Estudo Teórico de Desempenho da Aeronave Cessna, Modelo

Estudo Teórico de Desempenho da Aeronave
Cessna, Modelo A152, Remotorizada.
Edson Bruno Piramo Júnior*,
Rogério Frauendorf de Faria Coimbra.**
Área do Conhecimento: III – Engenharias.
Resumo: O objetivo deste trabalho é a realização de um estudo teórico de desempenho da
aeronave Cessna, modelo A152, visando a sua remotorização. Durante o estudo foi avaliado o
comportamento da aeronave, em condições normais de voo, visando efetuar a substituição do
motor original, marca Textron Lycoming, modelo O-235-L2C, de 110 HP, por um motor de mesmo
fabricante, porém, modelo O-320-E2D, de 150 HP. Os principais parâmetros considerados para o
estudo foram Razão de Subida Máxima, Velocidade Máxima, Teto de Serviço, Teto Absoluto, Tempo
de Subida, Distância de decolagem normal e Distância de decolagem com obstáculo de 50 ft. Para
a obtenção dos parâmetros os cálculos foram efetuados, através de modelos matemáticos
preexistentes, para três níveis de voo relevantes. Os parâmetros obtidos foram comparados aos
parâmetros existentes no manual de voo aprovado para a aeronave e o estudo foi concluído.
Palavras-chave: Aeronave; A152; Cessna; desempenho; remotorização.
Abstract: The purpose of this work was the realization of a theoretical study of performance of the
Cessna aircraft, model A152, when it become re-powered. At the time of development of this study
the behavior of the aircraft has been evaluated, in normal flight, before the replacement of the
original engine Textron Lycoming, model O-235-L2C, 110 HP, by a motor of the same
manufacturer, however, model-320-E2D, 150 HP. The main parameters considered for study are
Maximum Rate of Climb, Maximum Speed, Service Ceiling, Absolute Ceiling, Time to Climb,
Normal Take Off distance and Takeoff with a 50 ft obstacle distance. For implementation of the
study parameters, were performed calculations using mathematical models existing, for three
relevant flight levels. The parameters obtained were compared to existing parameters in the
Approved Flight Manual and the study was completed.
Key Words: Aircraft; A152; Cessna; performance; re-powered.
1.0 – Introdução.
A aeronave Cessna, modelo A152, foi
originalmente desenvolvida como uma aeronave
monomotora,
monoplana, com estrutura
monocoque, asas semi-cantiléver, trem de pouso
fixo, do tipo triciclo e com capacidade para o
transporte de duas pessoas ou 250 kgf de carga útil.
Desde o projeto original, a aeronave
possui
instalado em seu grupo motopropulsor, um motor
* Graduando em Engenharia Aeronáutica e Espaço –
FEAU/UNIVAP 2009.
** Professor da FEAU/UNIVAP
Textron Lycoming, modelo O-235-L2C, de 110 BHP
@ 2550 R.P.M. @ M.S.L e é destinada à realização de
voos de turismo e voos acrobáticos ou de alto
desempenho, suportando fatores de carga de +6g e 3g.
Diante das características acima e a aplicação
principal da aeronave, principalmente quanto ao
desempenho, durante a realização de manobras
acrobáticas em voos de demonstração e treinamento,
o projeto original demonstra-se insatisfatório, o que
pode afetar a segurança de voo.
Com vistas ao aperfeiçoamento do projeto
foram analisadas algumas alternativas que
possibilitam uma melhoria no rendimento da
aeronave:
- Supressão de um assento;
- Diminuição da autonomia da aeronave;
- Incremento de potência do motor;
- Substituição da hélice; e
- Substituição do Grupo Motopropulsor.
Após analisar as cinco opções e as confrontar
com os requisitos de voo, a 5ª alternativa foi eleita,
pois, entende-se que é a solução mais adequada
dentre as demais opções, as quais acarretariam em
penalização e limitações de itens fundamentais dos
requisitos operacionais e que pouco adiantariam
para a melhoria da performance.
3.0 - Três Vistas da Aeronave.
Abaixo, a Figura 1 apresenta o esquema das
três vistas da aeronave. A figura foi retirada do
Manual de Voo Aprovado para a aeronave Cessna,
Modelo A152:
Cessna A152
Baseando em modificações realizadas
anteriormente, a seguir será demonstrado o estudo
de desempenho realizado, bem como, a técnica
empregada e os resultados obtidos para a aeronave
Cessna A152.
2.0 – Especificação da aeronave, versão
original.
- Velocidade máxima @ MSL: 109 Knots
- Vel. de cruzeiro 75% @ 8000 Ft: 106 Kt
- Razão de subida @ MSL: 715 Ft/min
- Teto de serviço: 14700 Ft
Desempenho na decolagem:
- Distância de decolagem normal: 725 Ft
- Dist. total c/obstáculo de 50 Ft: 1340 Ft
Desempenho no pouso:
Figura 1 – Cessna A152 – Três Vistas
- Distância de pouso normal: 475 Ft
- Dist. Total c/obstáculo de 50 Ft: 1200 Ft
Velocidade de estol:
- Flapes recolhidos, 600 RPM: 48 KCAS
- Flapes estendidos, 600 RPM: 43 KCAS
- Peso vazio: 1129 lbs
- Peso máximo de rampa: 1675 lbs
- Peso Max. decolagem e pouso: 1670 lbs
- Carga útil: 546 lbs
- Peso de máximo de bagagem: 120 lbs
- Capacidade de combustível: 26 Gal
- Carga alar: 10.5 Pounds/Sq ft.
- Carga de potência: 15.2 Pounds/HP
4.0 – Especificação do G.M.P. Original.
Motor: Lycoming, cilindros horizontais e opostos.
Número de cilindros: 4
Modelo: O235-L2C
Potência: 110 BHP @ 2550 RPM
Hélice: McCauley, passo fixo, 69 IN
Modelo: 1A103/TCM6958
5.0 - Descrição dos métodos e meios
empregados para o desenvolvimento do
estudo.
Para realização do estudo foi empregada uma
técnica bastante utilizada na engenharia aeronáutica.
Os estudos foram baseados em modelos
matemáticos pré-existentes e emprego de cálculo
diferencial e integral, método de máximos e
mínimos, análise e construção de gráficos com
auxílio de software comercial do tipo Microsoft
Excel versão 2007.
6.0 - Ambientes de voo.
Gráfico 1 – Polar de Arrasto – MSL
Para a avaliação do desempenho da aeronave
foram eleitos os níveis de voo mais comuns, dentre
os utilizados pela aeronave. Como níveis de voo
principais, foram utilizados o seguintes, 0 pés, 5000
pés e 10000 pés, sob condições ISA. As pressões
barométricas utilizadas foram calculadas, tomandose como base a pressão padrão ao nível do mar que é
igual a 101.325 Pa.
O nível de voo máximo a ser considerado
para a utilização da aeronave em estudo é 12000 pés,
pois, neste caso foram consideradas que este é o
nível máximo onde são encontradas as mínimas
condições de conforto, para um ser humano normal,
sem auxílio de pressurização ou oxigênio
suplementar. Esta limitação visa o conforto dos
ocupantes, visto que a aeronave
não possui
instalados sistema de pressurização ou de oxigênio
suplementar.
Gráfico 2 – Polar de Arrasto – 5000 FT
7.0 - Polar de Arrasto - Cessna A152
A partir de alguns dados conhecidos, tais
como, peso da aeronave (N), área das asas (m²),
pressão atmosférica do nível considerado (inHg) e
velocidade de deslocamento da aeronave (m/s), foi
possível calcular o coeficiente de sustentação, Cl, e a
partir deste foi possível obter o coeficiente de
arrasto, Cd, o que permitiu calcular a tração
requerida para o deslocamento da aeronave, com o
emprego do seguinte modelo matemático:
Sabendo-se que T = D e D =
Tração Re q =
1
× ρ × V 2 × S × Cd
2
1
× ρ × V 2 × S × Cd
2
Com os resultados obtidos através do modelo
matemático acima, foram construídas as curvas
polares de arrasto para MSL, 5000 pés e 10000 pés,
conforme demonstrado nos gráficos 1, 2, e 3, a
seguir:
Gráfico 3 – Polar de Arrasto – 10000 FT
8.0 – Gráfico Potência Requerida e
Potência Disponível.
O gráfico da potência requerida foi obtido a
partir do cálculo da tração requerida e da velocidade
de voo. A potência requerida é obtida pela equação:
Pot Re q = T Re q × V
A potência disponível é obtida através da
utilização do arranjo abaixo:
Pot Disponível = Pot Motor × η Hélice
Onde:
η Hélice = Eficiência da hélice = 0,8
Gráfico 5 – Potência Requerida x Potência Disponível
Os valores obtidos através dos cálculos foram
ajustados para que os mesmos fossem adequados
aos parâmetros fornecidos pelo manual de voo
aprovado.
Para o ajuste foi utilizado o seguinte arranjo
matemático:
n Hélice = 0,006 × Vanv + 0,5
Para a obtenção do arranjo matemático acima
foi considerado o gráfico da eficiência da hélice em
função da velocidade de voo da aeronave e para isto
a primeira derivada foi determinada. A partir da
derivada e através da equação da reta foi possível
obter o fator de correção, igual a 0,5, o qual foi
utilizado para a obtenção da potência disponível do
motor.
Os gráficos 4, 5 e 6 demonstram as curvas da
Potência Requerida e da Potência disponível:
Gráfico 6 – Potência Requerida x Potência Disponível
9.0 – Cálculo da Razão de Subida.
Os valores de Razão de Subida foram obtidos
através da seguinte equação:
R/C =
Pot .Disp − Pot . Re q
MTOW
Onde:
R/C = Razão de Subida (m/s)
Pot.Disp= Potência Disponível(W)
Pot.Req= Potência Requerida(W)
MTOW= Peso Max.de Decolagem(N)
Gráfico 4 – Potência Requerida x Potência Disponível
Os valores de razão de subida foram adquiridos
para MSL, 5000FT e 10000 FT e com estes valores
foram construídos os gráficos 7, 8 e 9:
9.1 – Correção dos valores de Razão de
Subida e Velocidade de Voo.
Os parâmetros adquiridos, através dos cálculos
de razão de subida em função da velocidade de voo,
estavam muito próximos aos descritos no manual de
voo aprovado para a aeronave, mas como foi
determinado no item anterior, visando validação do
método que foi empregado e com o objetivo de
determinar o real desempenho da aeronave após a remotorização, corrigiu-se os valores primários
utilizando os seguintes fatores de correção:
Gráfico 7 – Razão de Subida Calculada – MSL
Fc Razãodesubida =
R / C Manual − R / C Calculada
R / C Manual
FcVelocidade =
V Manual − VVoo
V Manual
R / CCorrigida = R / CCalc. + (R / CManual × FcRazãodesubida )
VCorrigida = VVoo + (V Manual × FcVelocidade )
Gráfico 8 – Razão de Subida Calculada – 5000 ft
Através dos fatores de correção e das relações
de velocidade e razão de subida foi possível construir
os gráficos 10, 11 e 12, os quais apresentaram os
valores de razão de subida em função da velocidade
próximos aos descritos no manual de voo aprovado.
Estes valores obtidos demonstram que o método é
válido para a aquisição de dados comparativos, o quais
foram utilizados durante a análise do desempenho da
aeronave.
A seguir podem ser observados os gráficos
mencionados acima:
Gráfico 9 – Razão de Subida Calculada – 10000 ft
Através dos gráficos foi possível verificar
que os dados obtidos ficaram próximos dos valores
constantes no manual aprovado para a aeronave,
porém, foi necessário efetuar um ajuste para que o
método empregado tornasse o mais fiel possível,
pois, no estudo não foram utilizados dados
experimentais adquiridos através de ensaio em voo
ou túnel de vento.
Gráfico 10 – Razão de Subida Calculada x Razão
de Subida Corrigidas
possível também determinar a velocidade que deverá
ser empregada, para que um ótimo valor de razão de
subida seja atingido pela aeronave, quando em voo
ascendente.
Os valores do melhor ângulo de subida foram
determinados através da derivada primeira da curva da
razão de subida, ou seja:
dR / C
BestCimbAngle =
dv
Os ângulos foram determinados tanto para os
valores de razão de subida calculados, quanto para os
valores corrigidos.
Gráfico 11 – Razão de Subida Calculada x Razão
de Subida Corrigidas
Os melhores ângulos de subida são conhecidos
através do inverso da tangente à curva de razão de
subida, conforme demonstrado pelas linhas tracejadas
e de cor laranja, nos gráficos 10, 11 e 12, para
conhecer o ângulo é necessário calcular a tangente
inversa.
Neste momento, foi determinada também a
melhor velocidade de razão de subida.
Os ângulos e as velocidades determinadas para
a aeronave, quando esta está equipada com o motor de
110HP são mostrados nas tabelas 2, 3, 4 e 5, a
seguir:
Valores Calculados
Gráfico 12 – Razão de Subida Calculada x Razão
de Subida Corrigidas
Abaixo encontram descritas, em uma tabela
comparativa - Tabela 1- as velocidades de razão de
subida máximas, determinadas nesta fase:
Nível Voo
R/C (m/s)
MAS (º)
MSL
3,572
8,833
5000 FT
2,588
5,69
10000 FT
1,448
2,80
Tabela 2 – Razão de Subida x Melhor Ângulo de Subida.
Valores Corrigidos
R/C
R/C
R/C
Manual
Calculado
Corrigida
Nível Voo
R/C (m/s)
MAS (º)
(m/s)
(m/s)
(m/s)
MSL
3,632
6,96
MSL
3,632
3,572
3,632
5000 FT
2,565
5,05
5000
2,565
2,588
2,565
10000 FT
1,519
3,00
10000
1,524
1,448
1,519
N.Voo
(FT)
Tabela 3 – Razão de Subida x Melhor Ângulo de Subida .
Tabela 1 – Razão de Subida Máxima do Manual , Calculada
Valores Calculados
e Corrigida – Todos os níveis de voo.
9.2 – Melhor Ângulo e Velocidade de
Subida.
Um dos dados importantes para verificação
do desempenho em subida de uma aeronave é o
melhor ângulo de subida. Conhecendo esse ângulo é
Nível Voo
Vel. melhor R/C (m/s)
MSL
18,519
5000 FT
21,206
10000 FT
27,265
Tabela 4 – Velocidade de Melhor Ângulo de Subida.
Valores Corrigidos
Nível Voo
Vel. melhor R/C (m/s)
MSL
25,200
5000 FT
25,207
10000 FT
26,757
Tabela 5 – Velocidade de Melhor Ângulo de Subida.
9.3 – Teto de Serviço e Teto Absoluto.
O teto de serviço de uma aeronave é definido
como a altitude em que a aeronave não consegue
estabelecer uma razão de subida maior do que cem
pés por minuto, enquanto que o teto absoluto é
aquele em que a razão de subida da aeronave é igual
a zero.
Visando a verificação destes parâmetros, os
mesmos foram calculados com as características da
configuração original, para uma posterior
comparação com os dados da nova configuração. Os
valores obtidos encontram-se disponíveis na tabela 6
e no gráfico 13:
Dados
Teto de Serviço
Teto Absoluto
Altitude (ft)
14000
16000
Tabela 6 – Teto de Serviço x Teto Absoluto.
Gráfico 14 – Razão de Subida Inversa x Altura
Utilizando a técnica de integração demonstrada abaixo
foi possível calcular a área e revelar o tempo de
subida.
dt =
dh
→t =
R/C
h2
h2
∫ R/C → t = ∫ R/C
dh
h1
dh
0
O tempo de subida calculado para a aeronave
com a configuração original, partindo-se de MSL até
10000 ft, foi de 25 minutos, o que gerou uma razão de
subida média de 400 ft/min (2 m/s).
10 – Distância de Decolagem
O parâmetro da distância de decolagem
também foi avaliado, e de duas formas:
- Sem transposição de obstáculo; e
- Com transposição de um obstáculo de 50ft.
Para a avaliação deste parâmetro, foi necessário
calcular o Coeficiente de Sustentação na decolagem e
para o cálculo foi empregado o seguinte arranjo
matemático:
Gráfico 13 – Teto de Serviço e Teto Absoluto.
O manual de voo aprovado estabelece que o teto de
serviço da aeronave é 14700 ft, o valor obtido pelo
método foi 14000 ft e esta diferença pode ter como
causa a não utilização de dados experimentais
obtidos através de ensaios em vôo.
9.4 – Tempo de Subida.
O tempo de subida é um parâmetro útil para
avaliação do desempenho da aeronave. O mesmo foi
calculado a partir da curva da razão de subida
inversa pela altura, gráfico 14:
W =
1
× ρ × S × V 2 × Cl Decol .
2
Sendo o peso da aeronave e a velocidade de
estol parâmetros conhecidos, o arranjo fica:
Cl Decol. =
W
0,5 × ρ × S × V 2
Para peso e velocidade de estol iguais a
7590,90N e 25,7m/s, respectivamente. Os Coeficientes
de Sustentação na decolagem para MSL, 5000 e 10000
FT são os demonstrados nas tabelas 7 e 8.
Altitude
MSL
5000 FT
10000 FT
Cl de
decolagem
Cl de
decolagem
(Sem Obstáculo)
(Obstáculo 50 ft)
1,260021765
1,07537787
0,922043785
1,080078926
0,945156331
0,782204735
Tabela 7 – Coeficiente de Decolagem.
Através dos Coeficientes de Sustentação na
Decolagem foi possível calcular o Parametro de
Decolagem, o qual é revelado pela equação abaixo:
11 – Velocidade de Máximo Alcance.
A velocidade de máximo alcance é outro
parâmetro importante e que deve ser conhecido para a
verificação do desempenho de uma aeronave . Este
dado indica qual é a menor velocidade que deverá ser
empregada para que a aeronave atinja a maior
distância possível, com uma dada quantidade de
combustível. A determinação desta velocidade é feita
através dos gráficos 16, 17 e 18 abaixo:
W
S
σ × Cl Decol. ×
T
W
A razão de pressão, σ , para o nível do mar é
1, para 5000 FT é 0,86 e para 10000 FT é igual a
0,74 e assim para o motor de 110 HP os parâmetros
de decolagem calculados foram:
Altitude –
(FT)
MSL
5000
10000
Parâmetro de
Decolagem
(Sem Obstáculo)
(Obstáculo 50 ft)
126,51
173,23
234,14
147,60
196,14
276,17
Gráfico 16 – Potência Requerida x Potência Disponível
Tabela 8 – Parâmetro de Decolagem.
Gráfico 17 – Potência Requerida x Potência Disponível
Gráfico 15 – Estimativa de Distância de Decolagem
Lançando os valores no gráfico 15, as distâncias
estimadas de decolagem para a aeronave são:
Altitude
MSL
5000 FT
10000 FT
Distância
decolagem
Distância
decolagem
(Sem Obstáculo)
(Obstáculo 50 ft)
180 m
300 m
340 m
240 m
330 m
390 m
Tabela 9 –Distância Estimada de Decolagem.
Gráfico 18 – Potência Requerida x Potência Disponível.
Para encontrar a velocidade de Máximo
Alcance é necessário traçar uma reta tangente à
curva da potência requerida. A velocidade de
máximo alcance é aquela que coincide onde a reta
toca a curva de potência requerida. A linha
pontilhada de cor verde nos gráficos 16, 17 e 18
representa o ponto exato da velocidade. Os valores
encontrados para a aeronave estão demonstrados na
tabela 10.
N.Voo
V.M.A.(m/s)
V.M.A.(m/s)
(FT)
Manual
Calculado
MSL
40,64
31,89
5000
40,12
34,46
10000
41,67
36,52
Tabela 10 – Velocidade de Máximo Alcance.
11.1 – Velocidade de Máxima Autonomia
A velocidade de máxima autonomia pode
ser conhecida através da curva de potencia
requerida. A velocidade é a localizada no ponto onde
a curva é convergente, ou seja, o ponto de mínima
potência requerida. O ponto mencionado na linha
anterior, pode ser conhecido quando a primeira
derivada da equação abaixo é igualada a zero.
P=
1
kW 2
× ρ × V 3 × CD0 +
1
2
× ρ × Vs
2
O ponto de mínimo desta curva, também
demonstra a eficiência aerodinâmica da fuselagem e
permite estimar quanta energia deverá ser
consumida para atingir uma determinada distância.
O ponto de mínima potencia requerida pode
ser observado nos gráficos 16, 17 e 18 e está
assinalado por uma linha tracejada na cor azul. As
velocidades de Máxima autonomia estão listadas na
tabela abaixo:
N.Voo
Velocidade de Máxima
(FT)
Autonomia - (m/s)
MSL
24,178
5000
26,236
10000
28,294
Tabela 11 – Velocidade de Máxima Autonomia
N.Voo
V.MAX. (m/s)
V.MAX.(m/s)
(FT)
Manual
Calculado
MSL
56,07
52,98
5000
52,47
52,47
10000
52,47
48,87
Tabela 12 – Velocidade Máxima.
13 – Velocidade de Mínimo Ângulo de
Planeio.
O desempenho da aeronave em uma situação
de perda de potência do motor pode ser melhorado
quando os valores do mínimo ângulo de planeio e da
velocidade de mínimo ângulo de planeio são
conhecidos. Quando um voo de planeio é estabelecido
e o piloto emprega a velocidade de mínimo ângulo de
planeio, a rampa é efetuada com um ângulo ótimo, e
este ângulo permite que a aeronave seja conduzida a
uma distancia muito maior do que quando são
utilizadas velocidades situadas acima ou abaixo desta.
Para determinar a velocidade e o mínimo ângulo de
planeio, basta traçar uma reta tangente à curva de
Potência Requerida, conforme demonstrado nos
gráficos 16, 17 e 18, pela linha tracejada de cor
amarela. Calculando a tangente o Mínimo Ângulo de
Planeio é revelado através da tangente inversa, ou
arctg.
Na tabela 12, abaixo, estão descritos as
velocidades de menores ângulos de planeio e os
respectivos ângulos, para a aeronave Cessna, A152:
N.Voo
VMAP (m/s)
MSL
31,895
5000FT
34,467
10000FT
37,039
5,32º
Tabela 12 – Velocidade e Mínimo Ângulo de Planeio
13.1 – Alcance em Voo Planado.
O alcance máximo em voo planado, quando
estabelecido o mínimo ângulo de planeio, pode ser
obtido pela seguinte equação:
R max =
h
tan θ
As distâncias de alcance em voo planado que
foram obtidas para aeronave encontram-se listadas na
tabela 13:
12 – Velocidade Máxima.
A velocidade máxima é determinada no
ponto de cruzamento das curvas de potência
requerida e potência disponível, gráficos 16, 17 e
18, pela linha tracejada em laranja. As velocidades
que foram através do método acima são mostradas
na tabela 12, a seguir:
MAP - ϴ
Alcance (km)
h (m)
300
1500
3000
3,22
16,10
32,21
Tabela 13 – Alcance em voo planado.
14 - Especificação do novo G.M.P.
Motor: Textron Lycoming, cilindros horizontais
opostos.
Número de cilindros: 4
Modelo: O320-E2D
Potência: 150 BHP @ 2700 RPM - MSL
Hélice: McCauley, passo fixo, 74 In
Modelo: 1C172/TM
15 – Seleção de Componentes do novo
G.M.P.
A seleção dos componentes do grupo
motopropulsor que será instalado em substituição ao
original foi feita com base no certificado de tipo do
motor Lycoming, modelo O-320-E2D e da hélice
MCcauley, 1C172/TM.
Gráfico 19 – Razão de Subida Calculada.
16 – Procedimentos de Análise.
Os procedimentos de análise utilizados para o
grupo motopropulsor composto pelo motor de
150HP foram os mesmos empregados
para
determinar o desempenho com o grupo
motopropulsor original. O método validado no
decorrer do trabalho demonstrou ser eficaz para a
verificação teórica, visto que os resultados obtidos
ficaram muito próximos dos resultados previstos no
manual de voo aprovado para a aeronave, na
configuração original. Sendo assim, avaliou-se os
mesmos parâmetros conforme a seguir.
Gráfico 20 – Razão de Subida Calculada x Corrigida
16.1 Níveis de Voo Considerados.
Foram considerados os mesmos
anteriores, ou seja, MSL, 5000 e 10000FT.
níveis
16. 2 – Fatores de correção empregados.
Foram utilizados
descritos no item 9.1.
os
mesmos
critérios
17 – Razão de Subida Máxima com o
novo G.M.P.
O motor O-235, apresenta uma potência de
69,7 kW ao nível do mar, enquanto que o motor O320 possui uma potência de 95,4 kW, isto é
equivalente a dizer que houve um ganho de 36% de
potência e este ganho faz com que a razão de subida
da aeronave aumente significativamente, isto pode
ser observado nos gráficos 19, 20, 21, 22, 23 e 24:
Gráfico 21 – Razão de Subida Calculada.
Os gráficos 25, 26 e 27, apresentam um meio
de comparação mais eficaz, pois, neles as curvas de
desempenho em subida das duas configurações
consideradas estão sobrepostas.
Gráfico 22 – Razão de Subida Calculada x Corrigida .
Gráfico 25 – Razão de Subida Comparativo.
Gráfico 23 – Razão de Subida Calculada .
Gráfico 26 – Razão de Subida Comparativo.
Gráfico 24 – Razão de Subida Calculada x Corrigida.
17.1 – Comparação das Razões de Subida
Máximas.
Para que o ganho de desempenho, em subida,
fosse observado e interpretado de uma maneira mais
clara foram elaborados 3 gráficos comparativos.
Gráfico 27 – Razão de Subida Comparativo.
17.1.1 – Análise dos Gráficos.
Valores Corrigidos
Através dos gráficos 25 a 27 foi possível
verificar que houve ganhos significativos de
velocidade de subida e velocidade máxima de voo.
O apresentado acima são as melhorias de
desempenho desejáveis e neste caso muito
importantes, principalmente quando a aeronave é
empregada em missões de demonstração aérea e
voos de alto desempenho, nestas situações é exigida
uma rápida recuperação de altura a cada manobra
acrobática.
17.1.2 Valores de Velocidade de Razão de
Subida Máxima.
Os valores das velocidades de razão de
subida máxima, para a configuração que utiliza o
motor de 150 HP, foram determinados através dos
gráficos 20, 22 e 24 e estão descritos na tabela 14,
apresentada a seguir:
R/C
R/C
R/C
Manual
Calculado
Corrigida
(m/s)
(m/s)
(m/s)
MSL
3,632
5,919
5,979
5000
2,565
4,554
4,531
10000
1,524
3,112
3,184
N.Voo
(FT)
Tabela 14 – Razão de Subida Máxima para o motor O-320
18 – Melhor Ângulo e Velocidade de
Subida.
Nível Voo
R/C (m/s)
MAS (º)
MSL
4,286
10,72
5000 FT
3,883
7,81
10000 FT
2,308
5,45
Tabela 16 – Razão de Subida x Melhor Ângulo de Subida
Valores Calculados
Nível Voo
Vel. melhor R/C (m/s)
MSL
14,918
5000 FT
24,693
10000 FT
23,150
Tabela 17 – Velocidade de Melhor Ângulo de Subida
Valores Corrigidos
Nível Voo
Vel. melhor R/C (m/s)
MSL
22,635
5000 FT
28,294
10000 FT
24,178
Tabela 18 – Velocidade de Melhor Ângulo de Subida.
18.1 – Teto de Serviço e Teto Absoluto
Utilizando os mesmos procedimentos do ítem 9.3, foi
construída a curva, onde é possível observar
graficamente os valores de Teto de Serviço e Teto
absoluto com a nova configuração:
Utilizando a mesma metodologia empregada
para a configuração original, conforme descrito no
ítem 9.2 deste artigo, foram determinadas as
velocidades e os melhores ângulos de subida para a
nova configuração de G.M.P.. Foram utilizadas as
curvas dos gráficos 20, 22 e 24, para determinar os
valores.
Os valores encontrados estão listados nas
tabelas 15,16,17 e 18 a seguir:
Valores Calculados
Nível Voo
R/C (m/s)
MAS (º)
MSL
3,763
14,15
5000 FT
3,833
8,82
10000 FT
2,308
5,45
Tabela 15 – Razão de Subida x Melhor Ângulo de Subida .
Gráfico 28 – Teto de Serviço e Teto Absoluto – O-320
Os valores de teto de serviço e teto absoluto são
informados na tabela 19.
Dados
Teto de Serviço
Teto Absoluto
Altitude (ft)
17500
19000
Tabela 19 – Teto de Serviço x Teto Absoluto
11.1, porém, para a análise deste quesito foram
utilizadas as curvas de potência disponível construídas
através dos parâmetros de potência do motor de 150
HP. Veja os gráficos 30, 31 e 32 a seguir:
18.2 – Tempo de Subida.
Gráfico 29 – Razão de Subida Inversa x Altura – O-320
O tempo de subida do MSL até 10000 ft, calculado
para a nova configuração, e conforme o
procedimento descrito no ítem 9.4, foi igual a 12
min., ou seja, foi empregada uma razão de subida
média de 833,3 ft/min ( 3,9 m/s).
Gráfico 30 – Potência Requerida x Potência Disponível.
19 – Distância de Decolagem.
A distância de decolagem foi outro parâmetro
avaliado para a nova configuração, para isto foram
utilizados os mesmos procedimentos descritos no
ítem 10. Os valores obtidos estão mostrados a
seguir.
Altitude –
(FT)
MSL
5000
10000
Parâmetro de
Decolagem
(Sem Obstáculo)
(Obstáculo 50 ft)
92,77
127,03
171,70
108,24
143,84
202,52
Gráfico 31 – Potência Requerida x Potência Disponível.
Tabela 20 – Parâmetro de Decolagem.
Altitude
MSL
5000 FT
10000 FT
Distância
decolagem
Distância
decolagem
(Sem Obstáculo)
(Obstáculo 50 ft)
150 m
190 m
300 m
170 m
220 m
340 m
Tabela 21 –Distância Estimada de Decolagem.
20 – Velocidade de Máximo Alcance e
Velocidade de Máxima Autonomia.
Os procedimentos para determinar a
velocidade de máximo alcance e velocidade de
máxima autonomia, empregados para a nova
configuração são os mesmos descritos no ítem 11 e
Gráfico 32 – Potência Requerida x Potência Disponível.
As velocidades de máximo alcance e máxima
autonomia determinadas para a nova configuração
estão listadas nas tabelas 22 e 23.
N.Voo
V.M.A.(m/s)
V.M.A.(m/s)
(FT)
Manual
Calculado
MSL
40,64
31,89
5000
40,12
34,46
10000
41,67
36,52
Tabela 22 – Velocidade de Máximo Alcance.
22.1 – Alcance em voo planado.
Note que as distâncias de alcance em voo
planado que foram obtidas para aeronave, conforme o
procedimento descrito no ítem 13.1, não sofreram
alteração, pois, independem da potencia do motor. As
distancias obtidas encontram-se listadas na tabela 26,
a seguir:
h (m)
300
1500
3000
Alcance (km)
3,22
16,10
32,21
N.Voo
Velocidade de Máxima
(FT)
Autonomia - (m/s)
MSL
24,178
5000
26,236
23 – Conclusão.
10000
28,294
Mediante os requisitos estabelecidos, os quais
visam a modificação da aeronave Cessna, modelo
A152,
para que a mesma disponha de maior
desempenho, o estudo efetuado obteve diversos dados
importantes para a análise do desempenho em voo
desta aeronave.
Tabela 26 – Alcance em voo planado.
Tabela 23 – Velocidade de Máxima Autonomia .
As velocidades de máximo alcance e de máxima
autonomia não influenciam significativamente o
desempenho da aeronave. Estes quesitos foram
inseridos no estudo a título de curiosidade.
21 – Velocidade Máxima.
Os critérios para determinação da velocidade
máxima são os mesmos descritos no ítem 12. Os
valores encontrados, para a configuração que utiliza
o motor O320, estão listados na tabela 24, a seguir:
N.Voo
VMAX. (m/s)
VMAX.(m/s)
(FT)
Manual
Calculado
MSL
56,07
58,64
5000
52,47
59,16
10000
52,47
55,55
Tabela 24 – Velocidade Máxima - Todos os níveis de voo.
22 – Velocidade de Mínimo Ângulo de
Planeio e Mínimo Ângulo de Planeio.
A velocidade de mínimo ângulo de planeio e o
mínimo ângulo de planeio são os mesmos obtidos
para a configuração original, pois, estes parâmetros
não são influênciados pela potência do motor.
N.Voo
VMAP (m/s)
MSL
31,895
5000FT
34,467
10000FT
37,039
MAP - ϴ
5,32º
Tabela 25 – Velocidade e Mínimo Ângulo de Planeio.
Foram adquiridos dados, através de métodos
matemáticos, para as duas configurações propostas:
1 - Configuração original, que utiliza o motor
Lycoming O235-L2C de 110 HP; e
2- Configuração que utiliza o motor O320-E2D de 150
HP.
Os principais dados avaliados foram os
seguintes:
- Ângulo de Melhor Razão de Subida;
- Distância de decolagem;
- Minimo Ângulo de Planeio;
- Razão de subida;
- Teto de Serviço e Teto Absoluto;
- Tempo de Subida;
- Velocidade Máxima;
- Velocidade de Máxima Autonomia;
- Velocidade de Máximo Alcance;
- Velocidade de Mínimo Ângulo de Planeio;e
- Velocidade de Melhor Razão de Subida.
Estes dados foram medidos para três níveis de vôo
considerados relevantes para a operação da aeronave,
Nível Médio do Mar, 5000 Pés e 10000 Pés.
Para finalizar serão discutidos os dados obtidos de
uma forma comparativa, tomando como base os
parâmetros do Manual de Voo Aprovado para a
aeronave e os dados obtidos para a configuração que
utiliza o motor de 150 HP.
- Distância de decolagem:
É claramente observado que houve um ganho na
distância de decolagem da aeronave, pois,
utilizando o motor de 110 HP é necessário percorrer
as seguintes distâncias para a decolagem normal:
- MSL…............................................................180 m
- 5000 ft........................................................... 300 m
- 10000 ft......................................................... 340 m
de 150 HP na aeronave é necessário ainda efetuar
uma avaliação destes parâmetros, por meio de um
estudo paralelo, a fim de garantir a segurança de voo
da aeronave. A aeronave modificada deverá também
ser submetida a um processo para obtenção de um
CHST - Certificado de Homologação Suplementar de
Tipo, junto a autoridade aeronáutica local.
Com o motor de 150 HP estas distâncias tornam-se:
24 - Abreviaturas e Acronismos.
- MSL…............................................................150 m
- 5000 ft........................................................... 190 m
- 10000 ft......................................................... 300 m
O teto absoluto foi elevado em 18%, pois, com a
configuração original este é de 16000 ft e com a
nova configuração o mesmo subiu para 19000 ft.
BCA – Melhor Ângulo de Subida
BHP – Brake Horse Power / Potência medida no eixo
Cd – Coeficiente de Arrasto
Cl – Coeficiente de Sustentação
D - Arrasto
Ft – Feet/pés
g – Força da gravidade.
G.M.P – Grupo Motopropulsor
HP – Horse power
ISA –Atmosfera Padrão
In Hg – Polegadas de Mercúrio
KCAS – Velocidade Calibrada em Knots
kgf – kilograma força
Kt - Knots
MSL – Nível Médio do Mar
m – metro
m/s – metros por segundo
MAP – Mínimo Ângulo de Planeio.
MAS – Melhor Ângulo de Subida
M.V.A. – Manual de Voo Aprovado
N – Newton
N.Voo – Nível de voo
Pa – Pascal
R/C – Razão de Subida
Req – Requerida
RPM – Rotações por Minuto
S - área
T – Tração
tan - Tangente
V – Velocidade
V.M.A – Velocidade de Máximo Alcance
VMAP - Velocidade de Mínimo Ângulo de Planeio
VMAX – Velocidade Máxima
ρ – Pressão atmosférica
@ - em, at
º - Graus
ϴ - Ângulo Theta
- Tempo de Subida:
25 – Referências Bibliográficas.
O tempo de subida avaliado sofreu redução de
aproximadamente 48%, pois, enquanto a aeronave
demora 25 minutos para subir 10000 ft com o motor
de 110 HP, utilizando o motor de 150 HP esta subida
ocorrerá em aproximadamente 12 minutos.
- [1] Raymer, Daniel P., Aircraft design: a conceptual
approach / Daniel P. Raymer. – 3rd ed.;
- [2] Anderson, John David, Introduction to flight /
John D. Anderson Jr. – 5th ed.;
- [3] Torenbeek, Egbert., Synthesis of Subsonic
Airplane Design.
- [4] Cessna Aircraft Company, Pilot's Operating
Handbook and FAA Aproved Airplane Flight Manual,
Revision 1 – 31 March 1983.
Para uma decolagem com um obstáculo de 50 ft a
ser transposto as distâncias, quando o motor de 110
HP é utilizado, são as seguintes:
- MSL…............................................................240 m
- 5000 ft........................................................... 330 m
- 10000 ft......................................................... 390 m
E com o motor de 150 HP passam a ser:
- MSL…............................................................170 m
- 5000 ft........................................................... 220 m
- 10000 ft......................................................... 340 m
- Razão de Subida Máxima:
Em relação aos valores de Razão de Subida Máxima,
publicados no manual, com a instalação do motor
de 150 HP é possível obter um ganho médio de
82,6% entre os parametros obtidos para Nível do
Mar, 5000 ft e 10000 ft. Para o nível do mar houve
um ganho de 64%, para 5000 ft 76% e para 10000 ft
108%.
- Teto de Serviço e Teto Absoluto:
O teto de serviço com a configuração original é de
14000 ft e com a configuração que utiliza motor de
150 HP , este subiu para 17500 ft, elevação de 25%.
Vale a pena informar que neste estudo, não foram
levados em consideração o desempenho estrutural e
a estabilidade. Existindo o desejo de instalar o motor