aeronave completa 1. introdução objetivos: modelamento simples das interferências das partes da...
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Aeronave Completa1. Introdução
Objetivos:
Modelamento simples das interferências das partes da aeronave
Determinação do centro aerodinâmico
Influencia da margem estática na estabilidade da aeronave
Determinação das incidências da asa e empenagem horizontal
Compensação de uma aeronave e influencia da posição do CG
Parâmetros importantes necessários em aerodinâmica
Procedimento para alcançar os objetivos:
Determinação da curva CL x α da aeronave
Determinação da curva Cm x CL da aeronave
Compensação da aeronave no ponto de projeto
Compensação da aeronave fora do ponto de projeto
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Aeronave Completa2. Determinação da curva CL x α de uma Aeronave Completa
Forças em uma aeronave
Lw
Lh
hfw LLLL
fwwf LLL hwf LLL
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Aeronave Completa
Forças em uma aeronave
hwf LLL
wwfwf LKL hwwf LLkL
2. Determinação da curva CL x α de uma Aeronave Completa
2
25.0025.01
b
db
dK ffwf
b
df
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Aeronave Completa
Adimensionalização
hwwf LLkL
qS
L
qS
Lk
qS
L hwwf
2
2
1 Vq
hh
hhhwwf Sq
L
S
S
q
q
qS
LK
qS
L
qS
LCL w
w
hh
hh Sq
LCL
hh
hwwf CLS
SCLKCL
Definição deCoef . de sust.
q
qhh Onde:
2. Determinação da curva CL x α de uma Aeronave Completa
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sh oh
Clmaxh
Clh
Clh
h
sw ow
Clmaxw
Clw
Clw
w
Aeronave Completa
qS
LCL w
w hh
hh Sq
LCL
hh
hwwf CLS
SCLKCL
owwww CLCL ohhhh CLCL
Asa Empenagem Horizontal
2. Determinação da curva CL x α de uma Aeronave Completa
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Aeronave Completa
hh
hwwf CLS
SCLKCL owwww CLCL ohhhh CLCL
Asa Empenagem Horizontal
ohhhh
howwwwf CLS
SCLKCL
w h
2. Determinação da curva CL x α de uma Aeronave Completa
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Aeronave Completa
ohhhh
howwwwf CLS
SCLKCL
Lw
Lh
w
wiww i
2. Determinação da curva CL x α de uma Aeronave Completa
![Page 8: Aeronave Completa 1. Introdução Objetivos: Modelamento simples das interferências das partes da aeronave Determinação do centro aerodinâmico Influencia](https://reader035.vdocuments.net/reader035/viewer/2022062404/552fc172497959413d8ee857/html5/thumbnails/8.jpg)
Aeronave Completa
ohhhh
howwwwf CLS
SCLKCL
Lw
Lh
hhh i
d
d hohh
d
di h
ohhh
ohhh
h id
d
1
2. Determinação da curva CL x α de uma Aeronave Completa
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Aeronave Completa
ohhhh
howwwwf CLS
SCLKCL
Lw
Lh
hhh i
d
d hohh
d
di h
ohhh
ohhh
h id
d
1
2. Determinação da curva CL x α de uma Aeronave Completa
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Aeronave Completa
ohhhh
howwwwf CLS
SCLKCL
ohhh
h id
d
1
ww i
ohohh
hh
hhowwwwf i
d
dCL
S
SiCLKCL
1
2. Determinação da curva CL x α de uma Aeronave Completa
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Aeronave Completa
ohohh
hh
hhowwwwf i
d
dCL
S
SiCLKCL
1
d
dCL
S
SCLKiCL
S
SiCLKCL h
hh
hwwfohohhhh
howwwwf 1
d
dCL
S
SCLKCL h
hh
hwwf 1
ohohhhh
howwwwfo iCLS
SiCLKCL
CL
CLoo
2. Determinação da curva CL x α de uma Aeronave Completa
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Aeronave Completa3. Determinação da curva Cm x α de uma Aeronave Completa
Lw
Xref
Mref
X
Xcaw
Dw
Lh
Dh
Xcah
Lf
Xcaf
refCAhCA
refCAfCA
refCAwCAref
XXLM
XXLM
XXLMM
hh
ff
ww
Asa
Fuselagem
Empenagem horizontal
Momento em relação a um ponto de referencia genérico (Xref)
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Aeronave Completa
Momento em relação a um ponto de referencia genérico (Xref)
refCAhCA
refCAwfCACAref
XXLM
XXLMMM
hh
wffw
Conjunto asa- fuselagem
Empenagem horizontal
fwwf LLL
refCAhCA
refCAfCA
refCAwCAref
XXLM
XXLM
XXLMM
hh
ff
ww
Asa
Fuselagem
Empenagem horizontal
conjunto asa-fuselagem
3. Determinação da curva Cm x α de uma Aeronave Completa
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Aeronave Completa
Momento em relação a um ponto de referencia genérico (Xref)
refCAhCA
refCAwfCACAref
XXLM
XXLMMM
hh
wffw
Conjunto asa- fuselagem
Empenagem horizontal
C
X
C
X
qS
L
qSC
M
C
X
C
X
qS
L
qSC
M
qSC
M
qSC
M
refCAhCA
refCAwfCACAref
hh
wffw
Conjunto asa- fuselagem
Empenagem horizontal
Adimensionalização ( qSC )
3. Determinação da curva Cm x α de uma Aeronave Completa
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Aeronave Completa
Coeficiente de momento em relação a um ponto de referencia genérico (Xref)
C
X
C
X
qS
L
qSC
M
C
X
C
X
qS
L
qSC
M
qSC
M
qSC
M
refCAhCA
refCAwfCACAref
hh
wffw
Conjunto asa- fuselagem
Empenagem horizontal
C
X
C
X
qS
Sq
Sq
L
qSC
CSq
CSq
M
C
X
C
XCLkCMCMCM
refCAhh
hh
hhhh
hhh
CA
refCA
wwfCACAref
hh
wf
fw
Conjunto asa- fuselagem
Empenagem horizontal
qSC
MCM w
w
CACA
qSC
MCM f
f
CA
CA
wwfwwf
wf CLkqS
LkCL
3. Determinação da curva Cm x α de uma Aeronave Completa
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Aeronave Completa
Coeficiente de momento em relação a um ponto de referencia genérico (Xref)
C
X
C
X
qS
Sq
Sq
L
qSC
CSq
CSq
M
C
X
C
XCLkCMCMCM
refCAhh
hh
hhhh
hhh
CA
refCA
wwfCACAref
hh
wf
fw
Conjunto asa- fuselagem
Empenagem horizontal
C
X
C
X
qS
Sq
Sq
L
qSC
CSq
CSq
M
C
X
C
XCLkCMCMCM
refCAhh
hh
hhhh
hhh
CA
refCA
wwfCACAref
hh
wf
fw
Conjunto asa- fuselagem
Empenagem horizontal
Adimensionalização da EH ( ) hhh CSq
3. Determinação da curva Cm x α de uma Aeronave Completa
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Aeronave Completa
Coeficiente de momento em relação a um ponto de referencia genérico (Xref)
C
X
C
X
qS
Sq
Sq
L
qSC
CSq
CSq
M
C
X
C
XCLkCMCMCM
refCAhh
hh
hhhh
hhh
CA
refCA
wwfCACAref
hh
wf
fw
Conjunto asa- fuselagem
Empenagem horizontal
C
X
C
XCL
S
SCM
C
C
S
S
C
X
C
XCLkCMCMCM
refCAh
hhCA
hhh
refCA
wwfCACAref
h
h
wf
fw
Conjunto asa- fuselagem
Empenagem horizontal
hh
hh Sq
LCL
hhh
CACA CSq
MCM h
h
3. Determinação da curva Cm x α de uma Aeronave Completa
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Aeronave Completa
Coeficiente de momento em relação a um ponto de referencia genérico (Xref)
C
X
C
XCL
S
SCM
C
C
S
S
C
X
C
XCLkCMCMCM
refCAh
hhCA
hhh
refCA
wwfCACAref
h
h
wf
fw
Conjunto asa- fuselagem
Empenagem horizontal
refCAh
hhCA
hhh
refCAwwfCACAref
XXCLS
SCM
C
C
S
S
XXCLkCMCMCM
hh
wffw
Conjunto asa- fuselagem
Empenagem horizontal
C
XX wf
wf
CA
CA
C
XX h
h
CACA
C
XX refref
3. Determinação da curva Cm x α de uma Aeronave Completa
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Aeronave Completa
Coeficiente de momento como uma função de α
sh oh
Clmaxh
Clh
Clh
h
sw ow
Clmaxw
Clw
Clw
w
qS
LCL w
w hh
hh Sq
LCL
owwww CLCL ohhhh CLCL
Asa Empenagem Horizontal
refCAhh
hCAhh
hrefCAwwfCACAref XXCLS
SCM
C
C
S
SXXCLkCMCMCM
hhwffw
3. Determinação da curva Cm x α de uma Aeronave Completa
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Aeronave Completa
Coeficiente de momento como uma função de α
owwww iCLCL
ohohh
hhh i
d
dCLCL
1
refCAohohhh
hh
h
refCAowwwwfCAhh
hCACAref
XXid
dCL
S
S
XXiCLkCMC
C
S
SCMCMCM
h
wfhfw
1
owwww CLCL ohhhh CLCL
refCAhh
hCAhh
hrefCAwwfCACAref XXCLS
SCM
C
C
S
SXXCLkCMCMCM
hhwffw
ww iohh
hh i
d
d
1
Asa Empenagem Horizontal
3. Determinação da curva Cm x α de uma Aeronave Completa
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Aeronave Completa
Coeficiente de momento como uma função de α
refCAohohhh
hh
h
refCAowwwwfCAhh
hCACAref
XXid
dCL
S
S
XXiCLkCMC
C
S
SCMCMCM
h
wfhfw
1
refCAh
hh
hrefCAwwf
refCAohohhhh
hrefCAowwwwf
CAhh
hCACAref
XXd
dCL
S
SXXCLk
XXiCLS
SXXiCLk
CMC
C
S
SCMCMCM
hwf
hwf
hfw
1
Isolando α
3. Determinação da curva Cm x α de uma Aeronave Completa
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Aeronave Completa
Centro Aerodinamico da Aeronave (XCA)
refCAh
hh
hrefCAwwf
refCAohohhhh
hrefCAowwwwf
CAhh
hCACAref
XXd
dCL
S
SXXCLk
XXiCLS
SXXiCLk
CMC
C
S
SCMCMCM
hwf
hwf
hfw
1
01
CACA
hh
hhCACAwwf XX
d
dCL
S
SXXCLk
hwf
Definição: Centro aerodinâmico é o ponto (Xref) onde o momento (CMref) não varia com α
3. Determinação da curva Cm x α de uma Aeronave Completa
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Aeronave Completa
Centro Aerodinamico da Aeronave (XCA)
01
CACA
hh
hhCACAwwf XX
d
dCL
S
SXXCLk
hwf
d
dCL
S
SCLk
Xd
dCL
S
SXCLk
Xh
hh
hwwf
CAh
hh
hCAwwf
CA
hwf
1
1
d
dCL
S
SCLkCL h
hh
hwwf 1
hwf CAhhh
hCAw
wfCA Xd
d
CL
CL
S
SX
CL
CLkX
1
Aeronave completa
3. Determinação da curva Cm x α de uma Aeronave Completa
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Aeronave Completa
Coeficiente de momento no centro aerodinamico da Aeronave (CMCA)
refCAh
hh
hrefCAwwf
refCAohohhhh
hrefCAowwwwf
CAhh
hCACAref
XXd
dCL
S
SXXCLk
XXiCLS
SXXiCLk
CMC
C
S
SCMCMCM
hwf
hwf
hfw
1
Definição: Centro aerodinâmico é o ponto (Xref) onde o momento (CMref) não varia com α
Qdo. Xref = XCA
CMref = CMCA
CACAohohhhh
hCACAowwwwf
CAhh
hCACACA
XXiCLS
SXXiCLk
CMC
C
S
SCMCMCM
hwf
hfw
3. Determinação da curva Cm x α de uma Aeronave Completa
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Durante todas as fases de vôo a aeronave deve estar compensada
Aeronave Completa4. Cálculo das Incidências da Asa (iw) da Empenagem Horizontal (ih)
ForçasL=W
D=T
S
W
VCL 2
21
1
TD CC
MomentoXref = Xcg
0 TA MM Tref CMCM
Ex.: Cruzeiro
iw
ih
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Aeronave compensada – Ponto de Projeto
Aeronave Completa
S
W
Vi
d
d
S
SCLiCLCL ohh
hhw hhwwf 200
21
11
Tcgacohohh
h
hhhaccgacwwfacacX
Cmxxid
d
S
SCL
c
c
S
SCmxxiCLKCmCmCm
hhh
hwwWfWref
)()1(
))(( 0
No. de Equações: 2No. de Incógnitas: 4 ohhw ii , , , Problema Indeterminado
Ponto de Projeto Caracterizado pelosParametros:
cgx
V
W
2
Peso
Altitude
Velocidade
Posição do CG
Âng. de Ataque
4. Cálculo das Incidências da Asa (iw) da Empenagem Horizontal (ih)
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Aeronave Completa
wwh
oh id
d0
w0
wi
V 0wL
d
d hohh
Ângulo de downwash
0h
4. Cálculo das Incidências da Asa (iw) da Empenagem Horizontal (ih)
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Aeronave compensada – Ponto de Projeto
Aeronave Completa
S
W
Vi
d
d
S
SCLiCLCL ohh
hhw hhwwf 200
21
11
Tcgacohohh
h
hhhaccgacwwfacacX
Cmxxid
d
S
SCL
c
c
S
SCmxxiCLKCmCmCm
hhh
hwwWfWref
)()1(
))(( 0
No. de Equações: 3No. de Incógnitas: 3 ohhw ii , , Problema determinado
wwh
oh id
d0
4. Cálculo das Incidências da Asa (iw) da Empenagem Horizontal (ih)
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Deflexão das superfícies de controle- Profundor (e)- Canardvator (c)
Aeronave Completa5. Compensação da aeronave – Fora do ponto de projeto
Incidência das superfícies sustentadoras- Empenagem horizontal (ih)- Canard (ic)
Formas de realizar a compensação da aeronave:
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Coeficiente de sustentação - CL
cc
cc
ee
hh
ctrl d
dCLi
di
dCL
d
dCLi
di
dCLCL
Aeronave Completa5. Compensação da aeronave – Fora do ponto de projeto
Consequencia da compensação da aeronave:
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Coeficiente de Momento - Cm
cc
cc
ee
hh
ctrl d
dCmi
di
dCm
d
dCmi
di
dCmCm
Aeronave Completa5. Compensação da aeronave – Fora do ponto de projeto
Consequencia da compensação da aeronave:
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wwh
oh id
d0
Conhecido: Incidências da Asa (iw)
Aeronave Completa
S
W
Vi
d
d
S
SCLiCLCL ohh
hhw hhwwf 200
21
11
Tcgacohohh
h
hhhaccgacwwfacacX
Cmxxid
d
S
SCL
c
c
S
SCmxxiCLKCmCmCm
hhh
hwwWfWref
)()1(
))(( 0
No. de Equações: 3No. de Incógnitas: 3 ohhi , , Problema determinado
5. Compensação da aeronave – Fora do ponto de projeto
Incógnitas: Ângulo de ataque (α) Incidencia da Emp. Horiz. (ih)
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wwh
oh id
d0
Conhecidos: Incidências da Asa (iw)
Incidencia da E. H. (ih)
Aeronave Completa
S
W
V
CLi
d
d
S
SCLiCLCL e
eohh
hhw hhwwf 200
21
11
Tee
cgacohohh
h
hhhaccgacwwfacacX
CmCm
xxid
d
S
SCL
c
c
S
SCmxxiCLKCmCmCm
hhh
hwwWfWref
)()1(
))(( 0
No. de Equações: 3No. de Incógnitas: 3 ohe , , Problema determinado
5. Compensação da aeronave – Fora do ponto de projeto
Incógnitas: Ângulo de ataque (α) Âng. deflexão profundor (δe)
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Variação da posição do CG
CGCACACG XXCLCMCM
ca
ClCl
Cm
Cl
CGCACG XX
dCL
dCM
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ClCl
CmGC
caDeflexão de profundor
CGCACACG XXCLCMCM
CGCACG XX
dCL
dCMClCl
CmCG
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δe =0
δe < 0
δe > 0
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CGCACACG XXCLCMCM
ca CGCA
CG XXdCL
dCM
ClCl
Cm
Cl
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Deflexão de profundor
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Determinação das curvas CL x e CL x Cd de uma aeronave compensada
ClCl
Cm
Cl
Cd
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