Fundamentos do Desempenho para o Aerodesign · 2020. 5. 23. · • Manobra de arredondamento com a finalidade de tocar o solo com a menor velocidade possível; • O coeficientede

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.

Revista Eletrônica AeroDesign Magazine – Volume 1, nº1, 2009

Forças Atuantes na Aeronave

• Força de sustentação;

• Força de arrasto;

• Força de tração;

• Força peso.


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.


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.


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.


lovLmáx

LoLWDTCSg

WS

7,0

2

)(

44,1

−+−

=

Tração Disponível e Requerida

• Tração disponível – hélice;

• Tração requerida – avião.


+==

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.


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.


Curvas de Potência

• Calculada pela definição da Física.


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.


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;


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.


Cálculo da Razão de Subida


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.


( )

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.


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.


senWD =

cos=WL

Cálculo da Razão de Descida

• Ângulo de planeio


• 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.


Comprimento de Pista para Decolagem

• Metodologia sugerida por Anderson.

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

média para 0,7vlo.


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).


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.


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.


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.


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.


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.


Lmáx

estolCS

Wv

=

2

Variação das Curvas de Tração






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.


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).


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.


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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