Introdução Ao Projeto de Aeronaves - Aerodinamica

Introdução ao Projeto de Aeronaves

Universidade Federal do Pará

Graduando Fábio Barros

Fundamentos da Aerodinâmica

Definição de Aerodinâmica

A aerodinâmica é o estudo do movimento de fluidos gasosos.

Pode ser definida como o estudo da interação dos corpos com o ar.

O estudo dos fenômenos que envolvem a aerodinâmica é de fundamental importância para o projeto global da aeronave.

Temas Abordados

Fundamentos da geração da força de sustentação;Características de um perfil aerodinâmico;Características particulares do escoamento sobre asas de

dimensões finitas;Força de arrasto em aeronaves;Teoria simplificada para o projeto aerodinâmico de bi-

planos.

A física da força de sustentação

A força de sustentação representa a maior qualidade que uma aeronave possui.

Utilizada como forma de vencer o peso da aeronave e assim garantir o vôo.

Alguns princípios físicos fundamentais: Terceira lei de Newton Princípio de Bernoulli

Matemática de Bernoulli

Na parte superior da asa a velocidade do ar é maior, logo, a pressão estática na superfície superior é menor do que na superfície inferior, o que acaba por criar uma força de sustentação de baixo para cima.

Princípio de Bernoulli

Se a velocidade de uma partícula de um fluido aumenta enquanto ela escoa ao longo de uma linha de corrente, a pressão dinâmica do fluido deve aumentar e vice-versa.

Diferença de Pressão

As partículas de ar terão uma maior velocidade na superfície superior do perfil quando comparadas a superfície inferior, desse modo, a diferença de pressão estática existente entre a superfície superior e inferior será a responsável pela criação da força de sustentação.

Diferença de Pressão

Número de Osborne Reynolds (Re)

É um número adimensional usado para o cálculo do regime de escoamento de determinado fluido sobre uma superfície.

A importância fundamental é a possibilidade de se avaliar a estabilidade do fluxo podendo obter uma indicação se o escoamento flui de forma laminar ou turbulenta.

Exemplo 1

Número de Osborne Reynolds (Re)

Exemplo 1: Determine o número de Reynolds para uma aeronave destinada a

participar da competição SAE AeroDesign sabendo-se que a velocidade de deslocamento é v = 16 m/s para um vôo realizado em condições de atmosfera padrão ao nível do mar (ρ = 1,225 kg/m³). Considere c = 0,35m e μ = 1,7894x10-5 kg/ms.

Solução:

5

5

. .

1,225.16.0,351,7894 10

3,833 10

e

e

e

v cR

R

R

Teoria do perfil aerodinâmico

Um perfil aerodinâmico é uma superfície projetada com a finalidade de se obter uma reação aerodinâmica a partir do escoamento do fluido ao seu redor.

Os termos aerofólio ou perfil aerodinâmico são empregados como nomenclatura dessa superfície.

Tipos de básicos de Aerofólios

Simétrico

Semi-simétrico

Plano-convexo

Concavo-convexo

Exemplos de Perfis

DrelaEpplerClark YNacaSeligWortmannBoeing

Perfis Clássicos

Clark Y

Göttingen

NACA 009

Perfis Reflex

Clark YS

Hepperler MH-18

Wortmann FX 05 H 126

Perfis de alta Sustentação

Eppler E 423

Wortmann FX 74 CL5 140

Selig S 1223

Desempenho de um Perfis Aerodinâmico

As principais características aerodinâmicas de um perfil. Coeficiente de sustentação (Cl) Coeficiente de arrasto (Cd) Coeficiente de momento(Cm) A posição do centro aerodinâmico Eficiência aerodinâmica.

Ângulo de Ataque (α)

O ângulo de ataque α é o termo utilizado pela aerodinâmica para definir o ângulo formado entre a linha de corda do perfil e a direção do vento relativo.

Representa um parâmetro que influi decisivamente na capacidade de geração de sustentação do perfil.

Ângulo de Incidência (θ)

O ângulo de incidência θ pode ser definido como o ângulo formado entre a corda do perfil e um eixo horizontal de referência.

Geralmente as asas são montadas na fuselagem de modo a formarem um pequeno ângulo de incidência positivo.

Curva Característica doCoeficiente de Sustentação

O coeficiente de sustentação é usualmente determinado a partir de ensaios em túnel de vento ou em softwares específicos que simulam um túnel de vento.

0 2 4 6 8 10 12 140

0.5

1

1.5

2

2.5

Perfil S1223 - cl x Alfa - Re 350000

αCoe

ficie

nte

de S

uste

ntaç

ão

Coeficiente de Sustentação

O coeficiente de sustentação representa a eficiência do perfil em gerar a força de sustentação.

Perfis com altos valores de coeficiente de sustentação são considerados como eficientes para a geração de sustentação.

O coeficiente de sustentação é função do modelo do perfil, do número de Reynolds e do ângulo de ataque.

Curva Característica do Coeficiente de Arrasto

O coeficiente de arrasto representa a medida da eficiência do perfil em gerar a força de arrasto.

0 2 4 6 8 10 12 140

0.0050.01

0.0150.02

0.0250.03

0.0350.04

Perfil S1223 - cd x Alfa - Re 350000

α

Coef

icie

nte

de A

rras

to

Coeficiente de Arrasto

Enquanto maiores coeficientes de sustentação são requeridos para um perfil ser considerado eficiente para produção de sustentação, menores coeficientes de arrasto devem ser obtidos.

Para um perfil, o coeficiente de arrasto também é função do número de Reynolds e do ângulo de ataque.

Curva Característica do Coeficiente de Momento

0 2 4 6 8 10 12 14

-0.3

-0.25

-0.2

-0.15

-0.1

-0.05

0

Perfil S1223 - cm x Alfa - Re 350000

α

Coef

icie

nte

de M

omen

to

Curva Característica da Eficiência Aerodinâmica

0 2 4 6 8 10 12 140

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

Perfil S1223 - cl/cd x Alfa - Re 350000

α

Efic

iênc

ia A

erod

inâm

ica

Coeficiente Angular (a0) da curva Cl x α

É matematicamente expressa pela equação:

Determinação do coeficiente angularA equação pode ser reescrita

Coeficiente Angular (m0) da curva Cm x α

Similar ao modelo utilizado para a curva cl versus a.

Exemplo 2

Coeficiente Angular

Exemplo 2 Determinação do coeficiente angular das curvas Cl X α e Cm X α de um

perfil aerodinâmico. α =5° = 8,72x10-2rad tem-se Cl2=1,7 , Cm2=-0,2624 α =2° = 3,48x10-2rad tem-se Cl1=1,3 , Cm1=-0,2645

Solução: a0=7,63/rad ; m0=0,04/rad

0 2 4 6 8 10 12 140

0.5

1

1.5

2

2.5


α

Coe

ficie

nte

de S

uste

ntaç

ão

0 2 4 6 8 10 12 14

-0.3

-0.25

-0.2

-0.15

-0.1

-0.05

0


α

Coe

ficie

nte

de M

omen

to

Forças aerodinâmicas e momentos em perfis

Existem três características aerodinâmicas muito importantes para a seleção adequada de um perfil.


a) Determinação da capacidade de geração de sustentação do perfil através do cálculo da força de sustentação;

b) Determinação da correspondente força de arrasto;

c) Determinação do momento resultante ao redor do centro aerodinâmico que influenciará decisivamente nos critérios de estabilidade longitudinal da aeronave.


Cálculo da Força de Sustentação

Cálculo da Força de Arrasto

Cálculo do Momento


Exemplo 3 Determinação das forças aerodinâmicas e momento em um perfil. Considere um perfil Selig 1223, cujas curvas características estão apresentadas na figura a

seguir. Sabendo-se que este perfil possui corda igual a 0,35m e que o mesmo está submetido a um escoamento com velocidade igual a 16m/s, determine para uma condição de vôo ao nível do mar (ρ = 1,225 kg/m³) as forças de sustentação e arrasto bem como o momento resultante ao redor do centro aerodinâmico para um ângulo de ataque de 10°.

α =5° tem-se Cl=1,7 , Cm=-0,2624 , Cd= 0,02

0 2 4 6 8 10 12 140

0.5

1

1.5

2

2.5


α

Coef

icie

nte

de S

uste

ntaç

ão

0 2 4 6 8 10 12 14

-0.3-0.25

-0.2-0.15

-0.1-0.05

0


α

Coef

icie

nte

de M

omen

to

0 2 4 6 8 10 12 140

0.01

0.02

0.03

0.04

Perfil S1223 - cd x Alfa - Re 350000

α

Coef

icie

nte

de A

rras

to

Centro de Pressão

Geralmente é obtido a partir de ensaios em túnel de vento ou com a solução analítica.

Os ensaios realizados em túnel de vento permitem determinar a distribuição de pressão no intradorso e no extradorso.

A diferença de pressão existente que é responsável pela geração da força de sustentação

Centro de Pressão

A força resultante é obtida a partir de um processo de integração da carga distribuída entre o bordo de ataque e o bordo de fuga do perfil.

Centro de Pressão

Essa força é denominada resultante aerodinâmica e o seu ponto de aplicação é chamado de centro de pressão (CP)

Centro de Pressão

Para elevados ângulos de ataque, o centro de pressão se desloca para frente, e pequenos ângulos de ataque o centro de pressão se desloca para trás.

Uma aeronave em vôo depende, da posição relativa do CG e da localização do CP, um avião com o CG localizado entre 20% e 35% da corda da asa possui um balanceamento com boas condições de estabilidade.

Centro Aerodinâmico

Uma forma muito utilizada atualmente para se determinar a localização do centro de gravidade de uma aeronave é o conceito do centro aerodinâmico do perfil.

O momento atuante independe do ângulo de ataque e portanto é praticamente constante.

As perguntas relação ao centro aerodinâmico de um perfil:

Este ponto pode existir? Se existe, como ele é encontrado?

Centro Aerodinâmico

Matematicamente expresso pela equação:

Centro Aerodinâmico Determinação da localização do centro aerodinâmico de um perfil. A partir das curvas Cl x α e Cm x α do perfil Selig 1223 mostradas na figura a seguir, determine a

posição do centro aerodinâmico a partir da posição c/4. α =5° = 8,72x10-2rad tem-se Cl2=1,7 , Cm2=-0,2624

α =2° = 3,48x10-2rad tem-se Cl1=1,3 , Cm1=-0,2645

Solução: xac / c = -0,0052 => 0,52%

0 2 4 6 8 10 12 140

0.5

1

1.5

2

2.5


α

Coef

icie

nte

de S

uste

ntaç

ão 0 2 4 6 8 10 12 14

-0.3

-0.25

-0.2

-0.15

-0.1

-0.05

0


α

Coef

icie

nte

de M

omen

to

Asa de Envergadura Finita

A discussão anterior mostrou os conceitos aerodinâmicos fundamentais para o projeto de um perfil aerodinâmico, no qual o escoamento é estudado em duas dimensões (2D), não se considera a envergadura da asa.

Forma Geométrica das Asas

As asas possuem diversas formas geométricas, porém os principais tipos são retangular, trapezoidal, elíptica e mista.

Cada uma possui sua característica particular com vantagens e desvantagens quando comparadas entre si

Asa Retangular

DesvantagemPossui baixa eficiência aerodinâmica.Isto ocorre devido ao arrasto de ponta de asa

também conhecido por arrasto induzidoVantagem

Maior facilidade de construçãoMenor custo de fabricação quando comparada as

outras. Cálculo de área

Asa Trapezoidal

VantagemÓtima eficiência aerodinâmica.A redução gradativa da corda entre a raiz e a ponta

da asa consegue-se uma significativa redução do arrasto induzido.

DesvantagemO processo construtivo é um pouco mais complexo.

Cálculo de área

Asa Elíptica

VantagemProporciona a máxima eficiência aerodinâmica.

DesvantagemPossui maior grau de dificuldade de construção.

Cálculo de área

Asa Mista

VantagemApresenta boa eficiência aerodinâmica.Maior área de asa com menor arrasto induzido.

DesvantagemDependendo do posicionamento do trapézio, a asa

pode ter um momento maior.Cálculo de área pode ser feito usando as equação do

trapézio e do retângulo.

Fixação das Asas na Fuselagem

Podendo ser classificada como alta, média ou baixa.

Asa Alta

Melhor relação L/D.Maior estabilidade lateral da aeronave.Menor comprimento de pista necessário para o pouso uma

vez que minimiza a ação do efeito solo.Simplifica o processo de colocação e retirada de carga.

Asa Média

Geralmente está associada com a menor geração de arrasto entre as três localizações citadas.

O momento fletor na raiz da asa exige a necessidade de uma estrutura reforçada na fuselagem da aeronave.

Asa Baixa

Asa baixa possui uma melhor manobrabilidade de rolamento da aeronave além da necessidade de um menor comprimento de pista para a decolagem.

Esse tipo de asa possui menor estabilidade lateral.Havendo a necessidade da adição do ângulo de diedro.

Alongamento em Asa Retangular

O alongamento em asas de forma geométrica retangular representa a razão entre a envergadura e a corda do perfil.

Pode ser calculado de acordo com a equação a seguir.

Alongamento para outras geometrias

O alongamento pode ser determinado relacionando-se o quadrado da envergadura com a área em planta da asa.

A equação pode ser expressa como:

Cuidados com o alongamento

Problemas de ordem estrutural: A deflexão e o momento fletor. Aumento das tensões atuantes na estrutura.

Manobrabiliade da aeronave: Razão de rolamento menor quando comparada a

uma asa de baixo alongamento.

Relação de Afilamento (λ)

Razão entre a corda na ponta e a corda na raiz.

Equação:

Exemplo4

Corda Média Aerodinâmica

A corda média aerodinâmica é definida como o comprimento de corda multiplicado pela área da asa, pela pressão dinâmica e pelo coeficiente de momento ao redor do centro aerodinâmico da asa.

A corda média aerodinâmica é o valor do momento aerodinâmico ao redor do centro aerodinâmico do avião.

Corda Média Aerodinâmica

O valor da corda média aerodinâmica e sua localização podem ser determinados respectivamente a partir da solução da equações a seguir.

Exemplo5

Forças Aerodinâmicas e Momentos em Asas Finitas

A asa finita também possui suas qualidades para geração de sustentação, arrasto e momento.

Os coeficientes são responsáveis pela capacidade da asa em gerar as forças de sustentação e arrasto além do momento ao redor do centro aerodinâmico da asa.

Cálculo das forças e momentos da asa:

Exemplo6

Coeficiente de Sustentação em Asas Finitas

Perguntas intuitivas que são feitas.O coeficiente de sustentação dessa asa é o mesmo do

perfil aerodinâmico?A diferença entre o coeficiente de sustentação da asa e

do perfil está associada aos vórtices produzidos na ponta da asa.

Coeficiente de Sustentação em Asas Finitas

E quanto é menor?

A resposta para esta questão depende da forma geométrica e do modelo da asa.

Alto alongamento (AR > 4)

Através da teoria da linha sustentadora de Prandtl, podemos estimar o coeficiente angular da curva CL x α da asa finita em função do coeficiente angular da curva Cl x α do perfil.

A equação somente é válida para asas de alto alongamento operando em regime subsônico

Alto alongamento (AR > 4)

Fator de eficiência de envergadura da asa.

Fator de arrasto induzido.

Baixo alongamento (AR < 4)

Relação aproximada para o cálculo do coeficiente angular da curva CL versus a foi obtida por Helmbold’s baseada na teoria da superfície sustentadora.

A equação é dada por:

Asas Enflechadas

Reduzir a influência do arrasto de onda existente em velocidades transônicas e supersônicas.

Asa com enflechamento para trás tem efeito de diedro. Geralmente uma asa enflechada possui um coeficiente de

sustentação menor quando comparada a uma asa não enflechada.

Asa com enflechamento para frente ajuda no controle do avião em pequenas velocidades.

Asas Enflechadas

Geometria da asa enflechada

Asas Enflechadas

O ângulo de enflechamento é referenciado a partir da linha de corda média.

O coeficiente angular da pode ser determinado equação apresentada por Kuchemann.

Comparação entre Asa e Perfil

Para cada um dos três casos citados, asa finita sempre será menor que o do perfil.

Comparação entre Asa e Perfil

A região linear da curva pode ser calculada.

Exemplo

Estol em asas finitas

O aumento do ângulo de ataque proporciona um aumento do coeficiente de sustentação, porém existe um limite máximo.

Este limite máximo é designado na industria aeronáutica por ponto de estol.

O estudo do estol é de extrema importância para o projeto pois através desse estudo podemos determinar:

A mínima velocidade da aeronave Comprimentos de pista necessários ao pouso e

decolagem.


O estol é provocado pelo descolamento do escoamento na superfície superior da asa.


Essa velocidade pode ser calculada a partir da equação fundamental da sustentação e escrita da seguinte forma:

A equação deve ser analisada cuidadosamente.

Influência da Forma da Asa na Propagação do Estol

A propagação do estol ao longo da envergadura de uma asa depende da forma geométrica é importante para a determinação da localização dos ailerons e dos flapes.

Influência da Forma da Asa na Propagação do Estol

A fotografia mostra uma situação onde pode-se observar o descolamento da camada limite próxima à raiz da asa.

Torção Geométrica

A grande maioria das aeronaves possui asa afilada, e uma das soluções utilizadas para se evitar o estol de ponta de asa é a aplicação da torção geométrica.

Exemplo7

Utilização de flapes na aeronave

Os flapes são dispositivos hiper-sustentadores que consistem de abas ou superfícies articuladas existentes nos bordos de fuga das asas de um avião.

Quando estendidos aumentam a sustentação e o arrasto de uma asa pela mudança da curvatura do seu perfil e do aumento de sua área.


Os flapes podem ser utilizados em dois momentos críticos do vôo:

Durante a aproximação para o pouso. Durante a decolagem, permitindo que a aeronave

percorra a menor distância no solo antes de atingir a velocidade de decolagem.


Os principais tipos de flapes utilizados nas aeronaves.


O efeito provocado pela aplicação dos flapes.


A aplicação dos flapes proporciona um aumento no arqueamento do perfil.

O coeficiente de sustentação máximo obtido pela equação.

Exemplo

Distribuição de Sustentação

A determinação da distribuição de sustentação ao longo da envergadura de uma asa representa um fator de grande importância para o dimensionamento estrutura.


A distribuição da circulação ao longo da envergadura da asa pode ser calculada diretamente pela aplicação da equação:

Γ0 é uma constante e representa a circulação no ponto médio da asa


Γ0 é determinado através do estudo estrutural da asa.

Considerando-se uma variação da posição de y de –b/2 até +b/2 e a força de sustentação atuante para cada seção pode ser obtida pela aplicação do teorema de Kutta-Joukowski.

Exemplo

Distribuição para formas Diferente da Elíptica

Asa trapezoidal

A distribuição de sustentação pode ser obtida através de um modelo denom inado aproximação de Schrenk.

O método basicamente representa uma média aritmética entre a distribuição

Exemplo

Arrasto em Aeronaves

Estimar a força de arrasto total de uma aeronave é uma tarefa difícil de se realizar.

Tipos de ArrastoArrasto de atrito: Arrasto de pressão ou arrasto de forma: Arrasto de perfil: Arrasto de interferência: Arrasto induzido: Arrasto parasita:

Arrasto induzido

O arrasto induzido é caracterizado como um arrasto de pressão e é gerado pelos vórtices de ponta de asa que produzem um campo de escoamento perturbado sobre a asa.

Arrasto induzido

O coeficiente de arrasto induzido é definido pela Equação.

Arrasto induzido

Técnicas para Redução do Arrasto Induzido

Podemos concluir que o primeiro ponto ou técnica que pode ser utilizada para a redução do arrasto induzido é aplicar o projeto de uma asa de forma elíptica ou muito próxima dela.

A variação do alongamento da asa, onde pode-se notar que um aumento do alongamento é benéfico para a redução do arrasto induzido

Efeito Solo

O efeito solo representa um fenômeno que resulta em uma alteração do arrasto quando a aeronave realiza um vôo próximo ao solo.

Efeito Solo

O efeito solo geralmente se faz presente a uma altura inferior a uma envergadura da asa, ou seja, acima dessa altura a aeronave não sente a presença do solo.

A uma altura de 30% da envergadura em relação ao solo pode-se conseguir uma redução de até 20% no arrasto induzido.

uma altura em relação ao solo de 10% da envergadura da asa consegue-se até 50% de redução do arrasto induzido

Efeito Solo

A expressão proposta para calculo do efeito solo:

Presença do efeito solo no arrasto induzido.

É importante ressaltar que para o vôo em altitude, o fator de efeito solo é igual a 1

Arrasto Parasita

É o arrasto total do avião menos o arrasto induzido.

Placa plana para escoamento Laminar

Placa plana para escoamento Turbulento

Arrasto ParasitaAtravés de várias aproximações Raymer sugere:

Exemplo

Aerodinâmica da Empenagem

O dimensionamento dos componentes da empenagem de um avião representa um dos aspectos mais empíricos e menos preciso de todo o projeto.

Durante a fase preliminar do projeto de uma nova aeronave, as dimensões das superfícies horizontal e vertical da empenagem devem ser suficientes para se garantir a estabilidade e o controle da aeronave

Equações de Volume de Cauda

Volume de cauda horizontal

Volume de cauda vertical

Baseado em dados históricos, os valores dos volumes de cauda estão compreendidos na seguinte faixa

Principais Configurações de Empenagens

As principais configurações de empenagem geralmente utilizadas nas aeronaves são denominadas como convencional, cauda em T, cauda em V, cauda dupla e cruciforme.

Configuração Convencional

A configuração convencional geralmente é a utilizada em praticamente 70% dos aviões, este modelo é favorecido pelo seu menor peso estrutural quando comparada às outras configurações citadas e também possui boas qualidades para se garantir a estabilidade e o controle da aeronave.

Configuração TA cauda em T possui uma

estrutura mais pesada e a superfície vertical deve possuir uma estrutura mais rígida para suportar as cargas aerodinâmicas e o peso da superfície horizontal.

Uma característica importante da configuração em T é que a superfície horizontal atua como um “end plate” na extremidade da superfície vertical resultando em um menor arrasto induzido.

Configuração V

A configuração em V geralmente pode ser utilizada na intenção de se reduzir a área molhada da empenagem além de propiciar um menor arrasto de interferência, porém sua maior penalidade é com relação a complexidade dos controles uma vez que leme e profundor devem trabalhar em conjunto como forma de se manobrar a aeronave.

Configurações Dupla

A cauda dupla normalmente é utilizada como forma de se posicionar o estabilizador vertical fora da esteira de vórtices principalmente em elevados ângulos de ataque.

Perfis para a Empenagem

Os perfis aerodinâmicos simétricos mais utilizados para a construção das empenagens de uma aeronave destinada a participar da competição SAE AeroDesign.

Normalmente a superfície horizontal assume uma forma geométrica retangular e a superfície vertical em 99% dos casos assume uma forma trapezoidal.

Exemplo

Polar de Arrasto

Questões fundamentaisO que é uma polar de arrasto?Qual sua importância?

Uma obtenção precisa da curva que define a polar de arrasto de uma aeronave é essencial para um ótimo projeto.

A polar de arrasto representa uma curva que mostra a relação entre o coeficiente de arrasto e o coeficiente de sustentação de uma aeronave completa.

Polar de Arrasto

A polar de arrasto mostra toda a informação aerodinâmica necessária para uma análise de desempenho da aeronave.

O arrasto total é obtido a partir da soma do arrasto parasita com o arrasto de onda e com o arrasto devido a geração de sustentação na aeronave

Polar de Arrasto

O arrasto de onda pode ser desprezado durante os cálculos do projeto de uma aeronave destinada a participar da competição SAE-AeroDesign, uma vez que esta parcela de arrasto somente se faz presente em velocidades transônicas ou supersônicas.

O fator de eficiência de Oswald representa cerca de 75% do fator de eficiência de envergadura.

Polar de Arrasto

Polar de Arrasto

Para toda polar de arrasto existe um ponto no qual a relação entre CL e CD assume o seu máximo valor, esse ponto é denominado na aerodinâmica de ponto de projeto e representado na nomenclatura por (L/D)máx ou eficiência máxima Emáx.

Polar de Arrasto

Coeficiente de sustentação que maximiza a eficiência aerodinâmica.

Coeficiente de arrasto

eficiência aerodinâmica máxima

Aerodinâmica de Biplanos

Esta seção apresenta as principais características aerodinâmicas pertinentes a configurações de biplanos

GAP – Distância Vertical entre as Asas

O “gap” é a distância vertical entre as asas de um biplano e deve ser medido perpendicularmente ao eixo longitudinal da aeronave.

O principal fator a ser avaliado para a determinação da relação gap/corda é a interferência do escoamento gerado em cada uma das asas

Ângulo de Stagger

O termo “Stagger” é definido como a diferença de posição entre o bordo de ataque das duas asas.

As vantagens do “stagger” são muito pequenas, um biplano pode possuir ângulo de “stagger” simplesmente para facilitar a visão do piloto

Decalagem

O termo decalagem representa a diferença entre os ângulos de incidência das asas de um biplano.

A decalagem é considerada positiva quando o ângulo de incidência da asa superior for maior que o ângulo de incidência da asa inferior da aeronave.

Decalagem

O ângulo de decalagem é muito pequeno e tem finalidade de melhorar as características de estol da aeronave, pois com uma decalagem positiva, a asa superior da aeronave tenderá a estolar antes da asa inferior uma vez que seu ângulo de incidência é maior.

Se os ailerons estiverem posicionados na asa inferior, estes ainda possuirão comando para recuperar a aeronave de uma possível situação de estol, pois a asa inferior ainda estará em condições normais de vôo

Cálculo de um Monoplano Equivalente

Esta análise é realizada a partir do cálculo da envergadura do monoplano equivalente, ou seja, as duas asas do biplano podem ser substituídas por uma única asa de um monoplano.

O cálculo da envergadura do monoplano equivalente pode ser realizado a partir da aplicação da equação a seguir.

Cálculo de um Monoplano Equivalente

Alongamento Equivalente.

Exemplo

Dicas para a realização do projeto aerodinâmico

1) Determinar a configuração prévia da aeronave com a proposta de alguns modelos de asa e pelo menos três perfis diferentes para serem analisados.

2) Estimar as dimensões mínimas e o modelo das empenagens. 3) Realizar um desenho prévio da aeronave e estimar a área molhada Swet. 4) Para cada asa e perfil analisados devem ser realizados os cálculos para se obter a polar

de arrasto da aeronave com a respectiva eficiência máxima de cada modelo. 5) Realizar a seleção do modelo da asa e do perfil ideal avaliando as condições necessárias

para a decolagem da aeronave dentro do limite de pista estipulado pelo regulamento. 6) Determinar a distribuição do carregamento ao longo da envergadura da asa pela

aproximação de Schrenk. O resultado obtido será utilizado para o dimensionamento estrutural da aeronave.

7) Realizar processos de otimização como forma de se obter significativas melhorias na aerodinâmica da aeronave.

8) Tentar realizar ensaios aerodinâmicos na aeronave como forma de validar os cálculos realizados.

Introdução Ao Projeto de Aeronaves - Aerodinamica

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