posição do CG para a aeronave vazia e carregada foi
obtido com a aplicação da Equação (42) que relaciona os momentos gerados pelo peso
individual de cada componente da aeronave com o peso total da mesma.
∑W
⋅ d
h CG
=
(42)
∑W
A Equação (42) foi solucionada considerando uma linha de referência localizada no
nariz da aeronave e os resultados obtidos para a aeronave vazia e com carga máxima de
decolagem foram respectivamente h CGv = 0,15m que corresponde a 30% da cma e h CGc =
0,115m que corresponde a 23% da cma.
4.2- Estabilidade longitudinal
Para a realização dessa análise, estudar o Capítulo 5 do Volume 2 do Livro
Fundamentos de Engenharia Aeronáutica – Aplicações ao Projeto SAE-AeroDesign
De acordo com Anderson [3], a estabilidade longitudinal estática de uma aeronave é
obtida quando o coeficiente angular da curva C MCG x α é negativo e o primeiro ponto desta
curva é positivo, ou seja, dC MCG
dα < 0 e C M0 > 0.
Para o traçado da curva C MCG x α da aeronave Wings, a equipe utilizou a Equação (43)
sugerida por Anderson [3].
C
MCG
= C + C ⋅ ( h − h ) − V ⋅ C
(43)
Mac
L
CG
ac
H
Lt
O coeficiente de momento ao redor do centro aerodinâmico, bem como os coeficientes
de sustentação a asa e do profundor em função do ângulo de ataque foram obtidos pela análise
das Figuras 2, 4 e 16. Neste ponto é importante citar que a curva C Lt x α também está
corrigida para a envergadura finita do profundor em que o centro aerodinâmico do perfil Selig
1223 está localizado a uma distância h ac = 0,125m a partir do bordo de ataque, ou seja, 25%
da cma.