Aeronaves
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Aileron esquerdo
Aileron direito
Fuselagem
Asa esquerdaFlapsElevador
Leme de direcçãoEstabilizador
horizontal
Estabilizador vertical
Barra de suporte
Elementos da aeronave
(leme de profundidade)
(deriva)
Asa direitaTrem de aterragem
Trem de aterragemprincipal
Estabilizador horizontal
Elevador
Stabilator
Compensador
Perfil alar
Asa
Bordo de fuga
Bordo de ataque
Asa e perfil alar
Bordo marginal
Raíz
Escoamento não perturbado
(Linha de) corda
ataque
(Linha de) flecha
Flecha (curvatura)
Espessura
“a montante”“a jusante”
Extradorso
Intradorso
Ângulo de ataque
(Eixo de) guinada(eixo vertical)
Eixos de controlo
(Eixo de) picada(eixo lateral)
(Eixo de) rolamento(eixo longitudinal)
Sustentação
Resistência
Peso
Tracção(força propulsora)
Voo horizontal estabilizado
Sustentação=
Peso
Peso
60º
Força centrípeta
Curva coordenada
Ângulo de pranchamento (graus)
Fact
or
de
carg
a
0 20 40 60 800
1
2
3
4
5
6
Força no piloto = Peso . sec (60º)
Total (fluido levado ao repouso)
(medida perpendicular ao escoamento)
Pressões
Estática
Velocidade aumenta
Hélice
Aumento de pressão total
“por continuidade”
Tubo de Pitot e Venturi
Escoamento de ar
Tomada de pressão estática
Medição de pressão total(tubo de Pitot)
Medição de pressão dinâmicapressão estática
Venturi(garganta)
Medição de pressão dinâmica(manómetro diferencial)
Pressão baixa“por Bernoulli”
Escoamento em torno de um perfil alar
Escoamento em relação a um referencial fixo ao perfil alar
Escoamento em relação a um referencial móvel com o escoamento não perturbado
Escoamento em relação a um referencial fixo ao perfil alar
Efeito Coanda
Leis de Newton: perfil alar não produz sustentação
Velocidade do ar junto ao objecto
Situação real: há produção de sustentação
Força no corpo
Força no ar
Produção de sustentação
Força no arForça na asa Força no arForça na asa
Ângulo de ataque geométrico nulo
Ângulo de ataque efectivo nulo
Escoamento relativo
Escoamento relativo
horizontal
Produção de sustentação
ΓΓΓΓ L = ρ = ρ = ρ = ρ U∞
Γ Γ Γ Γ Sustentação
Massa específicado ar (kg/m3)
Velocidade não perturbada do ar
Resistência aerodinâmica de uma aeronave
Res
istê
nci
a
ResistênciaTotal
Induzida
Parasita
do perfil alar
de outras componentes da aeronave
de pressão
de atrito
planador
20 40 60 80 100 120 140
0
2
4
6
8
10
12
14
16
Planador de alta eficiência
winglets
AR = b / c
Alongamento elevado
envergadura
corda
Velocidade
Efeitos da camada limite
Ângulo de ataque efectivo
Sust
enta
ção
ângu
lo d
e p
erd
a
Perda aerodinâmica(perfil alar)
superfície
Distribuição de velocidade na camada
Camada limite
Configurações de asa
Asa em delta
Asa em flecha
Rectangular
Trapezoidal
Elíptica
Diferentes valores de afilamento: λλλλ = cb / crna raíz
Asas
Asa alta
Asa baixa
Ângulo diedro
Consequênciasem
Estabilidade eControlo
λλλλ = cb / cr
no bordo marginal
Estabilidade e Controlo
Estabilidade estática
Estável InstávelNeutral
Estabilidadeestática Longitudinal (picada)
Lateral (rolamento)
Direccional (guinada)
Estabilidade ≠≠≠≠ Equilíbrio
Estabilidade lateral (rolamento)
Efeito diedro
Asa alta/baixa (efeito menos significativo)
estabilizante
Positivo � estabilizanteNegativo � instabilizante
Asa alta � estabilizanteAsa baixa � instabilizante
estabilizante
instabilizante
Estabilidade lateral (rolamento)
Flecha(estabilidade lateral)
Positiva � estabilizanteNegativa � instabilizante
Flecha positiva Flecha negativa(estabilidade direccional)
Estabilidade longitudinal (picada)
Perfil simétrico
Estável InstávelAumento na sustentação
Aumento na sustentação
Sustentação SustentaçãoCentro de gravidade
C.G.
Neutral
Momento de picada
Momento de cabragem
Aumento na sustentação
Sustentação
Equilíbrio ⇒⇒⇒⇒ Estabilizador horizontal
Estabilidade longitudinal (picada)
Asa
+
Sustentaçãoda asa
Sustentaçãoda asa
Sustentaçãoda asa
SustentaçãototalSustentação
total
SustentaçãoE.H.
SustentaçãoE.H.Ponto
neutroPeso
Peso
Estável
Neutral
x
Estabilizador horizontal (E.H.)
da asaSustentação
da asa
Sustentaçãoda asa
Sustentaçãoda asa
Sustentaçãototal
SustentaçãoE.H.
Sustentaçãototal
SustentaçãototalSustentação
total
SustentaçãoE.H.
SustentaçãoE.H.
SustentaçãoE.H.Ponto
neutro
PesoPeso
PesoPeso
Instável
Estabilidade longitudinal (picada)
Margem Estática (ME)
Coeficiente de volume do estabilizador (C )
Asa voadora
Positiva � estável
Negativa � instávelME = (xPN – xCG)/c
do estabilizador (Cv)
Cv = (L SEH)/(c SA)
2b= AR cr (λλλλ+1)(asa trapezoidal)
Estabilidadelongitudinal
Estabilidadedireccional
envergadura da asa
distância entre centros aerodinâmicos
superfícies do estabilizador (EH) e asa (A)
Estabilidade direccional (guinada)
β
Estabilizador vertical
Deriva � estabilidade (regra das áreas)Leme � controlo
Momento restituidor
Estabilidade dinâmica
Estabilidadedinâmica Longitudinal (picada)
Lateral (rolamento)
Direccional (guinada)
Positiva
Neutral
Acoplamento de modos
Negativa
Estabilidade dinâmica
Fugóide(período longo)
Rolamento holandês(rolamento e guinada)
Instabilidade espiral(rolamento e guinada)
(rolamento e guinada)(período curto)
(rolamento e guinada)(período longo)
Turbojacto
Propulsão a jacto
compressor centrífugo
compressor axial
tubeira tubeira
turbinaturbina
câmarade combustão
câmarade combustão
“Turbofan”
câmarade combustão
compressor AP
turbina AP
turbina BP
jacto quente
jacto frio
admissão de ar
“fan”
compressor BP
Razão de “by-pass” (ou diluição):B = (caudal ar frio) / (caudal ar quente)
Turbojacto
Propulsão a jacto
“Afterburner” Ondas de choque
“Turbofan”
Escoamentos a alta velocidade
⇓
Efeitos da compressibilidade do ar
Onda de choque normal
Efeitos da compressibilidade do ar
SupersónicoMach > 1
SubsónicoMach < 1
Número de Mach, M
V (escoamento) _______________V (som)
Onda de choque normal
Onda de choque oblíqua
Escoamento mantém-se supersónico (M > 1)
Alteração da direcção do escoamento
Escoamento transónico sobre as asas
Mach = 0.8
onda de choqueescoamento supersónico
risco de separação da camada limite
Ve
loci
dad
e d
o a
r (M
ach
)
onda de choque
Velocidade não perturbada
Distância (ao longa da corda)
Resistência de onda
devido à resistência de onda
Mach crítico
Po
tên
cia
ne
cess
ária
ângulo de flechaNúmero de Mach
nº.
de
Mac
h
Número de Mach
Ân
gulo
de
flec
ha
“Regra das
áreas”
4 de Novembro: Aula de introdução ao projecto e respectivo início. Os grupos de 4 alunos terão de estar constituídos nesta data.
11 de Novembro: Teste do tipo escolha múltipla sobre a matéria leccionada. Realizado na aula.
Calendário de eventos
Realizado na aula.
25 de Novembro: Início das apresentações orais dos projectos detalhados. Asapresentações serão realizadas ao longo de 3 aulas consecutivas, não sendo aordem das apresentações conhecida previamente. Terão a duração máxima de10 minutos cada, em moldes a decidir pelo próprio grupo. A falta de algum dos
elementos do grupo constitui um factor negativo na avaliação do trabalho. A
falta de todos os membros do grupo ou a indisponibilidade para apresentar
oralmente o trabalho conduz a classificação nula nesta componente.
9 de Dezembro: Fim das apresentações orais dos projectos. As classificaçõesdas apresentações são votadas pelos alunos nesta aula. O Prof. Responsávellevará em devida consideração esta informação no estabelecimento daprimeira das duas componentes da classificação da apresentação do trabalho.
16 de Dezembro (ou, mais provavelmente, um dia da primeira semana deJaneiro, a anunciar atempadamente): Apresentações práticas dos projectos(demonstração). A data definitiva encontra-se dependente da disponibilidadede local adequado. A segunda e última componente da classificação dade local adequado. A segunda e última componente da classificação daapresentação do trabalho é obtida neste dia. A falta de algum dos elementos
do grupo constitui um factor negativo na avaliação do trabalho. A falta de
todos os membros do grupo ou a indisponibilidade para fazer a demonstração
do projecto conduz a classificação nula nesta componente.
30 de Dezembro: Prazo de entrega dos relatórios dos projectos finais. O envioé exclusivo por email em formato "pdf" (forçosamente com a indicação de"SA-I" no "assunto") para o Prof. Responsável. A não entrega dentro do prazo é
penalizada com 2 valores por cada dia de atraso.