aeronaves conceitos e anatomia labace 2016

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Aeronaves 
Tiago Giglio 
 
Conceitos e Anatomia 
 
2 
JETWIND 
www.jetwind.com.br 
Módulo 1 – Conceitos Básicos 
1.1 Aerodinâmica 
Definições: 
 
1. palavra complexa originada do grego “ar” (αηρ) e “energia” 
(δθναμισ). (N.F. Krasnov) 
 
2. ciência, parte da Mecânica, que estuda o ar em movimento; 
estabelece, em suas bases, leis especiais de interação entre 
escoamento de ar e corpos sólidos. 
 
 
 
4 
Nós, 
dinossauros, 
manjamos 
Aerodinâmica! 
1.1.1 Aerodinâmica e Projeto de Aeronaves 
A ferramenta básica para o projeto de aeronaves é a 
Aerodinâmica que baseia-se em conceitos como: 
 
 Sustentação; 
 Arrasto; 
 Pressão, temperatura, densidade e viscosidade do ar; 
 Número de Reynolds; 
 Número de Mach; 
 Camada Limite. 
 
5 
6 
fonte: www.ctie.monash.edu.au/hargrave/cayley.html 
1.2 Grandezas e Unidades 
Grandezas 
 
 escalares: número + unidade (ex.: massa, tempo, volume) 
 vetoriais: módulo, direção e sentido + unidade (ex.: força, 
velocidade, aceleração) 
 
O Sistemas Internacional de Unidades (SI) convencionou 7 
grandezas de base: 
 
❶ comprimento, ❷ massa, ❸ tempo, ❹ corrente elétrica, 
❺ temperatura termodinâmica, ❻ quantidade de matéria e 
❼ intensidade luminosa. 
 
Unidades 
 
 de base: convenciondas pelo SI 
 derivadas: originadas a partir das fundamentais 
 
7 
8 
V V 
V V 
Vetor 
Velocidade 
Unidades comuns em Engenharia Aeronáutica e Aviação são: 
 
Velocidade ’ nó [kt], pé/segundo [ft/s], pé/minuto [fpm] 
 1 kt = 1,852 km/h │ 1 ft/s = 1,09728 km/h 
 
Comprimento ’ milha náutica [nm] 1 nm = 1852 m 
 ’ pé [ft] 1 ft = 0,3048 m 
 
Massa ’ libra [lb] 1 lb = 0,453592 kg 
 ’ slug 1 slug = 14,693903 kg 
 
Volume ’ galão americano [gl] 1 gl (US) = 3,785412 L 
 
Pressão ’ atmosfera [atm] 
 ’ milibar [mb] 1 atm = 1013,25 mb 
 ’ milímetro de Mercúrio [mmHg] 1 atm = 760 mmHg 
 ’ psi 1 atm = 14,6959 psi 
 
 
9 
1.2.1 Grandezas e Unidades em Engenharia 
Aeronáutica e Aviação 
Pressão 
 
Pressão [Pa] ou [N/m2] é componente normal da força F [N] por 
unidade de área A [m2] definida por: 
 
 
A
F
=P
fonte: www.nicolas.fr fonte: precisionneedles.com 
10 
 
 Pressão absoluta (vácuo perfeito, “P = 0 Pa”) 
 
 Pressão manométrica (relativa à pressão local de um sistema) 
 
 Pressão barométrica [atm] (relativa à atmosfera) 
 
 Pressão estática Ps [Pa] (ar em repouso) 
 
 Pressão dinâmica q [Pa] (escoamento com V ≠ 0) ’ 
 
tal que: ρ = densidade do ar (1,225 kg/m3 a 15oC, no nível do mar) 
 V = velocidade do corpo em relação ao ar 
2ρV
2
1
=q
11 
Líquidos e Gases ’ Pressão = colisões entre moléculas 
[Pa] 
Temperatura 
Temperatura [K] é a referência da energia interna de um 
sistema, ou seja, medida do estado térmico ou estado de 
agitação das moléculas de um corpo. 
 
Densidade 
 
Densidade ou massa específica ρ [kg/m3] é definida como a 
quantidade de massa m encontrada no interior de um volume 
unitário v. 
 
v
m
=ρ
12 
13 
“Microtreliça” de níquel 
cujo volume é 99,99 % 
ar; 
ρ = 0,9 mg/cm3 
fo
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th
an
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ir/
 
Aerogel; 
ρ = 20 mg/cm3 
fonte: NASA 
Viscosidade 
A viscosidade [Pa.s] ou [N.s/m2] é a medida da resistência ao cisalhamento de 
um fluido. 
 
 
 
 
 
 
 
tal que: τ = tensão de cisalhamento [N] 
 μ = viscosidade dinâmica ou absoluta [N.s/m2] 
 ΔV = gradiente de velocidade do fluido [m/s] 
 Δy = distância entre A e B [m] 
 T = temperatura [K] 
 
 
 
Com o aumento da temperatura, a viscosidade dos gases 
aumenta enquanto a dos líquidos diminui. 
V 
y 
A 
B 
F 
V = 0 
yΔ
VΔ
μ=τ
14 
(Eq. de Sutherland) 
1.2.1.1 Número de Mach 
15 
Ernst Mach 
1.3 Atmosfera Padrão – ISA 
A Atmosfera Padrão ou ISA (International Standard Atmosphere) 
é um modelo matemático da atmosfera terrestre publicado em 
1962 pela ICAO (International Civilian Aviation Organization). 
 
Em 1976 foi publicado um o US Standard Atmosphere atualizado 
pelo COESA (United States Committee on Extension to the 
Standard Atmosphere) e instituições americanas associadas que 
baseados em dados de satélites, foguetes e teoria dos gases 
perfeitos representaram a densidade e temperatura 
atmosféricas do nível do mar até 1000 km (3.280.840 ft). 
16 
fonte: http://history.nasa.gov/NP-119/p71.htm 17 
a 80.000 m 
Vsom = 274 m/s 
18 a 0 m 
Vsom = 340 m/s 
19 
Scaled Composites SpaceShipOne 
Lançada do Scaled Composites WhiteKnightOne, a SpaceShipOne bateu o recorde 
altitude do X-15 atingindo 367.422 ft (111.990 m) de altitude em 04/10/2004. 
fonte: http://w
w
w
.virgingalactic.com
/m
ultim
edia/album
/w
hiteknightone-and-spaceshipone/ 
1.4 Sistema Anemométrico 
20 
fonte: http://flighttraining.aopa.org/images/ft_magazine/article_art/0304pitotstaticbig.jpg 
Ptotal = Ps + q 
O sistema anemométrico tem a função de prover informações 
elementares para o controle da aeronave em voo. Compreende 
basicamente tubo(s) de Pitot e tomada(s) de pressão estática 
cujas medições são enviadas ao velocímetro, climb, altímetro e 
ADC(s) (Air Data Computer). Os cálculos realizados pelo sistema 
anemométrico baseiam-se na equação: 
Pitot 
21 
Mikoyan-Gurevich MiG-23 
SDZ 50 Puchacz 
Bombardier Global 6000 
PITOT 
PITOT 
PITOT 
PITOT 
Cessna 172 
22 
ADIRU – Air Data Inertial Reference Unit SAARU – Secondary Attitude Air Data Reference Unit 
ASI – Air Speed Indicator PFD – Primary Flight Displays 
ADM – Air Data Module ALT – Altimeter 
AIMS – Airplane Information Management System 
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l#
sp
ec
ifi
c Arquitetura de um Sistema Anemométrico atual 
(após 1994) adotado pela Boeing 
ARINC 429 
LINHA 
PNEUMÁTICA 
LINHA 
PNEUMÁTICA 
FIOS 
LINHA 
PNEUMÁTICA 
23 Airbus A350 
ICE DETECTOR 1 
SSA 1 SSA 2 
SSA 3 
ICE DETECTOR 2 
OAT 2 
OAT 1 
AoA 
SBP 
SBSP L SBSP L 
MFP 1 
MFP 2 
MFP 3 
ISP 1,2 E 3 R ISP 1,2 3 3 L 
AoA – Angle of Attack 
ISP – Integrated Static Port 
MFP – Multifunction Probe 
OAT – Outside Air Temperature 
SSA – Side Slip Angle 
SBP – Standby Pitot 
SBSP – Standby Static Port 
1.5 Escoamento 
Em Aerodinâmica, escoamento é o ar em movimento e pode ser: 
 
 bidimensional: descrito por um sistema de 2 coordenadas 
em um plano para simplificação de determinadas análises 
como, por exemplo, escoamento em dutos; 
 
 tridimensional: descrito por um sistema de 3 coordenadas no 
espaço; 
 
 
 
24 
Pratt & Whitney F135 
 
 laminar; 
 turbulento; 
 compressível: escoamento com densidade ρ variável; 
 incompressível: escoamento densidade ρ constante. 
 
 
 
 
25 
1.6 Condição do Escoamento – Número de 
Reynolds 
Após experimentos com água e tinta em tubos, Osborne 
Reynolds estabeleceu em 1833 uma relação entre forças de 
inércia e viscosas que atuam sobre um escoamento 
incompressível, o Número de Reynolds Re dado por: 
 
 
 
 
onde: V = velocidade do escoamento livre; 
 l = comprimento característico; 
 ρ = densidade do fluido; 
 µ = viscosidade dinâmica. 
 
μ
ρVl
=Re
26 
A partir de Re, defini-se os tipos de escoamento: 
 
 laminar: as camadas defluido “escorregam” umas sobre as 
outras, a troca de massa entre camadas adjacentes é muito 
pequena; 
 
 turbulento: as partículas de fluido se movimentam 
desordenadamente em todas as direções. 
 
 
fo
nt
e:
 w
w
w
.g
oo
gl
e.
co
m
 
27 
Em dutos, tem-se: 
 
Re < 2300 ’ escoamento laminar; 
Re > 2300 ’ escoamento turbulento. 
 
 
 
 
 
 
 
Em aerofólios, tem-se: 
 
2x106 < Re < 3x107 ’ escoamento laminar; 
Re > 5x107 ’ escoamento turbulento. 
 
28 
Wortmann FX 35-135 Wortmann FX 35-135 
1.7 Ciência e Aviação – Breve Histórico 
O estudo das ciências exatas, principalmente a Aerodinâmica, 
contribuiu para a solução de problemas elementares da Aviação 
em seus primórdios como: 
 
 Voo no “mais pesado que o ar” 
 Controle do voo 
 Dispositivos de ensaios 
29 
1.7.1 O Voo no “Mais Pesado que o Ar” 
Otto Von Lilienthal voou pela primeira vez em 1891 em seu 
planador Derwitzer. Tecnicamente, este é o marco do voo em 
um aparelho “mais pesado que o ar”. 
Planador Derwitzer 
Peso: 18 kg 
Envergadura: 7 m 
Área de Asa: 8 m2 
 
fonte: www.lilienthal-museum.de 
30 
fo
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=2
56
3 
Vaiss 
Currinthiah! 
1.7.2 Controle do Voo 
 
FRD 
FRE 
HÉLICE 
LEME 
fonte: Figaro Illustré – no. 144 01/03/1902 
ESCOAMENTO 
Com seu Dirigível No 6, em 1901 Alberto Santos Dumont 
decolou, contornou a Torre Eiffel e retornou ao ponto de 
partida. 
31 
fonte: w
w
w
.google.com
 
Em 1868 Matthew Piers Watt Boulton patenteou o aileron, 
dispositivo de controle lateral das aeronaves. 
O 14-bis de Santos Dumont foi uma das primeiras aeronaves a 
voar com ailerons (1906). 
32 
Na busca por um dispositivo mais sofisticado Alexandre Gustav 
Eiffel criou seu primeiro túnel de vento em 1909. 
Túnel de circuito aberto tipo Eiffel 
fonte: www.westernberg-engineering.de 
Escoamento Laminar 
33 
1.7.3 Dispositivos de Ensaio 
Túnel de vento do Centro de Pesquisa AMES da NASA 
fonte: NASA 
34 
Paulham-Tatin Aero Torpille no 1, uma das aeronaves 
testadas no túnel de vento de Eiffel por volta de 1911. 
Motor: Gnome de 7 cilindros / 50 hp 
Velocidade Máx: 141 km/h 
35 
1.7.4 Ensaios em Túnel de Vento 
Certos fenômenos aerodinâmicos são observados e estudados 
em túnel de vento. Para ensaios de modelo de aeronaves em 
escala reduzida aplica-se o princípio da Similitude Dinâmica. 
 
Segundo este princípio, experimentos envolvendo forças de 
inércia e viscosas são similares se, e somente se, Re forem 
iguais, Reprotótipo = Remodelo. 
 
 
 
 
 
 
Na a impossibilidade de se variar “l”, a solução é variar a 
densidade e viscosidade da seção de ensaios do túnel. 
m
mmm
p
ppp
μ
lVρ
=
μ
lVρ
36 
37 
Lockheed C-121C Super Constellation 
Viu o Reynolds? 
38 
1.8 Evolução do Peso e Velocidade das Aeronaves 
39 
Tarrant Tabor 
Peso: 20263 kg 
40 
41 
Macchi MC.72 
Velocidade: 709 km/h (383 kt) 
1.8.1 Implicação da Velocidade e Peso no 
Projeto de Aeronaves 
Uma aeronave em repouso no solo está sob a ação da força da 
gravidade ou 1 “g”, enquanto que em voo pode ser observado o 
efeito de múltiplos “g”. Os limites estruturais de uma aeronave 
são definidos pela velocidade e o Fator de Carga n, a partir dos 
quais obtém-se e o Diagrama V-n; n (+) ou n (-) adimensional, é 
dado por: 
 
 
 
onde: L = Sustentação [N] 
 W = m.g [N] ’ g = 9,81 m/s2 
 
Em geral, n (-) ≤ 0,4.n (+). 
W
L
=n
42 
43 
Sukhoi Su -31M 
L = 143 kN 
W = 10,78 kN 
Diagrama V-n 
Caso N130HP, aeronave C130A fabricada em 1957 44 
VNE 
n (+) = 7,5 
n (-) = 7,5.0,4 = - 3,0 
Módulo 2 – Tópicos de Aerodinâmica 
2.1 Forças Aerodinâmicas 
O princípio do voo pode ser explicado pela 3ª Lei de Newton, (ação e 
reação) que rege as forças surgidas da interação entre corpo sólido e 
fluido ou forças aerodinâmicas que são: 
 
 Sustentação L (Lift) [N]: força responsável por manter a aeronave 
no ar resultante da interação da asa com o escoamento; 
 
 Arrasto D (Drag) [N]: força de resistência ao movimento da 
aeronave no ar; 
 
 
 Lockheed C-130T Hercules 
Decolagem Assistida por 
Foguetes (RATO). 
fonte: www.richard-seaman.com/Wallpaper/Aircraft/Displays/UsTeams/FatAlbertRato.jpg 
46 
Outras forças que atuam durante o voo são: 
 
 Peso W (Weight) [N]: inerente à massa e à gravidade (P = mg); 
 
 Tração e ou Empuxo T (Thrust) [N]: força gerada pelo(s) 
motor(es) oposta ao arrasto (exceções: planadores, asas-delta, 
paragliders). 
Gossamer Condor – 31,8 kg 
Mikoyan Gurevich MiG-31 – 15500 kgf de 
empuxo/motor (razão de subida de 208 m/s) 
fo
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 w
w
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oo
gl
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co
m
 
fonte: www.google.com 
47 
TRAÇÃO 
PESO 
SUSTENTAÇÃO 
ARRASTO 
Santos Dumont Demoiselle 
48 
Schumpp-Hirth Ventus 2 
fo
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31
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2-
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PESO 
SUSTENTAÇÃO 
ARRASTO 
49 
2.2 Aerofólio e Perfil 
Aerofólio é toda superfície capaz de gerar força de sustentação 
ao interagir com o escoamento. A asa, as superfícies de controle, 
os estabilizadores horizontal e vertical, e em alguns casos a 
fuselagem de uma aeronave são tipos de aerofólios. 
 
Perfil é secção transversal de um aerofólio cortado por um plano 
vertical paralelo ao escoamento livre. 
 
 
50 
Superfícies que podem 
atuar como aerofólios 
BORDO DE ATAQUE 
BORDO DE FUGA 
EXTRADORSO 
INTRADORSO 
Douglas DC-3 
51 
PERFIL 
2.3 Geometria do Perfil 
fonte: Aerodynamic of the Airplane – Hermann Schlichiting and Erich Truckenbrodt 
c = corda 
t = espessura 
h = máximo arqueamento 
xt = posição da máxima espessura 
xh = posição do máximo arqueamento 
rN = raio do bordo de ataque 
2τ = ângulo do bordo de fuga 
zu = superfície superior 
zi = superfície inferior 
 
 
 
52 
2.3.1 Espessura do Perfil x Velocidade 
fonte: NASA 
Vmáx = 440 km/h 
Vmáx = 985 km/h 
Vmáx = 2124 km/h 
53 
fonte: www.google.com 
Lockheed F-104 Starfighter 
A espessura de sua asa nas raízes é 
10,7 cm e nas pontas de 2,5 cm. 
Junkers G38 
A espessura de sua asa nas raízes de 
quase 2 m permitiam a acomodação 
de passageiros e carga! O G38 atingia 
Vmáx = 225 km/h 
fo
nt
e:
 w
w
w
.g
oo
gl
e.
co
m
 
54 
fonte: http://newscenter.sdsu.edu/engineering/news-2013_sdsu-doctoral-student-explores.aspx 
O Arrasto Total D, desprezando-se os efeitos de 
compressibilidade do ar, é a somatória de 2 componentes: 
 
 Arrasto Induzido Di ou Arrasto de Vórtice: inerente à 
sustentação, é função do AoA e da atuação de superfícies de 
controle (trim drag); 
 
55 
2.4 Arrasto 
fo
nt
e:
 w
w
w
.g
oo
gl
e.
co
m
 
fonte: w
w
w
.google.com
 
56 
 
 Arrasto Parasita Do : somatória das componentes de arrasto 
que não geram sustentação (arrasto de interferência asa-
fuselagem, de perfil, de fricção, de pressão e de onda). Do é 
também denominado arrasto de sustentação zero (zero lift 
drag), ou seja, arrasto para CL = 0. 
antenas 
 
radome 
 
Lockheed U-2D 
 57 
2.4.1 Arrasto Parasita Arrasto 
Parasita 
Arrasto de 
Perfil 
Arrasto de 
Pressão 
Arrasto de Base Arrasto de Motor Arrasto de Resfriamento 
Arrasto de 
Fricção 
Arrasto de 
OndaArrasto de 
Interferência 
58 
O Arrasto Parasita é gerado 
por diversas fontes e pode 
ser subdividido em: 
Melmoth 2 
Abaixo, é apresenta uma tabela de referência de CDo. 
 
 
59 
Tipo de Aeronave CDo 
Bimotor à pistão 0,022 – 0,028 
Turbohélice de grande porte 0,018 – 0,024 
Pequena aeronave com trem retrátil 0,02 – 0,03 
Pequena aeronave com trem fixo 0,025 – 0,04 
Aeronave agrícola com sistema de spray 0,07 – 0,08 
Aeronave agrícola sem sistema de spray 0,06 – 0,065 
Jato subsônico 0,014 – 0,02 
Jato supersônico 0,02 – 0,04 
Planador 0,012 – 0,015 
fo
nt
e:
 w
w
w
.a
le
xa
nd
er
-s
ch
le
ic
he
r.
de
 ASW-22 
CDo = 0,016 
Boeing 747-8 CDo = 0,018 – 0,023 
60 
2.4.1.1 Arrasto de Pressão e Fricção 
 
A distribuição da pressão estática sobre um corpo depende de sua forma 
que pode implicar em descolamento indesejado da Camada Limite (ΔP). 
 
 
 
61 
fonte: www.google.com 
Myasishchev VM-T 
Boeing E-3 Sentry 
fonte: www.polska-kaliningrad.ru 
VAIH CUЯINTHIEV 
2.4.1.2 Arrasto de Onda e Jatos Executivos 
62 
63 
0,8 < M < 1,2 ’ Regime Transônico 
2.5 Camada Limite 
Conceito criado por Ludwig Prandtl em 1904 define Camada 
Limite como uma fina lâmina de fluido imediatamente adjacente 
à superfície de um corpo sólido imerso em um escoamento. 
 
 
 
fonte: www.google.com 
2.5.1 Camada Limite Laminar e Turbulenta 
A Camada Limite pode transicionar de laminar para turbulenta e 
até se “descolar” da superfície do corpo, implicando em prejuízos 
aerodinâmicos (ex.: arrasto, perda de sustentação e controle). 
 
 
2 mm 
Transição da Camada Limite sobre uma placa plana. 
28 mm 
100 m/s 
2 m 
Transição da camada limite sobre um aerofólio. 
fonte: www.google.com 
66 
α 
Camada Limite 
Turbulenta 
Camada 
Limite 
Turbulenta 
2.5.1 Separação da Camada Limite 
Devido ao expressivo aumento de pressão no sentido do 
escoamento, parte das partículas de fluido tem sua direção de 
movimento invertida dentro da Camada Limite o que resultará 
em sua separação ou “descolamento” após o que são geradas 
esteiras de turbulência. 
Esteira 
Ponto de “descolamento” 
67 
fonte: www.google.com 
2.6 Curva CL x α 
Uma forma conveniente de se descrever as características 
aerodinâmicas de um aerofólio ou de uma aeronave é a 
plotagem da denominada Curva de Sustentação ou CL x α. 
 
Nesta curva, CL aumenta linearmente com α até atingir seu valor 
máximo, ou CLmáx, a partir do qual ocorre a perda de sustentação 
ou estol para um dado ângulo de ataque αestol. 
 
Após o estol, CL decresce tendendo a se nivelar em valores 
menores, para valores maiores de α. 
 
68 
69 
2.7 Estol 
O aumento de α implica em aumento de CL até o ponto de 
inflexão CLmáx da curva CL x α a partir do qual tem-se a perda de 
sustentação ou estol. 
 
Fisicamente, o estol é o descolamento da Camada Limite. 
 
A velocidade de estol Vestol pode ser um requisito fundamental 
para o projeto de uma aeronave, particularmente quando 
projetada para operação em pistas curtas ou emprego em 
instrução. 
 
 
70 
Vestol [m/s] é dada por: 
 
 
 
 
 
onde: ρ∞ = densidade do ar [kg/m3]; 
 S = área da asa [m2]; 
 W = peso da aeronave [N]. 
 
Vestol é função: 
 
 altitude (ar rarefeito); 
 Carga Alar (W/S); 
 CLmáx. 
 
 
Lmáx∞
estol C
1
.
S
W
.
ρ
2
=V
71 
Zenair STOL CH 801, Vestol = 56 km/h 
Northrop F-5E, Vestol = 230 km/h 
72 
73 
NASA C-8 QSRA 
Vestol = 92,6 km/h (50kt) 
2.8 Teoria da Sustentação: Newton e Bernoulli 
 
 
 
 
 
 
74 
“The original Bernoulli theory was also 
unable to account for the fact that aircraft 
are perfectly capable of generating lift from 
wings with symmetrical cross sections. 
Whereas the Newtonian air deflection 
argument relating to angle of attack (...) 
can. The Newtonian theory of lift also 
enables us to understand why aircraft are 
able to fly upside down!” 
 
75 
Esse aviãozinho 
empurra ar pra 
baixo? Truco! 
 Tupolev Tu-95M, envergadura = 51,10 m e MTOW = 185000 kg. 
76 
E aí falastrão? 6!!! 
Módulo 3 – Anatomia das Aeronaves 
Convencionais 
3.1 Partes Básicas de uma Aeronave Convencional 
1. Hélice 
2. Trem de pouso 
3. Montante 
4. Asa 
5. Aileron direito 
6. Flap direito 
7. Fuselagem 
8. Estabilizador Horizontal 
9. Deriva 
10. Leme 
11. Profundor 
12. Flap esquerdo 
13. Aileron esquerdo 
14. Porta 
15. Assento 
16. Para-brisas 
17. Carenagem do motor 
18. Spinner 
19. Carenagem da roda 
20. Luz de pouso 
21. Luz de ponta de asa 
fonte: FAA APA-158-91 The Main Parts of an Airplane 
78 
3.2 Asa 
Superfície responsável por gerar a força de sustentação principal 
da aeronave. Para estudos de Aerodinâmica, a asa pode ser: 
 
 bidimensional (2D): envergadura “infinita”; 
 tridimensional (3D): envergadura finita. 
 
ASA 2D 
ASA 3D 
79 
3.3 Geometria da Asa 
Geometricamente, a asa é definida por: 
 
 perfil 
 envergadura 
 Relação de Aspecto 
 Enflechamento 
 Diedro 
 Área de Asa 
 Afilamento 
 
80 
 
3.3.1 Área de Asa 
Área de Asa S é a área de sua projeção em planta, prolongada no 
interior da fuselagem. Define-se ainda Área Molhada Swet(w) 
como a área em contato com o escoamento dada por: 
 
Swet(w) = Sexp.[1,977+0,52(t/c)] ’ t/c > 0,05 
 
onde: 
 Sexp = S – Sprolongamento na fuselagem 
 
81 
Sexp 
3.3.2 Envergadura e Relação de Aspecto 
 envergadura (b): distância entre as pontas da asa; 
 Relação de Aspecto (RA) ou Alongamento, é dada por: 
 
 ou 
 
 
tal que: b = envergadura [m] 
 S = área da asa [m2] 
 = corda média geométrica [m] 
S
b
=RA
2
c
b
=RA
82 
c
b
S
=c
Antonov An-225 Mrya 
b 
b 
b = 88,4 m 
S = 905 m2 
RA = 8,6 
83 
Schleicher ASH 30 Mi 
b = 26,5 m 
S = 17,1 m2 
84 
RA.e.π
C
=C
2
L
Di
3.3.2.1 Coeficiente de Arrasto Induzido e RA 
85 
3.3.3 Pontas de Asa 
fonte: www.google.com 
86 
3.3.3.1 Vórtices de Ponta de Asa 
Os vórtices resultam da diferença de pressão do escoamento 
sobre a asa (alta pressão do intradorso “+” baixa pressão do 
extradorso). 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
Vórtices das pontas da asa são a componente CDi de CD (ver 4.3). 87 
3.3.3.2 End Plates e Winglets 
As primeiras pesquisas de “superfícies verticais nas pontas da 
asa” datam do final de 1800 realizadas pelo aerodinamicista 
britânico Frederick W. Lanchester. 
 
Uma asa com end plates apresenta comportamento similar a 
uma asa 2D, consequentemente com Coeficiente de Sustentação 
maior e CDi menor. 
 
 
88 
Airbus A380 
Os end plates do A380 
têm 2,4o m de altura, os 
maiores já construídos. 
fonte: w
w
w
.google.com
 
Os winglets precisam ser posicionados nas pontas da asa com 
um mínimo AoA em relação ao escoamento para que possam 
gerar sustentação. 
 
Ao gerarem sustentação, os winglets aumentam a região de 
baixa pressão em seu extradorso e melhoram a distribuição de 
sustentação, isto é, aproximando-a da distribuição de uma asa 
elíptica, efeito do aumento de RA. 
89 
90 
+
 
+
 
+
 
+
 
+
 - - - 
- 
- 
- 
- 
O emprego de winglets e end plates implica no aumento de 
Arrasto de Fricção e de Interferência e pode facilmente 
aumentar o Arrasto Total D. 
 
São aerodinamicamente viáveis quando a redução de CDi é 
maior que a somatória dos Arrastos de Fricção e Interferência. 
91 
Boeing P-8A Poseidon com haked wingtips que aumentam a envergadura em 3,96 m 
(1,98 m x 2) . 
fonte:www.freerepublic.com/focus/news/2852874/posts 
fonte: www.boeing.com 
92 
Raked Wingtips 
 “melhoram” CD e CL (vantagem sobre winglet) 
 mais eficiente estruturalmente que winglets 
3.3.4 Enflechamento 
Enflechamento é o ângulo ʌ, no plano horizontal, entre o eixo 
perpendicular ao escoamento livre e a linha que une os pontos 
das seções da asa situados a uma distância do bordo de ataque 
igual a 25% da corda. 
93 
94 
Learjet 75 
Mach 0.81 
Falcon 7X 
Mach 0.81 
Falcon 8X 
Mach 0.90 
95 
English Electric Lightning 
Asas com enflechamento de 30o projetadas para 
voos a Mach 2. 
fonte: www.flightglobal.com/blogs/aircraft-pictures/2008/10/thunder-city-lightning/ 
3.3.5 Diedro 
O diedro Γ é o ângulo formado entre o plano das semi-asas e o 
plano horizontal; observa-se Γ iguais na vista frontal da 
aeronave. 
 
Se as pontas da asa estão acima de sua raiz Γ é positivo; se estão 
abaixo, Γ é negativo (ver 3.3.5.1); em algumas aeronaves Γ = 0. 
 
Γ está relacionado à estabilidade latero-direcional da aeronave e 
à sua manobrabilidade. 
 
96 
Г Г 
Airbus A380 – Diedro (+). 
97 
3.3.5.1 Anedro 
O anedro (Γ < 0) diminui a tendência à estabilidade lateral e, 
portanto, aumenta a capacidade de manobra. 
Caças e aeronaves de grande porte, geralmente de transporte 
militar com asa alta, apresentam anedro. 
 
Antonov An-124 
fonte: w
w
w
.google.com
 
98 
Г Г 
McDonnel Douglas AV8B – Harrier II – Anedro Г = - 12o. 
99 
Vought F4U Corsair 
fonte: http://walls4joy.com/walls/aircrafts-planes/vought-f4u-corsair-aircraft-military-planes-326582-3504x2336.jpg 
E agora...diedro 
ou anedro??? 
100 
3.3.6 Afilamento 
O Afilamento λ é a razão entre a corda na extremidade da asa 
pela corda em sua raiz: 
 
 
onde: cE = corda na extremidade da asa 
 cR = corda na raiz da asa 
 
 
 
 
R
E
c
c
=λ
101 
Piper PA-38 Tomahawk 
Asa retangular (Hershey’s bar wing). 
λ = 1 
cR 
cE 
Shorts Tucano 
102 
3.3.7 Carga Alar e Área da Asa 
A Carga Alar W/S [N/m2] é a relação peso/área da asa. Em 
função de W/S calcula-se Vestol, razão de subida, distâncias de 
pouso e decolagem e desempenho em curva; quanto menor 
W/S menor Vestol. 
 
 
 
 
103 Mikoyan Gurevich MiG – 23MF 
Mosca 
S1 = 37,35 m2 
S2 = 34,16 m2 
MTOW = 18030 kg 
104 
Dmitriev X-14 
3,5 
4,74.103 
Quanto maior a Carga Alar, maior a Vestol!!! 
105 
Lmáx∞
estol C
1
.
S
W
.
ρ
2
=V
T-27 Tucano 
F-5M 
Asa Reta – Pilatus PC6 
Asa Enflechada – MiG 17 
Asa Elíptica – Spitfire Mk PR 
Asa Delta – Mirage 2000 
Asa de Geometria Variável – Sukhoi Su-24 106 
3.3.8 Forma em Planta da Asa 
Asa Afilada – Citation II 
3.3.8.1 Forma em Planta da Asa e Distribuição 
da Sustentação 
A distribuição de sustentação ao longo da envergadura é função 
da forma em planta da asa; em projetos, busca-se obter 
distribuição de sustentação próxima a de uma asa elíptica. 
fonte: Principles pf Flight for Pilots, Swatton, Peter J. 
107 
Boeing F/A-18C 
Ar condensado sobre a asa mostrando a distribuição de sustentação. 
108 
3.3.8.2 Forma em Planta da Asa e Progressão 
do Estol 
109 
3.3.9 Posicionamento da Asa em Relação à 
Fuselagem 
A posição vertical da asa em relação à fuselagem implicará em 
características da aeronave como: 
 
 estabilidade latero-direcional; 
 aerodinâmica; 
 estrutura. 
 
As configurações atuais são: asa baixa, média ou alta. Devido aos 
novos materiais e recursos computacionais, projetos de biplanos 
e triplanos, da era strut and wire de 1900, são bastante raros. 
 
110 
Asa baixa – Honda Jet 
Asa alta – Ilyushin Il-76 
Asa média – Piaggio Avanti P180 
111 
fonte: www.google.com 
Asa Parassol – Elbit Hermes 450 
Certa vez, perguntaram ao Barão Vermelho: 
 - sua “máquina” é asa baixa, média ou alta??? 
Putzfhudeuh! 
Fokker DR.1 (réplica) 112 
Quando perturbadas por uma rajada de vento, por exemplo, as 
aeronaves de asa alta apresentam Momento de Rolagem 
Estabilizante (+) e as de asa baixa Momento de Rolagem 
Desestabilizante (-); em aeronaves de asa média o Momento = 0. 
 
113 
fonte: Aircraft Stability and Automatic Control 
3.3.9.1 Estabilidade Látero-Direcional 
3.3.9.2 Posicionamento da Asa em Relação à 
Fuselagem – Outras Considerações 
Em projetos de aeronaves, dentre os aspectos considerados para 
o posicionamento vertical da asa estão: 
 
 distância entre motores e solo; 
 layout para cumprimento de missão; 
 projeto de trem de pouso. 
 
 
 
 
 
 
 
114 
3.4 Fuselagens Especiais 
Algumas fuselagens são projetadas especificamente para transportar 
cargas volumosas, gerar sustentação ou garantir “invisibilidade”; 
fuselagens existentes podem ser modificadas para o cumprimento de 
missões especiais. 
 
De Havilland DH-106 Comet C4 AEW 
fonte: http://1951club.files.wordpress.com/2011/01/comet-g-alyp.jpg 
Martin Marietta X-24A 
Conceito “lifting body”. 
115 
Airbus A300-600ST Beluga 
A fuselagem dos Beluga foi projetada para o transporte de cargas volumosas de até 
47 t; suas dimensões são: diâmetro 7,31 m, largura máxima de 3,70 m e comprimento 
de 37,7 m. 
 
 
fonte: www.flickr.com 
116 
Lockheed SR-71 Blackbird 
A fuselagem frontal do SR-71 
continha chines que contribuíam 
para a sustentação em altos AoA 
Os painéis da fuselagem se 
alinhavam apenas em voo e os 
bordos de ataque atingiam 300º C. 
fonte: www.walpapervortex.com 
117 
Lockheed F-117 Nighthawk 
A fuselagem do F-117 foi projetada 
para atender ao conceito Stealth 
demandando em um sistema de 
controle fly by wire robusto; a 
“finesse” aerodinâmica foi relegada 
ao segundo plano. 
 fonte: www.google.com 
118 
Módulo 4 – Motores Aeronáuticos 
4.1 Tipos de Motores Aeronáuticos 
Um dos aspectos determinantes do desempenho de uma 
aeronave é seu sistema de propulsão. A especificação de um 
motor deve considerar o ambiente operacional (oxigênio, 
densidade do ar, temperatura e pressão). 
Os motores aeroespaciais são classificados em: 
Motores 
Aeroespaciais 
Dependentes da 
Admissão de Ar 
Pistão Reação 
Scramjet Ramjet Pulsojeto Turbina à Gás Turboramjet Turbofoguete 
Independentes da 
Admissão de Ar 
Motor Foguete 
120 
fonte: http://www.lycoming.com/Lycoming/PRODUCTS/Engines/Certified/235Series.aspx 
Lycoming 235 Series – 115 hp. 
fonte: w
w
w
.google.com
 
Cessna 152 Aerobat 
4.1.1 Motor à Pistão 
121 
4.1.2 Turbohélice 
122 
ht
tp
://
w
w
w
.a
vi
at
io
ne
xp
lo
re
r.
co
m
/A
irc
ra
ft
_E
ng
in
es
.h
tm
l 
Bombardier Q300 
Motor turbo-hélice Pratt Whitney PW 123, 2380 shp. 
fonte: http://www.aircraftit.com/MRO/eJournals/eJournal/Aircraft-IT-MRO-MarchApril-2014/Reviews/Early-Adaptors-S1000D.aspx 
Rolls Royce Trent 900 – 77.000 lbf 
bypass 8,5:1 
Airbus A-380 
4.1.3 Turbofan 
123 
124 fonte: http://aviationweek.com/bca/ge-honda-hf120-h1a-turbofans 
GE-Honda HF120 – 2.095 lbf 
bypass 2,9:1 
125 
fo
nt
e:
 w
w
w
.4
56
fis
.o
rg
/W
H
A
T'
S_
A
_S
CR
A
M
_J
ET
.h
tm
 
DARPA X-51 WaveRider 
Demonstrador de tecnologia 
com motor scramjet que 
voou a Mach 5 em 2010. 
4.1.4 Scramjet 
126 
fo
nt
e:
 w
w
w
.g
oo
gl
e.
co
m
 
fonte: www.habu.org/sr-71b/index.html 
Motor Turboramjato 
Pratt &Whitney J58 
Empregado no Lockheed 
SR-71 Blackbird. 
Consumo: 8000 gal/h 
4.1.5 Turboramjet 
4.2 Propulsão e Desempenho de Aeronaves 
A propulsão (ex.: tipo, número de motores,T/W) e as 
características aerodinâmicas) de uma aeronave determinam 
seu desempenho. 
Em alguns casos, aeronaves existentes são remotorizadas para 
aumento de desempenho como, por exemplo: 
 
 Piper Matrix e Medirian; 
 
O mesmo grupo motopropulsor pode resultar em desempenhos 
diferentes quando instalado em aeronaves com características 
estruturais e aerodinâmicas distintas como no caso: 
 
 Lancair Evolution e DeHavilland Turbo Otter. 
 
 
127 
fonte: http://journey.beechcraft.com/types-of-business-aircraft/ 
Velocidade 
Alcance 
Altitude 
128 
129 
fo
nt
e:
 w
w
w
.p
ip
er
.c
om
 
fo
nt
e:
 w
w
w
.p
ip
er
.c
om
 
Envergadura: 43 ft (31,1 m) 
Comprimento: 29,6 ft (9,0 m) 
Altura: 11,3 ft (3,40 m) 
Volume da Cabine: 201 ft3 (5,7 m3) 
Piper Meridian 
Motor P & W 
PT-6A-42A 
500 shp 
Piper Matrix 
Motor 
Lycoming 
TIO-540 AE2A 
350 hp 
130 fonte: www.piper.com 
Lancair Evolution 
PT6A-135 750 hp 
Vmáx: 256 kt 
Vestol: 76 kt 
Teto: 28000 ft 
Alcance: 1300 nm 
MTOW: 4550 lb 
Carga Paga: 800 lb 
Razão de Subida: 4000 fpm 
Dist. Decolagem: 1200 ft 
Dist. Pouso: 1200 ft 
 
DeHavilland DHC-3 Turbo Otter 
PT6A-135 750 hp 
Vmáx: 129 kt 
Vestol: 51 kt 
Teto: 20000 ft 
Alcance: 610 nm 
MTOW: 8000 lb 
Carga Paga: 3300 lb 
Razão de Subida: 1200 fpm 
Dist. Decolagem: 1725 ft 
Dist. Pouso: 500 ft 
 
fonte: www.lancair.com 
fonte: w
w
w
.lancair.com
 
w
w
w
.seaplanes.org/m
am
bo/index.php?option=com
_content&
task=
view
&
id=351&
Item
id=359 
fonte: http://mistyfjordsair.com/gallery.html 250 
132 
133 
Tiago Giglio Rodrigues 
MScAE, BScEE – Diretor Executivo 
tgr@jetwind.com.br 
JETWIND 
	Slide Number 1
	Slide Number 2
	Slide Number 3
	1.1 Aerodinâmica
	1.1.1 Aerodinâmica e Projeto de Aeronaves
	Slide Number 6
	1.2 Grandezas e Unidades
	Slide Number 8
	Slide Number 9
	1.2.1 Grandezas e Unidades em Engenharia Aeronáutica e Aviação
	Slide Number 11
	Temperatura
	Slide Number 13
	Viscosidade
	1.2.1.1 Número de Mach
	1.3 Atmosfera Padrão – ISA
	Slide Number 17
	Slide Number 18
	Slide Number 19
	1.4 Sistema Anemométrico
	Slide Number 21
	Slide Number 22
	Slide Number 23
	1.5 Escoamento
	Slide Number 25
	1.6 Condição do Escoamento – Número de Reynolds
	Slide Number 27
	Slide Number 28
	1.7 Ciência e Aviação – Breve Histórico 
	1.7.1 O Voo no “Mais Pesado que o Ar”
	1.7.2 Controle do Voo�
	Slide Number 32
	Slide Number 33
	Slide Number 34
	Slide Number 35
	1.7.4 Ensaios em Túnel de Vento
	Slide Number 37
	Slide Number 38
	Slide Number 39
	Slide Number 40
	Slide Number 41
	1.8.1 Implicação da Velocidade e Peso no Projeto de Aeronaves
	Slide Number 43
	Diagrama V-n
	Slide Number 45
	2.1 Forças Aerodinâmicas
	Slide Number 47
	Slide Number 48
	Slide Number 49
	2.2 Aerofólio e Perfil
	Slide Number 51
	2.3 Geometria do Perfil
	2.3.1 Espessura do Perfil x Velocidade
	Slide Number 54
	Slide Number 55
	Slide Number 56
	Slide Number 57
	2.4.1 Arrasto Parasita
	Slide Number 59
	Slide Number 60
	Slide Number 61
	2.4.1.2 Arrasto de Onda e Jatos Executivos
	Slide Number 63
	2.5 Camada Limite
	2.5.1 Camada Limite Laminar e Turbulenta
	Slide Number 66
	2.5.1 Separação da Camada Limite
	2.6 Curva CL x α
	Slide Number 69
	2.7 Estol
	Slide Number 71
	Slide Number 72
	Slide Number 73
	2.8 Teoria da Sustentação: Newton e Bernoulli
	Slide Number 75
	Slide Number 76
	Slide Number 77
	3.1 Partes Básicas de uma Aeronave Convencional
	3.2 Asa
	3.3 Geometria da Asa
	3.3.1 Área de Asa
	3.3.2 Envergadura e Relação de Aspecto
	Antonov An-225 Mrya
	Slide Number 84
	3.3.2.1 Coeficiente de Arrasto Induzido e RA
	3.3.3 Pontas de Asa
	3.3.3.1 Vórtices de Ponta de Asa 
	3.3.3.2 End Plates e Winglets
	Slide Number 89
	Slide Number 90
	Slide Number 91
	Slide Number 92
	3.3.4 Enflechamento
	Slide Number 94
	Slide Number 95
	3.3.5 Diedro
	Slide Number 97
	3.3.5.1 Anedro
	Slide Number 99
	Slide Number 100
	3.3.6 Afilamento
	Slide Number 102
	3.3.7 Carga Alar e Área da Asa
	Slide Number 104
	Slide Number 105
	3.3.8 Forma em Planta da Asa
	3.3.8.1 Forma em Planta da Asa e Distribuição da Sustentação
	Slide Number 108
	3.3.8.2 Forma em Planta da Asa e Progressão do Estol
	3.3.9 Posicionamento da Asa em Relação à Fuselagem
	Slide Number 111
	Slide Number 112
	Slide Number 113
	3.3.9.2 Posicionamento da Asa em Relação à Fuselagem – Outras Considerações
	3.4 Fuselagens Especiais
	Slide Number 116
	Slide Number 117
	Slide Number 118
	Slide Number 119
	4.1 Tipos de Motores Aeronáuticos
	4.1.1 Motor à Pistão
	4.1.2 Turbohélice
	4.1.3 Turbofan
	Slide Number 124
	Slide Number 125
	Slide Number 126
	4.2 Propulsão e Desempenho de Aeronaves
	Slide Number 128
	Slide Number 129
	Slide Number 130
	Slide Number 131
	Slide Number 132
	Slide Number 133