Resumo dos 5 primeiros capítulos do livro Aircraft Design A Conceptual Approach [Raymer]

1. UNIVERSIDADE FEDERAL DO PIAUÍ
CENTRO DE TECNOLOGIA CT
EQUIPE DELDA DO PIAUÍ DE AERO-DESIGN
PROFESSOR RESPONSAVEL: DANILO CESAR RODRIGUES AZEVEDO
CAPITÃO: CHRISTIAN PRADO DOS SANTOS MACHADO
RESUMO DO LIVRO ARICRAFT DESIGN A CONCEPTUAL APPROACH
DE DANIEL P. RAYMER
Raul Pessoa e Silva
Teresina-Piauí 05/05/2017

2. 1
Resumos dos 5 primeiros capítulos do livro Aircraft Design a Conceptual Approach de
Daniel P. Raymer.
Sumario
Introdução. 2
1_Visão Geral do Processo de Desenho..........................................................................................2
1.1 _Fase do Projeto da Aeronave..........................................................................................................2
1.2 _Processo de Desenho Conceitual da Aeronave..........................................................................3
2_Escolha de um Esboço Conceitual................................................................................................4
2.1_Introdução............................................................................................................................................4
2.2_Tekeoff-Weight Builup......................................................................................................................5
2.3_Estimação da Fração de Peso Vazio...............................................................................................5
2.4_Estimativa da fração de Combustível............................................................................................5
3_Aerofólio e Seleção de Geometria................................................................................................8
3.1_Seleção e Aerofólio.............................................................................................................................8
3.2_ Geometria da Asa............................................................................................................................10
4_Relação Impulso-Peso e Carga da Asa...............................................................................12
4.1_Relação de Peso-Peso.......................................................................................................................12
4.2_Carregamento da Asa......................................................................................................................13

3. 2
Introdução
O projeto de aviões e uma área multidisciplinar dentro da engenharia aeronáutica
conhecimentos em aerodinâmica, estruturas, controles, propulsão são a base para que o
projetista de aviões desenvolva um projeto eficiente, capaz de atender as necessidades do
cliente e com um preço acessível. O projetista vai, com ajuda de engenheiros e técnicos,
associando informações sobre, materiais, geometrias de algumas peças, combustíveis a serem
usados para desenvolver o projeto que será a base para a construção da aeronave.
1. Visão Geral do Processo de Desenho
É difícil dizer onde um projeto aeronáutico deve começar, há quem diga ser no
conceito de um novo avião ou nas estimas de peso, missão etc. na verdade não existe uma
fórmula para o desenvolvimento de um projeto aeronáutico, mas existem requisitos definidos
pelo comercio de design, estudos e conceitos embasados em design anteriores, tudo para
nortear o desenvolvimento do projeto, figura 1
Figura 1.
1.1_ Fases do Projeto de Aeronaves
O projeto de aeronaves pode ser dividido basicamente em três fases principais que por
sua vez se dividem em trabalhos menores e mais específicos.
Design conceitual
O projeto conceitual seria, basicamente, a análise de questões básicas a serem
respondidas, como arranjo, configuração, peso e desempenho. A pergunta principal aqui é:
Será possível atender uma aeronave acessível que atenda os requisitos? Se não, o cliente pode
modificar os requisitos de modo que possam ser alcançados?
O projeto conceitual é uma processo muito fluido, novas ideias e problemas podem
surgir a medida que o projeto se desenrola e é estudados com mais detalhes. Cada vez que o

4. 3
projeto é modificado essas modificações devem ser estudas e refletidos em cálculos de peso
bruto combustível etc.
Design Preliminar
O projeto preliminar começa quando as mudanças principais sobre as grandes
questões preliminares tais como se usar um canard ou uma cauda traseira forem resolvidas.
Projeto deve estabelecer confiança de que o avião pode ser construído a tempo e com uma
qualidade que atende as expectativas e que o custo de construção não ultrapasse o valor
estimado. Todas as alterações são estudadas de modo que em pontos mais adiantados
masmos as pequinas auterações no projeto podem congelar a configuração.
Durante o projeto preliminar profficionais de diverssas áreas analism e projetam a
aeronave. Os ensaios de propulsão, aerodinâmica, estabilidade e varios outros são feitos.
Uma atividade chave durante o projeto preliminar é "lofting". Lofting é a modelagem
matemática da pele externa da aeronave com precisão para assegurar um encaixe adequado
entre as suas diferentes partes, mesmo que concebidos por diferentes designers e
possivelmente fabricados em diferentes galpões.
O objetivo final durante o projeto preliminar é preparar a empresa Para a fase de
design detalhado, também chamado de desenvolvimento em grande escala. Assim, o fim do
projeto preliminar geralmente envolve uma proposta de desenvolvimento em grande escala.
Design de talhes
Assumindo uma decisão favorável para o desenvolvimento integral, começa a fase de
projeto detalhada em que as peças reais a serem projetadas. Por exemplo, durante o projeto
conceitual e preliminar a asa será concebida e analisada como um todo. Durante o projeto
detalhado será dividida em costelas individuais, espars e peles, cada uma delas devem ser
projetadas e analisadas separadamente. Outra parte importante do projeto de detalhe é
chamada designs de produção, especialistas determinam como o avião será fabricado,
começando com os subconjuntos menores e mais simples até a montagem final do processo.
Os designers de produção frequentemente desejam modificar o design para facilitar o
processo de fabricação, o que pode ter um grande impacto no desempenho ou peso. Durante
o design de detalhes os testes se intensificam, a estrutura real é construída e testada leis de
controle para sistemas de controle de voo são testadas num simulador de voo.
1.2_ Processo de Desenho Conceitual da Aeronave
O design normalmente começa com um conjunto especifico de requisitos
estabelecidos pelo cliente ou empresa, esses requisitos englobam aspectos como: alcance,
carga útil, decolagem, distancias e exigências de manobrabilidade e flexibilidade, além de
outros requisitos como velocidades, aterragem, limite de projeto estrutural, ângulo de visão
de fora dos pilotos, combustível reserva e muitos outros.
O projeto real geralmente começa com um esboço conceitual. O esboço conceitual pode ser
utilizado para estimar a aerodinâmica e o peso, essas estimativas são usadas para fazer uma
primeira estimativa do peso total e do peso do combustível necessários. Exemplo de esboço
com detalhado com três vistas.

5. 4
Desenho feito atrás de um guardanapo. Uma indicação aproximada de como o projeto pode
parecer.
Esboço real de um projeto. vistas
2. Escolha de um Esboço Conceitual
2.1_ Introdução
Existem muitos níveis de procedimento de design. O nível mais simples adota apenas a
historia passada. Por exemplo, se você precisa da estimativa imediata da decolagem de peso
de um avião lutador da força aérea F15. Use 44.500 lb, é o que pesa um F15 e é provavelmente
um bom numero para começar.
Para obter uma resposta certa leva muito tempo, pessoas e dinheiro. Os requisitos
reais de concepção devem ser avaliados em função da designação dos candidatos, cada um

6. 5
dos quais deve ser concebido, analisado e dimensionado o numero de vezes que forem
necessários. As analises são matemáticas, computacionais ou por meio de testes com túnel de
vento.
2.2_ Tekeoff-Weight Builup
O peso bruto de decolagem do projeto é o peso total da aeronave no inicio da missão
para a qual ela foi concebida. O peso bruto de decolagem ode ser dividido em peso de
tripulação, carga útil e peso de vazios que inclui o peso de estruturas motores, trens de pouso
e os demais equipamentos utilizados na aeronave. Equação 2.1.
W0=Wtripulação + Wcarga útil + Wcombustivel + Wvazio 2.1
Para simplificar os cálculos, os pesos de combustível e vazio podem ser expressos
como frações do peso total da decolagem. Nesse caso a equação finar seria:
W0=
Wtripulação+Wcarga útil
1−(Wf
W0⁄ )−( 𝑊𝑒
𝑊0⁄ )
2.2
2.3_ Estimação da Fração de Peso Vazio
A fração de peso vazio pode ser estimada estatisticamente a partir de referencias
históricas como mostra a tabela 2.1.
Tabela 2.1
2.4_ Estimativa da fração de Combustível
Apenas paste do combustível da aeronave estará disponível ara a missão (combustível
de missão) o outro combustível inclui combustível reserva e combustível peso. O combustível

7. 6
da missão depende da missão da aeronave, aerodinâmica, consumo do motor e até do peso
da aeronave durante a missão.
Perfis de Missão
A figura 3.2 mostra perfis de missão para diferentes tipos de aeronaves.
Figura 2.3
Fração de peso da Missão
Fração de peso seria basicamente o peso que a aeronave perde ao queimar
combustível durante um seguimento i da missão.
As frações de peso do seguimento de uma missão podem ser estimadas de diferentes
formas. O método mais simples é por dados estimados historicamente como mostra a tabela
2.2
.
Tabela 2.2
Essas frações podem variar um pouco dependendo do tipo de aeronave, mas o valores
indicados na tabela são razoáveis para o dimensionamento inicial.
Dependendo da variação, existem equações que calcula as frações de peso, variando
com o tipo de missão. Por exemplo, para uma missão como seguimento de cruzeiro (a descida
faz parte do intervalo da missão) são:
R=
𝑉
𝐶
∗
𝐿
𝐷
*ln(
𝑊𝑖−1
𝑊𝑖
2.3
Onde:

8. 7
R = intervalo
C = consumo de combustível especifico
V = velocidade
L/D = relação entre altitude e arrasto
Consumo Específico de Combustível
O consumo específico de combustível (SFC ou apenas C) é a taxa de combustível
consumido dividido pelo impulso resultante. Para motores a jato o combustível específico é
geralmente dado em libras por hora por quilo de impulso (lb/hr). o gráfico 2.3 mostra o
numero SFC verso o numero de Mach.
Um impulso de hélice SFC equivalente ao motor a jato SFC pode ser calculado. O motor
produz o impulso através da hélice, que tem uma eficiência ηp definida com impulso por entrada de
potencia.
ηp=
𝑇𝑉
550ℎ𝑝
2.4
Para mores de hélice temos a derivação do impulso do FSC.
Cbhp= =
𝑉
550 ∗ ηp
2.4
A tabela 2.3 mostra valores de FSC para motores a jato enquanto que a tabela 2.4
mostra valores de Cbhp e rip para motores de hélice.
Tabela 2.3
Tabela 2.4
Combustível-Estimativa Fracional
Usando os valores históricos da tabela 2.2 e as equações para o seguimento de missão,
a fração de peso total da missão pode ser calculada.

9. 8
𝑊𝑓
𝑊0
= 1.06(1-
𝑊𝑥
𝑊0
) 2.5
3. Aerofólio e Seleção de Geometria
Antes que o projeto do layout possa ser iniciado, valores para vários parâmetros
devem ser escolhidos. Dentre eles está a seleção da geometria da asa e cauda.
3.1 Seleção e Aerofólio
O aerofólio afeta de diversas formas o desempenho do avião: eficiência aerodinâmica,
velocidade de cruzeiro além da distância entre a decolagem até a aterrisagem.
Geometria do perfil aerodinâmico
A figura 3.1 ilustra os principais parâmetros geométricos de um aerofólio. O formato
da geometria vai varia com a velocidade para qual o avião é projetado além da carga da asa e
outras características. Num perfil temos o ângulo de ataque , corda do aerofólio que vai do
ângulo de ataque até a borda de arrasto, o camber que é a curva características da maioria dos
perfis de aerofólio.
Figura 3.1
Levante e Arraste do perfil aerodinâmico
Um aerofólio gera elevação ao alterar a quantidade de ar que passa por ele.
Basicamente quanto maior for a velocidade, maior a pressão em baixo da asa o que fa com
que essa seja empurrada pra cima. A figura 3.2a mostra a distribuição de pressão típica para
um aerofólio em velocidade subsónicas.

10. 9
A figura 3.2b mostra o fluxo ao redor de um aerofólio típico. A circulação de ar desse
fluxo é a base para o calculo a elevação e arraste o aerofólio, quanto mais a circulação maior a
elevação
Figura 3.2b
O levantamento da seção de aerofólio, o momento de arrasto e de arremesso é
definido na forma não dimensional nas equações 3.1, 3.2, 3.3. Por definição, a força de elevação
é perpendicular à direcção de voo, enquanto a força de arrasto é paralela à direcção de voo.
Cf =
𝐸𝑙𝑒𝑣𝑎çã𝑜 𝑑𝑎 𝑆𝑒çã𝑜
𝑞∗𝑐
Cd =
𝐴𝑟𝑟𝑎𝑠𝑡𝑜 𝑑𝑎 𝑆𝑒çã𝑜
𝑞∗𝑐

11. 10
Cm =
𝑀𝑜𝑚𝑒𝑛𝑡𝑜 𝑑𝑎 𝑆𝑒çã𝑜
𝑞∗(𝑐)^2
Onde:
c = Comprimento da Corda
q = pressão dinâmica =pv²/2
α = ângulo de ataque
Clα = inclinação da curva de elevação. Geralmente 2π
Família de Aerofólios
A figura 3.3 mostra uma variedade de aerofólios.
Figura 3.3
3.2_ Geometria da Asa
Para se começar o layout de uma asa geralmente de uma espécie de “forma”, um
esboço de uma asa padrão trapezoidal. As figuras 3.4 e 3.5 mostram os principais parâmetros
geométricos da asa de referencia.
Figura 3.4

12. 11
Figura 3.5
Proporção de tela
Proporção de tela é basicamente a relação entre duas medidas da asa. Esse número
ajuda no entendimento de como o ar está escoando pela asa, ajuda no calculo do arrasto que a
asa vai sofrer e também na turbulência tudo isso para um escoamento 2D. A tabela 3,1 mostra
alguns valores que podem ser usados no projeto de algumas asas para aviões de hélice e aviões a
jato.
Tabela 3.1
Relação de Conicidade
A relação do cone da asa, γ, é a relação entro o acorde da ponta e o acorde da raiz da
linha central. A maioria das asas varridas tem uma relação de cone entre 0,2 e 0,3 e entre 0,4 e
0,5 para asas de baixa velocidade. O formato cônico da asa, afeta a distribuição da elevação ao
longo da extensão da asa.
Torção
A torção é usada para evitar a perda da ponta da asa e, também, para revisar a
distribuição aproximando-a de uma elipse.

13. 12
Incidência das asas
O ângulo de incidência da asa na fuselagem. Se a asa não é torcida esse ângulo é
simplesmente o angula entre o eixo da fuselagem e as linhas de corda do perfil aerodinâmico da
fuselagem. Esse ângulo nos ajuda a entender como a tensão de cisalhamento decorrente do
escoamento laminado do ar sai da asa para a fuselagem ou vice e versa.
Diedro
Diedro da asa é o angula da asa em relação à horizontal quando vista de frente. O
diedro influencia bastante no movimento que o avião faz quando esta em voo, podendo causar
instabilidade ou até mesmo dificultando as manobras e movimentos feitos pelo avião.
4. Relação Impulso-Peso e Carga da Asa
A relação de peso (T/W) e carga (W/S) são os dois parâmetros mais importantes que
afetam a aeronave. A otimização desses parâmetros constituem uma atividade importante das
atividades de concepção do design inicial.
4.1_Relação de Peso-Peso
Peso empuxo
A relação T/W afeta o desempenho de uma aeronave de modo eu quanto maior o T/W
mais rapidamente a aeronave acelera, mais rapidamente ela sobe, alcança uma maior velocidade
máxima, suporta taxas de rotação ais altas e também consumira uma quantidade maior de
combustível. Deve-se atentar que a relação T/W não é constante pois o avião muda seu peso
durante a missão.
Carregamento de Potência e Potência em Peso
O termo impulso peso é uma referência a aeronaves a jato, para aeronaves a hélice o
termo usado é carga de potencia (W/hp). O impulso de uma aeronave a hélice e gerado pela
própria hélice, a carga de potencia pode ser dada pela equação 4.1.
𝑇
𝑊
= (
550𝑛𝑝
𝑉
)(
ℎ𝑝
𝑊
) 4.1
Estimativa Estatística de T/W
As tabelas 4.1 e 4.2 fornecem os valores típicos para T/W
Tabela 4.1

14. 13
Tabela 4.2
4.2_ Carregamento da Asa
A carga da asa é o peso da aeronave dividido pela área da asa, ele normalmente se
refere ao carregamento da asa na decolagem.
O carregamento da asa afeta a velocidade da decolagem, a taxa de subida da
decolagem, na aterrisagem, desempenho das rotações, coeficientes de impacto através dos
efeitos de arrasto na superfície da asa. O carregamento da asa também influencia no peso
bruto da decolagem do avião.
Velocidade de Stall
Velocidade máxima de segurança da aeronave, determinada pelo coeficiente de
máxima elevação. Ela pode ser encontrada pela seguinte equação:
W/S =(½)p*V²stall*Ct máx 4.2
Distancia de Decolagem
Distancia percorrida ate que todas as rodas da aeronave deixem o solo. A tabela 4.3
mostra as distancias de rolo de terra de decolagem.
Tabela 4.3