Introdução ao Projeto Aeronáutico, Prof. Edison da Rosa - Mod. 4 - Cap. 11

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11.REGULAMENTAÇÃO AERONÁUTICA
11.1 INTRODUÇÃO
Os regulamentosaeronáuticos,RA, são documentosoficiais que
operamcomonormasno setorda aeronáuticacivil.São desenvolvidospor
órgãosgovernamentaisem conjuntocomassociações,comissões,etc.Os
regulamentosdisciplinamtodosos aspectosrelativosà aeronáutica,sendo
divididosemvárias"partes".Internacionalmenteexisteumapadronizaçãona
designaçãodas "partes",relativasa ummesmoassunto,Tabela11.2,bem
como nos parágrafosdo textode cada "parte"ou "subparte".Assim, por
exemplo,aviõescomerciaisdegrandeportesãotratadosnasseguintespartes:
Nos EUA, FAR PART 25;UniãoEuropéia,JAR 25;Austrália,CASA PART 25;
Brasil,RBHA 25 e Canadá - CAR 525.As Tabelas11.1a 11.3mostramos
principaisórgãosde homologaçãoaeronáuticae as principaispartesde um
RegulamentoAeronáutico,RA.
Tabela11.1- Principaisentidadesde regulamentaçãoaeronáutica
JAR
FAR
CASR
Pais
CANADÁ
AUSTRÁLIA
BRASIL
ESTADOS UNIDOS
UNIÃO EUROPÉIA
Orgãoregulador Sigla Regulamento Sigla
CanadianAviationRegulation CARAC CanadianAviation CAR
AdvlsoryCouncll Regulatlon
CivilAviationSafety CASA CivilAviationSafety
AuthorityAustralia Regulations
Departamentode DAC RegulamentoBrasileirode RBHA
AviaçãoCivil HomOlogaçãoAeronáutica
FederalAviation FAA FederalAviation
Administration Regulation
Joint Aviation JAA Joint Aviation
Authorities Requirements
Tabela11.2- Principaispartesdos regulamentosaeronáuticos
Conteúdo
CARCASAFAAJAARBHA
Definições
DiclionaryPart 1JAR-1RBHA01
Procedimentosparaelaboraçãodos regulamentos
Part 11Part 11JAR-11RBHA11
Homologaçãode produtose peças
Chapter
Part21
Part21JAR-21RBHA21
521
Planadorese motoplanadores
Chapter
Part22
JAR-22RBHA22
522
Aviõescategoriasnormais.utilitários,acrobáticos
Chapter
Part 23
Part23JAR-23RBHA23
523
Aviõesde transporte(grandeporte)
Chapter
Part25
Part25JAR-25RBHA25
525
Aviõescategoriasprimáriosou intermediários
Part26RBHA26
Aeronavesnormaisde asas rotativas(pequenas)
Part27Part27JAR-27RBHA27
Aeronavesde transportede asas rotativas
Part29
Part29JAR-29RBHA27
(grandes)
Tabela11.3-Algumas partes aplicáveis ao projetoAeraDesign
202 . . -É(jJson ..<1ª_B9_~.ª
Balões livrestripulados
Chapter
Par! 31
Par! 31 RBHA31
531
Motoresaeronáuticosparaaviões muitoleves
Par! 32
Motoresaeronáuticos
Chapter
Par! 33
Par! 33JAR-ERBHA33533
Hélices
Chapter
Par!35
Par! 35JAR-PRBHA35
535
Normasde ruido I emissões
Chapter
Par! 36
JAR-36RBHA36
516
Manutenção,reconstruçãoe alteração
Chapter
Par!43
Par! 43JAR-147RBHA43
571
Registrode aeronaves
Part 11Par! 47Par! 47 RBHA47
Aeronavesmuitoleves
Chapter
Par! 26
Par!
JAR-VLA
RBHA26523
103
Aviaçãoagricola
Par! 137
Par!
RBHA 137137
Dentreos váriostiposde partesque formamo conjuntode normasde um
País, o interesseprincipalneste textoé sobreas partesqueestabelecemos critérios
para projeto,construção e testes de aeronaves. São as partes que tratamdos
chamadosrequisitosde aeronavegabilidade,"AirworthinessStandards".Para este
tipo,a parteé subdivididaem subpartes,como detalhadono exemploda FAR 23 a
seguir.A estruturade subpartese de parágrafos,épadronizada,de formaqueuma
mesmanumeraçãotratadomesmoassunto,empartesdiferentes,dentrodocontexto
daparteespecífica.Assim,porexemplo,todasas partesde aeronavegabílidadedos
regulamentostratamda estruturada aeronavena SubparteC. O parágrafoXX.335
destasubpartetratadasvelocidadesde projetoe o parágrafoXX.337 dosfatoresde
cargade manobra,dentrodo itemde Cargas de Vôo. Os parágrafosque não se
aplicamsão omitidose suas numeraçõesnão aparecemna parte.
SubpartC-Structure
General
XX.301 Loads.
XX.302 Canard ar tandem wing configurations.
XX.303 Factor of safety.
XX.305 Strength and deformation.
XX.307 Proof of structure.
FlíghtLoads
XX.321 General.
XX.331 Symmetrical f1ightconditions.
XX.333 Flight envelope.
XX.335 Design airspeeds.
XX.337 Limit maneuvering load factors.
XX.341 Gust loads factors.
XX.343 Design fuelloads.
XX.345 High Iiftdevices.
XX.347 Unsymmetrical f1ightconditions.
XX.349 Rolling conditions.
XX.351 Yawing conditions.
XX.361 Engine torque.
XX.363 Side load on engine mount.
XX.365 Pressurized cabin loads.
XX.367 Unsymmetricalloads due to engine failure.
XX.369 Rear lifttruss.
XX.371 Gyroscopic and aerodynamic loads.
XX.373 Speed contraI devices.
Contrai Surface and System Loads
11.2CONTEÚDO DE UM REGULAMENTO
AERONÁUTICO
JAR-VLA
CASAPICA26
CASA UAV Desígn Standards - UA25
CASA CAR Part 101/101.55 (1988)
CASA CAR Part 95/ 95.21 (1988)
CASA Part 200 / 200.9 (1998)
Parte
FAR-22, JAR-22
FAR-23, JAR-23
Conteúdo
Aeronaves planadores / motoplanadores.
Aeronaves categorias normais, utilitários,
acrobáticos.
Aeronaves muito leves.
Aeronaves categoria primária e intermediária.
Veículos aéreos não tripulados.
Aeronaves com peso máximo inferior a 450 kg.
Modelos de aeronaves em espaço aberto.
Modelos de aeronaves em espaço aberto.
Abaixo está colocado o conteúdo da FAA-FAR Part 23, sendo
detalhadas as subpartes B, C e D nos seus tópicos.
EdisondaRosa~-_.-.-_._._------- I~!r?~l'.!~oao~~oj~t?_",_,,~?,:,~~ti~(}._ • .h .?Q5
PART 23 - AIRWORTHINESS STANDARDS:
NORMAL, UTILlTY, ACROBATIC, ANO COMMUTER
CATEGORY AIRPLANES
SubpartA-General
SubpartB-Flight
General
Performance
Flight Characteristics
Controllability and Maneuverability
Trim
Stability
Stalls
Spinning
Ground and Water Handling Characteristics
Miscellaneous Flight Requirements
SubpartC-Structure
General
Flight Loads
Control Surface and System Loads
Horizontal Stabilizing and Balancing Surfaces
Vertical Surfaces
Ground Loads
Water Loads
Emergency Landing Conditions
Fatigue Evaluation
SubpartD-Design and Construction
Wings
Control Surfaces
Control Systems
Landing Gear
Floats and Hulls
Per:;onn€'1and Cargo Accommodations
F'r'2~$;":"";':'J~\._""n
~ít? ;:--2:t?-':::0~
E~;::-~Ca'b:.;···K~·'~axLçht:r"f,gPr'2f~ectO"l
,.r -s:~'·'=--,?:....s
SubpartE-Powerplant
SubpartF-Equipment
SubpartG-Qperating Limitationsand lnformation
Appendixes
11.3RESUMO DA DEFINiÇÃO DAS CONDiÇÕES DE
CARGA
Foi adotadanestetextoa parteCASR 26 [4].paraa discussãodos
critériosusuaisparaa definiçãodas condiçõesde carregamento,aplicávela
aeronavesdascategoriasprimáriae intermediária.As subpartesC e D sãoas
principaisparao projetoestrutural.A subparteB especificaas caracteristicas
devôoquea aeronavedeveapresentar.
Os principaispontosda subparteC, STRUCTURE, são detalhadose
discutidosa seguir.Pequenasadaptaçõesde unidadese de nomenclatura
foramfeitas.
A26.301 LOAOS
Cargalimite(Iimitload):Máximacargaesperadaemserviço.
Cargadecolapso(ultimateload):Cargalimitemultiplicadaporumcoeficiente
desegurança.
A26.303 FACTOR OF SAFETY
Estruturase peçasmetálicase de madeira: 1,50;
Materialcompostotestadoemcondiçõestípicasde calore umidade: 1,80;
Compostonãotestadoemcondiçõestípicasdecalore umidade:
2,25.
A26.305 STRENGTH ANO OEFORMATION
a) A estruturadevesuportaras cargaslimitesemdeformaçãopermanentee
sem deformaçõesgrandeso suficienteque interfiramcom a operação
segura;
b) A estruturadeveser capazde suportaras cargasde colapsocomuma
margemde segurançapositiva(se verificadoporanálise),ou semfalha,
por pelo menos 3 segundos (se verificadopor testes estáticos em
laboratório).
A26.333 FLlGHT ENVELOPE
Para manobras simétricas os requisitos estruturais devem ser
verificadose satisfeitosnoscasosdecargacorrespondentesaos pontosA, C,
E, F,G,AF e DF da envoltóriadevôoabaixoilustrada.
As velocidadesdeprojetosão definidasemA26.335.
OsfatoresdecargasãodefinidosemA26.337(manobra)eemA26.341
(rajada).
VF = 0,46 Vai
Vc = 0,71 VD.
VD = L 11 VHi
n3 = 1 +q S 8CL I G
n4 =1 - q S 8CL I G
Sendo:
q - pressão dinâmica na velocidade Vc;[Pa]
S - Área de referência da asa; [m2]
G - peso total da aeronave; [N]
8CL - Acréscimo no coeficiente de sustentação. Pode ser calculado como:
8CL =a arctg ( FU I Vc ), sendo:
Os fatores de carga de manobra consideram o efeito das forças inerciais
que surgem com a aeronave em manobra, como curvas, subidas, etc. Por
esta razão no caso dos aviões acrobáticos estes valores são maiores.
No caso do projeto AeroDesign, as condições de vôo na competição, em
especial com carga máxima, fazem com que as manobras efetuadas durante
a missão sejam bastante suaves. Desta forma, os fatores de carga
especificados emA26.337 são excessivos. Assim, pode-se pensar emuma
reduç!o nos valores para nl = 2,0 e n2 = -1,0.
A26.341 GUST LOAD FACTORS
OS fatores de carga de rajada devem ser considerados na condição
de flaps levantados, na velocidade Vc' ao nível do mar. Os fatores de carga
são:
~r-"~~~~~il9!"r()ie~~~~-'()n.<3!'!i()()_.___.~.._ _._ __ _.. __ _..__.__. .29J
OBSERVAÇÃO:
Uma forma alternativa de calcular as velocidades de projeto é usar a
velocidade VH como referência. A velocidade VH é a máxima em vôo
horizontal ao nível do mar, com mínimo peso de decolagem, capítulo 9.
As outras velocidades são calculadas a partir desta, usando as proporções
do parágrafo A26.335, como:
OBSERVAÇÃO:
VA = 0,62 VOi
A26.337 L1MIT MANOEUVRING LOAD FACTORS
a) O fator positivo de carga de manobra, n1' não pode ser menor do que:
1 - n1 :2:3,8 para aeronaves não acrobáticas;
2 - n1 :2:6,0 para aeronaves acrobáticas.
NOTA: Para o cálculo estrutural das asas, um fator adicional deve ser
usado, ver A26.343{a).
b) O valor absoluto do fator negativo de carga de manobra, n2, não pode ser
menor do que 50% do fator positivo de carga de manobra.
c) O fator positivo de carga de manobra com flaps baixados, nF, é 2,0.
Fatordecarga
C
• Rajada
~~8~
o Manobra
v.I t-~V", V•• '.
In,
In3
1,001
N //
VelocidadedoarE
tn,n.T-----=-0--~G ------------.r
FFigura 11,1- Envallóriade vôo.
A26.335 DESIGN AIRSPEED
As velocidades de projeto, [m/s] são calculadas como segue, sendo:
n1 - fator de carga de manobra, ver A26.337;
m - massa total da aeronave, [kg];
S - Área de referência da asa, [m2].
a) Velocidade de manobra, VA:
V" =3,48 [n, m I S] 1/2
b) Velocidade de cruzeiro. Vc:
\' - ::3.fl5[ri, m S]' ~
~l:'"'-':0-'.,~::J'~"'-,D,',,,,,"-,Dr~::~.vrio q"e O Q \.' . '8"":0\". c::'Ncu'ada"~~"-'~'--"~~~-~~-~"-- '-' ~ ,- ",,'~ "~ H ~
com a potênC'a máxima. mínimo peso e ao nível do mar.
:::1 \e':;·c:3:e te ~e·ç_hC'.\'::-.r20 '20Ceser menor c:Je amenor de 1:2e3:
1 - \'. =5.5fl ['i.ri S]·~. eu:
2 - Vc = 1AO Vc [n, /3.8] 1 2, se Vc foi determinada com base em VH ou;
3-Vo=1.11 Vw
d) Velocidade mínima de flap, VF:
VF 2 2,56 [n1 m I S] 1/2
e) No cálculo do lado esquerdo da envoltóriade vôo, velocidades abaíxo de VA
' na condição de flaps levantados, um CN =1,35 pode ser usado e no caso
de flaps baixados, CN =2,00.
Introdu9ã-"~~.I"r()i.':~()~.e~()r\~~~i~(). ._. _. _ __ ..__._~.º.~
Adicionalmente à esta carga normal, uma carga horizontal deve ser
considerada, com a mesma forma de distribuição da carga normal, com
intensidade:
208
a - Inclinação da curva de sustentação. Pode ser usado o valor 0,0810.
U - Velocidade da rajada, que deve ser de 15,24 m/s.
F - Fator de redução da rajada:
F =0,2 ( m I S ) 0.25. Pontos A e G na envoltória de vôo:
Todos os outros pontos:
H =0,25 N;
H =0,20 N.
OBSERVAÇÃO:
Os fatores de carga de rajada consideram um vento vertical de 50 ftl
s. O fator de redução leva em conta que existe um gradiente nesta
velocidade, ou seja, o avião não é subitamente submetido a esta
rajada, mas sim progressivamente. No caso específico do projeto
AeroDesign, estes fatores de rajada podem ser tambémreduzidos, pois
o vôo não é efetuado a grandes alturas, logo a velocidade padronizada
de 50 ftls dificilmente irá se manifestar, pela proximidade da aeronave
com o solo. Neste sentido, o relatório NACA NR-692 indica que, para
vôos abaixo de 3500 ft, a velocidade de rajada não excede 25 ftls, com
mais de 95%dos pontos abaixo de 20 ft/s. Assim, recomenda-se trabalhar
para o projeto AeroDesign Comuma velocidade de rajada U, de 25 ftls,
ou 7,62 m/s. O fator de redução F deve ser usado.
Outrasdistribuiçõesaceitáveisde N são a de Schrenke a da teoriada linha
de sustentação,que usa a expansãoem sériede Fourierno cálculoda distribuição
dacirculação.Para estasdistribuiçõesa cargahorizontaldeveserobtidapelocálculo
localde CI, ânguloinduzidoe resistênciaaerodinâmicana seção.
d) O posicionamento da carga ao longo da corda é feito considerando o
momento aerodinâmico gerado pelo perfil.
e) Nos casos de flaps defletidos, a distribuição de sustentação pode ser
obtida com os acréscimos de sustentação e arrasto causados pelos
flaps, considerando uma distribuiçãoretangularpara estes acréscimos,
no comprimento dos flaps.
OBSERVAÇÃO:
No projeto aerodinâmico da asa não é considerada a fuselagem, ou
seja, a área de referência é a área geométrica bruta da asa. Já o
cálculo estrutural considera, por segurança, apenas a área líquida da
asa, externa à fuselagem, como a área que está gerando sustentação e
equilibrando as forças de peso e de manobra.
A26.349 ROLLlNG CONDITIONS
A asa e a estrutura de fixação asa-fuselagem deve ser projetada para
cargas normais e horizontais de 75 % do caso A, agindo em ambos os lados
da aeronave, mais a torção da asa decorrente da defleção dos ailerons. Esta
torção é calculada como:
aileron para cima;Cm =Cmo +0,01 bu;
A26.347 UNSYMMETRICAL FLlGHT CONDITIONS
a) Aeronaves não acrobáticas. Considerar 100 % da carga aerodinâmica do
caso A em um lado do avião e 70 % carga aerodinâmica do caso A no outro
lado.
b) Aeronaves acrobáticas. Considerar 100%da carga aerodinâmica do caso A
em um lado do avião e 60 % carga aerodinâmica do caso A no outro lado.
Esta carga não simétricaé reagida pela inércia da aeronave. Este caso
de carga geralmenteafetaapenas a estruturade fixação asa-fuselagem. Porém
se houvermassas significativasna asa, como motoresou tanquesde combustível
em ponta de asa, então uma análise completa da asa é necessária.
b'
1 N
wN=2b'_c /4ma
N - Força normal total da aeronave; [N]
b'- semi-envergadura líquida; [m]
cma - corda média aerodinâmica. [m]
A26.343 WING AERODYNAMIC LOAD DISTRIBUTION
a) Para os casos positivos de carga de manobra e de rajada, as forças
aerodinâmicas horizontale verticalsobre a asa devem ser aumentadaspelo fator 1,05.
b) As cargas aerodinâmicas na asa devem ser consideradas atuantes na
área líquida, a menos que a parcela de carga aerodinâmica que atua
na fuselagem possa ser realisticamente determinada.
c) Aseguinte distribuição de cargas normais pode ser usada, para o casode flaps para cima.
Figura 11.2- Carga aerodinâmicasobrea asa.
Intr?<l..ll2.ií.?a_o~~Clj~~?I\~!?~_~~tic':l..__
a2) Motores de quatro tempos:
1,33 para motor de 5 cilindros ou mais.
a3) Motores de dois tempos:
6 para motor de 1 cilindro;
3 para motor de 2 cilindros;
2 para motor de 3 cilindros ou mais.
b) Para motores com caixas de redução os fatores acima podem ser
alterados, dividindo os mesmos pela relação de transmissão da
redução. O fator resultante não pode ser menor que 1,33.
c) Um fator de carga para carga lateral deve ser usado de 1,5 para
aeronaves não acrobáticas e de 2,0 para aeronaves acrobáticas.
d) No cálculo com as cargas transmitidas pelos elementos adjacentes do
trem de pouso o tarque do motor pode ser considerado zero.
cs+cE+h
W2=Wlo05o(c +cE)+h, s
_ p·U
w=q,oCLT [Pa]; OCLT=O,S.aT·arctgyc
aT - Inclinação da curva de sustentação da empenagem. Pode ser usado
o valor 0,06/ o.
c) Determine a pressão de projeto w1 como a maior de a) e b). As duas
distribuições de carga abaixo devem ser consideradas. Calcule w2
como:
b) Calcule as cargasdevido a rajadas com a pressão:
A26.421 HORIZONTAL TAIL LOADS
a) Calcule as cargas de manobra usando a pressão:
n ·G
w=230+0,534'T [Pa], ::::575Pa
A26.393 LOADS PARALLEL TO HINGE UNE
Nas superfícies de controle os suportes, articulações e pontos de
fixação devem ser projetados para uma carga de inércia agindo paralela ao
eixo da articulação, igual a K vezes o peso da superfície de controle.
K =24 para superfícies verticais;
K =12 para superfícies horizontais.
L1 =05. VA '0
b , V PD
Cm =Cmo - 0,01 8d; aileron para baixo.
Cm - Coeficiente de momento local da seção;
Cmo -Coeficiente de momento do perfil da seção;
8"; - Deflexão do aileron, para cima, [ o ];
8d; - Deflexão do aileron, para baixo, [O ];
VA
L1a =V,opc
8p - Deflexão total do aileron, [ O]; 8p=8" +8d;
Calcule
2
COlO -O,OI'ob VD
Calcule K= C -O 01'0 '-2
mo , a Vc
8 - Deflexão do aileron, para baixo, correspondente a L1a;
8:- Deflexão do aileron, para baixo, correspondente a L1b;
Se K < 1,0, L1a é critico e é usado para determinar 8" e 8d. Neste caso
Vc é crítica e deve ser usada no cálculo da torção da asa.
Se K:::: 1,0, L1b é crítico e é usado para determinar 8"e 8d• Neste caso
VD é critica e deve ser usada no cálculo da torção da asa.
A26.351 REAR FUSELAGE LOADS
A parte traseira da fuselagem é considerada a partir do ponto traseiro
de fixação da asa na fuselagem. A fuselagem traseira deverá suportar asseguintes cargas, agindo separadamente:
a) As cargas simétricas da empenagem horizontal,A26.421;
b) As cargas não simétricas da empenagem horizontal,A26.427;
c) As cargas da empenagem vertical,A26.441;
d) As cargas da bequilha traseira, A26.497.
A26.361 FORWARD FUSELAGEAND ENGINE MOUNT LOADS
A fuselagem dianteira e o suporte do motordevem ser projetados parasuportar as cargas:
a) Os fatores de carga positivos e negativos de manobra e rajada,
combinados com o torque do motor na potência máxima para
decolagem multiplicado, pelo fator abaixo:
a1) Motores de quatro tempos:
8 para motor de 1 cilindro;
4 para motor de 2 cilindros;
3 para motor de 3 cilindros;
2 para motor de 4 cilindros;
2
w6==ws'3Ws ==0,64,~I~~ ,CN [Pa], ~575Pa,,
I
I
I
I
w.]~ -},12
- I. CF .1
( )0.25V ==0,902'; [m Is]
A seguinte distribuição de carga no f1apdeve ser usada:
~~
A26.473 GROUND LOADS ANO ASSUMPTIONS
a) As cargas de impacto de aterrisagem, sob A26.479 a 483, podem ser
calculadas a partirda energia de impacto,como determinado por este
parágrafo.
b) No cálculo da energia a ser absorvida pelo tremde pouso, as seguintes
hipóteses podem ser usadas.
1 - A massa usada para determinar a velocidade vertical de descida
deve corresponder à máxima massa de decolagem.
2 - A velocidade vertical da aeronave é:
A velocidadeverticalnão pode ser menordo que 2,13 m/s, e não precisa
ser maior que 3,04 m/s.
c) O fator de carga de inércia usado para o projeto não pode ser menor
do que 2,67 e o fator de reação do solo não pode ser menor do que
2,0.
A26.479 LEVEL LANDING CONDITION
a) Para aeronaves com bequilha traseira, a aeronave está em posição
nivelada com uma carga vertical no trem de pouso principal de:
Fv =(n - nL) G, sendo:
n - Fator de carga no CG, durante o impacto com o solo, A26.473;
nL - Fator de carga de sustentação da asa, nL =0,67.
Introduçã~? Pr()j~~()~~~<Í-~~c_~ • • , gJ.~
Figura 11.5·Carga aerodinâmicasobreos f1aps_
Edison da Rosa-----
~----~
"'-1"'-
Figura 11.3- Carga sobreo estabilizadorhorizontale profundor.
d) As cargas definidas acima devem ser consideradas agindoverticalmentenos dois sentidos.
A26.441 VERTICAL TAIL LOADS
O carregamento nesta superfície é o mesmo de A26.421 (a) e as
distribuições de A26.421(c) devem ser consideradas.
A26.455 AILERONS
A pressão de projeto w3 dos ailerons é calculada como:
- .n)·G > == • cA+h
w3 - 0,466 S [Pa], - 575Pa w4 w3 0,5.cA +h
A distribuição de carga a ser considerada nos ailerons é:
~ ~-
Figura 11.4- Carga sobreos ailerons.
A26.457 WING FLAPS
A carga nos f1apsé calculada pela equação a seguir, sendo CN o valormáximo do coeficiente de força normal da asa.
214 E::Qi?9'l.çfª.B95ª
~tr?dlJç.!l?~O_P.!()j~t()-"'~~~lJ.!i-"-()------------
Figura 11.6- Carregamentono tremde aterisagem_
FH = 0,25 n G.
0,67G
0,67 G
;:IV
A26.493 BRAKED ROLL CONDITIONS
Com a aeronave nivelada, as cargas nas rodas do trem principal são:
Figura 11.7- Cargas transversaisnas rodas.
A26.485 SIDE LOAD CONDITIONS
Com a aeronave nivelada e as rodas em velocidade, as cargas nas
rodas do trem principal são:
~
0,67
;IV
b
PF ==(n - nL)· G· b· a+b;
a
PR ==(n-nL)·G· b· a+b
K ==0,25;
b) Para aeronaves com bequilha dianteira:
1- Com todas as três rodas em contatocom o solo simultaneamente, o
fatorde carga vertical sobre o CG do avião écomo mostrado; e
2 - Com a bequilha fora do contato com o solo, o carregamento acima
se aplica.
p~f~'0.\""",
F~a
«:~
As cargas de aceleração do movimento da roda (spin up) e a carga
dinâmica de retorno, aplicadas nos eixos, fornecem uma carga horizontal, em
ambos os sentidos, FH:
A26.481 TAIL DOWN LANDING
a) As condições de aterrissagem com a cauda baixada são:
1 - Para aeronaves com bequilha traseira, considerar todas as rodas
em contatocom o solo simultaneamente;ou
2 - Para aeronaves com bequilha dianteira, considerar na posição de
estol, ou com a cauda imediatamentefora de contato com o solo, o que
for menor.
b) Em ambos os casos acima, as cargas de aceleração do movimento da
roda são consideradas zero.
A26.483 ONE WHEEL LANDING
Em vôo nivelado a aeronave toca o solo com apenas uma roda do trem
principal. As cargas são as mesmas que para uma roda, determinadas em
A26.479.
0,67 G
Figura 11.8- Cargas longitudinaisnas rodas.
A26.499 SUPPLEMENTARY CONDITIONS FOR NOSE
WHEELS
Com a aeronave no solo, na sua condição normal, as cargas na
bequilha dianteira e sua estrutura, incluindo as articulações de acionamento,
são:
a) Carga horizontal dirigida para trás:
Fv=2,25· RI
FH =0,8· Fy
b) Carga horizontal dirigida para frente:
Fy =2,25· RI
FH =0,4 . Fy
c) Carga horizontal dirigida para o lado:
Fy =2,25· RI
FL=0,7.Fy
sendo:
RI - Reação estática no eixo da bequilha;
Fv - Força vertical no eixo;
FH - Força horizontal no eixo;
FL - Força horizontal, agindo no solo.
Edison da Rosa