UNIVERSIDADE FEDERAL DO RIO GRANDE DO SUL
ESCOLA DE ENGENHARIA
DEPARTAMENTO DE ENGENHARIA MECÂNICA
MEDIÇÕES DE PRESSÃO EM ASA DE AVIÃO
por
Dalmedson G. R de Freitas Filho 147526
Estevão C. Dall’Agnol 136048
Fábio Niemezewski da Rosa 100193
Marcelo Favaro Borges 136135
Trabalho Final da Disciplina de
Medições Térmicas
Porto Alegre, Junho de 2008
UFGRS | Medição de Pressão em Asa de Avião 2
MEDIÇÕES DE PRESSÃO EM ASA DE AVIÃO
Agradecimentos
Ao Aeroclube do Rio Grande do Sul (ARGS), na pessoa do Diretor Paulo Beck, por toda a
colaboração e por tornar o vôo possível;
A Klöpsch Automação e Manutenção Industrial, na pessoa do seu diretor Günther
Klöpsch;
Ao LETA e ao Professor Doutor Paulo Smith Schneider.
RESUMO
Medições de pressão em asa de avião
O presente experimento visa aplicar de forma combinada o conhecimento adquirido em di-
versas disciplinas do curso, em especial Medições Térmicas, para a visualização do perfil de
velocidades e pressões existente sobre um aerofólio. Diversos trabalhos e experimentos já foram
feitos instrumentando perfis em túnel de vento, resultando em valores esperados. Este experi-
mento, contudo, difere-se dos outros pois as medições são realizadas em uma aeronave em vôo
real, buscando resultados que possam tornar a teoria mais realista. Sendo assim, é esperado tam-
bém encontrar dificuldades e erros de medição que podem ser corrigidos em trabalhos posterio-
res. Os estudos abrangem desde a confecção dos instrumentos de medição até o cálculo e compa-
ração com valores esperados para a situação, atingindo resultados muito satisfatórios. Foram
desenvolvidos equipamentos para medição de pressão estática e total através da instalação de
tubos de Pitot na asa do avião. Foi montada também, uma bancada com os instrumentos desen-
volvidos para ser levada durante o vôo, de forma a se obter as leituras de pressão ao longo do
perfil de forma mais prática. Com os resultados obtidos foi possível comparar a experimentação
prática com a teoria dos escoamentos sobre um perfil de asa de avião.
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ABSTRACT
Pressure measurements in airplane wings
This experiment is aimed at implementing a combination of the knowledge acquired in various
disciplines of the course, Thermal Measurements in particular, for viewing the profile of speed
and pressure on an existing airfoil. Several studies and experiments have already been made
measuring profiles in wind tunnel, resulting in expected values. This experiment, however,
differs from those others because the measurements are carried out in an aircraft in flight,
seeking results that could make the theory more realistic. This is an experiment that seeks to use
an aircraft in flight and is expected to also find real difficulties and errors of measurement that
can be corrected in later works. The studies range from the manufacture of measuring
instruments to the calculation and comparison with expected values for the situation reaching
very satisfactory results. The necessary equipment has been developed for measuring the static
and total pressure. Also, Pitot tubes were made for implementation in the wing of the plane. And
were developed tools for reading and a bench of instrumentation to be taken during the flight, in
order to obtain the readings of pressure over the profile of the wing of the plane. With the results
we could compare to the flow theory testing it in practice on a profile of wing plane.
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SUMÁRIO
INTRODUÇÃO....................................................................................................................... 5
1. FUNDAMENTAÇÃO TEÓRICA DO EXPERIMENTO…………………………………6
2. INSTRUMENTOS E CONSTRUÇÃO................................................................................ 7
3. VALIDAÇÃO E MONTAGEM.......................................................................................... 13
4. MEDIÇÕES......................................................................................................................... 18
5. CÁLCULOS E RESULTADOS.......................................................................................... 20
6. DISCUSSÕES..................................................................................................................... 23
CONCLUSÕES........................................................................................................................24
REFERÊNCIAS BIBLIOGRÁFICAS... ................................................................................ 25
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INTRODUÇÃO
Segundo a teoria encontrada no livro de Introdução à Mecânica dos Fluidos de Fox, Mc-
Donald e Pritchard, a asa de um avião em vôo é submetida a uma força resultante das forças de
cisalhamento e de pressão que atuam nas suas superfícies devido ao escoamento do ar em torno
da asa durante o vôo. As duas componentes resultantes dessas forças são chamadas de sustenta-
ção e arrasto. A pressão aerodinâmica sofrida pela asa de um avião em serviço pode ser medida
através de Tubos de Pitot instalados em sua superfície com tomadas de pressão estática e total.
Este trabalho está baseado na construção, calibração, instalação e aquisição de dados com esses
equipamentos.
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FUNDAMENTAÇÃO TEÓRICA DO EXPERIMENTO
Foi utilizada a teoria encontrada em livros e nos materiais de aula como base para todo o
desenvolvimento do trabalho. A partir desta teoria, definiram-se as condições ideais de medição
e o que era possível de construir com a tecnologia e tempo disponíveis. As equações que serão
utilizadas para cálculo de temperatura e pressão em nível de vôo de cruzeiro foram retiradas da
apostila “Medição de Pressão em Fluidos” do Professor Paulo Schneider. Já o equacionamento
para cálculo de velocidade do escoamento, derivado da equação de conservação de energia para
escoamentos permanentes, incompressíveis, adiabáticos e sem perda de carga foi retirado livro
de Introdução à Mecânica dos Fluidos de Fox, McDonald e Pritchard e da apostila de Medição
de Velocidade e Vazão de Fluidos do professor Paulo Schneider. Estes também, sendo utilizados
na validação dos resultados juntamente com o livro de Transferência de Calor e Massa de Frank
P. Incropera e David P. DeWitt.
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2. INSTRUMENTOS E CONSTRUÇÃO
Tubo de Pitot
Para se obter o perfil de velocidades e de pressões ao longo do perfil da asa de um avião,
precisa-se ter tomadas de pressão estática e total, para se obter a pressão dinâmica. Mas não é
possível furar nem ter nada que ocasionasse qualquer dano estrutural à aeronave. Portanto foi
preciso construir alguma tomada de pressão externa a asa, para ser fixada sem comprometimento
da estrutura.
Então se definiu que se teriam tubos de Pitot ao longo do perfil da asa. O tubo como é co-
nhecido no laboratório é de construção complexa, e não seria possível construir ou adquirir tubos
do mesmo tipo. Portanto seria necessário construir uma versão mais simples. A primeira idéia foi
de dobrar dois tubos, e soldá-los com uma chapa, de forma a manter a distância entre eles e po-
der fixar na asa do avião (Figura 01). Esta idéia se mostrou complexa porque a tomada de pres-
são deveria estar a uns 3 cm da asa no máximo, o que não poderia ser feito dobrando-se duas
vezes a tubulação.
Figura 01: Primeiro modelo de construção dos tubos de Pitot
A segunda idéia então foi de usar tudo reto, soldando um suporte entre eles. Portanto a par-
tir de um cano de aço inox de 8 mm de diâmetro externo, se cortou diversos pedaços. E também
de uma chapa de aço 1020, assim montando os tubos para poder prender na asa com fita adesiva.
A montagem dos tubos consistiu em cortar 8 pedaços do cano, com aproximadamente 150 mm
de comprimento. Em 4 deles foram feitos 8 furos de 1,5 mm de diâmetro no meio da tubulação.
E as chapas foram cortadas em 8 pedaços de 30 mm X 50 mm e 4 pedaços de 30 mm x 30 mm.
Em seguida foram soldados os pedaços de chapa formando um perfil H, e num dos lados os tu-
bos 1 de cada tipo foram soldados. A solda utilizada foi MIG. (Figura 02)
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Figura 02: Segundo modelo dos tubos de Pitot, que foram construídos
Depois de soldados, receberam acabamento e pintura. Com cola epóxi foi feita a ponteira
aerodinâmica da medição estática da pressão. Para colar na asa do avião, utilizaram-se dois tipos
de fita adesiva, e também 18 m de mangueiras com 8 mm de diâmetro. (Figura 03)
Figura 03: Tubos de Pitot colados na asa do avião
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Câmara Estanque
Para a medida de pressão, precisou-se criar um ambiente pressurizado com o barômetro em
seu interior. Também se desejava construir outro instrumento para realizar a medida da pressão
baseada na deformação que a câmara estanque sofre ao ser pressurizada.
A idéia inicial era de construir uma câmara quadrada, com tampa removível. A mesma se-
ria construída de aço, com tampa aparafusada. Em um lado entraria a conexão com a mangueira
e os strain gauges seriam colocados na tampa. Mas existia um problema que seria como visuali-
zar as informações do barômetro. Então a segunda proposta seria de construção de uma câmara
de vidro, ou com um dos lados de vidro. Mas o projeto estava ficando complexo e demorado
para poder realizar os devidos testes. E com possíveis problemas de vedação. (Figura 04)
Figura 04: Primeiros estudos sobre a câmara estanque
Uma terceira idéia surgiu de utilizar um frasco ou pote já existente, de vidro ou plástico.
Então pegou-se um pote de vidro em que o barômetro coubesse, e a tampa foi modificada. A
primeira parte foi furá-la e colocar uma saída para a mangueira. A saída foi confeccionada a par-
tir de um parafuso M10, torneado para ter a ponta com 8 mm de diâmetro de forma a encaixar a
mangueira. O mesmo foi colocado de dentro para fora, com arruelas dimensionadas para a apli-
cação e aplicado uma cola para vedação.
A tampa do pote precisou ganhar uma junta para dar a devida vedação. E depois os strain
gauges foram colados na tampa, no lado oposto ao da entrada de pressão.
Strain Gauge e ponte de Wheathstone
O sistema de medição de pressão proposto é composto por uma câmara estanque com tam-
pa flexível (descrita acima), um Strain Gauge, um circuito para tratamento de sinal e um voltíme-
tro. O Strain Gauge foi colado, com cola especifica para o fim, na tampa flexível com o fim de
relacionar a deformação da tampa com a pressão interna da câmara estanque. A seleção e cons-
trução dos equipamentos seguiram a seguinte ordem.
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Seleção do Strain Gauge – Para o medidor de pressão foi escolhido um Strain Gauge, que é um
tipo de medidor de deformação que consiste em uma resistência elétrica variável, Figura 05. No
caso a resistência do sensor sem deformação é 120±0.3% Ohms. Logo o sensor selecionado foi o
ERE120, por ser de fácil aquisição e devido ao custo.
Figura 05 - Funcionamento e Datasheet do Strain Gauge.
Construção do Circuito Elétrico – Para a leitura do sinal do Strain Gauge foram construídos
três circuitos do tipo ¼ de ponte de Wheathstone, Figura 06 , o primeiro foi com ligação clássica
(3), o segundo foi ligado a três fios (2) para compensar a resistência dos fios e o ultimo foi ligado
a três fios com um trimmer (resistência variável) para zerar a ponte (1), Figura 07 . Os resistores
utilizados são de 120 Ohms que é a mesma do Strain Gauge de resistência elétrica. Após testes
com as três ligações optou-se por utilizar a ligação a três fios, a ligação clássica foi excluída por
resultar em uma redução da resolução já a três fios com trimmer apresentava melhor resolução,
mas devido à necessidade de constante ajuste não se adequava a condição de medição em campo
(Aeronave em movimento).
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Figura 06 - Configurações da Ponte de Wheathstone.
Figura 07 - Esquemas de ligação de 1/4 de ponte.
Seleção da tensão de alimentação do Circuito – Inicialmente pretendia-se utilizar 12V devido
a eletrônica padrão da Aeronave, porem após a seleção do Strain Gauge observando o Datasheet
do mesmo optou-se por utilizar uma bateria, Figura 08 , de três células com tensão 3,6V a fim de
evitar o superaquecimento do mesmo.
Figura 08 - Bateria 3.6V e 600 mAh.
Determinação da Escala – Para medir a deformação da tampa foi utilizado um multímetro,
Figura 09 , com fundo de escala de 200 mV, o mesmo foi utilizado por ser um equipamento co-
mercial de fácil operação e principalmente por dispensar qualquer sistema complexo de aquisi-
ção devido a severa condição de medição encontrada, porém para melhorar a resolução do siste-
ma de medição dever-se-ia utilizar um fundo de escala de 2000 mV, tendo em vista que o siste-
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ma quando em uso em ambiente adequado pode facilmente alcançar uma resolução de 0,1 kPa. A
Figura 10 mostra a formula, utilizada para a determinação do fundo de escala a ser utilizado.
Figura 09 - Multímetro Mesco DM-890.
Figura 10 - Tensão de alimentação X Tensão de leitura
Montagem do Sistema de Medida de Pressão – O Strain Gauge foi colado na face externa da
tampa, Figura 11 , a fim de medir deformações trativas as quais irão gerar um aumento na resis-
tência medida, em seguida montou-se uma caixa, Figura 12 , para a acomodação da ponte de
Wheathstone e da bateria de alimentação. Por ultimo forma confeccionados os conectores e a
fiação necessária bem como a chave para o acionamento do circuito.
Figura 11 - Colagem do Strain Gauge.
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Figura 12 - Montagem do Caixa de controle e do Sistema Completo.
3. VALIDAÇÃO E MONTAGEM
Testes Preliminares
Após a primeira montagem da câmara estanque, era necessário criar um teste que se apro-
ximasse da realidade em vôo. O avião utilizado manterá velocidade de cruzeiro para medição em
torno de 150 km/h. O túnel de vento do laboratório chega perto de 40 km/h e, ou seja, muito a-
baixo do real.
Portanto foi realizada uma bateria de testes com um automóvel na BR290 (Free-way), onde
o mesmo foi instrumentado com a tomada de pressão total. O velocímetro foi aferido com dados
do GPS e a partir da pressão estática local com base em 12 metros de altitude acima do nível do
mar, foram feitas diversas tomadas de pressões. As velocidades medidas foram 60, 80, 90, 100,
110 e 120 km/h.
Com as informações foram realizados os cálculos para conferir as pressões obtidas, e se
correspondiam às velocidades. E os dados mostraram-se consistentes.
Teste do Sistema
A fim de testar o funcionamento do sistema foi acoplado ao mesmo um medidor de pressão
calibrado para ajustar o sistema, Figura 1 , a calibração do mesmo foi realizada posteriormente e
será abordada a seguir. Durante o teste constatou-se que devido à entrada de pressão ser locali-
zada na mesma tampa da medida de deformação, se houver alguma movimentação brusca do
mesmo irá decorrer em um erro aleatório que varia de acordo com a intensidade do movimento.
Para evitar este comportamento o tubo foi bem fixado para evitar esta movimentação e por con-
seqüência evitar este erro aleatório conhecido durante as medições. Também se pode observar
que o equipamento ao contrario do esperado é praticamente linear na faixa de interesse como
pode ser visto abaixo.
UFGRS | Medição de Pressão em Asa de Avião 14
Figura 1 - Primeiro teste do sistema.
Calibração Túnel de Vento
Durante os testes foi realizada a calibração do equipamento, Gráfico 2, porém devido a
tensão da bateria cair em função do tempo o zero do instrumento também varia, por isso se faz
necessário fazer a verificação do zero antes e após a medição. A fim de evitar este inconveniente
o ideal seria a utilização de uma fonte com tensão constante o que se mostrou inviável neste caso
devido a aplicação em campo. A calibração foi realizada no laboratório LETA, os equipamentos
utilizados para a mesma foram o túnel de vento com uma restrição para o aumento da velocida-
de, dois manômetros um de tubo em “U” e um de agulha. Com base nos testes iniciais bem como
na calibração do instrumento foi montada a curva de calibração, relembrando que a mesma varia
em função do zero do equipamento.
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Gráfico 2 – Curva de Calibração do Instrumento
Montagem da Bancada de Instrumentação Completa – Para facilitar a medição em campo foi
construída uma bancada, Figura 13 , com todos os equipamentos de leitura e sensores. Na banca-
da foram instalados:
1. Termômetro.
2. Higrômetro.
3. Manômetro de Agulha (comercial).
4. Manômetro de Strain Gauge, (construído).
5. Dois GPS – Barômetro, Altímetro, Velocímetro
Todos os equipamentos foram dispostos de forma a facilitar a leitura o e o manejo dos mesmos
durante o vôo.
Figura 13 – Bancada de Instrumentos.
UFGRS | Medição de Pressão em Asa de Avião 16
Com o intuito de determinar o perfil de pressões na asa da aeronave TUPI da Embraer,
foram instalados tubos de pitot em diferentes posições sobre a asa e sob a asa, Figura 14. Inici-
almente foi planejada a instalação de quatro pontos de medida sobre a asa e um sob a mesma,
porém devido à perda de sustentação ocasionada pelos mesmos, por medida de segurança optou-
se pela instalação de apenas dos sobre a asa e para a parte inferior foi utilizado o próprio Tubo de
pitot da aeronave.
Figura 14 – Tubos de Pitot instalados na asa.
Os tubos de pitot foram conectados ao sistema de medição através de mangueiras transpa-
rentes as quais entravam na aeronave pela janela de inspeção. Para cada tubo de pitot adentravam
a aeronave um par de tubos os quais eram trocados manualmente para cada medida através de
um conector padrão para todos bem como para o medidor. Durante o vôo, Figura , que foi reali-
zado a altitude (300 m) e velocidade (45 m/s) constantes.
Figura 15 – Aeronave Tupi durante o ensaio.
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Durante o ensaio foram realizadas medidas de:
1. Pressão de estagnação em 2 pontos da asa.
2. Pressão estática em 2 pontos da asa.
3. Pressão.
4. Umidade Relativa.
5. Temperatura.
6. Altitude.
7. Velocidade.
8. Trajetória.
Após a aeronave estar estabilizada na altitude de ensaio, 300 metros, iniciou-se a tomada das
medidas, procedimento que levou cerca de 15 minutos para ser realizado. Para facilitar as tarefas
de medição, Figura 36, durante o vôo foi feita uma tabela para a cada medição ser feito o registro
das variáveis acima bem como outros dados e observações pertinentes ao ensaio.
Figura 36 – Instrumentação e Medições.
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4. MEDIÇÕES
Para o tipo de medição que realizamos era necessário o conhecimento das condições at-
mosféricas locais em solo, variáveis estas que influenciam em características como densidade do
ar, portanto, no valor de pressão medido. As condições locais podem ser visualizadas na
Tabela 1.
Tabela 1 – Condições locais no aeródromo
Temperatura 22,7 °C
Umidade Relativa 72%
Pressão barométrica 1018,7 Pa
Hora local 11:45
Ajuste QNH 1019 Pa
As medições de pressões em vôo com a aeronave nivelada e com velocidade constante
podem ser encontradas nas tabelas que seguem.
Tabela 2 – Primeira medição
Equipamento GPS (hPa) Man. (inH2O) Strain Gauges (mV) 994,42 20 20,8 Pitot 01 - Total
Estática 972,48 20 20,6 1000 20 21,1 Pitot 02 - Total
Estática 981,22 - 20,7
Tabela 3 – Segunda medição
Equipamento GPS (hPa) Man. (inH2O) Strain Gauges (mV)
994,17 - 20,8 Pitot 01 - Total
Estática 973,08 - 20,5
995,81 - 21,0 Pitot 02 - Total
Estática 981,42 - 20,6
Através de uma primeira análise dos dados obtidos percebemos que em ambas as medições
a pressão estática no Pitot 01 foi menor que no Pitot 02, de acordo com a distribuição de pressões
esperada para o perfil e visualmente identificada abaixo na Figura 17. Porém, ainda não podemos
ter a mesma análise sobre a pressão dinâmica pois está embutida na pressão total. Percebeu-se
que o manômetro com leitura em coluna d’água não possuía resolução necessária e pararam as
medições com ele.
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Figura 17 – Distribuição de pressões em um aerofólio
Durante o percurso foram registrados dados de altitude, temperatura, umidade relativa,
bem como a trajetória do vôo em que as medidas foram tomadas, Figura 18.
Figura 18 – Dados do vôo.
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5. CÁLCULOS E RESULTADOS
Aplicou-se os dados resultantes das medições em cálculos distintos de velocidade da aero-
nave, perfil de velocidades no aerofólio e o de sustentação para avaliar a proximidade dos dados
obtidos com a realidade.
Para o cálculo de velocidade da aeronave, baseados na equação da continuidade na condi-
ção de fluido incompressível (MACH < 0,3) e na equação de Bernoulli se chegou na simplifica-
ção da equação1:
(1)
Onde p0 é a pressão de estagnação ou total, p é a pressão estática e ρ é a densidade ou mas-
sa específica do ar dada em Kg/m3. Para o cálculo da densidade do ar no nível de vôo utiliza-se a
lei dos gases perfeitos, equação 2, onde T e p podem ser obtidos respectivamente pelas equações
3 e 4.
(4)
(2) (3)
Com tudo isso, se obtém a tabela de dados no nivelamento e calcula-se a velocidade da
aeronave.
Tabela 4 – Resultados obtidos
Altura de vôo (z) 304,8 m (1000 ft) Temperatura 295,86 K (20,7 °C) Pressão 98361 Pa Densidade do ar 1,16 Kg/m3 Velocidade Calculada 43,15 m/s (84 kt)
Resultado muito aproximado, já que o velocímetro da aeronave no momento da medição
indicava velocidade de 85 kt. Já para o cálculo do perfil de velocidades no aerofólio, utilizar-se-á
os dados de pressão total e estática para cada um dos tubos e chegamos aos resultados mostrados
nas tabelas e gráficos que seguem.
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Tabela 5 – Velocidades calculadas
Gráfico 3 – Gráfico de resultados com Strain Gauges.
Gráfico 4 – Gráfico de resultados com GPS
UFGRS | Medição de Pressão em Asa de Avião 22
As velocidades encontradas no extradorso da asa são muito superiores à velocidade da ae-
ronave devido à curvatura do perfil e ao ângulo de ataque que a aeronave possuía para manter o
vôo nivelado com velocidade menor que a de cruzeiro.
As medições de pressão estática, coerentemente, foram menores que a ambiente, porém
não com a grandeza esperada. Seguindo esta linha de pesquisa, descobriu-se que o perfil do Tupi
é NACA 652-415. Este tipo de perfil iniciado pelo número 6 demonstra ter escoamento laminar,
sendo que o número 5 representa o local de pressão mínima (porcentagem da corda), o 2 o coefi-
ciente máximo de sustentação (0,2), 4 coeficiente de sustentação de projeto e o 15 a espessura da
seção em porcentagem.
Segundo a literatura consultada, a camada limite se mantém laminar para valores de Rey-
nolds até a faixa de 300.000 a 500.000. E calculando a espessura da camada limite através de
equações dadas pela mesma literatura, chega-se a espessuras de poucos milímetros, ou seja, mui-
to distante de nossos pontos de medição. Isto pode em parte justificar os valores encontrados,
pois o decréscimo da pressão não é linear com a distância da superfície.
UFGRS | Medição de Pressão em Asa de Avião 23
6. DISCUSSÕES
Ao longo do desenvolvimento do trabalho foram encontradas diversas dificuldades. Algu-
mas se conseguiram solucionar durante a construção do experimento e outras ficaram para um
futuro. Algumas destas dificuldades foram construtivas, outras foram encontradas na hora da
instrumentação do avião. Estas dificuldades serão descritas para serem revolvidos ou melhoradas
em uma próxima medição.
A câmara estanque não pode ter a célula de deformação juntamente com a entrada da man-
gueira. O ideal é que sejam em paredes opostas. Colocou-se na câmara o Strain Gauge para me-
dir deformação juntamente com a entrada da tubulação que viria da asa. Com o manuseio, a pró-
pria posição da tubulação ocasionava uma deformação na tampa, fazendo variações não deseja-
das e não controladas na medição. No momento do vôo isto foi sanado fixando toda a instrumen-
tação numa bancada, e com isto não houve alteração nas leituras ao longo do vôo.
O Strain Gauge ficou com uma resolução muito baixa, ficando difícil de perceber pequenas
variações na pressão. O ideal seria alterar o circuito para obter mais resolução ou então conseguir
um instrumento de medição (multímetro) com maior resolução, pois o utilizado era de 200ma
apenas. O ideal seria com um escala automática.
O tubo de Pitot, por questões de construção, ficou com furos muito grandes para tomada de
pressão estática. Conforme a literatura, a relação L/D ficou maior do que deveria. Os furos foram
de 1,5 mm, por questões de maquinário utilizado. Não foi possível fazer furo menor. Mas o ideal
seria inferior a 1 mm. Talvez pudesse ser resolvido alterando os tubos para uns com paredes mais
espessas.
As mangueiras utilizadas eram muito grossas, o que impossibilitou a colocação dos 4 pon-
tos de tomada de pressão conforme o planejado. O ideal é que sejam usadas mangueiras de me-
nor diâmetro. Também seria possível com mais mangueiras alterar a disposição delas levando
para a região de menor pressão que influenciaria menos no vôo.
Utilizou-se na medida 3 instrumentos para medir pressão. O Strain Gauge, fabricado pelo
grupo, com um multímetro, um barômetro Garmin na escala de hectopascais e mais um manô-
metro de polegadas de coluna de água. O sistema com Strain Gauge não percebeu pequenas vari-
ações, mas conseguiu detectar as variações ao longo do vôo. O manômetro analógico de polega-
das de coluna de água não teve variação significativa para ser considerado. O barômetro Garmin
60 CSX apresentou os valores com boa precisão e com 1 casa decimal (em hectopascais). Em
Pascais a resolução é de 10 pascais.
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CONCLUSÕES
Desde o começo percebeu-se a grandiosidade e complexidade do assunto envolvido. Bus-
cou-se trabalhar com uma pequena área, dando o foco principal a instrumentação que é o objeti-
vo da disciplina. Além disso, com este trabalho, pode-se ter dado início a diversos estudos rela-
cionados a aerodinâmica e a instrumentação em outros trabalhos ou semestres. A visualização de
fenômenos físicos conhecidos pode ser alcançada e também aumentada a curiosidade por outros
fenômenos percebidos e não explicados. De uma maneira geral, os objetivos foram atingidos,
ficando algumas respostas e ainda muitas perguntas.
Em conformidade aos dados obtidos, foi possível verificar que os objetivos foram alcança-
dos. As pressões encontradas na parte superior da asa pelos tubos de Pitot levaram a cálculos de
velocidade de 84 kt. Ou seja, um valor bem próximo ao valor da velocidade real do avião que era
de 85 kt. As diferenças entre as diferentes medições foram muito pequenas, o que não afetou os
dados obtidos através dos cálculos. A pressão dinâmica obtida através da asa variou de 2,1 kPa a
1,4 kPa. O que mostra que os valores obtidos condizem com os valores teóricos, onde a zona de
maior pressão se encontra na parte da frente, e vai diminuindo ao longo do comprimento da sé-
cão da asa.
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REFERÊNCIAS BIBLIOGRÁFICAS
1. Pope, Alan, 1951. Basic Wing and Airfoil Theory. McGraw-hill Book Company, INC.
First Ed.
2. Da Rosa, Edison, 2006. Introdução ao Projeto Aeronáutico: uma contribuição a competição
SAE AeroDesign, Ed. Tribo da Ilha
3. FOX, R.W. e MCDONALD, A.T., 1995, Introdução à Mecânica de Fluidos, Editora Gua-nabara
4. Koogan S.A., Rio de Janeiro
5. Incropera, F. P. e DeWitt, D. P., 2002. Fundamentos de Transferência de Calor e Massa,
Editora LTC, Rio de Janeiro.
Sites Consultados:
http://www.vishay.com/company/brands/measurements-group/guide/500/500eds.htm
http://www.allaboutcircuits.com/vol_1/chpt_9/7.html
http://www.answers.com/topic/strain-gauge?cat=technology
https://buy.garmin.com/shop/shop.do?pID=310
https://buy.garmin.com/shop/store/assets/pdfs/specs/gpsmap60cx_60csx_spec.pdf
https://buy.garmin.com/shop/shop.do?pID=163#
https://buy.garmin.com/shop/store/assets/pdfs/specs/etrex_series_spec.pdf
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