Fundamentos de Engenharia Aeronáutica - Volume único

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C
L
C
L
= 0,0812⋅(
−6,0
−(
−8,5))
= 0,2030
Aqui estão apresentados os cálculos para os três primeiros pontos da curva, este
processo deve ser repetido com incrementos de 1° para toda a região linear da curva. A partir
de um determinado ponto não existe uma equação que possa definir de maneira exata a
variação do C L em função do ângulo de ataque.
Os resultados obtidos pela aplicação sucessiva da Equação (2.30) estão representados
na tabela a seguir.
Perfil
Asa
α c l α C L
-8,5 0 -8,5 0
-7 0,15 -7 0,1218
-6 0,25 -6 0,2030
-5 0,35 -5 0,2842
-4 0,45 -4 0,3654
-3 0,55 -3 0,4466
-2 0,65 -2 0,5278
-1 0,75 -1 0,609
0 0,85 0 0,6902
1 0,95 1 0,7714
2 1,05 2 0,8526
3 1,15 3 0,9338
4 1,25 4 1,0150
5 1,35 5 1,0962
6 1,45 6 1,1774
7 1,55 7 1,2586
8 1,65 8 1,3398
9 1,75 9 1,4210
10 1,85 10 1,5022
O gráfico resultante do comparativo entre o perfil e a asa está apresentado a seguir.