O documento resume os capítulos 6 e 7 do livro "Aircraft Design: A Conceptual Approach" de Daniel P. Raymer. O capítulo 6 descreve o processo inicial de dimensionamento de aeronaves, incluindo equações para estimar frações de peso. O capítulo 7 discute a configuração do layout, incluindo a construção cônica da fuselagem e a definição da geometria da asa e cauda através de lofting.

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 25/05/2017

2. 1
Resumos dos capítulos 6 e 7 do livro Aircraft Design a Conceptual Approach de Daniel P. Raymer.
Sumario
Capitulo6_Dimensionamento Inicial.................................................................................2
6.1_Introdução..............................................................................................................................2
6.2_Revisão de Dimensionamento................................................................................................2
6.3_Dimensionamento para um Motor de Tamanho Fixo.............................................................5
6.4_Dimensionamento Geométrico..............................................................................................5
6.5_Dimensionamento da Superfície de Controle.........................................................................6
Capitulo 7_Configuração de Layout..................................................................................6
7.1_Introdução..............................................................................................................................6
7.2_Produto Final da Configuração do Layout ...............................................................................6
7.3_Contrução Cônica...................................................................................................................7
7.4_Desenvolvimento de Fuselagens Cônicas...............................................................................7
7.5_Envoltório Plano de Fuselagem e Lofting................................................................................8
7.6_Verificaçâo da Fuselagem.......................................................................................................9
7.7_Asa/Calda Layout e Loft..........................................................................................................9
7.8_Determinação da Área Molhada...........................................................................................10
7.9_Determinando o Volume......................................................................................................11

3. 2
Dimensionamento inicial
6.1_Introdução
O processo de dimensionamento inicia trada da determinação, de modo grosseiro, de
parâmetros como o peso bruto do combustível usado para a decolagem. O dimensionamento
descrito anteriormente como um método rápido que usa as informações mínimas para a
construção trata-se de um método bastante limitado.
No projeto de uma aeronave pode ser feito com um motor ou peças já existentes ou
com peças ou motores novos, desenvolvidos especialmente para aquela aeronave. O motor de
uma aeronave pode ser construído com qualquer dimensão ou capacidade de impulso, essas
características vão depender do tipo de missão que a aeronave irá executar.
6.2_Revisão de Dimensionamento
A maior parte do dimensionamento apresentado no capitulo 3 é baseado em dados de
tabela e conhecimentos oriundos da experiência com aeronaves anteriores ao projeto. Esses
dados de outros projetos foram usados para a formulação de tabelas, para a estimativa de
frações de peso da aeronave e de frações em cada seguimento de missão. Usando esses valores
históricos temos, mais uma vez que a equação para a fração de peso total da aeronave no
decorrer da missão é a 6.1.
𝑊𝑓
𝑊0
= 1,06 ∗ (1 −
𝑊𝑥
𝑊0
) 6.1
Equação de dimensionamento refiado
Quando se trata de uma missão com variações na carga útil, devemos usar uma equação
de dimensionamento ligeiramente diferente. Para esse tipo de situação temos a equação 6.2.
W0=W equipe+ W carga útil fixa + W carga útil abandonada +W combustível + (We/W0)*W0 6.2
Fração de peso vazio
A fração de peso vazio é estimada usando uma equação estatística. As tabelas 6.1 e 6.2
foram desenvolvidas para fornecerem equações de peso vaio que melhor representam as
variações das variáveis do projeto.

4. 3
Tabela 6.1
Tabela 6.2
Peso do Combustível
O peso do combustível era estimado como fração de combustível, determinado como a
diferença de combustível antes e depois da missão.
Se uma a missão apresenta grande perda de combustível, o peso desse combustível
perdido deve ser calculado, como mostra a equação 6.3.
Wf1=(1-
𝑊𝑖
𝑊𝑖−1
)Wi 6.3
Ignição do motor, taxi e decolagem
A fração do peso do seguimento para a decolagem é estimada com base em dados históricos,
uma equação usada para essa fração é:
W1/W0=0,97-0,99 6.4
Subir e Acelerar

5. 4
A fração de peso para a subida de uma aeronave e uma aceleração ao úmero de Mach
M é representado pela equação:
Subsônico Wi/Wi-1= 1,0065-0,0325M 6.5
Supersônico Wi/Wi-1=0,991-0,007M-0,01M² 6.5
Cruzeiro
Para um cruzeiro a relação Wi /Wi-1 é dada por:
Wi/Wi-1=exp[
−𝑅𝐶
𝑉(
𝐿
𝐷
)
] 6.6
Onde:
R= intervalo;
C=Consumo de combustível especifico;
V= Velocidade;
L/D= relação de elevação oe arrasto;
Combate
A perna de combate da missão é uma duração de tempo “d” na potência máxima.
Wi/Wi-1= 1-C*(T/W) *(d) 6.7
Resumo do método de Dimensionamento Refinado
Todos os tópicos e equações citadas acima fazer parte do método de dimensionamento
refinado. Todos os valores citados e calculados acima dão uma precisão bastante razoável para
o projeto de dimensionamento de uma aeronave. O método de dimensionamento refinado está
resumido na figura 6.1

6. 5
Figura 6.1
6,3 Dimensionamento para um Motor de Tamanho Fixo
O dimensionamento para um motor de tamanho fixo é semelhante ao de borracha. No
dimensionamento, tanto o alcance da missão quanto o desempenho devem ser considerados
parâmetros que podem ou não variar no decorrer da missão.
Para um intervalo que varia o problema de dimensionamento é bem simples tendo a
relação impulso x peso é determinado como na última cessão para fornecer todas as
Capacidades de desempenho necessárias.
W0=
𝑁𝑇 𝑝𝑜𝑟 𝑚𝑜𝑡𝑜𝑟
(
𝑇
𝑊
)
6.8
6.4 Dimensionamento Geométrico
Fuselagem
Assim que o peso bruto de decolagem for dimensionado, a fuselagem e a asa podem ser
dimensionadas, o dimensionamento da fuselagem varia muito de uma aeronave para outra.
Para nortear o dimensionamento da fuselagem, existem referencias e equações
estatísticas que nos ajudam a encontrar dados como o comprimento da fuselagem, como
mostraa tabela 6.3

7. 6
Tabela 3
Asa
O tamanho real da asa pode ser dimensionado simplesmente com base no peso bruto
de decolagem.
Coeficiente de Volume da Calda
O objetivo principal de uma calda é controlar os momentos produzidos pelas asas. O
dimensionamento de uma calda é baseado em dados históricos,
A eficiência do momento que uma calda gera em torno do centro de gravidade é proporcional à
força do braço de momento da calda. Pode-se dizer, basicamente, que a força de elevação, bem
como momento, da calda é proporcional à área da calda.
6.5 Dimensionamento da Superfície de Controle
As superfícies de controle primarias são os ailerons, elevador e leme. O
dimensionamento dessas superfícies se baseia na análise dinâmica da eficiência de controle
incluindo sistemas de flexão.
7 Configuração de Loft e Layout
7.1 Introdução
O processo conceitual de criação de aeronaves, inclui numerosas estimativas, revisões
analíticas e otimizações numéricas. Contudo todos esses esforços têm como produto final um
desenho, todos os esforços de análise e otimização são para orientar o layout inicial.
7.2 Produto Final da Configuração do layout

8. 7
As saídas finais dessa etapa serão desenhos de vários tipos, com diversas informações e
análises geométricas.
O processo de layout do processo geralmente começa com um número de esboço como
ilustra a figura 7.1.
Figura 7.1
O bom layout mostrará dados importantes de geometria aerodinâmica, onde estarão os
principais componentes internos como tanque de combustível etc.
7.3 Construção Cônica
“Lofting” é o processo de definição da geometria externa da aeronave. “Production
Lofting” é a forma mais detalhada de loftiong, ela fornece uma definição matemática exata de
toda a aeronave, incluindo detalhes menores como os dutos para fluxo do ar condicionado.
7.4 Desenvolvimento de fuselagens cônicas
Linhas de Controle Longitudinal
Para criar fuselagens se problemas usando formatos cônicos, é necessário apenas
assegurar que existam pontos que ligam as várias seções através de uma linha reta, como mostra
as figuras.

9. 8
Figura 7.2
Figura 7.3
Exemplo de locação de Fuselagem
A figura a seguir mostra uma aplicação comum do lofting da fuselagem de um avião de
combate para uma disposição inicial.
7.5 Envoltório Plano de Fuselagem e Lofting
A curvatura da fuselagem é um grande fator econômico na construção de uma aeronave.
A fuselagem e uma aeronave é basicamente uma junção de seguimentos curvos que se
prolongam através de seu eixo longitudinal. O método mais barato para a construção da
fuselagem consiste em dobrar folhas planas em uma curvatura desejada é depois montar a
fuselagem, ao invés de modelar peças já curvadas

10. 9
7.6 Verificação da Fuselagem
Às vezes, num projeto, é necessária uma transição de uma parte lis apara a parte plana
na carcaça de um avião.
Linhas de controle longitudinal lisas garantem uma fuselagem lisa, dessa forma as vezes
é difícil ligar partes com diferentes curvaturas, geralmente é inevitável na quebra na suavidade
das linhas de controle longitudinal.
Diante disso o design deve avaliar o projeto, analisar as transições entre as diferentes
partes do projeto. Essas avaliações podem ser feitas com cortes nas direções longitudinal e
transversal, as chamadas marcas d’água como mostra a figura
Figura 7.4
7.7 Asa/Calda Layout e Loft
Referência do Layout/asa
No capítulo 4 foram definidos parâmetros básicos da geometria para a asa e calda. Esses
parâmetros englobavam proporção de tela (A), proporção de cone (λ), varredura e espessura.
Além disso, foi considerado, também, a escolha do aerofólio apropriado. No capítulo 6 os
tamanhos reais para as asas e caldas foram definidos com base na estimativa inicial do peso.
A partir desses parâmetros, as dimensões geométricas para ou calda podem ser obtidas
pelas seguintes equações e figura.
B=√𝐴 ∗ 𝑆 7.1
C root=
2𝑆
𝑏(+𝜆)
7.2
C tip=λCroot 7.3
C= (
2
3
) ∗ C root
1+𝜆+(𝜆^2)
1+𝜆
7.4
Ῡ= (
𝑏
6
)*(
1+2𝜆
1+𝜆
) 7.5

11. 10
Localização com Respeito a Fuselagem
A localização do comprimento do Mac é importante porque a asa é colocada na
aeronave de modo que uma certa porcentagem do MAC esteja alinhada com o centro de
gravidade da aeronave.
Filetes de Asa
Para uma melhor eficiência aerodinâmica de ligação entre asa e fuselagem a maioria das
aeronaves é combinado suavemente com filetes de asa Figura 7.5. O filete de asa geralmente
definido como um arco circular de raio variável, tangente a ambos, asa e fuselagem. Tipicamente
um filete de asa tem um raio de cerca de 10% do comprimento da corda raiz.
Figura 7.5
7.8 Determinação da área Molhada
A área molhada da aeronave (Swet). A área superficial total exposta, pode ser visualizada
como a área das partes externas que iria ficar molhada se fosse mergulhada em água. A área
molhada deve ser calculada como o principal contribuinte para a resistência a fricção.
Swet=2.002Sexpsed 7.6
Swet= Sexpsed[1,977+0,52(c/t0] 7.7
Swet = 3,4(Atopo*Aside)/2 7.8
As figuras seguintes mostram exemplos de áreas molhadas em um projeto.

12. 11
Figura 7.6
Figura 7.7
7.9 Determinando o Volume
O volume interno da aeronave pode ser usado como medida de um novo desenho,
comparando o volume com o de outras aeronaves de mesmo peso e tipo. Uma estimativa para
o volume da fuselagem ode ser feita pela seguinte equação.
Vol= 3,4(Atopo*Aside)/4L 7.9