Fundamentos de Engenharia Aeronáutica - Volume único

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Figura 16 – características aerodinâmicas da asa e das superfícies da empenagem.
O resultado obtido com a aplicação da Equação (43) pode ser observado na Figura 17.
Figura 17 – Coeficiente de momento ao redor do CG em função do ângulo de ataque.
Pela análise da figura é possível observar que a aeronave Wings possui estabilidade
longitudinal estática e o ângulo que proporciona a trimagem da aeronave é 2,3°.
O ponto neutro que delimita a posição traseira do CG e a margem estática que
representa o passeio do CG para se garantir a estabilidade longitudinal foram obtidos com a
solução das Equações (44) e (45).
at
⎛ ∂ε
⎞
hn = hac
+ VH
⋅ ⋅ ⎜1
− ⎟
(44)
a ⎝ ∂α
⎠
me
= hn
− hCG
(45)
Os resultados obtidos foram h n = 0,233m em relação ao bordo de ataque da asa, que
corresponde a 46,63% da cma e m e = 0,0831m, indicando que enquanto o CG estiver
posicionado à frente do ponto neutro, a aeronave é longitudinalmente estável.
4.3 – Estabilidade direcional
Para a realização dessa análise, estudar o Capítulo 5 do Volume 2 do Livro
Fundamentos de Engenharia Aeronáutica – Aplicações ao Projeto SAE-AeroDesign