Aeronaves: Conceitos e Anatomia

Aeronaves
Conceitos e Anatomia
Tiago Giglio
JETWIND
www.jetwind.com.br
2
Módulo 1 – Conceitos Básicos
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
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:






5
Sustentação;
Arrasto;
Pressão, temperatura, densidade e viscosidade do ar;
Número de Reynolds;
Número de Mach;
Camada Limite.
fonte: www.ctie.monash.edu.au/hargrave/cayley.html
6
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
V
V
Vetor
Velocidade
V
8
V
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 = 0,453592 kg
’ slug
1 slug = 14,693903 kg
Volume ’ galão americano [gl] 1 gl (US) = 3,785412 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
1.2.1 Grandezas e Unidades em Engenharia
Aeronáutica e Aviação
Pressão
Pressão [Pa] ou [N/m2] é componente normal da força F [N] por
unidade de área A [m2] definida por:
F
P=
A
10
fonte: precisionneedles.com
fonte: www.nicolas.fr
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 Ps [Pa] (ar em repouso)
 Pressão dinâmica q [Pa] (escoamento com V ≠ 0) ’
1 2
q = ρV
2
tal que: ρ = densidade do ar (1,225 kg/m3 a 15oC, no nível do mar)
V = velocidade do corpo em relação ao ar
11
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/m3] é definida como a
quantidade de massa m encontrada no interior de um volume
unitário v.
m
ρ=
v
12
fonte:www.cnet.com/news/breakthrough-material-is-barely-more-than-air/
“Microtreliça” de níquel
cujo volume é 99,99 %
ar;
ρ = 0,9 mg/cm3
Aerogel;
ρ = 20 mg/cm3
13
fonte: NASA
Viscosidade
A viscosidade [Pa.s] ou [N.s/m2] é a medida da resistência ao cisalhamento de
um fluido.
V
A
F
y
B
τ =μ
ΔV
Δy
V=0
tal que:
τ = tensão de cisalhamento [N]
μ = viscosidade dinâmica ou absoluta [N.s/m2]
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
1.2.1.1 Número de Mach
Ernst Mach
15
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 (3.280.840 ft).
16
fonte: http://history.nasa.gov/NP-119/p71.htm
17
a 80.000 m
Vsom = 274 m/s
a0m
Vsom = 340 m/s
18
fonte: http://www.virgingalactic.com/multimedia/album/whiteknightone-and-spaceshipone/
Scaled Composites SpaceShipOne
Lançada do Scaled Composites WhiteKnightOne, a SpaceShipOne bateu o recorde
altitude do X-15 atingindo 367.422 ft (111.990 m) de altitude em 04/10/2004.
19
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:
Ptotal = Ps + q
Pitot
20
fonte: http://flighttraining.aopa.org/images/ft_magazine/article_art/0304pitotstaticbig.jpg
Mikoyan-Gurevich MiG-23
Cessna 172
PITOT
PITOT
SDZ 50 Puchacz
PITOT
PITOT
Bombardier Global 6000
21
fonte: www.boeing.com/commercial/aeromagazine/aero_08/erroneous_story.html#specific
Arquitetura de um Sistema Anemométrico atual
(após 1994) adotado pela Boeing
LINHA
PNEUMÁTICA
LINHA
PNEUMÁTICA
ADIRU – Air Data Inertial Reference Unit
ASI – Air Speed Indicator
ADM – Air Data Module
AIMS – Airplane Information Management System
FIOS
ARINC 429
LINHA
PNEUMÁTICA
SAARU – Secondary Attitude Air Data Reference Unit
PFD – Primary Flight Displays
ALT – Altimeter
22
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
SBSP L
OAT 1
OAT 2
SBP
MFP 2
MFP 1
MFP 3
AoA
ICE DETECTOR 2
ICE DETECTOR 1
ISP 1,2 E 3 R
ISP 1,2 3 3 L
Airbus A350
23
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;
24
Pratt & Whitney F135
 laminar;
 turbulento;
 compressível: escoamento com densidade ρ variável;
 incompressível: escoamento densidade ρ constante.
25
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:
Vlρ
Re =
μ
onde: V = velocidade do escoamento livre;
l = comprimento característico;
ρ = densidade do fluido;
µ = viscosidade dinâmica.
26
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;
fonte: www.google.com
 turbulento: as partículas de fluido se movimentam
desordenadamente em todas as direções.
27
Em dutos, tem-se:
Re < 2300 ’ escoamento laminar;
Re > 2300 ’ escoamento turbulento.
Em aerofólios, tem-se:
2x106 < Re < 3x107 ’ escoamento laminar;
Re > 5x107 ’ escoamento turbulento.
28
Wortmann FX 35-135
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
fonte: www.j2mcl-planeurs.net/dbj2mcl/planeurs-machines/planeur-fiche_0int.php?code=2563
1.7.1 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”.
Vaiss
Currinthiah!
Planador Derwitzer
Peso: 18 kg
Envergadura: 7 m
Área de Asa: 8 m2
fonte: www.lilienthal-museum.de
30
1.7.2 Controle do Voo
Com seu Dirigível No 6, em 1901 Alberto Santos Dumont
decolou, contornou a Torre Eiffel e retornou ao ponto de
partida.
fonte: www.google.com
LEME
FRE
FRD
ESCOAMENTO
HÉLICE
fonte: Figaro Illustré – no. 144 01/03/1902
31
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).
32
1.7.3 Dispositivos de Ensaio
Na busca por um dispositivo mais sofisticado Alexandre Gustav
Eiffel criou seu primeiro túnel de vento em 1909.
Escoamento Laminar
Túnel de circuito aberto tipo Eiffel
fonte: www.westernberg-engineering.de
33
Túnel de vento do Centro de Pesquisa AMES da NASA
fonte: NASA
34
Paulham-Tatin Aero Torpille no 1, uma das aeronaves
testadas no túnel de vento de Eiffel por volta de 1911.
Motor: Gnome de 7 cilindros / 50 hp
Velocidade Máx: 141 km/h
35
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, Reprotótipo = Remodelo.
ρ p Vplp
μp
ρ m Vmlm
=
μm
Na a impossibilidade de se variar “l”, a solução é variar a
densidade e viscosidade da seção de ensaios do túnel.
36
Lockheed C-121C Super Constellation
Viu o Reynolds?
37
1.8 Evolução do Peso e Velocidade das Aeronaves
38
Tarrant Tabor
Peso: 20263 kg
39
40
Macchi MC.72
Velocidade: 709 km/h (383 kt)
41
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/s2
Em geral, n (-) ≤ 0,4.n (+).
42
L = 143 kN
W = 10,78 kN
Sukhoi Su -31M
43
n (+) = 7,5
n (-) = 7,5.0,4 = - 3,0
Diagrama V-n
VNE
Caso N130HP, aeronave C130A fabricada em 1957
44
Módulo 2 – Tópicos de Aerodinâmica
2.1 Forças Aerodinâmicas
O princípio do voo pode ser explicado pela 3ª 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).
46
fonte: www.richard-seaman.com/Wallpaper/Aircraft/Displays/UsTeams/FatAlbertRato.jpg
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: www.google.com
fonte: www.google.com
Gossamer Condor – 31,8 kg
47
Mikoyan Gurevich MiG-31 – 15500 kgf de
empuxo/motor (razão de subida de 208 m/s)
SUSTENTAÇÃO
ARRASTO
TRAÇÃO
PESO
Santos Dumont Demoiselle
48
fonte: www.dus-spotter.de/index.php/Thread/1317-2-Tage-Flugplatz-Grefrath/
SUSTENTAÇÃO
ARRASTO
PESO
Schumpp-Hirth Ventus 2
49
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
EXTRADORSO
BORDO DE ATAQUE
PERFIL
BORDO DE FUGA
INTRADORSO
Douglas DC-3
51
2.3 Geometria do Perfil
c = corda
t = espessura
h = máximo arqueamento
xt = posição da máxima espessura
xh = posição do máximo arqueamento
rN = raio do bordo de ataque
2τ = ângulo do bordo de fuga
zu = superfície superior
zi = superfície inferior
52
fonte: Aerodynamic of the Airplane – Hermann Schlichiting and Erich Truckenbrodt
2.3.1 Espessura do Perfil x Velocidade
Vmáx = 440 km/h
Vmáx = 985 km/h
Vmáx = 2124 km/h
fonte: NASA
53
fonte: www.google.com
Junkers G38
A espessura de sua asa nas raízes de
quase 2 m permitiam a acomodação
de passageiros e carga! O G38 atingia
Vmáx = 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: www.google.com
2.4 Arrasto
O Arrasto Total D, desprezando-se os efeitos
compressibilidade do ar, é a somatória de 2 componentes:
de
 Arrasto Induzido Di ou Arrasto de Vórtice: inerente à
sustentação, é função do AoA e da atuação de superfícies de
controle (trim drag);
fonte: http://newscenter.sdsu.edu/engineering/news-2013_sdsu-doctoral-student-explores.aspx
55
fonte: www.google.com
fonte: www.google.com
56
 Arrasto Parasita Do : somatória das componentes de arrasto
que não geram sustentação (arrasto de interferência asafuselagem, de perfil, de fricção, de pressão e de onda). Do é
também denominado arrasto de sustentação zero (zero lift
drag), ou seja, arrasto para CL = 0.
radome
antenas
Lockheed U-2D
57
2.4.1 Arrasto Parasita
O Arrasto Parasita é gerado
por diversas fontes e pode
ser subdividido em:
Arrasto de
Perfil
Arrasto de
Pressão
Arrasto de Base
58
Arrasto
Parasita
Arrasto de
Fricção
Arrasto de Motor
Arrasto de
Resfriamento
Melmoth 2
Arrasto de
Interferência
Arrasto de
Onda
Abaixo, é apresenta uma tabela de referência de CDo.
Tipo de Aeronave
CDo
fonte: www.alexander-schleicher.de
Bimotor à pistão
Turbohélice de grande porte
Pequena aeronave com trem retrátil
Pequena aeronave com trem fixo
Aeronave agrícola com sistema de spray
Aeronave agrícola sem sistema de spray
Jato subsônico
Jato supersônico
Planador
ASW-22
CDo = 0,016
Boeing 747-8
0,022 – 0,028
0,018 – 0,024
0,02 – 0,03
0,025 – 0,04
0,07 – 0,08
0,06 – 0,065
0,014 – 0,02
0,02 – 0,04
0,012 – 0,015
CDo = 0,018 – 0,023
59
2.4.1.1 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
Myasishchev VM-T
VAIH CUЯINTHIEV
fonte: www.polska-kaliningrad.ru
fonte: www.google.com
Boeing E-3 Sentry
61
2.4.1.2 Arrasto de Onda e Jatos Executivos
62
0,8 < M < 1,2 ’
63
Regime Transônico
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: www.google.com
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).
28 mm
100 m/s
2 mm
2m
Transição da Camada Limite sobre uma placa plana.
Camada
Limite
Turbulenta
Camada Limite
Turbulenta
α
Transição da camada limite sobre um aerofólio.
fonte: www.google.com
66
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”
fonte: www.google.com
67
2.6 Curva CL 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 CL x α.
Nesta curva, CL aumenta linearmente com α até atingir seu valor
máximo, ou CLmáx, a partir do qual ocorre a perda de sustentação
ou estol para um dado ângulo de ataque αestol.
Após o estol, CL decresce tendendo a se nivelar em valores
menores, para valores maiores de α.
68
69
2.7 Estol
O aumento de α implica em aumento de CL até o ponto de
inflexão CLmáx da curva CL 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 Vestol pode ser um requisito fundamental
para o projeto de uma aeronave, particularmente quando
projetada para operação em pistas curtas ou emprego em
instrução.
70
Vestol [m/s] é dada por:
2 W 1
. .
Vestol =
ρ ∞ S CLmáx
onde: ρ∞ = densidade do ar [kg/m3];
S = área da asa [m2];
W = peso da aeronave [N].
Vestol é função:
 altitude (ar rarefeito);
 Carga Alar (W/S);
 CLmáx.
71
Northrop F-5E, Vestol = 230 km/h
Zenair STOL CH 801, Vestol = 56 km/h
72
NASA C-8 QSRA
Vestol = 92,6 km/h (50kt)
73
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
Esse aviãozinho
empurra ar pra
baixo? Truco!
Tupolev Tu-95M, envergadura = 51,10 m e MTOW = 185000 kg.
75
E aí falastrão? 6!!!
76
Módulo 3 – Anatomia das Aeronaves
Convencionais
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-158-91 The Main Parts of an Airplane
78
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
3.3 Geometria da Asa
Geometricamente, a asa é definida por:







perfil 
envergadura
Relação de Aspecto
Enflechamento
Diedro
Área de Asa
Afilamento
80
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 Swet(w)
como a área em contato com o escoamento dada por:
Swet(w) = Sexp.[1,977+0,52(t/c)] ’ t/c > 0,05
onde:
Sexp = S – Sprolongamento na fuselagem
Sexp
81
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:
b2
RA =
S
tal que:
ou
b
RA =
c
b = envergadura [m]
S = área da asa [m2]
c = corda média geométrica [m]
S
c=
b
82
b = 88,4 m
Antonov An-225 Mrya
S = 905 m2
RA = 8,6
b
b
83
b = 26,5 m
S = 17,1 m2
Schleicher ASH 30 Mi
84
3.3.2.1 Coeficiente de Arrasto Induzido e RA
CL 2
C Di =
π.e.RA
85
3.3.3 Pontas de Asa
fonte: www.google.com
86
3.3.3.1 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 CDi de CD (ver 4.3).
87
3.3.3.2 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 CDi menor.
fonte: www.google.com
Airbus A380
Os end plates do A380
têm 2,4o m de altura, os
maiores já construídos.
88
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
-
-
+
+
+
+
+
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 CDi é
maior que a somatória dos Arrastos de Fricção e Interferência.
90
91
fonte: www.boeing.com
Raked Wingtips
 “melhoram” CD e CL (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) .
92
fonte: www.freerepublic.com/focus/news/2852874/posts
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
Falcon 7X
Mach 0.81
Falcon 8X
Mach 0.90
Learjet 75
Mach 0.81
94
English Electric Lightning
Asas com enflechamento de 30o projetadas para
voos a Mach 2.
95
fonte: www.flightglobal.com/blogs/aircraft-pictures/2008/10/thunder-city-lightning/
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 3.3.5.1); em algumas aeronaves Γ = 0.
Γ está relacionado à estabilidade latero-direcional da aeronave e
à sua manobrabilidade.
96
Г
Г
Airbus A380 – Diedro (+).
97
3.3.5.1 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: www.google.com
98
Antonov An-124
Г
Г
McDonnel Douglas AV8B – Harrier II – Anedro Г = - 12o.
99
E agora...diedro
ou anedro???
Vought F4U Corsair
100
fonte: http://walls4joy.com/walls/aircrafts-planes/vought-f4u-corsair-aircraft-military-planes-326582-3504x2336.jpg
3.3.6 Afilamento
O Afilamento λ é a razão entre a corda na extremidade da asa
pela corda em sua raiz:
cE
λ=
cR
onde: cE = corda na extremidade da asa
cR = corda na raiz da asa
101
Piper PA-38 Tomahawk
Asa retangular (Hershey’s bar wing).
λ=1
cE
cR
Shorts Tucano
102
3.3.7 Carga Alar e Área da Asa
A Carga Alar W/S [N/m2] é a relação peso/área da asa. Em
função de W/S calcula-se Vestol, razão de subida, distâncias de
pouso e decolagem e desempenho em curva; quanto menor
W/S menor Vestol.
S1 = 37,35 m2
Mosca
S2 = 34,16 m2
MTOW = 18030 kg
Mikoyan Gurevich MiG – 23MF
103
3,5
4,74.103
Dmitriev X-14
104
Quanto maior a Carga Alar, maior a Vestol!!!
2 W 1
Vestol =
. .
ρ ∞ S CLmáx
F-5M
T-27 Tucano
105
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
3.3.8.1 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.
107
fonte: Principles pf Flight for Pilots, Swatton, Peter J.
Boeing F/A-18C
Ar condensado sobre a asa mostrando a distribuição de sustentação.
108
3.3.8.2 Forma em Planta da Asa e Progressão
do Estol
109
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
fonte: www.google.com
Asa baixa – Honda Jet
Asa alta – Ilyushin Il-76
Asa média – Piaggio Avanti P180
Asa Parassol – Elbit Hermes 450
111
Certa vez, perguntaram ao Barão Vermelho:
- sua “máquina” é asa baixa, média ou alta???
Putzfhudeuh!
Fokker DR.1 (réplica)
112
3.3.9.1 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.
113
fonte: Aircraft Stability and Automatic Control
3.3.9.2 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
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: http://1951club.files.wordpress.com/2011/01/comet-g-alyp.jpg
Martin Marietta X-24A
Conceito “lifting body”.
De Havilland DH-106 Comet C4 AEW
115
Airbus A300-600ST 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: www.flickr.com
117
fonte: www.walpapervortex.com
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 300º C.
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: www.google.com
118
Módulo 4 – Motores Aeronáuticos
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
Pistão
Scramjet
Ramjet
Independentes da
Admissão de Ar
Reação
Pulsojeto
Motor Foguete
Turbina à Gás
Turboramjet
Turbofoguete
120
4.1.1 Motor à Pistão
fonte: www.google.com
Cessna 152 Aerobat
Lycoming 235 Series – 115 hp.
fonte: http://www.lycoming.com/Lycoming/PRODUCTS/Engines/Certified/235Series.aspx
121
http://www.aviationexplorer.com/Aircraft_Engines.html
4.1.2 Turbohélice
Bombardier Q300
Motor turbo-hélice Pratt Whitney PW 123, 2380 shp.
122
4.1.3 Turbofan
Rolls Royce Trent 900 – 77.000 lbf
bypass 8,5:1
Airbus A-380
123
fonte: http://www.aircraftit.com/MRO/eJournals/eJournal/Aircraft-IT-MRO-MarchApril-2014/Reviews/Early-Adaptors-S1000D.aspx
GE-Honda HF120 – 2.095 lbf
bypass 2,9:1
124
fonte: http://aviationweek.com/bca/ge-honda-hf120-h1a-turbofans
fonte: www.456fis.org/WHAT'S_A_SCRAM_JET.htm
4.1.4 Scramjet
DARPA X-51 WaveRider
Demonstrador de tecnologia
com motor scramjet que
voou a Mach 5 em 2010.
125
fonte: www.google.com
4.1.5 Turboramjet
fonte: www.habu.org/sr-71b/index.html
Motor Turboramjato
Pratt &Whitney J58
Empregado no Lockheed
SR-71 Blackbird.
Consumo: 8000 gal/h
126
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
Velocidade
Alcance
Altitude
128
fonte: http://journey.beechcraft.com/types-of-business-aircraft/
fonte: www.piper.com
Piper Meridian
Motor P & W
PT-6A-42A
500 shp
fonte: www.piper.com
Envergadura: 43 ft (31,1 m)
Comprimento: 29,6 ft (9,0 m)
Altura: 11,3 ft (3,40 m)
Volume da Cabine: 201 ft3 (5,7 m3)
Piper Matrix
Motor
Lycoming
TIO-540 AE2A
350 hp
129
fonte: www.piper.com
130
750 hp
256 kt
76 kt
28000 ft
1300 nm
4550 lb
800 lb
4000 fpm
1200 ft
1200 ft
fonte: www.lancair.com
fonte: www.lancair.com
Lancair Evolution
PT6A-135
Vmáx:
Vestol:
Teto:
Alcance:
MTOW:
Carga Paga:
Razão de Subida:
Dist. Decolagem:
Dist. Pouso:
fonte: http://mistyfjordsair.com/gallery.html
250
www.seaplanes.org/mambo/index.php?option=com_content&task=
view&id=351&Itemid=359
DeHavilland DHC-3 Turbo Otter
PT6A-135
750 hp
Vmáx:
129 kt
Vestol:
51 kt
Teto:
20000 ft
Alcance:
610 nm
MTOW:
8000 lb
Carga Paga:
3300 lb
Razão de Subida: 1200 fpm
Dist. Decolagem: 1725 ft
Dist. Pouso:
500 ft
132
JETWIND
Tiago Giglio Rodrigues
MScAE, BScEE – Diretor Executivo
[email protected]
133