Instituto Superior TécnicoUniversidade de Lisboa

Considerações sobre design de véıculosaeroespaciais

Mestrado Integrado em Engenharia Aeroespacial

Seminário Aeroespacial II

O Grupo 9

Beatriz Casqueiro, 94144Gonçalo Balão, 89665Gonçalo Vizeu, 89666

José Alberto Henriques, 89684José Teles, 89689

Miguel Sousa, 89697

Docente: Prof. Fernando Lau

Março, 2019

Resumo

Este documento apresenta uma análise geral sobre as considerações a ter em conta no design devéıculos aeroespaciais. Assim, são explorados diversos temas como a distribuição de carga nas asas eo seu efeito no voo, a velocidade de cruzeiro e estimativa de custos, e o rúıdo gerado por aeronaves ea respetiva regulação do rúıdo produzido. Por fim, é ainda apresentada ao leitor uma visão detalhadada configuração das asas, da cauda e do motor de uma aeronave.

Abstract

This document presents a general analysis of the considerations to be taken into account in thedesign of aerospace vehicles. Therefore, several themes are explored such as the distribution of cargo inthe wings and their effect on the flight, the cruising speed and cost estimation, and the noise generatedby an aircraft and the regulation of the noise produced. Finally, the reader is provided with a detailedview of the configuration of the wings, tail and engine of an aircraft.

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Conteúdo

Introdução . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 3

1 Carga nas Asas . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 41.1 Carga alar . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 41.2 Deformações da asa . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 51.3 Fator de carga . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 5

2 Velocidade de cruzeiro e estimativa de custos . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 6

3 Rúıdo . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 83.1 Fontes de rúıdo de uma aeronave . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 83.2 Rúıdo sónico (sonic boom) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 93.3 Regulação do rúıdo produzido por uma aeronave . . . . . . . . . . . . . . . . . 10

4 Configuração das asas . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 114.1 Alongamento (aspect ratio) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 114.2 Diedro . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 114.3 Asas em flecha . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 114.4 Asa alta vs. asa baixa . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 124.5 Asas em delta . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 12

5 Configuração da cauda . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 135.1 Breve enquadramento técnico . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 135.2 Cauda convencional . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 145.3 Cauda em ‘T’ . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 145.4 Cauda cruciforme . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 155.5 Cauda em ‘V’ . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 155.6 Cauda em ‘H’ . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 155.7 Cauda tripla . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 165.8 Aeronaves sem cauda (tailless aircrafts) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 16

6 Configuração dos motores . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 176.1 Motores de pistão . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 176.2 Motores turboélice . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 186.3 Motores turbojato . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 186.4 Motores turbofan . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 196.5 Ramjet . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 206.6 Caracteŕısticas gerais dos motores . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 20

Conclusão . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 22

Referências . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 22

Lista de Figuras . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 25

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Introdução

Hoje em dia, a utilização de aeronaves para fins comerciais e militares afigura-se fulcral para mantercoesa a sociedade globalizada em que nos inserimos. Como tal, o estudo constante de alternativas e abusca incessante por melhores soluções de design, em função dos objetivos pretendidos, adquirem umpapel central na indústria aeroespacial.

Neste trabalho, dedicaremos os três primeiros caṕıtulos à abordagem de fatores transversais ater em conta no processo de design de qualquer aeronave. No primeiro caṕıtulo, começaremos portratar a distribuição de carga nas asas e o seu efeito no voo, abordando conceitos como carga alar,deformação e fator de carga. No segundo caṕıtulo, apresentaremos as temáticas de velocidade decruzeiro e estimativa de custos. No terceiro caṕıtulo, abordaremos a questão do rúıdo gerado poraeronaves em regime subsónico e em regime supersónico, bem como as restrições impostas atualmenteaos ńıveis de rúıdo.

Nos últimos três caṕıtulos, dado o grande leque de finalidades pretendidas para véıculos aeroes-paciais, abordaremos configurações concretas de alguns componentes de uma aeronave. Assim, noscaṕıtulos quarto, quinto e sexto, apresentaremos em pormenor diversas configurações posśıveis de asas,cauda e motores, respetivamente, especificando as vantagens e desvantagens de cada uma.

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1 Carga nas asas

As asas de uma aeronave são especialmente desenhadas para gerar sustentação. Quando dispostasnuma posição relativa adequada face ao escoamento, isto é, quando dispostas com um ângulo deataque adequado, a velocidade do ar que contorna a superf́ıcie superior das asas, o extradorso, é maiselevada que a velocidade do ar que contorna a superf́ıcie inferior, o intradorso. Como tal, no intradorsoverifica-se uma pressão mais elevada que no extradorso. Esta diferença de pressão é responsável pelageração de uma força aerodinâmica, que pode ser decomposta em duas componentes: uma componentevertical, designada força de sustentação (lift), e uma componente horizontal, contrária ao movimento,designada força de resistência aerodinâmica (drag). Numa situação de voo estabilizado, a força desustentação anula o peso e a força de resistência iguala a força de propulsão (thrust).

A diferença de pressões verificada entre o intradorso e o extradorso é responsável pela formaçãode vórtices na ponta das asas, pois, nesta zona, a baixa pressão do extradorso e a alta pressão dointradorso originam um fluxo de ar no sentido da baixa pressão. Este fenómeno está exemplificado nafigura 1a. Estes vórtices são responsáveis pela criação da chamada resistência aerodinâmica induzida,sendo vantajoso minimizar a sua formação. Para isso, é necessário que a sustentação gerada na pontadas asas seja idealmente nula, isto é, que a diferença de pressão verificada na ponta das asas sejabaixa. Neste cenário, a distribuição de sustentação assume uma forma eĺıptica, tal como demonstradona figura 1b, [1]. Par obter este efeito, introduzem-se winglets nas ponta das asas, ou recorre-se a umaasa com forma eĺıptica, [2].

(a) (b)

Figura 1: (a) Formação de vórtices. (b) Força de sustentação ao longo de uma asa. [3]

Note-se que a distribuição apresentada na figura 1b tem em conta o peso das asas, mas nãoconsidera o peso da fuselagem. Trata-se, no entanto, de uma boa aproximação para determinar acarga aplicada num dado ponto das asas, num dado momento do voo.

1.1 Carga alar

Durante o processo de design, para se conhecer a influência do peso total da aeronave no voo,recorre-se ao cálculo da carga alar, dada pelo quociente entre o peso total da aeronave e a área dasasas. Assim, a carga alar representa o peso que cada unidade de área de superf́ıcie geradora desustentação terá, em média, de suportar durante o voo.

Quanto mais alto for este rácio maior será a velocidade de entrada em perda (stall) e maiorserá a velocidade máxima de cruzeiro. Outra vantagem de grandes cargas alares é o menor efeitoda turbulência, uma vez que maior peso implica maior inércia. Por esta razão, aeronaves de altavelocidade têm cargas alares muito superiores. Para termos de comparação, a carga alar de um aviãocomercial é de 130 kg/m2 e de um jet fighter é de 350 kg/m2, [4].

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1.2 Deformações da asa

Considere-se a distribuição genérica de forças numa asa, representada na figura 1b. Atendendo àdistribuição de sustentação, L′, e ao peso distribúıdo, pode elaborar-se um estudo do esforço transverso,S, e momento fletor, M , ao longo da asa, aproximando-a a uma barra encastrada na fuselagem, ouseja, considerando que existe um momento e uma força de reação que mantêm a asa presa à fuselageme a impedem de qualquer rotação nessa ligação. Sendo ainda q a carga total e y a distância à fuselagemda aeronave, obtêm-se os gráficos esboçados na figura 2, entre os quais os de M e S, em função de y.Com esta informação é também posśıvel fazer uma previsão de como as deformações, w, e o ânguloda deformação, θ, variam ao longo da asa, [5]. Estes gráficos constam também da figura 2.

Outro tipo de deformações que pode ocorrer é a torção da asa, ou seja, o bordo de ataque (parte dafrente) da ponta da asa sobe. Isto deve-se à sustentação que se dá maioritariamente na zona do bordode ataque, criando um momento que irá aumentar o ângulo de ataque na ponta da asa, provocandoum aumento da força de resistência aerodinâmica nessa zona, [6].

Figura 2: Esboços dos gráficos do esforço transverso, momento fletor e deformações de uma asa

Todos estes dados permitem entender o modo como as forças internas de distribuem ao ńıvel daasa, para um dado valor de carga, bem como o seu efeito nas condições de voo.

1.3 Fator de carga

Quando uma aeronave é testada para ser colocada em circulação, a integridade das asas tem deser garantida em todas as situações que a aeronave pode vir a experimentar, já que as asas não sãocorpos ŕıgidos e podem fraturar. Por esta razão, as cargas a atuar nas asas têm de ser quantificadas,para que em qualquer altura de voo se consiga determinar a que ponto as asas estão a ser deformadas.

O fator de carga, N , é dado pelo quociente entre a sustentação e o peso total. Considerando a forçade sustentação, L, e o peso da aeronave, W, em voo estabilizado, pela lei de Newton, um acrescento àsustentação, ∆L, causará uma aceleração centrifuga, a, perpendicular ao movimento. Como a massada aeronave é W/g, em que g é a aceleração grav́ıtica e L+ ∆L é a sustentação total temos

∆L = a× Wg⇒ L+ ∆L = W (1 + a

g)⇒ N = 1 + a

g(1)

.Logo, medindo a aceleração numa aeronave consegue quantificar-se a carga a que a aeronave fica

sujeita. Se N > 1, as asas terão uma maior deformação em relação ao voo estabilizado, figura 3a.

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O fator de carga está também relacionado com a velocidade, como ilustra o gráfico da figura 3b.Se a velocidade for muito baixa, a sustentação pode não ser suficiente para o voo estabilizado, mesmose N = 1 (sustentação igual ao peso), ou seja, podemos chegar a uma velocidade de entrada em perda,caraterizada por uma maior resistência aerodinâmica, [7].

(a) (b)

Figura 3: (a) Deformação nas asas para diferentes fatores de carga. (b) Fator de carga em função davelocidade.

Cada aeronave tem um fator de carga limite, que corresponde às estimativas do fator de cargamáximo que a aeronave pode encontrar em qualquer situação de voo. Contudo, este limite pode seratingido em voo sem danificar a aeronave. Isto porque, durante a certificação de voo, a aeronave temde conseguir suportar um fator de carga final superior à carga limite sem qualquer tipo de deformaçõespermanentes que prejudiquem o voo. A carga testada para certificação da aeronave é dada pela cargalimite multiplicada por um fator de segurança, determinado pela agência certificadora de aeronaves.No caso europeu, a certificação está a cargo da European Aviation Safety Agency (EASA), que nocaso de grandes aeronaves estabelece um fator de segurança de 1,5 segundo o artigo CS-25.303 daespecificação de certificação da EASA, [8].

Na figura 3a e 3b, estão demonstrados estes fatores de carga, a margem de segurança abrangidapelo fator de segurança e o efeito destas cargas na deformação das asas.

2 Velocidade de cruzeiro e estimativa de custos

A velocidade de cruzeiro de uma aeronave consiste na velocidade à qual a mesma se dirige desde ofinal da subida até ao ińıcio da descida para a aterragem. Assim, esta poderá diferir entre companhiase modelos, ou dependendo mesmo da finalidade da viagem, sendo frequente a sua associação a umaopção mais económica de voo, ligeiramente maior que a velocidade de máximo alcance e menor que avelocidade máxima.

Quando a aeronave descola, fica sujeita a quatro forças: o peso, a força de sustentação, a forçade propulsão e força de resistência aerodinâmica. Desta forma, ao atingir a altitude desejada, numasituação ideal, estas forças anular-se-iam e o movimento seria retiĺıneo, [9]. No entanto, o resistênciaaerodinâmica provocado pelo atrito com as part́ıculas de ar e pelos ventos, varia constantemente notempo e no espaço, bem como o peso total, devido ao consumo de combust́ıvel, pelo que estes e outrosfatores serão determinantes na escolha da velocidade de cruzeiro desejada para a viagem, que afetarãoo alcance e a endurance da aeronave.

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Caso a estratégia adotada seja uma velocidade de cruzeiro em regime de máximo alcance, aproveitar-se-á a perda de massa total da aeronave para reduzir a velocidade, pois será necessária menor sus-tentação para equilibrar o peso, otimizando-se os custos de consumo.

Noutras condições poderá ser favorável a utilização de uma velocidade de cruzeiro a Mach cons-tante, onde se mantém a velocidade e a altitude, baixando o coeficiente de sustentação, diminuindo aeficiência da velocidade e aumentando o consumo, [10].

Segundo um estudo estat́ıstico realizado entre 2012 e 2016, publicado pelo Statista (figura 4), estassão as velocidades de cruzeiro de diferentes modelos de aviões comerciais, [11]:

Figura 4: Velocidade de cruzeiro de aviões comerciais comuns

Podemos ainda, no gráfico da figura 5, comparar estes valores com as velocidades de alguns jatosprivados e com aeronaves supersónicas, [10]:

Figura 5: Velocidade de cruzeiro de aeronaves variadas

A procura por velocidades de cruzeiro mais elevadas não é uma prioridade para as companhiasaéreas e fabricantes, porque assim que nos aproximamos da barreira do som (Mach 1) o consumo decombust́ıvel escala rapidamente e, com ele, os custos da viagem.

De um modo geral, analisando o gráfico da figura 5, verifica-se que as velocidades praticadas emvoos comerciais variam pouco e não alcançam Mach 1, uma vez que o planeamento de uma viagem nãoprocura simplesmente chegar o mais rapidamente posśıvel ao destino. As companhias aéreas analisame pesam todas as variáveis e condicionantes, tais como: as condições climatéricas, a altitude de voo,a pontualidade ou o atraso, a quantidade de combust́ıvel dispońıvel e o seu custo de momento, bemcomo a taxa de ocupação da aeronave e muitos outros fatores, antecipadamente à viagem, para queesta cumpra os requisitos de segurança e de lucro definidos para a mesma, [12].

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3 Rúıdo

3.1 Fontes de rúıdo de uma aeronave

O voo de uma aeronave provoca compressão e rarefação das moléculas de ar. Este movimentooscilatório de moléculas propaga-se através do ar como ondas de pressão, produzindo ńıveis elevadosde rúıdo, que pode ser gerado por diversas fontes analisadas adiante.

Fisicamente, o rúıdo produzido por uma aeronave é gerado por duas causas: pelo ar que passasobre a fuselagem e asas (rúıdo aerodinâmica, airframe noise) e pelo ar que passa pelos motores econstituintes da aeronave (rúıdo do motor, engine noise), [13].

Rúıdo aerodinâmico

O rúıdo aerodinâmico (airframe noise) é produzido, na sua maioria, pela asa principal (em voonivelado), e aumenta nas fases de aterragem e de descolagem devido à turbulência induzida pelafuselagem, estabilizador vertical, flaps e rodas de aterragem. Este ńıvel de rúıdo pode chegar a sersuperior ao gerado pelos motores a funcionar a uma potência mais baixa, sendo caracterizada porpicos baixos de frequência, [14]. Existem também outras fontes de rúıdo aerodinâmico, clarificadas nafigura 6:

• Vibração dos limites da fuselagem;

• Vibração dos painéis;

• Fluxos de ar, a alta velocidade, que passam por cavidades na superf́ıcie da aeronave;

• Fluxos de ar, a alta velocidade, nas rodas de aterragem da aeronave.

Figura 6: Várias fontes de rúıdo aerodinâmico de uma aeronave.

Rúıdo do motor

O rúıdo do motor da aeronave (engine noise) depende das dimensões da mesma e da velocidade dofluxo de ar a operar no esqueleto da aeronave. Por outro lado, é necessário ter também em conta quefenómenos como a refração e reflexão do som podem ocorrer como resultado da posição dos motores,pelo que a própria instalação dos componentes da aeronave tem resultado na produção de rúıdo. Por

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exemplo, em aeronaves cujos motores se situam debaixo da asa, o rúıdo irradiado verticalmente érefletido no sentido contrário, ao embater na asa, [15].

O rúıdo do motor inclui o rúıdo gerado na entrada e na sáıdas dos ventiladores do motor (fan andcompressor noise), na câmara de combustão (combustion noise), na turbina (turbine noise) e o rúıdogerado pela mistura de jatos (jet noise ou jet mixing noise), caracterizado pela mistura dos gases deescape (gases expelidos pelo motor) com o ar, a alta velocidade, como ilustrado na figura 7.

Figura 7: Identificação das várias fontes de rúıdo do motor da aeronave.

3.2 Rúıdo sónico (sonic boom)

Quando uma aeronave está em movimento, produz ondas de som. Estas ondas são comprimidas àmedida que a aeronave se movimenta mais rápido, isto é, as ondas de som ficam cada vez mais próximasumas das outras. Desde que a aeronave não ultrapasse a velocidade do som (340,29 m/s), as ondasnão irão colidir. No entanto, quando a aeronave ultrapassa a velocidade referida, as ondas colidem e“combinam-se” numa única onda de choque (formando uma região em cone, ilustrado na figura 8), queatinge uma velocidade cŕıtica conhecida por “Mach 1” (aproximadamente 1235 km/h). Esta colisão deondas provoca rúıdo de grande intensidade (sonic boom), que só pára quando a aeronave volta a estara uma velocidade inferior à do som, [16]. De notar, por curiosidade, que os tripulantes da aeronaveouvem o som de impacto com atraso (uma vez que a aeronave se desloca a uma velocidade maior quea do som), pelo que o som parece vir de trás do avião.

Atualmente, apenas aeronaves com fins militares podem alcançar o sonic boom, uma vez que nãosão permitidos voos supersónicos para aeronaves comerciais.

Figura 8: Velocidade subsónica, sónica e supersónica.

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3.3 Regulação do rúıdo produzido por uma aeronave

O rúıdo produzidos pelas aeronaves, bem como muitos outros aspetos, é regulado por várias entida-des governamentais, de modo a garantir a segurança do tráfego aéreo, a preservação do meio ambientee da poluição sonora, tais como a International Civil Aviation Organization (ICAO), Federal AviationAdministration (FAA) e European Aviation Safety Organization (EASA), a ńıvel internacional, e aAutoridade Nacional de Aviação Civil (ANAC), a ńıvel nacional.

(a) ICAO. (b) FAA. (c) EASA. (d) ANAC.

Figura 9: Entidades reguladoras da segurança no tráfego aéreo.

Por exemplo, a ICAO estabelece restrições ao rúıdo (o limite, em dB, depende do tamanho e damassa da aeronave) em 3 pontos de referência (como ilustrado na figura 10), [17]:

• rúıdo de descolagem, isto é, o rúıdo medido à distância de 6500 m do ponto onde começou adescolagem, diretamente debaixo da aeronave, no ponto mais alto posśıvel;

• rúıdo lateral, isto é, o rúıdo medido a 450 m da linha central da pista de descolagem num pontoonde o ńıvel de rúıdo depois da descolagem é maior;

• rúıdo de aterragem, isto é, o rúıdo medido debaixo da aeronave a uma distância de 2000 m dolimite da pista de descolagem.

Estas regulações fazem com que cada aeronave tenha que descolar e aterrar em certos aeroportoscom maior ou menor inclinação, de modo a poder respeitar as restrições. Por exemplo, em zonas comelevadas densidades populacionais, a viverem em edif́ıcios altos como arranha-céus, as aeronaves têmque descolar e aterrar mais depressa.

Figura 10: Pontos de referência para os limites de rúıdo de uma aeronave nos aeroportos.

A ńıvel nacional, a ANAC estabelece atualmente as seguintes restrições para o aeroporto HumbertoDelgado, em Lisboa, [18]:

• o tráfego noturno é limitado entre as 0 e as 6 horas;

• podem ser permitidos, naquele peŕıodo, até 26 movimentos aéreos por dia e 91 por semana;

• a autorização de movimentos aéreos, no peŕıodo referido, está condicionada aos ńıveis de rúıdodas aeronaves utilizadas.

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4 Configuração das asas

4.1 Alongamento (aspect ratio)

O alongamento é a razão entre a envergadura e a corda das asas, exemplificado na figura 11.Asas com um grande alongamento são mais estáveis, estão sujeitas a menor resistência induzida,e consequentemente levam a menores consumos de combust́ıvel, [19]. Contudo, tornam a aeronavemenos manobrável e, estando sujeitas a um maior momento, necessitam de ser estruturalmente maisfortes.

Figura 11: Asas com diferentes valores de alongamento.

4.2 Diedro

O diedro corresponde ao ângulo entre a inclinação das asas e o plano horizontal. Ao diedropositivo, representado na figura 12, está associada uma maior estabilidade lateral. Isto deve-se aofacto de, durante o rolamento, a asa que desce encontra um maior ângulo de ataque que ajuda arestaurar a posição normal de voo, [4]. Assim, diedro positivo tem como objetivo reduzir a influênciade turbulência ou movimentos acidentais do piloto. Já o diedro negativo é encontrado quando o focoassenta na manobrabilidade, nomeadamente a ńıvel de aviões militares de combate.

Figura 12: Ângulo de diedro positivo. [4]

4.3 Asas em flecha

Atualmente, a maioria das aeronaves designadas para voos de alta velocidade subsónica apresentamasas com flecha positiva (figura 13a). Este tipo de asas permite aumentar o valor do número de Machcŕıtico, que é a velocidade a partir de qual se formam ondas de choque responsáveis pelo aumento daresistência e redução da sustentação nas asas, em relação à asa reta, [20]. Além disso, contribuem paraum aumento da estabilidade direcional da aeronave, enquanto uma configuração em flecha negativa(figura 13b) tem em vista a manobrabilidade, [4].

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(a) (b)

Figura 13: (a) Flecha positiva. (b) Flecha negativa. [4]

4.4 Asa alta vs. asa baixa

Asas altas trazem ligeiramente mais estabilidade a uma aeronave. No entanto, esta diferença émı́nima quando comparada ao efeito do diedro e da flecha, [4]. Neste caso, a escolha assenta sobretudoem questões práticas. Tal como demonstrado na figura 14a, asas altas permitem uma melhor visãodo chão, podem servir de sombra ao piloto e não exigem tanta preocupação com obstáculos aquandoda aterragem. Já na figura 14b, pode visualizar-se que asas baixas abrem a visão do céu, podemacomodar o equipamento de aterragem e facilitam o processo de reabastecimento de combust́ıvel.

(a) (b)

Figura 14: (a) Asa alta. (b) Asa baixa.

4.5 Asas em delta

A opção de asas em delta, presente na figura 15, está geralmente associada a voos supersónicos.O elevado ângulo de flecha permite às asas manterem-se dentro do cone de Mach, evitando a granderesistência associada à onda de choque, [20].

Figura 15: Asa em delta.

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5 Configuração da cauda

5.1 Breve enquadramento técnico

Nas asas e na cauda de uma aeronave encontram-se as estruturas responsáveis por garantir aestabilidade de voo, isto é, a tendência de retorno da aeronave a uma condição prévia, após atuadapor uma perturbação, [4]. Para isso, são necessários movimentos de rolamento (roll), picada (pitch)e guinada (yaw), que correspondem respetivamente a movimento em torno dos eixos longitudinal,lateral e vertical da aeronave, como clarifica a figura 16.

Figura 16: Eixos de uma aeronave e movimetos associados.

Em particular, as estruturas aerodinâmicas existentes ao ńıvel da cauda são responsáveis pelaexecução dos movimentos de picada e guinada. Geralmente, na parte traseira da fuselagem de umaaeronave, encontram-se duas estruturas fixas, estabilizador vertical e estabilizador horizontal. Na ex-tremidade do estabilizador vertical, encontramos uma estrutura móvel denominada leme de direção(rudder), responsável pela geração de movimentos de guinada. Na extremidade do estabilizador hori-zontal, encontramos o leme de profundidade (elevator), estrutura móvel responsável por movimentosde picada. Adicionalmente, podemos ainda encontrar estruturas móveis fixas aos lemes de direção eprofundidade, denominadas compensadores (trim tabs), que os auxiliam na geração dos movimentosrespetivos. Todas estas estruturas encontram-se representadas na figura 17.

Figura 17: Componentes básicos de uma cauda.

Consoante a aeronave em estudo, a disposição das estruturas descritas varia, e algumas delasnão surgem sequer em certos tipos de aeronave. Como tal, nas secções seguintes deste caṕıtulo,apresentam-se em detalhe várias configurações posśıveis de caudas de aeronaves.

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5.2 Cauda convencional

A configuração de cauda convencional, a mais comum atualmente na aviação, [21], é caracterizadapela ocorrência de um estabilizador horizontal e de um estabilizador vertical totalmente independen-tes, ou seja, ambos estão fixos à fuselagem, tal como evidencia a figura 18a. Assim, não existindonecessidade de reforçar qualquer uma destas estruturas para que se suportem mutuamente, esta con-figuração permite alcançar estabilidade de voo com recurso a estabilizadores leves, o que diminui opeso estrutural da aeronave e constitui uma vantagem desta configuração. Para além disso, o facto deos estabilizadores horizontal e vertical serem estruturas independentes torna esta configuração maissimples em termos de design, comparativamente às configurações descritas nos pontos seguintes.

5.3 Cauda em ‘T’

A configuração de cauda em ‘T’, exemplificada na figura 18b, é caracterizada pela ocorrência doestabilizador horizontal no topo do estabilizador vertical. Em termos de vantagens, esta configuraçãopermite que o estabilizador horizontal se encontre fora do alcance das perturbações de escoamentooriginadas pelas asas, tornando a sua ação mais eficiente. Permite ainda a instalação de motores nafuselagem, pois mantém o estabilizador horizontal longe do seu efluxo, [22]. Em termos de desvanta-gens, esta configuração exige um estabilizador vertical mais robusto e, portanto, mais pesado. Paraângulos de ataque muito elevados, tipicamente em situações de perda (stall), o estabilizador horizontalpode ficar posicionado numa zona afetada por ar em regime turbulento proveniente das asas (figura19), o que origina instabilidade no controlo de movimentos de picada, dificultando a manobra de re-baixamento do nariz da aeronave (deep stall). No entanto, este perigo é bem conhecido e encontra-sedevidamente estudado e prevenido, tornando esta configuração tão segura quanto a convencional, [22].

(a) Cauda convencional. (b) Cauda em ‘T’.

Figura 18: (a) Airbus A319 da TAP Air Portugal. (b) Boeing 727 da Ariana Afghan Airlines.

Figura 19: Situação normal (à esquerda). Situação de deep stall (à direita), pasśıvel de ocorrer numaconfiguração de cauda em ‘T’, com o estabilizador horizontal afetado por ar em regime turbulento.

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5.4 Cauda cruciforme

A configuração de cauda cruciforme, exemplificada na figura 20a, constitui um meio termo entreas configurações convencional e em ‘T’. Nesta configuração, o estabilizador horizontal surge fixo aoestabilizador vertical numa posição intermédia entre o topo e a base, [21]. Com este posicionamento,a necessidade de reforçar o estabilizador vertical existe face à configuração convencional, mas é me-nor comparativamente à configuração em ‘T’. Nesta configuração verifica-se também a não-afetaçãodo estabilizador horizontal por parte das perturbações de escoamento originadas ao ńıvel das asas,tornando a sua ação eficiente e, tal como a configuração em ‘T’, permite a instalação de motores naparte traseira da fuselagem, [23].

5.5 Cauda em ‘V’

A configuração de cauda em ‘V’, exemplificada na figura 20b, é caracterizada pelo surgimentode apenas duas superf́ıcies aerodinâmicas, dispostas em ‘V’. Com esta disposição, o controlo dosmovimentos de picada e guinada não é independente. Por esta razão, as superf́ıcies em ‘V’ sãodesignadas ruddervators, amálgama dos termos rudder e elevator. A redução teórica de superf́ıcieconseguida por esta configuração permite obter uma cauda mais leve e diminuir a força de resistênciaaerodinâmica. No entanto, estudos revelam que, para que esta configuração seja tão estável quanto aconvencional, a área da cauda em ‘V’ tem de ser praticamente igual à área de uma cauda convencional,[21]. A principal desvantagem desta configuração deriva do grau de complexidade de operação dosruddervators, [23], dada a dependência de controlo dos movimentos de picada e guinada.

(a) Cauda cruciforme. (b) Cauda em ‘V’.

Figura 20: (a) Jato privado Falcon 5X. (b) Beechcraft Bonanza Model 35.

5.6 Cauda em ‘H’

A configuração de cauda em ‘H’, exemplificada na figura 21a, é caracterizada pela ocorrência dedois estabilizadores verticais fixos nas extremidades de um único estabilizador horizontal. Em termosde vantagens, esta configuração permite um controlo mais eficiente no que diz respeito a movimentosde guinada, inclusive a baixas velocidades, [21]. Dada a existência de dois estabilizadores verticais, estaconfiguração permite que ambos tenham menor dimensão, quando comparados com configurações quefazem uso de um único estabilizador vertical, o que permite obter aeronaves de menor altura. Comoprincipal desvantagem desta configuração surge a necessidade de um estabilizador horizontal reforçadoe, portanto, mais pesado.

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5.7 Cauda tripla

A configuração de cauda tripla, exemplificada na figura 21b, é caracterizada pela ocorrência detrês estabilizadores verticiais. Dois deles estão fixos às extremidades do estabilizador horizontal e oterceiro está fixo centralmente à fuselagem. Assim sendo, esta configuração goza essencialmente dasmesmas vantagens e desvantagens da configuração em ‘H’ apresentada anteriormente, isto é, permiteum controlo eficiente dos movimentos de guinada com recurso a estabilizadores verticais de menordimensão, mas necessita de um estabilizador horizontal reforçado que contribuirá para um aumentode peso da estrutura.

(a) (b)

Figura 21: (a) Cauda em ‘H’ do Antonov AN-225, a maior aeronave do mundo. (b) Cauda tripla doC-121 Constellation.

5.8 Aeronaves sem cauda (tailless aircrafts)

As aeronaves sem cauda, designadas em inglês por tailles aircrafts, tal como o nome indica, nãoapresentam uma cauda propriamente dita. Neste tipo de aeronaves, geralmente supersónicas, [24], ocontrolo dos movimentos de rolamento e picada é efetuado ao ńıvel das asas e, como tal, os componentesmóveis que nelas surgem são denominados elevons, amálgama dos termos elevator e aileron. Já osmovimentos de guinada são usualmente controlados por um estabilizador vertical convencional. Ainexistência de uma cauda propriamente dita faz com que estas aeronaves estejam sujeitas a umamenor força de resistência aerodinâmica, por diminuição da superf́ıcie, o que constitui uma vantagem.Esta configuração encontra-se exemplificada na figura 22.

Figura 22: Concorde da British Airlines.

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6 Configuração dos motores

Um outro tópico de extrema importância no design de um véıculo aeroespacial é a configuraçãodos motores. Este tipo de equipamento é definido como uma máquina que utiliza diferentes tiposde energia para produzir energia mecânica, [25]. No caso das aeronaves, para que estas permaneçamem voo e com velocidade constante, é necessária a existência de uma força de propulsão com igualdireção, igual intensidade e sentido oposto à força de resistência aerodinâmica do véıculo, [26]. Estaforça propulsora é fornecida por um motor térmico, o qual transforma energia caloŕıfica em energiamecânica, através do fluxo de uma massa de fluido pelo motor, [25]. Os motores podem ser classificadosem:

• Motores de combustão externa, nos quais o combust́ıvel é queimado fora do motor, não podendoser utilizados em aviões devido ao excessivo peso;

• Motores de combustão interna, onde o combust́ıvel é queimado no interior do motor, permitindoque seja alcançada uma potência elevada, o que é vantajoso para o uso aeronáutico.

Quanto ao sistema de propulsão, os aviões podem ser divididos em dois grandes grupos: a hélice ea reação. Enquanto as aeronaves a hélice podem ter essencialmente motores de pistão ou turboélice, eimpulsionam grandes massas de ar a velocidades relativamente pequenas, os aviões a reação utilizam,no geral, motores turbojato, turbofan ou ainda ramjet, e impulsionam pequenas massas de ar aelevadas velocidades.

6.1 Motores de pistão

Os motores de pistão (motores alternativos ou convencionais) produzem propulsão através daexpansão dos gases resultantes da queima de um combust́ıvel, convertendo assim energia qúımicaem térmica pelo processo de combustão, e energia térmica em mecânica pela expansão de gases.Este processo é ćıclico e funciona em quatro diferentes etapas: admissão, onde ocorre a entradade combust́ıvel e ar para a câmara de combustão; compressão, na qual a mistura ar/combust́ıvel écomprimida; combustão, onde esta mesma mistura se inflama e provoca a expansão dos gases; e, porfim, exaustão, em que os gases provenientes da etapa anterior são expelidos, [27]. Uma notação a terem conta no que toca a estes motores é o facto de não seres máquinas eficientes, pois dificilmenteconseguem converter mais de 25 por cento da energia contida no combust́ıvel em energia mecânica,[28]. Esta configuração encontra-se representada na figura 23.

Figura 23: Motor de pistão.

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6.2 Motores turboélice

Os motores turboélice ou turbopropulsores são essencialmente motores a jato que fazem moveruma hélice exterior através de um sistema de engrenagens redutoras situado entre o eixo da turbinae a própria hélice (dáı estar inserido nas aeronaves a hélice). O redutor de velocidade permite que odesempenho ótimo da hélice seja alcançado a velocidades bastante mais reduzidas que o RPM (rotaçõespor minuto) operacional. Pode observar-se este tipo de estrutura representada na figura 24.

Figura 24: Motor turboélice.

Devido às suas boas capacidades de funcionamento a baixas velocidades e de eficiência do com-bust́ıvel, os motores turbopropulsores são frequentemente utilizados em aviões pequenos e aeronavesagŕıcolas, [29].

6.3 Motores turbojato

Numa visão mais geral, todos os motores a jato trabalham segundo o mesmo prinćıpio. A máquinapossui uma ventoinha que, inicialmente, provoca a entrada de ar para o seu interior. De seguida, ocompressor aumenta a pressão do ar através da rápida rotação de várias pás conectadas a um veio.Com isto, na câmara de combustão, o ar comprimido é misturado com combust́ıvel e esta combinaçãoé inflamada, levando à expansão brusca dos gases que saem pelo escape pela parte traseira da máquina.À medida que os gases são ejetados para trás, o motor e a aeronave são empurrados para a frente. Étambém de notar que, enquanto o ar quente atravessa o escape, passa ainda pela turbina, fazendo-arodar, o que, por sua vez, provoca a rotação do compressor, [29]. Para uma melhor de todo esteprocesso, o fluxo do ar num motor a jato encontra-se exemplificado na figura 25.

Figura 25: Fluxo de ar num motor a jato.

Quanto aos motores turbojato, estes são constitúıdos pelas componentes acima mencionadas excetoa ventoinha, e possui uma componente denominada de difusor que controla a velocidade de entradado ar no compressor. Esta peça tem como função desacelerar a entrada do ar caso este se encontrea velocidades elevadas, e, por outro lado, acelerar a mesma quando está a velocidades baixas. Estaconfiguração está ilustrada na figura 26a.

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Este tipo de máquina é maioritariamente utilizado em aeronaves militares, uma vez que altasvelocidades e baixo peso são necessários, enquanto que rúıdo e eficiência são menor importância, comopor exemplo o MiG-15 Norte Coreano representado na figura 26b.

(a) (b)

Figura 26: (a) Motor turbojato. (b) MiG-15 Norte-Coreano, aeronave com motor turbojato.

6.4 Motores turbofan

Este tipo de motor de reação tem uma caracteŕıstica que o distingue dos restantes: a existênciade uma ventoinha de elevado tamanho, que complementa o fluxo de ar gerado pelos compressores debaixa e alta pressão, fluxo este que se encontra esquematizado na figura 27a. Este facto faz com queaeronaves com este motor possuam um ótimo desempenho a altas altitudes, sendo, portanto, estesaviões projetados para viajarem a elevadas velocidades de cruzeiro.

Nestas máquinas, o maior tamanho do compressor de baixa pressão relativamente ao compressorde alta pressão permite que o ar circule não só pelo centro do motor como por um ducto secundárioao redor da câmara de combustão. Com isto, é criado um fluxo de ar frio que se mistura com os gasesquentes que saem da turbina de baixa pressão, ou que se mistura com os gases quentes do jato principalatravés de um bocal comum, expandindo-se das duas formas, [25]. Estas caracteŕısticas possibilitamum menor rúıdo e uma maior eficiência de combust́ıvel e, consequentemente, uma maior economiado mesmo, sendo por isso o motor mais utilizado nos aviões comerciais. Este tipo de estrutura estáexemplificado na figura 27b.

(a) (b)

Figura 27: (a) Fluxo de ar num motor turbofan. (b) Motor turbofan.

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6.5 Ramjet

A configuração de um ramjet consiste num difusor, numa câmara de combustão e numa tubeira(nozzle). Uma vez que não possui partes móveis (como o compressor e a turbina), este motor é demanufatura mais simples quando comparado com os restantes motores e é particularmente utilizadoem aplicações que requeiram tanto motores pequenos como altas velocidades, tais como aplicaçõesmilitares. Uma vez que estes equipamentos são utilizados em voos supersónicos e necessitam de umaelevada velocidade de voo para iniciarem o seu funcionamento, um motor secundário é requerido paraque a aeronave atinja a velocidade adequada de operação do motor.

Muito sucintamente, neste tipo de motor, o ar entra a uma alta velocidade no difusor, dispositivoque tem como função desacelerar o escoamento de entrada para uma velocidade menor na sáıdado difusor para que as perdas totais de pressão sejam menores, onde é comprimido, sendo que sãonecessárias velocidades de escoamento elevadas para que a compressão seja eficiente. De seguida, oar é misturado com combust́ıvel e inflamado na câmara de combustão sendo, por fim, expelido pelatubeira, [30]. Este tipo de configuração encontra-se representado na figura 28.

Figura 28: Motor Ramjet.

6.6 Caracteŕısticas gerais dos motores

De forma a possibilitar uma comparação entre os motores descritos nos subtópicos anteriores,necessário é que, em primeiro lugar, se abordem alguns dados gerais destas máquinas. Um fatorpreponderante a ter em conta neste tópico, é o peso do motor, pois quanto maior o mesmo, menor odesempenho da aeronave e menor a carga útil que o véıculo em questão pode transportar, [31].

Por outro lado, é também relevante estudar a economia de combust́ıvel destes equipamentos, quese relaciona com o respetivo consumo espećıfico. De um modo geral, pode afirmar-se que os motoresde pistão e turboélice possuem uma melhor economia de combust́ıvel que os motores a jato. Todavia,a alta velocidade há uma reviravolta dos acontecimentos, sendo a eficiência dos motores a jato maior,devido a perdas de eficiência da hélice nas aeronaves que utilizam motores de pistão e turboélice, [31].Uma comparação do consumo espećıfico dos motores turbojato, convencional (alternativo) e turboélicepode ser vista na figura 29.

Com esta figura, pode ver-se que à medida que o número Mach aumenta (e consequentementea velocidade relativa da aeronave), os equipamentos convencionais e turboélice vão aumentando oseu consumo e, portanto, diminuindo a sua eficiência, acabando o motor turbojato, que a veloci-dades pequenas apresenta um consumo relativamente maior, por se tornar mais eficiente a elevadasvelocidades.

De outro modo, é necessário ter em conta a compactação dos engenhos abordados neste caṕıtulo.Para que haja linhas de fluxo apropriadas e um bom balanço da aeronave, a forma e o tamanhodo motor têm de ser o mais compactos posśıvel. Assim, quanto mais alongado for o motor, maiscomplicado será manter o peso espećıfico dentro dos limites aceitáveis.

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Figura 29: Comparação do consumo espećıfico entre motores turbojato (3), convencionais (1) eturboélice (2).

Pode ainda concluir-se que, ao compararmos os motores turbojato com os turbofan, o primeironecessita de um maior consumo de combust́ıvel para conseguir movimentar a aeronave durante omesmo peŕıodo de tempo que um avião movido a turbofan, sendo por isso este último mais económicoa velocidades cruzeiro. É também de notar que o turbojato é maioritariamente utilizado em véıculosaeronáuticos militares, uma vez que este equipamento é de menores dimensões que o turbofan.

Por fim, é ainda fundamental acrescentar que a escolha dos motores depende da velocidade cruzeiro(número de Mach) e da altitude de voo. Assim sendo, é essencial notar que os motores de pistão sãoutilizados a baixas altitudes e velocidades, que se recorre a motores ramjet para altitudes e velocidadesmuito elevadas, e que a valores intermédios de ambas as caracteŕısticas se utiliza essencialmentemotores turbofan.

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Conclusão

Com a elaboração deste trabalho, e com todo o processo de pesquisa que lhe está subjacente,ficámos a conhecer as principais considerações a ter em conta no processo de conceção e design devéıculos aeroespaciais.

Nos caṕıtulos primeiro, segundo e terceiro, abordámos a distribuição de cargas ao longo de umaasa, as temáticas de velocidade de cruzeiro e estimativa de custo, e a questão do rúıdo gerado por umaaeronave, respetivamente. Vimos que todos estes pontos devem ser devidamente estudados aquandoda projeção de aeronaves, uma vez que deles dependem a própria integridade f́ısica da aeronave, arentabilidade económica da operação e o cumprimento de limites legais, em matéria de rúıdo.

Nos caṕıtulos quarto, quinto e sexto, verificámos a existência de múltiplas configurações posśıveispara cada componente principal de uma aeronave e abordámos em pormenor aquilo que as distingue.A escolha do tipo de asas, cauda e motores a implementar no projeto de uma aeronave deve assentarsobretudo na finalidade pretendida, ou seja, deve partir de um compromisso entre as caracteŕısticasdesejadas para a aeronave e as vantagens e desvantagens dos vários tipos de configuração teórica decada componente.

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Lista de Figuras

1 (a) Formação de vórtices. (b) Força de sustentação ao longo de uma asa. [3] . . . . . . 42 Gráficos do esforço transverso, momento fletor e deformação de uma asa . . . . . . . . 5

http://tinyurl.com/y2ojrpks,17/03/2019

3 (a) Deformação nas asas para diferentes fatores de carga. (b) Fator de carga em funçãoda velocidade. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 6http://tinyurl.com/y2bnapph(editado),http://tinyurl.com/y6rwdq27,17/03/2019

4 Velocidade de cruzeiro de aviões comerciais comuns . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 7http://tinyurl.com/y2hatz5x,18/03/2019

5 Velocidade de cruzeiro de aeronaves variadas . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 7http://tinyurl.com/y6rwa4nb,18/03/2019

6 Várias fontes de rúıdo aerodinâmico de uma aeronave. . . . . . . . . . . . . . . . . . . 8https://tinyurl.com/y428h3fx,16/03/2019

7 Identificação das várias fontes de rúıdo do motor da aeronave. . . . . . . . . . . . . . . 9http://tinyurl.com/y326lcu7,17/03/2019

8 Velocidade subsónica, sónica e supersónica. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 9http://tinyurl.com/yyfml5mr,18/03/2019

9 Entidades reguladoras da segurança no tráfego aéreo. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 10https://tinyurl.com/yxjxkprm,https://tinyurl.com/yykqaynx,https://tinyurl.

com/y3sl6ree,https://tinyurl.com/yxl3mdnv,16/03/2019

10 Pontos de referência para os limites de rúıdo de uma aeronave nos aeroportos. . . . . . 10http://tinyurl.com/y23zszdv,18/03/2019

11 Asas com diferentes valores de alongamento. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 11http://tinyurl.com/y6rm4jjg,15/03/2019

12 Ângulo de diedro positivo. [4] . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 1113 (a) Flecha positiva. (b) Flecha negativa. [4] . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 1214 (a) Asa alta. (b) Asa baixa. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 12

http://tinyurl.com/y6p6q6ln,16/03/2019

15 Asa em delta. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 12http://tinyurl.com/y2py3927,18/03/2019

16 Eixos de uma aeronave e movimetos associados. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 13http://tinyurl.com/y37zuk9q,13/03/2019

17 Componentes básicos de uma cauda. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 13http://tinyurl.com/y52dy27j,14/03/2019

18 (a) Cauda convencional. (b) Cauda em ‘T’. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 14http://tinyurl.com/y2vl8wkv,http://tinyurl.com/yy85dd72,15/03/2019

19 Situação de deep stall . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 14http://tinyurl.com/y4ygacmg,15/03/2019

20 (a) Cauda cruciforme. (b) Cauda em ‘V’. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 15http://tinyurl.com/yxr9d3hc,http://tinyurl.com/yy8vyznv,17/03/2019

21 (a) Cauda em ‘H’. (b) Cauda tripla. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 16

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http://tinyurl.com/y2ojrpks, 17/03/2019http://tinyurl.com/y2bnapph (editado), http://tinyurl.com/y6rwdq27, 17/03/2019http://tinyurl.com/y2hatz5x, 18/03/2019http://tinyurl.com/y6rwa4nb, 18/03/2019https://tinyurl.com/y428h3fx, 16/03/2019http://tinyurl.com/y326lcu7, 17/03/2019http://tinyurl.com/yyfml5mr,18/03/2019https://tinyurl.com/yxjxkprm, https://tinyurl.com/yykqaynx, https://tinyurl.com/y3sl6ree, https://tinyurl.com/yxl3mdnv, 16/03/2019https://tinyurl.com/yxjxkprm, https://tinyurl.com/yykqaynx, https://tinyurl.com/y3sl6ree, https://tinyurl.com/yxl3mdnv, 16/03/2019http://tinyurl.com/y23zszdv, 18/03/2019http://tinyurl.com/y6rm4jjg, 15/03/2019http://tinyurl.com/y6p6q6ln, 16/03/2019http://tinyurl.com/y2py3927, 18/03/2019http://tinyurl.com/y37zuk9q, 13/03/2019http://tinyurl.com/y52dy27j, 14/03/2019http://tinyurl.com/y2vl8wkv, http://tinyurl.com/yy85dd72, 15/03/2019http://tinyurl.com/y4ygacmg, 15/03/2019http://tinyurl.com/yxr9d3hc, http://tinyurl.com/yy8vyznv, 17/03/2019

http://tinyurl.com/y4wbxf7c,http://tinyurl.com/y5nls7wt,17/03/2019

22 Aeronave sem cauda . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 16http://tinyurl.com/y5yqbs55,18/03/2019

23 Motor de pistão. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 17http://tinyurl.com/y3fnggx8,17/03/2019

24 Motor turboélice. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 18http://tinyurl.com/y3pay8v3,17/03/2019

25 Fluxo de ar num motor a jato. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 18http://tinyurl.com/y2agldzy,16/03/2019

26 (a) Motor turbojato. (b) MiG-15 Norte-Coreano, aeronave com motor turbojato. . . . 19http://tinyurl.com/y4nwxaa2,http://tinyurl.com/y2bbgh8g,17/03/2019

27 (a) Fluxo de ar num motor turbofan. (b) Motor turbofan. . . . . . . . . . . . . . . . . 19http://tinyurl.com/yx8v5lc4,http://tinyurl.com/y4kvp2yu,17/03/2019

28 Motor Ramjet. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 20http://tinyurl.com/y2ap4b5o,19/03/2019

29 Comparação do consumo espećıfico entre motores turbojato (3), convencionais (1) eturboélice (2). . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 21https://tinyurl.com/yxtv7f8n,17/03/2019

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http://tinyurl.com/y4wbxf7c, http://tinyurl.com/y5nls7wt, 17/03/2019http://tinyurl.com/y5yqbs55, 18/03/2019http://tinyurl.com/y3fnggx8, 17/03/2019http://tinyurl.com/y3pay8v3, 17/03/2019http://tinyurl.com/y2agldzy, 16/03/2019http://tinyurl.com/y4nwxaa2, http://tinyurl.com/y2bbgh8g, 17/03/2019http://tinyurl.com/yx8v5lc4, http://tinyurl.com/y4kvp2yu, 17/03/2019http://tinyurl.com/y2ap4b5o, 19/03/2019https://tinyurl.com/yxtv7f8n, 17/03/2019

IntroduçãoCarga nas AsasCarga alarDeformações da asaFator de carga

Velocidade de cruzeiro e estimativa de custosRuídoFontes de ruído de uma aeronaveRuído sónico (sonic boom)Regulação do ruído produzido por uma aeronave

Configuração das asasAlongamento (aspect ratio)DiedroAsas em flechaAsa alta vs. asa baixaAsas em delta

Configuração da caudaBreve enquadramento técnicoCauda convencionalCauda em `T'Cauda cruciformeCauda em `V'Cauda em `H'Cauda triplaAeronaves sem cauda (tailless aircrafts)

Configuração dos motoresMotores de pistãoMotores turboéliceMotores turbojatoMotores turbofanRamjetCaracterísticas gerais dos motores

ConclusãoReferênciasLista de Figuras