Disciplina:Aerodinâmica

Prof. Fernando Porto

Aerodinâmica da Fuselagem

Funções da Fuselagem

• A fuselagem, após as asas e a cauda, é o mais importante componente de uma aeronave.

• A função primária da fuselagem é acondicionar a carga paga (payload). A payload não inclui piloto, tripulação ou combustível, e sim, principalmente, passageiros, bagagem e carga.

• Desta forma, a fuselagem pode ser definida como um invólucro que contém a payload que deve ser transportada em um determinada distância em uma velocidade específica. Este invólucro deve permitir um carregamento rápido desta carga antes da decolagem, assim como um descarregamento rápido após o pouso.

Fuselagem típica de aeronave civil de transporte de passageiros

Fuselagem típica de aeronave militar a jato, de caça

Cabine de passageiros Sistemas

Sistemas Carga CargaCombustível

Trem de pousoTrem de pouso Caixa da asa (Wing Box)

Sistemas

Trem de pouso

Motor a jato

• Além disso, para reduzir o arrasto da aeronave, muitas vezes componentes e sistemas importantes, tais como trem de pouso, motor, sistema de combustível e sistema de transmissão de energia, também são protegidos pela fuselagem.

Fonte: Aircraft Design, A Systems EngineeringApproach, de Mohammad H.Sadraey

• Além das funções da fuselagem, há algumas expectativas que devem ser consideradas durante o processo de design da fuselagem. Estas incluem baixo peso, baixo arrasto, contribuição à sustentação, simetria externa e segurança contra riscos ambientais, como raios.

• O arrasto da fuselagem geralmente contribui de 30 a 50% do arrasto em condição de sustentação nula (CDo), mas pode ser projetada para fornecer até 50% da sustentação total.

Mikoyan MiG-29 (1977)

A área central da fuselagem fornece 40% da sustentação total da aeronave.

Lockheed SR-71 (1964): 30% da sustentação total.

Aviação Geral: normalmente 5%.

• Por outro lado, uma boa forma aerodinâmica de fuselagem pode ser sacrificada em busca de alguma característica funcional que atenda a uma demanda específica do mercado, como por exemplo uma porta de carga/descarga de fácil acessibilidade.

Lockheed C-130 Hercules 1954

Formato

• A figura abaixo ilustra a vista lateral da fuselagem típica de alguns tipos de aeronaves.

• O volume e a forma externa da fuselagem são funções daquilo que se deseja que seja armazenado no interior.

Fonte: Aircraft Design, A Systems Engineering Approach, de Mohammad H.Sadraey

Transporte aéreo de grande porte Caça

Aviação geral pequeno porte Planador

Seções

• De um modo geral, as fuselagens podem ser consideradas como compostas de três seções principais: fuselagem dianteira, central e traseira

Dimensionamento

• Como o aprofundamento neste assunto ultrapassa os objetivos da disciplina, esta apresentação se restringe à fase conceitual do projeto de apenas um tipo de avião, o de transporte de passageiros da Aviação Civil.

• O diâmetro (퐷 ) e o comprimento (퐿 ) são os dois principais parâmetros do projeto da fuselagem das aeronaves de transporte de passageiros da Aviação Civil. A relação 퐿 /퐷 , ou simplesmente 퐿/퐷, é determinada pelos objetivos do projeto, de modo a:

1. Obter o mínimo arrasto possível em sustentação nula;2. Minimizar a área molhada (wetted area)3. Resultar na fuselagem mais leve possível;4. Fornecer o máximo volume interno;5. Minimizar o momento de inércia de massa;6. Contribuir o máximo possível para a estabilidade do avião;7. Reduzir o custo de fabricação.

• Dependendo da missão da aeronave e das prioridades do projeto, um desses objetivos se torna o mais significativo.

Arrasto Mínimo

• O coeficiente de arrasto da fuselagem, em sustentação nula, obedece à seguinte equação:

퐶 _ = 퐶 . 푓 . 푓 .푆 _

푆

onde 퐶 é o coeficiente de atrito da superfície (skin friction), 푓varia em função da velocidade do avião, 푆 é a área de asa, e 푆 _ é a área molhada da fuselagem. Já o parâmetro 푓 , em velocidade subsônica, é definido como sendo:

푓 = 1 + + 0,0025

• Considerando todos os parâmetros como sendo constantes a uma dada velocidade de voo, observa-se que o coeficiente de arrasto da fuselagem será mínimo quando o parâmetro 푓for mínimo. Para determinar quando isto ocorre,

푑푓

푑 퐿퐷

= 0 ⇒ −180퐿퐷

+ 0,0025 = 0 ⇒ 퐿퐷

= 16,38

• Isto significa que o arrasto da fuselagem será o menor possível quando o comprimento desta for 16,4 vezes maior que o diâmetro da mesma.

Fonte: Aircraft Design, A Systems EngineeringApproach, de Mohammad H.Sadraey

A razão 퐿/퐷 (finess ratio) de diversas aeronaves.

Observe que nenhuma delas atende 16,4.

Porque isto ocorre?

Length[m]

Height[m]

Width[m]

FinessRatio

Airbus A300-600R 53,30 5,64 5,64 9,45Airbus A310-300 45,13 5,64 5,64 8,00Airbus A319-100 33,84 4,14 3,95 8,57Airbus A320-200 37,57 4,14 3,95 9,51Airbus A321-200 44,51 4,14 3,95 11,27Airbus A330-300 62,47 5,64 5,64 11,08Airbus A340-600 69,57 5,64 5,64 12,34Airbus A380-100 67,46 8,50 7,02 9,61Boeing 707-320C 44,35 3,76 3,76 7,30Boeing 717-200 33,00 3,61 3,61 4,30Boeing 737-800 38,08 3,73 3,73 7,40Boeing 747-400 68,63 8,10 6,50 10,56Boeing 757-300 53,96 4,10 4,00 13,49Boeing 767-300 53,67 5,03 5,03 10,67Boeing 777-300 72,88 6,20 6,20 11,75Ilyushin Il-62M/MK 49,00 4,30 4,30 11,40Ilyushin Il-86 56,10 6,08 6,08 9,23Ilyushin Il-96M 60,50 6,08 6,08 9,95Tupolev Tu-134 33,20 2,90 2,90 11,45Tupolev Tu-154M 43,50 3,80 3,80 11,45Tupolev Tu-204-200 46,70 3,80 4,10 11,39Tupolev Tu-334 25,90 4,05 4,05 6,40Douglas DC8-63 55,70 3,80 3,80 14,66Douglas DC9-50 37,14 3,60 3,60 10,32Douglas DC10-10 51,97 6,02 6,02 8,63McDonnell Douglas MD-11 58,65 6,02 6,02 9,74Lockheed L1011-100 54,20 6,06 6,06 8,94

• É porque obter o mínimo arrasto aerodinâmico é somente um dos objetivos de projeto.

• Por exemplo, outro objetivo de projeto é o de reduzir o peso da fuselagem, e o valor mínimo ocorre quando 퐿/퐷 = 1 !

Mínimo arrasto...

... versus mínimo peso de fuselagem!

퐿퐷

= 16,4

퐿퐷

= 1

Parâmetros Internos

• Para a estimativa das dimensões externas da fuselagem de uma aeronave de passageiros, é essencial considerar os parâmetros internos da cabine de passageiros.

• Este assunto é detalhadamente apresentado em outra disciplina, sendo que aqui são mencionados somente os parâmetros absolutamente necessários para apresentar de modosimplificado como é feita a estimativa das dimensões externas da fuselagem.

• A FAR25 regula diversas parâmetros da fuselagem de um avião de passageiros. Por exemplo, o número de assentos de cada lado de um corredor é de no máximo 3. Assim, um avião com mais de 6 assentos na mesma fileira tem de ter ao menos 2 corredores.

Vista em corte da cabine de passageiros do Airbus A-300

• Requisitos mínimos de largura do corredor de passageiros, segundo a FAR25.

Capacidade de assentos de passageiros

Largura mínima do corredor de passageiros

Largura mínima do corredor de passageiros

Do piso até a altura de 635mm

Da altura de 635mm dopiso, para cima

10 ou menos 305 mm 381 mm

11 a 19 305 mm 508 mm

20 ou mais 381 mm 508 mm

Fonte: Aircraft Design, A Systems EngineeringApproach, de Mohammad H.Sadraey

Largura do corredor

Largura do assento

Altura do corredor

Parâmetros da cabine de passageiros.

• Requisitos dimensionais da cabine de passageiros, em milímetros, segundo a FAR25.

• Para maiores detalhes, recomenda-se a leitura do capítulo “Fuselage Design” do livro Aircraft Design: A Systems Engineering Approach, de Mohammad H. Sadraey.

Parâmetro da Cabine AviaçãoGeral

Aviação de Transporte

Classe econ.

Classe econ.

1ª classeAlta

densidade Turística

1 Largura de assento (WS) 380 a 430 420 a 460 480 a 550 600 a 750

2 Passo do assento (PS) 550 a 650 650 a 720 750 a 860 920 a 1040

3 Headroom 1200 a 1300 1500 a 1600 1600 a 1700 1700 a 1850

4 Largura do corredor (WA) 350 a 400 400 a 500 430 a 530 600 a 700

5 Ângulo de rebatimento (graus) 100 a 130 130 a 170 150 a 200 200 a 300

Fonte: Aircraft Design, A Systems Engineering Approach, de Mohammad H.Sadraey

Exemplo 1

• Para um avião de 156 passageiros e 4 atendentes de voo, estime a relação 퐿/퐷 para a fuselagem atenda ao requisito de mínimo arrasto em sustentação nula. O comprimento da fuselagem dianteira (incluindo cockpit) é de 3 m, e o comprimento da fuselagem traseira é 4 m. Estime o comprimento e diâmetro da fuselagem, e a disposição dos assentos de passageiros. Assuma que a parede tem espessura de 40 mm de cada lada. Ignore o galley e lavatórios, e suponha que todos os assentos são classe econômica, turística.

40

3000 4000

Dc

Lc

Lf

Resolução:

• Número de assentos, N, é 160. Partindo dos dados tabelados da FAR25, pode ser assumido que WS = 480 mm, PS = 750 mm e WA = 430 mm.

• O arranjo interno dos assentos pode ser realizado de diversas formas:

1. 160 fileiras, com um único assento cada, mais um corredor.2. 80 fileiras, com dois assentos cada (1+1), mais um corredor3. 54 fileiras, com três assentos cada (1+2), mais um corredor.4. 40 fileiras, com quatro assentos cada (2+2), mais um corredor.5. 32 fileiras, com cinco assentos cada (2+3), mais um corredor.

corredor

WS

PS

WA

160 fileiras de um assento cada, mais corredor.

80 fileiras de dois assentos cada, mais corredor.

corredor

WS

PS

WA

6. 32 fileiras, com cinco assentos cada (1+3+1), mais dois corredores*.7. 27 fileiras, com seis assentos cada (3+3), mais um corredor.8. 27 fileiras, com seis assentos cada (2+2+2), mais dois corredores.

corredor

WS

PS

WA

32 fileiras de cinco assentos cada, mais dois corredores

27 fileiras de seis assentos cada, mais corredor.

corredorWA

corredorWA

* outra disposição possível seria 2+1+2

• Seja a opção 6, de 32 fileiras com cinco assentos cada (1+3+1), mais dois corredores. O comprimento 퐿 da cabine será:

퐿 = 32 × 푃 = 32 × 750 = 24000푚푚 = 24푚

• Largura interna da cabine 푊 :푊 = 5 × 푊 + 2 × 푊 = 5 × 480 + 2 × 430 = 3260푚푚

• Para estimar o diâmetro externo da fuselagem, 퐷 , deve-se considerar a espessura da parede da cabine 푇 :

퐷 = 푊 + 2 × 푇 = 3260 + 2 × 40 = 3340푚푚

• O comprimento total da fuselagem compreende o comprimento da cabine, mais o da fuselagem dianteira e o da fuselagem traseira:퐿 = 퐿 + 3000 + 4000 = 24000 + 7000 = 31000푚푚 = 31푚

• Relação 퐿 /퐷 = 9,281

• Repetindo o processo para as demais opções, verifica-se que a opção 4 é a que apresenta a relação L/D mais próxima de 16,4.

• Resposta: 퐿 /퐷 = 15,23.

opção fileiras disposição corredor WC[m]

LC[m]

Df[m]

Lf[m] Lf/Df

1 160 1 1 0,91 120 0,99 127 128,22 80 1+1 1 1,39 60 1,47 67 45,5783 54 1+2 1 1,87 40,5 1,95 47,5 24,3594 40 2+2 1 2,35 30 2,43 37 15,2265 32 2+3 1 2,83 24 2,91 31 10,6536 32 1+3+1 2 3,26 24 3,34 31 9,2817 27 3+3 1 3,31 20,25 3,39 27,25 8,0388 27 2+2+2 2 3,74 20,25 3,82 27,25 7,134

Estimando Arrasto Parasita

• Mesmo na etapa conceitual de um projeto aeronáutico, é necessário estimar o arrasto originado pelo avião. Para tal, é necessário antes estimar o arrasto de atrito devido à fuselagem.

• O primeiro passo é estimar o número de Reynolds a partir do comprimento total da fuselagem:

푅푒 =휌 .푈 . 퐿

휇Fuselagem dianteira (nariz) Fuselagem traseira (cauda)

Fuselagem central

L fus_diant L fus_central L fus_tras

• O coeficiente de atrito da fuselagem pode então ser estimado através da equação de Prandtl-Schlichting (incluindo a correção para fluxo laminar):

퐶̅ =0,455

푙표푔 푅푒 , −1700푅푒

• Então o coeficiente de arrasto parasita é estimado por

퐶 =퐾.퐶̅ . 푆

푆

• Onde K é o fator de forma da fuselagem, adimensional, que varia em função da relação L/D (ver gráfico no próximo slide); Swet é a área molhada da fuselagem, e Sw é a área da asa.

1,05

1,10

1,15

1,20

1,25

1,30

1,35

1,40

3 4 5 6 7 8 9 10 11

Fato

r de

form

a do

corp

o, K

[adi

men

siona

l]

Razão 퐿 /퐷

푀 = 0,50

푦 = 0,738 × 푒 , + 6,24 × 푒 , + 0,757푦 = 0,738 × 푒 , + 6,24 × 푒 , + 0,757

• A área molhada da fuselagem é estimada usando-se figuras simples geométricas, tais como cones e cilindros:

푆 _ = 0,75.휋.퐷. 퐿 _

푆 _ = 휋.퐷. 퐿 _

푆 _ = 0,72.휋.퐷. 퐿 _

푆 ≈ 푆 _ + 푆 _ + 푆 _

Fuselagem dianteira (nariz) Fuselagem traseira (cauda)Fuselagem central

L fus_diant L fus_central L fus_tras

Bibliografia

Mohammad H. SadraeyAIRCRAFT DESIGN: A Systems Engineering Approach.

West Sussex, Grã-BretanhaJohn Wiley & Sons, Ltd. , 1ª.ed., 2013

ISBN: 9781119953401

Bibliografia

J.J. BERTIN, R.M. CUMMINGS, P.V. REDDY Aerodynamics for Engineers.

Editora Pearson; 6a. Ed., 2014.ISBN 10: 0-273-79327-6ISBN 13: 978-0-273-79327-4

Bibliografia

Cliff MatthewsAeronautical Engineer's Data Book

Editora: Butterworth-Heinemann1a ed., 2001ISBN-10: 0750651253ISBN-13: 978-0750651257