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SAE – AERODESIGN 2007

ANÁLISE DE DESEMPENHO

Prof. MSc. Luiz Eduardo Miranda J. Rodrigues

Pontos importantes para a 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 vôo e teto absoluto� Tempo estimado para se completar a missão� Gráfico de carga útil em função da altitude densidade

Prof. MSc. Luiz Eduardo Miranda J. Rodrigues

Forças atuantes na aeronave em uma condição de vôo reto e nivelado com velocidade

constante

� Força de sustentação� Força de arrasto� Força de tração� Força peso

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DT =

WL =

Seleção da hélice e determinação da tração estática

� 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

Curvas de tração disponível

� Para o AeroDesign éimportante a hélice que fornece maiores valores de tração disponível para baixas velocidades, pois melhora sensivelmente o desempenho de decolagem

� Modelo propulsivo – propellerselector

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Dn

vJ

⋅=

0ρ

ρη hhE

dv

PT ⋅

⋅=

Cálculo do peso máximo de decolagem ao nível do mar

� 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

−⋅+−⋅⋅⋅⋅

⋅=

µρ

Curvas de tração disponível e requerida

� Tração disponível - hélice� Tração requerida

Prof. MSc. Luiz Eduardo Miranda J. Rodrigues

⋅⋅+⋅⋅⋅⋅==

ARe

CCSvTD L

DR

0

2

0

2

2

1

πρ

Sv

WCL

⋅⋅

⋅=

2

2

ρ

2

0 LDD CKCC ⋅+=

Vôo com máximo alcance - Trmin

� 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

Prof. MSc. Luiz Eduardo Miranda J. Rodrigues

41

0

21

2min

⋅

⋅

⋅=

D

TC

K

S

Wv

r ρ

Influência da altitude nas curvas de tração disponível e requerida

� Redução da tração disponível� Aumento da 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 disponível e requerida

� Calculada pela definição da Física

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vTP dd ⋅=

vTP rr ⋅=

3

232

L

D

rCS

CWP

⋅⋅

⋅⋅=

ρ

Vôo com máxima autonomia - Prmin

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� 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

41

0

21

3

2min

⋅⋅

⋅

⋅=

D

PC

K

S

Wv

r ρ

Influência da altitude nas curvas de potência disponível e requerida

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� Redução da potência disponível

� Aumento da potência requerida

� As curvas de potência são importantes para a determinação do desempenho de subida da aeronave

Desempenho de subida

� Determinado em função da sobra de potência e do peso da aeronave

� A capacidade de subida émuito influenciada pela variação da densidade do ar com a altitude

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Cálculo da razão de subida

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θvsenCRW

PP rd ==−

/

Razão de subida máxima e ângulo de subida máximo

� Calculado 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

//θ

Influência da altitude na razão de subida

� Máxima razão de subida com peso máximo de decolagem émuito 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 de 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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γsenWD ⋅=γcos⋅= WL

Ângulo de planeio e velocidade de planeio para máximo alcance

� Ângulo de planeio

� Velocidade de planeio

� Razão de descida

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máxDLtg

)/(

1min =γ

LCS

Wv

⋅⋅

⋅⋅=

ρ

γcos2

K

CC D

L

0*=

γsenvvR vD ⋅==

Desempenho na 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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Determinação do comprimento de pista necessário para a 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

−⋅+−⋅⋅⋅⋅

⋅=

µρ

Llo CSvL ⋅⋅⋅⋅⋅= 2)7,0(

2

1ρ

)()7,0(2

1 2

0

2

LDlo CKCSvD ⋅⋅+⋅⋅⋅⋅⋅= φρ

Influência da altitude no comprimento de pista necessário para a 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 aplicação de 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

)]([ −⋅+⋅⋅⋅⋅=

µρ

Influência da altitude no comprimento de pista necessário para o 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 spoilerscontribuem com a redução do comprimento de pista necessário para pouso

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Envelope de vôo e teto absoluto

� representação gráfica da capacidade de uma aeronave se manter em uma condição de vôo 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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Limite aerodinâmico e estrutural

� Para baixas altitudes predominam a velocidade de estol e a velocidade do ponto de manobra para fator de carga máximo obtido no diagrama v-n

� O teto absoluto é obtido com a tangencia das curvas de tração

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Lmáx

estolCS

Wv

⋅⋅

⋅=

ρ

2

máxestol nvv ⋅=*

Variação das curvas de tração disponível e requerida com a altitude

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Variação das curvas de tração disponível e requerida com a altitude

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Variação das curvas de tração disponível e requerida com a altitude

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Envelope de vôo

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Tempo estimado para se completar a missão

� Cálculo dos tempos parciais para cada etapa de vôo

� 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 em função da altitude-densidade

� 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

−⋅+−⋅⋅⋅⋅

⋅=

µρ

0

0ρ

ρ⋅= DDh TT

g

WWC vazioT

u

−=

Pontos importantes do gráfico de carga útil em função da altitude-densidade

� Independente da altitude, com o peso máximo de decolagem a velocidade de estol serásempre a mesma

� Lembrar de subtrair o peso vazio da aeronave

� Utilizar a carga útil em kg

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Características de desempenho da aeronave Ícaro 2006

� Motor OS.61 FX – hélice APC 13x4� Velocidade de estol = 12,54m/s

� Velocidade para máximo alcance = 21,62m/s

� Velocidade para máxima autonomia = 16,43m/s � Pista para decolagem = 59m

� Pista para pouso = 119m

� Máxima razão de subida = 1,53m/s

� Razão de descida = 1,4m/s� Raio de curvatura mínimo = 12,52m

� Teto absoluto de vôo = 4800m

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Aeronaves da Uninove no AeroDesign

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1°vôo da equipe Fly Girls em 2006

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Bibliografia sugerida

� [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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