fundamentos do desempenho para o aerodesign · 2020. 5. 23. · • manobra de arredondamento com a...

Apresentação Desenvolvida por:

Luiz Eduardo Miranda José Rodrigues

Fundamentos do Desempenho

para o Aerodesign

Pontos da Análise de Desempenho

• Seleção da hélice e determinação da curva de tração disponível;

• Curvas de tração e potência disponível e requerida;

• Desempenho de subida;

• Desempenho de planeio;

• Desempenho de decolagem;

• Desempenho de pouso;

• Envelope de voo e teto absoluto;

• Tempo estimado para se completar a missão;

• Gráfico de carga útil em função da altitude densidade.

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Forças Atuantes na Aeronave

• Força de sustentação;

• Força de arrasto;

• Força de tração;

• Força peso.

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DT =

WL =

Seleção da Hélice

• Testar pelo menos três hélices para a determinação da tração estática;

• Calcular analiticamente a tração estática e comparar os resultados.

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Dn

PKT E

Tv

== 00

−=

D

pKT 97,1570000

Tração Disponível

• Para o AeroDesign é importante a hélice

que fornece maiores valores de tração

disponível para baixas velocidades, pois

melhora sensivelmente o desempenho

de decolagem;

• Modelo propulsivo – propeller selector.

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0

hhE

dv

PT

=

Dn

vJ

=

Peso Máximo de Decolagem

• Fundamentado no desempenho de decolagem da aeronave;

• Forças de tração, sustentação e arrasto calculadas para uma condição

média em 70% da velocidade de decolagem;

• Velocidade de decolagem 20% maior que a velocidade de estol;

• Comprimento máximo limitado a 59m.

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lovLmáx

LoLWDTCSg

WS

7,0

2

)(

44,1

−+−

=

Tração Disponível e Requerida

• Tração disponível – hélice;

• Tração requerida – avião.

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+==

ARe

CCSvTD L

DR

0

2

0

2

2

1

Sv

WCL

=

2

2

2

0 LDD CKCC +=

Velocidade de Máximo Alcance

• Voar em uma condição que propicie a maior distância percorrida antes

que o combustível da aeronave termine;

• Em uma condição de máximo alcance CD0 = CDi;

• Para um determinado peso, a velocidade de máximo alcance aumenta

com o aumento da altitude.

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41

0

21

2min

=

D

TC

K

S

Wv

r

Influência da Altitude na Tração

• Redução da tração disponível;

• Variação na tração requerida;

• Todos os parâmetros devem ser

corrigidos para a densidade do

ar na altitude em estudo;

• Ocorre o aumento da

velocidade mínima e a redução

da velocidade máxima da

aeronave.

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Curvas de Potência

• Calculada pela definição da Física.

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vTP dd =

vTP rr =

Velocidade de Máxima Autonomia

• Voar em uma condição que permita permanecer o maior tempo no ar

antes que o combustível da aeronave termine;

• Em uma condição de máximo alcance CD0 = 1/3CDi;

• Para um determinado peso, a velocidade de máxima autonomia aumenta

com o aumento da altitude;

• Para aeronaves com propulsão à hélice, a velocidade de máxima

autonomia corresponde a 76% da velocidade de máximo alcance.

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41

0

21

3

2min

=

D

PC

K

S

Wv

r

Influência da Altitude na Potência

• Redução da potência disponível;

• Variação da potência requerida;

• As curvas de potência são importantes para a determinação do

desempenho de subida da aeronave;

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Desempenho de Subida

• Determinado em função da sobra de potência e do peso da aeronave;

• A capacidade de subida é muito influenciada pela variação da densidade

do ar com a altitude.

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Cálculo da Razão de Subida

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vsenCRW

PP rd ==−

/

Razão de Subida Máxima

• Calculada para a máxima sobra de potência com peso máximo de

decolagem;

• É utilizado quando se deseja ganhar altura rapidamente.

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( )

W

PPCR máxrd

máx

−=/

=

v

CRarcsen máx

CmáxR

//

Influência da Altitude na Razão de Subida

• Máxima razão de subida com peso máximo de decolagem é muito

pequena;

• Com uma decolagem realizada em altitude, a razão de subida torna-se

cada vez menor;

• O ângulo de subida deve ser muito pequeno para se evitar a ocorrência

de estol.

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Desempenho no Planeio

• Descida não tracionada T=0;

• Calculado para uma condição de alcance máximo, pois assim a descida

é realizada com o mínimo ângulo e aeronave percorre a maior distância

horizontal antes de chegar ao solo.

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senWD =

cos=WL

Cálculo da Razão de Descida

• Ângulo de planeio

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• Velocidade de planeio

• Razão de Descida

máxDLtg

)/(

1min =

LCS

Wv

=

cos2

K

CC D

L

0*=

senvvR vD ==

Desempenho de Decolagem

• Calcular o comprimento de

pista necessário para decolar

em diversas condições de

peso e altitude vlo = 1,2 vestol;

• Determinar o CL ótimo e o

ângulo de incidência da asa

que propicia o menor

comprimento de pista para a

decolagem;

• Considerar a influência do

efeito solo.

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Comprimento de Pista para Decolagem

• Metodologia sugerida por Anderson.

• Forças de tração, arrasto e sustentação calculadas em uma condição

média para 0,7vlo.

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lovLmáx

LoLWDTCSg

WS

7,0

2

)(

44,1

−+−

=

Influência da Altitude na Decolagem

• Peso máximo de decolagem diminui com o aumento da altitude;

• Redução do comprimento de pista pode ser obtida com aumento da

tração disponível (escolha da hélice), aumento da área da asa, ou

aumento do CLmáx (escolha do perfil).

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Desempenho no Pouso

• Cálculo semelhante ao do

desempenho de decolagem;

• vap=1,3vestol;

• Força de tração T=0, marcha

lenta;

• vpo=vestol;

• Geralmente com peso máximo o

comprimento ultrapassa 122m,

portanto é conveniente a

aplicação de freios.

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Pouso na Velocidade de Estol com Freios

• Manobra de arredondamento com a finalidade de tocar o solo com a

menor velocidade possível;

• O coeficiente de atrito com a aplicação de freios é da ordem de 0,1;

• Entender a aplicação de freios como uma solução de engenharia e não

simplesmente a soma de pontos por parar o avião dentro do limite

estabelecido.

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estolLmáx

LLWDCSg

WS

7,0

2

)]([ −+=

Influência da Altitude no Pouso

• Comprimento de pista necessário

para o pouso aumenta

consideravelmente com o aumento

do peso e da altitude;

• Habilidade do piloto é muito

importante para parar aeronave

dentro de 122m;

• Aplicação de flapes e spoilers

contribuem com a redução do

comprimento de pista necessário

para pouso.

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Envelope de Voo e Teto Absoluto

• representação gráfica da

capacidade de uma aeronave

se manter em uma condição de

voo reto e nivelado em uma

determinada velocidade e

altitude;

• Contorno delimitado pela

variação das curvas de tração

disponível e requerida com a

altitude.

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Restrição da Velocidade de Estol

• O envelope de voo de uma aeronave também é

dependente da velocidade de estol, pois como

visto anteriormente, muitas vezes a velocidade de

estol é maior que a velocidade mínima obtida nas

curvas de tração ou potência, e quando isto ocorre,

a velocidade de estol passa a representar o limite

aerodinâmico da aeronave.

• A linha verde representa a influência da

velocidade de estol no envelope de voo da

aeronave.

• Analisando-se a equação, pode-se perceber que o

aumento da altitude e a consequente redução na

densidade do ar mantendo-se o peso, a área da asa

e o valor do CLmáx, provoca um aumento da

velocidade de estol e assim esta passa a ser o

limite operacional da aeronave determinando o

contorno do envelope de voo.

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Lmáx

estolCS

Wv

=

2

Variação das Curvas de Tração

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Variação das Curvas de Tração

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Variação das Curvas de Tração

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Tempo para a Missão

• Cálculo dos tempos parciais para

cada etapa de voo;

• Tempo total varia geralmente entre

60s e 100s;

• Normalmente se considera uma

altura entre 20m e 30m acima do

solo;

• Parâmetro importante para

dimensionar o tanque de

combustível.

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LDcruSLOT tttttt ++++=

Gráfico de Carga Útil

• Fundamentado no desempenho de decolagem;

• Cálculo do peso máximo de decolagem para uma faixa de altitude entre

0m e 2500m com incrementos de 100m;

• Linearizar os pontos e mostrar a equação no gráfico;

• Correção da tração disponível para a altitude;

• Ajustar o peso até que o comprimento desejado seja obtido (59m).

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lovLmáx

LoLWDTCSg

WS

7,0

2

)(

44,1

−+−

=

g

WWC vazioT

u

−=

Análise do Gráfico

• Independente da altitude, para um determinado peso máximo de

decolagem, a velocidade de estol será sempre a mesma;

• Lembrar de subtrair o peso vazio da aeronave;

• Utilizar a carga útil em kg.

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Referências

• [1] DURAND, W. F., & LESLEY, E. P., Experimental research on air propellers II, T. R.

n°30, NACA 1920.

• [2] LESLEY, E. P., Propeller tests to determine the effect of number de blades at two

typical solidities, T. N. n°698, NACA 1939.

• [3] ANDERSON, JOHN, D. Aircraft performance and design, McGraw-Hill, New York,

1999.

• [4] ANDERSON, JOHN, D. Introduction to fligth, McGraw-Hill, New York, 1989.

• [5] FEDERAL AVIATION REGULATIONS, Part 23 Airwothiness standarts: normal,

utility, acrobatic, and commuter category airplanes, USA.

• [6] RAYMER, DANIEL, P., Aircraft design: a conceptual approach, AIAA, Washington,

1992.

• [7] ROSKAM. JAN, Airplane aerodynamics and performance, DARcorporation,

University of Kansas, 1997.

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