Aeronaves. Conceitos e Anatomia. Tiago Giglio

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1 Aeronaves Conceitos e Anatomia Tiago Giglio

2 JETWIND 2

3 Módulo 1 Conceitos Básicos

4 1.1 Aerodinâmica Definições: 1. palavra complexa originada do grego ar (αηρ) e energia (δθναμισ). (N.F. Krasnov) 2. ciência, parte da Mecânica, que estuda o ar em movimento; estabelece, em suas bases, leis especiais de interação entre escoamento de ar e corpos sólidos. Nós, dinossauros, manjamos Aerodinâmica! 4

5 1.1.1 Aerodinâmica e Projeto de Aeronaves A ferramenta básica para o projeto de aeronaves é a Aerodinâmica que baseia-se em conceitos como: Sustentação; Arrasto; Pressão, temperatura, densidade e viscosidade do ar; Número de Reynolds; Número de Mach; Camada Limite. 5

6 fonte: 6

7 1.2 Grandezas e Unidades Grandezas escalares: número + unidade (ex.: massa, tempo, volume) vetoriais: módulo, direção e sentido + unidade (ex.: força, velocidade, aceleração) O Sistemas Internacional de Unidades (SI) convencionou 7 grandezas de base: ❶ comprimento, ❷ massa, ❸ tempo, ❹ corrente elétrica, ❺ temperatura termodinâmica, ❻ quantidade de matéria e ❼ intensidade luminosa. Unidades de base: convenciondas pelo SI derivadas: originadas a partir das fundamentais 7

8 V V Vetor Velocidade V V 8

9 Unidades comuns em Engenharia Aeronáutica e Aviação são: Velocidade nó [kt], pé/segundo [ft/s], pé/minuto [fpm] 1 kt = 1,852 km/h 1 ft/s = 1,09728 km/h Comprimento milha náutica [nm] 1 nm = 1852 m pé [ft] 1 ft = 0,3048 m Massa libra [lb] 1 lb = 0, kg slug 1 slug = 14, kg Volume galão americano [gl] 1 gl (US) = 3, L 9 Pressão atmosfera [atm] milibar [mb] 1 atm = 1013,25 mb milímetro de Mercúrio [mmhg] 1 atm = 760 mmhg psi 1 atm = 14,6959 psi

10 1.2.1 Grandezas e Unidades em Engenharia Aeronáutica e Aviação Pressão Pressão [Pa] ou [N/m 2 ] é componente normal da força F [N] por unidade de área A [m 2 ] definida por: P = F A fonte: precisionneedles.com fonte: 10

11 Líquidos e Gases Pressão = colisões entre moléculas Pressão absoluta (vácuo perfeito, P = 0 Pa ) [Pa] Pressão manométrica (relativa à pressão local de um sistema) Pressão barométrica [atm] (relativa à atmosfera) Pressão estática P s [Pa] (ar em repouso) Pressão dinâmica q [Pa] (escoamento com V 0) q = 1 2 ρv 2 tal que: ρ = densidade do ar (1,225 kg/m 3 a 15 o C, no nível do mar) V = velocidade do corpo em relação ao ar 11

12 Temperatura Temperatura [K] é a referência da energia interna de um sistema, ou seja, medida do estado térmico ou estado de agitação das moléculas de um corpo. Densidade Densidade ou massa específica ρ [kg/m 3 ] é definida como a quantidade de massa m encontrada no interior de um volume unitário v. 12 ρ = m v

13 fonte: Microtreliça de níquel cujo volume é 99,99 % ar; ρ = 0,9 mg/cm 3 Aerogel; ρ = 20 mg/cm 3 13 fonte: NASA

14 Viscosidade A viscosidade [Pa.s] ou [N.s/m 2 ] é a medida da resistência ao cisalhamento de um fluido. A V y F ΔV τ = μ Δy B tal que: V = 0 τ = tensão de cisalhamento [N] μ = viscosidade dinâmica ou absoluta [N.s/m 2 ] ΔV = gradiente de velocidade do fluido [m/s] Δy = distância entre A e B [m] T = temperatura [K] (Eq. de Sutherland) Com o aumento da temperatura, a viscosidade dos gases aumenta enquanto a dos líquidos diminui. 14

15 Número de Mach Ernst Mach 15

16 1.3 Atmosfera Padrão ISA A Atmosfera Padrão ou ISA (International Standard Atmosphere) é um modelo matemático da atmosfera terrestre publicado em 1962 pela ICAO (International Civilian Aviation Organization). Em 1976 foi publicado um o US Standard Atmosphere atualizado pelo COESA (United States Committee on Extension to the Standard Atmosphere) e instituições americanas associadas que baseados em dados de satélites, foguetes e teoria dos gases perfeitos representaram a densidade e temperatura atmosféricas do nível do mar até 1000 km ( ft). 16

17 fonte: 17

18 a m V som = 274 m/s a 0 m V som = 340 m/s 18

19 Scaled Composites SpaceShipOne Lançada do Scaled Composites WhiteKnightOne, a SpaceShipOne bateu o recorde altitude do X-15 atingindo ft ( m) de altitude em 04/10/ fonte:

20 1.4 Sistema Anemométrico O sistema anemométrico tem a função de prover informações elementares para o controle da aeronave em voo. Compreende basicamente tubo(s) de Pitot e tomada(s) de pressão estática cujas medições são enviadas ao velocímetro, climb, altímetro e ADC(s) (Air Data Computer). Os cálculos realizados pelo sistema anemométrico baseiam-se na equação: P total = P s + q Pitot 20 fonte:

21 Mikoyan-Gurevich MiG-23 Cessna 172 PITOT PITOT SDZ 50 Puchacz PITOT PITOT Bombardier Global

22 fonte: Arquitetura de um Sistema Anemométrico atual (após 1994) adotado pela Boeing LINHA PNEUMÁTICA FIOS LINHA PNEUMÁTICA ARINC 429 LINHA PNEUMÁTICA ADIRU Air Data Inertial Reference Unit ASI Air Speed Indicator ADM Air Data Module AIMS Airplane Information Management System SAARU Secondary Attitude Air Data Reference Unit PFD Primary Flight Displays ALT Altimeter 22

23 AoA Angle of Attack ISP Integrated Static Port MFP Multifunction Probe OAT Outside Air Temperature SSA Side Slip Angle SBP Standby Pitot SBSP Standby Static Port SSA 2 SBSP L SSA 3 SSA 1 OAT 1 SBSP L OAT 2 MFP 2 MFP 3 SBP MFP 1 AoA ICE DETECTOR 2 ICE DETECTOR 1 ISP 1,2 3 3 L ISP 1,2 E 3 R Airbus A350 23

24 1.5 Escoamento Em Aerodinâmica, escoamento é o ar em movimento e pode ser: bidimensional: descrito por um sistema de 2 coordenadas em um plano para simplificação de determinadas análises como, por exemplo, escoamento em dutos; tridimensional: descrito por um sistema de 3 coordenadas no espaço; Pratt & Whitney F135 24

25 laminar; turbulento; compressível: escoamento com densidade ρ variável; incompressível: escoamento densidade ρ constante. 25

26 1.6 Condição do Escoamento Número de Reynolds Após experimentos com água e tinta em tubos, Osborne Reynolds estabeleceu em 1833 uma relação entre forças de inércia e viscosas que atuam sobre um escoamento incompressível, o Número de Reynolds Re dado por: Re = Vlρ μ onde: V = velocidade do escoamento livre; l = comprimento característico; ρ = densidade do fluido; µ = viscosidade dinâmica. 26

27 A partir de Re, defini-se os tipos de escoamento: laminar: as camadas de fluido escorregam umas sobre as outras, a troca de massa entre camadas adjacentes é muito pequena; turbulento: as partículas de fluido se movimentam desordenadamente em todas as direções. fonte: 27

28 Em dutos, tem-se: Re < 2300 escoamento laminar; Re > 2300 escoamento turbulento. Em aerofólios, tem-se: 2x10 6 < Re < 3x10 7 escoamento laminar; Re > 5x10 7 escoamento turbulento. Wortmann FX

29 1.7 Ciência e Aviação Breve Histórico O estudo das ciências exatas, principalmente a Aerodinâmica, contribuiu para a solução de problemas elementares da Aviação em seus primórdios como: Voo no mais pesado que o ar Controle do voo Dispositivos de ensaios 29

30 fonte: O Voo no Mais Pesado que o Ar Otto Von Lilienthal voou pela primeira vez em 1891 em seu planador Derwitzer. Tecnicamente, este é o marco do voo em um aparelho mais pesado que o ar. Planador Derwitzer Peso: 18 kg Envergadura: 7 m Área de Asa: 8 m 2 Vaiss Currinthiah! fonte: 30

31 1.7.2 Controle do Voo Com seu Dirigível N o 6, em 1901 Alberto Santos Dumont decolou, contornou a Torre Eiffel e retornou ao ponto de partida. LEME fonte: F RE F RD ESCOAMENTO fonte: Figaro Illustré n o /03/1902 HÉLICE 31

32 32 Em 1868 Matthew Piers Watt Boulton patenteou o aileron, dispositivo de controle lateral das aeronaves. O 14-bis de Santos Dumont foi uma das primeiras aeronaves a voar com ailerons (1906).

33 1.7.3 Dispositivos de Ensaio Na busca por um dispositivo mais sofisticado Alexandre Gustav Eiffel criou seu primeiro túnel de vento em Escoamento Laminar Túnel de circuito aberto tipo Eiffel fonte: 33

34 Túnel de vento do Centro de Pesquisa AMES da NASA fonte: NASA 34

35 Paulham-Tatin Aero Torpille n o 1, uma das aeronaves testadas no túnel de vento de Eiffel por volta de Motor: Gnome de 7 cilindros / 50 hp Velocidade Máx: 141 km/h 35

36 1.7.4 Ensaios em Túnel de Vento Certos fenômenos aerodinâmicos são observados e estudados em túnel de vento. Para ensaios de modelo de aeronaves em escala reduzida aplica-se o princípio da Similitude Dinâmica. Segundo este princípio, experimentos envolvendo forças de inércia e viscosas são similares se, e somente se, Re forem iguais, Re protótipo = Re modelo. ρ p V l μ p p p = ρ m V μ m m l m Na a impossibilidade de se variar l, a solução é variar a densidade e viscosidade da seção de ensaios do túnel. 36

37 Lockheed C-121C Super Constellation Viu o Reynolds? 37

38 1.8 Evolução do Peso e Velocidade das Aeronaves 38

39 Tarrant Tabor Peso: kg 39

40 40

41 Macchi MC.72 Velocidade: 709 km/h (383 kt) 41

42 1.8.1 Implicação da Velocidade e Peso no Projeto de Aeronaves Uma aeronave em repouso no solo está sob a ação da força da gravidade ou 1 g, enquanto que em voo pode ser observado o efeito de múltiplos g. Os limites estruturais de uma aeronave são definidos pela velocidade e o Fator de Carga n, a partir dos quais obtém-se e o Diagrama V-n; n (+) ou n (-) adimensional, é dado por: L n = W onde: L = Sustentação [N] W = m.g [N] g = 9,81 m/s 2 Em geral, n (-) 0,4.n (+). 42

43 L = 143 kn W = 10,78 kn Sukhoi Su -31M 43

44 n (+) = 7,5 n (-) = 7,5.0,4 = - 3,0 Diagrama V-n VNE Caso N130HP, aeronave C130A fabricada em

45 Módulo 2 Tópicos de Aerodinâmica

46 2.1 Forças Aerodinâmicas O princípio do voo pode ser explicado pela 3 ª Lei de Newton, (ação e reação) que rege as forças surgidas da interação entre corpo sólido e fluido ou forças aerodinâmicas que são: Sustentação L (Lift) [N]: força responsável por manter a aeronave no ar resultante da interação da asa com o escoamento; Arrasto D (Drag) [N]: força de resistência ao movimento da aeronave no ar; Lockheed C-130T Hercules Decolagem Assistida por Foguetes (RATO). fonte: 46

47 fonte: Outras forças que atuam durante o voo são: Peso W (Weight) [N]: inerente à massa e à gravidade (P = mg); Tração e ou Empuxo T (Thrust) [N]: força gerada pelo(s) motor(es) oposta ao arrasto (exceções: planadores, asas-delta, paragliders). fonte: Gossamer Condor 31,8 kg 47 Mikoyan Gurevich MiG kgf de empuxo/motor (razão de subida de 208 m/s)

48 SUSTENTAÇÃO ARRASTO TRAÇÃO PESO Santos Dumont Demoiselle 48

49 fonte: SUSTENTAÇÃO ARRASTO PESO Schumpp-Hirth Ventus 2 49

50 2.2 Aerofólio e Perfil Aerofólio é toda superfície capaz de gerar força de sustentação ao interagir com o escoamento. A asa, as superfícies de controle, os estabilizadores horizontal e vertical, e em alguns casos a fuselagem de uma aeronave são tipos de aerofólios. Perfil é secção transversal de um aerofólio cortado por um plano vertical paralelo ao escoamento livre. Superfícies que podem atuar como aerofólios 50

51 BORDO DE ATAQUE EXTRADORSO PERFIL BORDO DE FUGA INTRADORSO Douglas DC-3 51

52 2.3 Geometria do Perfil c = corda t = espessura h = máximo arqueamento x t = posição da máxima espessura x h = posição do máximo arqueamento r N = raio do bordo de ataque 2τ = ângulo do bordo de fuga z u = superfície superior z i = superfície inferior fonte: Aerodynamic of the Airplane Hermann Schlichiting and Erich Truckenbrodt 52

53 2.3.1 Espessura do Perfil x Velocidade V máx = 440 km/h V máx = 985 km/h V máx = 2124 km/h fonte: NASA 53

54 fonte: Junkers G38 A espessura de sua asa nas raízes de quase 2 m permitiam a acomodação de passageiros e carga! O G38 atingia V máx = 225 km/h Lockheed F-104 Starfighter A espessura de sua asa nas raízes é 10,7 cm e nas pontas de 2,5 cm. 54 fonte:

55 2.4 Arrasto O Arrasto Total D, desprezando-se os efeitos de compressibilidade do ar, é a somatória de 2 componentes: Arrasto Induzido D i ou Arrasto de Vórtice: inerente à sustentação, é função do AoA e da atuação de superfícies de controle (trim drag); fonte: 55

56 fonte: fonte: 56

57 Arrasto Parasita D o : somatória das componentes de arrasto que não geram sustentação (arrasto de interferência asafuselagem, de perfil, de fricção, de pressão e de onda). D o é também denominado arrasto de sustentação zero (zero lift drag), ou seja, arrasto para C L = 0. radome Lockheed U-2D antenas 57

58 2.4.1 Arrasto Parasita Arrasto Parasita O Arrasto Parasita é gerado por diversas fontes e pode ser subdividido em: Arrasto de Perfil Arrasto de Interferência Arrasto de Pressão Arrasto de Fricção Arrasto de Onda Arrasto de Base Arrasto de Motor Arrasto de Resfriamento 58 Melmoth 2

59 Abaixo, é apresenta uma tabela de referência de C Do. 59 Tipo de Aeronave C Do Bimotor à pistão 0,022 0,028 Turbohélice de grande porte 0,018 0,024 Pequena aeronave com trem retrátil 0,02 0,03 Pequena aeronave com trem fixo 0,025 0,04 Aeronave agrícola com sistema de spray 0,07 0,08 Aeronave agrícola sem sistema de spray 0,06 0,065 Jato subsônico 0,014 0,02 Jato supersônico 0,02 0,04 Planador 0,012 0,015 fonte: ASW-22 C Do = 0,016 Boeing C Do = 0,018 0,023

60 Arrasto de Pressão e Fricção A distribuição da pressão estática sobre um corpo depende de sua forma que pode implicar em descolamento indesejado da Camada Limite (ΔP). 60

61 Myasishchev VM-T VAIH CUЯINTHIEV fonte: fonte: Boeing E-3 Sentry 61

62 Arrasto de Onda e Jatos Executivos 62

63 63 0,8 < M < 1,2 Regime Transônico

64 2.5 Camada Limite Conceito criado por Ludwig Prandtl em 1904 define Camada Limite como uma fina lâmina de fluido imediatamente adjacente à superfície de um corpo sólido imerso em um escoamento. fonte:

65 2.5.1 Camada Limite Laminar e Turbulenta A Camada Limite pode transicionar de laminar para turbulenta e até se descolar da superfície do corpo, implicando em prejuízos aerodinâmicos (ex.: arrasto, perda de sustentação e controle). 100 m/s 2 mm 28 mm 2 m Transição da Camada Limite sobre uma placa plana.

66 Camada Limite Turbulenta Camada Limite Turbulenta α Transição da camada limite sobre um aerofólio. fonte: 66

67 2.5.1 Separação da Camada Limite Devido ao expressivo aumento de pressão no sentido do escoamento, parte das partículas de fluido tem sua direção de movimento invertida dentro da Camada Limite o que resultará em sua separação ou descolamento após o que são geradas esteiras de turbulência. Esteira Ponto de descolamento 67 fonte:

68 2.6 Curva C L x α Uma forma conveniente de se descrever as características aerodinâmicas de um aerofólio ou de uma aeronave é a plotagem da denominada Curva de Sustentação ou C L x α. Nesta curva, C L aumenta linearmente com α até atingir seu valor máximo, ou C Lmáx, a partir do qual ocorre a perda de sustentação ou estol para um dado ângulo de ataque α estol. Após o estol, C L decresce tendendo a se nivelar em valores menores, para valores maiores de α. 68

69 69

70 2.7 Estol O aumento de α implica em aumento de C L até o ponto de inflexão C Lmáx da curva C L x α a partir do qual tem-se a perda de sustentação ou estol. Fisicamente, o estol é o descolamento da Camada Limite. A velocidade de estol V estol pode ser um requisito fundamental para o projeto de uma aeronave, particularmente quando projetada para operação em pistas curtas ou emprego em instrução. 70

71 V estol [m/s] é dada por: V estol = 2 ρ W 1.. S C Lmáx onde: ρ = densidade do ar [kg/m 3 ]; S = área da asa [m 2 ]; W = peso da aeronave [N]. V estol é função: altitude (ar rarefeito); Carga Alar (W/S); C Lmáx. 71

72 Northrop F-5E, V estol = 230 km/h Zenair STOL CH 801, V estol = 56 km/h 72

73 73 NASA C-8 QSRA V estol = 92,6 km/h (50kt)

74 2.8 Teoria da Sustentação: Newton e Bernoulli The original Bernoulli theory was also unable to account for the fact that aircraft are perfectly capable of generating lift from wings with symmetrical cross sections. Whereas the Newtonian air deflection argument relating to angle of attack (...) can. The Newtonian theory of lift also enables us to understand why aircraft are able to fly upside down! 74

75 Esse aviãozinho empurra ar pra baixo? Truco! Tupolev Tu-95M, envergadura = 51,10 m e MTOW = kg. 75

76 E aí falastrão? 6!!! 76

77 Módulo 3 Anatomia das Aeronaves Convencionais

78 3.1 Partes Básicas de uma Aeronave Convencional 1. Hélice 2. Trem de pouso 3. Montante 4. Asa 5. Aileron direito 6. Flap direito 7. Fuselagem 8. Estabilizador Horizontal 9. Deriva 10. Leme 11. Profundor 12. Flap esquerdo 13. Aileron esquerdo 14. Porta 15. Assento 16. Para-brisas 17. Carenagem do motor 18. Spinner 19. Carenagem da roda 20. Luz de pouso 21. Luz de ponta de asa fonte: FAA APA The Main Parts of an Airplane 78

79 3.2 Asa Superfície responsável por gerar a força de sustentação principal da aeronave. Para estudos de Aerodinâmica, a asa pode ser: bidimensional (2D): envergadura infinita ; tridimensional (3D): envergadura finita. ASA 3D ASA 2D 79

80 3.3 Geometria da Asa Geometricamente, a asa é definida por: perfil envergadura Relação de Aspecto Enflechamento Diedro Área de Asa Afilamento 80

81 3.3.1 Área de Asa Área de Asa S é a área de sua projeção em planta, prolongada no interior da fuselagem. Define-se ainda Área Molhada S wet(w) como a área em contato com o escoamento dada por: onde: S wet(w) = S exp.[1,977+0,52(t/c)] t/c > 0,05 S exp = S S prolongamento na fuselagem S exp 81

82 3.3.2 Envergadura e Relação de Aspecto envergadura (b): distância entre as pontas da asa; Relação de Aspecto (RA) ou Alongamento, é dada por: RA = b S 2 ou RA = b c tal que: b = envergadura [m] S = área da asa [m 2 ] c = corda média geométrica [m] c = S b 82

83 Antonov An-225 Mrya b = 88,4 m S = 905 m 2 RA = 8,6 b b 83

84 b = 26,5 m S = 17,1 m 2 Schleicher ASH 30 Mi 84

85 Coeficiente de Arrasto Induzido e RA C Di = C 2 L π.e.ra 85

86 3.3.3 Pontas de Asa fonte: 86

87 Vórtices de Ponta de Asa Os vórtices resultam da diferença de pressão do escoamento sobre a asa (alta pressão do intradorso + baixa pressão do extradorso). Vórtices das pontas da asa são a componente C Di de C D (ver 4.3). 87

88 End Plates e Winglets As primeiras pesquisas de superfícies verticais nas pontas da asa datam do final de 1800 realizadas pelo aerodinamicista britânico Frederick W. Lanchester. Uma asa com end plates apresenta comportamento similar a uma asa 2D, consequentemente com Coeficiente de Sustentação maior e C Di menor. Airbus A380 Os end plates do A380 têm 2,4o m de altura, os maiores já construídos. fonte: 88

89 Os winglets precisam ser posicionados nas pontas da asa com um mínimo AoA em relação ao escoamento para que possam gerar sustentação. Ao gerarem sustentação, os winglets aumentam a região de baixa pressão em seu extradorso e melhoram a distribuição de sustentação, isto é, aproximando-a da distribuição de uma asa elíptica, efeito do aumento de RA. 89

90 O emprego de winglets e end plates implica no aumento de Arrasto de Fricção e de Interferência e pode facilmente aumentar o Arrasto Total D. São aerodinamicamente viáveis quando a redução de C Di é maior que a somatória dos Arrastos de Fricção e Interferência. 90

91 91

92 fonte: Raked Wingtips melhoram C D e C L (vantagem sobre winglet) mais eficiente estruturalmente que winglets Boeing P-8A Poseidon com haked wingtips que aumentam a envergadura em 3,96 m (1,98 m x 2). fonte: 92

93 3.3.4 Enflechamento Enflechamento é o ângulo ʌ, no plano horizontal, entre o eixo perpendicular ao escoamento livre e a linha que une os pontos das seções da asa situados a uma distância do bordo de ataque igual a 25% da corda. 93

94 Falcon 7X Mach 0.81 Falcon 8X Mach Learjet 75 Mach 0.81

95 fonte: English Electric Lightning Asas com enflechamento de 30 o projetadas para voos a Mach 2. 95

96 3.3.5 Diedro O diedro Γ é o ângulo formado entre o plano das semi-asas e o plano horizontal; observa-se Γ iguais na vista frontal da aeronave. Se as pontas da asa estão acima de sua raiz Γ é positivo; se estão abaixo, Γ é negativo (ver ); em algumas aeronaves Γ = 0. Γ está relacionado à estabilidade latero-direcional da aeronave e à sua manobrabilidade. 96

97 Г Г Airbus A380 Diedro (+). 97

98 Anedro O anedro (Γ < 0) diminui a tendência à estabilidade lateral e, portanto, aumenta a capacidade de manobra. Caças e aeronaves de grande porte, geralmente de transporte militar com asa alta, apresentam anedro. fonte: Antonov An

99 Г Г McDonnel Douglas AV8B Harrier II Anedro Г = - 12 o. 99

100 E agora...diedro ou anedro??? Vought F4U Corsair fonte: 100

101 3.3.6 Afilamento O Afilamento λ é a razão entre a corda na extremidade da asa pela corda em sua raiz: ce λ = c onde: c E = corda na extremidade da asa c R = corda na raiz da asa R λ = Piper PA-38 Tomahawk Asa retangular (Hershey s bar wing).

102 c E c R Shorts Tucano 102

103 3.3.7 Carga Alar e Área da Asa A Carga Alar W/S [N/m 2 ] é a relação peso/área da asa. Em função de W/S calcula-se V estol, razão de subida, distâncias de pouso e decolagem e desempenho em curva; quanto menor W/S menor V estol. S 1 = 37,35 m 2 S 2 = 34,16 m 2 Mosca MTOW = kg Mikoyan Gurevich MiG 23MF 103

104 3,5 4, Dmitriev X

105 Quanto maior a Carga Alar, maior a V estol!!! V estol = 2 ρ W 1.. S C Lmáx F-5M T-27 Tucano 105

106 3.3.8 Forma em Planta da Asa Asa Enflechada MiG 17 Asa Reta Pilatus PC6 Asa Afilada Citation II Asa Delta Mirage 2000 Asa Elíptica Spitfire Mk PR 106 Asa de Geometria Variável Sukhoi Su-24

107 Forma em Planta da Asa e Distribuição da Sustentação A distribuição de sustentação ao longo da envergadura é função da forma em planta da asa; em projetos, busca-se obter distribuição de sustentação próxima a de uma asa elíptica. fonte: Principles pf Flight for Pilots, Swatton, Peter J. 107

108 Boeing F/A-18C Ar condensado sobre a asa mostrando a distribuição de sustentação. 108

109 Forma em Planta da Asa e Progressão do Estol 109

110 3.3.9 Posicionamento da Asa em Relação à Fuselagem A posição vertical da asa em relação à fuselagem implicará em características da aeronave como: estabilidade latero-direcional; aerodinâmica; estrutura. As configurações atuais são: asa baixa, média ou alta. Devido aos novos materiais e recursos computacionais, projetos de biplanos e triplanos, da era strut and wire de 1900, são bastante raros. 110

111 fonte: Asa baixa Honda Jet Asa alta Ilyushin Il-76 Asa média Piaggio Avanti P180 Asa Parassol Elbit Hermes

112 Certa vez, perguntaram ao Barão Vermelho: - sua máquina é asa baixa, média ou alta??? Putzfhudeuh! Fokker DR.1 (réplica) 112

113 Estabilidade Látero-Direcional Quando perturbadas por uma rajada de vento, por exemplo, as aeronaves de asa alta apresentam Momento de Rolagem Estabilizante (+) e as de asa baixa Momento de Rolagem Desestabilizante (-); em aeronaves de asa média o Momento = 0. fonte: Aircraft Stability and Automatic Control 113

114 Posicionamento da Asa em Relação à Fuselagem Outras Considerações Em projetos de aeronaves, dentre os aspectos considerados para o posicionamento vertical da asa estão: distância entre motores e solo; layout para cumprimento de missão; projeto de trem de pouso. 114

115 3.4 Fuselagens Especiais Algumas fuselagens são projetadas especificamente para transportar cargas volumosas, gerar sustentação ou garantir invisibilidade ; fuselagens existentes podem ser modificadas para o cumprimento de missões especiais. fonte: De Havilland DH-106 Comet C4 AEW Martin Marietta X-24A Conceito lifting body. 115

116 Airbus A ST Beluga A fuselagem dos Beluga foi projetada para o transporte de cargas volumosas de até 47 t; suas dimensões são: diâmetro 7,31 m, largura máxima de 3,70 m e comprimento de 37,7 m. 116 fonte:

117 117 fonte: Lockheed SR-71 Blackbird A fuselagem frontal do SR-71 continha chines que contribuíam para a sustentação em altos AoA Os painéis da fuselagem se alinhavam apenas em voo e os bordos de ataque atingiam 300 º C.

118 Lockheed F-117 Nighthawk A fuselagem do F-117 foi projetada para atender ao conceito Stealth demandando em um sistema de controle fly by wire robusto; a finesse aerodinâmica foi relegada ao segundo plano. fonte: 118

119 Módulo 4 Motores Aeronáuticos

120 4.1 Tipos de Motores Aeronáuticos Um dos aspectos determinantes do desempenho de uma aeronave é seu sistema de propulsão. A especificação de um motor deve considerar o ambiente operacional (oxigênio, densidade do ar, temperatura e pressão). Os motores aeroespaciais são classificados em: Motores Aeroespaciais Dependentes da Admissão de Ar Independentes da Admissão de Ar Pistão Reação Motor Foguete Scramjet Ramjet Pulsojeto Turbina à Gás Turboramjet Turbofoguete 120

121 4.1.1 Motor à Pistão fonte: Cessna 152 Aerobat Lycoming 235 Series 115 hp. fonte: 121

122 4.1.2 Turbohélice Bombardier Q300 Motor turbo-hélice Pratt Whitney PW 123, 2380 shp. 122

123 4.1.3 Turbofan Rolls Royce Trent lbf bypass 8,5:1 Airbus A-380 fonte: 123

124 GE-Honda HF lbf bypass 2,9:1 124 fonte:

125 fonte: Scramjet DARPA X-51 WaveRider Demonstrador de tecnologia com motor scramjet que voou a Mach 5 em

126 4.1.5 Turboramjet fonte: fonte: Motor Turboramjato Pratt &Whitney J58 Empregado no Lockheed SR-71 Blackbird. Consumo: 8000 gal/h 126

127 4.2 Propulsão e Desempenho de Aeronaves A propulsão (ex.: tipo, número de motores, T/W) e as características aerodinâmicas) de uma aeronave determinam seu desempenho. Em alguns casos, aeronaves existentes são remotorizadas para aumento de desempenho como, por exemplo: Piper Matrix e Medirian; O mesmo grupo motopropulsor pode resultar em desempenhos diferentes quando instalado em aeronaves com características estruturais e aerodinâmicas distintas como no caso: Lancair Evolution e DeHavilland Turbo Otter. 127

128 Velocidade Alcance Altitude 128 fonte:

129 fonte: Piper Meridian Motor P & W PT-6A-42A 500 shp Envergadura: 43 ft (31,1 m) Comprimento: 29,6 ft (9,0 m) Altura: 11,3 ft (3,40 m) Volume da Cabine: 201 ft 3 (5,7 m 3 ) fonte: Piper Matrix Motor Lycoming TIO-540 AE2A 350 hp 129

130 fonte: 130

131 fonte: Lancair Evolution PT6A-135 V máx : V estol : Teto: Alcance: MTOW: Carga Paga: Razão de Subida: Dist. Decolagem: Dist. Pouso: 750 hp 256 kt 76 kt ft 1300 nm 4550 lb 800 lb 4000 fpm 1200 ft 1200 ft fonte: DeHavilland DHC-3 Turbo Otter PT6A hp V máx : 129 kt V estol : 51 kt Teto: ft Alcance: 610 nm MTOW: 8000 lb Carga Paga: 3300 lb Razão de Subida: 1200 fpm Dist. Decolagem: 1725 ft Dist. Pouso: 500 ft fonte: view&id=351&itemid=359

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133 JETWIND Tiago Giglio Rodrigues MScAE, BScEE Diretor Executivo 133