aeronaves: conceitos e anatomia

Aeronaves

Tiago Giglio

Conceitos e Anatomia

2

JETWIND www.jetwind.com.br

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.

4

Nós, dinossauros, manjamos

Aerodinâmica!

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: www.ctie.monash.edu.au/hargrave/cayley.html

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

V V

Vetor Velocidade

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

Pressão ’ atmosfera [atm] ’ milibar [mb] 1 atm = 1013,25 mb ’ milímetro de Mercúrio [mmHg] 1 atm = 760 mmHg ’ psi 1 atm = 14,6959 psi

9

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:

AF

=P

fonte: www.nicolas.fr fonte: precisionneedles.com 10

Pressão absoluta (vácuo perfeito, “P = 0 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) ’

tal que: ρ = densidade do ar (1,225 kg/m3 a 15oC, no nível do mar) V = velocidade do corpo em relação ao ar

2ρV21

=q

11

Líquidos e Gases ’ Pressão = colisões entre moléculas

[Pa]

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.

vm

=ρ

12

13

“Microtreliça” de níquel cujo volume é 99,99 % ar; ρ = 0,9 mg/cm3

font

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Aerogel; ρ = 20 mg/cm3

fonte: NASA

Viscosidade A viscosidade [Pa.s] ou [N.s/m2] é a medida da resistência ao cisalhamento de um fluido.

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]

Com o aumento da temperatura, a viscosidade dos gases aumenta enquanto a dos líquidos diminui.

V

y

A

B

F

V = 0

yΔVΔ

μ=τ

14

(Eq. de Sutherland)

1.2.1.1 Número de Mach

15

Ernst Mach

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

18 a 0 m Vsom = 340 m/s

19

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.

fonte: http://ww

w.virgingalactic.com

/multim

edia/album/w

hiteknightone-and-spaceshipone/

1.4 Sistema Anemométrico

20

fonte: http://flighttraining.aopa.org/images/ft_magazine/article_art/0304pitotstaticbig.jpg

Ptotal = Ps + q

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:

Pitot

21

Mikoyan-Gurevich MiG-23

SDZ 50 Puchacz

Bombardier Global 6000

PITOT

PITOT

PITOT

PITOT

Cessna 172

22

ADIRU – Air Data Inertial Reference Unit SAARU – Secondary Attitude Air Data Reference Unit ASI – Air Speed Indicator PFD – Primary Flight Displays ADM – Air Data Module ALT – Altimeter AIMS – Airplane Information Management System

font

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ing.

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y.ht

ml#

spec

ific Arquitetura de um Sistema Anemométrico atual

(após 1994) adotado pela Boeing

ARINC 429

LINHA PNEUMÁTICA

LINHA PNEUMÁTICA

FIOS

LINHA PNEUMÁTICA

23 Airbus A350

ICE DETECTOR 1

SSA 1 SSA 2 SSA 3

ICE DETECTOR 2

OAT 2 OAT 1

AoA

SBP

SBSP L SBSP L

MFP 1 MFP 2

MFP 3

ISP 1,2 E 3 R ISP 1,2 3 3 L

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

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: onde: V = velocidade do escoamento livre; l = comprimento característico; ρ = densidade do fluido; µ = viscosidade dinâmica.

μρVl

=Re

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;

turbulento: as partículas de fluido se movimentam desordenadamente em todas as direções.

font

e: w

ww

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gle.

com

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 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

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”.

Planador Derwitzer Peso: 18 kg Envergadura: 7 m Área de Asa: 8 m2

fonte: www.lilienthal-museum.de

30

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.j2m

cl-p

lane

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dbj2

mcl

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s-m

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t.ph

p?co

de=2

563

Vaiss Currinthiah!

1.7.2 Controle do Voo

FRD

FRE

HÉLICE

LEME

fonte: Figaro Illustré – no. 144 01/03/1902

ESCOAMENTO

Com seu Dirigível No 6, em 1901 Alberto Santos Dumont decolou, contornou a Torre Eiffel e retornou ao ponto de partida.

31

fonte: ww

w.google.com

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

Na busca por um dispositivo mais sofisticado Alexandre Gustav Eiffel criou seu primeiro túnel de vento em 1909.

Túnel de circuito aberto tipo Eiffel

fonte: www.westernberg-engineering.de

Escoamento Laminar

33

1.7.3 Dispositivos de Ensaio

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. Na a impossibilidade de se variar “l”, a solução é variar a densidade e viscosidade da seção de ensaios do túnel.

m

mmm

p

ppp

μlVρ

=μ

lVρ

36

37

Lockheed C-121C Super Constellation

Viu o Reynolds?

38

1.8 Evolução do Peso e Velocidade das Aeronaves

39

Tarrant Tabor Peso: 20263 kg

41 Macchi MC.72

Velocidade: 709 km/h (383 kt)

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: onde: L = Sustentação [N] W = m.g [N] ’ g = 9,81 m/s2 Em geral, n (-) ≤ 0,4.n (+).

WL

=n

42

43 Sukhoi Su -31M

L = 143 kN

W = 10,78 kN

Diagrama V-n

Caso N130HP, aeronave C130A fabricada em 1957 44

VNE

n (+) = 7,5 n (-) = 7,5.0,4 = - 3,0

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).

fonte: www.richard-seaman.com/Wallpaper/Aircraft/Displays/UsTeams/FatAlbertRato.jpg

46

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).

Gossamer Condor – 31,8 kg

Mikoyan Gurevich MiG-31 – 15500 kgf de empuxo/motor (razão de subida de 208 m/s)

font

e: w

ww

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gle.

com

fonte: www.google.com

47

TRAÇÃO

PESO

SUSTENTAÇÃO

ARRASTO

Santos Dumont Demoiselle

48

Schumpp-Hirth Ventus 2

font

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ww

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-spo

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p/Th

read

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7-2-

Tage

-Flu

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refra

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PESO

SUSTENTAÇÃO

ARRASTO

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.

50

Superfícies que podem atuar como aerofólios

BORDO DE ATAQUE

BORDO DE FUGA

EXTRADORSO

INTRADORSO

Douglas DC-3

51

PERFIL

2.3 Geometria do Perfil

fonte: Aerodynamic of the Airplane – Hermann Schlichiting and Erich Truckenbrodt

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

2.3.1 Espessura do Perfil x Velocidade

fonte: NASA

Vmáx = 440 km/h

Vmáx = 985 km/h

Vmáx = 2124 km/h

53


Lockheed F-104 Starfighter A espessura de sua asa nas raízes é 10,7 cm e nas pontas de 2,5 cm.

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

font

e: w

ww

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gle.

com

54

fonte: http://newscenter.sdsu.edu/engineering/news-2013_sdsu-doctoral-student-explores.aspx

O Arrasto Total D, desprezando-se os efeitos de compressibilidade do ar, é a somatória de 2 componentes: Arrasto Induzido Di ou Arrasto de Vórtice: inerente à

sustentação, é função do AoA e da atuação de superfícies de controle (trim drag);

55

2.4 Arrasto

font

e: w

ww

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gle.

com

fonte: ww

w.google.com

56

Arrasto Parasita Do : somatória das componentes de arrasto

que não geram sustentação (arrasto de interferência asa-fuselagem, 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.

antenas

radome

Lockheed U-2D

57

2.4.1 Arrasto Parasita Arrasto Parasita

Arrasto de Perfil

Arrasto de Pressão

Arrasto de Base Arrasto de Motor Arrasto de Resfriamento

Arrasto de Fricção

Arrasto de Onda

Arrasto de Interferência

58

O Arrasto Parasita é gerado por diversas fontes e pode ser subdividido em:

Melmoth 2

Abaixo, é apresenta uma tabela de referência de CDo.

59

Tipo de Aeronave CDo

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

font

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ww

.ale

xand

er-s

chle

iche

r.de

ASW-22 CDo = 0,016

Boeing 747-8 CDo = 0,018 – 0,023

60

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).

61


Myasishchev VM-T

Boeing E-3 Sentry

fonte: www.polska-kaliningrad.ru

VAIH CUЯINTHIEV

2.4.1.2 Arrasto de Onda e Jatos Executivos

62

63

0,8 < M < 1,2 ’ 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.


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).

2 mm

Transição da Camada Limite sobre uma placa plana.

28 mm 100 m/s

2 m

Transição da camada limite sobre um aerofólio.

fonte: www.google.com 66

α

Camada Limite Turbulenta

Camada Limite

Turbulenta

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: www.google.com

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

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: 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.

Lmáx∞estol C

1.

SW

.ρ2

=V

71

Zenair STOL CH 801, Vestol = 56 km/h

Northrop F-5E, Vestol = 230 km/h

72

73

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

2.8 Teoria da Sustentação: Newton e Bernoulli

74

“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!”

75

Esse aviãozinho empurra ar pra baixo? Truco!

Tupolev Tu-95M, envergadura = 51,10 m e MTOW = 185000 kg.

76

E aí falastrão? 6!!!

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 2D

ASA 3D

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

81

Sexp

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:

ou tal que: b = envergadura [m] S = área da asa [m2] = corda média geométrica [m]

Sb

=RA2

cb

=RA

82

cbS

=c

Antonov An-225 Mrya

b

b

b = 88,4 m

S = 905 m2

RA = 8,6

83

Schleicher ASH 30 Mi

b = 26,5 m S = 17,1 m2

84

RA.e.πC

=C2

LDi

3.3.2.1 Coeficiente de Arrasto Induzido 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.

88

Airbus A380 Os end plates do A380 têm 2,4o m de altura, os maiores já construídos.

fonte: ww

w.google.com

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 CDi é maior que a somatória dos Arrastos de Fricção e Interferência.

Boeing P-8A Poseidon com haked wingtips que aumentam a envergadura em 3,96 m (1,98 m x 2) .

fonte: www.freerepublic.com/focus/news/2852874/posts

fonte: www.boeing.com

92

Raked Wingtips “melhoram” CD e CL (vantagem sobre winglet) mais eficiente estruturalmente que winglets

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

Learjet 75 Mach 0.81

Falcon 7X Mach 0.81

Falcon 8X Mach 0.90

95

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

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.

Antonov An-124

fonte: ww

w.google.com

98

Г Г

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

99

Vought F4U Corsair

fonte: http://walls4joy.com/walls/aircrafts-planes/vought-f4u-corsair-aircraft-military-planes-326582-3504x2336.jpg

E agora...diedro ou anedro???

100

3.3.6 Afilamento

O Afilamento λ é a razão entre a corda na extremidade da asa pela corda em sua raiz: onde: cE = corda na extremidade da asa cR = corda na raiz da asa

R

E

cc

=λ

101

Piper PA-38 Tomahawk Asa retangular (Hershey’s bar wing).

λ = 1

cR

cE

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.

103 Mikoyan Gurevich MiG – 23MF

Mosca

S1 = 37,35 m2 S2 = 34,16 m2

MTOW = 18030 kg

104

Dmitriev X-14

3,5

4,74.103

Quanto maior a Carga Alar, maior a Vestol!!!

105

Lmáx∞estol C

1.

SW

.ρ2

=V

T-27 Tucano

F-5M

Asa Reta – Pilatus PC6

Asa Enflechada – MiG 17

Asa Elíptica – Spitfire Mk PR

Asa Delta – Mirage 2000

Asa de Geometria Variável – Sukhoi Su-24 106

3.3.8 Forma em Planta da Asa

Asa Afilada – Citation II

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.

fonte: Principles pf Flight for Pilots, Swatton, Peter J.

107

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

Asa baixa – Honda Jet

Asa alta – Ilyushin Il-76

Asa média – Piaggio Avanti P180 111


Asa Parassol – Elbit Hermes 450

Certa vez, perguntaram ao Barão Vermelho: - sua “máquina” é asa baixa, média ou alta???

Putzfhudeuh!

Fokker DR.1 (réplica) 112

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

3.3.9.1 Estabilidade Látero-Direcional

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.

De Havilland DH-106 Comet C4 AEW

fonte: http://1951club.files.wordpress.com/2011/01/comet-g-alyp.jpg

Martin Marietta X-24A Conceito “lifting body”.

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.

fonte: www.flickr.com 116

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.

fonte: www.walpapervortex.com

117

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 Reação

Scramjet Ramjet Pulsojeto Turbina à Gás Turboramjet Turbofoguete

Independentes da Admissão de Ar

Motor Foguete

120

fonte: http://www.lycoming.com/Lycoming/PRODUCTS/Engines/Certified/235Series.aspx

Lycoming 235 Series – 115 hp.

fonte: ww

w.google.com

Cessna 152 Aerobat

4.1.1 Motor à Pistão

121

4.1.2 Turbohélice

122

http

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ww

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atio

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r.co

m/A

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ft_E

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es.h

tml

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

fonte: http://www.aircraftit.com/MRO/eJournals/eJournal/Aircraft-IT-MRO-MarchApril-2014/Reviews/Early-Adaptors-S1000D.aspx

Rolls Royce Trent 900 – 77.000 lbf bypass 8,5:1

Airbus A-380

4.1.3 Turbofan

123

124 fonte: http://aviationweek.com/bca/ge-honda-hf120-h1a-turbofans

GE-Honda HF120 – 2.095 lbf bypass 2,9:1

125

font

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.456

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A_S

CRA

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ET.h

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DARPA X-51 WaveRider Demonstrador de tecnologia com motor scramjet que voou a Mach 5 em 2010.

4.1.4 Scramjet

126

font

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ww

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gle.

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fonte: www.habu.org/sr-71b/index.html

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

4.1.5 Turboramjet

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

fonte: http://journey.beechcraft.com/types-of-business-aircraft/

Velocidade

Alcance

Altitude

128

129

font

e: w

ww

.pip

er.c

om

font

e: w

ww

.pip

er.c

om

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 Meridian Motor P & W PT-6A-42A 500 shp

Piper Matrix Motor Lycoming TIO-540 AE2A 350 hp

130 fonte: www.piper.com

Lancair Evolution PT6A-135 750 hp Vmáx: 256 kt Vestol: 76 kt Teto: 28000 ft Alcance: 1300 nm MTOW: 4550 lb Carga Paga: 800 lb Razão de Subida: 4000 fpm Dist. Decolagem: 1200 ft Dist. Pouso: 1200 ft

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

fonte: www.lancair.com

fonte: ww

w.lancair.com

w

ww

.seaplanes.org/mam

bo/index.php?option=com_content&

task=view

&id=351&

Itemid=359

fonte: http://mistyfjordsair.com/gallery.html 250

133

Tiago Giglio Rodrigues MScAE, BScEE – Diretor Executivo

[email protected]

JETWIND

mailto:[email protected]

aeronaves: conceitos e anatomia

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