Relação de levantamento-arrasto - Lift-to-drag ratio

Os irmãos Wright testando seus planadores em 1901 (à esquerda) e 1902 (à direita). O ângulo da corda mostra a melhoria dramática da razão de sustentação-arrasto.

Na aerodinâmica , a razão de sustentação-arrasto (ou relação L / D ) é a quantidade de sustentação gerada por uma asa ou veículo, dividida pela resistência aerodinâmica que cria ao se mover através do ar. Uma relação L / D maior ou mais favorável é normalmente um dos principais objetivos do projeto de aeronaves; uma vez que a sustentação necessária de uma aeronave em particular é definida por seu peso, entregar essa sustentação com menor resistência ao arrasto resulta diretamente em melhor economia de combustível na aeronave , desempenho de subida e taxa de planeio .

O termo é calculado para qualquer velocidade no ar em particular medindo a sustentação gerada e dividindo pelo arrasto nessa velocidade. Eles variam com a velocidade, portanto, os resultados são normalmente plotados em um gráfico bidimensional. Em quase todos os casos, o gráfico tem a forma de U, devido aos dois componentes principais do arrasto.

As relações de sustentação para arrasto podem ser determinadas por teste de vôo, por cálculo ou por teste em um túnel de vento.

Arrastar

Arraste contra velocidade. L / DMAX ocorre no arrasto total mínimo (por exemplo, Parasita mais induzido)
Coeficientes de Arrasto e Elevação vs. Ângulo de Ataque. A velocidade de estol corresponde ao ângulo de ataque no coeficiente máximo de sustentação
Curva polar mostrando o ângulo de planeio para a melhor velocidade de planeio (melhor L / D). É o ângulo de planeio mais plano possível em ar calmo, o que maximizará a distância voada. Esta velocidade no ar (linha vertical) corresponde ao ponto tangente de uma linha a partir da origem do gráfico. Um planador voando mais rápido ou mais lento que esta velocidade no ar cobrirá menos distância antes de pousar.

O arrasto induzido por sustentação é um componente do arrasto total que ocorre sempre que uma asa de vão finito gera sustentação. Em baixas velocidades, uma aeronave precisa gerar sustentação com um ângulo de ataque mais alto , resultando assim em um maior arrasto induzido. Este termo domina o lado da baixa velocidade do gráfico de sustentação versus velocidade.

Curva de arraste para aeronaves leves. A tangente fornece o ponto L / D máximo .

O arrasto de forma é causado pelo movimento da aeronave no ar. Este tipo de arrasto, também conhecido como resistência do ar ou arrasto de perfil, varia com o quadrado da velocidade (veja a equação de arrasto ). Por esse motivo, o arrasto do perfil é mais pronunciado em velocidades maiores, formando o lado direito da forma de U do gráfico de sustentação / velocidade. O arrasto do perfil é reduzido principalmente pela racionalização e redução da seção transversal.

Elevador, como arraste, aumenta à medida que o quadrado da velocidade e o rácio de elevador para arrastar é muitas vezes representada graficamente em termos de elevação e arrasto coeficientes C L e C D . Esses gráficos são chamados de curvas de arrasto . A velocidade aumenta da esquerda para a direita. A razão de sustentação / arrasto é dada pela inclinação da origem até algum ponto desta curva e, portanto, a razão L / D máxima não ocorre no ponto de menor arrasto, o ponto mais à esquerda. Em vez disso, ocorre a uma velocidade ligeiramente maior. Os projetistas normalmente selecionam um projeto de asa que produz um pico L / D na velocidade de cruzeiro escolhida para uma aeronave de asa fixa motorizada, maximizando assim a economia. Como todas as coisas na engenharia aeronáutica , a razão de sustentação / arrasto não é a única consideração para o projeto da asa. Desempenho em um ângulo de ataque alto e um estol suave também são importantes.

Razão de deslizamento

Como a fuselagem da aeronave e as superfícies de controle também adicionarão resistência e possivelmente alguma sustentação, é justo considerar o L / D da aeronave como um todo. Acontece que a razão de planeio , que é a razão entre o movimento de avanço de uma aeronave (sem potência) e sua descida, é (quando voada em velocidade constante) numericamente igual ao L / D da aeronave. Isso é especialmente de interesse no projeto e operação de planadores de alto desempenho , que podem ter razões de planeio de quase 60 para 1 (60 unidades de distância à frente para cada unidade de descida) nos melhores casos, mas com 30: 1 sendo considerado bom desempenho para uso recreativo geral. Alcançar o melhor L / D de um planador na prática requer controle preciso da velocidade no ar e operação suave e restrita dos controles para reduzir o arrasto das superfícies de controle defletidas. Em condições de vento zero, L / D será igual à distância percorrida dividida pela altitude perdida. Alcançar a distância máxima para a altitude perdida em condições de vento requer modificações adicionais da melhor velocidade no ar, assim como a alternância de cruzeiro e termômetro. Para atingir alta velocidade em todo o país, os pilotos de planadores que antecipam fortes térmicas muitas vezes carregam seus planadores (planadores) com lastro de água : o aumento da carga das asas significa uma razão de planeio ideal em maior velocidade no ar, mas ao custo de escalar mais lentamente em térmicas. Conforme observado abaixo, o L / D máximo não depende do peso ou da carga da asa, mas com maior carga da asa, o L / D máximo ocorre em uma velocidade no ar mais rápida. Além disso, a velocidade no ar mais rápida significa que a aeronave voará em um número de Reynolds maior e isso geralmente resultará em um coeficiente de arrasto de sustentação zero menor .

Teoria

Matematicamente, a razão máxima de levantamento para arrasto pode ser estimada como:

onde AR é a razão de aspecto , o fator de eficiência de amplitude , um número menor, mas próximo da unidade, para asas de arestas retas longas e o coeficiente de arrasto de sustentação zero .

Mais importante ainda, a razão de sustentação / arrasto máxima é independente do peso da aeronave, da área da asa ou da carga da asa.

Pode ser mostrado que dois fatores principais da razão de sustentação / arrasto máxima para uma aeronave de asa fixa são a envergadura e a área molhada total . Um método para estimar o coeficiente de arrasto de sustentação zero de uma aeronave é o método de atrito superficial equivalente. Para uma aeronave bem projetada, o arrasto de sustentação zero (ou arrasto parasita) é composto principalmente de arrasto de fricção da pele mais uma pequena porcentagem de arrasto de pressão causada pela separação do fluxo. O método usa a equação:

onde é o coeficiente de atrito da pele equivalente, é a área molhada e é a área de referência da asa. O coeficiente de fricção de pele equivalente é responsável pelo arrasto de separação e arrasto de fricção de pele e é um valor bastante consistente para tipos de aeronaves da mesma classe. Substituir isso na equação para a proporção máxima de sustentação-arrasto, junto com a equação para a proporção de aspecto ( ), resulta na equação:

onde b é a envergadura. O termo é conhecido como proporção de aspecto úmido. A equação demonstra a importância da relação de aspecto molhado na obtenção de um design aerodinamicamente eficiente.

Elevação supersônica / hipersônica para razões de arrasto

Em velocidades muito altas, as taxas de sustentação e arrasto tendem a ser menores. O Concorde tinha uma razão de sustentação / arrasto de cerca de 7 em Mach 2, enquanto um 747 tem cerca de 17 em cerca de mach 0,85.

Dietrich Küchemann desenvolveu uma relação empírica para prever a relação L / D para Mach alto:

onde M é o número de Mach. Os testes do túnel de vento mostraram que isso é aproximadamente preciso.

Exemplos de razões L / D

Características aerodinâmicas computadas
Jetliner cruzeiro L / D Primeiro voo
L1011 -100 14,5 16 de novembro de 1970
DC-10 -40 13,8 29 de agosto de 1970
A300 -600 15,2 28 de outubro de 1972
MD-11 16,1 10 de janeiro de 1990
B767 -200ER 16,1 26 de setembro de 1981
A310 -300 15,3 3 de abril de 1982
B747 -200 15,3 9 de fevereiro de 1969
B747-400 15,5 29 de abril de 1988
B757 -200 15.0 19 de fevereiro de 1982
A320 -200 16,3 22 de fevereiro de 1987
A310 -300 18,1 2 de novembro de 1992
A340 -200 19,2 1 ° de abril de 1992
A340 -300 19,1 25 de outubro de 1991
B777 -200 19,3 12 de junho de 1994

Veja também

Referências

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  2. ^ Manual de vôo do planador, FAA-H-8083-13 . Departamento de Transporte dos EUA, FAA. 2003. p. 5-6 a 5-9. ISBN 9780160514197.
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