Druyd:Knowledge

Voo

Storyboard

Para voar a uma altitude constante, o objeto (avião/ave) deve ajustar o ângulo de ataque da asa de forma a contrabalançar o peso com a propulsão e manter a velocidade desejada.

>Modelo

ID:(1463, 0)

Mecanismos

Descrição

<druyd>mechanisms</druyd>

ID:(15169, 0)

Asa no fluxo

Descrição

Se assumirmos que o fluxo ao redor de uma asa é laminar, podemos observar várias camadas que cercam a asa. Aquelas na parte superior tendem a ser um pouco mais longas devido à curvatura para cima, enquanto as camadas inferiores tendem a ser mais curtas e, portanto, mais próximas à asa. <druyd>image</druyd> Supondo que o fluxo seja tal que essas camadas convergem de modo que pontos próximos um do outro em ambos os lados da asa retornem à mesma posição relativa quando o fluxo se separa, a velocidade das camadas superiores será necessariamente maior do que a das camadas inferiores. É importante lembrar que esta é apenas uma suposição, e não há uma real necessidade de que elas convergam; na verdade, elas podem acabar desalinhadas sem nenhum problema.

ID:(7016, 0)

Força na asa

Descrição

Uma vez que a velocidade nas camadas superiores da asa é maior do que nas camadas inferiores, isso implica que a pressão na parte superior da asa é menor do que na parte inferior. <druyd>image</druyd> Isso significa efetivamente que há uma força maior de baixo da asa do que de cima da asa, o que resulta na geração de uma força de sustentação.

ID:(7018, 0)

Voo, equilíbrio de forças

Descrição

As forças que influenciam uma aeronave ou ave podem ser categorizadas em dois grupos fundamentais: Forças que afetam o controle do movimento do centro de massa: • <var>6120</var>, que contraria <var>10204</var>. • <var>10078</var>, que se opõe a <var>6124</var>. Forças destinadas a alcançar a rotação da aeronave ou ave em torno do centro de massa, obtidas por meio dos ailerons nas asas e do leme de direção: • Os ailerons permitem gerar um momento de torção ao alterar de forma assimétrica a sustentação em cada asa. • O leme controla a direção da aeronave ou ave redirecionando o fluxo de ar. <druyd>image</druyd> Parâmetros-chave para controlar o movimento do centro de massa são: • <var>6117</var> e <var>6123</var>. • <var>6119</var> e <var>6122</var>, sendo que este último depende de <var>6121</var>.

ID:(11080, 0)

Modelo

Descrição

<druyd>model</druyd>

ID:(15170, 0)

Voo

Descrição

Para voar a uma altitude constante, o objeto (avião/ave) deve ajustar o ângulo de ataque da asa de forma a contrabalançar o peso com a propulsão e manter a velocidade desejada.

Variáveis

Símbolo

Texto

Variáve

Valor

Unidades

Calcular

Valeur MKS

Unidades MKS

$\alpha_s$

alpha_s

Ângulo necessário para elevação

rad

$C_L$

C_L

Coeficiente de elevação

$C_W$

C_W

Coeficiente de resistência

$c$

Constante de proporcionalidade do coeficiente de sustentação

1/rad

$\rho$

rho

Densidade

kg/m^3

$F_L$

F_L

Força de elevação

$F_W$

F_W

Força de resistência

$F_R$

F_R

Força de resistência total

$F_g$

F_g

Força gravitacional

$m$

Massa corporal

$S_p$

S_p

Perfil total do objeto

m^2

$P$

Perfil total do objeto

$S_w$

S_w

Superfície que gera sustentação

m^2

$v$

Velocidade em relação ao meio

m/s

Cálculos

Equação

Primeiro, selecione a equação:

para

, depois, selecione a variável:

para

Símbolo

Equação

Resolvido

Traduzido

Cálculos

Símbolo

Equação

Resolvido

Traduzido

Variáve

Dado

Calcular

Objetivo :

Equação

A ser usado

Equações

$ F_g = m_g g $

F_g = m_g * g

(ID 3241)

$ F_L =\displaystyle\frac{1}{2} \rho S_w C_L v ^2$

F_L = rho * S_w * C_L * v ^2/2

<var>6120</var>, juntamente com <var>6337</var>, <var>5342</var>, <var>10201</var>, <var>10202</var>, <var>10199</var>, <var>10200</var> e <var>6110</var>, encontra-se em <druyd>equation=15156</druyd> Se considerarmos <var>6117</var>, definido por <var>6337</var>, <var>10199</var> e <var>10200</var>, <druyd>equation=15154</druyd> e para <var>6119</var>, definido como <druyd>equation=15155</druyd> obtemos <druyd>equation</druyd>

(ID 4417)

$ F_W =\displaystyle\frac{1}{2} \rho S_p C_W v ^2$

F_W = rho * S_p * C_W * v ^2/2

De maneira semelhante forma como a equa o para <var>6120</var> foi obtida utilizando <var>5342</var>, <var>6119</var>, <var>6117</var> e <var>6110</var> <druyd>equation=4417</druyd> nesta analogia, o que corresponde a <var>6117</var> ser equivalente a <var>6123</var> e <var>6119</var> a <var>6122</var>, resultando no c lculo de <var>6124</var>: <druyd>equation</druyd> O coeficiente de arrasto medido e, em fluxos turbulentos sobre corpos aerodin micos, geralmente se obt m valores em torno de 0.4.

(ID 4418)

$ F_R = \displaystyle\frac{1}{2} \rho S_p C_w v ^2 + \displaystyle\frac{2 m ^2 g ^2}{ c ^2 S_w \rho }\displaystyle\frac{1}{ v ^2}$

F_R = rho * S_p * C_w * v ^2/2+2* m ^2* g ^2/( c ^2* S_w * rho * v ^2)

Utilizando as rela es de <var>8480</var> com <var>6120</var>, <var>6124</var> e <var>6121</var>: <druyd>equation=9579</druyd> podemos calcular a for a de resist ncia utilizando <var>5342</var>, <var>6122</var>, <var>6123</var> e <var>6110</var>: <druyd>equa o=4418</druyd> e a for a de sustenta o com <var>6117</var> e <var>6119</var>: <druyd>equa o=4417</druyd> utilizando a rela o para <var>6119</var> com <var>6165</var>: <druyd>equa o=4441</druyd> usando a rela o para o seno do pequeno ngulo de ataque $\alpha$: <druyd>equa o=9580</druyd> e o cosseno: <druyd>equa o=14473</druyd> com a condi o de equilibrar o peso do p ssaro ou aeronave para <var>6150</var> e <var>5310</var>: <druyd>equa o=4443</druyd> obtemos: <druyd>equa o</druyd>

(ID 4546)

$ P = F_R v $

P = F_R * v

A pot ncia definida como a energia $\Delta W$ por tempo $\Delta t$, de acordo com a equa o: <druyd>equation=4439</druyd> Uma vez que a energia igual for a $F$ multiplicada pela dist ncia percorrida $\Delta s$, temos: <druyd>equation=335</druyd> Assim, obtemos: <meq>P=\displaystyle\frac{\Delta W}{\Delta t}= F_R \displaystyle\frac{\Delta s}{\Delta t}</meq> No entanto, dado que a dist ncia percorrida em um intervalo de tempo a velocidade $v$: <druyd>equation=3152</druyd> Finalmente, podemos escrever a express o da pot ncia como: <druyd>equation</druyd>

(ID 4547)

$ P =\displaystyle\frac{1}{2} \rho S_p C_W v ^3 + \displaystyle\frac{2 m ^2 g ^2}{ c ^2 S_w \rho }\displaystyle\frac{1}{ v }$

P = rho * S_p * C_W * v ^3/2+2* m ^2* g ^2/( c ^2* S_w * rho * v )

<var>8480</var> uma fun o de <var>5342</var>, <var>6117</var>, <var>6123</var>, <var>6122</var>, <var>6165</var>, <var>6150</var> e <var>5310</var>, o que igual a <druyd>equa o=4546</druyd>, portanto, usando a equa o para <var>6331</var> <druyd>equa o=4547</druyd>, obtemos: <druyd>equa o</druyd>.

(ID 4548)

$ F_R = F_W \cos \alpha + F_L \sin \alpha $

F_R = F_W *cos( alpha )+ F_L *sin( alpha )

A componente horizontal da sustenta o corresponde for a $F_L$ multiplicada pelo seno do ngulo de ataque $\alpha$: <meq>F_L \sin\alpha </meq> e a componente horizontal da resist ncia corresponde for a $F_W$ multiplicada pelo cosseno do ngulo de ataque $\alpha$: <meq>F_W \cos\alpha </meq> Portanto, a for a total de resist ncia calculada da seguinte forma: <druyd>equation</druyd>

(ID 9579)

Exemplos

Mecanismos

<druyd>mechanisms</druyd>

(ID 15169)

Asa no fluxo

Se assumirmos que o fluxo ao redor de uma asa laminar, podemos observar v rias camadas que cercam a asa. Aquelas na parte superior tendem a ser um pouco mais longas devido curvatura para cima, enquanto as camadas inferiores tendem a ser mais curtas e, portanto, mais pr ximas asa. <druyd>image</druyd> Supondo que o fluxo seja tal que essas camadas convergem de modo que pontos pr ximos um do outro em ambos os lados da asa retornem mesma posi o relativa quando o fluxo se separa, a velocidade das camadas superiores ser necessariamente maior do que a das camadas inferiores. importante lembrar que esta apenas uma suposi o, e n o h uma real necessidade de que elas convergam; na verdade, elas podem acabar desalinhadas sem nenhum problema.

(ID 7016)

For a na asa

Uma vez que a velocidade nas camadas superiores da asa maior do que nas camadas inferiores, isso implica que a press o na parte superior da asa menor do que na parte inferior. <druyd>image</druyd> Isso significa efetivamente que h uma for a maior de baixo da asa do que de cima da asa, o que resulta na gera o de uma for a de sustenta o.

(ID 7018)

Voo, equil brio de for as

As for as que influenciam uma aeronave ou ave podem ser categorizadas em dois grupos fundamentais: For as que afetam o controle do movimento do centro de massa: • <var>6120</var>, que contraria <var>10204</var>. • <var>10078</var>, que se op e a <var>6124</var>. For as destinadas a alcan ar a rota o da aeronave ou ave em torno do centro de massa, obtidas por meio dos ailerons nas asas e do leme de dire o: • Os ailerons permitem gerar um momento de tor o ao alterar de forma assim trica a sustenta o em cada asa. • O leme controla a dire o da aeronave ou ave redirecionando o fluxo de ar. <druyd>image</druyd> Par metros-chave para controlar o movimento do centro de massa s o: • <var>6117</var> e <var>6123</var>. • <var>6119</var> e <var>6122</var>, sendo que este ltimo depende de <var>6121</var>.

(ID 11080)

Modelo

<druyd>model</druyd>

(ID 15170)

For a gravitacional

<var>4977</var> baseia-se em <var>8762</var> do objeto e em uma constante que reflete a intensidade da gravidade na superf cie do planeta. Esta ltima identificada por <var>5310</var>, que igual a $9.8 m/s^2$. Consequentemente, conclui-se que: <druyd>kyon</druyd>

(ID 3241)

Sustenta o

Para gerar uma press o maior abaixo do que acima da asa e gerar sustenta o, utiliza-se o princ pio de Bernoulli, corrigindo a falta de conserva o da densidade de energia com <var>6119,1</var>. A press o sobre a asa, <var>6120</var>, pode ser estimada usando <var>5342</var>, <var>6117</var>, <var>6119</var> e <var>6110</var> atrav s da seguinte f rmula: <druyd>kyon</druyd>

(ID 4417)

For a de resist ncia total

Para calcular <var>8480</var>, assumimos ngulos pequenos e consideramos uma situa o na qual o ngulo tal que mant m <var>6150</var>. Usando esta aproxima o e as vari veis <var>6119</var>, <var>6122</var>, <var>6117</var>, <var>6123</var>, <var>5310</var>, <var>6165</var>, <var>5342</var> e <var>6110</var>, obtemos a seguinte express o: <druyd>kyon</druyd>

(ID 4546)

C lculo da for a de resist ncia total

A for a total de resist ncia composta pelas componentes horizontais da for a de resist ncia do perfil da asa $F_W$ e da for a de sustenta o $F_L$, que podem ser calculadas a partir do ngulo de ataque $\alpha$: <druyd>kyon</druyd>

(ID 9579)

For a de resist ncia

<var>6124</var> pode ser calculado usando <var>5342</var>, <var>6122</var>, <var>6123</var> e <var>6110</var> de acordo com o seguinte f rmula: <druyd>kyon</druyd>

(ID 4418)

Poder de voo

La potencia $P$ a energia por unidade de tempo necess ria para manter uma for a $F_R$ constante. Portanto, ela pode ser calculada multiplicando essa for a pela velocidade $v$: <druyd>kyon</druyd>

(ID 4547)

Pot ncia total de voo

Para obter <var>6331</var>, necess rio multiplicar <var>8480</var> por <var>6110</var>. Uma vez que <var>8480</var> uma fun o de <var>5342</var>, <var>6117</var>, <var>6123</var>, <var>6122</var>, <var>6165</var>, <var>6150</var> e <var>5310</var>, que igual a <druyd>equation=4546</druyd>, o potencial <druyd>kyon</druyd>.

(ID 4548)

ID:(1463, 0)