Subida e Descida. Subida e Descida
|
|
- Yan Brás Freire
- 7 Há anos
- Visualizações:
Transcrição
1 Mecânica de oo I Mecânica de oo I 763 º Ano da Licenciatura em Engenharia Aeronáutica Mecânica de oo I. Equações de Movimento linha de referência do avião α ε T, linha de tracção γ L γ, trajectória de voo horizontal D L Sustentação (força aerodinâmica) D Arrasto (força aerodinâmica) Peso (força gravítica) T Tracção (força propulsiva) α ângulo de ataque γ ângulo de subida (ângulo da trajectória) ε inclinação da linha de tracção
2 Mecânica de oo I.. Equações no Plano ertical () As equações de movimento completas no plano vertical, como já visto anteriormente, são: Na direcção da velocidade: d T cos ( α + ε ) D senγ m dt Na direcção perpendicular à velocidade: L + Tsen ( α + ε ) cosγ m r Se considerarmos o ângulo entre a linha de tracção do motor e a linha de referência da aeronave desprezável (ε 0), o ângulo de ataque também muito pequeno (α 0), a velocidade constante (d/dt0) e a trajectória rectilínea (r ), as equações do movimento simplificam-se. Mecânica de oo I.. Equações no Plano ertical () As equações de movimento passam a escrever-se na seguinte forma: Na direcção da velocidade: T D senγ 0 T D senγ Na direcção perpendicular à velocidade: L L cosγ 0 L cosγ cosγ n Estas são as equações de movimento para voo de subida ou descida com velocidade constante.
3 Mecânica de oo I.. Equações no Plano ertical (3) h X RC T L γ L Sustentação D Arrasto Peso horizontal cosγ γ senγ D T Tracção γ ângulo de subida Mecânica de oo I.. Equações no Plano ertical (4) Da primeira equação tiramos o valor do ângulo de subida em função do excesso de tracção por unidade de peso disponibilizado pelo motor T D senγ Da posição do avião na sua trajectória observa-se que a velocidade vertical, ou razão de subida, é obtida pelo produto da velocidade pelo seno do ângulo de subida. Assim, a razão de subida é igual ao excesso de potência por unidade de peso disponibilizada pelo motor T D senγ RC dt Também se observa que a velocidade horizontal da aeronave é a projecção da velocidade no eixo paralelo à linha do horizonte, isto é H cosγ
4 Mecânica de oo I.. Equações no Plano ertical (5) Outras equações que devem ser mencionadas são: Equação da tracção requerida T K D ρ SC + Equação da potência requerida cos γ ( ) ρ S R 3 PR TR ρ SC K + cos γ ( ) ρs Equação do consumo de combustível instantâneo d ct dt Equação da eficiência aerodinâmica L cosγ E cosγ D T R T R Mecânica de oo I.. Equações no Plano ertical (6) Assim, a expressão senγ T cosγ E seria uma forma simples de, para uma dada velocidade, determinar o valor do ângulo de subida. Contudo, a solução seria iterativa. É oportuno lembrar que o ângulo de subida com velocidade constante é, normalmente, pequeno de modo que o seu coseno pode ser, sem perda de precisão, tomado como. Por exemplo, um avião com T/0,3 (valor alto para uma aeronave civil mesmo ao nível do mar) e com E 8, teria um ângulo de subida máximo igual a γarcsen(0,3-/8)4,5graus. Resolvendo a equação iterativamente obtém-se γ4,5graus (um erro de - 0,7%). Para T/0,5 o valor aproximado de γ seria 6,3878graus enquanto que o exacto seria 6,7695graus (um erro de -,4%).
5 Mecânica de oo I.. Equações no Plano ertical (7) Assim, mesmo para valores do ângulo de subida próximos dos 30graus, pode utilizar-se a equação mais simplificada, ou seja senγ T E Mecânica de oo I. Subida com o Maior Ângulo Para calcular o maior ângulo de subida tem que se imizar a seguinte expressão T D senγ
6 Mecânica de oo I.. Avião a Jacto () Para aviões turbojacto, onde T é aproximadamente constante pode usar-se T D T senγ E A tracção em excesso por unidade de peso pode ver-se nos gráficos D, T D T γ Mecânica de oo I.. Avião a Jacto () Para imizar o ângulo de subida basta voar com a eficiência aerodinâmica máxima T ( sen γ ) E onde ocorre a maior diferença entre T e D. Nesta situação tem-se C CL K e todos os parâmetros associados a esta situação.
7 Mecânica de oo I.. Avião a Hélice () Para aviões a hélice, onde T é inversamente proporcional à velocidade pode usar-se T D P D senγ A tracção em excesso por unidade de peso pode ver-se nos gráficos D, T γ D TP/ Mecânica de oo I.. Avião a Hélice () Como P é constante, basta derivar o numerador em relação à velocidade e igualar a zero. Então d P ρ SC d P ρ K 0 ρ S 4K + 3 ρ S SC 4 ρsp ρ S 4 P + ρsc C 4K ρ S + 4K C D
8 Mecânica de oo I.. Avião a Hélice (3) Uma solução aproximada desta equação pode ser obtida desprezando-se o termo de quarta ordem da velocidade (ver Hale e Andersen). Assim, 4K( S ) 4K( S) γ ρ( P S ) ρη P ( Pe S ) É preciso ter atenção pois esta velocidade pode ser inferior à velocidade de perda. Mecânica de oo I 3. Subida Mais Rápida () Para calcular a razão de subida máxima é necessário imizar a seguinte expressão T D RC senγ
9 Mecânica de oo I 3.. Avião a Jacto () Para aviões turbojacto, onde T é aproximadamente constante pode usar-se T D RC A potência em excesso por unidade de peso pode ver-se nos gráficos D, T D RC T Mecânica de oo I 3.. Avião a Jacto () Como T é constante, basta derivar o numerador em relação à velocidade e igualar a zero. Então d 3 T ρ SC d 3 T ρ SC ρ ST ρ K ρs K + ρ S S C + K ( T S) 4K( S ) ρc 3ρ C D 0 0 0
10 Mecânica de oo I 3.. Avião a Jacto (3) A solução da equação acima é dada por ( S) ρ C T S T S 4K ± + 3ρC 3ρC 3 ou, tomando apenas a raiz positiva, T S CK T S ρC T 3ρC porque e, finalmente RC T S ρc E + 4KC D + 0 ( E T ) 3 0 D 3 ( E ) T Mecânica de oo I 3.. Avião a Jacto (4) Muitas vezes, na literatura, o termo entre parênteses é designado abreviadamente por Γ (Francis Hale). Is simplifica a escrita da equação da velocidade de subida mais rápida para o turbojacto onde RC Γ + + T S ρ 3 C Deve notar-se que o valor mais baixo de Γ, que poderia ocorrer ao nível do mar, é e que valor mais alto, que poderia ocorrer no tecto máximo é 3. O valor normalmente nunca é obtido. Por exemplo, ao nível do mar, com E 8 e T/0,3 teríamos Γ,05. Γ ( E T ) 3
11 Mecânica de oo I 3.. Avião a Jacto (5) A razão de subida máxima fica, então TRC D RC Onde o arrasto pode ser obtido da relação D RC O ângulo de subida da razão de subida máxima seria dado por RC T DRC ( senγ ) RC RC K cos γ ρ RC SC + ( ) ρ S RC RC RC Mecânica de oo I 3.. Avião a Hélice () Para aviões a hélice, onde P é aproximadamente constante pode usar-se P D ηppe PR RC A potência em excesso por unidade de peso pode ver-se nos gráficos P R, P P R RC P
12 Mecânica de oo I 3.. Avião a Hélice () A razão de subida máxima ocorre na condição de potência requerida mínima PPe PR min RC η onde, como já é conhecido 3C CL, C RC L, PR min K e a velocidade é dada por E RC 0, 866E RC S K ρ 3C O ângulo de subida correspondente é dado por ( senγ ) RC RC RC ηp Pe 4 RC 0,866E Mecânica de oo I 4. Tempo de Subida () A velocidade de subida é dada por RC d t de onde se pode obter d t RC Teoricamente, o cálculo do tempo de subida poderia ser obtido através da integração da equação diferencial mostrada acima. No entanto, o valor da razão de subida não pode ser expresso como uma função analítica da altitude e, por isso, o cálculo do tempo de subida tem que ser feito numericamente, em intervalos de tempo, usando-se valores médios de RC para cada intervalo de tempo. Assim h t RC
13 Mecânica de oo I 4. Tempo de Subida () Evidentemente, o tempo total da subida seria obtido pela soma dos tempos de todos os intervalos, n, em que a altitude tenha sido dividida. t n i Notar que, à medida que a altitude aumenta e a potência disponível diminui, o tempo para subir um dado h aumenta. t i Mecânica de oo I 4.. Aproximação Logarítmica () A razão de subida máxima varia, geralmente, de forma aproximadamente linear com a altitude. Assim, pode obter-se o tempo de suboida de uma forma mais simples, numa primeira aproximação, através da integração analítica. Colocando RC a + bh onde a e b são constantes, tem-se dt RC a + bh Integrando entre h e h, obtém-se ou t ln b h a + bh ( a + bh) ln h h t RC b a + bh h RC ln RC RC
14 Mecânica de oo I 4.. Aproximação Logarítmica () Esta forma de obter o tempo de subida é designada por aproximação logarítmica. Não convém esquecer que a sua precisão depende do comportamento linear da razão de subida com a altitude. Ela também pode ser aplicada a qualquer outro tipo de subida desde que se compreenda que ela é tanto mais precisa quanto mais linear for a variação da razão de subida com a altitude. Mecânica de oo I 4.. Correcção Devido à ariação de A velocidade de subida mais rápida aumenta com a altitude. Assim, o tempo de subida obtido usando uma equação em que se considerou a velocidade constante fica menor do que realmente deveria ser pois parte da energia disponível tem que ser usada para aumentar a velocidade. Mais tarde, ao estudarmos o método da energia esta situação ficará mais clara. Por enquanto, é conveniente notar que existe um factor de correcção para o tempo de subida que pode ser expresso como f cor + g h Assim o tempo de subida fica, após a correcção, t cor t cal + g h
15 Mecânica de oo I 4.3. Combustível Gasto na Subida Sabedo que o consumo instantâneo é d d ct RC dt o combustível gasto na subida pode ser calculado da seguinte forma ct med ct t RC med med h Mecânica de oo I 4.4. Distância Percorrida na Subida Sabedo que o alcance instantâneo é dx dx H cosγ RC dt tanγ A distância percorrida durante a subida pode ser calculada da seguinte forma Hmed h X Hmed t cosγ t h RC tanγ med ( ) med
16 Mecânica de oo I 5. Algumas Definições de Tecto () Tecto Máximo: É a altitude na qual a razão de subida máxima é nula, num voo com velocidade constante (Anderson, Hale, Ojha). Tecto de Serviço: Altitude na qual a razão de subida máxima é igual a 00pés/min (0,5m/s), num voo de velocidade constante. É, na prática, o limite superior para voos nivelados com velocidade constante (Anderson, Hale, Ojha). Tecto de Desempenho: Altitude na qual a razão de subida máxima é igual a 50pés/min (0,76m/s), num voo de velocidade constante. Tecto de Cruzeiro: Altitude na qual a razão de subida máxima é igual a 300pés/min (,5m/s), num voo de velocidade constante (Hale). Tecto Operacional: Altitude na qual a razão de subida máxima é igual a 500pés/min (,54m/s), num voo de velocidade constante (Ojha). Mecânica de oo I 6. oo de Descida () Todas as equaçãoe que se aplicam ao voo de subida com velocidade constante também se aplicam ao voo de descida com velocidade constante. Basta que a tracção disponível seja inferior à tracção requerida para que tenhamos um ângulo de subida negativo, o que significa que a aeronave está em voo de descida. Do mesmo modo, uma aeronave que tenha uma potência disponível menor que a potência requerida estará com uma razão de subida negativa (/dt<0), o que significa que a aeronave está em voo de descida. Razão de descida, RD, é por definição a altitude que a aeronave perde por unidade de tempo. Assim, se /dt for negativo a RD será positiva. Do mesmo modo, uma razão de subida for negativa implica uma razão de descida positiva. Consequentemente, a equação do ângulo de descida pode ser expressa por T D T cosγ senγ E ou, para pequenos γ T D T senγ E
17 Mecânica de oo I 6. oo de Descida () A razão de descida, que é igual a -/dt, é dada por T D RD senγ dt No caso de /dt ser negativo a razão de descida é positiva e, assim, a aeronave encontra-se a descer. Se /dt for positivo então a aeronave está a subir e RD é negativa, o que não tem significado físico. Mecânica de oo I 6.. Descida sem Motor L Sustentação D Arrasto Peso γ ângulo de descida L horizontal D X RD γ γ senγ cosγ h
18 Mecânica de oo I 6.. oo Planado No caso particular em que T é igual a zero, a aeronave está em voo planado e as equações seguintes aplicam-se: na direcção da velocidade e D senγ L cosγ Na direcção perpendicular à velocidade. Dividindo a primeira equação pela segunda obtém-se tan γ E que é a relação para o ângulo de planeio. eja-se que o ângulo de planeio é negativo pois convencionou-se positivo para o voo de subida. Mecânica de oo I 6.3. Ângulo de Descida Mínimo Da equação do ângulo de descida observa-se que o ângulo mínimo de descida ocorre quando o voo é realizado em condições de E. Assim, tanγ min E A velocidade correspondente é dada por γ min S K ρ C D 0 4
19 Mecânica de oo I 6.4. Alcance em oo Planado O alcance por unidade de altitude perdida é obtido através de dx tanγ Usando a relaçáo do ângulo de planeio obtém-se dx E tanγ Deve observar-se que o ângulo de descida depende unicamento no inverso de E sendo, portanto, constante para um voo com E constante. Assim, é fácil notar que o alcance nessas condições é dado por h h X X X E( h h ) tanγ Mecânica de oo I 6.5. Alcance Máximo em oo Planado Num voo planado com E constante, o alcance máximo é obtido quando o ângulo de descida é mínimo, ou seja nas condições de voo de E. Assim, pode escrever-se X br E ( h h ) A velocidade de maior alcance num voo planado é a velocidade de E, ou seja br S ρ K C 4 br, nm σ
20 Mecânica de oo I 6.6. Razão de Descida A variação da altitude com o tempo é dada por D senγ dt Para ângulos de descida pequenos, onde L, tem-se dt E e a razão de descida é dada por RD E Mecânica de oo I 6.7. Razão de Descida Mínima A razão de descida mínima corresponde às condições em que /E é mínimo, ou em que E/ é máximo, o que ocorre, conforme visto anteriormente, para as condições de potência requerida mínima. Logo P min RD min E onde e Assim, P min RD S K ρ 3C P min 4 E P min 0, 866E min 0,866E P min, nm σ P min, nm σ
21 Mecânica de oo I 6.8. Tempo de Descida () O tempo de planeio pode ser obtido através da relação E dt dt RD fazendo uma integração numérica com intevalos de altitude e somando as parcelas dos tempos parciais obtidos. Assim, E t t h Se a descida for realixada com C L constante então, além da opção numérica, pode ter-se também uma solução analítica aproximada pela relação logarítmica já vista no caso da subida. Alternativamente, pode usar-se uma aproximação da variação de σ com a altitude: Uma vez que a velocidade é dada por S S nm ρ σc ρ C σ σ 0 L 0 L Mecânica de oo I 6.9. Tempo de Descida () o tempo de descida pode ser obtido analiticamente através da relação E h t σ h nm De acordo com Ojha e Hale uma boa aproximação para σ na Toposfera é dada por h σ exp β onde β996m para h 000m. Com esta aproximação o tempo de descida com C L constante, dentro da troposfera, pode ser representado por ou nm h E h - h β βe t e h e h h - β d E t e nm nm h β - β - h β e h β
22 Mecânica de oo I 6.9. Tempo de Descida (3) Tempo de descida de maior alcance com C L constante h β β - h E - β t br e e br, nm Tempo de descida de maior autonomia com C L constante h β β - h E - be β t be e e be, nm
Voo Nivelado. Voo Nivelado
Mecânica de oo I Mecânica de oo I 763 º Ano da Licenciatura em ngenharia Aeronáutica Pedro. Gamboa - 008 Mecânica de oo I. quações de Movimento linha de referência do avião α ε T, linha de tracção γ L
Leia maisMVO-31: Desempenho de Aeronaves
Planeio Departamento de Mecânica do Voo Divisão de Engenharia Aeroespacial Instituto Tecnológico de Aeronáutica 2019 PARTE III Planeio Permanente g: ângulo de trajetória L D velocidade peso: mg Decompondo-se
Leia maisAB-701: Desempenho de Aeronaves
(carga horária: 28 horas) Departamento de Mecânica do Vôo Divisão de Engenharia Aeroespacial Instituto Tecnológico de Aeronáutica 2016 PARTE IV Cruzeiro Permanente: autonomia e alcance Ponto-massa Ponto-massa
Leia maisMVO-11 Dinâmica de Veículos Aeroespaciais
MVO-11 Dinâmica de Veículos Aeroespaciais (carga horária: 64 horas) Flávio Silvestre Departamento de Mecânica do Vôo Divisão de Engenharia Aeronáutica Instituto Tecnológico de Aeronáutica 2014 PARTE IV
Leia maisTEORIA DE VOO E AERODINÂMICA MÓDULO 2. Aula 1.
TEORIA DE VOO E AERODINÂMICA MÓDULO 2 Aula 1 www.aerocurso.com TEORIA DE VÔO E AERODINÂMICA 2 5 VÔO RETO E NIVELADO. Para se voar reto e nivelado em alta velocidade, deverá ser mantido um ângulo de ataque
Leia maisIntrodução ao Projeto de Aeronaves. Aula 16 Vôo de Planeio, Desempenho de Decolagem e de pouso
Introdução ao Projeto de Aeronaves Aula 16 Vôo de Planeio, Desempenho de Decolagem e de pouso Tópicos Abordados Vôo de Planeio (descida não tracionada). Desempenho na Decolagem. Desempenho no Pouso. Vôo
Leia maisAB-721 Atividade 1. Flávio Ribeiro / Figura 1: Pouso de planador na competição de 2008 em Lüsse, Alemanha.
AB-72 Atividade Flávio Ribeiro / flaviocr@ita.br 209 Objetivo Figura : Pouso de planador na competição de 2008 em Lüsse, Alemanha. O objetivo desta aula prática começar a usar o MATLAB para aplicações
Leia maisDimensionamento a partir de um Desenho Conceptual
Dimensionamento a partir de um Desenho Conceptual Existem muitos níveis de métodos de projecto; O nível mais simples usa, simplesmente, dados históricos: por exemplo, o peso inicial pode ser considerado
Leia maisDimensionamento Inicial
Dimensionamento Inicial O dimensionamento inicial é o processo pelo qual se determina o peso de descolagem e a quantidade de combustível necessários para que um conceito de aeronave execute a sua missão;
Leia maisAB-701 Aula de Exercı cios I
AB-70 Aula de Exercı cios I Fla vio Silvestre / flaviojs@ita.br 2/04/206 Objetivo Figura : Pouso de planador na competic a o de 2008 em Lu sse, Alemanha. O objetivo desta aula pra tica comec ar a usar
Leia maisDimensionamento Inicial
Dimensionamento Inicial O dimensionamento inicial é o processo pelo qual se determina o peso de descolagem e a quantidade de combustível necessários para que um conceito de aeronave execute a sua missão;
Leia maisIntrodução ao Projeto de Aeronaves. Aula 18 Tempo para a Missão e Metodologia para o Gráfico de Carga Útil
Introdução ao Projeto de Aeronaves Aula 18 Tempo para a Missão e Metodologia para o Gráfico de Carga Útil Tópicos Abordados Tempo Estimado para a Missão. Traçado do Gráfico de Carga Útil. Dicas para Análise
Leia maisIntrodução. Introdução
7631 2º Ano da Licenciatura em Engenharia Aeronáutica 1. Objectivos Conhecer os princípios fundamentais do desempenho de aviões nas várias fases de voo. Analisar e optimizar o desempenho de uma dada aeronave.
Leia maisVoo Nivelado - Avião a Jacto
- Avião a Jato 763 º Ano da ieniatura em Engenharia Aeronáutia. oo de ruzeiro () O voo de uma aeronave é normalmente omposto por várias fases diferentes. As fases de voo que formam um programa de voo simples,
Leia maisDimensionamento a partir de um Desenho Conceptual
Dimensionamento a partir de um Desenho Conceptual Projeto de Aeronaves (10403) 2017 Introdução Existem muitos níveis de métodos de projeto O nível mais simples usa, simplesmente, dados históricos: por
Leia mais1 o Exame de Estabilidade de Voo O exame tem a duração de 3h00m. Justifique convenientemente todas as respostas.
Instituto Superior Técnico Ano Lectivo de 2014/2015 Mestrado Integrado em Engenharia Aeroespacial 5 de Janeiro de 2015 1 o Exame de Estabilidade de Voo O exame tem a duração de 3h00m. Justifique convenientemente
Leia maisEstabilidade Lateral-Direccional
Estabilidade Lateral-Direccional João Oliveira Departamento de Engenharia Mecânica, ACMAA Instituto Superior Técnico Estabilidade de Voo, MEAero (Versão de 26 de Outubro de 2010) João Oliveira (ACMAA,
Leia mais1 Teoria de elementos de pá
1 Teoria de elementos de pá A teoria do momento linear é um método simples e rápido para estimar a potência e a velocidade induzida no rotor, baseando apenas na área total do rotor, no peso do helicóptero
Leia maisEquações do Movimento
Equações do Movimento João Oliveira Departamento de Engenharia Mecânica Área Científica de Mecânica Aplicada e Aeroespacial Instituto Superior Técnico Estabilidade de Voo, Eng. Aeroespacial João Oliveira
Leia maisSérie IV - Momento Angular (Resoluções Sucintas)
Mecânica e Ondas, 0 Semestre 006-007, LEIC Série IV - Momento Angular (Resoluções Sucintas) 1. O momento angular duma partícula em relação à origem é dado por: L = r p a) Uma vez que no movimento uniforme
Leia mais(1) O vetor posição de uma partícula que se move no plano XY é dado por:
4320195-Física Geral e Exp. para a Engenharia I - 1 a Prova - 12/04/2012 Nome: N o USP: Professor: Turma: A duração da prova é de 2 horas. Material: lápis, caneta, borracha, régua. O uso de calculadora
Leia maisLançamento Balístico
Lançamento Balístico O estudo de sistemas, principalmente, sistemas naturais, trouxe grandes desafios para a ciência. Em um primeiro momento, o desafio era a representação desses sistemas por meio de modelagem.
Leia maisEN ESTABILIDADE E CONTRoLE DE AERONAVES II - MOVIMENTO LONGITUDINAL DO AVIÃO. Maria Cecília Zanardi Fernando Madeira
EN 3205 - ESTABILIDADE E CONTRoLE DE AERONAVES II - MOVIMENTO LONGITUDINAL DO AVIÃO Maria Cecília Zanardi Fernando Madeira Estabilidade e Controle de Aeronaves II - MOVIMENTO LONGITUDINAL DO AVIÃO REFERENCIAS:
Leia maisCapítulo 4 - Derivadas
Capítulo 4 - Derivadas 1. Problemas Relacionados com Derivadas Problema I: Coeficiente Angular de Reta tangente. Problema II: Taxas de variação. Problema I) Coeficiente Angular de Reta tangente I.1) Inclinação
Leia maisPROJETO DE AERONAVES Uma abordagem teórica sobre os conceitos de aerodinâmica, desempenho e estabilidade Prof. MSc. Luiz Eduardo Miranda J.
PROJETO DE AERONAVES Uma abordagem teórica sobre os conceitos de aerodinâmica, desempenho e estabilidade Conceitos Fundamentais Fundamentos do Projeto Projeto conceitual Aerodinâmica Desempenho Estabilidade
Leia maisAula Prática 1: Movimento Longitudinal
Aula Prática 1: Movimento Longitudinal AB-722 Flávio Luiz Cardoso Ribeiro http://flavioluiz.github.io flaviocr@ita.br Departamento de Mecânica do Voo Divisão de Engenharia Aeronáutica e Aeroespacial Instituto
Leia maisEstabilidade Dinâmica: Modos Laterais
Estabilidade Dinâmica: Modos Laterais João Oliveira Departamento de Engenharia Mecânica, Área Científica de Mecânica Aplicada e Aeroespacial Instituto Superior Técnico Estabilidade de Voo, Eng. Aeroespacial
Leia maisMVO-10 Desempenho de Aeronaves
MVO-10 Desempenho de Aeronaves (carga horária: 64 horas) Flávio Silvestre / Maurício Morales Departamento de Mecânica do Vôo Divisão de Engenharia Aeronáutica Instituto Tecnológico de Aeronáutica 2012
Leia maisEquações do Movimento
Equações do Movimento João Oliveira Estabilidade de Voo, Eng. Aeroespacial 1 Ângulos de Euler 1.1 Referenciais Referenciais: fixo na Terra e do avião (Ox E y E z E ) : referencial «inercial», fixo na Terra;
Leia maisCapítulo 5 Derivadas Parciais e Direcionais
Capítulo 5 Derivadas Parciais e Direcionais 1. Conceitos Sabe-se que dois problemas estão relacionados com derivadas: Problema I: Taxas de variação da função. Problema II: Coeficiente angular de reta tangente.
Leia maisForças Aplicadas no Avião. Forças Aplicadas no Avião
7631 º Ano da Licenciatura em Engenharia Aeronáutica 1. Forças no Avião em Voo linha de referência do avião L α T α T γ vento relativo horizontal L Sustentação (força aerodinâmica) D Arrasto (força aerodinâmica)
Leia maisMestrado Integrado em Engenharia Mecânica Aerodinâmica 1º Semestre 2015/16
Mestrado Integrado em Engenharia Mecânica Aerodinâmica º Semestre 05/6 Exame de ª época, 5 de Janeiro de 06 Nome : Hora : :30 Número: Duração : 3 horas ª Parte : Sem consulta ª Parte : Consulta limitada
Leia maisMestrado Integrado em Engenharia Mecânica Aerodinâmica 1º Semestre 2012/13
Mestrado Integrado em Engenharia Mecânica Aerodinâmica 1º Semestre 212/13 Exame de 2ª época, 2 de Fevereiro de 213 Nome : Hora : 8: Número: Duração : 3 horas 1ª Parte : Sem consulta 2ª Parte : Consulta
Leia maisGABARITO COMENTADO DE PROVAS DE FÍSICA CINEMÁTICA
GABARITO COMENTADO DE PROVAS DE FÍSICA CINEMÁTICA 1ª Prova 2007 Questão 1: FÁCIL O valor de H é calculado pela equação de Torricelli: Para isso, deve-se calcular a velocidade inicial e final: (sinal negativo,
Leia maisCADEIRA DE MECÂNICA E ONDAS 2º Semestre de 2011/2012. Problemas de cinemática, com resolução
Licenciatura em Engenharia Informática e de Computadores CADEIRA DE MECÂNICA E ONDAS 2º Semestre de 2011/2012 Problemas de cinemática, com resolução Problema 1.2 A trajectória de um avião é observada a
Leia maisOscilações Exercícios
Fuja do Nabo: Física II P2 2014 Rogério Motisuki Oscilações Exercícios a) A velocidade será nula quando a inclinação da reta tangente for horizontal, pois = Do gráfico, esse ponto é o = 3. b) Para acharmos
Leia maisIntrodução ao Projeto de Aeronaves. Aula 11 Distribuição de Sustentação, Arrasto e Efeito Solo
Introdução ao Projeto de Aeronaves Aula 11 Distribuição de Sustentação, Arrasto e Efeito Solo Tópicos Abordados Distribuição Elíptica de Sustentação. Aproximação de Schrenk para Asas com Forma Geométrica
Leia maisAerodinâmica I. Cálculo Numérico do Escoamento em Torno de Perfis Método dos paineis Γ S
( P) σ Aerodinâmica I [ ln( r( P, q) )] σ ( q) ds + ( V ) + γ ov np = vwp + Γ S π np O método dos paineis transforma a equação integral de Fredholm da segunda espécie num sistema de equações algébrico,
Leia maisEscola Superior de Tecnologia e Gestão
Escola Superior de Tecnologia e Gestão Curso de Engenharia Civil Duração: 60 min. Sem consulta e sem calculadora Nome: Nº Exercício 1 (50%) Responda classificando com V (verdadeiro) ou F (falso) as afirmações
Leia maisJ. Delgado - K. Frensel - L. Crissaff Geometria Analítica e Cálculo Vetorial
178 Capítulo 10 Equação da reta e do plano no espaço 1. Equações paramétricas da reta no espaço Sejam A e B dois pontos distintos no espaço e seja r a reta que os contém. Então, P r existe t R tal que
Leia maisEquilíbrio em torno da dobradiça de batimento Eixo de rotação Direcção de batimento positiva Dobradiça de batimento Slide
Movimento da pá em rotação Como vimos as pás estão pivotadas na raiz de maneira a aliviar os momentos flectores nesta zona. Isto permite às pás subir e descer (batimento) As forças aerodinâmicas causam
Leia maisMecânica Técnica. Aula 2 Lei dos Senos e Lei dos Cossenos. Prof. MSc. Luiz Eduardo Miranda J. Rodrigues
Aula 2 Lei dos Senos e Lei dos Cossenos Tópicos Abordados Nesta Aula Cálculo de Força Resultante. Operações Vetoriais. Lei dos Senos. Lei dos Cossenos. Grandezas Escalares Uma grandeza escalar é caracterizada
Leia maisEste referencial, apesar se complicado, tem a vantagem de estar ligado a um elemento físico com helicóptero. Helicópteros /
Eixos de referência do rotor Até agora utilizamos sempre os mesmos eixos: Z alinhado com o veio do rotor Y perpendicular com Z e ao longo da pá (no plano do rotor). X no plano do rotor e perpendicular
Leia maisEstudos Paramétricos no Projecto Conceptual de Aeronaves
Estudos Paramétricos no Projecto Conceptual de Aeronaves Pedro V. Gamboa Departamento de Ciências Aeroespaciais Universidade da Beira Interior 1. Introdução Conteúdo 2. Estudos Paramétricos 3. Apresentação
Leia maisCapítulo 5 Integral. Definição Uma função será chamada de antiderivada ou de primitiva de uma função num intervalo I se: ( )= ( ), para todo I.
Capítulo 5 Integral 1. Integral Indefinida Em estudos anteriores resolvemos o problema: Dada uma função, determinar a função derivada. Desejamos agora estudar o problema inverso: Dada uma função, determinar
Leia maisModelos de motor. Tipo de motor Potência/tracção Consumo específico Obs.
Propulsão Para a determinação do desempenho da aeronave é necessário conhecer o desempenho do sistema propulsivo instalado; Para a propulsão a hélice é necessário escolher o hélice adequado ao motor e
Leia maisMestrado Integrado em Engenharia Mecânica Aerodinâmica 1º Semestre 2012/13
Mestrado Integrado em Engenharia Mecânica Aerodinâmica 1º Semestre 2012/13 Exame de 3ª época, 19 de Julho de 2013 Nome : Hora : 15:00 Número: Duração : 3 horas 1ª Parte : Sem consulta 2ª Parte : Consulta
Leia maisPalavras-chave Desempenho, Decolagem, AeroDesign.
1 Modelo analítico para se estimar o comprimento de pista necessário para a decolagem de uma aeronave destinada a participar da competição SAE-Aerodesign. uiz Eduardo Miranda José Rodrigues Professor MSc.
Leia maisDerivadas de Estabilidade
Derivadas de Estailidade João Oliveira Estailidade de Voo, Eng. Aeroespacial Versão de 11 de Novemro de 211 1 Introdução Ojectivo Neste capítulo pretende-se encontrar expressões para as derivadas de estailidade
Leia maisMestrado Integrado em Engenharia Mecânica Aerodinâmica 1º Semestre 2014/15
Mestrado Integrado em Engenharia Mecânica Aerodinâmica º Semestre 4/5 Exame de ª época, 3 de Janeiro de 5 Nome : Hora : 8: Número: uração : 3 horas ª Parte : Sem consulta ª Parte : onsulta limitada a livros
Leia maisIntegração Numérica Regras de Newton-Cotes. Computação 2º Semestre 2016/2017
Integração Numérica Regras de Newton-Cotes Computação º Semestre 16/17 Caso de Estudo Trabalho de uma Força Maio 17 Integração Numérica Regras de Newton-Cotes Trabalho de uma Força O cálculo do trabalho
Leia mais1 05 Voo o Ho H r o i r z i o z n o t n al, l, Voo o Pla l na n do, o, Voo o As A cend n ent n e Prof. Diego Pablo
1 05 Voo Horizontal, Voo Planado, Voo Ascendente Prof. Diego Pablo 2 Voo Horizontal Sustentação (L) Arrasto (D) Tração (T) L = W T = D Peso (W) 3 Voo Horizontal Alta velocidade Baixa velocidade L Maior
Leia maisUniversidade Federal do Rio de Janeiro. Princípios de Instrumentação Biomédica. Módulo 5. Heaviside Dirac Newton
Universidade Federal do Rio de Janeiro Princípios de Instrumentação Biomédica Módulo 5 Heaviside Dirac Newton Conteúdo 5 - Circuitos de primeira ordem...1 5.1 - Circuito linear invariante de primeira ordem
Leia mais1 03 Ge G om o etr t i r a i do o A v A iã i o, o, Fo F r o ç r as A e A ro r d o in i â n mic i as Prof. Diego Pablo
1 03 Geometria do Avião, Forças Aerodinâmicas Prof. Diego Pablo 2 - Asa - Hélice - Spinner - Carenagem da Roda - Roda - Trem de Pouso do Nariz / Bequilha - Trem de Pouso Principal - Trem de pouso - Fuselagem
Leia maisGABARITO. Britten-Norman BN-2A Mk III Trislande
A Questão ( ponto): O Britten-Norman BN-2A Mk III Trislande é um avião trimotor, STOL, com asas com a seção NACA 2302, de área planiforme de 3,3 m 2 e razão de aspecto efetiva de 7,95. Considere a aeronave
Leia maisDisciplina: Camada Limite Fluidodinâmica
Disciplina: Camada Limite Fluidodinâmica Exercícios 2ª Parte Prof. Fernando Porto Exercício 3 Uma chaminé com 3m de diâmetro na base, m de diâmetro no topo, e 25m de altura está exposta a um vento uniforme
Leia maisMestrado Integrado em Engenharia Aeroespacial Aerodinâmica I 2º Semestre 2013/14. Exame de 2ª Época 28 de Junho de 2014 Nome :
Mestrado Integrado em Engenharia Aeroespacial Aerodinâmica I º Semestre 013/14 Exame de ª Época 8 de Junho de 014 Nome : Hora : 8:00 Número: Duração : 3 horas 1ª Parte : Sem consulta ª Parte : onsulta
Leia maisCAPÍTULO 3 DINÂMICA DA PARTÍCULA: TRABALHO E ENERGIA
CAPÍLO 3 DINÂMICA DA PARÍCLA: RABALHO E ENERGIA Neste capítulo será analisada a lei de Newton numa de suas formas integrais, aplicada ao movimento de partículas. Define-se o conceito de trabalho e energia
Leia maisMestrado Integrado em Engenharia Mecânica Aerodinâmica 1º Semestre 2014/15
Mestrado Integrado em Engenharia Mecânica Aerodinâmica º Semestre 4/5 Exame de ª época, 3 de Janeiro de 5 Nome : Hora : 8: Número: Duração : 3 horas ª Parte : Sem consulta ª Parte : onsulta limitada a
Leia maisHalliday & Resnick Fundamentos de Física
Halliday & Resnick Fundamentos de Física Mecânica Volume 1 www.grupogen.com.br http://gen-io.grupogen.com.br O GEN Grupo Editorial Nacional reúne as editoras Guanabara Koogan, Santos, Roca, AC Farmacêutica,
Leia maisMomentos Aerodinâmicos. Atmosfera Padrão. Equações nos eixos do Vento. Dinâmica Longitudinal.
Introdução ao Controle Automático de Aeronaves Momentos Aerodinâmicos. Atmosfera Padrão. Equações nos eixos do Vento. Dinâmica Longitudinal. Leonardo Tôrres torres@cpdee.ufmg.br Escola de Engenharia Universidade
Leia maisEstado duplo ou, Estado plano de tensões.
Estado duplo ou, Estado plano de tensões. tensão que atua em um ponto é função do plano pelo qual se faz o estudo. Esta afirmação pode ficar mais clara quando analisa, por exemplo, um ponto de uma barra
Leia maiscarga do fio: Q. r = r p r q figura 1
Uma carga Q está distribuída uniformemente ao longo de um fio reto de comprimento infinito. Determinar o vetor campo elétrico nos pontos situados sobre uma reta perpendicular ao fio. Dados do problema
Leia maisMESTRADO INTEGRADO EM ENG. INFORMÁTICA E COMPUTAÇÃO 2011/2012. EIC0010 FÍSICA I 1o ANO 2 o SEMESTRE
MESTRADO INTEGRADO EM ENG. INFORMÁTICA E COMPUTAÇÃO 2011/2012 EIC0010 FÍSICA I 1o ANO 2 o SEMESTRE Prova com consulta de formulário e uso de computador. Duração 2 horas. Nome do estudante: Pode consultar
Leia maisMVO-11: Dinâmica de Veículos Aeroespaciais
(carga horária: 64 horas) Departamento de Mecânica do Voo Divisão de Engenharia Aeronáutica Instituto Tecnológico de Aeronáutica 2014 PARTE II Modelo Aerodinâmico resultante aerodinâmica sustentação velocidade
Leia maisLinearização e Estabilidade Dinâmica
Linearização e Estabilidade Dinâmica AB-722 Flávio Luiz Cardoso Ribeiro http://flavioluiz.github.io flaviocr@ita.br Departamento de Mecânica do Voo Divisão de Engenharia Aeronáutica e Aeroespacial Instituto
Leia mais1. Converta para a forma decimal: (a) (b) (c) (d) (e)
UNIVERSIDADE ESTADUAL VALE DO ACARAÚ Coordenação de Matemática 1 a Lista de Exercícios - Ângulos Matemática Básica II - 2015.1 Professor Márcio Nascimento Fontes: Practice Makes Perfect - Trigonometry
Leia maisCapítulo 12. Ângulo entre duas retas no espaço. Definição 1. O ângulo (r1, r2 ) entre duas retas r1 e r2 é assim definido:
Capítulo 1 1. Ângulo entre duas retas no espaço Definição 1 O ângulo (r1, r ) entre duas retas r1 e r é assim definido: (r1, r ) 0o se r1 e r são coincidentes, se as retas são concorrentes, isto é, r1
Leia maisRevisão II: Sistemas de Referência
Revisão II: Sistemas de Referência sistema terrestre fixo (ex.: NED) origem: ponto fixo sobre a superfície da Terra zi : vertical, apontando para o centro da Terra xi e y I : repousam sobre o plano horizontal
Leia maisDerivadas. Slides de apoio sobre Derivadas. Prof. Ronaldo Carlotto Batista. 21 de outubro de 2013
Cálculo 1 ECT1113 Slides de apoio sobre Derivadas Prof. Ronaldo Carlotto Batista 21 de outubro de 2013 AVISO IMPORTANTE Estes slides foram criados como material de apoio às aulas e não devem ser utilizados
Leia maisSuperfícies Sustentadoras
Superfícies Sustentadoras Uma superfície sustentadora gera uma força perpendicular ao escoamento não perturado, força de sustentação, astante superior à força na direcção do escoamento não perturado, força
Leia maisANÁLISE DE DESEMPENHO DA AERONAVE DA EQUIPE MEGAZORD PARA A COMPETIÇÃO SAE AERODESIGN 2017
ANÁLISE DE DESEMPENHO DA AERONAVE DA EQUIPE MEGAZORD PARA A COMPETIÇÃO SAE AERODESIGN 2017 A.L.O. Silva 1, * ; G.A. Valim 1 ; M.S. Souza 1 1 Faculdade de Tecnologia de São José dos Campos - Professor Jessen
Leia maisOlimpíadas de Física Selecção para as provas internacionais. Prova Teórica
Olimpíadas de Física 006 Selecção para as provas internacionais Prova Teórica Sociedade Portuguesa de Física 6/Maio/006 Olimpíadas Internacionais de Física 006 Selecção para as provas internacionais Prova
Leia maisFísica I = F 1. cos 60 F 1. pela área, no eixo vertical a força resultante, cujos valores são fornecidos no gráfico abaixo.
Anual VOLUME 5 ísica I AULAS 1 E : TRABALHO E OTÊNCIA EXERCÍCIOS ROOSTOS 01. A parcela de 1 que influi no deslocamento orizontal vale 1x = 1 cos 0 1 x = 10 1 = 5N para que o trabalo seja fornecido pela
Leia maisProjecto de Aeronaves I Pedro V. Gamboa
Projecto de Aeronaves I - 7637-2010 Pedro V. Gamboa Para a determinação do desempenho da aeronave é necessário conhecer o desempenho do sistema propulsivo instalado; Para a propulsão a hélice é necessário
Leia maisDisciplina: Camada Limite Fluidodinâmica
Disciplina: Camada Limite Fluidodinâmica Corpos Submersos em Escoamento Viscoso Incompressível e Inviscido: Exercícios Parte 2 Prof. Fernando Porto 9.160 Fox McDonald 8ª Ed. Um avião com uma área de sustentação
Leia maisTeoria para Pequenas Perturbações
Teoria para Pequenas Perturbações João Oliveira Departamento de Engenharia Mecânica, Secção de Mecânica Aeroespacial Instituto Superior Técnico Estabilidade de Voo, Eng. Aeroespacial João Oliveira (SMA,
Leia maisLANÇAMENTO OBLÍQUO - INTERMEDIÁRIO EXERCÍCIOS RESOLVIDOS
LANÇAMENTO OBLÍQUO - INTERMEDIÁRIO EXERCÍCIOS RESOLVIDOS A Equipe SEI, pensando em você, preparou este artio com exercícios resolvidos sobre lançamento oblíquo. Bons estudos!. (AFA 9) Uma bola de basquete
Leia maisConsiderando log2 = 0,3 e log3 = 0,5, determine:
log 27 log 25 log 3 5 2 64 log 64 log5125 4 log100.000 log0,001 log3 81 log1000 Considerando log2 = 0,3 e log3 = 0,5, determine: log16 log128 Considerando log2 = 0,3 e log3 = 0,5, determine: log5 Considerando
Leia maisIntrodução ao Projeto de Aeronaves. Aula 40 Apresentação Oral do Projeto Técnicas de Estruturação
Introdução ao Projeto de Aeronaves Aula 4 Apresentação Oral do Projeto Técnicas de Estruturação Aula 4 Prof. MSc. Luiz Eduardo Miranda J. Rodrigues Tópicos Abordados Apresentação Oral do Projeto. Técnicas
Leia maisMecânica dos Fluidos I
Mecânica dos Fluidos I Aula prática 6 (Semana de 26 a 30 de Outubro de 2009) EXERCÍCIO 1 Um jacto de ar, escoando-se na atmosfera, incide perpendicularmente a uma placa e é deflectido na direcção tangencial
Leia maisAdimensionalizando a expressão acima utilizando mais uma vês a velocidade da ponta da pá e o comprimento da pá: 4 1.3
1 Teoria conjunta elementos de pá e momento linear A teoria de elementos de pá parte de um determinado número de simplificações sendo que a maior (e pior) é que a velocidade induzida é uniforme. Na realidade
Leia maisIntrodução ao Projeto de Aeronaves. Aula 12 Empenagem, Polar de Arrasto e Aerodinâmica de Biplanos
Introdução ao Projeto de Aeronaves Aula 12 Empenagem, Polar de Arrasto e Aerodinâmica de Biplanos Tópicos Abordados Aerodinâmica da Empenagem. Polar de Arrasto da Aeronave. Considerações sobre a Aerodinâmica
Leia maisdy dt d 2 y dt 2 d n y dt n y dy y= F t a= f t, v, x dv dt = f t, a dx = f t, v
Cap. 9.- Integração de Equações Diferenciais Ordinárias (ODE's) 9.1. Definições ODE ou EDO Equações diferenciais ordinárias são aquelas que relacionam derivadas totais de variáveis dependentes com uma
Leia mais1. Converta os seguintes números decimais para sua forma binária: (a) 22 (b) 255 (c) 256 (d) 0.11 (e) (f)
1 a Lista de Exercícios de Cálculo Numérico Prof a. Vanessa Rolnik 1. Converta os seguintes números decimais para sua forma binária: (a) 22 (b) 255 (c) 256 (d).11 (e).8125 (f) 4.69375 2. Converta os seguintes
Leia maisSegundo Exercício de Modelagem e Simulação Computacional Maio 2012 EMSC#2 - MECÂNICA B PME 2200
Segundo Exercício de Modelagem e Simulação Computacional Maio 01 EMSC# - MECÂNICA B PME 00 1. ENUNCIADO DO PROBLEMA Um planador (vide Fig. 1) se aproxima da pista do aeroporto para pouso com ângulo de
Leia maispeso da barra: P = 15 N; comprimento do segmento AO: D A = 1 m; comprimento do segmento BO: D B = 0,5 m.
Uma barra AOB homogênea de secção constante cujo peso é de 15 N é dobrada segundo um ângulo reto em O de maneira que AO = 1 m e BO = 0,5 m. Suspende-se a barra pelo ponto O, determinar: a) O ângulo α formado
Leia maisAula 12. Ângulo entre duas retas no espaço. Definição 1. O ângulo (r1, r2 ) entre duas retas r1 e r2 se define da seguinte maneira:
Aula 1 1. Ângulo entre duas retas no espaço Definição 1 O ângulo (r1, r ) entre duas retas r1 e r se define da seguinte maneira: (r1, r ) 0o se r1 e r são coincidentes, Se as retas são concorrentes, isto
Leia mais(a) Determine a velocidade do barco em qualquer instante.
NOME: UNIVERSIDADE FEDERAL DO RIO DE JANEIRO Instituto de Matemática PRIMEIRA PROVA UNIFICADA CÁLCULO II Politécnica, Engenharia Química - 10/10/2013. 1 a QUESTÃO : Um barco a vela de massa m = 1 parte
Leia maisResolução do Exame Tipo
Departamento de Matemática e Engenharias Análise e Computação Numérica Resolução do Exame Tipo 1. O computador IBM 3090 possuía um sistema de vírgula flutuante F F(16, 5, 65, 62) (em precisão simples),
Leia maisPrimeira Verificação de Aprendizagem (1 a V.A.) - 28/05/2014
UNIVERSIDADE FEDERAL DA PARAÍBA Centro de Ciências Exatas e da Natureza Departamento de Física Disciplina: Física Geral I Prof.: Carlos Alberto Aluno(a): Matrícula: Questão 1. Responda: Primeira Verificação
Leia maisv CM K = ½ I CM a CM
ENGENHARIA 1 ROLAMENTO O rolamento é um movimento que associa translação e rotação. É o caso, por exemplo, de uma roda que, ao mesmo tempo que rotaciona em torno de seu eixo central, translada como um
Leia maisMestrado Integrado em Engenharia Mecânica Aerodinâmica 1º Semestre 2013/14
Mestrado Integrado em Engenharia Mecânica Aerodinâmica 1º Semestre 013/14 Exame de 3ª época, 15 de Julho de 014 Nome : Hora : 9:00 Número: Duração : 3 horas 1ª Parte : Sem consulta ª Parte : onsulta limitada
Leia maisResistência dos Materiais 2003/2004 Curso de Gestão e Engenharia Industrial
1/ Resistência dos Materiais 003/004 Curso de Gestão e Engenharia Industrial 14ª Aula Duração - Horas Data - 13 de Novembro de 003 Sumário: Flexão segundo os dois Eixos Principais de Inércia ou Flexão
Leia maisDados: Considere g = 10m/s 2.
FEP195-Física para a Engenharia I - a Prova - Gabarito - 13/05/010 Dados: Considere g = 10m/s. 1) Uma pessoa de 60 kg, correndo inicialmente com uma velocidade de 4 m/s pula em um carrinho de 10 kg que
Leia maisApêndice ao Roteiro do Experimento Força de Atrito Variável Parte II
Apêndice ao Roteiro do Experimento Força de Atrito Variável Parte II Detalhes da análise dos dados e da equação de movimento Nos itens B4 e B5 do roteiro da Parte II é proposto verificar se os dados experimentais
Leia mais( ) Velocidade e Aceleração Vetorial. Gabarito: Página 1 A A B B. = Q= m v = 85 22= 1870 N s.
Gabarito: Velocidade e Aceleração Vetorial Resposta da questão 1: Todo movimento circular contém uma componente centrípeta voltada para o centro da circunferência de módulo não nulo. Resposta da questão
Leia maisUm exemplo de outra grandeza que se conserva é a carga elétrica de um sistema isolado.
Leis de Conservação Em um sistema isolado, se uma grandeza ou propriedade se mantém constante em um intervalo de tempo no qual ocorre um dado processo físico, diz-se que há conservação da propriedade ou
Leia maisResolvendo inequações: expressões com desigualdades (encontrar os valores que satisfazem a expressão)
R é ordenado: Se a, b, c R i) a < b se e somente se b a > 0 (a diferença do maior com o menor será positiva) ii) se a > 0 e b > 0 então a + b > 0 (a soma de dois números positivos é positiva) iii) se a
Leia mais